用于从入射流产生升力的机翼制造技术

本发明专利技术涉及一种用于生成升力的机翼(1)，包括后缘(5)，前缘(3)，内端(7)，外端(9)，顶面(10)和底面(12)。该机翼包括具有弦线和翼展方向的翼剖面。该前缘包括在内端(7)和外端(9)之间的拐点(21)。该前缘包括向前的扫掠部分，在内端和拐点之间朝向拐点延伸，相对翼展方向形成角度(α)。该前缘包括向后的扫掠部分(35)，在拐点和外端之间从拐点延伸，相对翼展方向形成角度(β)。该顶面包括流动控制装置(30)，用于控制升力，其至少部分位于在拐点和外端之间的前缘部分之间，并且位于前缘和后缘之间。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种用于从入射流产生升力的机翼。
技术介绍
机翼在本领域中已是众所周知的，并且为了各种各样的目的而被用于产生升力。在航空飞行器中，例如飞机，机翼被用于产生升力并且稳定和控制航空飞行器。传统的飞机包括机身，连接到机身上用于提供升力的主机翼，设置在航空飞行器后部主要用于提供稳定性和控制的水平尾翼和垂直尾翼。为控制航空飞行器，这些机翼可包括用于影响从机翼上流过的入射流的控制装置。传统的控制装置是，例如，副翼，襟翼，阻流片或者它们的组合体。这些控制装置扰动从机翼上流通的气流，从而改变机翼的升力，导致作用力的改变。升力的这种变化可以导致航空飞行器俯仰、偏航或者滚转。为了有效的俯仰、偏航和滚转，控制装置必须使升力产生足够的变化。这就导致控制装置要具有相对大的表面积。为了致动这些控制装置，机械装置相对于机翼质量必须是相当重的。对于大型飞机，例如在专利文献RU-2, 2666，233中公开的，控制装置被设置于后缘附近，并沿着机翼的翼展延伸。对于小型航空飞行器，尤其是无人机(UAV)，使用了可选择的控制装置。专利公开文献W0-2008/125868展示了无人机具有可调整的机翼。为了滚转和偏航，主机翼的摆动和翼展是可调节的。调节机翼的机构是复杂的，并且在机翼上包括各种各样的翼梁，致动装置和铰链。这增加了重量，并因此降低了无人机的整体性能。这些机翼的缺点是相对较重和需要精细控制装置，而这些是为了使机翼产生足够的升力变化所必须的。
技术实现思路
本专利技术的目的在于消除至少一个上述的缺点或者至少提供一种可用的选择。特别的，本专利技术的目的是在保持升力具有足够的可控性的基础上减小机翼的重量。根据本专利技术，本专利技术的目的通过提供一种用于从入射流产生升力的机翼而被实现，该机翼包括后缘，前缘，内端，外端，相应于吸力面的顶面，以及相应于压力面的底面。升力可被定义为通过在机翼上起作用的入射流生成的任何作用力。入射流可由任何的流体组成。该流体可以是任何成分的气体或者液体。例如，气体可能是空气，或者液体可能是水，特别是海水。入射流可能是由相对于机翼运动的流体产生的。可选的是，入射流可以由机翼相对于流体的运动而产生的。前缘位于机翼的前端，并将气流分离为沿顶面流动和沿底面流动的气流。后缘位于机翼的后端，在这里，分离的气流在流经顶面和底面之后重新聚集。机翼的内端可面对机翼的底端。外端可面对机翼的顶端。前缘，后缘，内端和外端围绕顶面和底面，导致顶面和底面称为分离的表面。机翼在横截面内更进一步的包括具有弦线的翼剖面，该弦线由在翼剖面的前缘和后缘之间的直线来限定。翼剖面是在横截面所看到的机翼形状。翼剖面可以是任何形状。翼剖面形状提供的升力分布依赖于翼剖面的形状。翼剖面是已知的，并且它们的形状经常通过NACA数据表/Jn ο翼剖面被设计成使顶面相应于吸力面，其压力比底面的压力小。底面相应于压力面，其压力比顶面的压力大。优选的，翼剖面是弧线型的，从而使得在顶面上的前缘和后缘之间的距离大于底面上的前缘和后缘之间的距离。这具有机翼可能产生升力的优点。更进一步的优势是弧线型翼剖面可在顶面和底面之间提供用于存贮的空间。例如，空间可被用于引导电缆和电线和/或放置控制机构，例如，控制伺服机构。在横截面看去，升力可同样通过机翼相对于入射流的迎角产生。迎角是机翼的弦线和表示机翼与入射流之间的相对运动的飞机航线之间的角度。