CN1243485A - 具有层流控制的前缘高升力装置 - Google Patents

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Abstract

提供了一种机翼、机翼组件和减小阻力的方法,机翼组件包括主翼部分(10)和前缘高升力部件(12)。高升力部分可在缩回位置和朝前展开位置之间移动,在缩回位置高升力部分通常与主翼部分合在一起。高升力部分上表面(22)的至少一个基本部分是透气或开孔的,并与其中的吸气通道(30)气流联通。在飞行中吸力可加到吸气通道上以减小上或下翼面上紊流附面层的弦向范围。

Description

具有层流控制的前缘高升力装置
本发明关于包括前缘高升力装置的飞机机翼组件，尤其是关于配有减小至少一个上和下机翼表面上方的紊流附面层的弦向范围的组件。本发明还延伸到包括这种组件的飞机、采用这种组件的高升力装置、以及减小具有前缘高升力装置的机翼阻力的装置。
在本说明书中，术语前、后、上、下、弦向、翼展方向等等是指飞机在直飞和平飞时的方向。
为了尽可能减小飞机阻力、尤其是在飞机表面和蒙皮上方的气流阻力，飞机设计师及气动专家们已化费了巨大的努力。典型的手段包括使表面非常光滑，在表面上装有特殊的织物或微观结构以增强表面上的气流特性。其它技术是采用与受迫混合层流有关的附面层控制的方法。在该方法中，层流附面层被保持在浸湿面上尽可能长的时间，从而延迟紊流附面层的开始。虽然通过紊流附面层的开始，附面层在层流区能保持较长时间从而导致阻力减小，但是完全防止从层流到紊流附面层的传输通常是不现实的。以受迫混合层面流为主要目标的该方法是延迟紊流的开始而不是在浸湿面上保持完全的层流(虽然我们并不想排除这种可能性)。
为了达到这种形式的附面层控制，在表面上开有大量微米级的孔洞通过在表面上提供负压使附面层附着在该表面上。这就减小了附面层的生长速度因此延迟了层流/紊流传输的开始。
在受迫混合层流飞机机翼的设计中遇到的一个主要问题是在固定的机翼的前缘中必须提供大体积的导管，从而提供使空气抽过翼面上的孔洞而要求的吸力。将前梁朝后移以接纳这些导管就意味着要增加机翼的重量。另外，对一个具有前缘缝翼的机翼来说，传统上由缝翼的伸/缩和导向机构所占据的空间现在已被大体积的导管占据。因此现在对在其上表面具有受迫混合流的机翼的前缘缝翼设计的建议已转换为克鲁格襟，它涉及到在主翼的固定前缘或“D前缘”最下端提供一个铰链，使“D前缘”的下侧一部分通过铰链向前和向下。然而克鲁格襟翼不具有缝翼那样的气动效果。
因此目前存在着一种需要，将机翼组件与高升力装置结合并考虑到受迫混合层流，但又不累及主翼部分的结构设计，并且没有上面提及的重量负担。
因此，本发明的一个方面中，提供了一种飞机机翼组件，它包括一个主翼部分和一个前缘高升力部分，该高升力部分可在缩回位置和伸展位置之间移动，在缩回位置，它通常与主翼部分合在一起，在朝前的伸展位置，至少上述高升力部分暴露的上表面的基本部分是透气或开孔的，并与上述前缘部分附设的吸气通道气流联通，因此在飞行中，吸力可以加到上述吸气通道上，从而至少能减小至少在上、下翼面的一个面上的紊流附面层的弦向范围。
在另一方面，本发明提供了一种装有上面限定的机翼组件的飞机。
在又一方面，本发明提供了一种用于主翼部分、并在缩回位置和伸展位置之间移动的前缘高升力装置，其中至少高升力装置的上表面的基本部分是透气的或开孔的，并与上述高升力装置的吸气通道气流联通，从而在飞行中可以加上吸力以产生负压差，以至少能减小至少上、下翼面中的一个上的紊流附面层的弦向范围。
在再一个方面中，本发明提供一种减小具有前缘高升力装置的机翼的飞机阻力的方法，该方法包括提供一种具有透气或开孔的高升力装置的暴露上表面的基本部分，并加上穿过上述表面的吸力以至少减小至少上、下翼面中的一个上的紊流附面层的弦向范围。
除上面限定的本发明外，本发明还延伸到前面和下面的描述中设定特征的联合。
可采用各种方式实施本发明，例如仅采用实施例的方式，现在将参照附图来详细描述其实施例及其改型。
图1是穿过本发明机翼组件前部的剖视图，其中前缘缝翼缩回，在部件零件上已沿机翼除去缝翼，
