CN1989041A - 具有最大升力能由可控机翼组件改变的机翼的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有最大升力能由可控机翼组件改变的机翼的飞机。通过调节装置(20)，根据飞行状态参数以及实际测量的机翼(10)上的载荷，机翼组件(11，12)按照最大可能气动升力不超过需要的上限值的方式进行作用。

Description

具有最大升力能由可控机翼组件改变的机翼的飞机

本申请要求2004年11月9日提交的美国临时专利申请60/631,302以及2004年9月21日提交的德国专利申请10 2004 045 732.8的优先权，这两个申请的公开内容在此结合入本文作为参考。

技术领域

本发明涉及一种具有最大升力能由可控机翼组件改变的机翼的飞机。本发明的目的是减小飞机的结构重量，这可通过利用适当的控制系统限制作用在机翼上的最大可能载荷得以实现。

背景技术

在飞机的高机翼载荷的情况下，已知的是，调节外侧副翼以实现升力减小同时通过补偿该升力减小而增加了内侧机翼的迎角，由此实现了机翼弯矩的减小。这种已知的机翼配置的变换需要耗费相当大的调节精力或体力，在实际应用中导致结构重量方面的节省比较有限。

发明内容

本发明的目的是设计根据权利要求1的前序部分所述的飞机，使得可实现机翼的结构重量的显著减小，其中，具体就骤风载荷而言，考虑了关于载荷系数的国际认证规章。

根据本发明，由于在根据权利要求1的前序部分的飞机中提供了在飞行过程中在任意指定时刻记录实际机翼载荷的检测器，并且由于提供了当达到机翼载荷的预定值时为了减少最大可能升力而作用在机翼组件上的控制装置或调节装置，从而实现了本发明的目的。

因此，根据本发明的设计通过由气动升力产生的力靠附加阻力导致最大可能机翼载荷的减小。但是，由于该作用仅仅在仅需要有限升力的那些工作状态下发生，以此方式能够减小机翼结构的可能最大载荷，由此能够对应地减小结构重量同时符合国际认证规章规定的安全性方面的要求。

根据本发明，当飞机处于其平均飞行速度范围中的工作点A2(即，襟翼收回情况下的进场速度)之上时，为了减小升力，调节机翼组件。一般而言，在现有技术的状态中已知，为了增加机翼升力，对机翼组件的作用与正常作用不同。在此过程中，同时增加阻力以减小机翼所能够产生的最大载荷。在高速飞行期间，由于在这些飞行状态下机翼上的升力以及因此机翼上的最大载荷受到空气的压缩性的限制，因此机翼组件能够返回其正常位置。

根据本发明的另一实施方式，包含在本发明范围中作为飞行状态参数的诸如速度、高度、空气路径爬升角度、迎角等的参数附加地提供到控制装置或调节装置而作为控制变量或调节变量；并且安装控制规则或调节规则，其防止在达到不稳定的飞行状态之前为了减小升力而调节机翼组件。根据本发明的这种设计使得可以尽可能扩展其中机翼的最大可能升力的减小可以调节的工作范围，即充分利用了升力产生的下限值，为了确保飞机的安全飞行和安全适航性必须维持该极限值。

根据本发明的另一方面，为了记录机翼载荷，要通过设置在机翼中的适当位置处的传感器测量机翼的偏转。这样的传感器例如可以是金属丝应变计。

根据本发明的再一方面，在机翼上的本身已知的后缘机翼用作改变升力的机翼组件。但是，在机翼的前缘区域中的可延伸失速条也可作为替选方案或附加方案。

此外，根据本发明的另一方面，失速条完全收回到机翼的外轮廓中，且可通过适当的罩盖封闭运动井(movement well)。以此方式在不希望减小升力的那些工作区域中可以避免附加阻力以及由此的损失。

因为机翼的外侧区域中的气动升力所产生的最大可能力的减小对弯曲载荷的影响比机翼的内侧区域中的减小更大，因此无论在何种情况下，如果将减小升力的组件设置在远离机身的那些机翼区域中，则可能是有利的。

附图说明

以下参照如下附图说明本发明：

图1是根据本发明的带有可控机翼组件的飞机的示意图，包括控制装置和调节装置的示意性视图；以及

图2是图表，示出飞机机翼的载荷依赖于迎角，且在其上方为相关的机翼的横截面示意图。

具体实施方式

图1所示飞机总体上以1标示，其包括机翼10，机翼10在其远离机身的区域包括后缘襟翼11，可选地或可附加地，机翼10在其前缘区域包括失速条(stallstrip)12。失速条12为可从井(well)14延伸的类型(参照图2)，由此形成扰流边缘。在图1中，根据本发明的装置的描述仅仅涉及飞机的一个机翼，但是要以此相同方式提供两个机翼。后缘襟翼11的致动通过控制线29进行，而失速条12的致动通过有效连接28进行。控制线29和有效连接28从中央控制装置或调节装置20引导至机翼组件。通过第一输入线23将反映机翼10上的实际载荷的信号传递到控制装置或调节装置20。机翼载荷由设置在机翼10中适当位置处的传感器13确定。另外，通过第二输入线21将诸如速度、高度、空气路径爬升角度、迎角等的飞行状态参数传递到控制装置或调节装置20。控制装置或调节装置20的控制规则或调节规则定制于相应的飞机类型，使得由有效连接28和控制线29引起的几何改动以精确的所希望的方式减小最大可能载荷系数。

