CN112061377A - 带有缝翼的机翼组件和飞机 - Google Patents

Abstract

带有缝翼的机翼组件和飞机。一种机翼组件，包括：后掠机翼本体，所述机翼本体的前边缘从机翼根部向外并且向后延伸到机翼边缘；选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体的第一缝翼；和选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体的第二缝翼，所述第二缝翼设置在所述第一缝翼的外侧，柔性密封部件被设置并且连接在所述第一缝翼和所述第二缝翼之间；所述第一缝翼的至少一部分、所述第二缝翼的至少一部分和所述柔性密封部件的至少一部分在它们之间限定缝翼间隙，所述缝翼间隙的至少大部分基本上平行于预定局部气流方向。还公开了一种飞机，所述飞机包括机身；和连接到所述机身的两个相对设置的机翼组件。

Description

带有缝翼的机翼组件和飞机

技术领域

本技术涉及带有缝翼的机翼组件。

背景技术

随着降噪法规在机场周围变得越来越普遍，识别和解决操作中的飞机的噪声源变得越来越重要。特别令人关注的是在更靠近地面和机场周围发生的起飞和着陆期间的降噪。

如在Noise Prediction from a Partially closed Slat Junction(从部分闭合的缝翼接合部的噪声预测)中所提出的那样(Lew等人，美国航空航天学会(AIAA)出版物2013-2161，下文称为“Lew”)，固定翼飞机的前边缘缝翼是在着陆期间的一个明显的噪声源。前边缘缝翼是机翼的前边缘上的小型空气动力学表面，用于提高机翼的最大升力，尤其是在起飞和着落期间。当展开时，缝翼允许飞机的机翼相对于周围的气流以更大的迎角(angle of attack)操作。缝翼通常在起飞和着落期间部分或完全展开，并在飞行的巡航部分期间收起以最小化阻力。如在Lew中指出的，当在着陆期间缝翼部分地展开时，在两个缝翼之间形成的间隙(也称为缝翼接合部)之上并穿过该间隙的气流是一种可识别的噪声源。

已经提出了对缝翼间隙噪声形成问题的一些解决方案。一种解决方案包括设置橡胶密封件，该橡胶密封件沿着缝翼之间的缝翼接合部的一部分延伸，以便部分地减少流过缝翼接合部的空气。然而，由于缝翼的最后部分(aft-most portions)对着机翼本体齐平地缩回，所以橡胶密封件通常不会覆盖整个缝翼间隙。

在图2中示意了这种布置。示出了一种示例性现有技术机翼组件15'，其带有缝翼50，当从上方观察时，缝翼50的形状通常是矩形的。在两个相邻的缝翼50之间，已经包括了橡胶密封件52，以减少空气流入到缝翼50之间的空间的前部(forward portion)。为了允许襟翼50适当地缩回，橡胶密封件52不沿着襟翼50之间的整个空间延伸。因此，在橡胶密封件52的后方(aftward)并且在缝翼50之间形成间隙54。间隙54通常正交于机翼本体20'的前边缘(leading edge)对准，并且偏向于流向气流方向70。

为了解决诸如在图2中示意的布置中剩余的缝翼间隙噪声问题，一种建议的解决方案是向后延伸缝翼之间的橡胶密封件以覆盖缝翼之间的所有缝翼接合部空间。然而，在这种解决方案中，将必须修改在缝翼接合部下方的机翼本体以容纳橡胶密封件，以便使缝翼完全缩回。

因此，期望一种用于固定翼飞机的构造，该构造有助于减少由于在两个部分展开的缝翼之间的缝翼间隙所产生的噪声。

发明内容

本技术的目的是改善(ameliorate)现有技术中存在的至少一些不便。

根据一个非限制性方面，提供了一种机翼组件，所述机翼组件包括：后掠机翼本体，所述机翼本体的前边缘从机翼根部向外并且向后延伸到机翼边缘；第一缝翼，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第一缝翼包括：第一前边缘和第一后边缘；在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间延伸的第一内侧边缘，以及在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间延伸的第一外侧边缘，所述第一外侧边缘包括：从所述第一前边缘延伸到在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间的第一中间点的第一前侧部分，和从所述第一中间点延伸到所述第一后边缘的第一后侧部分；和第二缝翼，所述第二缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第二缝翼设置在所述第一缝翼的外侧，所述第二缝翼包括：第二前边缘和第二后边缘；在所述第二前边缘到所述第二后边缘之间延伸的第二外侧边缘；和在所述第二前边缘到所述第二后边缘之间延伸的第二内侧边缘，所述第二内侧边缘包括：从所述第二前边缘延伸到在所述第二前边缘和所述第二后边缘之间的第二中间点的第二前侧部分，和从所述第二中间点延伸到所述第二后边缘的第二后侧部分；所述第一缝翼和所述第二缝翼在所述第一后侧部分和所述第二后侧部分之间限定缝翼间隙，所述缝翼间隙基本上平行于预定局部气流方向。

