CN113365918A

CN113365918A - 用于飞行器的前缘布置结构

Info

Publication number: CN113365918A
Application number: CN202080011613.9A
Authority: CN
Inventors: 斯特凡·本斯曼; 马库斯·埃尔班; 马丁·费斯
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2019-06-27
Filing date: 2020-06-24
Publication date: 2021-09-07
Also published as: EP3990351A1; WO2020260391A1; US11840337B2; US20220119094A1

Abstract

提出了一种用于飞行器的前缘布置结构，其包括多个可移动的流动型体、供应管道、空气传输管道、以及至少一个穿孔管，其中，可移动的流动型体以连续布置的方式布置，以形成具有第一端部和第二端部的排，其中，供应管道在第一端部处伸入流动型体中的一个流动型体的内部，其中，空气传输管道连接至供应管道并且沿朝向第二端部的方向延伸至少穿过相应的流动型体的内部，其中，至少一个穿孔管布置在流动型体中的直接跟随着的至少一个流动型体的内部，其中，至少一个穿孔管与传输管道流体连通，并且其中，传输管道构造成将空气从供应管道传输到至少一个穿孔管中。

Description

用于飞行器的前缘布置结构

技术领域

本发明涉及用于飞行器的前缘布置结构、具有这种前缘布置结构的机翼以及具有这种机翼的飞行器。

背景技术

在商用飞行器中，通常通过使用除冰或防冰装置来防止机翼部件和控制表面结冰。实现这一点的常用方法是利用来自涡轮风扇发动机的引气来加热相应的部分。通常，并非所有前缘部件都配备有除冰或防冰装置。相反，更靠外侧的部件被加热，而更靠内侧的部件保持不受保护。然而，为了将温度升高的引气引导到发动机安装位置外侧的区域中，供应管道部分地安装在固定翼结构中并且沿外侧方向从发动机延伸至待加热的第一前缘部件。因此，固定翼的一部分需要配备热屏蔽装置，以避免过多的热传递到敏感的部件比如机械结构、电缆和其他导管中。这导致完全绕过了布置在发动机安装位置与待加热的第一缝翼之间的缝翼。

发明内容

本发明的目的是提供一种替代性的前缘布置结构，该替代性的前缘布置结构在制造成本和对周围结构的屏蔽要求方面具有改进的冲击特性。

该目的通过具有独立权利要求1的特征的用于飞行器的前缘布置结构来实现。有利的实施方式和进一步的改进可以由从属权利要求和以下描述中得出。

提出了一种用于飞行器的前缘布置结构，该前缘布置结构包括多个可移动的流动型体、供应管道、空气传输管道、以及至少一个穿孔管，其中，可移动的流动型体以连续布置的方式布置，以形成具有第一端部和第二端部的排，其中，供应管道在第一端部处伸入流动型体中的一个流动型体的内部，其中，空气传输管道连接至供应管道并且沿朝向第二端部的方向延伸至少穿过相应的流动型体的内部，其中，至少一个穿孔管布置在流动型体中的直接跟随着的至少一个流动型体的内部，其中，至少一个穿孔管与传输管道流体连通，并且其中，传输管道构造成将空气从供应管道传输到至少一个穿孔管中。

可移动的流动型体可以特别地包括作为飞行器的高升力系统的一部分的前缘装置。它们可以示例性地实现为前缘襟翼或前缘缝翼。本发明集中在防冰或除冰系统的方面，并且可以考虑待配备防冰或除冰系统的可移动的流动型体。虽然使用前缘装置作为示例对一些优点或特征进行了解释，但这并不排除其他类型的流动型体。

流动型体构造为可移动的部件并且因此可以包括允许将流动型体与适合的驱动装置联接的凸缘、支架、保持件、凸耳或类似特征。在一些情况下，流动型体可以包括肋和/或梁，肋和/或梁可以包括允许将部件以可转动的方式联接至相应的流动型体的突出部段。

多个可移动的流动型体可以包括两个、三个、四个、五个或更多个流动型体。多个可移动的流动型体构造成以连续布置的方式定位。多个可移动的流动型体可以各自包括至少一个定界边缘或面，其中，多个流动型体的定界边缘或面彼此互补，以形成机翼的前缘或机翼的前缘的一部分或遵循机翼的前缘的整体方向。

