專利名稱：飛機(jī)前緣裝置系統(tǒng)和相應(yīng)的定尺寸方法
技術(shù)領(lǐng)域：
下面公開(kāi)的內(nèi)容一般涉及飛機(jī)系統(tǒng)和相應(yīng)的定尺寸方法，如對(duì)飛機(jī)機(jī)翼上的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)定尺寸。
背景技術(shù)：
許多飛機(jī)使用不同的前緣裝置以在高迎角時(shí)提高機(jī)翼的性能。例如，現(xiàn)代的商業(yè)運(yùn)輸類飛機(jī)一般擁有最適宜高速巡航狀態(tài)的機(jī)翼。為了提高起飛和著陸的性能，這些飛機(jī)典型地采用可移動(dòng)的前緣裝置，該前緣裝置至少具有一個(gè)位置提供最佳的巡航性能，該位置典型地稱為縮回位置(retractedposition)，還具有用于低速運(yùn)行的一個(gè)或多個(gè)附加位置，典型地稱之為伸出位置(extended position)。這些伸出位置在低速運(yùn)行狀態(tài)下改善機(jī)翼上的氣流，允許飛機(jī)在不出現(xiàn)失速(stall)的情況下便可獲得更高的迎角。這樣就為特定的配置產(chǎn)生較低的失速速度。由于起飛和著陸的運(yùn)行速度主要取決于失速速度的百分比，所以這些低速失速速度能帶來(lái)改善的起飛和著陸性能。典型的前緣裝置包括前緣襟翼、固定槽、Kruger襟翼、板條和各種拱形Kruger襟翼。其他飛機(jī)在其他運(yùn)行階段采用前緣裝置以提高機(jī)翼性能。例如，戰(zhàn)斗機(jī)通常在機(jī)動(dòng)飛行期間采用前緣裝置。
圖1是帶有各種控制面的傳統(tǒng)機(jī)翼1的部分示意性俯視圖。這些控制面包括機(jī)翼尾緣大升力裝置4(如，普通襟翼和福勒襟翼)以及前緣裝置5(如前所述)。機(jī)翼1也具有跨度2，該跨度為機(jī)身16到翼尖17之間的距離(或者，跨度2可以從翼尖17到相反的翼尖量起，半跨度可以定義為從翼尖17到機(jī)身16中心線的距離)。前緣裝置5具有多個(gè)翼展方向的位置，每個(gè)翼展方向的位置具有對(duì)應(yīng)的前緣裝置弦長(zhǎng)。為說(shuō)明起見(jiàn)，圖1所示為具有前緣裝置弦長(zhǎng)7的一個(gè)翼展方向位置6，其采用典型的傳統(tǒng)方式。在其他的傳統(tǒng)方式中，前緣裝置弦長(zhǎng)可在與對(duì)跨度2進(jìn)行測(cè)量的方向相垂直地進(jìn)行測(cè)量。
機(jī)翼1一般至少具有一個(gè)關(guān)鍵部分，當(dāng)飛機(jī)的迎角增大時(shí)，局部的最大升力系數(shù)首先產(chǎn)生。當(dāng)飛機(jī)的迎角繼續(xù)增大時(shí)，機(jī)翼1那部分上的局部最大升力系數(shù)將過(guò)剩，機(jī)翼1的那個(gè)部分將變?yōu)槭?。雖然機(jī)翼關(guān)鍵部分的位置可以根據(jù)設(shè)計(jì)進(jìn)行變化，但是在典型的現(xiàn)代后掠翼運(yùn)輸機(jī)上，關(guān)鍵部分大致為翼展方向位置的75％并不罕見(jiàn)(例如，從機(jī)身16沿跨度的距離等于機(jī)身16到翼尖17之間的距離的75％)。
產(chǎn)生圖1所描述的設(shè)計(jì)的典型設(shè)計(jì)過(guò)程包括確定在各種飛行階段中機(jī)翼1必須提供的升力大小，產(chǎn)生該升力需要的飛機(jī)迎角。由于較長(zhǎng)的前緣裝置弦長(zhǎng)一般提供更好的高迎角性能，所以這樣就確定了機(jī)翼1的關(guān)鍵部分上支持所需的飛機(jī)迎角的前緣裝置弦長(zhǎng)。一般來(lái)說(shuō)，為機(jī)翼的關(guān)鍵部分確定的這一前緣裝置弦長(zhǎng)隨后用于機(jī)翼上所有前緣裝置的所有部分(即，每個(gè)前緣裝置具有相同的恒定弦長(zhǎng))。偶爾，會(huì)由于翼展方向的翼斜錐度或其他結(jié)構(gòu)上的約束而在翼尖17附近采用較小的弦長(zhǎng)(由于安裝的原因)。
如前所述的并且圖1中示出的現(xiàn)有技術(shù)設(shè)計(jì)的一方面是，前緣裝置弦長(zhǎng)對(duì)機(jī)翼的關(guān)鍵部分進(jìn)行了優(yōu)化。該方面的缺點(diǎn)在于，其產(chǎn)生了潛在的低效率設(shè)計(jì)，不必要地增加了飛機(jī)的重量。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明總體涉及飛機(jī)系統(tǒng)和相應(yīng)的定尺寸方法，如對(duì)機(jī)翼上的飛機(jī)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)定尺寸的方法。本發(fā)明的一個(gè)方面在于對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法，該方法包括為機(jī)翼的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的至少兩個(gè)逐漸減小部分識(shí)別一種逐漸減小的方式，每個(gè)逐漸減小部分具有多個(gè)翼展方向的位置，前緣裝置布置包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分。該方法還可包括選擇在多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)，其中至少有兩個(gè)逐漸減小部分包括第一逐漸減小部分，該部分具有沿第一翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)；以及第二逐漸減小部分，該部分具有沿大致與所述第一方向相對(duì)的第二翼展方向逐漸減小的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)。
在本發(fā)明的另一方面，對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)，當(dāng)機(jī)翼在至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，識(shí)別在多個(gè)翼展方向位置上對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角翼展方向的分布。該方法還包括對(duì)多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置的弦長(zhǎng)定尺寸，從而至少大致與識(shí)別出的飛機(jī)迎角的翼展方向的分布相匹配。
在本發(fā)明的另一方面中，一種對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法可包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)，當(dāng)機(jī)翼在至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，識(shí)別在多個(gè)翼展方向位置處對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角翼展方向的分布。該方法還可包括確定一個(gè)至少與飛機(jī)迎角翼展方向分布的最小迎角大致相等的迎角，對(duì)多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸，從而使每個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)產(chǎn)生一飛機(jī)迎角下，該飛機(jī)迎角大致等于或大于飛機(jī)迎角。
在本發(fā)明的另一方面，對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸方法還包括為機(jī)翼選擇至少一個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)，并識(shí)別至少一個(gè)飛機(jī)迎角。本方法還包括選擇一個(gè)與至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)飛機(jī)迎角翼展方向相對(duì)應(yīng)的翼展升力系數(shù)分布，以及確定多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)，從而當(dāng)機(jī)翼在至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下和至少一個(gè)飛機(jī)迎角下運(yùn)行時(shí)，機(jī)翼將至少大致提供被選擇的翼展方向的升力系數(shù)分布。


