用于飞行器的前缘缝翼制造技术

本发明专利技术提出了用于飞行器(62)的前缘缝翼(6)，该前缘缝翼包括前蒙皮(10)、后蒙皮(12)、翼梁(14)、以及接纳升温空气以用于除冰或防冰的进气口(16)。在该缝翼中，形成了至少一个气室，该气室被供给有所述空气。后蒙皮(12)的第一部分(28)在距底部区段(20)一定距离处附接至翼梁(14)，其中，后蒙皮(12)的第二部分(31)附接至顶部区段(22)。由此，形成了位于固定式前缘(2)的前面的区域，在该区域中来自集成到后蒙皮(12)中的出气口(48)的空气可以排出到缝翼(6)外部。

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的前缘缝翼
本专利技术涉及用于飞行器的前缘缝翼、具有可动前缘缝翼的机翼以及飞行器。
技术介绍
在商用飞行器中，经常通过使用除冰和防冰装置来防止机翼部件或控制表面结冰。实现这一点的常见方法是用来自涡轮风扇发动机的放泄空气来对相应部件进行加热。对缝翼进行除冰可能是复杂的，尽管这是因为需要对大部分缝翼本体进行加热，但也是因为缝翼的内部结构通常被翼梁分离。引入高温的空气会加热缝翼，但需要从缝翼本体中排出放泄空气。由于前缘缝翼的后蒙皮通常遵循机翼的固定式前缘的形状，所以离开缝翼的空气会冲击固定式前缘。因此，需要用于保护固定式前缘的附加措施。比如在DE102008019146A1中提出的替代性解决方案，包括将环境控制系统的部件所加热的空气应用于将要被保护以免受结冰影响的装置。同样为了结冰保护的目的，在DE102004058430B4中提出使用来自燃料电池的排气。然而，温度水平可能低于基于放泄空气的系统。
技术实现思路
因此，本专利技术的目的是提供前缘缝翼，该前缘缝翼允许通过升温空气、特别是通过放泄空气来进行加热，同时将尽可能避免对于固定式前缘的不利影响。该目的通过具有独立权利要求1所述的特征的用于飞行器的前缘缝翼来实现。可以从从属权利要求和以下描述中得到有利的实施例和进一步的改进。提出了用于飞行器的前缘缝翼，所述前缘缝翼包括缝翼本体，所述缝翼本体具有前蒙皮、后蒙皮、翼梁以及进气口，其中，所述前蒙皮围绕展向轴线弯曲约至少120°以形成底部区段和顶部区段，其中，所述缝翼本体的前缘布置在所述底部区段与所述顶部区段之间，并且其中，所述翼梁从所述底部区段延伸至所述顶部区段，其中，所述后蒙皮的第一部分在距所述底部区段一定距离处附接至所述翼梁，其中，所述后蒙皮的第二部分附接至所述顶部区段，并且其中，所述后蒙皮弯曲成背离所述翼梁并且包括直接相邻的出口部分，所述出口部分沿展向方向延伸并且直接面向所述底部区段，其中所述前蒙皮、所述后蒙皮以及所述翼梁围成至少一个气室，所述至少一个气室与所述进气口流体连通，并且其中，所述出口部分包括多个出气口，所述多个出气口用于让空气从所述至少一个气室通过所述出气口排出。因此，该前缘缝翼的总体设计与常见设计明显不同。前蒙皮是前缘缝翼的在飞行期间面向冲击在前缘缝翼上的气流的部分。前蒙皮大幅弯曲并且包括前缘，该前缘可以位于驻点附近。前蒙皮可以由比如金属片或纤维增强层压件等单件的片状材料制造而成。根据相应的设计原理，前蒙皮可以具有恒定高度或可变高度。前蒙皮的截面可以略微类似U形，其中，U形的两个支腿部被认为是底部区段和顶部区段。前缘可以布置在底部区段与顶部区段之间曲率最大的区域附近。为了提供尺寸稳定性，沿前缘缝翼可以分布多个肋。前蒙皮是机翼的前缘区域中的在巡航飞行期间可见的部分。翼梁用于提供机械稳定性。翼梁可以示例性地以下述方式对准：当前缘缝翼安装在机翼上并且处于缩回位置时，该翼梁大致平行于飞行器的Z轴延伸。翼梁可以包括接合至底部区段以及顶部区段的凸缘。根据制造缝翼本体所使用的材料，翼梁也可以基于包括用于减轻重量的切口的片状材料。进气口可以布置在前缘缝翼的侧面并且允许将升温空气供给到至少一个气室中。出口开口与至少一个气室流体连通，使得进入至少一个气室的空气能够通过出口开口离开该气室。以在缝翼本体的内部累积微小压力的方式来确定出口开口的尺寸可以是有益的。进一步地，出口开口可以大致沿整个期望被保护以免于结冰的区域分布。这样允许使空气分布在前缘缝翼内部。在缝翼本体的内部有多个气室的情况下，应当考虑的是通过提供某些横流开口而允许气流穿过所有气室。根据本专利技术，后蒙皮的至少第一部分在距底部区段一定距离处附接至翼梁，而不是直接将后蒙皮附接至前蒙皮。因此，后蒙皮与底部区段之间的空间被翼梁的一部分补充以提供闭合的轮廓。