在一些实施例中，所述第一前边缘限定第一前边缘线，所述第一前边缘线连接所述第一缝翼的最前点并且在第一内侧端和第一外侧端之间延伸；所述第一后边缘限定第一后边缘线，所述第一后边缘线连接所述第一缝翼的最后点并且在所述第一内侧端和所述第一外侧端之间延伸，所述第一后边缘设置在距所述第一前边缘第一弦距处；所述第一前边缘线和所述第一后边缘线限定第一缝翼平面，所述第一前边缘和所述第一后边缘之间的所述第一弦距正交于所述第一前边缘延伸，所述第一弦距是沿着所述第一缝翼平面测量的；所述第一前侧部分到所述第一缝翼平面上的投影限定第一前侧线；所述第一后侧部分到所述第一缝翼平面上的投影限定第一后侧线；第二前边缘限定第二前边缘线，所述第二前边缘线连接所述第二缝翼的最前点并且在所述第二内侧端和所述第二外侧端之间延伸；第二后边缘限定第二后边缘线，所述第二后边缘线连接所述第二缝翼的最后点并且在所述第二内侧端和所述第二外侧端之间延伸，所述第二后边缘设置在距所述第二前边缘第二弦距处；所述第二前边缘线和所述第二后边缘线限定第二缝翼平面，所述第二前边缘和所述第二后边缘之间的所述第二弦距正交于所述第二前边缘延伸，所述第二弦距是沿着所述第二缝翼平面测量的；所述第二前侧部分到所述第二缝翼平面上的投影限定第二前侧线；所述第二后侧部分到所述第二缝翼平面上的投影限定第二后侧线；并且所述第一后侧线和所述第二后侧线基本上平行于预定局部气流方向。

在一些实施例中，所述机翼组件还包括设置在所述第一缝翼和所述第二缝翼之间的柔性密封部件，所述柔性密封部件从所述第一前边缘和所述第二前边缘延伸到所述第一中间点和所述第二中间点。

在一些实施例中，所述缝翼间隙的前边缘由所述柔性密封部件的后边缘限定。

在一些实施例中，所述柔性密封部件是连接在所述第一前侧部分和所述第二前侧部分之间的橡胶密封件。

在一些实施例中，所述第一后边缘线长于所述第二后边缘线。

在一些实施例中，所述第一前边缘线和所述第二前边缘线的长度相等；并且所述第一缝翼平面的表面面积大于所述第二缝翼平面的表面面积。

在一些实施例中，当所述机翼组件被安装在飞机上时，所述第一后侧线和所述第二后侧线基本上平行于所述飞机的纵向中心线。

在一些实施例中，所述第一弦距和所述第二弦距的长度相等。

在一些实施例中，所述第一前侧线和所述第二前侧线中的每一者延伸所述第一弦距的至少65％。

在一些实施例中，所述第一前侧线和所述第二前侧线中的每一者延伸所述第一弦距的95％或更小。

在一些实施例中，所述第一前侧线是直线；并且所述第二前侧线是直线。

在一些实施例中，所述第一后侧线是直线；并且所述第二后侧线是直线。

在一些实施例中，所述第一前侧线的外侧(outboard side)和所述第一后侧线的外侧在其间限定第一角度；所述第二前侧线的外侧和所述第二后侧线的外侧在其间限定第二角度；所述第一角度小于175度；并且所述第二角度小于175度。

在一些实施例中，所述第一角度大于135度；并且所述第二角度大于135度。

在一些实施例中，所述第一角度等于所述第二角度。

在一些实施例中，当所述机翼组件被安装在所述飞机上并且所述第一缝翼和所述第二缝翼处于中间位置并且空气流过所述机翼组件时，与带有一对其它缝翼的其它后掠机翼组件相比，所述缝翼间隙的定向引起降噪，其中所述其它后掠机翼组件形成与所述其它缝翼的相应的前侧线共线的间隙。

在一些实施例中，所述预定局部气流方向与气流的流向方向对准。

在一些实施例中，当所述机翼组件被安装在飞机上并且所述飞机在操作中时，所述预定局部气流方向与冲击所述第一前边缘和所述第二前边缘中的至少一者的气流的方向对准。

根据另一个非限制性方面，提供了一种飞机，所述飞机包括机身；和连接到所述机身的两个相对设置的机翼组件，所述两个相对设置的机翼组件中的每一者是根据以上任一实施例所述的机翼组件。

根据另一个非限制性方面，提供了一种机翼组件，所述机翼组件包括：后掠机翼本体，所述机翼本体的前边缘从机翼根部向外并且向后延伸到机翼边缘；第一缝翼，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体；和第二缝翼，所述第二缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第二缝翼设置在所述第一缝翼的外侧，柔性密封部件被设置并且连接在所述第一缝翼和所述第二缝翼之间；所述第一缝翼的至少一部分、所述第二缝翼的至少一部分和所述柔性密封部件的至少一部分在它们之间限定缝翼间隙，至少所述缝翼间隙的大部分基本上平行于预定局部气流方向。

出于本申请的目的，与空间定向有关的术语，诸如向前、向后、向上、向下、左、右通常是坐在飞机中在正常驾驶位置的飞行员所理解的。除非在本申请中另有规定，否则当与飞机分开地描述或指代飞机的构件或子组件(诸如例如机翼组件)时，与空间定向有关的术语应被理解为当将这些构件或子组件安装到飞机时将被理解的那样。

本技术的实施例均具有上述目的和/或方面中的至少一个，但不一定具有全部。应当理解的是，由于试图达到上述目的而导致的本技术的某些方面可能不满足该目的和/或可能满足本文未具体叙述的其它目的。

