本發(fā)明涉及具有擾流器、特別是大升力擾流器的飛行器機翼。擾流器能夠通過致動器驅(qū)動機構(gòu)從具有偏轉(zhuǎn)角度αref的基準(zhǔn)位置移動至給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget。

背景技術(shù)：

擾流器——有時稱為“卸升板”或“減升板”——是飛行器上的一種用于減小升力的裝置。擾流器是位于機翼的頂表面上的板，其可以向上伸展到氣流中以擾亂氣流。通過這樣做，擾流器在其后面的機翼的一部分之上產(chǎn)生受控失速，從而極大地減小了該機翼部段的升力。擾流器與減速板的不同之處在于：減速板設(shè)計成增大阻力而不會影響升力，而擾流器則既減小升力又增大阻力。擾流器分為兩類：在飛行期間以可控角度展開來增大下降速率或控制橫滾(roll)的擾流器，以及在著陸時立即完全展開來極大地減小升力(“升力卸減”)并增大阻力的擾流器。在現(xiàn)代的線傳飛控(fly-by-wire)飛行器中，同一組控制表面實現(xiàn)兩種功能。擾流器能夠用于在擾流器于兩個機翼上展開的情況下使飛行器減速或使飛行器下降。擾流器還能夠用于在擾流器僅在一個機翼上展開的情況下產(chǎn)生飛行器的橫滾運動。

減小飛行器機翼的空氣動力學(xué)阻力是與相應(yīng)飛行器的更好性能以及減少燃料燃燒相關(guān)的幾個研究主題之一。已知的是，未來最佳的層流飛行器機翼在大多數(shù)情況下或所有運行中的空氣動力學(xué)情形下實現(xiàn)跨過飛行器機翼的層流邊界層，而不具有任何湍流氣流或僅具有最小的湍流氣流。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種具有擾流器、特別地空氣動力學(xué)阻力減小的大升力擾流器的飛行器機翼。

本發(fā)明的第一方面提供了一種具有擾流器的飛行器機翼，該擾流器能夠通過致動器驅(qū)動機構(gòu)從具有偏轉(zhuǎn)角度αref的基準(zhǔn)位置移動至給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget。所提出的飛行器機翼的特征在于，擾流器僅經(jīng)由條狀元件和致動器驅(qū)動機構(gòu)與飛行器機翼互相連接，其中，擾流器的上游邊緣僅經(jīng)由由能夠彈性撓曲的材料制成的條狀元件與飛行器機翼互相連接，其中，該條狀元件的下游邊緣沿著擾流器的整個上游邊緣或至少沿著擾流器的上游邊緣的主要部分延伸，并且其中，該條狀元件的整個上游邊緣連接至飛行器機翼的上表面。

致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造并布置成使得在使擾流器從基準(zhǔn)角度αref移動至給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget時，條狀元件以應(yīng)變沿著條狀元件恒定的方式彎曲，其中，所有偏轉(zhuǎn)角度α下的條狀元件的截面至少在給定的失效范圍內(nèi)呈現(xiàn)具有半徑r(α)的環(huán)形區(qū)段的形式，其中，α、αtarget、αref∈[-α1,α2]。

優(yōu)選地，致動器驅(qū)動機構(gòu)結(jié)合在飛行器機翼中。致動器驅(qū)動機構(gòu)可以僅由致動器構(gòu)成或者包括致動器以及由致動器驅(qū)動的機構(gòu)。

在飛行器機翼的優(yōu)選的實施方式中，從飛行器機翼的上表面經(jīng)由條狀元件的上表面到擾流器的上表面的通路是平滑且無間隙的表面。

在所提出的飛行器機翼中，條狀元件受到最小的彎曲應(yīng)變，從而導(dǎo)致條狀元件的高的耐疲勞極限。

在優(yōu)選的實施方式中，由給定的材料/結(jié)構(gòu)制成的條狀元件的最小厚度通過給定的失效容限限定。為了實現(xiàn)最小的彎曲應(yīng)變，條狀元件的厚度應(yīng)當(dāng)盡可能小。在優(yōu)選的實施方式中，條狀元件由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。

由于所提出的條狀元件及其相應(yīng)的彎曲，擾流器上方的氣流在最大程度上保持為層流，因而減小了飛行器機翼的整體空氣動力學(xué)阻力，特別是當(dāng)擾流器展開時更是如此。條狀元件替代了當(dāng)今用于將擾流器附接至飛行器機翼的鉸鏈連接件。這些鉸鏈連接件通常致使在飛行器機翼的上表面與擾流器表面之間具有間隙從而產(chǎn)生湍流氣流。所提出的條狀元件及其相應(yīng)的彎曲防止或至少顯著地減少湍流氣流的產(chǎn)生。

