專利名稱：用于升力輔助裝置的殼體的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于飛行器的升力輔助裝置的殼體，具體地用于飛行器的襟翼導(dǎo)軌的殼體。本發(fā)明另外涉及具有升力輔助裝置和該類型的殼體的飛行器。
背景技術(shù)：
盡管本發(fā)明可應(yīng)用于任意的飛行器殼體或太空船的殼體，但本發(fā)明和本發(fā)明基于的問題將參考噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)商用飛行器的襟翼導(dǎo)軌殼體進(jìn)行更為詳細(xì)的說明。該類型的飛行器通常包括所稱的“著陸襟翼”，其能夠在起飛階段和著陸階段伸展以在低的飛行速度下提供增大的空氣動(dòng)力學(xué)升力。為此，著陸襟翼通常在襟翼導(dǎo)軌中布置于機(jī)翼下側(cè)。為在全速巡航速度下保持盡可能低的空氣阻力，襟翼導(dǎo)軌由相應(yīng)地空氣動(dòng)力學(xué)優(yōu)化的、能夠另外地構(gòu)造成產(chǎn)生空氣動(dòng)力學(xué)升力的殼體包圍。然而，特別地在帶有布置在機(jī)翼下側(cè)上的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器的情況中，由于發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)射流的效應(yīng)而發(fā)生襟翼導(dǎo)軌殼體的不期望的振動(dòng)。隨同發(fā)動(dòng)機(jī)和襟翼導(dǎo)軌殼體的空間接近，飛行器的具體操作狀態(tài)能夠促使振動(dòng)的發(fā)生，例如如果飛行器在仍位于跑道上的狀態(tài)下在最大推力或加速度期間仍處于地面上。該振動(dòng)能夠引起損傷達(dá)到樞轉(zhuǎn)區(qū)域中的結(jié)構(gòu)的完全斷裂的程度，例如襟翼導(dǎo)軌殼體或其支撐件中的發(fā)絲裂紋(hairline crack)0

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的在于消除推進(jìn)射流對(duì)于升力輔助裝置比如襟翼導(dǎo)軌的損傷效應(yīng)。根據(jù)本發(fā)明，該目的借助于具有權(quán)利要求1的特征的用于飛行器的升力輔助裝置的殼體實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明的構(gòu)思涉及形成至少一個(gè)從殼體的外表面突起并且基本在飛行方向上延伸的側(cè)板。側(cè)板在這里將理解為平面的(表面優(yōu)化的)結(jié)構(gòu)比如板或板條。由于側(cè)板從殼體的外表面突出并且基本在飛行器的飛行方向上延伸，側(cè)板阻擋殼體的外表面上的空氣動(dòng)力學(xué)通量，該空氣動(dòng)力學(xué)通量包括顯著的與飛行方向垂直的通量分量。以此，如果殼體例如在起飛階段浸入推進(jìn)射流，則由于該類型的通量分量引起的非穩(wěn)定振蕩渦旋系統(tǒng)的形成被抑制并且穩(wěn)定的空氣動(dòng)力學(xué)通量產(chǎn)生并繞殼體流動(dòng)。由于振蕩渦旋系統(tǒng)的存在，沒有顯著的振蕩壓力振動(dòng)且由此沒有導(dǎo)致?lián)p傷性振動(dòng)的力在殼體的外表面上發(fā)生。在從屬權(quán)利要求中提出了本發(fā)明的有利實(shí)施方式和改進(jìn)。根據(jù)優(yōu)選發(fā)展例，側(cè)板基本豎直地從外表面突起。在側(cè)板的橫向上延伸的通量分量由此在兩側(cè)被特別有效地阻擋。根據(jù)優(yōu)選發(fā)展例，側(cè)板與豎直向下方向形成在0°和40°之間的角度。這在對(duì)向流的情形中具有施加表現(xiàn)出無零通道的橫向力的效應(yīng)，使得殼體和側(cè)板在僅一個(gè)方向上被特別柔和地加載。根據(jù)優(yōu)選發(fā)展例，側(cè)板具有沿殼體的外表面的從Im至: 的長度。該長度的側(cè)板在低的固有重量的情況中足以使空氣動(dòng)力學(xué)通量穩(wěn)定。根據(jù)優(yōu)選的發(fā)展例，側(cè)板包括垂直于殼體的外表面延伸的、在所述側(cè)板的前端處的前緣和/或在所述側(cè)板的后端處的后緣。這產(chǎn)生了前緣的受控的對(duì)向流或者后緣的受控的失速。根據(jù)優(yōu)選的發(fā)展例，側(cè)板在其前端處具有比在其后端處更低的高度。側(cè)板在其前端處的高度優(yōu)選地是Icm或更低，從而消除前緣上的渦旋的形成。