图2类似于图1，但示出机翼根部的套筒，
图3为装有图1和2组件的飞机左翼的翼根前部的顶部平面视图；
图4是详细表示前缘缝翼的后缘和主体部分之间的交接面的示图；
图5是后缘部分的放大图；
图6是在后缘部分图5的VI-VI线上朝前看的视图。
参见附图，该机翼组件包括一相对固定的主翼部分10和可相对移动的前缘缝翼12，前缘缝翼12用通常以14表示的弯曲的轨道伸/缩机构安装到主翼部分10上，使它能在图1所示的位置和伸展位置之间移动，在图1所示的位置，前缘缝翼12通常与主翼部分10平稳地合在一起，而在高升力的展开构形中，它朝前并朝下延伸以增加机翼的曲度和有效的表面区域，因此产生升力。从图1可以看出主翼的D前缘部分1具有较小的横截面，该区域的一些部分已被伸/缩机构占据。
在这项设计中，附面层控制是通过将吸力加到穿过前缘缝翼12而不是主翼部分10上做到的。因此附面层控制所要求的管道和服务设施(除吸力套筒或下面将描述的套筒外)能主要放置在前缘缝翼12内，当然在其它设计中这可以通过在固定的前缘中提供孔洞和吸力来加以补充。
前缘缝翼12包括通常为凸形的双壁前段18和通常为凹形的后面20、双壁结构包括外表面22和内表面24，它们由长的通常为翼展方向的肋片26互连以限定外蒙皮内的一系列的吸气腔28。内表面22与后表面20一起限定一个吸气道30。正如图4特别示出的，外蒙皮在其表面的基本部分上除了下部34外均具有孔洞32(图1，如要需要下部34亦可开孔)。每个腔28通过一系列小孔或送气口36与吸气管道相联。送气口36的尺寸可选成在机翼的弦向提供所需要的压差分布图。通过提供合适的肋板以再分割腔28，还能调节翼展方向的压力。
再参见图4，前缘缝翼12的后缘40在它与主翼部分的交接面附近进行了特殊加工，以提供一系列的通道或槽42，它们与缝翼后表面20和主翼表面的前部之间限定的空间联通，并与主翼部分的表面一起限定了一系列的吸气口，如图5和6所示。缝翼包括一个密封缝翼12和主翼部分10之间间隙的密封条44；缝翼的后表面20包括送气口36，用以缝翼12和主翼部分10之间、密封带44的上方的空间中产生引力。这样设计允许在缝翼后缘和主翼部分之间的接触线41上提供吸力，因此减小了在交接面开始出现紊流的可能性。
在正常的巡航飞行中，缝翼12缩回，吸力加到吸气管30上以在暴露前缘的表面和缝翼12的上表面、以及在缝翼12的后缘40和主翼部分10之间的交接处附近提供压力分布，从而延迟从层流转换到紊流的开始。
可以用各种方式加上引力，一种方式如图2和3所示。这里最里面的缝翼12上的吸气管30包括一根与缝翼12的移动弧线同心弯曲的吸气套筒46，该吸气套管带有装在飞机翼根部内并连到一吸气泵50上的相对固定部分48，可相对移动部分52可滑动地装在吸气套筒46的另一端，并与吸气管30气流联通。可以通过通风连接件和合适的密封件将吸力加到外部相邻的缝翼12上，或采用一根共用的吸气管沿机翼的D-前缘16延伸，该吸气管再送到用于一个或多个缝翼的分隔开的套筒中。在这个例子中，吸气套筒可以装在机翼的挂架点54。另外，由于通常仅在巡航飞行、缝翼缩回时才需要套筒，作为引力并不需要套筒。在这种情况下，套筒可用对接设计替代，该对接设计在缩回情况下提供与气源的密封联通，而在缝翼伸展时断开，因此提供了一种与套筒式设计相比低重量和较低复杂性的设计。
我们已经发现，采用图示的缝翼设计，不必象现有的建议中那样直到后弦向均提供开孔，在缝翼上、或许在主翼部分10的固定前缘上开一些或不必进一步再打孔已经足够。
图示的实施例具有若干进一步的优点。由于缝翼12的几何形状，能在固定主翼部分D-前缘16朝后缝翼上开孔而不需要对主翼部分进行大的结构上的改型。缝翼12保护主翼部分的固定的前缘，对前缘的损害(如鸟的撞击)将由缝翼承受而不是固定前缘，固定前缘的修理是比较困难的。过去在固定前缘中用作受迫混合层面流的建议中，开孔的表面通常是由不锈钢或钛合金制造的，已经证明，这种材料与复合材料和其它材料的结合由于材料不同的结构特征是有问题的，而本发明的缝翼可用同种材料或相容的材料制成开孔表面。