圖1為根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)傳統(tǒng)機(jī)翼的示意性部分俯視圖。
圖2為根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的帶有前緣裝置的后掠翼機(jī)翼的局部示意性剖視圖。
圖3為根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例配置的飛機(jī)的局部示意性側(cè)視圖。
圖4為對(duì)應(yīng)于根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的設(shè)計(jì)的翼展方向局部升力系數(shù)分布的圖解說(shuō)明。
圖5為根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的過(guò)程的流程圖。
圖6為帶有根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例配置的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的機(jī)翼的局部示意性俯視平面圖。
圖7為帶有根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例配置的前緣裝置布置的飛機(jī)的局部示意性俯視平面圖。
圖8為對(duì)應(yīng)于根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的設(shè)計(jì)的局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布的圖解說(shuō)明。
圖9為示出根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的過(guò)程的流程圖。
圖10為示出根據(jù)本發(fā)明另一實(shí)施例的對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的過(guò)程的流程圖。
圖11為根據(jù)本發(fā)明另一實(shí)施例的對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的過(guò)程的流程圖。
具體實(shí)施例方式
本說(shuō)明描述了飛機(jī)前緣裝置和相應(yīng)的定尺寸方法。以下說(shuō)明和圖2-11將闡述本發(fā)明的若干具體細(xì)節(jié)內(nèi)容，從而提供對(duì)本發(fā)明特定實(shí)施例的徹底解釋。但是，本領(lǐng)域技術(shù)人員可知，本發(fā)明可能有其他實(shí)施例，這些其他的實(shí)施例可在不使用以下說(shuō)明中提到的特定特征的情況下進(jìn)行實(shí)施。
圖2為根據(jù)本發(fā)明的特定實(shí)施例后掠飛機(jī)機(jī)翼220的一部分的局部示意性剖視圖。飛機(jī)機(jī)翼截面220可具有前緣裝置205。前緣裝置205可具有前緣211和尾緣212。前緣裝置弦線213延伸穿過(guò)前緣211的曲率中心的第一交叉點(diǎn)和尾緣211的第二交叉點(diǎn)。這兩個(gè)交叉點(diǎn)之間的距離為局部前緣裝置弦長(zhǎng)207。在其他實(shí)施例中，如圖1和7所示，局部前緣裝置弦長(zhǎng)可以是從裝置的前緣到裝置的尾緣的平面距離。
前緣裝置205可以是固定的也可以是移動(dòng)的(例如，可展開(kāi)的)。當(dāng)前緣裝置205是可移動(dòng)的時(shí)，其一般具有一個(gè)縮回位置和一個(gè)或多個(gè)伸出位置。在縮回位置處，前緣裝置205可以優(yōu)化其所附的機(jī)翼的高亞音速或接近音速時(shí)的巡航性能。在伸出位置處，前緣裝置205可以增加機(jī)翼弦長(zhǎng)，增加機(jī)翼拱形，和/或?yàn)榈退贍顟B(tài)產(chǎn)生各種尺寸的前緣槽。
圖3為帶有機(jī)翼320的飛機(jī)390的局部示意性側(cè)面圖，該機(jī)翼具有前緣和尾緣大升力布置結(jié)構(gòu)，如圖3所示，作為前緣裝置布置結(jié)構(gòu)370和尾緣裝置布置結(jié)構(gòu)374。前緣裝置布置結(jié)構(gòu)370可單獨(dú)或結(jié)合地包括各種前緣裝置，如前緣襟翼、固定槽、Kruger襟翼、板條、各種拱形的Kruger襟翼，和/或其他類型的前緣大升力裝置。尾緣裝置布置結(jié)構(gòu)374可單獨(dú)或結(jié)合地包括各種類型的尾緣裝置，例如常規(guī)襟翼、福勒襟翼，和/或其他類型的尾緣大升力裝置。在其他實(shí)施例中，機(jī)翼320可具有其他多個(gè)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)和/或其他多個(gè)尾緣裝置布置結(jié)構(gòu)。在另一些實(shí)施例中，前緣裝置布置結(jié)構(gòu)可與其他機(jī)翼例如全可移動(dòng)的水平尾部330集成為一個(gè)整體。
前緣裝置布置結(jié)構(gòu)370與由飛機(jī)390與相鄰的氣團(tuán)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的流場(chǎng)互動(dòng)，飛機(jī)外表面的其他部分也如此，包括尾緣裝置布置結(jié)構(gòu)374和全可移動(dòng)的水平尾部330。這種互動(dòng)產(chǎn)生各種力(其中一種如圖3的箭頭L所示)和力矩(其中一種如圖3的箭頭P所示)，這些可集中在飛機(jī)的重心350周?chē)?。這些力和力矩可影響到飛機(jī)390的狀態(tài)，并且改變飛機(jī)390的各種動(dòng)態(tài)特征，包括飛行路徑、速度(如空速)，加速度(如正常加速度)，和速率(如偏航速率)。這些相互作用也可能受空氣的環(huán)境特征影響，包括溫度、壓力、密度和各種不連續(xù)性(如風(fēng)切變和陣風(fēng))。
飛機(jī)390的物理特征也會(huì)影響到飛機(jī)和流場(chǎng)之間的互動(dòng)。這些物理特征包括飛機(jī)重量、帶有一個(gè)或多個(gè)外部存儲(chǔ)倉(cāng)的機(jī)架(carriage)、各種飛機(jī)結(jié)構(gòu)布置(如等角機(jī)身、燃料箱)、由內(nèi)裝載物產(chǎn)生的慣性力矩(如燃料分布和帶有一個(gè)或多個(gè)外部存儲(chǔ)倉(cāng)的機(jī)架)、各種控制面的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)(如全可移動(dòng)的水平尾部330)以及飛機(jī)構(gòu)造(如前緣與尾緣裝置的相對(duì)位置，如果可行，可變后掠翼的位置)。相應(yīng)地，任何設(shè)計(jì)狀態(tài)可包括一個(gè)或多個(gè)(a)飛機(jī)的物理特征，(b)飛機(jī)運(yùn)行所處的環(huán)境特征，和/或(c)飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征。
迎角也可在很大程度上影響飛機(jī)390的性能。飛機(jī)迎角(如圖3a)為飛機(jī)基準(zhǔn)線340和自由流相對(duì)風(fēng)(如圖3箭頭V)之間的角度差。自由流相對(duì)風(fēng)V是由飛機(jī)390和流體之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的流體流，這里的流體流沒(méi)有受到飛機(jī)的影響(例如，沒(méi)有受到上升流的影響)。飛機(jī)迎角α提供一個(gè)無(wú)顯著特征點(diǎn)的參考，允許跨過(guò)飛機(jī)跨度對(duì)各種參數(shù)進(jìn)行比較，即使局部迎角可能由于包括機(jī)翼扭曲、飛機(jī)類型的翼展方向變化和構(gòu)造中的翼展方向變化等因素可在跨度上進(jìn)行變化。
圖4為跨越機(jī)翼420的跨度402的一部分的翼展方向局部升力系數(shù)分布400的圖解說(shuō)明?？缍葟娘w機(jī)機(jī)翼416延伸到機(jī)翼420的翼尖417。翼展方向的位置作為總跨度的一個(gè)百分比，0％為處于機(jī)身416，100％為處于翼尖417。圖4的實(shí)線442代表現(xiàn)代商業(yè)運(yùn)輸機(jī)在一種設(shè)計(jì)狀態(tài)和對(duì)應(yīng)于飛機(jī)著陸配置的迎角下的典型升力系數(shù)分布，以略高于失速速度的飛行速度平穩(wěn)飛行。