根据以下描述和附图，本技术的实施例的另外的和/或可替代的特征、方面和优点将变得显而易见。

附图说明

为了更好地理解本技术以及其它方面和其进一步的特征，参考将结合附图使用的以下描述，其中：

图1是飞机的顶平面视图；

图2是带有一对缝翼的现有技术飞机的左机翼组件的一部分的顶平面视图；

图3是图1的飞机的左机翼组件的一部分的顶平面视图，该机翼组件包括根据本技术的一对缝翼；

图4是图3的内侧缝翼的左后顶侧透视图；

图5是图3的外侧缝翼的左后顶侧透视图；

图6是图3的缝翼的投影的顶平面视图；

图7是图6的投影的特写局部视图；

图8是图2的现有技术的一对缝翼的顶平面视图，示意在使用时的模拟的压力波动；

图9是图2的现有技术缝翼的左前侧透视图，示意在使用时的模拟的空气扰动；

图10是图3的一对缝翼的顶平面视图，示意在使用时的模拟的压力波动；并且

图11是图3的一对缝翼的左前侧透视图，示意在使用时的模拟的空气扰动。

具体实施方式

图1示出了根据本技术的固定翼喷气飞机10的顶视图。飞机10包括机身12(飞机10的本体)。飞机10的纵向中心线30沿着机身12的中心从飞机10的前部延伸到后部。两个相对设置的机翼组件15(也称为机翼15)连接到机身12。机翼组件15在操作期间产生升力并由此使飞机10飞行。

每个机翼组件15包括从机翼根部22延伸到机翼尖端23的机翼本体20。本技术的机翼本体20是后掠机翼本体20，其中随着机翼本体20从机翼根部22向外延伸，机翼15的前边缘16向后延伸。每个机翼组件15包括前边缘16以及后边缘17。使用在标称流向气流(nominal streamwise airflow)70的方向上测量的并且由弦“C”表示的平均空气动力学弦(“MAC”)来确定机翼组件15的从前边缘16到后边缘17的尺寸。本领域技术人员将理解的是，由于大多数机翼在其跨度上改变它们的弦(如对于在图1中示意的机翼组件15便是这种情形)，因此平均空气动力学弦(MAC)被用于比较不同的机翼构造。通常，在机翼组件15的更宽的内侧区段上产生的升力大于在机翼组件15的窄的外侧区段上产生的升力。本领域技术人员还将理解的是，每个机翼组件15包括机翼组件15的特定的翼型或形状。

每个机翼组件15包括两个缝翼100、200，这将在下面更详细地描述。在一些实施例中，机翼组件15可以包括另外的缝翼，其能够根据已知的构造或本实施例来实现。还可以设想到，取决于任何给定实施例的详情，机翼组件15可以包括一个或多个襟翼、整流罩、副翼和各种其它相关结构。

参考图3至图7，现在将更详细地描述根据本技术的机翼组件15。机翼组件15的缝翼100、200的形状和布置被设计成有助于解决由于空气流入到和流过现有技术的间隙54而产生的噪声问题，尤其是当缝翼50在着陆期间部分地展开时。

将相对于如图3中所示的左机翼组件15描述机翼组件15的详情，右机翼组件15是左机翼组件15的镜像。在一些实施例中，可以设想到机翼组件15可以不是彼此的镜像。

机翼组件15包括如上提到的缝翼100、200。缝翼200被设置成邻近缝翼100并且在其外侧。缝翼100、200不直接接触，而是被分开约1英寸(2.54cm)。取决于具体实施例，可以设想到缝翼100、200可以被设置得更靠近或更远离，通常在0.5和1英寸(1.27和2.54cm)之间。

缝翼100、200在机翼本体20的前顶侧上选择性地以可移动方式连接到机翼本体20。缝翼100、200能够沿着正交于机翼前边缘16的方向72(也称为铰链方向72)选择性地移动到多个位置。该多个位置至少包括缩回位置、展开位置和在缩回位置和展开位置之间的一个或多个中间位置。在缩回位置，缝翼100、200处于它们相对于机翼本体20的最后位置(aft-most position)。缝翼100、200被构造成当处于该缩回位置时与机翼本体20尽可能齐平地放置，以最小化阻力。在展开位置，缝翼100、200处于它们相对于机翼本体20的最前延伸位置。中间位置也被不同地称为部分展开位置或部分缩回位置。取决于特定实施例，缝翼100、200能够移动到一个或多个不同的中间位置。

缝翼100、200沿着法线方向72一致地选择性地展开和缩回，但是在一些实施例中，可以设想到缝翼100、200可以至少部分地独立地移动。缝翼100、200在图中被示意为处于其缩回位置，其中缝翼100、200的前边缘151、251与机翼15的前边缘16对准。

为了更好地理解缝翼100、200的各个结构，现在将参考图4和图5描述缝翼100、200整体形式的细节。

在图4中，孤立地示意了缝翼100。缝翼100包括前边缘151，该前边缘151限定连接缝翼100的最前点的前边缘线161。当缝翼100处于缩回位置时，前边缘151构成机翼前边缘16的一部分。前边缘线161在内侧端172和外侧端171之间延伸(图6)。与前边缘151相对，缝翼100包括后边缘152，该后边缘152限定连接缝翼100的最后点的后边缘线162。后边缘线162类似地在内侧端182和外侧端181之间延伸(图6)。

前边缘线161和后边缘线162限定缝翼平面150，该缝翼平面将在下面更详细地描述。应当注意的是，缝翼平面150仅仅是几何结构，以帮助理解缝翼100的整体几何形状。后边缘线162被设置成在方向72上距前边缘线161弦距180(图6)处，其中弦距180正交于前边缘线161延伸，并且是沿着缝翼平面150测量的。在一些实施例中，在前边缘线161和后边缘线162之间的弦距可以从内侧端到外侧端变化，并且在这种情况下，可以使用平均空气动力学弦来确定弦距180。