流动型体可以构造成能够以齐平的方式彼此相邻地布置。然而，流动型体也可以封围彼此之间的间隙。这可以取决于根据本发明的前缘布置结构的期望应用。

供应管道用作接口以从外部装置送入空气。由于设置了至少一个穿孔管以用于使空气喷射到流动型体中的至少一部分的内部中，因此提供具有升高温度的空气是有益的。具有升高温度的空气可以例如由飞行器的发动机提供，根据本发明的布置结构将安装至该发动机。例如，相应的一个或多个发动机可以各自包括至少一个引气端口，该引气端口将与供应管道联接。在引气端口与供应管道之间可以至少设置有阀和限流器，其中，该限流器可以是供应管道的一部分或者该限流器可以是外部部件。

期望的是，供应管道尽可能靠近布置结构的第一端部而终止。因此，供应管道的长度与普通供应管道相比可以大大减小。通过将空气传输管道在第一端部处结合到流动型体中，通过供应管道供应的空气可以穿过传输管道传输至至少一个穿孔管，至少一个穿孔管可以安置在非直接安置于第一端部处的相邻的流动型体中。

由于空气传输管道延伸至少穿过供应管道所到达的相应流动型体的内部，空气仅被推进穿过相应的流动型体。因此，直接位于第一端部处的相应流动型体仅用作用于保持传输管道的特征。

空气传输管道可以包括热绝缘，以避免在空气传输至至少一个穿孔管期间的热能损失。由于在第一端部处的流动型体中基本上没有设置要被保护免受热的影响的其他装置，因此相比于供应管道可以以更简单的方式实现这种绝缘。

例如，第一流动型体可以是未配备有防冰或除冰特征的前缘装置。然而，通过将空气传输管道在第一侧部处包括到流动型体中，供应管道可以以尽可能短的长度实现。通过将空气传输管道包括到流动型体中，通常保持基本未用于其他目的的中空空间现在用于将升高的温度下的空气传输至需要防冰或除冰的流动型体。前缘布置结构可以附接至的其他空间不需要承载供应管道，并且因此降低了对供应管道的结合的要求。例如，在常见的装置中，不同的导管、电线或其他元件可以布置在固定翼部件中，前缘布置结构将附接至该固定翼部件。通过减小供应管道的长度并且将空气在第一端部处传输到流动型体的内部，在固定翼部件中需要提供较少的热和机械屏蔽措施。由于流动型体通常不包括这些敏感的导管和线，因此需要大大减少的热和机械屏蔽。进而，这在至少保持相同水平的安全性和可靠性的同时导致了减少的制造成本和工作量以及减轻的重量。

在优选实施方式中，至少一个穿孔管是构造成喷射空气以形成热式防冰或除冰装置的笛型管。笛型管可以包括布置在外周表面的至少一部分上的孔眼。孔眼可以成直线或交错地布置。然而，孔眼的几何范围可以被限制在外周表面的特定角度范围内。该角度范围可以适应于流动型体的形状，使得空气被喷射成冲击需要被加热以获得期望的防冰或除冰效果的流动型体的内部表面。角度范围示例性地可以包括75度至150度的角度。如果需要，角度范围可以更大或更小。优选地，笛型管由金属材料制成。

在另一有利实施方式中，供应管道构造成将来自飞行器发动机的引气引导至空气传输管道和至少一个笛型管。因此，供应管道可以包括足够的热绝缘以避免在供应管道的外周表面处温度过高。也可以为用于附接供应管道的支架和保持件提供足够的热脱耦。供应管道可以包括多个弯曲部，弯曲部构造成将例如来自发动机的机舱的引气引导到第一端部的区域中。

此外，流动型体可以各自包括前端部和后端部，其中，供应管道在第一端部处延伸穿过流动型体的后端部。至少在流动型体的展开状态下，前端部可以包括流动型体的前缘，其中，前缘可以特别地布置在弯曲的表面上。后端部的形状在很大程度上取决于流动型体的种类。虽然后端部可以包括低高度并且仅以长形边缘的形式实现，但后端部也可以包括可以沿前端部的方向缩进的平坦或弯曲的表面。供应管道优选地在下述情况下延伸到后端部中：流动型体将以明显的平移运动移动以增加流动型体的后端部与其以可移动的方式附接至的部件之间的距离。通过将供应管道设置成延伸穿过后端部，供应管道可以通过使用在流动型体的运动期间伸展或缩回的伸缩管道部段而容易地跟随流动型体的运动。