A點(diǎn)和B點(diǎn)之間的機(jī)翼420的翼展方向部分包括前緣裝置布置結(jié)構(gòu)470a，470a又包括至少一個(gè)前緣裝置405的一部分。在圖4的特例中，A點(diǎn)和B點(diǎn)之間的翼展方向部分包括兩個(gè)前緣裝置405a，405b的部分。(各)前緣裝置的(各)弦長(zhǎng)會(huì)影響升力系數(shù)的分布，尤其是在更高迎角時(shí)。例如，如果前緣裝置布置結(jié)構(gòu)470a的前緣裝置弦長(zhǎng)在A點(diǎn)和B點(diǎn)之間增加(如虛線443所示)，在對(duì)應(yīng)的多個(gè)翼展方向位置處的升力系數(shù)會(huì)增加(如虛線444所示)。在采用其它飛機(jī)設(shè)計(jì)和前緣裝置布置結(jié)構(gòu)并在特定設(shè)計(jì)狀態(tài)和飛機(jī)迎角的情況下，增加前緣裝置弦長(zhǎng)會(huì)導(dǎo)致升力系數(shù)減少。
B點(diǎn)和C點(diǎn)之間的翼展方向部分具有一個(gè)帶有至少一個(gè)前緣裝置405(如，前緣裝置405c)的至少一部分的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)470b。如果前緣裝置布置結(jié)構(gòu)470b的前緣裝置弦長(zhǎng)在B點(diǎn)和C點(diǎn)之間減少(如虛線445所示)，那么在對(duì)應(yīng)的多個(gè)翼展方向位置處的升力系數(shù)會(huì)被增加(如虛線446所示)。在采用其它飛機(jī)設(shè)計(jì)和前緣裝置布置結(jié)構(gòu)并在特定設(shè)計(jì)狀態(tài)和飛機(jī)迎角的情況下，減小前緣裝置的弦長(zhǎng)會(huì)導(dǎo)致升力系數(shù)的增加。相應(yīng)地，對(duì)于給定的設(shè)計(jì)狀態(tài)和給定的飛機(jī)迎角，前緣裝置弦長(zhǎng)可經(jīng)調(diào)整從而獲得選定的升力分布。
圖5描述示出利用其特征對(duì)前緣裝置500定尺寸的過(guò)程的流程圖。該過(guò)程包括選擇至少一個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)(過(guò)程部分501)和識(shí)別至少一個(gè)飛機(jī)迎角(過(guò)程部分502)。該過(guò)程可進(jìn)一步地包括選擇與至少一個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)飛機(jī)迎角相對(duì)應(yīng)的翼展方向升力系數(shù)分布(過(guò)程部分503)。翼展方向升力系數(shù)分布可以延伸跨過(guò)機(jī)翼的翼展方向部分，該翼展方向部分包括多個(gè)翼展方向位置和具有至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)。該過(guò)程還可進(jìn)一步包括確定多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)，從而當(dāng)飛機(jī)在至少一個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)飛機(jī)迎角下運(yùn)行時(shí)，機(jī)翼將在翼展方向部分上提供至少大致為選定的翼展方向的升力系數(shù)分布(過(guò)程部分504)。確定前緣裝置弦長(zhǎng)的過(guò)程包括使用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)、風(fēng)洞測(cè)試、飛機(jī)飛行測(cè)試和/或其他設(shè)計(jì)工具。
圖6為根據(jù)本發(fā)明特定實(shí)施例研制的帶前緣裝置的布置結(jié)構(gòu)的飛機(jī)機(jī)翼的局部示意性俯視平面圖，例如，前面參照?qǐng)D5描述的過(guò)程。飛機(jī)690包括左翼和右翼。左翼包括左翼面620a，右機(jī)翼包括右翼面620b。為了進(jìn)行說(shuō)明，圖6示出了單個(gè)飛機(jī)690的機(jī)翼620a、機(jī)翼620b上的兩種不同類型的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)。相應(yīng)地，圖6所示的左翼面620a包括左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670a，該結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置605的至少一部分(一個(gè)前緣裝置605a作為圖6中左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670a的一部分示出)。左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670a包括前緣裝置弦長(zhǎng)的分布方式，該弦長(zhǎng)在前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的跨度上成倍地增加和減少。
圖6的右機(jī)翼620b包括右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670b。該右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670b包括多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有一大致不變的弦長(zhǎng)(四個(gè)前緣裝置605b-605e作為圖6中右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670b的一部分示出)。這些多個(gè)前緣裝置605b-605e布置成使得前緣裝置弦長(zhǎng)以一種大致與根據(jù)本發(fā)明的各種實(shí)施例確定的前緣裝置弦長(zhǎng)分布相似(或至少大致成比例)的方式在前緣裝置布置結(jié)構(gòu)670b的跨度上進(jìn)行變化(例如，上面參照?qǐng)D5所述的過(guò)程)。
在其它實(shí)施例中，前緣裝置弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)(局部前緣裝置弦長(zhǎng)與局部機(jī)翼弦長(zhǎng)的比)在相反的翼展方向逐漸減小，這一逐漸減小以一種與根據(jù)本發(fā)明的各種實(shí)施例(如，前面圖5所示的過(guò)程)或因其他原因確定的前緣裝置弦長(zhǎng)分布至少大概成比例的方式變化。圖7中示出具有這種前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的兩個(gè)實(shí)例。另外，為說(shuō)明起見(jiàn)，我們示出包括帶有左翼面720a的左翼和帶有右翼面720b的右翼的相同飛機(jī)790的兩個(gè)實(shí)例。
左翼面720a具有左翼展方向部分703a，該部分包括左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770a。左翼展方向部分703a包括多個(gè)翼展方向位置707，每個(gè)位置具有相應(yīng)的前緣裝置弦長(zhǎng)。圖7示出具有相應(yīng)前緣裝置弦長(zhǎng)的三個(gè)翼展方向位置707a-707c。在其他實(shí)施例中，左翼展方向部分703a具有或多或少的幾個(gè)翼展方向位置707。左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770a包括至少一個(gè)前緣裝置705(圖7示出有三個(gè)前緣裝置705a-705c)的至少一部分。左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770a可以包括圖7所示的多個(gè)逐漸減小部分，如左邊第一逐漸減小部分772a和左邊第二逐漸減小部分773a。在其他實(shí)施例中，左前緣裝置布置結(jié)構(gòu)或多或少具有逐漸減小部分。
