CN114954899A - 用于飞行器的机翼组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种机翼组件(10)，用于具有机身和至少一对机翼的飞行器，机翼组件(10)限定流动方向(F)，机翼组件(10)配置成相对于该流动方向为飞行器制造升力，机翼组件包括主段(12)，配置成以固定方式安装至机身，以便在机翼的延伸方向上从机身延伸；以及多个襟翼段(14)，分别具有主体部(16)多个襟翼段以可枢转的方式安装至主段(12)，以便通过枢转装置(18)在包括水平定向和垂直定向的多种角度定向上围绕枢轴(A)单独可枢转，在水平定向上，襟翼段(14)的主体部(16)基本上与主段(12)对准，以形成伸长且基本上连续的横截面；在垂直定向上，襟翼段(14)相对于主段(12)向下成角度。本发明还涉及装配有至少一个成对的这种机翼组件的飞行器。

Description

用于飞行器的机翼组件
技术领域
本发明总体上涉及机翼组件，其用于具有机身和至少一对机翼的飞行器，其中机翼组件限定流动方向，机翼组件被配置成相对于该流动方向为飞行器制造升力。进一步地，本发明还涉及一种飞行器，其包括机身和至少一对这样的机翼组件。
背景技术
依靠机翼制造升力的飞行器与其他类型的飞行器有所不同，例如直升机，其除了所述制造升力的机翼面之外，还需要有控制面，通过该控制面以及飞行器发动机所提供的推力，可以根据飞行员在飞行器的授权操作范围内所提供的输入对飞行器的水平速度、垂直速度和姿态进行控制。为了能够执行上述控制功能，在飞行器中需要有致动器，其可以引起作用在飞行器上的力和力矩发生各种变化，从而改变飞行器的速度或姿态。
作为设计和创造新型飞行器的主要技术挑战之一，需要找到在致动器、升力制造面、控制面和发动机之间的最佳组合，以实现这些功能。为了找到所述部件参数的最佳组合，同时考虑到飞行器在最大速度与巡航速度、航程、最大有效载荷、燃料或能耗等方面的预期性能，可以对至少以下一些标准进行优化：致动器的数量、致动器及其控制系统的复杂性、安全系数、质量等。
虽然对于所有类型的飞行器都必须进行这些原则性的考量，但是具有垂直起降(vertical takeoff and landing，VTOL)性能的飞行器还需要具备额外的功能，以便能够在悬停配置下对其进行操作，以及在悬停和巡航飞行之间进行转换，即在基本上垂直飞行和基本上水平飞行之间进行转换。
为了在水平飞行模式下提供VTOL性能并提供针对相应飞行器的可控性，已经采取了几种不同的应对方法。例如，建议过具有两个定制推力系统的飞行器，其中一个推力系统通常向悬停和升力提供垂直推力，而第二推力系统向巡航飞行提供推进力。然而，提供双推力系统增加了相应飞行器的重量和复杂性。其次，已知在VTOL飞行器中，在悬停状态和巡航飞行状态之间旋转推力单元，而不旋转其所附机翼的任何附加部件。尽管这种设计解决了提供两个推力系统的必要性和缺点，但是对于可能由与推力单元集成的可旋转升力面所提供的额外可能的升力，其并未加以利用。最后，还建议了VTOL飞行器，其整个机翼能够在悬停和巡航飞行配置之间旋转，其中包括附在机翼上的推力单元。然而，旋转整个机翼需要额外的控制面，对其操作才能够在定向本身处于专用巡航飞行状态中的机翼和推力单元时，控制巡航飞行模式下的飞行器。
因此，在设计用于此类飞行器的机翼组件中，仍有改进的潜力，其中升力面、控制面和提供推力的发动机可以以优化的方式进行集成，以提供一种可靠、轻量化和高精度的升力、控制和推进集成系统。
发明内容