根據(jù)優(yōu)選的發(fā)展例，側(cè)板在其后端上具有15cm或更小的高度。該高度的側(cè)板在充分的穩(wěn)定性和低的固有重量的情況中使空氣動(dòng)力學(xué)通量足夠地穩(wěn)定。優(yōu)選地，側(cè)板在距離其前端和后端的某一距離處的位置處具有最大高度。根據(jù)優(yōu)選發(fā)展例，側(cè)板具有在2mm和5mm之間的厚度。這在低的重量的情況中使側(cè)板能夠具有高的穩(wěn)定性。側(cè)板優(yōu)選地具有基本矩形的橫剖面。這能夠?qū)崿F(xiàn)在上緣處的受控失速。根據(jù)優(yōu)選的發(fā)展例，本發(fā)明提供了具有包括該類型的殼體的升力輔助裝置的飛行器。該飛行器優(yōu)選地包括布置成使得在飛行器的操作階段中殼體至少部分地浸入噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的射流中的推進(jìn)射流。以此，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和升力輔助裝置的位置能夠被優(yōu)化，而沒有構(gòu)造上的限制并且不發(fā)生對(duì)于殼體的損傷。根據(jù)優(yōu)選的發(fā)展例，側(cè)板形成于殼體的朝向射流的側(cè)部。側(cè)板由此直接地在直接對(duì)向流的部位處經(jīng)由推進(jìn)射流特別有效地工作。


將使用實(shí)施方式并參考附圖進(jìn)一步說明本發(fā)明。在附圖中圖IA和圖IB是具有根據(jù)本發(fā)明的兩個(gè)實(shí)施方式的殼體的飛行器機(jī)翼的在飛行方向上的截面圖；圖2是根據(jù)實(shí)施方式的殼體的側(cè)板的示意性透視圖；圖3示出根據(jù)不同實(shí)施方式的殼體的側(cè)板上的壓力分布的仿真功能曲線；圖4是以仿真流示出的、根據(jù)實(shí)施方式的殼體的的背部的透視圖；圖5是以仿真流示出的、圖4的殼體的部分的仰視圖；圖6是以仿真流示出的、常規(guī)殼體的背部的透視圖；和圖7是以仿真流示出的、圖6的殼體的部分的仰視圖。
具體實(shí)施例方式在附圖中，除非另外標(biāo)示，相同的附圖標(biāo)記標(biāo)注相同的或者功能上相同的部件。圖IA是噴射驅(qū)動(dòng)商用飛行器118的機(jī)翼402的一部分的示意性后視圖，其中機(jī)翼固定到飛行器118的機(jī)身120上。觀察者的觀察方向?qū)?yīng)于飛行器118的飛行方向。在機(jī)翼402的朝向觀察者的后緣404，機(jī)翼402包括以可從作為升力輔助裝置的襟翼導(dǎo)軌縮回的方式被支撐的著陸襟翼400、401。襟翼導(dǎo)軌本身由殼體100包圍并且在圖IA中未示出。襟翼導(dǎo)軌殼體100基本在飛行方向上沿機(jī)翼402的下側(cè)的一部分延伸，例如在本情況中從機(jī)翼402的近似中央部遠(yuǎn)至其后緣404或者超過后緣404的邊緣。同樣地，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部116在襟翼導(dǎo)軌殼體100附近被固定于機(jī)翼402的下側(cè)，并且保持飛行器118的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)112。在操作期間，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)112產(chǎn)生與飛行方向逆向的推進(jìn)射流114，推進(jìn)射流114的截面和方向依賴于飛行器118的操作狀態(tài)。圖IA中的虛線以高度示意性的方式標(biāo)示了在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)112在地面的操作期間在機(jī)翼的后緣404 的區(qū)域中的推進(jìn)射流114的截面，例如當(dāng)飛行器未移動(dòng)、或者在起飛期間在地面上加速時(shí)。 在該操作狀態(tài)中，推進(jìn)射流114在地面、部分地浸入推進(jìn)射流114中的著陸襟翼殼體100的影響下被向外偏轉(zhuǎn)，并且在襟翼導(dǎo)軌的殼體100比所示地更進(jìn)一步向底面下降以使著陸襟翼400、401伸展時(shí)被偏轉(zhuǎn)至更大的程度。在本實(shí)施方式中，僅作為示例，襟翼導(dǎo)軌殼體100被布置成與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部116距離飛行器機(jī)身120相同的距離。