在缝翼100的内侧(inboard side)上是从前边缘151到后边缘152基本上垂直延伸的内侧边缘158。与内侧边缘158相对的是类似地从前边缘151延伸到后边缘152的外侧边缘156。外侧边缘156包括从前边缘151延伸到中间点155的前侧部分153。前侧部分153平行于内侧边缘158，但是可以设想到可以不是对于所有实施例都这样。外侧边缘156还包括从中间点155延伸到后边缘152的后侧部分154。

在图5中，缝翼200被孤立示出并且将被更详细地描述。缝翼200包括前边缘251，该前边缘251在处于缩回位置时是机翼前边缘16的一部分。前边缘251限定连接缝翼200的最前点的前边缘线261。前边缘线261在内侧端272和外侧端271之间延伸(图6)。与前边缘251相对地，缝翼200包括后边缘252，该后边缘252限定连接缝翼200的最后点的后边缘线262。后边缘线262类似地在内侧端282和外侧端281之间延伸。

前边缘线261和后边缘线262限定缝翼平面250。应当注意的是，缝翼平面250类似地仅仅是几何构造，用于帮助理解缝翼200的整体几何形状。后边缘线262被设置成在法线方向72上距前边缘线261弦距280处，其中，弦距280正交于前边缘线261延伸，并且是沿着缝翼平面250测量的。在一些实施例中，在前边缘线261和后边缘线262之间的弦距可以从内侧端到外侧端变化，并且在这种情况下，可以使用平均空气动力学弦来确定弦距280。

在缝翼200的外侧上是从前边缘251到后边缘252基本上垂直延伸的外侧边缘254。与外侧边缘254相对的是类似地从前边缘251延伸到后边缘252的内侧边缘256。内侧边缘256包括从前边缘251延伸到中间点255的前侧部分257。前侧部分257平行于内侧边缘254，但是可以设想到可以不是对于所有实施例都是这样。内侧边缘256还包括从中间点255延伸到后边缘252的后侧部分258。

如上提到的，缝翼100、200不接触，而是相反被小的空间(相对于缝翼100、200的整体尺寸来说)分开。为了帮助减轻由于空气流入到并流过缝翼100、200之间的空间而引起的阻力和噪声，机翼组件15包括柔性密封部件80(图3)，该密封部件桥接了在缝翼100、200之间的空间的一部分。柔性密封部件80被连接在缝翼100的外侧边缘156的前侧部分153和缝翼200的内侧边缘256的前侧部分257之间。柔性密封部件80从前边缘151、251延伸到中间点155、255。

取决于实施例，柔性密封部件80能够仅覆盖在前侧部分153、257之间的空间的一部分。在本实施例中，柔性密封部件80是橡胶密封件80。在其它实施例中，柔性密封部件80可以由不同的材料制成，包括但不限于橡胶或其它聚合物材料。

在柔性密封部件80和前侧部分153、257的后方，缝翼100、200在其间限定缝翼间隙90。具体地，缝翼间隙90被限定在后侧部分154和后侧部分258之间。

根据本发明，缝翼100、200的后侧部分154、258被布置成使得缝翼间隙90大致与预定局部气流方向对准。预定局部气流方向是当飞机10在使用中时，并且更特别地当缝翼100、200处于中间或展开位置时(例如，在着陆期间)，预期空气在缝翼100、200上流动的方向。例如，预定局部气流方向可以被认为是与冲击缝翼100、200的前边缘151、251的气流方向对准的方向。预定局部气流方向是基于机翼组件15的各种特性而针对机翼组件的特定实施例确定的，除了其它可能的特性之外，所述各种特性包括但不限于：机翼形状、机翼后掠角度、在缝翼100、200和机翼根部22和/或机翼尖端23之间的距离、预期机翼偏转和迎角(AoA)、速度或流动条件。在所示意的实施例中，预定局部气流方向以及因此缝翼间隙90与标称气流方向70对准。换言之，缝翼间隙90与气流的流向方向对准。然而，在其它实施例中，预定局部气流方向可以不与标称气流方向70对准。

如上提到的，已经发现缝翼间隙90的沿着流动通过缝翼间隙90的空气的方向的对准有助于减少由后掠机翼组件15产生的噪声。在以下情况下这是尤其适用的，即，当缝翼100、200处于中间或展开位置时，诸如当飞机10着陆并且缝翼间隙90没有对着机翼本体20齐平或几乎齐平地缩回时。

由于缝翼100、200具有弯曲的顶表面和底表面，所以能够通过检查缝翼100、200到缝翼平面150、250上的投影来获得对缝翼100、200的整体形状以及在缝翼100、200之间形成的缝翼间隙90的进一步理解。在图6和图7中示意了到缝翼平面150、250上的投影。

如上提到的，缝翼平面150由前边缘线161和后边缘线162限定，并且缝翼平面250由前边缘线261和后边缘线262限定。由于如上所述，缝翼平面150、250只是用来帮助理解缝翼100、200的整体几何形状的几何构造，所以即使如以上限定的平面150、250可能并不总是处于恰好相同的平面中，缝翼平面150、250也将通常被视为属于相同平面。在一些实施例中，前边缘线161、261和后边缘线162、262可以限定相交平面或平行平面。

