CN113382928A - 用于飞行器的前缘部件 - Google Patents

Abstract

提出了一种用于飞行器的前缘部件，该部件包括流装置的至少一部分，其具有前蒙皮、至少部分地由前蒙皮界定的中空空间以及至少一个分离的保持装置，其中，所述至少一个保持装置包括具有网格、网、织物或多个弦的柔性结构，其中，该保持装置布置在前蒙皮后方并距前蒙皮一定的距离且沿着前蒙皮的至少一部段的主要延伸方向延伸，并且其中，该保持装置被设计成用于保持在外来物体冲击时变形以移动到中空空间中的前蒙皮。

Description

用于飞行器的前缘部件

技术领域

本发明涉及机翼前缘部件、具有固定的机翼本体和机翼前缘部件的机翼、以及飞行器。

背景技术

飞行器的空气动力学部件被设计成满足相应飞行器的若干空气动力学要求，这些要求导致暴露于气流的特定形状。为了优化飞行器的重量，通常采用中空结构，该中空结构由内部结构加强。例如，商用飞行器中使用的流装置的前缘可以包括蒙皮和附接至蒙皮内侧部的肋。

除了空气动力学要求和重量要求之外，鸟类撞击也是用于飞行器的流装置的前缘区域的特定情景。例如，已知在前缘区域上提供用以在很大程度上承受冲击的加强面板结构。应当避免流装置的位于前缘区域中的外部蒙皮由于冲击而造成破裂。例如，EP 3 318481 A1示出了用于飞行器的具有改进的抗冲击性能的面板结构。

发明内容

本发明的目的是提供一种替代性的前缘部件，该前缘部件具有用于蒙皮面板的变形控制的改进冲击特性，该蒙皮面板由内部结构加强。

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部件来满足。有利的实施方式和进一步的改进可以从从属权利要求和以下说明中获得。

提出了一种用于飞行器的前缘部件，该部件包括流装置的至少一部分，其具有前蒙皮、至少部分地由前蒙皮界定的中空空间、以及至少一个分离的保持装置，其中，所述至少一个保持装置包括具有网格、网、织物或多个弦的柔性结构，其中，该保持装置布置在前蒙皮后方并距前蒙皮一定的距离，且沿着前蒙皮的至少一部段的主要延伸方向延伸，并且其中，该保持装置被设计成用于保持在外来物体冲击时发生变形而移动到中空空间中的前蒙皮。

前缘部件可以是能够布置在飞行器的前缘处的任何部件。例如，前缘部件可以是作为机翼的一部分、水平尾翼的一部分或竖向尾翼的一部分的固定的前缘部件。然而，前缘部件也可能是设计成相对于飞行器的固定部分移动的可移动的部件，比如前缘缝翼或类似物。

在本发明的上下文中，流装置可以被认为是具有前缘的空气动力学本体，该前缘可暴露于气流并且根据本发明来设计。因此，前缘部件可以包括流装置的一部分、比如机翼的固定前缘的一部分，或者前缘部件可以包括整个流装置、比如暴露于气流的可移动表面。

前蒙皮可以基于表面状部件，在一些情况下，该表面状组件包括绕翼展方向的轴线的显著曲率，以形成在空气动力学方面有利的前缘区域。例如，前蒙皮弯曲成约明显大于45°，例如至少90°。在这个弯曲过程中，前缘将底部部段和顶部部段分离。在比如巡航飞行的特定飞行状态中，前缘为可以接近于驻点的线。在前缘上方和下方的区域可能容易受到外来物体比如鸟类的碰撞。

流装置包括在前蒙皮后方的用于实现低重量的中空空间。在外来物体冲击时，前蒙皮变形到中空空间中。变形的实际类型取决于许多参数，所述许多参数可以包括但不限于冲击角度、冲击速度、物体的重量、冲击位置、流装置的几何形状、加强结构以及其他内部部件的材料或布局、组装设置和使用的结合方法等。前蒙皮可能以向内凸出的形式或以破裂的形式变形，使得前蒙皮的一部段向内地弯曲或折叠。

在中空空间中还可以安置有加强布置结构，该加强布置结构可以包括大致在翼弦方向上延伸的肋、沿着前蒙皮的内侧部大致在翼展方向上延伸的衍条、以及大致沿着翼展延伸且距前缘一定距离的翼梁。前蒙皮的变形可以取决于实际冲击位置与相邻肋的距离。如果冲击非常靠近肋，则可以产生高的剪切应力，这导致沿着肋轮廓的破裂。如果冲击位置位于距相邻的肋较远的距离处，则变形也可以包括明显的向内凸出。