左邊第一逐漸減小部分772a包括一個(gè)單獨(dú)的前緣裝置705a，左邊第二逐漸減小部分773a包括兩個(gè)前緣裝置705b、705c。在特定實(shí)施例中，第一和第二逐漸減小部分772a、773a二者的逐漸減小可以以一種至少大致與前面所述的前緣裝置弦長(zhǎng)分布成比例的方式變化。在其他實(shí)施例中，前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770a可以因其他原因而逐漸減小。
由于前緣裝置弦長(zhǎng)對(duì)弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)的效果，其影響、至少部分地影響機(jī)翼產(chǎn)生的升力。因此，弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)可以以一種類似的方式逐漸減小，從而在逐漸減少前緣裝置弦長(zhǎng)時(shí)獲得同樣的效果。例如，遠(yuǎn)端作前緣裝置705a可包括翼展方向位置707a。翼展方向位置707a處的局部前緣裝置弦長(zhǎng)與前緣垂直地進(jìn)行測(cè)量。線A所示的機(jī)翼720a在翼展方向位置707a處的局部弦長(zhǎng)與線B所示的飛機(jī)中心線平行地進(jìn)行測(cè)量。機(jī)翼720a的局部弦長(zhǎng)可以為機(jī)翼720a前緣和尾緣之間的平臺(tái)距離，即機(jī)翼720a前緣和尾緣的曲率中心之間的距離，或其他由已知方法確定的、與飛機(jī)的中心線平行測(cè)量的經(jīng)常作為機(jī)翼弦長(zhǎng)指代的其他參考距離。由于局部前緣裝置弦長(zhǎng)比機(jī)翼720a局部弦長(zhǎng)減少得更快(對(duì)于翼展方向位置定位得逐漸更加靠外)，弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)也減少。同樣，如果中間前緣裝置705b包括不變的前緣裝置弦長(zhǎng)，如虛線C所示，由于機(jī)翼的局部弦長(zhǎng)增加，所以弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)減少(對(duì)于翼展方向位置定位得逐漸更加靠外)。相應(yīng)地，隨著前緣裝置弦長(zhǎng)減少，使弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)逐漸減少可以產(chǎn)生同樣的結(jié)果。弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)也可以因其他原因逐漸減少。
右翼面720b包括右翼展方向部分703b，該部分包括右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770b。右翼展方向部分703b包括多個(gè)翼展方向位置，每個(gè)位置具有對(duì)應(yīng)的前緣裝置弦長(zhǎng)。右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770b包括至少一個(gè)前緣裝置705的至少一部分(如，前緣裝置705d)。右前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770b包括右邊第一逐漸減少部分772b和右邊第二逐漸減少部分773b，每個(gè)逐漸減少部分包括單獨(dú)前緣裝置705d的一部分。第一和第二逐漸減少部分772b的逐漸減小可以以一種至少大致與前面所述的分布呈比例的方式變化(如，參照?qǐng)D5)。在其他實(shí)施例中，前緣裝置布置結(jié)構(gòu)770a、770b可以因其他原因而逐漸減少。這些原因包括減少前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的表面面積和/或減少生產(chǎn)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)所需的材料。
在另外的實(shí)施例中，一個(gè)或多個(gè)前緣裝置的弦長(zhǎng)分布可以參照除局部升力系數(shù)以外的其他因素確定，如前面圖4和圖5所述。例如，前緣裝置弦長(zhǎng)分布可以參照出現(xiàn)局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布進(jìn)行確定。圖8的機(jī)翼820具有多個(gè)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)870(如布置結(jié)構(gòu)870a、870b所示)和多個(gè)前緣裝置805(如裝置805a、805b所示)。圖8同樣為αclmax(局部升力系數(shù)為最大時(shí)的飛機(jī)迎角)的對(duì)應(yīng)翼展方向分布，作為翼展方向位置的函數(shù)。機(jī)翼820的跨度從飛機(jī)機(jī)身816延伸到機(jī)翼820的翼尖817。翼展方向位置作為總跨度的一個(gè)百分比，0％為處于機(jī)身816上，100％為處于翼尖817上。圖8中實(shí)線842代表現(xiàn)代商業(yè)運(yùn)輸機(jī)的一種設(shè)計(jì)條件下αclmax的典型分布，例如，在著陸狀態(tài)下、高度較低時(shí)。前緣裝置805的弦長(zhǎng)可以影響產(chǎn)生局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的分布。例如，A點(diǎn)和B點(diǎn)之間的翼展方向部分具有帶帶前緣裝置805a的至少一部分的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)870a。如果前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的前緣裝置弦長(zhǎng)在A點(diǎn)和B點(diǎn)之間的不同翼展方向位置處增加和減少(如虛線843所示)，在對(duì)應(yīng)的多個(gè)翼展方向位置處產(chǎn)生局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角會(huì)分別增加和減少(如虛線844所示)。
在其他實(shí)施例中，前緣裝置弦長(zhǎng)分布可以確定成使得每個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)在大致相同的飛機(jī)迎角處產(chǎn)生。例如，B點(diǎn)和D點(diǎn)之間的翼展方向部分具有帶至少一部分前緣裝置805b的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)870b。C點(diǎn)對(duì)應(yīng)于在最小的飛機(jī)迎角處產(chǎn)生局部最大升力系數(shù)的點(diǎn)。如果前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的前緣裝置弦長(zhǎng)在B點(diǎn)和C點(diǎn)、C點(diǎn)和D點(diǎn)(如破折線845所示)的不同翼展方向位置處減少，那么在對(duì)應(yīng)的多個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)將至少大致在同樣的飛機(jī)迎角下產(chǎn)生(如破折線846所示)。結(jié)果可能是一帶有沿相反的翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)分布的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，大體與上面圖7所述的布置結(jié)構(gòu)相似。
圖9和10示出利用前面所述的特征對(duì)前緣裝置定尺寸過(guò)程的流程圖。首先參照?qǐng)D9，根據(jù)一項(xiàng)實(shí)施例的過(guò)程900包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)(過(guò)程部分901)。機(jī)翼包括具有多個(gè)翼展方向位置的翼展方向部分，翼展方向部分具有一帶有至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)。該過(guò)程還可包括當(dāng)機(jī)翼至少在一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，在多個(gè)翼展方向位置處識(shí)別對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布(過(guò)程部分902)。