为此，根据本发明的第一方面，提出了一种机翼组件，其用于具有机身和至少一对机翼的飞行器，其中机翼组件限定流动方向，机翼组件配置为相对于该流动方向为飞行器制造升力，该机翼组件包括主段，其配置成以固定方式安装至机身，以便在机翼的延伸方向上从机身延伸；以及多个襟翼段，分别具有主体部，襟翼段以可枢转的方式安装至主段，以便通过枢转装置在包括水平定向和垂直定向在内的多种角度定向上绕枢轴单独可枢转，在水平定向上，襟翼段的主体部基本上与主段对准，以形成伸长且基本上连续的横截面；在垂直定向上，襟翼段相对于主段向下成角度，其中襟翼段分别包括单导管风扇式发动机，其具有整流罩、进气口和排气口，其在运行中被配置成产生在预定的推力值范围内的推力，其中进一步地，每个导管风扇式发动机与其对应的襟翼段的主体部一体形成，使得所述主体部构成导管风扇式发动机的整流罩的下部段。
根据所述第一方面，在用于飞行器的机翼组件处提供多个单独可控制的襟翼段，其可相对于它们与机翼组件的固定的主段所呈的角度被枢转或倾斜，并且其中每个襟翼段配备有单导管风扇式发动机，以便提供了高度集成的机翼组件，在该机翼组件中，由于襟翼段和固定的主段之间具有可变角度，也即推进发动机和飞行器机身之间具有可变角度，因而可以实现推力矢量，其中襟翼段还用作控制面并特别是在水平定向上增加飞行器的升力。在此应当注意的是，为本机翼组件限定的流动方向基本上对应于相应飞行器的水平飞行方向。通过提供多个襟翼段，每个襟翼段装配有仅单一的、单独可控制的导管风扇式发动机，可以对多个导管风扇式发动机之间的推力矢量进行高度精确的控制，以及对机翼组件的控制面和升力面进行控制。
根据第二方面，本发明涉及一种机翼组件，其用于具有机身和至少一对机翼的飞行器，该机翼组件限定流动方向，配置成相对于该流动方向为飞行器制造升力，该机翼组件包括主段，其配置成以固定方式安装至机身，以便在机翼的延伸方向上从机身延伸；至少一个带有主体部的襟翼段，其以可枢转的方式安装至主段，以便通过枢转装置在包括水平定向和垂直定向的多种角度定向上绕枢轴可枢转，在水平定向上，襟翼段的主体部基本上与主段对准，以形成伸长且基本上连续的横截面；在垂直定向上，襟翼段相对于主段向下成角度，其中至少一个襟翼段包括至少一个导管风扇式发动机，其具有整流罩、进气口和排气口，且其在运行中被配置成产生在预定推力值范围内的推力，其中至少一个导管风扇式发动机与襟翼段的主体部一体形成，使得所述主体部构成至少一个导管风扇式发动机的整流罩的下部段，其中机翼组件的操作条件包括由至少一个襟翼段的当前角度定向和至少一个导管风扇式发动机当前所产生的推力，并且其中主段和至少一个襟翼段被配置成使得至少在机翼组件的多种操作条件下，至少一个襟翼段产生机翼组件升力的至少约40％。在进一步的实施方式中，至少一个襟翼段还可产生机翼组件升力的至少约50％、60％或70％。
根据本发明的第二方面，提出了一种机翼组件，其中至少在一定的操作条件范围内(包括至少一个襟翼段的当前角度定向和至少一个导管风扇式发动机当前产生的推力)，至少一个襟翼单元及其嵌入的至少一个导管风扇式发动机不仅可以作为机翼组件的唯一控制和推进元件，还可以作为实质的或者甚至是主要的升力面。因此，在根据本发明的机翼组件中，针对其控制和可操纵性所需的一切必要的力和力矩，可将通过专用致动器获得的推进式推力矢量和空气动力及力矩与相应的组件进行组合，从而产生一切必要的力和力矩，这也是至少在某些增加大量升力的操作范围内产生的。
根据本发明的两个方面，使得至少一个导管风扇可绕轴枢转/倾斜，该轴基本上垂直于其转子的旋转轴，从而能够相对于机翼组件的主段，也即飞行器结构，对其推力矢量进行定向和控制，从而增强控制飞行器姿态的能力。随着至少一个襟翼段围绕其枢轴倾斜，襟翼段制造的气动升力也会得到改进。因此，倾斜作用会同时作用于推力矢量和升力矢量以及阻力大小。结合控制和调整推力绝对值的能力，会使得利用这样的组合组件来控制飞行器的能力得到显著增强。