發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部116例如能夠包括過渡到襟翼導(dǎo)軌的殼體 100中的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部殼體。在襟翼導(dǎo)軌殼體100的外表面106上，側(cè)板104被固定于朝向射流114的側(cè)部， 在本情況中即固定于板材的以及遇到殼體100且被向外偏轉(zhuǎn)的射流的內(nèi)側(cè)，該側(cè)板沿殼體 100的外表面106在飛行方向上延伸并且在外表面106上的近似豎向后緣中在其朝向觀察者回轉(zhuǎn)的端部處結(jié)束。該側(cè)板104在與豎直向下方向108成近似40°的角度γ并且基本垂直于殼體的外表面106的平面中延伸。相對(duì)于殼體100的縱軸，側(cè)板104的平面基本徑向地延伸。圖IB示出了替代實(shí)施方式，其中通過示例，襟翼導(dǎo)軌殼體100被布置成相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部116在板材內(nèi)側(cè)的方向上即朝向機(jī)身120偏移。這里假設(shè)襟翼導(dǎo)軌殼體100和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部116以此偏移某一距離從而在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)112在地面上的操作中和射流 114由于射流114相對(duì)于板材外側(cè)發(fā)散而向外偏轉(zhuǎn)時(shí)，推進(jìn)射流114遇到殼體100。側(cè)板被固定于襟翼導(dǎo)軌殼體100的在朝向射流114的側(cè)部上的外表面106上，在本情況中即固定于板材的外側(cè)。圖4是根據(jù)另一個(gè)實(shí)施方式的襟翼導(dǎo)軌殼體100的背部的透視圖，該實(shí)施方式基于空客A380的最遠(yuǎn)外側(cè)布置的襟翼導(dǎo)軌的情況。在該類型的飛行器中，最外側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)以距離所述的飛行器機(jī)身和襟翼導(dǎo)軌殼體100相等距離的方式布置。側(cè)板104已安裝到板材的內(nèi)側(cè)，如圖4中所觀察到的，該側(cè)板沿殼體的外壁106延伸過: 的長度、在外壁上豎向豎立并且與豎直向下方向形成、=20°的角度。示出了在下降位置中的著陸襟翼400，其中殼體100在發(fā)動(dòng)機(jī)的操作期間浸入發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)射流中。另外，在圖4中示出了通量線410，該通量線已經(jīng)通過流體力學(xué)中常用的混合 Navier-Stokes進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算以仿真在發(fā)動(dòng)機(jī)在地面上的全推力時(shí)、在所示位置中在殼體100周圍的空氣動(dòng)力學(xué)通量。第一組通量線414標(biāo)示在殼體100的底壁上的流動(dòng)，該流動(dòng)基本沿側(cè)板104在飛行的方向上定向遠(yuǎn)至殼體100的后端406。第二組通量線412標(biāo)示在殼體100的板材內(nèi)側(cè)上的流動(dòng)，該流動(dòng)也基本沿著側(cè)板104在飛行方向上指向遠(yuǎn)至殼體100 的與第一組通量線414組合的后端406。存在穩(wěn)定流動(dòng)并且沒有導(dǎo)致振動(dòng)的振蕩。另外，所示的流動(dòng)產(chǎn)生朝向板材的內(nèi)側(cè)(朝向觀察者)指向的、殼體100的初始應(yīng)力，這與振蕩的存在無關(guān)地防止殼體100的材料以壓縮和拉伸的方式被交替加載并且由此防止材料疲勞。
圖5是以圖4的仿真結(jié)果的仿真流動(dòng)示出的、圖4的殼體的部分的仰視圖。側(cè)板的曲線能夠清楚地到，對(duì)同一側(cè)板，其后端204處的后緣206比前端200處的前緣高。圖6和圖7示出用于比較常規(guī)著陸襟翼殼體的后部分與根據(jù)圖4和圖5中的相同方式仿真的流動(dòng)的比較。所示的構(gòu)造對(duì)應(yīng)于空客A380的最外側(cè)襟翼導(dǎo)軌的常規(guī)殼體。沿殼體的底壁流動(dòng)的第一組通量線414包括具有在殼體100的側(cè)壁的方向上向上定向的分量的、相當(dāng)大數(shù)目的通量線。