飛行器機翼的優(yōu)選實施方式的特征在于，目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget選自以下區(qū)間：α∈[-30°,60°]、或者[-20°,60°]、或者[-15°,60°]、或者[-10°,50°]。負(fù)偏轉(zhuǎn)角度α指示擾流器的下垂功能，其中，例如，與飛行器機翼連接的著陸阻力板下降并且擾流器依循著陸阻力板在一定限度內(nèi)下降。在優(yōu)選的實施方式中，擾流器還能夠依循這種著陸阻力板的提升來產(chǎn)生飛行器機翼的可變截面，也就是所謂的“可變弧度(camber)功能”。

飛行器機翼的優(yōu)選實施方式的特征在于，指示條狀元件的實際截面形狀與具有半徑r(α)的相應(yīng)環(huán)形區(qū)段的偏差的給定的失效范圍小于15％、或10％、或5％、或2％、或1％。基于具有普通經(jīng)驗及相應(yīng)領(lǐng)域的技術(shù)人員已知的方法來計算偏差。顯然，當(dāng)從條狀元件的實際截面形狀到相應(yīng)環(huán)形驅(qū)動的偏差最小(理論上等于零)時，條狀元件中的彎曲應(yīng)變最優(yōu)化地減小到最小值。

飛行器機翼的優(yōu)選實施方式的特征在于，致動器驅(qū)動機構(gòu)包括引導(dǎo)運動件或引導(dǎo)軌道、引導(dǎo)桿和致動器，其中，引導(dǎo)運動件固定至飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件(例如，翼盒)上的接觸部c1，引導(dǎo)桿的第一端部剛性地連接至擾流器下側(cè)的接觸部c2，分隔開距離d的兩個連接元件連接至引導(dǎo)桿的第二端部，連接元件能夠以可移動的方式聯(lián)接至引導(dǎo)運動件，其中，該連接元件僅允許引導(dǎo)桿的第一端部沿著引導(dǎo)運動件的運動。引導(dǎo)運動件具有縱向延伸和相應(yīng)的3d形式。

在優(yōu)選的實施方式中，引導(dǎo)運動件根據(jù)實際偏轉(zhuǎn)角度α對擾流器施加相應(yīng)的位置和取向。擾流器的已施加的位置和取向?qū)е聴l狀元件的截面最優(yōu)化地呈現(xiàn)環(huán)形區(qū)段的所述形式。

在優(yōu)選的實施方式中，致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造成使得致動器驅(qū)動機構(gòu)吸收來自擾流器的大部分力和力矩并且將這些力和力矩傳遞到飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件。

優(yōu)選的實施方式的特征在于，致動器驅(qū)動機構(gòu)的致動器固定至飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件并且連接至引導(dǎo)桿，以使引導(dǎo)桿沿著引導(dǎo)運動件運動，其中，運動取決于給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget，其中，任意偏轉(zhuǎn)角度α∈[-α1,α2]與引導(dǎo)桿沿著引導(dǎo)支承件的不同位置相對應(yīng)，并且其中，引導(dǎo)運動件具有3d形式，使得所有偏轉(zhuǎn)角度α下的擾流器通過引導(dǎo)桿鉸接，從而使得所有偏轉(zhuǎn)角度α下的能夠撓曲的條狀元件的截面至少在給定的失效范圍內(nèi)呈現(xiàn)具有半徑r(α)的環(huán)形區(qū)段的所述形式，其中，α、αtarget、αref∈[-α1,α2]。

在優(yōu)選的實施方式中，連接元件包括滾子。滾子能夠使得引導(dǎo)桿沿著引導(dǎo)運動件或多或少無摩擦地運動。

引導(dǎo)運動件可以選自各種變型，例如：水平移動和/或豎向移動、延伸、或甚至通過附接彈簧而引入反向力。

飛行器機翼的優(yōu)選實施方式的特征在于，致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造并布置成使得擾流器上的大部分空氣載荷經(jīng)由致動器驅(qū)動機構(gòu)傳遞到翼型，其中，僅最小量的空氣載荷分別傳遞到致動器驅(qū)動機構(gòu)的致動器或經(jīng)由致動器傳遞到飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件。

在優(yōu)選的實施方式中，致動器驅(qū)動機構(gòu)幾乎完全(90％至100％)吸收空氣載荷(力和力矩)，特別是在擾流器完全展開狀態(tài)下(α＝αmax＝α2)，并且將這些載荷傳遞到飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件，而致動器驅(qū)動機構(gòu)的致動器使擾流器保持接近無力。這致使對致動器的要求顯著降低并且因而致使顯著降低成本和重量。