在根据本发明第二方面的机翼组件中，尽管在单个襟翼段上分组两个或多个导管风扇的集群当然是可能的，但是如果在根据第二方面的机翼组件中提供多个襟翼段，其分别单独可枢转，并且分别包括仅单导管风扇式发动机，则本发明第一和第二方面的一般发明构思还可以以有利的方式进行组合。
还应注意的是，根据本发明的两个方面，至少一个襟翼段的枢轴的方向可基本上对应于机翼的延伸方向。
尽管至少一个襟翼段及其主体部(其中主体部在特定定向上作为机翼组件的主段的横截面的一种延伸)在任何情况下都将在装配有本发明机翼组件的飞行器的水平飞行中制造升力，但是为了进一步提高集成襟翼段的升力性能，在至少一个襟翼段处于水平定向上时，至少一个导管风扇式发动机的整流罩的上部段和/或侧板可在飞行器流动方向上形成有横截面，这样的横截面使得襟翼/发动机组件的所述部分在发动机运行期间同样产生升力。因此，除了相应襟翼段的主体部之外，设计与导管风扇式发动机相关的额外结构元件以产生升力，可有助于至少一个襟翼段在一定的操作条件范围内产生机翼组件升力的至少约40％。
特别地，在机翼组件流动方向上的横截面中，整流罩的上部段可形成有主凸曲率，优选地包括弧形翼型轮廓的一半。所述剖面可以被反射，也可以不被反射。这样的形状是针对悬停条件下的最小进口畸变以及巡航条件下的最大升力而做出的优化。
额外地或者可替代地，整流罩上部段的前缘头部的半径被其弦线长度标准化在1.8％至5％之间，优选地约2％。如此选择整流罩上部段的前缘头部的半径，同样有助于在悬停条件下将进口畸变降至最小。同样地，弦线长度通常可在600mm至900mm之间，并且可优选地约为780mm。
额外地或者可替代地，在机翼组件的平面图中，当至少一个襟翼段处于水平定向上时，至少一个襟翼段可形成为总升力面的至少约40％。在本发明中，可将机翼组件的相关平面形状限定为或是延伸至机翼组件和飞行器机身之间的过渡段，或是延伸至飞行器的中心线。
进一步地，本发明涉及一种飞行器，其包括机身、至少一个成对的根据本发明的第一和/或第二方面的机翼以及飞行控制单元，其用于控制襟翼段的角度定向以及导管风扇式发动机的推力输出。所述飞行器特别地可具有如上所述的VTOL性能。
特别地，根据本发明的飞行器可包括至少两对机翼组件，其中至少一个成对的根据本发明的第一和/或第二方面的机翼的主段和至少一个襟翼段被配置成使得至少在机翼组件的多种操作条件下，成对的所述机翼组件的襟翼段产生飞行器所有机翼的总升力的至少约40％。
在一个特定实施例中，所述飞行器可包括两个成对的根据本发明的第一和/或第二方面的机翼组件，其具有两种不同翼展，其中优选地在飞行器的水平飞行方向上，将具有较小翼展的成对机翼安装在另外的成对机翼前方，使得所述飞行器呈现出具有一对主机翼和一对鸭式机翼的配置。
在所述实施例中，主机翼的襟翼段可以例如构成所述主机翼的总升力面的30％至50％，特别地约35％，其中鸭式机翼的襟翼段可以构成所述鸭式机翼的总升力面的50％至70％，特别地约61％。可替代地或者额外地，在飞行器正常且平衡的巡航条件下，由于在襟翼/发动机组件中集成额外升力面所提供的上述额外升力，主机翼的所述襟翼段可贡献主机翼总升力的约45至60％，特别地约49％，和/或鸭式机翼的襟翼段可贡献鸭式机翼总升力的65至85％，特别地约77％。
附图说明
当结合附图时，本发明进一步的特征和优点将在以下实施例的描述中变得更加清楚，附图具体示出了：
图1是根据本发明的机翼组件的剖视图；
图2是根据本发明的机翼组件的单一集成襟翼单元的等距视图；
图3是三个这样的集成襟翼单元的前视图；
图4是根据本发明的具有两个成对机翼的飞行器的平面图；
图5是具有不同角度定向的多个襟翼单元的机翼组件的前视图；和
图6是图1的导管风扇式发动机的上整流罩的示意性横截面。
具体实施方式