对于缝翼100，内侧边缘158到缝翼平面150上的投影限定内侧线163，并且外侧边缘156到缝翼平面150上的投影限定外侧线164。正如外侧边缘156由两个边缘部分153、154形成那样，外侧线164包括两个线部分。前侧部分153到缝翼平面150上的投影限定从前边缘161延伸到中间点155的投影167的前侧线165。外侧边缘156的后侧部分154到缝翼平面150的投影限定从投影的中间点167延伸到后边缘线162的后侧线166。

如在线165、166的外侧上测量的，后侧线166与前侧线165成角度199设置(图7)。当后侧线166从投影的中间点167延伸时，该后侧线166既向外侧又朝向后边缘162延伸。如在本实施例中示意的，角度199约为150度，但这仅仅是一个非限制性实例。可以设想到角度199可以从大于135度到小于175度变化。

对于缝翼200，外侧边缘254到缝翼平面250上的投影限定外侧线263，并且内侧边缘256到缝翼平面250上的投影限定内侧线264。正如内侧边缘256由两个边缘部分257、258形成那样，内侧线264包括两个线部分。内侧边缘256的前侧部分257到缝翼平面250上的投影限定从前边缘261延伸到中间点255的投影267的前侧线265。类似地，内侧边缘256的后侧部分258到缝翼平面250上的投影限定从投影的中间点267延伸到后边缘线262的后侧线266。

如在线265、266的外侧上测量的，后侧线266与前侧线265成角度299设置(图7)。当后侧线266从投影的中间点267延伸时，该后侧线266既向外侧又朝向后边缘262延伸。如所示意的，角度299约为150度，但这仅仅是一个非限制性实施例。可以设想到角度299可以从大于135度到小于175度变化。

柔性密封部件80到包含缝翼平面150、250的平面上的投影限定了密封部件投影81。类似地，缝翼间隙90到包含缝翼平面150、250的平面上的投影限定了缝翼间隙投影91。缝翼间隙投影91被限定在后侧线167、267和密封部件投影81的后侧(aft side)之间。

在本实施例中，角度299等于角度199，使得后侧线166、266彼此平行，但是可以不是对于每个实施例都这样。后侧线166、266两者平行于飞机10的中心线30，但是这类似地在一些实施例中可以不是这样，并且可以取决于预定局部气流方向。具体地，在缝翼间隙90大致与预定局部气流方向对准的情况下，后侧线166、266两者基本上平行于预定局部气流方向。

在本实施例中，缝翼100、200(如由到缝翼平面150、250上的投影所示意的)被类似地设计，但是由缝翼间隙90的布置引起的差异导致缝翼100、200具有不同的尺寸。具体地，前边缘线161、261的长度相等，并且弦距180、280的长度也相等。然而，由于后侧线166、266相对于前侧线265、265的角度，后边缘线162长于后边缘线262，前边缘线161短于后边缘线162，并且前边缘线261长于后边缘线262。这样，缝翼平面150的表面面积大于缝翼平面250的表面面积。在一些实施例中，可以设想到前边缘线161、261和/或弦距180、280的长度可以不同。此外，如果前边缘线161、261和/或弦距180、280的长度不同，则即使考虑到后边缘线162、262的长度不同，缝翼平面150、250也可以具有相等的表面面积。

如在图7中示意的，侧线165、166、265、266是直线，但是可以设想到侧线165、166、265、266可以采用不同的形式。此外，在本技术的不同实施例中，前侧线165、265和后侧线166、266的长度可以变化。

取决于实施例，缝翼间隙90(和投影的缝翼间隙91)的整体尺寸可以变化。前侧线165、265从前边缘线161、261到投影的中间点167、267大致延伸了缝翼弦距180、280的长度的95％或更少。根据本技术，前侧线165、265从前边缘线161、261到投影的中间点167、267大致延伸了弦距180、280的长度的至少65％。可以设想到前侧线165、265取决于特定的实施例可以更长或更短，并且因此，缝翼间隙90和投影的缝翼间隙91可以相反地更短或更长。还可以设想到取决于角度199、299，缝翼间隙90可以更长或更短。

进一步参考图8至图11，现在将更加详细地描述缝翼间隙90的布置对噪声和空气扰动的影响的进一步的细节。

为了提供对至少一些由现有技术的缝翼间隙(诸如现有技术的缝翼间隙54)产生的噪声源的理解，在图8和图9中示意了对于现有技术的缝翼布置的模拟压力波动和模拟气流扰动。在带有机翼组件15'的飞机的操作期间，在机翼组件15'之上在流向方向70上流动的空气以一定角度遇到缝翼间隙54。在缝翼间隙54之上并进入到其中的这种交叉流动既引起沿着缝翼间隙54的边缘的一些部分的显著更高的压力波动(图8中的暗区)，也引起沿着缝翼间隙54的后边缘的强烈涡旋脱落(vortex shedding)(图9)。如可以在图中看到的，由越过缝翼间隙54的交叉流动产生的涡旋51正在冲击或者几乎正在冲击外侧缝翼50的后边缘。强烈的压力波动和涡旋51在缝翼50上的冲击都是缝翼50在操作期间，特别是在部分展开期间的噪声源。

应该注意的是，采用现有技术的缝翼50和相应的缝翼间隙54的非后掠机翼通常不会遇到以上噪声。在非后掠机翼中，缝翼50的前边缘将大致正交于流向气流方向70，并且因此缝翼间隙54将与流向气流方向70对准。在没有在缝翼间隙54上并进入到其中的交叉流动的情况下，通常将不会产生上述的压力差和涡旋(或至少不在相同的程度上)。