这样允许提供取向与翼梁以及后蒙皮的其余部分显著不同的出口部分。此专用出口部分允许集成若干经优化的出气口。这样能够在不冲击布置成与蒙皮直接相邻的固定式前缘的情况下让气流沿向外方向离开缝翼本体。空气不会直接流动到固定式前缘上。因此，不必保护固定式前缘免于热风流动的影响。在有利的实施例中，出口部分是大致平坦的。因此，用于集成出气口的后蒙皮的设计是非常简单的。在制造过程中，可以根据需要简单地调整出口部分的排列和大小。让出气口垂直地延伸穿过出口部分以使得气流垂直于出口部分可以是有益的。因此，气流方向取决于出口部分的排列。通过提供大小和定位合适的出口部分、并且通过将出气口放置在出口部分中的合适的位置处，可以简单地调整流动方向。在另一个有利的实施例中，所述出气口中的每个出气口被设计成包括通流方向轴线，其中，所述通流方向轴线与所述翼梁围成最大为45°的角度。如果翼梁后方的可用空间不足以提供垂直于翼梁的出口部分或不需要提供该出口部分，则翼梁与流动方向轴线之间的某一最大角度也是可容许的。该最大角度在各实际飞行器型式之间可以是不同的，并且该最大角度还可以小于45°、例如25°、20°、15°或甚至更小。总之，重要的是提供不会直接冲击固定式前缘的排气流。排气流总是与固定式前缘至少保持稍许距离是优选的。在另一个有利的实施例中，出口部分连接至翼梁的中心部分，其中，中心部分在大于翼梁的一半高度的20％且小于翼梁的一半高度的45％的范围内延伸。因此，出口部分大致布置在翼梁的一半高度处，这样使得出口部分的取向与固定式前缘的切线明显不同。第一部分可以被设计为凸缘表面。因此，后蒙皮包括凸缘，该凸缘可以被简单地设置为呈长形条状表面的形式，该凸缘被布置成与出口部分呈一定角度。这样的凸缘可以根据翼梁和后蒙皮的材料而通过胶粘、共固结、铆接或螺纹连接而附接至翼梁。然而，这种设计支持由纤维增强材料来制造缝翼本体。第一部分可以沿翼梁朝向底部区段延伸。因此，后蒙皮的呈第一部分的形式的部分附接至翼梁并且遵循翼梁的形状。在翼梁与前蒙皮之间形成第一气室的同时，在后蒙皮与翼梁之间形成附加的第二气室。因此，后蒙皮的经由第一部分的附接而位于缝翼本体外部处的两个气室外部。后蒙皮可以通过弯折部弯曲成背离翼梁。使用弯折部允许使得具有被集成的出口部分的后蒙皮的设计更窄，该弯折部可以几乎直接紧贴在翼梁之后。在翼梁后方具有约束空间的情况下，这可以是使出口部分的尺寸最大化的有益解决方案。然而，后蒙皮还可以通过弯曲的过渡区段弯曲成背离翼梁。这种过渡区段使后蒙皮具有不太急剧的方向变化，并且这种过渡区段可以适合于使用纤维增强材料的情况。将要被传递到此过渡区段中的力可以在没有任何显著的负荷峰值的情况下改变其方向。优选的是，弯曲的过渡区段包括恒定的曲率半径。在这种情况下，过渡区段允许使得力的传递非常迟缓。后蒙皮可以在与出口部分直接相邻的区域处以反向于翼梁的方式朝向前蒙皮弯曲。因此，出口部分则布置在两个弯曲的区域之间。在出口部分与第二部分之间的区段中，后蒙皮可以包括与相同区段中的常规后蒙皮相同的形状。然而，考虑到以上说明，后蒙皮的常规形状大约在翼梁的一半高度处中断并且由延伸至翼梁的出口部分桥接。因此，形本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器(62)的前缘缝翼(6)，所述前缘缝翼(6)包括缝翼本体(8)，所述缝翼本体(8)具有前蒙皮(10)、后蒙皮(12)、翼梁(14)以及进气口(16)，/n其中，所述前蒙皮(10)围绕展向轴线弯曲约至少120°以形成底部区段(20)和顶部区段(22)，其中，所述缝翼本体(8)的前缘(18)布置在所述底部区段(20)与所述顶部区段(22)之间，并且其中，所述翼梁(14)从所述底部区段(20)延伸至所述顶部区段(22)，/n其中，所述后蒙皮(12)的第一部分(28)在距所述底部区段(20)一定距离处附接至所述翼梁(14)，其中，所述后蒙皮(12)的第二部分(31)附接至所述顶部区段(22)，其中，所述后蒙皮(12)弯曲成背离所述翼梁(14)并且包括直接相邻的出口部分(44)，所述出口部分沿展向方向延伸并且直接面向所述底部区段(20)，/n其中，所述前蒙皮(10)、所述后蒙皮(12)以及所述翼梁(14)围成与所述进气口(16)流体连通的至少一个气室(24、34)，并且/n其中，所述出口部分(44)包括多个出气口(48)，所述多个出气口用于让空气从所述至少一个气室(24、34)通过所述出气口(48)排出。/n...