在图1中，根据本发明的机翼组件以剖视图示出并且总体使用附图标记10进行表示。所述机翼组件包括主段12，其被配置成以固定方式安装至飞行器的机身，以便在机翼组件10的延伸方向W上从机身延伸，例如图4所示。机翼组件10限定了流动方向F，其被配置成相对于该流动方向F为水平飞行中的飞行器制造升力。
进一步地，机翼组件10包括具有主体部16的襟翼段14，其以可枢转的方式安装到机翼组件10的主段12，以便通过枢转装置18围绕枢轴A可枢转，其在图1中仅为示意性地示出并且可由例如伺服电机进行实现。
在图1中，襟翼段14显示为处于水平定向，其中其主体部16与机翼组件10的主段12基本对准，以形成伸长且基本上连续的横截面。襟翼段14可以围绕枢轴A在例如90°的范围内枢转，使得它可以向下成角度至垂直定向，其中主段12和襟翼段14的主体部16基本上相互垂直。
襟翼段14还包括导管风扇式发动机20，其具有整流罩22、前缘机头23、进气口24、出气口26、可旋转的转子28和固定的定子30，其在操作期间通过转子28的旋转沿推力轴线T产生推力。
还应指出的是，虽然导管风扇式发动机20与襟翼段14的主体部16一体形成，使得所述主体部16构成导管风扇20的整流罩22的下部段，但是整流罩的上部段22a在机翼组件10的流动方向F上也形成有这样的横截面，使得其同样增加了由襟翼段14所提供的升力。
通过使襟翼段14相对于主段12围绕枢轴A成角度，襟翼段14可以作为机翼组件10的控制面，而同时推力矢量T旋转，襟翼段14所提供的升力也会发生变化。因此，通过将可枢转襟翼段14与导管风扇式发动机20集成在一起，所述襟翼段14用作空气动力学控制面，同时能够实现矢量推力，从而在单独的单元内提供两个自由度。由于襟翼段14还在机翼组件10的升力面中贡献了相当大的比例，因此与传统设计相比，使得大幅提高机动性和提升飞行速度成为可能。
因此，除了提供可被单独改变的推力大小和推力矢量外，襟翼段14还产生了总飞行器升力中相当一部分的升力。因此，将所述襟翼段14用于所有飞行阶段，从而减小在低飞行速度下对发动机的推力需求或允许增加有效载荷。从下文讨论的图2和图3可以进一步看出，导管风扇式发动机20的进气口24的设计连同襟翼段14的其余部件的几何特性，均满足在所有襟翼截面角度处的清洁入口条件。
在所述图2和图3中，分别以等距视图和正视图示出了具有集成导管风扇式发动机20的单个襟翼段14和三个这样的襟翼段14。可以看出，每个襟翼段14承载仅单导管风扇式发动机20，而针对所示实施例做出的其他修改中，多导管风扇式发动机可以集成在单个襟翼段中。还可从图2和图3中看出，导管风扇式发动机20的整流罩22是如何在其上部段22a以及在导管风扇式发动机20的侧板22b的部分中以空气动力学的方式成形为具有横截面，这在发动机20运行期间，也将有助于利用襟翼段14产生升力。
进一步地，在图4中，以平面图示出了具有机身102和两个机翼对10a和10b的飞行器100，其中机翼10a和10b中的每一个均装配有如上所述的襟翼段，并且其中第一对翼10a用作主机翼，而具有较短翼展的第二对翼10b用作位于主机翼10a前方的鸭式机翼。
其中，主机翼10a的整体平面形状被选择为使得襟翼段占整个主机翼平面形状的约35％，如框104所示，而鸭式机翼10b的襟翼段占鸭式机翼10b的整个平面形状表面的约61％，如框106所示。各个机翼平面形状被限定为朝向飞行器100的中心线C延伸。
如上所述，通过对襟翼段14的具体设计而增加了提供给机翼10a和10b的额外升力，因此，在飞行器100标准且平衡的巡航条件下，主机翼10a的襟翼段将贡献所述主机翼10a总升力的约49％，而鸭式机翼10b的襟翼段将贡献鸭式机翼10b所产生的总升力的约77％。因此，主机翼10a和鸭式机翼10b的襟翼段组合起来将在所述条件下产生飞行器100总升力50％以上的升力。