飛行器機翼的優(yōu)選實施方式的特征在于，致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造成使得擾流器上85％、或90％、或95％、或97％、或98％、或99％的空氣載荷經(jīng)由致動器驅(qū)動機構(gòu)傳遞至飛行器機翼，并且小于15％、或10％、或5％、或3％、或2％、或1％的空氣載荷傳遞至致動器。

在優(yōu)選的實施方式中，引導(dǎo)桿的長度l能夠根據(jù)偏轉(zhuǎn)角度α變化：l＝l(α)；和/或引導(dǎo)桿的幾何形狀g(α)能夠根據(jù)偏轉(zhuǎn)角度α變化。

在優(yōu)選的實施方式中，致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造成使得具有半徑r(α)的環(huán)形區(qū)段的虛擬中心位置cp(α)在三維空間中隨α變化，從而允許對擾流器施加相應(yīng)的位置和取向。

所提出的飛行器機翼的優(yōu)選的實施方式的特征在于，擾流器包括至少以下區(qū)段：具有剛度s1的上游區(qū)段seg1、具有剛度s2的下游區(qū)段seg2、具有剛度s3的連接區(qū)段seg3，連接區(qū)段seg3將seg1的下游邊緣與seg2的上游邊緣連接，條狀元件將seg1的上游邊緣連接至飛行器機翼的上表面，其中，至少連接區(qū)段seg3具有導(dǎo)致擾流器的上表面呈凸?fàn)钚螤畹臋C械預(yù)應(yīng)力，其中，s3<s1、s2。

在該實施方式中，擾流器可以用作自適應(yīng)減震凸起(shockcontrolbump)，以允許改進(jìn)飛行器機翼的性能并且特別有助于改進(jìn)振動性能及減小飛行器機翼的特性阻抗。當(dāng)擾流器處于基準(zhǔn)位置時，減震凸起的形狀可以通過致動器驅(qū)動機構(gòu)修改。

在優(yōu)選的實施方式中，致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造成使得其即使在條狀元件失效的情況下也允許擾流器的縮回和伸出。這是可能的，原因在于，擾流器的取向和位置通過致動器驅(qū)動機構(gòu)以機械的方式限定。致動器驅(qū)動機構(gòu)將來自擾流器的幾乎所有的力和力矩傳遞到飛行器機翼，而條狀元件優(yōu)選地僅將來自擾流器的不相關(guān)的最小力或力矩傳遞到飛行器機翼。條狀元件的主要作用是在邊界層中保持盡可能長的層流，從而使飛行器機翼的空氣動力學(xué)阻力的減小。在條狀元件失效的情況下可能產(chǎn)生湍流，但擾流器本身的功能不會受到危害。

所提出的飛行器機翼顯示了擾流器通過條狀元件與飛行器機翼的上表面的無間隙連接，從而使空氣動力學(xué)阻力減小。該方面可以在當(dāng)今的超音速且層流式飛行器機翼上使用。所提出的致動器驅(qū)動機構(gòu)吸收擾流器上的幾乎所有力和力矩并且將這些力和力矩傳遞到飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件(例如翼盒)，優(yōu)選地不將這些力和力矩經(jīng)由致動器驅(qū)動機構(gòu)的致動器傳遞到飛行器機翼。通過條狀元件傳遞到飛行器機翼的力和力矩是微小的且主要歸因于所施加的彎曲力。所提出的飛行器機翼證明了氣流在擾流器的伸出位置和縮回位置都跨過機翼。

本發(fā)明的第二方面提供了一種具有如前所述的飛行器機翼的飛行器或宇宙飛船。

附圖說明

圖1是撓性條狀元件的示意性截面圖和幾何特性，

圖2是擾流器處于展開位置的飛行器機翼的示意性截面圖，以及

圖3是提出的包括擾流器的飛行器機翼的示意性截面圖。

具體實施方式

以下描述提供了一種用于估算在已展開的擾流器位置——即α≠αref——的撓性條狀元件內(nèi)出現(xiàn)的機械應(yīng)變的方法。此外，移動端點和引導(dǎo)點的軌跡基于擾流器的偏轉(zhuǎn)角度α而確定。

圖1中示出了撓性條狀元件的主要幾何形狀。主要流動方向沿著y軸線定向。飛行器機翼表面上方的高度沿著z軸線定向。在y＝0處，條狀元件的上游邊緣連接至飛行器機翼的上表面。假定條狀元件彎曲成半徑r的圓形形狀。條狀元件的長度l保持恒定，這意味著零拉伸應(yīng)變。條狀元件變形成使得條狀元件在條狀元件的端點a處傾斜了角度α，其中，角度α是擾流器的偏轉(zhuǎn)角度。

