飞行器的用于增大所产生的提升力的升力面制造技术

本发明专利技术提供了一种飞行器的升力面(1)。升力面(1)包括前缘(2)和位于所述前缘(2)中的凹口(3)，凹口(3)包括在飞行器飞行时适于与升力面(1)的入射流方向平行的两个壁(6)和适于面向升力面(1)的入射流的第三壁(5)。升力面(1)还包括可收回的覆盖元件(4)，凹口(3)和可收回的覆盖元件(4)构造成使得：当可收回的覆盖元件(4)未覆盖凹口(3)时，所述凹口(3)暴露于入射流，从而产生增大升力面的升力的旋涡并且延迟失速。

【技术实现步骤摘要】
飞行器的用于增大所产生的提升力的升力面
本专利技术涉及使用前缘装置的升力面比如机翼、HTP或VTP，以在较高迎角下增大附着涡(attachmentvortex)，而这始终需要额外的升力。
技术介绍
飞行器的升力面的升力能力作为不同需求之间的折中方案而被选择。通常，增大升力能力将增大阻力，从而降低飞行的巡航部分期间的性能。商用飞行器对飞行的巡航部分期间的速度和效率进行了优化，这是由于飞行器将其飞行时间的绝大部分花在飞行的巡航部分。为了实现增大空气动力学表面的升力系数，现有技术中已知的是高升力装置，并且高升力装置通常在机翼中使用。存在许多不同类型的高升力装置，这些高升力装置可以单独使用或与其他装置一起使用，并且一般来说，这些高升力装置改变轮廓的外观或者控制边界层以延迟分离并且因此延迟失速。高升力装置在起飞和着陆时增大升力，从而减小飞行器安全着陆所需的距离和速度并且允许在飞行中使用较有效的机翼。由升力面产生的升力随着迎角的增大而增大直到迎角达到临界值为止，其中，超过该临界值就产生失速。当机翼达到高迎角——在该高迎角处，在机翼表面上产生逆压梯度——时就会发生失速。而这种逆压梯度迫使气流与表面分离。这种流分离导致升力快速失去，并且飞行器可能变得无法控制。因此，高升力装置在需要时、主要在起飞或着陆时提供增大的最大升力。特定类型的高升力装置是前缘槽/凹口。前缘槽/凹口在早期的超音速作战飞行器、特别是具有三角翼外形的超音速作战飞行器中应用相对广泛。三角翼对超音速飞行而言是合理的选择，这是由于三角翼结合了巡航中的低波阻力和由于涡升力引起的高亚音速机动性的优点。然而，由于低纵横比和高扫掠角的结合，此类机翼经受不稳定的俯仰破坏。早期超音速作战飞行器的先前经验证明了前缘凹口或槽作为控制高扫掠翼外形上的翼展流的装置的有效性。特别地，导流片(Slotfences)是用于处理极其薄的超音速机翼在低速下的此类纵向不稳定性的相对简单的方式。现有文献记载了在不同的翼展位置处放置一个、两个、三个或更多个槽以及槽的长度的效果。除了解决纵向稳定性问题之外，观察到了在高迎角下潜在的阻力减小，但具有增大的低α阻力障碍。这在采用多于三个的槽时更加明显。这可能是由于面向流的槽的竖向面上的压力造成的。该装置的示例可以在超音速作战飞行器的若干模型上找到。这些飞行器中的一些飞行器存在前缘，其中，该凹口在中跨位置处延伸了局部弦长的大致约7％。然而，存在缺点。尽管达到更高的俯仰力矩值，但俯仰不稳定性的开始以更显著的方式发生。本专利技术所要解决的技术问题是提供一种增大升力系数的装置，从而提供增大的飞行器可控性。
技术实现思路
本专利技术提出了升力面的前缘上的位于最佳翼展部位处的凹口或多个凹口。凹口包括在飞行器飞行时适于与升力面的入射流的方向平行的两个壁和适于面向升力面的入射流的第三壁。此外，升力面还包括可收回的覆盖元件比如套罩或套筒。凹口和可收回的覆盖元件构造成使得：当可收回的覆盖元件未覆盖凹口时，所述凹口暴露于入射流，从而产生增大升力面的升力的涡流并且延迟失速。在升力面接近失速时，期望操作该装置、即凹口暴露于入射流的装置。对于水平稳定器的特定情况而言，升力面失速可能会在最大平尾(tailplain)设定位置、迎角和最大升降舵偏转结合时发生。在VTP情况下，升力面失速可能会在大侧滑(highsideslip)和最大方向舵偏转结合时发生。在巡航期间或其他较低迎角条件下，凹口被可收回的套罩覆盖，并且升力面的操作与常规升力面相同，即与升力面的前缘中没有任何凹口的升力面相同。因此，根据本专利技术，凹口或多个凹口可以通过可收回的套罩来覆盖或暴露于入射流。本专利技术允许在接近需要额外升力的升力面失速情形下通过启用凹口来控制升力面，而在升力面的空气动力学设计中不存在障碍，这因为该装置允许在非操作期间于不改变前缘轮廓的情况下覆盖凹口。也就是说，当凹口被覆盖时，气流看起来呈与标准升力面的流线型形状相同的流线型形状。可收回的套罩的致动可以通过飞行员的启用而手动地命令，或者作为替代方案，可以在检测到操作接近失速时自动地进行。