额外地，在图5中，以正视图示出了主机翼10a中的一个，其具有的多个襟翼单元14全部处于不同的角度定向，以展示它们在一定角度定向范围内独立枢转的能力。
最后，在图6中，示出了图1的导管风扇式发动机20的整流罩22的上部段22a在流动方向F上的示意性横截面，其提供了在悬停配置中吸入到发动机20的空气的最小进口畸变以及在各自襟翼单元14的巡航配置中的最大升力。特别地，整流罩22的上部段22a形成为具有主凸曲率，作为具有弧线CA的弧形翼型轮廓的一半，其中图6中的虚线表示所述轮廓理论上的下半部。
进一步地，整流罩22的上部段22a的前缘头部23的半径R23被其弦线长度CL标准化在1.8％至5％之间，优选地约为2％，而通常这种发动机20的弦线长度CL的范围在600mm至900mm之间，特别地可为约780mm。

Claims (12)

1.一种机翼组件(10)，其用于具有机身(102)和至少一对机翼(10a，10b)的飞行器(100)，所述机翼组件(10)限定流动方向(F)，所述机翼组件(10)配置成相对于所述流动方向为所述飞行器制造升力，所述机翼组件包括：
-主段(12)，配置成以固定方式安装至所述机身(102)，以便在所述机翼(10a，10b)的延伸方向(W)上从所述机身(102)延伸；和
-多个襟翼段(14)，分别具有主体部(16)，所述襟翼段以能枢转的方式安装至所述主段(12)，以便通过枢转装置(18)在包括以下定向的多种角度定向上围绕枢轴(A)单独能枢转：
○水平定向，在所述水平定向上，所述襟翼段(14)的所述主体部(16)基本上与所述主段(12)对准，以形成伸长且基本上连续的横截面；以及
○垂直定向，在所述垂直定向上，所述襟翼段(14)相对于所述主段(12)向下成角度；
其中所述襟翼段(14)分别包括单导管风扇式发动机(20)，所述单导管风扇式发动机具有整流罩(22)、进气口(24)和排气口(26)，所述单导管风扇式发动机在运行中配置成产生预定推力值范围内的推力；以及
其中每个导管风扇式发动机(20)与其对应的襟翼段(14)的所述主体部(16)一体形成，使得所述主体部(16)构成至少一个所述导管风扇式发动机(20)的所述整流罩(22)的下部段。
2.一种机翼组件(10)，用于具有机身(102)和至少一对机翼(10a，10b)的飞行器(100)，所述机翼组件(10)限定流动方向(F)，所述机翼组件(10)配置成相对于所述流动方向为所述飞行器(100)制造升力，所述机翼组件包括：
-主段(12)，配置成以固定方式安装至所述机身(102)，以便在所述机翼(10a，10b)的延伸方向(W)上从所述机身(102)延伸；和
-至少一个襟翼段(14)，具有主体部(16)，所述襟翼段以能枢转的方式安装至所述主段(12)，以便通过枢转装置(18)在包括以下定向的多种角度定向上围绕枢轴(A)能枢转：
○水平定向，在所述水平定向上，所述襟翼段(14)的所述主体部(16)基本上与所述主段(12)对准，以形成伸长且基本上连续的横截面；以及
○垂直定向，在所述垂直定向上，所述襟翼段(14)相对于所述主段(12)向下成角度；
其中至少一个所述襟翼段(14)包括至少一个导管风扇式发动机(20)，所述导管风扇式发动机具有整流罩(22)、进气口(24)和排气口(26)，所述导管风扇式发动机在运行中配置成产生预定推力值范围内的推力；
其中至少一个所述导管风扇式发动机(20)与所述襟翼段(14)的所述主体部(16)一体形成，使得所述主体部(16)构成至少一个所述导管风扇式发动机(20)的所述整流罩(22)的下部段；
其中所述机翼组件(10)的操作条件包括至少一个所述襟翼段(14)的当前角度定向和由至少一个所述导管风扇式发动机(20)当前所产生的推力；并且