通过提供至少一个保持装置，可以保持向内变形的前蒙皮。由此，实现了几个优点。紧接在冲击之后，顶部蒙皮表现与往常一样，并且通过向内凸出和/或通过接受破裂而变形。然而，当变形到中空空间中时，前蒙皮的变形部分到达保持装置并且得到保持。保持装置由于其柔性结构而快速地适应冲击变形，并且将冲击诱发的力引到流装置的与该保持装置附接的结构中。此外，破裂的产生不会导致前蒙皮的撕裂部分以冲击物体可以完全进入中空空间的方式折叠起来。相反，前蒙皮的撕裂部段被保持装置保持，优选地该保持装置距前缘的距离较小。因此，前蒙皮可以吸收更多的动能，因为在前蒙皮继续变形的同时，发生的破裂沿侧向方向增长。

保持装置的材料优选地选定成应对所要考虑的最大冲击载荷，以便于避免物体或前蒙皮的撕裂部段完全地进入中空空间。材料可以是基于具有高拉伸强度的纤维，这些纤维通过织造、编织或其他方式交织而成。材料还可以包括足够的抗冲击性能。例如，如果材料太脆，则即使它具有高拉伸强度也可能断裂。此外，高的抗切断性是有益的。前蒙皮的撕裂部分可以包括锋利的边缘，这些锋利的边缘不应损害保持装置。在保持期间并且由于材料的柔性，冲击载荷主要被转化成拉伸力。此外，保持装置的材料或设计可以允许进行变形以吸收至少一部分的冲击能量。

可行的是使用合成的Aramide纤维、比如Kevlar纤维或Twaron纤维，或者干燥形式的其他适合纤维。然而，不排除使用抗冲击的金属材料。合适的合成纤维的优点在于：所述合成纤维的耐热性，这对于引气除冰缝翼可以是重要的；轻的重量；高的强度重量比；良好的抗冲击性和减震特性；高的耐切割性；以及容易制作绳、弦、网格或织物的能力。

保持装置可以附接至流装置的内部结构、比如加强结构或界定流装置的侧壁。保持装置布置在距前蒙皮一定的距离处以避免在飞行器的运行期间由于振动而造成的磨损，这种磨损在保持装置平齐地布置在前蒙皮的内侧部上的情况下将会发生。然而，该距离不应超过一定程度，以便在受外来物体的冲击之后尽可能早地提供保持效果。

保持装置的尺寸延伸部可以取决于流装置及其前缘区域的设计。保持装置可以包括表面状形状。例如，保持装置的外界定边缘在未安装状态下可以是矩形的或梯形的。在已安装状态下，到前缘的距离可以沿着横截面外形轮廓在翼展方向上恒定。因此，在已安装状态下，保持装置还可以包括在翼展方向上沿着前缘延伸的弯曲轮廓。

在有利的实施方式中，保持装置至少在翼展方向上被预张紧。因此，可以精确地设定至少一个保持装置的取向和位置。可以避免保持装置的部分松弛或保持装置的全部松弛。然而，可能有利的是将保持装置以在安装有保持装置的情况下流装置可以容易地进行热膨胀的方式布置。

在另一有利的实施方式中，保持装置包括布置成彼此相距一定距离的多个单独的弦。弦可以利用多个编织的纤维以绳状的方式实现来获得期望的拉伸强度。弦易于制造并且易于安装，因为基本上仅需要用于附接弦的两个相反端部的两个孔。如果弦足够细，则弦还可以充当下述切割装置：该切割装置能够将冲击的物体切割成至少两个部分。单独部分的动能远小于物体在冲击开始时的总动能。更进一步地，通过将物体切割成部分，单独部分从原始运动路径偏转，这导致流装置的结构要吸收的动能分布更广。这允许减少对流装置的损害。

有利地，保持装置包括网格。网格可以由多个单独的弦产生，这些弦可以以与上述弦类似的方式实现。作为替代性方案，网格可以由多个单独的纤维或纤维束产生，这导致更具织物状的装置。网格可以设计成符合流装置的前缘区域。网格可以包括适于该网格的尺寸延伸部的许多交叉点或节点。紧密的网格设计可以包括高的有效性。然而，确定网格尺寸的节点密度可以选定成符合导致前蒙皮破裂的外来物体的预定最小尺寸。