在图10和图11中示意了对于本技术的缝翼间隙90的类似的压力波动和气流扰动模拟。由于缝翼间隙90与流向气流方向70对准，因此在缝翼间隙90上并进入到其中的交叉流动大大减少。这样，减小了在缝翼100、200上和沿着缝翼100、200的压力波动的横向范围和幅度(暗区)，从而在操作期间产生更小的噪声。类似地，由于涡旋91的强度也减小了，因此减少了来自在缝翼间隙90的边缘处产生的涡旋91的噪声。如能够在图11中看到的，涡旋91还更加远离缝翼100、200的表面形成，这进一步减小了在操作期间由缝翼间隙90产生的噪声(如与现有技术的缝翼间隙50相比)。

根据本技术的一些非限制性实施例实现的机翼组件15和飞机10可以被表示为如以下编号的条款所示。

条款1：一种机翼组件(15)，所述机翼组件包括：后掠机翼本体(20)，所述机翼本体(20)的前边缘(16)从机翼根部(22)向外并且向后延伸到机翼尖端(23)；第一缝翼(100)，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体(20)，所述第一缝翼(100)包括：第一前边缘(151)和第一后边缘(152)；在所述第一前边缘(151)和所述第一后边缘(152)之间延伸的第一内侧边缘(158)，以及在所述第一前边缘(151)和所述第一后边缘(152)之间延伸的第一外侧边缘(156)，所述第一外侧边缘(156)包括：从所述第一前边缘(151)延伸到在所述第一前边缘(151)和所述第一后边缘(152)之间的第一中间点(155)的第一前侧部分(153)，和从所述第一中间点(155)延伸到所述第一后边缘(152)的第一后侧部分(154)；和第二缝翼，所述第二缝翼(200)选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体(20)，所述第二缝翼(200)设置在所述第一缝翼(100)的外侧，所述第二缝翼(200)包括：第二前边缘(251)和第二后边缘(252)；在所述第二前边缘(251)到所述第二后边缘(252)之间延伸的第二外侧边缘(254)；和在所述第二前边缘(251)到所述第二后边缘(252)之间延伸的第二内侧边缘(256)，所述第二内侧边缘(256)包括：从所述第二前边缘(251)延伸到在所述第二前边缘(251)和所述第二后边缘(252)之间的第二中间点(255)的第二前侧部分(257)，和从所述第二中间点(255)延伸到所述第二后边缘(252)的第二后侧部分(258)；所述第一缝翼(100)和所述第二缝翼(200)在所述第一后侧部分(154)和所述第二后侧部分(258)之间限定缝翼间隙(90)，所述缝翼间隙(90)基本上平行于预定局部气流方向。

条款2：根据条款1的机翼组件(15)，还包括设置在所述第一缝翼(100)和所述第二缝翼(200)之间的柔性密封部件(80)，所述柔性密封部件(80)从所述第一和第二前边缘(151、251)延伸到所述第一和第二中间点(155、255)。

条款3：根据条款2的机翼组件(15)，其中，所述缝翼间隙(90)的前边缘由所述柔性密封部件(80)的后边缘限定。

条款4：根据条款2的机翼组件(15)，其中，所述柔性密封部件(80)是连接在所述第一前侧部分(153)和所述第二前侧部分(257)之间的橡胶密封件。

条款5：根据条款1的机翼组件(15)，其中，所述预定局部气流方向与气流的流向方向(70)对准。

条款6：根据条款1的机翼组件(15)，其中，当所述机翼组件(15)被安装在飞机(10)上并且所述飞机(10)在操作中时，所述预定局部气流方向与冲击所述第一前边缘(151)和所述第二前边缘(251)中的至少一者的气流的方向对准。

条款7：根据条款1的机翼组件(15)，其中，当所述机翼组件(15)被安装在飞机(10)上并且所述第一和第二缝翼(100、200)处于中间位置并且空气正在流过所述机翼组件(15)时，与带有一对其它缝翼(50)的其它后掠机翼组件(15')相比，所述缝翼间隙(90)的定向引起降噪，其中所述后掠机翼组件(15')形成与所述其它缝翼的相应的前侧线共线的间隙。

条款8：根据条款1的机翼组件(15)，其中：所述第一前边缘(151)限定第一前边缘线(161)，所述第一前边缘线连接所述第一缝翼(100)的最前点并且在第一内侧端(172)和第一外侧端(171)之间延伸；所述第一后边缘(152)限定第一后边缘线(162)，所述第一后边缘线连接所述第一缝翼(100)的最后点并且在所述第一内侧端和所述第一外侧端之间延伸，所述第一后边缘(152)设置在距所述第一前边缘(151)第一弦距(180)处；所述第一前边缘线(161)和所述第一后边缘线(162)限定第一缝翼平面(150)，所述第一前边缘(151)和所述第一后边缘(152)之间的所述第一弦距(180)正交于所述第一前边缘(151)延伸，所述第一弦距(180)是沿着所述第一缝翼平面(150)测量的；所述第一前侧部分(153)到所述第一缝翼平面(150)上的投影限定第一前侧线(165)；所述第一后侧部分(154)到所述第一缝翼平面(150)上的投影限定第一后侧线(166)；第二前边缘(251)限定第二前边缘线(261)，所述第二前边缘线连接所述第二缝翼(200)的最前点并且在所述第二内侧端(272)和所述第二外侧端(271)之间延伸；所述第二后边缘(252)限定第二后边缘线(262)，所述第二后边缘线连接所述第二缝翼(200)的最后点并且在所述第二内侧端和第二外侧端之间延伸，所述第二后边缘(252)设置在距所述第二前边缘(251)第二弦距(280)处；所述第二前边缘线(261)和所述第二后边缘线(262)限定第二缝翼平面(250)，所述第二前边缘(251)和所述第二后边缘(252)之间的所述第二弦距(280)正交于所述第二前边缘(251)延伸，第二弦距(280)是沿着所述第二缝翼平面(250)测量的；所述第二前侧部分(257)到所述第二缝翼平面(250)上的投影限定第二前侧线(265)；所述第二后侧部分(258)到所述第二缝翼平面(250)上的投影限定第二后侧线(266)；并且所述第一后侧线(166)和所述第二后侧线(266)基本上平行于预定局部气流方向。