所提出的专利技术将所述前缘凹口的特征应用于现代民用客机的标准操作。重点放在所述前缘凹口的特征于尾翼上的实施，其中，高升力装置在尾翼处是相当罕见的。附图说明为了使说明书完整并且为了提供对本专利技术的更好的理解，提供了一组附图。所述附图形成说明书的组成部分，并且示出了本专利技术的优选实施方式。附图包括以下图。图1示出了飞行器的具有位于前缘中的凹口的升力面和进入前缘的入射流的示意图。图2示出了飞行器的具有位于前缘中的凹口的升力面的示意图。图3示出了飞行器中的具有位于前缘中的凹口的升力面的示意图。图4示出了本专利技术的前缘装置目标物的实施方式的示意图。图5示出了飞行器的具有位于前缘中的凹口的升力面以及凹口的纵横比的示意图。具体实施方式图1和图2公开了本专利技术的前缘(2)目标物的实施方式的示意图。如所示的，凹口(3)包括三个壁：与入射流平行的两个壁(6)和面向入射流的第三壁(5)。当需要额外的升力时，可收回的套罩(4)能够沿着前缘(2)移动。在巡航期间，可收回的套罩(4)以默认构型覆盖凹口(3)，以使阻力最小化。所述凹口(3)的特征长度是弦长(c)和跨距(b)。所述特征长度的尺寸必需提供大于1的纵横比c/b，如图5中可以看到的。更具体地，可收回的套罩(4)的横截面遵循前缘(2)的横截面的形状，并且因此在可收回的套罩(4)覆盖所述凹口(3)时允许在不改变前缘(2)轮廓的情况下覆盖凹口(3)。也就是说，相对于常规的翼型截面，没有改变作为前缘的滑动元件的套罩(4)的航空学形状(aeroshape)。在所公开的实施方式中，所述凹口(3)的弦长小于前缘的弦长并且延伸长达下述距离：所述距离确保升力面(1)的前翼梁在发生损坏(鸟撞击、维修飞机(vehicles)、FOD、...)的情况下的结构完整性。在所公开的实施方式中，可收回的套罩(4)能够沿着前缘(2)在翼展方向上移动。升力面(1)的厚度朝向升力面(1)的根部(11)增大，因此，当可收回的套罩(4)未覆盖所述凹口(3)时，在可收回的套罩(4)位于升力面(1)的根部(11)与凹口(3)之间的情况下，可收回的套罩(4)则收装在升力面(1)的前缘(2)内，即位于前缘(2)的蒙皮的下方。相反，当可收回的套罩(4)未覆盖所述凹口(3)时，在可收回的套罩(4)位于升力面(1)的凹口(3)与梢部(10)之间的情况下，可收回的套罩(4)则收装在升力面(1)的前缘(2)的上方，即覆盖前缘(2)的蒙皮。升力面(1)还包括用于根据命令使套罩(4)收回的致动机构，例如，弹簧加载的致动器。凹口(3)的面向进入流的被暴露的内部第三壁(5)应当是流线型的，以便以较小的迎角使阻力障碍最小化。这可以通过使所述第三壁(5)成趋于复制了仅在可收回的套罩(4)收回/收装时暴露的辅助前缘的形状的流线型来实现。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器的升力面(1)，所述升力面(1)包括前缘(2)和位于所述前缘(2)中的凹口(3)，所述凹口(3)包括在所述飞行器飞行时适于与所述升力面(1)的入射流的方向平行的两个壁(6)和适于面向所述升力面(1)的所述入射流的第三壁(5)，其特征在于，所述升力面(1)还包括可收回的覆盖元件(4)，所述凹口(3)和所述可收回的覆盖元件(4)构造成使得：当所述可收回的覆盖元件(4)未覆盖所述凹口(3)时，所述凹口(3)暴露于所述入射流，从而产生增大所述升力面的升力的旋涡并且延迟失速。

【技术特征摘要】
2016.11.25 EP 16382566.41.一种飞行器的升力面(1)，所述升力面(1)包括前缘(2)和位于所述前缘(2)中的凹口(3)，所述凹口(3)包括在所述飞行器飞行时适于与所述升力面(1)的入射流的方向平行的两个壁(6)和适于面向所述升力面(1)的所述入射流的第三壁(5)，其特征在于，所述升力面(1)还包括可收回的覆盖元件(4)，所述凹口(3)和所述可收回的覆盖元件(4)构造成使得：当所述可收回的覆盖元件(4)未覆盖所述凹口(3)时，所述凹口(3)暴露于所述入射流，从而产生增大所述升力面的升力的旋涡并且延迟失速。2.根据权利要求1所述的飞行器的升力面(1)，其中，所述可收回的覆盖元件(4)能够沿着所述前缘(2)在所述升力面(1)的翼展方向上移动。3.根据任一前述权利要求所述的飞行器的升力面(1)，其中，所述可收回的覆盖元件(4)的横截面遵循所述前缘(2)的横截面的形状。4.根据任一...

【专利技术属性】
技术研发人员：阿方索·冈萨雷斯戈萨尔沃，
申请(专利权)人：空中客车西班牙运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：西班牙,ES