因此，优选的是，供应管道包括延伸穿过流动型体的后端部的伸缩管道部段，该伸缩管道部段布置在第一端部处，其中，伸缩管道部段与角形连接器流体连通，角形连接器连接至空气传输管道。角形连接器可以从相应流动型体的弦向方向弯曲到翼展方向。

在有利实施方式中，空气传输管道延伸到至少两个流动型体中。虽然上面提到空气传输管道可以布置在直接位于第一端部处的流动型体中，但是也可以使空气传输管道延伸到直接相邻的、即连续的流动型体中。为了避免空气传输管道的倾斜，空气传输管道可以包括布置在相邻流动型体之间的弹性联接件。该弹性联接件示例性地可以包括波纹管布置结构。

在优选实施方式中，空气传输管道与至少一个笛型管在流动型体中的一个流动型体的内部联接。因此，空气传输管道可以到达将配备有防冰或除冰功能的流动型体中。空气传输管道示例性地可以刚好到达相应流动型体的内部中，或者空气传输管道可以进一步延伸到内部中。因此，可以减少相应流动型体中的笛型管的长度以降低防冰或除冰效果。

在另一有利实施方式中，空气传输管道与至少一个笛型管在两个相邻流动型体之间联接。联接件可以包括构造成对相邻流动型体之间的相对运动进行补偿的弹性联接件。通过在相邻流动型体之间提供联接，可以实现笛型管的在流动型体内部的最大长度。

此外，空气传输管道的长度的10％至75％的部段并且优选地25％至50％的部段包括用于喷射由空气传输管道传输的空气的孔眼。因此，空气传输管道也可以至少在相应流动型体的一部段中提供防冰或除冰功能。

优选地，空气传输管道的孔眼布置在相应的流动型体的背向第一端部的侧部处。因此，靠近连续的流动型体的部段可以具有防冰或除冰功能。

在有利实施方式中，流动型体中的一个流动型体的内部中的过渡部段连接至少一个穿孔管中的一个穿孔管和空气传输管道。过渡部段可以是刚性联接或弹性联接的元件。过渡部段可以包括与至少一个穿孔管相同或不同的直径。在简单的实施方式中，过渡部段可以由承受预期温度的塑料材料或金属材料制成。

此外，流动型体可以是前缘高升力装置。如上所述，流动型体可以特别地实现为前缘缝翼、前缘襟翼或下垂机头装置。

本发明还涉及一种机翼，该机翼具有固定翼部件和根据以上描述的前缘布置结构，其中，前缘布置结构的流动型体以可移动的方式被支承在固定翼部件上，并且其中，供应管道延伸穿过固定翼部件的一部段。

在机翼的示例性实施方式中，流动型体包括前缘缝翼中和下垂机头装置中的至少一者。

更进一步地，本发明涉及一种飞行器，该飞行器具有两个根据上文的机翼以及附接至机翼的发动机，其中，每个机翼的供应管道从发动机延伸至前缘布置结构。发动机可以是附接至机翼的下侧或顶侧的涡轮风扇或涡轮螺旋桨发动机。清楚的是，上面进一步解释的供应管道从至少一个压缩机级延伸至根据本发明的布置结构的第一侧部。为了避免过高的空气温度，可以在供应管道的上游设置热交换器，该热交换器构造成将来自引气的热散发至环境。

附图说明

本发明的其他特征、优点和潜在应用由以下对附图中所图示的示例性实施方式的描述得出。在这方面，所有描述和/或以图形形式图示的特征也以单独的和任意组合的形式形成本发明的对象，而不论这些特征在各个权利要求中的组成或这些特征对其他权利要求的引用如何。此外，相同或类似的对象在附图中由相同的附图标记标识。

图1以示意图示出了前缘布置结构的第一示例性实施方式。

图2以示意图示出了前缘布置结构的第二示例性实施方式。

图3示出了其中流动型体展开的前缘布置结构。

图4示出了飞行器。

具体实施方式

图1示出了前缘布置结构2，前缘布置结构2附接至飞行器的机翼32的固定翼部件4。应当注意，布置结构2的所示设置不是按比例的并且仅用作示例性说明。此外，布置结构2示出了特定类型的部件，这些部件也可以由完全其他类型的部件代替。