条款9：根据条款8的机翼组件(15)，其中，所述第一后边缘线(162)长于所述第二后边缘线(262)。

条款10：根据条款8的机翼组件(15)，其中：所述第一前边缘线(161)和所述第二前边缘线(261)的长度相等；并且所述第一缝翼平面(150)的表面面积大于所述第二缝翼平面(250)的表面面积。

条款11：根据条款8的机翼组件(15)，其中，当所述机翼组件(15)被安装在飞机(10)上时，所述第一后侧线(166)和所述第二后侧线(266)基本上平行于所述飞机(10)的纵向中心线(30)。

条款12：根据条款8的机翼组件(15)，其中，所述第一弦距(180)和所述第二弦距(280)的长度相等。

条款13：根据条款12的机翼组件(15)，其中，所述第一前侧线(165)和所述第二前侧线(265)中的每一者延伸所述第一弦距(180)的至少65％。

条款14：根据条款12的机翼组件(15)，其中，所述第一前侧线(165)和所述第二前侧线(265)中的每一者延伸第一弦距(180)的95％或更小。

条款15：根据条款8的机翼组件(15)，其中：所述第一前侧线(165)是直线；并且所述第二前侧线(265)是直线。

条款16：根据条款8的机翼组件(15)，其中：所述第一后侧线(166)是直线；并且所述第二后侧线(266)是直线。

条款17：根据条款1的机翼组件(15)，其中：所述第一前侧线(165)的外侧和所述第一后侧线(166)的外侧在其间限定第一角度(199)；所述第二前侧线(265)的外侧和所述第二后侧线(266)的外侧在其间限定第二角度(299)；所述第一角度(199)小于175度；并且所述第二角度(299)小于175度。

条款18：根据条款17的机翼组件(15)，其中：所述第一角度(199)大于135度；并且所述第二角度(299)大于135度。

条款19：根据条款17的机翼组件(15)，其中，所述第一角度(199)等于所述第二角度(299)。

条款20：一种飞机(10)，所述飞机包括：机身；和连接到所述机身(12)的两个相对设置的机翼组件(15)，所述两个相对设置的机翼组件(15)中的每一者是根据条款1到19中的任一项所述的机翼组件(15)。

条款21：一种机翼组件(15)，所述机翼组件包括：后掠机翼本体(20)，所述机翼本体(20)的前边缘(16)从机翼根部(22)向外并且向后延伸到机翼尖端(23)；第一缝翼(100)，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体(20)；和第二缝翼(200)，所述第二缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体(20)，所述第二缝翼(200)设置在所述第一缝翼(100)的外侧，柔性密封部件(80)被设置并且连接在所述第一缝翼(100)和所述第二缝翼(200)之间；所述第一缝翼(100)的至少一部分、所述第二缝翼(200)的至少一部分和所述柔性密封部件(80)的至少一部分在它们之间限定缝翼间隙(90)，所述缝翼间隙(90)的至少大部分基本上平行于预定局部气流方向。

本说明书无意于限制如所附权利要求中叙述的本技术的实施例的各方面。对本技术的上述实施例的改型和改进对于本领域技术人员而言将变得显而易见。前述描述旨在是示例性的而不是限制性的。

Claims (21)

1.一种机翼组件，所述机翼组件包括：

后掠机翼本体，所述机翼本体的前边缘从机翼根部向外并且向后延伸到机翼尖端；

第一缝翼，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第一缝翼包括：

第一前边缘和第一后边缘；

在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间延伸的第一内侧边缘，以及在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间延伸的第一外侧边缘，所述第一外侧边缘包括：

第一前侧部分，所述第一前侧部分从所述第一前边缘延伸到在所述第一前边缘和所述第一后边缘之间的第一中间点，和

第一后侧部分，所述第一后侧部分从所述第一中间点延伸到所述第一后边缘；和

第二缝翼，所述第二缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第二缝翼设置在所述第一缝翼的外侧，所述第二缝翼包括：

第二前边缘和第二后边缘；

在所述第二前边缘到所述第二后边缘之间延伸的第二外侧边缘；和

在所述第二前边缘到所述第二后边缘之间延伸的第二内侧边缘，所述第二内侧边缘包括：

第二前侧部分，所述第二前侧部分从所述第二前边缘延伸到在所述第二前边缘和所述第二后边缘之间的第二中间点，和

第二后侧部分，所述第二后侧部分从所述第二中间点延伸到所述第二后边缘；

所述第一缝翼和所述第二缝翼在所述第一后侧部分和所述第二后侧部分之间限定缝翼间隙，

所述缝翼间隙基本上平行于预定局部气流方向。

2.根据权利要求1所述的机翼组件，还包括设置在所述第一缝翼和所述第二缝翼之间的柔性密封部件，所述柔性密封部件从所述第一前边缘和所述第二前边缘延伸到所述第一中间点和所述第二中间点。