有利地，至少一个保持装置包括至少一个阻尼元件，所述至少一个阻尼元件设计成用于吸收冲击能量。保持装置可以示例性地通过阻尼元件与结构联接。阻尼元件可以直接地附接至结构并且包括用于保持至少一个保持装置的连接装置。因此，如果物体冲击到前蒙皮上并且到达保持装置，力作用在阻尼元件上，则阻尼元件可能已经吸收了一部分的能量。至少一个阻尼元件可以优选地由弹性体材料、比如聚氨酯或合成橡胶制成。阻尼元件也可以是弹性的以充当弹簧。示例性地，阻尼元件可以由金属材料制成。然而，可以采用用于该目的的所有已知的材料。阻尼元件不一定受到拉伸力。通过使保持装置的弦穿过阻尼元件，阻尼元件也可以被压缩。

如果阻尼元件是弹性的，则阻尼元件可以用于为保持装置提供预张紧力。

流装置还可以包括多个肋，所述多个肋以彼此相距一定距离的方式布置在中空空间中，其中，至少一个保持装置与两个相邻的肋联接。因此，至少一个保持装置可以跨接在肋之间。因此，可以容易地选择至少一个保持装置的安装位置，并且可以容易地将多个弦或类似的布置结构分布在前蒙皮后方。肋可以延伸经过中空空间的横截面轮廓并且优选地沿翼弦方向延伸。肋和前蒙皮可以优选地彼此附接。

肋可以包括用于附接至少一个保持装置的多个开口。开口允许至少一个保持装置的线状弦或其他部件从肋的一个侧部穿过开口中的一个开口，其中，至少一个保持装置然后可以被紧固在相应的肋的另一侧部上。可以通过结或通过附接另外的紧固装置来简单地进行紧固。

前缘部件还可以包括布置在中空空间中的翼梁，其中，至少一个保持装置与翼梁联接。翼梁是流装置的内部加强布置结构的一部分。翼梁可以具有带网的翼展方向延伸部和位于网的相反的侧部上以用于附接至蒙皮凸缘。翼梁可以布置成大致垂直于前蒙皮和后蒙皮中的一者。优选地，翼梁在该翼梁附接至前蒙皮的区域中布置成垂直于前蒙皮。然而，翼梁也可以布置成平行于与流装置联接的飞行器的竖向轴线。

优选地，至少一个保持装置包括呈连续结构的多个保持装置。保持装置可以示例性地布置成沿翼展方向呈并排布置结构。两个直接相邻的保持装置可以共用附接装置，保持装置通过该附接装置附接至内部加强结构或其他部件。例如，如果保持装置被相邻的肋跨接，则两个相邻的保持装置的部段可以附接至同一肋。

本发明还涉及一种用于飞行器的机翼，其具有根据以上描述的前缘部件。

机翼还可以包括固定的前缘，其中，前缘部件能够在位于固定的前缘的正前方的缩回位置与距固定的前缘更远距离处的至少一个延伸位置之间移动。

本发明还涉及一种具有根据上述的至少一个机翼或根据以上描述的至少一个前缘部件的飞行器。

附图说明

本发明的其他特征、优点和潜在的应用由以下对附图中所示的示例性实施方式的描述而产生。在这方面，所有描述的和/或图示的特征还单独地或以任意的组合方式构成本发明的目的，而不论这些特征在各个权利要求中的组成如何或者这些特征对其他权利要求的引用如何。此外，相同或类似的物体在附图中由相同的附图标记来标识。

图1a、图1b和图2以示意性截面图示出了前缘部件的示例性实施方式。

图3以示意性侧视截面图示出了前缘部件的示例性实施方式。

图4以示意性侧视截面图示出了前缘部件的示例性实施方式。

图5以示意性侧视截面图示出了前缘部件的示例性实施方式。

图6a、图6b和图6c示出了具有不同网格设置的保持装置的示例性实施方式。

图7以示意性俯视截面图示出了前缘部件的另一示例性实施方式。

图8a至图8c以示意性俯视截面图示出了多个保持装置的示例性布置结构。

图9示出了飞行器。

具体实施方式

图1a示出了用于飞行器的前缘部件2的一部分的示意性截面图。在此，前缘部件2包括流装置4的具有前蒙皮6和中空空间8的至少一部分，该中空空间8至少部分地被前蒙皮6封围。示例性地，在中空空间8中布置有两个肋10并且两个肋10附接至前蒙皮6。前蒙皮6包括带前缘12的弯曲形状。示例性地，如左上方绘图平面中的坐标系所示，前缘12是后掠的。因此，流装置4可以是商用飞行器的后掠机翼的一部分。肋10沿翼弦方向延伸并且大致布置成垂直于前缘12。