沿殼體100在側(cè)壁上流動(dòng)的第二組通量線412也包括具有朝向底壁向下定向的分量的、相當(dāng)大由第一組414與第二組412形成的通量場(chǎng)殼體 100的倒圓區(qū)域中相遇以形成非穩(wěn)定渦旋系統(tǒng)，其中該倒圓在板材的內(nèi)側(cè)，非穩(wěn)定渦旋系統(tǒng)根據(jù)給定的壓力局部分布在連接殼體100的底部與側(cè)壁的倒圓周圍不規(guī)則振蕩。非穩(wěn)定渦旋系統(tǒng)導(dǎo)致在殼體的上表面上的振蕩的壓力分布，該分布引起使材料損傷的振動(dòng)。圖2是根據(jù)實(shí)施方式例如圖1的實(shí)施方式的殼體的側(cè)板的示意性透視圖。側(cè)板104 具有厚度為D的矩形橫截面廓線和矩形上緣208。下緣210與襟翼導(dǎo)軌殼體的上表面的輪廓曲線配合。在前端200上，側(cè)板以基本與殼體的外表面垂直的前緣202開始，前緣202具有高度Hl、沿上緣208在其長度上以在距離兩端某一距離處的位置中到達(dá)最大高度H3的鍵的形式延伸、并且在側(cè)板的后端204處以也是基本與殼體100的外表面垂直并且具有高度 H2的后緣結(jié)束。圖3示出了全部與圖2中所述的基本形式對(duì)應(yīng)的、不同地形成的側(cè)板上的壓力分布的仿真功能曲線，其中假設(shè)厚度D總是為3mm、高度Hl總是為Icm并且高度H2總是為 15cm。在各情況中，仿真基于比如圖4至圖7中所示的那些構(gòu)件的構(gòu)造，而與側(cè)板的形式無關(guān)。曲線311至313均對(duì)應(yīng)于具有長度L = 300cm的側(cè)板，縱坐標(biāo)沿水平軸線304標(biāo)示距離飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的中央部的距離。側(cè)板在曲線311的情況中與向下豎向形成
Y=0°的角度、在曲線312的情況中形成γ =30°的角度、并且在曲線312的情況中形成Y = 20°的角度。沿豎軸302，每個(gè)曲線示出了在各縱向坐標(biāo)處的側(cè)板上的壓力分布， 在底部上已經(jīng)單獨(dú)標(biāo)出了大氣壓力300。在曲線314至316的情況中，已假設(shè)長度L = 203cm的側(cè)板，如從縱坐標(biāo)能夠觀察到的，側(cè)板被布置成進(jìn)一步朝向殼體的后端。側(cè)板在曲線314的情況中與向下豎向形成、 =0°的角度、在曲線315的情況中形成γ =20°的角度、并且在曲線316的情況中形成
Y=40°的角度。曲線313示出了特別有利的壓力分布，其中壓力在側(cè)板的整個(gè)長度上平緩地變化，并且大氣壓力線300不交叉，從而側(cè)板和殼體不暴露于變化的壓力和拉伸應(yīng)力。該類型的側(cè)板例如由復(fù)合材料生產(chǎn)出并且借助于整合在該壁中的緊固元件連接到殼體的外壁。盡管當(dāng)前基于優(yōu)選實(shí)施方式說明了本發(fā)明，但本發(fā)明不局限于此，可能夠以許多不同的方式修改。例如，本發(fā)明還能夠應(yīng)用于襟翼導(dǎo)軌殼體之外的各類型的升力輔助裝置，以及應(yīng)用于被安裝在機(jī)翼下方或者噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)射流能夠接觸到的其它位置處的實(shí)際載荷、和其它部件。附圖標(biāo)記列表100襟翼導(dǎo)軌殼體
101殼體的縱向軸線
102襟翼導(dǎo)軌
104側(cè)板
106外表面
108豎直向下方向
110橫剖面
112噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)
114射流
116引擎安裝殼體
118飛行器
120飛行器機(jī)身
200側(cè)板的前端
202前緣
204側(cè)板的后端
206后緣
208上緣
210下緣
300大氣壓力
302仿真壓力分布
304空氣動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的
311-316壓力分布曲線
400,401著陸襟翼
402機(jī)翼
404機(jī)翼的后緣
406殼體的后端
410通量線
412側(cè)壁上的通量
414底壁上的通量
D側(cè)板的厚度
Hl前緣的高度
H2后緣的高度
H3最大高度
Y與向下豎直的角度
權(quán)利要求