在根据图2的图表中的曲线31、32、33示出最大可能机翼载荷与迎角的相关性。通过本发明的调节组件，示意性示出在该图表上方的机翼10包括可铰接转动的后缘襟翼11以及可收回到机翼的前缘区域中的井内的失速条12。如果失速条12从井14延伸，则形成扰流边缘，其显著减少了机翼10的升力。图2中的第一曲线31示出从以十字标示的点“襟翼在外”开始随迎角增加机翼载荷减小，该点即后缘襟翼11通过控制线29由控制装置20向上转动--即进入发生升力减小的位置--的工作点。

类似地，第二曲线32示出当失速条12延伸时(图2中以十字“失速条在外”标记)的机翼载荷减小。

图2中的虚曲线33示出在后缘襟翼或失速条上没有升力减小作用情况下的机翼载荷与迎角的相关性；其示出在上部区域中最大载荷由于空气的压缩性而受到限制。在此区域中，失速条12在飞行过程中收回到井14中(失速条在内)。

关于大型客机的计算已经显示如果后缘襟翼向上回转大约10°，最大升力减小大约13％。所产生的飞机的附加阻力大约为5％。可以设想，仅仅在5％的飞行时间中需要考虑为了减少最大升力而进行的后缘调节，从而附加产生的阻力仅仅转化为飞机飞行范围减小0.25％。另一方面，计算显示13％的载荷减小将获得机翼重量的减小，由于相应地增加了燃料箱容量，该减小将转化为飞行范围增加2％。比较显示根据本发明设计的大型客机可获得其飞行范围的大约1.7％的净增加。

参考标号列表

1   飞机

10  机翼

11  后缘襟翼

12  失速条

13  传感器

14  井

20  中央控制装置或调节装置

21  第二输入线

23  第一输入线

28  有效连接

29  控制线

31  第一曲线

32  第二曲线

33  虚曲线

权利要求书

(按照条约第19条的修改)

1.一种具有机翼的飞机，其包括：

-至少一个可控机翼组件；

-至少一个检测器；和

-耦连于所述至少一个检测器和所述至少一个可控机翼组件的控制装置；

其中所述至少一个可控机翼组件设置成当所述飞机处于预定飞行速度的工作状态下时改变所述机翼的最大升力以减小升力，

其中所述至少一个检测器适于记录飞行过程中任意指定时刻的实际机翼载荷，并且

其中当所述实际机翼载荷达到机翼载荷的预定值时，所述控制装置作用于所述至少一个机翼组件以减小最大可能升力。

2.如权利要求1所述的飞机，

其中当所述飞机在其平均飞行速度的范围中的工作点A2之上时，调节所述至少一个可控机翼组件以减小升力。

3.如权利要求1或2所述的飞机，

其中所述控制装置被附加地提供有作为控制变量的飞行状态参数。

4.如权利要求3所述的飞机，

其中所述控制装置具有分析飞行状态参数以防止在达到不稳定飞行之前为了减小升力而调节所述至少机翼组件的控制规则。

5.如权利要求1到4中任一项所述的飞机，进一步包括：

-设置在各机翼的适当位置处的至少一个传感器(13)，其测量所述机翼的偏转以便记录机翼上的载荷。

6.如权利要求1到5中任一项所述的飞机，进一步包括：

-至少一个本身已知的后缘襟翼，其位于各机翼上用作改变升力的机翼组件。

7.如权利要求1到6中任一项所述的飞机，进一步包括：

-至少可延伸的失速条，其位于每个机翼的前缘区域中用作改变升力的机翼组件。

8.如权利要求7所述的飞机，

其中所述至少失速条设置成能够完全收回到形成在机翼的外轮廓中的井内。

9.如权利要求8所述的飞机，

其中所述井能够由适当的罩盖封闭。

10.如权利要求1到9中任一项所述的飞机，

其中所述至少一个减小升力的可控机翼组件设置在机翼的远离所述飞机的机身的区域中。

Claims (10)

1.一种具有机翼的飞机，包括：

—至少一个可控机翼组件；

—至少一个检测器；和

—耦连于所述至少一个检测器和所述至少一个可控机翼组件的控制装置；

其中所述至少一个可控机翼组件设置成改变所述机翼的最大升力，

其中所述至少一个检测器适于记录飞行过程中任意指定时刻的实际机翼载荷，并且

其中当所述实际机翼载荷达到机翼载荷的预定值时，所述控制装置作用于所述至少一个机翼组件以减小最大可能升力。

2.如权利要求1所述的飞机，

其中当所述飞机在其平均飞行速度的范围中的工作点A2之上时，调节所述至少一个可控机翼组件以减小升力。

3.如权利要求1或2所述的飞机，

其中所述控制装置被附加地提供有作为控制变量的飞行状态参数。

4.如权利要求3所述的飞机，

其中所述控制装置具有分析飞行状态参数以防止在达到不稳定飞行之前为了减小升力而调节所述至少机翼组件的控制规则。

5.如权利要求1到3中任一项所述的飞机，进一步包括：

—设置在各机翼的适当位置处的至少一个传感器(13)，其测量所述机翼的偏转以便记录机翼上的载荷。

6.如权利要求1到5中任一项所述的飞机，进一步包括：

—至少一个本身已知的后缘襟翼，其位于各机翼上用作改变升力的机翼组件。

7.如权利要求1到3中任一项所述的飞机，进一步包括：

—至少可延伸的失速条，其位于每个机翼的前缘区域中用作改变升力的机翼组件。

8.如权利要求7所述的飞机，

其中所述至少失速条设置成能够完全收回到形成在机翼的外轮廓中的井内。

9.如权利要求8所述的飞机，

其中所述井能够由适当的罩盖封闭。

10.如权利要求1到9中任一项所述的飞机，

其中所述至少一个减小升力的可控机翼组件设置在机翼的远离所述飞机的机身的区域中。