3.根据权利要求2所述的机翼组件，其中，所述缝翼间隙的前边缘由所述柔性密封部件的后边缘限定。

4.根据权利要求2所述的机翼组件，其中，所述柔性密封部件是连接在所述第一前侧部分和所述第二前侧部分之间的橡胶密封件。

5.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述预定局部气流方向与气流的流向方向对准。

6.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，当所述机翼组件被安装在飞机上并且所述飞机在操作中时，所述预定局部气流方向与冲击所述第一前边缘和所述第二前边缘中的至少一者的气流的方向对准。

7.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，当所述机翼组件被安装在飞机上并且所述第一缝翼和所述第二缝翼处于中间位置并且空气正在流过所述机翼组件时，与带有一对其它缝翼的其它后掠机翼组件相比，所述缝翼间隙的定向引起降噪，其中所述其它后掠机翼组件形成与所述其它缝翼的相应前侧线共线的间隙。

8.根据权利要求1所述的机翼组件，其中：

所述第一前边缘限定第一前边缘线，所述第一前边缘线连接所述第一缝翼的最前点并且在第一内侧端和第一外侧端之间延伸；

所述第一后边缘限定第一后边缘线，所述第一后边缘线连接所述第一缝翼的最后点并且在所述第一内侧端和所述第一外侧端之间延伸，所述第一后边缘设置在距所述第一前边缘第一弦距处；

所述第一前边缘线和所述第一后边缘线限定第一缝翼平面，所述第一前边缘和所述第一后边缘之间的所述第一弦距正交于所述第一前边缘延伸，所述第一弦距是沿着所述第一缝翼平面测量的；

所述第一前侧部分到所述第一缝翼平面上的投影限定第一前侧线；

所述第一后侧部分到所述第一缝翼平面上的投影限定第一后侧线；

第二前边缘限定第二前边缘线，所述第二前边缘线连接所述第二缝翼的最前点并且在第二内侧端和第二外侧端之间延伸；

第二后边缘限定第二后边缘线，所述第二后边缘线连接所述第二缝翼的最后点并且在所述第二内侧端和所述第二外侧端之间延伸，所述第二后边缘设置在距所述第二前边缘第二弦距处；

所述第二前边缘线和所述第二后边缘线限定第二缝翼平面，所述第二前边缘和所述第二后边缘之间的所述第二弦距正交于所述第二前边缘延伸，所述第二弦距是沿着所述第二缝翼平面测量的；

所述第二前侧部分到所述第二缝翼平面上的投影限定第二前侧线；

所述第二后侧部分到所述第二缝翼平面上的投影限定第二后侧线；并且

所述第一后侧线和所述第二后侧线基本上平行于预定局部气流方向。

9.根据权利要求8所述的机翼组件，其中，所述第一后边缘线长于所述第二后边缘线。

10.根据权利要求8所述的机翼组件，其中：

所述第一前边缘线和所述第二前边缘线的长度相等；并且

所述第一缝翼平面的表面面积大于所述第二缝翼平面的表面面积。

11.根据权利要求8所述的机翼组件，其中，当所述机翼组件被安装在飞机上时，所述第一后侧线和所述第二后侧线基本上平行于所述飞机的纵向中心线。

12.根据权利要求8所述的机翼组件，其中，所述第一弦距和所述第二弦距的长度相等。

13.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第一前侧线和所述第二前侧线中的每一者延伸所述第一弦距的至少65％。

14.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第一前侧线和所述第二前侧线中的每一者延伸所述第一弦距的95％或更小。

15.根据权利要求8所述的机翼组件，其中：

所述第一前侧线是直线；并且

所述第二前侧线是直线。

16.根据权利要求8所述的机翼组件，其中：

所述第一后侧线是直线；并且

所述第二后侧线是直线。

17.根据权利要求1所述的机翼组件，其中：

所述第一前侧线的外侧和所述第一后侧线的外侧在其间限定第一角度；

所述第二前侧线的外侧和所述第二后侧线的外侧在其间限定第二角度；

所述第一角度小于175度；并且

所述第二角度小于175度。

18.根据权利要求17所述的机翼组件，其中：

所述第一角度大于135度；并且

所述第二角度大于135度。

19.根据权利要求17所述的机翼组件，其中，所述第一角度等于所述第二角度。

20.一种飞机，包括：

机身；和

连接到所述机身的两个相对设置的机翼组件，所述两个相对设置的机翼组件中的每一者是根据权利要求1到19中的任一项所述的机翼组件。

21.一种机翼组件，所述机翼组件包括：

后掠机翼本体，所述机翼本体的前边缘从机翼根部向外并且向后延伸到机翼尖端；

第一缝翼，所述第一缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体；和

第二缝翼，所述第二缝翼选择性地以可移动方式连接到所述机翼本体，所述第二缝翼设置在所述第一缝翼的外侧，

柔性密封部件，设置并且连接在所述第一缝翼和所述第二缝翼之间；

所述第一缝翼的至少一部分、所述第二缝翼的至少一部分和所述柔性密封部件的至少一部分在它们之间限定缝翼间隙，

所述缝翼间隙的至少大部分基本上平行于预定局部气流方向。

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