在特定實(shí)施例中，根據(jù)二維流動(dòng)特征(無(wú)翼展方向流)，飛機(jī)迎角的分布可與局部最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)，例如，當(dāng)不太需要飛機(jī)迎角比產(chǎn)生一個(gè)或多個(gè)局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)最低迎角大時(shí)，雙維流模型就足夠了。在其他實(shí)施例中，根據(jù)三維流動(dòng)特征，應(yīng)用的技術(shù)變化得錯(cuò)綜復(fù)雜。飛機(jī)迎角的分布可與局部最大升力系數(shù)相對(duì)應(yīng)。三維流動(dòng)特征對(duì)期望飛機(jī)在高于產(chǎn)生一個(gè)或多個(gè)局部最大升力系數(shù)的最低飛機(jī)迎角的迎角下完成機(jī)動(dòng)動(dòng)作來(lái)說(shuō)尤其有意義。例如，三維特征對(duì)飛機(jī)來(lái)說(shuō)是重要的，包括翼展方向流效果，在機(jī)翼的其他部分已經(jīng)失速之后，機(jī)翼的一定部分的升力系數(shù)繼續(xù)明顯增加，飛機(jī)迎角也增加。該過(guò)程還包括對(duì)多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸，使其大致至少與飛機(jī)迎角的所識(shí)別的翼展方向分布相匹配(過(guò)程部分903)。如前所述，經(jīng)由連續(xù)逐漸變小或具有不同但是連續(xù)(constant)弦長(zhǎng)的多個(gè)前緣裝置的翼展方向逐漸減少可以一種至少與前緣裝置分布成比例的方式來(lái)改變前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的弦長(zhǎng)。
在圖10所示的另一實(shí)施例中，對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)1000定尺寸的過(guò)程包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)(過(guò)程部分1001)。機(jī)翼可包括帶多個(gè)翼展方向位置的翼展方向部分，翼展方向的部分具有帶至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)。該過(guò)程可進(jìn)一步包括，當(dāng)機(jī)翼在至少一個(gè)設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，識(shí)別與翼展方向部分上的局部最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布(程序部分1002)，以及確定一個(gè)飛機(jī)迎角，該飛機(jī)迎角至少大致等于沿飛機(jī)迎角的翼展方向分布的最小飛機(jī)迎角(程序部分1003)。如前所述，在特定實(shí)施例中，飛機(jī)迎角的分布可對(duì)應(yīng)基于二維或三維流動(dòng)的局部最大升力系數(shù)。該過(guò)程可進(jìn)一步包括在多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處對(duì)前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸，使得每個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)在至少大致等于或大于一個(gè)飛機(jī)迎角的飛機(jī)迎角下產(chǎn)生(過(guò)程部分1004)。同樣，如前所述，翼展方向的逐漸減少或帶連續(xù)弦長(zhǎng)的多個(gè)前緣裝置可在多個(gè)翼展方向位置以一種至少大致與前緣裝置弦長(zhǎng)的定尺寸成比例的方法來(lái)改變前緣裝置布置的弦長(zhǎng)。
如圖7所述，由于多方面的原因，至少可以在兩個(gè)方向上理想地逐漸減少前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的弦長(zhǎng)。這些原因包括減少前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的表面面積和/或者減少生產(chǎn)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)所需的材料。圖11的流程圖為根據(jù)本發(fā)明的另一實(shí)施例的相應(yīng)的定尺寸過(guò)程1100。該過(guò)程1100可包括為機(jī)翼的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的至少兩個(gè)逐漸減小部分。每個(gè)逐漸減小部分可具有多個(gè)翼展方向位置，前緣裝置布置結(jié)構(gòu)可包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分(過(guò)程部分1101)。該過(guò)程還可包括在多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處選擇前緣裝置弦長(zhǎng)或者弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)，其中至少兩個(gè)逐漸減小部分包括第一逐漸減少部分和第二逐漸減少部分，第一逐漸減少部分帶有沿第一翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或者弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)，第二逐漸減少部分帶有沿第二翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)并至少大致與第一方向相對(duì)(過(guò)程部分1102)。
前緣裝置布置結(jié)構(gòu)至少可以在單個(gè)前緣裝置的至少一部分上或者在兩個(gè)或更多前緣裝置的至少一部分上減少。在本發(fā)明的另一實(shí)施例中，如前所述，多個(gè)帶有連續(xù)弦長(zhǎng)的前緣裝置可被用作產(chǎn)生逐漸減少的作用。在本發(fā)明的一項(xiàng)實(shí)施例中，前緣裝置弦長(zhǎng)沿第一和第二個(gè)方向從較大長(zhǎng)度減少到較小長(zhǎng)度。在另一實(shí)施例中，前緣裝置弦長(zhǎng)沿第一和第二個(gè)方向從較小長(zhǎng)度變化到較大長(zhǎng)度。如前所述，還有其他的實(shí)施例中，可以選擇錐形，然后前緣裝置弦長(zhǎng)可以相對(duì)于機(jī)翼的關(guān)鍵部分確定尺寸。
如前面圖2-10所述，前述的實(shí)施例的一個(gè)特征就是，跨過(guò)機(jī)翼的翼展方向位置的(各)前緣裝置的弦長(zhǎng)分布可被用來(lái)獲得預(yù)期的升力系數(shù)分布，改進(jìn)預(yù)期的升力系數(shù)分布，和/或控制產(chǎn)生局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的分布。這個(gè)特征使設(shè)計(jì)者能夠(a)當(dāng)飛機(jī)迎角增加時(shí)控制機(jī)翼的哪個(gè)部分首先出現(xiàn)失速，(b)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼外的預(yù)期得表現(xiàn)，和/或(c)處理其他性能或穩(wěn)定性和控制問(wèn)題。另外，在許多情況下，前緣裝置弦長(zhǎng)可在前緣裝置布置結(jié)構(gòu)上的不同翼展方向位置處使用，該弦長(zhǎng)比正常用在根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)設(shè)計(jì)的機(jī)翼上的弦長(zhǎng)小(例如，如前面圖1所述)。相應(yīng)地，生產(chǎn)前緣裝置布置結(jié)構(gòu)有必要減少材料，減少飛機(jī)的重量。前緣裝置布置也可具有較少的表面面積，這可在前緣裝置布置結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生較低的空氣動(dòng)態(tài)負(fù)載。這又可以減少執(zhí)行器的尺寸確定的要求，減少飛機(jī)結(jié)構(gòu)的磨損。最后，對(duì)于制造者和飛行員來(lái)說(shuō)，較小的前緣裝置弦長(zhǎng)可節(jié)省成本和減少重量。