1.用于飛行器的升力輔助裝置(102)的殼體(100)，具有從所述殼體(100)的外表面 (106)延伸且基本沿飛行方向突出的至少一個(gè)側(cè)板(104)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)形成為平面的結(jié)構(gòu)或表面優(yōu)化的結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)形成為具有基本恒定的厚度(D)的板或板條。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)從所述外表面(106)基本豎直地突起。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)相對(duì)于向下豎直方向(108)成0°和40°之間的角度(Y)。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)具有沿所述外表面(106)的在Im至: 的長度(L)。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)包括下緣Ο ο)中的朝向所述外表面(106)的一個(gè)下緣，該下緣與所述外表面(106)的輪廓曲線配合。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的殼體(100)，其特征在于，所述下緣O10)以阻流方式與所述外表面(106)的輪廓曲線連接。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)包括上緣Q08)中的遠(yuǎn)離所述外表面(106)的一個(gè)上緣，該上緣具有在所述外表面(106)上方均勻變化的曲線高度(HI, H3，H2)。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)包括從所述殼體(100)的外表面(106)基本豎直地延伸的、在所述側(cè)板(104)的前端(200) 處的前緣(20 和/或在所述側(cè)板(104)的后端(204)處的后緣(206)。
11.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)在其前端(200)處具有比在其后端(204)處更小的高度(HI)。
12.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)在其前端(200)上具有Icm或更小的高度(Hl)0
13.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)在其后端(204)上具有15cm或更小的高度(H2)。
14.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)在距離其前端(200)和/或后端(204) —距離處的位置處具有最大高度(H3)。
15.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)具有從2mm至5mm的厚度(D)。
16.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)，其特征在于，所述側(cè)板(104)具有在上緣O08)上的基本矩形的橫剖面(110)。
17.具有升力輔助裝置(102)的飛行器，所述升力輔助裝置(102)包括根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的殼體(100)。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的飛行器，其特征在于，以使得所述殼體(100)至少在所述飛行器的起飛期間至少部分地浸入噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(11 的射流(114)中的方式布置的所述噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)(112)。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的飛行器，其特征在于，所述側(cè)板(104)形成于所述殼體 (100)的朝向所述射流(114)的側(cè)部。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于飛行器的升力輔助裝置(400)的殼體(106)，包括本質(zhì)上以突出的方式在飛行方向上相對(duì)于殼體的外表面延伸的至少一個(gè)側(cè)板(104)。本發(fā)明還涉及包括升力輔助裝置及所述類型的殼體的飛行器。
文檔編號(hào)B64C7/00GK102438893SQ201080021131
公開日2012年5月2日 申請(qǐng)日期2010年5月10日 優(yōu)先權(quán)日2009年5月13日
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