【技术特征摘要】
20181122 DE 102018129455.71.一种用于飞行器(62)的前缘缝翼(6)，所述前缘缝翼(6)包括缝翼本体(8)，所述缝翼本体(8)具有前蒙皮(10)、后蒙皮(12)、翼梁(14)以及进气口(16)，
其中，所述前蒙皮(10)围绕展向轴线弯曲约至少120°以形成底部区段(20)和顶部区段(22)，其中，所述缝翼本体(8)的前缘(18)布置在所述底部区段(20)与所述顶部区段(22)之间，并且其中，所述翼梁(14)从所述底部区段(20)延伸至所述顶部区段(22)，
其中，所述后蒙皮(12)的第一部分(28)在距所述底部区段(20)一定距离处附接至所述翼梁(14)，其中，所述后蒙皮(12)的第二部分(31)附接至所述顶部区段(22)，其中，所述后蒙皮(12)弯曲成背离所述翼梁(14)并且包括直接相邻的出口部分(44)，所述出口部分沿展向方向延伸并且直接面向所述底部区段(20)，
其中，所述前蒙皮(10)、所述后蒙皮(12)以及所述翼梁(14)围成与所述进气口(16)流体连通的至少一个气室(24、34)，并且
其中，所述出口部分(44)包括多个出气口(48)，所述多个出气口用于让空气从所述至少一个气室(24、34)通过所述出气口(48)排出。


2.如权利要求1所述的前缘缝翼(6)，
其中，所述出口部分(44)是大致平坦的。


3.如权利要求1或2所述的前缘缝翼(6)，
其中，所述出气口(48)中的每个出气口被设计成包括通流方向轴线，其中，所述通流方向轴线(61)与所述翼梁(14)围成最大为45°的角度(α)。


4.如前述权利要求中任一项所述的前缘缝翼(6)，
其中，所述出口部分(44)连接至所述翼梁(14)的中心部分(30)，其中，所述中心部分(30)在大于所述翼梁(14)的一半高度的20％且小于所述翼梁(14)的一半高度的45％的范围内延伸。


5.如前述权利要求中任一项所述的前缘缝翼(6)，
其中，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：斯特凡·本斯曼，马库斯·埃尔班，马丁·费斯，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国;DE