從前面所述的來(lái)看，為說(shuō)明起見(jiàn)，本發(fā)明的特殊實(shí)施例在這里已經(jīng)得到了描述，但是，在沒(méi)有背離本發(fā)明精神和范圍的情況下，可以進(jìn)行多方面的改進(jìn)。根據(jù)本發(fā)明的另一些實(shí)施例的裝置和方法可包括上述特征的其他組合。例如，該裝置和方法可被用于任何機(jī)翼，包括從第一翼尖延伸到第二翼尖而不被機(jī)身間斷的機(jī)翼。另外，該裝置和方法可用來(lái)于固定的前緣裝置，并可與其他技術(shù)結(jié)合用于控制機(jī)翼的升力，包括使用渦流發(fā)生器、導(dǎo)流片以及吹風(fēng)副翼。任何前述的方法可通過(guò)手動(dòng)或者(全部或部分地)計(jì)算機(jī)和/或計(jì)算機(jī)可讀介質(zhì)完成。相應(yīng)地，本發(fā)明不限于隨后的權(quán)利要求書(shū)。
權(quán)利要求
1.一種用于為飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法包括選擇至少一種設(shè)計(jì)條件；識(shí)別至少一個(gè)飛機(jī)迎角；選擇與所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)和所述至少一個(gè)飛機(jī)迎角相對(duì)應(yīng)的翼展方向升力系數(shù)分布，所述翼展方向升力系數(shù)分布在機(jī)翼翼展方向部分上延伸，所述翼展方向部分包括多個(gè)翼展方向位置以及前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分；確定在所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)，從而當(dāng)所述機(jī)翼在至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)飛機(jī)迎角下運(yùn)行時(shí)，所述機(jī)翼將在所述翼展方向上提供至少大致的選定翼展方向升力系數(shù)分布。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)包括飛機(jī)的物理特征、飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征、以及飛機(jī)運(yùn)行所處的環(huán)境特征中的至少一個(gè)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包含沿大致相反的翼展方向使所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的弦長(zhǎng)逐漸減少，在每個(gè)方向所進(jìn)行的逐漸減小以一種至少大致與下述方式成比例的方式改變所述弦長(zhǎng)，在所述方式中，相應(yīng)于所述多個(gè)位置的每個(gè)位置確定的前緣裝置弦長(zhǎng)跨過(guò)所述翼展方向部分進(jìn)行變化。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包含布置多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中，所述多個(gè)前緣裝置布置成使得在所述多個(gè)位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)與相應(yīng)于所述多個(gè)位置的每個(gè)位置確定的所述前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
6.一種用于為飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法包括為機(jī)翼的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的至少兩個(gè)逐漸減小部分中的每一個(gè)識(shí)別一種逐漸變小的方式，每個(gè)逐漸減小部分具有多個(gè)翼展方向位置，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分；在所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處選擇選擇前緣裝置弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)，其中，所述至少兩個(gè)逐漸減小部分包括第一逐漸減小部分，該部分具有沿第一翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)；以及第二逐漸減小部分，該部分具有沿大致與所述第一方向相對(duì)的第二翼展方向逐漸減小的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，還包含選擇多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)；布置所述多個(gè)前緣裝置從而形成逐漸減小的部分。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中，單獨(dú)一個(gè)前緣裝置的至少一部分包括所述第一和第二逐漸減小的部分。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中，所述第一逐漸減小部分包括至少一個(gè)第一前緣裝置的至少一部分，所述第二逐漸減小部分包括至少一個(gè)第二前緣裝置的至少一部分。
11.一種用于為飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)，所述機(jī)翼具有帶多個(gè)翼展方向位置的翼展方向部分，所述翼展方向部分具有前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，該前緣裝置布置結(jié)構(gòu)帶有至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分；當(dāng)所述機(jī)翼在所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，識(shí)別對(duì)應(yīng)于在所述多個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布；為所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸，從而大致與已識(shí)別的飛機(jī)迎角的翼展方向分布相匹配。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中，所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)包括飛機(jī)物理特征、飛機(jī)動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行所處的環(huán)境特征中的至少一個(gè)。
14.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，還包含沿大致相反的翼展方向使所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的弦長(zhǎng)逐漸減少，在每個(gè)方向進(jìn)行的逐漸減小以與飛機(jī)迎角的所識(shí)別的翼展方向分布至少大致成比例的方式改變所述弦長(zhǎng)。
15.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，還包含布置多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中，所述多個(gè)前緣裝置具有至少與飛機(jī)迎角的已識(shí)別翼展方向分布大致成比例的前緣裝置弦長(zhǎng)的分布。