机翼还包括从内端向垂直于弦线的外端延伸的翼展方向弦线。正翼展方向是从内端向外直接指向外端的方向。前缘包括在内端和外端之间的拐点。优选的，所述拐点具有小于180度的角度，并且具有与弦线相平行沿着向前的方向指向的·'形状。该向前的方向从后缘向前缘延伸。当入射流到达在前缘的拐点时，产生沿着机翼的顶面的拐点旋涡。拐点旋涡是旋转的气流。该旋转气流可以是紊流或者是层流。由于流经面向内端的侧面的拐点的气流压力与流经面向外端的侧面的拐点的气流压力不一样，拐点旋涡可生成。拐点旋涡延迟在气流和顶面之间的气流分离。而且，由于气流的旋转，拐点旋涡包含更多的能量，它会附着在顶面并且朝向后缘移动。拐点旋涡在顶面上形成了附加的表面。这可能会导致在拐点旋涡上的层流。与没有拐点旋涡出现时相比较，层流从前缘向后缘必须移动更大的距离。这会导致顶面和底面之间更大的压力差，从而导致附加升力。前缘更进一步的包括在内端和拐点之间的朝向该拐点延伸的向前的扫掠部件，具有相对于翼展方向呈0°和90°之间的角度。前缘包括向前的扫掠部件，其向拐点延伸并朝向内端。正向的延伸被从内端向拐点被限定，与翼展方向在向前的方向形成正角度。向前的方向指向气流的上游，即，沿着从后缘向前缘的方向。在更进一步的实施例中，向前的扫掠部相对于翼展方向的角度在0°和60°之间，在更进一步的实施例中是0°和45°之间，在进一步的实施例中是0°和30°之间，在进一步的实施中是5°和30°之间。前缘包括在拐点和外端之间从拐点延伸的向后的扫掠部，具有相对于翼展方向呈0°和-90°之间角度。前缘包括向后的扫掠部件，其从拐点向外端延伸。从拐点向外端被定义为正向延伸，其与翼展方向在向后的方向上形成负角度。向后的方向指向气流的下游，即，沿着从前缘向后缘的方向。在进一步的实施例中，向后的扫掠部相对于翼展方向的角度在0°和-60°之间，在更进一步的实施例中是O°和-45°之间，在进一步的实施例中是O°和-30°之间，在进一步的实施例中是-5°和-30°之间。顶面包括流动控制装置，其用于控制至少部分地位于拐点和外端之间的前缘部分以及位于前缘和后缘之间的升力。优选的，拐点的角度小于180度，即向前的扫掠部和向后的扫掠部之间的角度小于180度。有利的是拐点涡流可被生成，其导致附加升力。通过在拐点涡流上安装流动控制装置，该附加升力可通过流动控制装置被控制。由于拐点涡流生成附加升力，依靠流动控制装置扰动拐点涡流在升力的最终改变方面可能是最佳的。由于拐点涡流通过拐点被生成，沿着拐点下游的顶面，其可能的最佳方案是在前缘和后缘之间安装流动控制装置，也就是在前缘部的后面。后面被限定为朝向后缘的下游。前缘部从拐点向外端延伸。通过控制气流，特别是通过依靠流动控制装置扰动拐点涡流，生成的升力变化可能最为理想。不只是通过机翼生成的升力能够被控制，而且通过拐点涡流生成的附加升力同样也能够被控制。与当流动控制装置被设置于拐点涡流的外面时相比较，这可能导致生成相同的升力变化所需要的流动控制装置更小。更小的流动控制装置可能导致重量的减小，复杂度的降低和成本降低，同时在升力变化上保持充足的可控性。 更优选的，流动控制装置包括铰接表面。该铰接表面在第一位置与顶面形成一光滑的表面。在第一位置，入射流在顶面不被认为不规则的，并且气流可沿着顶面流动。铰接表面可被旋转到第二位置，在这个位置，铰接表面会扰乱顶面。例如，在第二位置的铰接表面与顶面形成一个大于0°的角度。拐点涡流经历了顶面的这种不规则，导致扰动拐点涡流，从而导致在机翼上从拐点涡流处不能提供附加的升力。因此，在第二位置，升力的改变会出现升力减少。这具有的优势是，升力的改变可通过使用铰接表面而被控制，从而不需要后缘襟翼或者副翼。更优选的是，向前的扫掠部比向后的扫掠部更陡。其导致拐点被设置为与外端相比更靠近内端。这具有的优势是，在拐点生本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗伯特·扬·穆斯特斯，
申请(专利权)人：格林X有限责任公司，
类型：
国别省市：