Claims (17)

1.一种飞机机翼组件，包括主翼部分(10)和可在缩回位置和朝前展开位置之间移动的前缘高升力部分(12)，在缩回位置前缘高升力部分(12)通常与主翼部分合在一起，其特征在于：至少上述高升力部分上表面(22)的基本部分是透气的或开孔的，并与上述高升力部分附设的吸气通道(30)气流联通，从而在飞行中，吸力可加到上述吸气通道(30)中，从而至少能减小至少在上、下翼面的一个面上的紊流附面层的弦向范围。
2.按照权利要求1的飞机机翼组件，：包括控制暴露表面(22)上的选定点或区域上的吸力程度的装置。
3.按照权利要求2的飞机机翼组件，其中上述控制装置包括延伸在上述高升力部分(12)内并与暴露表面(22)的透气或开孔部分、以及上述通道(30)气流联通的腔(28)。
4.按照权利要求3的飞机机翼组件，其中上述控制装置包括与一个或多个上述腔附设在一起的一个或多个小孔(36)或限流通道，以此控制进出上述腔的气流。
5.按照权利要求3或4的飞机机翼组件，其中每个上述腔是长的，并通常朝翼展方向延伸。
6.按照前面任何一个权利要求的飞机机翼组件，其中上述前缘高升力部分包括一个缝翼(12)，缝翼(12)在其处于缩回位置时包括与主翼部分(10)接触或紧密靠近后缘区(40)，上述组件还包括吸入空气或将引力加在上述缝翼的后缘区和主翼部分(10)之间的交接面(41)区的通道或孔洞(42)。
7.按照权利要求6的飞机机翼组件，其中上述通道或孔洞包括面对主翼部分(10)的缝翼(12)表面(20)上的小孔(36)，上述小孔与上述吸气通道(30)气流联通。
8.按照权利要求7的飞机机翼组件，其中上述通道或孔洞包括若干通常在翼展方向隔开的位于上述缝翼后缘区(40)的槽(42)，该槽(42)在缝翼(12)处于缩回位置时与相邻的主翼部分(10)的表面合作，以在上述交接处(41)限定若干吸气口。
9.按照权利要求6、7或8的飞机机翼组件，包括通常在翼展方向在缝翼的后表面(20)和主翼部分之间伸展以在缝翼(12)处于缩回位置时提供它们之间的密封的密封件(44)。
10.按照前面任何一个权利要求的飞机机翼组件，包括用以对上述吸气通道(30)加上吸力的一个或多个吸气泵(50)。
11.按照权利要求10的飞机机翼组件，其中上述吸气泵位于上述主翼部分(10)中，并通过延伸在主翼部分和高升力部分之间的可延伸的吸气管与上述高升力部分(12)气流联通。
12.按照前面任何一个权利要求的飞机机翼组件，还包括一个或多个上述高升力部分(12)，上述高升力部分相互按翼展方向安置，每个高升力部分包括一个上述吸气通道(30)，该吸气通道(30)与至少一个其它的上述高升力部分的吸气通道(30)气流联通。
13.按照权利要求12的飞机机翼组件，其中上述与至少一个其它的上述高升力部分的吸气通道(30)的气流联通是通过在相邻高升力部分之间的进一步密封作用而产生的。
14.一种飞机，其特征在于装有按照前面任何一个权利要求的机翼组件。
15.一种前缘高升力装置(12)，该装置与主翼部分(10)一起使用并在缩回和展开位置之间移动，其特征在于：至少高升力装置的上表面(22)的基本部分是透气或开孔的，并与上述高升力装置的吸气通道(30)气流联通，因此在飞行中可加上吸力以产生负压，至少能减小上、下翼面的至少一个面上的紊流附面层的弦向范围。
16.按照权利要求15的前缘高升力装置，包括一系列的位于后缘区(40)的通常为翼展方向隔开的槽(42)。
17.一种减小装有前缘高升力装置(12)的飞机机翼的阻力的方法，该方法的特征在于：提供一个高升力装置暴露的上表面(22)的基本部分，该基本部分具有透气或开孔的表面，通过上述表面加上吸力，以至少减小至少上、下表面中的一个面上的紊流附面层的弦向范围。
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