16.一種用于為飛機(jī)系統(tǒng)定尺寸的方法包括為機(jī)翼選擇至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)，所述機(jī)翼具有帶多個(gè)翼展方向位置的翼展方向部分，所述翼展方向部分具有前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，該前緣裝置布置結(jié)構(gòu)帶有至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分；當(dāng)所述機(jī)翼在所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，識(shí)別與所述翼展方向部分上的局部最大升力系數(shù)相對(duì)應(yīng)的飛機(jī)迎角的翼展方向分布；確定一個(gè)飛機(jī)迎角，該迎角至少大致與飛機(jī)迎角在翼展方向分布中的最小飛機(jī)迎角相等；為所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸，從而使每個(gè)翼展方向位置處的局部最大升力系數(shù)在一飛機(jī)迎角下產(chǎn)生，該迎角至少大致等于或大于所述一個(gè)飛機(jī)迎角。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
18.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，所述至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)包括飛機(jī)的物理特征、飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行所處環(huán)境的特征中的至少一個(gè)。
19.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，還包含沿大致相反的翼展方向使所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)的弦長(zhǎng)逐漸減少，在每個(gè)方向進(jìn)行的逐漸減小以與所述多個(gè)翼展方向位置處已定尺寸的前緣弦長(zhǎng)至少大致成比例的方式改變所述弦長(zhǎng)。
20.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，還包含布置多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中所述多個(gè)前緣裝置布置成使得所述多個(gè)翼展方向位置中的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)與所述多個(gè)翼展方向位置處已定尺寸的前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
21.一種飛機(jī)系統(tǒng)包含具有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分有多個(gè)翼展方向位置；以及與所述翼展方向部分連接的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，所述至少一個(gè)前緣裝置可展開(kāi)為縮回位置和至少一個(gè)伸出位置，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少兩個(gè)逐漸減小的部分，包括第一逐漸減小部分，該部分具有沿第一翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)；以及第二逐漸減小部分，該部分具有沿大致與所述第一方向相對(duì)的第二翼展方向逐漸減小的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的系統(tǒng)，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
23.一種飛機(jī)系統(tǒng)包含具有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分具有多個(gè)翼展方向位置；以及與所述翼展方向部分連接的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少兩個(gè)逐漸減小的部分，包括第一逐漸減小部分，該部分具有沿第一翼展方向逐漸減少的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)；以及第二逐漸減小部分，該部分具有沿大致與所述第一方向相對(duì)的第二翼展方向逐漸減小的弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)。
24.根據(jù)權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中所述多個(gè)前緣裝置布置成沿第一方向和第二方向產(chǎn)生所述前緣弦長(zhǎng)或弦長(zhǎng)分?jǐn)?shù)的逐漸減小。
25.根據(jù)權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其中，所述第一逐漸減小部分包括至少第一前緣裝置的至少一部分，第二逐漸減小部分包括至少一個(gè)第二前緣裝置的至少一部分。
26.根據(jù)權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括一個(gè)單一前緣裝置的至少一部分。
27.根據(jù)權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，還包含飛機(jī)，所述機(jī)翼與所述飛機(jī)相連接。
28.根據(jù)權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其中，所述至少有一個(gè)前緣裝置是可展開(kāi)的，具有縮回位置和至少一個(gè)伸出位置。
29.一個(gè)飛機(jī)系統(tǒng)包含具有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分具有多個(gè)翼展方向位置；以及與所述翼展方向部分相連接的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，其中，當(dāng)機(jī)翼在至少一種選定設(shè)計(jì)狀態(tài)和選定迎角下運(yùn)行時(shí)，所述多個(gè)翼展方向位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)與提供局部最大升力系數(shù)所需的最小前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致相等。
30.根據(jù)權(quán)利要求29所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置有大致不變的弦長(zhǎng)，其中，當(dāng)所述機(jī)翼在至少一種選定設(shè)計(jì)狀態(tài)和所述飛機(jī)迎角下運(yùn)行時(shí)，所述多個(gè)前緣裝置布置成與提供所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的局部最大升力系數(shù)所需的最小前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
31.根據(jù)權(quán)利要求29所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少兩個(gè)逐漸減小部分，包括第一逐漸減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿第一翼展方向逐漸減??；以及第二逐漸減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿與所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐漸減少，所述前緣裝置弦長(zhǎng)以一種至少大致與下述方式相同的方式進(jìn)行改變，在所述方式中，提供所述最大升力系數(shù)所需的所述至少最小的前緣裝置弦長(zhǎng)跨過(guò)所述翼展方向部分進(jìn)行變化。
32.根據(jù)權(quán)利要求29所述的系統(tǒng)，還包含飛機(jī)，以及與飛機(jī)相連接的機(jī)翼。
33.根據(jù)權(quán)利要求29所述的系統(tǒng)，其中，所述至少一個(gè)選定設(shè)計(jì)條件包括飛機(jī)的物理特征、飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行所處環(huán)境的特征中的至少一個(gè)。