布置结构2包括第一端部6和第二端部8，其中，流动型体10、12和14以排的形式形成连续的布置结构。此外，设置有另外的内侧流动型体16，内侧流动型体16在以下描述中没有特别的相关性。直接布置在第一端部6处的流动型体10被称为第一流动型体10，而连续的流动型体12被命名为第二流动型体12，并且另一连续的流动型体14被命名为第三流动型体14。第二流动型体12和第三流动型体14提供除冰组18，第二流动型体12和第三流动型体14被主动地提供热空气以用于防冰或除冰，而第一流动型体10保持没有任何结冰保护。在该示例中，所有流动型体10、12、14(和16)均被实现为前缘缝翼。它们与驱动装置(未示出)联接，使得它们可以被带到展开位置以及被带到图1中所示的缩回位置。

在固定翼部件4下方布置有发动机20。发动机20可以以包括至少一个引气端口22的涡轮风扇发动机的形式实现。此处，空气被从至少一个压缩机级放出并输送到供应管道24中。供应管道24从发动机20延伸到第一端部6的方向。

第一流动型体10、第二流动型体12和第三流动型体14各自包括后端部26和前端部28。流动型体10、12和14的前端部28遵循机翼32的前缘30的方向，布置结构2以及固定翼部件4与机翼32的前缘30相关联。供应管道24穿过后端部26尽可能靠近于第一端部6地被引导到第一流动型体10中。因此，供应管道24的长度尽可能短。在第一流动型体10内部还布置有空气传输管道34。空气传输管道34与供应管道24流体连通并且示例性地包括角形连接器36，使得来自供应管道24并行进到空气传输管道34的流的方向弯曲大概约90°。

因此，由供应管道24供应的空气完全穿过第一流动型体10传输，而不与第一流动型体10发生任何相互作用。然后，在第一流动型体10与第二流动型体12之间的过渡部38处，空气传输管道34附接有笛型管39。作为穿孔管的笛型管39允许空气穿过孔眼40喷射到相应的流动型体12和14的内部42中。因此，流动型体12和14的蒙皮44被加热，这实现了防冰或除冰功能。

通过尽可能地减小供应管道24的长度，最大程度地减少了空气供应管道24的安装和所需的屏蔽工作。固定翼部件4的较少几何区域需要被保护免受源自供应管道24的热的影响，并且因此固定翼部件4内部的较少电线和导管需要被保护免受源自供应管道24的热的影响。第一流动型体10几乎不封闭其他安装特征，使得空气传输管道34可以不需要像供应管道24那样复杂的热屏蔽。因此，不需要如在商用飞行器中常见的那样将供应管道24围绕第一流动型体10引导以到达第二流动型体12中。此外，固定翼部件4的前翼梁46在防冰或除冰时间间隔期间较少暴露于热。

如图2中所示，空气传输管道34还可以进一步延伸到第二流动型体12中，以减小防冰或除冰组18的长度。空气传输管道34可以示例性地到达第二流动型体12内部的过渡部段48。然而，也可以使空气传输管道34完全穿过第一流动型体10和第二流动型体12，并且可以对空气传输管道34的同过渡区域48与第二流动型体12的外侧定界部之间的距离对应的一部分进行穿孔，如图2中所示。因此，在第二流动型体12内部具有未穿孔内侧区域50。

图3展示了处于展开位置的第一流动型体10、第二流动型体12和第三流动型体14。此处，为了将空气从供应管道24传输到空气传输管道34中，设置有伸缩管道部段52，伸缩管道部段52跟随第一流动型体10的运动。

最后，图4示出了具有机身56、机翼32和设置在机翼32上的至少一个前缘布置结构2的飞行器54。示例性地，飞行器54包括两个发动机20，这两个发动机20被实现为涡轮风扇发动机。这两个发动机20通常包括能够连接至供应管道24的两个或更多个引气端口。

此外，应当指出，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除复数。此外，应当指出，已经参照上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤结合使用。权利要求书中的附图标记不应被解释为限制。