在一些情况下，例如，在飞行器起飞或降落期间，前蒙皮6可能被外来物体14、比如鸟击中。如果是这种情况，则前蒙皮6变形并且在变形期间冲击能量被至少部分地吸收。随着外来物体14的重量增加，由前蒙皮6吸收的冲击能量增大。取决于冲击位置16，在前蒙皮6中可能发生破裂。如果这些破裂足够大，则外来物体14可能进入中空空间8。那么，前蒙皮6停止吸收能量。为了避免这种情况，在两个相邻的肋10之间跨接有保持装置18。

保持装置18可以包括表面状尺寸延伸部，并且保持装置18布置成距前蒙皮6一定的距离。保持装置18示例性地沿着前蒙皮6延伸，并且优选地以恒定的距离沿着前蒙皮6延伸。在图1a中所示的情况下，保持装置18通过提供阻尼功能的阻尼元件20附接至肋10。阻尼元件20可以包括筒形形状。肋10可以包括开口22，相应的保持装置18的至少一部分被引导穿过该开口22。本示例中的阻尼元件20还包括连续的钻孔24，保持装置18的相应部分进给穿过该钻孔24。通过提供一定程度的预张紧，保持装置18和阻尼元件20被固定在其安装位置中。为了防止保持装置18穿过开口22和钻孔24滑回，其被单独的附接装置26固定。阻尼元件20允许通过被压缩来吸收一部分的冲击能量。

在图1a中所示的示例中，冲击位置16与肋10的凸缘28直接地相邻。由此，在冲击期间，过度的剪切力作用到前蒙皮6上，如果冲击载荷足够高，则这会导致破裂。

在图1b中，物体14已经在前蒙皮6中产生破裂30，使得前蒙皮6的部段32被撕裂并且向内折叠。在此，部段32到达保持装置18上，使得部段32不再进一步折叠。物体14不会穿过裂缝30。相反，物体14使前蒙皮6沿另一侧向方向进一步变形。因此更多的动能可以被吸收。这由阻尼元件20进一步支持，阻尼元件20通过作用于保持装置18上而被压缩。

图2示出了基于物体14的另一冲击位置16的另一效果。在此，前蒙皮6的部段32也向内折叠并且到达保持装置18。这样，物体14被偏转成进行另一侧向运动，这避免了物体14进一步进入到中空空间8中。

在图3中示出了前缘部件34的另一示例性实施方式。在此，示出了包括多个平行布置的弦38的保持装置36。弦38均被进给穿过相邻的肋10的开口22。

在图4中，示出了前缘部件40，该前缘部件40包括位于肋10的前边缘44处的多个切口42，弦38穿过切口42。

图5示出了具有单个切口42的前缘部件46，单弦38延伸穿过该单个切口42。切口42布置在前蒙皮6正后方并且位于前缘12的附近。撞击到前缘部件46上的物体14可以被划分成或分割成若干个部分，这些部分被偏转并且因此以不同的运动路径行进到中空空间8中。分离部分的各个动能明显小于物体14的原始动能。

图6a示出了具有保持装置50的前缘部件48，该保持装置50包括多个弦52，这些弦52结合以形成网格。在一些部段54中，网格包括比其他部段56中更高的密度。例如，在与凸缘28直接相邻的部段50和部段52中，网格具有更高的密度，因为那里更有可能发生破裂。

由于保持装置50基于弦52，因此弦52的端部可以进给穿过肋10的开口22并且穿过跟随在开口22正后方的阻尼元件20。如图6b和图6c中所示，可以有其他替代性的连接。在图6b中，两个弦52结合以形成单个端部58，该端部58被进给穿过肋10的单个开口22。在图6c中，弦52被相继进给穿过肋10的两个相邻的开口20，比如利用绳带进给。