其中所述主段(12)和至少一个所述襟翼段(14)配置成使得至少在所述机翼组件(10)的多种操作条件下，至少一个所述襟翼段(14)产生所述机翼组件(10)的升力的至少约40％。
3.根据权利要求2所述的机翼组件(10)，
其中提供多个襟翼段(14)，所述多个襟翼段分别单独能枢转并且分别包括单导管风扇式发动机(20)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的机翼组件(10)，
其中至少一个所述襟翼段(14)的所述枢轴(A)的方向基本上对应于所述机翼(10a，10b)的所述延伸方向(W)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的机翼组件(10)，
其中在至少一个所述襟翼段(14)处于水平定向上时，至少一个所述导管风扇式发动机(20)的所述整流罩(22)的上部段(22a)和/或所述侧板(22b)在所述机翼组件(10)的所述流动方向(F)上形成有横截面，所述横截面在所述发动机(20)运行期间产生升力。
6.根据权利要求5所述的机翼组件(10)，
其中在所述机翼组件(10)的所述流动方向(F)上的横截面中，所述整流罩(22)的所述上部段(22a)形成有主凸曲率，优选地包括弧形翼型轮廓的一半。
7.根据前述权利要求中任一项所述的机翼组件(10)，
其中所述整流罩(22)的所述上部段(22a)的前缘头部(23)的半径(R23)由其弦线长度(CL)标准化在1.8％至5％之间，优选地约2％，以及/或者所述弦线长度(CL)在600mm至900mm之间，优选地约780mm。
8.根据前述权利要求中任一项所述的机翼组件(10)，
其中在所述机翼组件(10)的平面图中，当至少一个所述襟翼段(14)处于水平定向上时，至少一个所述襟翼段(14)形成总升力面的至少约40％。
9.一种飞行器(100)，包括机身(102)、根据前述权利要求中任一项所述的机翼组件(10)中的至少一个成对机翼组件(10a，10b)以及飞行控制单元，所述飞行控制单元用于控制所述襟翼段(14)的角度定向以及所述导管风扇式发动机(20)的推力输出。
10.根据权利要求9所述的飞行器(100)，
包括机翼组件(10)中的至少两个成对机翼组件(10a，10b)，其中根据权利要求1至8所述的机翼组件(10)中的至少一个成对机翼组件的所述主段(12)和至少一个所述襟翼段(14)配置成使得至少在所述机翼组件(10)的多种操作条件下，成对所述机翼组件(10)的所述襟翼段(14)产生所述飞行器(100)的所有所述机翼(10a，10b)的总升力的至少约40％。
11.根据权利要求9和10中一项所述的飞行器(100)，
包括根据权利要求1至6中任一项所述的机翼组件(10)中的两个成对机翼组件(10a，10b)，所述两个成对机翼组件具有不同翼展，其中优选地在所述飞行器(100)的水平飞行方向上，将具有较小翼展的成对机翼(10b)安装在另外的成对机翼(10a)前方。
12.根据权利要求9到11中一项所述的飞行器(100)，其中成对主机翼(10a)的所述襟翼段(14)构成所述主机翼(10a)的总升力面的30％至50％，特别地约35％，其中成对鸭式机翼(10b)的所述襟翼段(14)构成所述鸭式机翼(10b)的总升力面的50％至70％，特别地约61％，和/或其中在所述飞行器(100)正常且平衡的巡航条件下，所述主机翼(10a)的所述襟翼段(14)贡献所述主机翼(10a)的总升力的约45％至60％，特别地约49％，和/或所述鸭式机翼(10b)的所述襟翼段(14)贡献所述鸭式机翼(10b)的总升力的65％至85％，特别地约77％。
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