附图标记

2前缘布置结构

4固定翼部件

6第一端部

8第二端部

10第一流动型体

12第二流动型体

14第三流动型体

16内侧流动型体

18除冰组

20发动机

22引气端口

24供应管道

26后端部

28前端部

30前缘

32机翼

34空气传输管道

36角形连接器

38过渡部

39穿孔管/笛型管

40孔眼

42内部

44蒙皮

46前翼梁

48过渡部段

50未穿孔内侧区域

52伸缩管道部段

54飞行器

56机身

Claims

1.一种用于飞行器的前缘布置结构(2)，包括：

-多个可移动的流动型体(10，12，14，16)，

-供应管道(24)，

-空气传输管道(34)，以及

-至少一个穿孔管(39)，

其中，可移动的所述流动型体(10，12，14，16)以连续布置的方式布置，以形成具有第一端部(6)和第二端部(8)的排，

其中，所述供应管道(24)在所述第一端部(6)处伸入所述流动型体(10，12，14，16)中的一个流动型体的内部(42)，

其中，所述空气传输管道(34)连接至所述供应管道(24)并且沿朝向所述第二端部(8)的方向延伸至少穿过相应的所述流动型体(10，12，14，16)的所述内部(42)，

其中，所述至少一个穿孔管(39)布置在所述流动型体(10，12，14，16)中的直接跟随着的至少一个流动型体的内部，

其中，所述至少一个穿孔管(39)与所述空气传输管道(34)流体连通，并且

其中，所述空气传输管道(34)构造成将空气从所述供应管道(24)传输到所述至少一个穿孔管(39)中。

2.根据权利要求1的前缘布置结构(2)，

其中，所述至少一个穿孔管(39)是构造成喷射空气以形成热式防冰或除冰装置的笛型管(39)。

3.根据权利要求1或2的前缘布置结构(2)，

其中，所述供应管道(24)构造成将来自飞行器发动机(20)的引气引导至所述空气传输管道(34)和所述至少一个笛型管(39)。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述流动型体(10，12，14，16)各自包括前端部(28)和后端部(26)，

其中，所述供应管道(24)在所述第一端部(6)处延伸穿过所述流动型体(10，12，14，16)的所述后端部(26)。

5.根据权利要求4所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述供应管道(24)包括延伸穿过所述流动型体(10，12，14，16)的所述后端部的伸缩管道部段(52)，所述伸缩管道部段(52)布置在所述第一端部(6)处，并且

其中，所述伸缩管道部段(52)与角形连接器(36)流体连通，所述角形连接器(36)连接至所述空气传输管道(34)。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述空气传输管道(34)延伸到至少两个流动型体(10，12，14，16)中。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述空气传输管道(34)与所述至少一个笛型管(39)在所述流动型体(10，12，14，16)中的一个流动型体的所述内部(42)中联接。

8.根据权利要求1至6中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述空气传输管道(34)与所述至少一个笛型管(39)在两个相邻的流动型体(10，12，14，16)之间联接。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述空气传输管道(34)的长度的10％至75％的部段并且优选地25％至50％的部段包括用于喷射由所述空气传输管道(34)传输的空气的孔眼。

10.根据权利要求9所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述空气传输管道(34)的所述孔眼布置在相应的所述流动型体(10，12，14，16)的背向所述第一端部的侧部处。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述流动型体(10，12，14，16)中的一个流动型体的所述内部(42)中的过渡部段(48)连接所述至少一个穿孔管(39)中的一个穿孔管和所述空气传输管道(34)。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，

其中，所述流动型体(10，12，14，16)是前缘高升力装置。

13.一种机翼(32)，所述机翼(32)具有固定翼部件(4)和根据前述权利要求中的任一项所述的前缘布置结构(2)，其中，所述前缘布置结构(2)的所述流动型体(10，12，14，16)以可移动的方式被支承在所述固定翼部件(4)上，并且其中，所述供应管道(24)延伸穿过所述固定翼部件(4)的一部段。

14.根据权利要求13所述的机翼(32)，其中，所述流动型体(10，12，14，16)包括前缘缝翼中和下垂机头装置中的至少一者。

15.一种飞行器(54)，所述飞行器(54)具有两个根据权利要求13或14所述的机翼(32)以及附接至所述机翼(32)的发动机(20)，其中，每个机翼(32)的所述供应管道(24)从发动机(20)延伸至所述前缘布置结构(2)。