在图7中，示出了前缘部件60，该前缘部件60还包括翼梁62，该翼梁62布置在距前缘12一定距离处。在此，保持装置64布置成距前缘12的距离非恒定并且保持装置64从肋10以相对于前缘12成一定角度的方式延伸至翼梁62。

在图8a、图8b和图8c中，图示了延伸穿过数个肋10的多个保持装置18或保持装置18。在图8a中，两个相邻的保持装置18延伸穿过布置在肋10的两个相反侧部上的一对阻尼元件20。在绘图平面中，保持装置18中的一个保持装置18向左延伸至左肋10，而保持装置18中的另一保持装置18向右延伸并且附接至右肋10。

在图8b中，放大的单个阻尼元件20布置在中间的肋10上，而两个保持装置18均延伸穿过放大的阻尼元件20，并且如图8a中那样向右和向左延伸。

在图8c中，放大的保持装置18延伸穿过中间的肋10并且被进给穿过两个侧向地布置的阻尼元件20。

图9示出了具有机翼66的飞行器64，该飞行器64示例性地包括根据图1的前缘部件2。另外，可以使用前缘部件34、40、46、48或60。竖向尾翼68、水平尾翼70或发动机72可以配备有上述前缘部件中的至少一个前缘部件。

另外，应该指出的是，“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，应该指出的是，已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还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。权利要求中的附图标记不应被解释为限制性的。

附图标记

2 前缘部件

4 流装置

6 前蒙皮

8 中空空间

10 肋

12 前缘

14 外来物体

16 冲击位置

18 保持装置

20 阻尼元件

22 开口

24 钻孔

26 附接装置

28 凸缘

30 破裂

32 部段

34 前缘部件

36 保持装置

38 弦

40 前缘部件

42 切口

44 前边缘

46 前缘部件

48 前缘部件

50 保持装置

52 弦

54 部段

56 部段

58 单个端部

60 前缘部件

62 翼梁

64 飞行器

66 机翼

68

Claims (12)

1.一种用于飞行器(64)的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，所述前缘部件(2，34，40，46，48，60)包括流装置(4)的至少一部分，所述至少一部分具有前蒙皮(6)、至少部分地由前蒙皮(6)界定的中空空间(8)以及至少一个分离的保持装置(18，36，50)，

其中，所述至少一个保持装置(18，36，50)包括具有网格、网、织物或多个弦的柔性结构，

其中，所述保持装置(18，36，50)布置在所述前蒙皮(6)后方并距所述前蒙皮(6)一定的距离且沿着所述前蒙皮(6)的至少一部段的主要延伸方向延伸，并且

其中，所述保持装置(18，36，50)被设计成用于保持在外来物体(14)冲击时发生变形而移动到所述中空空间(8)中的所述前蒙皮(6)。

2.根据权利要求1所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述保持装置(18，36，50)至少在翼展方向上被预张紧。

3.根据权利要求1或2所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述保持装置(18，36，50)包括以彼此相距一定的距离的方式布置的多个单独的弦(38，52)。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述保持装置(18，36，50)包括网格。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述至少一个保持装置(18，36，50)包括至少一个阻尼元件(20)，所述至少一个阻尼元件(20)被设计成用于吸收冲击能量。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

还包括多个肋(10)，所述多个肋(10)彼此相距一定的距离的方式布置在所述中空空间(8)中，

其中，所述至少一个保持装置(18，36，50)与两个相邻的肋(10)联接。

7.根据权利要求6所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述肋(10)包括用于附接所述至少一个保持装置(18，36，50)的多个开口(22)。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

还包括布置在所述中空空间(8)中的翼梁(62)，

其中，所述至少一个保持装置(18，36，50)与所述翼梁(62)联接。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)，

其中，所述至少一个保持装置(18，36，50)包括呈连续结构的多个保持装置(18，36，50)。

10.一种用于飞行器的机翼，所述机翼具有根据前述权利要求中的任一项所述的前缘部件(2，34，40，46，48，60)。

11.根据权利要求10所述的机翼，

还包括固定的前缘，

其中，所述前缘部件(2，34，40，46，48，60)能够在位于所述固定的前缘的正前方的缩回位置与距所述固定的前缘更远距离处的至少一个延伸位置之间移动。

12.一种飞行器，所述飞行器具有根据权利要求10或11所述的至少一个机翼或者根据权利要求1至9中的任一项所述的至少一个前缘部件(2，34，40，46，48，60)。

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