34.根據(jù)權(quán)利要求29所述的系統(tǒng)中，至少一個(gè)前緣裝置是可展開(kāi)的，具有縮回位置以及至少一個(gè)伸出位置。
35.一種飛機(jī)系統(tǒng)包含帶有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分具有多個(gè)翼展方向位置；以及前緣大升力裝置，位于所述翼展方向部分附近，用于增加高飛機(jī)迎角下的機(jī)翼性能，其中，當(dāng)飛機(jī)在至少一種選定設(shè)計(jì)狀態(tài)和選定飛機(jī)迎角下運(yùn)行時(shí)，在所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的高升力裝置弦長(zhǎng)至少大致與提供局部最大升力系數(shù)所需的大致最小的高升力裝置弦長(zhǎng)成比例。
36.根據(jù)權(quán)利要求35所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣高升力裝置包括至少一個(gè)前緣裝置，該前緣裝置具有沿相反的翼展方向逐漸減小的至少兩個(gè)逐漸減小部分。
37.根據(jù)權(quán)利要求35所述的系統(tǒng)，還包含飛機(jī)，以及與飛機(jī)相連接的機(jī)翼。
38.根據(jù)權(quán)利要求35所述的系統(tǒng)，其中，所述至少一個(gè)選定設(shè)計(jì)條件包括飛機(jī)的物理特征，飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行所處環(huán)境的特征中的至少一個(gè)。
39.一種飛機(jī)系統(tǒng)包含帶有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分具有多個(gè)翼展方向位置；以及與所述翼展方向部分相連接的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，其中，當(dāng)機(jī)翼在至少一種選定設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)選定迎角下運(yùn)行時(shí)，所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)與處于為提供選定升力系數(shù)分布所確定的每個(gè)位置的前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
40.根據(jù)權(quán)利要求39所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中，所述多個(gè)前緣裝置布置成與處于為提供所述選定升力系數(shù)分布所確定的每個(gè)位置的前緣裝置弦長(zhǎng)成比例。
41.根據(jù)權(quán)利要求39所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少兩個(gè)逐漸減小部分，包括第一逐漸減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿第一翼展方向逐漸減??；以及第二逐漸減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿與所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐漸減少，所述前緣裝置弦長(zhǎng)以一種至少大致與下述方式相同的方式進(jìn)行改變，在所述方式中，處于為提供所述選定升力系數(shù)分布所確定的每個(gè)位置的前緣裝置弦長(zhǎng)跨過(guò)所述翼展方向部分進(jìn)行變化。
42.根據(jù)權(quán)利要求39所述的系統(tǒng)，還包含飛機(jī)，以及與飛機(jī)相連接的機(jī)翼。
43.根據(jù)權(quán)利要求39所述的系統(tǒng)，其中，至少一個(gè)選定的設(shè)計(jì)狀態(tài)包括飛機(jī)的物理特征、飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行環(huán)境特征中的至少一個(gè)。
44.根據(jù)權(quán)利要求39所述的系統(tǒng)，其中，所述至少一個(gè)前緣裝置是可展開(kāi)的，具有縮回位置以及至少一個(gè)伸出位置。
45.一種飛機(jī)系統(tǒng)包含帶有翼展方向部分的機(jī)翼，所述翼展方向部分具有多個(gè)翼展方向位置；以及與所述翼展方向部分相連接的前緣裝置布置結(jié)構(gòu)，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括至少一個(gè)前緣裝置的至少一部分，其中，當(dāng)機(jī)翼在至少一種選定操作狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，所述多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)與處于為提供對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角分布所確定的每個(gè)位置的前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
46.根據(jù)權(quán)利要求45所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)包括多個(gè)前緣裝置，每個(gè)前緣裝置具有大致不變的弦長(zhǎng)，其中，所述多個(gè)前緣裝置具有一弦長(zhǎng)的組合分布，該分布與每個(gè)翼展方向位置處所確定的前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致成比例。
47.根據(jù)權(quán)利要求45所述的系統(tǒng)，其中，所述前緣裝置布置結(jié)構(gòu)具有至少兩個(gè)逐漸減小部分，包括第一逐漸減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿第一翼展方向逐漸減?。灰约暗诙饾u減小部分，其中，所述前緣裝置弦長(zhǎng)沿與所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐漸減少，所述第一和第二部分具有結(jié)合的弦長(zhǎng)分布，該分布與所確定的前緣裝置弦長(zhǎng)至少大致相同。
48.根據(jù)權(quán)利要求45所述的系統(tǒng)，其中，還包含飛機(jī)，以及與飛機(jī)相連接的機(jī)翼。
49.根據(jù)權(quán)利要求45所述的系統(tǒng)，其中，至少一個(gè)選定設(shè)計(jì)條件包括飛機(jī)的物理特征、飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特征以及飛機(jī)運(yùn)行所處環(huán)境的特征中的至少一個(gè)。
50.根據(jù)權(quán)利要求45所述的系統(tǒng)，其中，至少一個(gè)前緣裝置是可展開(kāi)的，帶有縮回位置以及至少一個(gè)伸出位置。
全文摘要
公開(kāi)了飛機(jī)前緣裝置系統(tǒng)和為這種系統(tǒng)定尺寸的方法。在一個(gè)實(shí)施例中，識(shí)別對(duì)應(yīng)至少一種設(shè)計(jì)狀態(tài)和至少一個(gè)飛機(jī)迎角的機(jī)翼翼展方向升力系數(shù)分布，前緣裝置弦長(zhǎng)被定尺寸從而至少大致獲得選定翼展方向升力系數(shù)分布。在另一實(shí)施例中，識(shí)別飛機(jī)在一種設(shè)計(jì)狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)、對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角翼展方向分布，對(duì)多個(gè)翼展方向位置的每個(gè)位置處的前緣裝置弦長(zhǎng)定尺寸從而獲得對(duì)應(yīng)于局部最大升力系數(shù)的飛機(jī)迎角的分布。在另一實(shí)施例，前緣裝置弦長(zhǎng)沿兩個(gè)、至少大致相反的翼展方向逐漸減少。
文檔編號(hào)B64C9/24GK1950252SQ200580013560
公開(kāi)日2007年4月18日 申請(qǐng)日期2005年2月22日 優(yōu)先權(quán)日2004年2月27日
發(fā)明者道格拉斯·S·萊西, 格雷格·H·懷亞特 申請(qǐng)人:波音公司