因此，最大應(yīng)變的準(zhǔn)則變成了純粹的幾何問題而不涉及機械性能。假定彎曲力矩沿著條狀元件是恒定的。然而，顯然必須考慮大的位移。

引導(dǎo)點a的軌跡

已變形的條狀元件上的點p受約束于圓形形狀，點p的位置依循：

(1)y²+(r-z)²＝r²

或利用所涉及的參量總是正的，

(2)

條狀元件的長度l是恒定的并且可以用圓的圓周上的角度α表示，

(3)l＝αr

角度α可以使用從圓心到點p和投影到z軸線上的點構(gòu)成的三角形的正切表示，

(4)

或替代性地使用(2)的右式由圓形曲線的斜率表示，

(5)

針對y²來求解式(5)，得到

(6)

在用(3)替代r之后，點a的軌跡用α表示為：

(7)ya＝(l/α)sinα，za＝(αl/2)(1-α²/12)

由于未變形的條狀元件的α為零度，故而該解不利地具有實際上不能實現(xiàn)的奇異點。就此而言，關(guān)于α逼近零進(jìn)行級數(shù)展開并且展開到二次項，得到：

(8)y＝l(1-α²/6)，zb＝za-lbsin(α+β)

從而提供了未變形的條狀元件的預(yù)期位置。因此，(7)是端點a相對于外部施加的旋轉(zhuǎn)α得到的軌跡

引導(dǎo)點b的軌跡

假設(shè)距點a恒定距離lb、成初始傾斜角度為β的點b跟隨點a旋轉(zhuǎn)。則，點b的軌跡滿足：

(9)yb＝y(tǒng)a-lbcos(α+β)，zb＝za-lbsin(α+β)

該公式允許對長度lb、角度β和坐標(biāo)yb、zb中的兩個參數(shù)進(jìn)行預(yù)定義。因此，其余的兩個參數(shù)將是撓性條狀元件的運動結(jié)果。這允許引導(dǎo)運動件的各種變型，例如，水平移動或豎向移動、延伸或甚至可以通過附接有彈簧而引入反向力。

彎曲表面應(yīng)變

顆粒的(線性)應(yīng)變在到外殼的中平面的距離z的情況下由下式確定：

(10)ε＝ε0±zκ0

其中，ε0是拉伸應(yīng)變并且κ0是中平面處的曲率。圓的曲率通過下式表示：

(11)κ0＝1/r

由于假設(shè)不可伸長的變形，ε0＝0，在厚度為t的外殼表面處的應(yīng)變?yōu)椋?/p>

(12)

從上式中可以推斷出給定的最大許用應(yīng)變的最小長度和期望的傾斜角度，其中，

(13)

并且其中，εallowed反映了許用拉伸應(yīng)變和許用壓縮應(yīng)變的最小絕對值。

引導(dǎo)曲線的曲率半徑

引導(dǎo)曲線cp(α)的中心可以根據(jù)偏轉(zhuǎn)角度α借助于下式推斷出：

(14)

由

(15)

然后借助于下式找到曲率中心cp(α)的位置：

(16)

(17)

運動載荷

擾流器(參見圖2)受到沿法向方向作用至總長度l的擾流器表面的恒定壓力p。致動器運動件定位在距擾流器下游邊緣距離lf處。致動器運動件需要提供的每橫向單位長度的總力為：

fa＝fc+pl

其中，fc是反向運動件消除形成的彎矩所需的載荷，彎矩為：

假設(shè)反向運動件位于擾流器內(nèi)側(cè)邊緣處，lc＝l-lf，則在下述情況下實現(xiàn)零彎矩mr＝0：

在致動器運動件位于擾流器弦線(spoilercord)的中心的情況下，lf＝l/2，其中，fc明顯變?yōu)榱?。通過fc得到致動器力為：

這只是由反作用力增加的合成壓力。

圖3圖示了所提出的具有擾流器101和后緣襟翼108的飛行器機翼100的示意性截面圖。擾流器101能夠通過致動器驅(qū)動機構(gòu)從具有偏轉(zhuǎn)角度αref的基準(zhǔn)位置移動至給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget。

擾流器101僅經(jīng)由條狀元件103和致動器驅(qū)動機構(gòu)與飛行器機翼互相連接，其中，擾流器101的上游邊緣僅經(jīng)由由能夠彈性撓曲的材料制成的條狀元件103與飛行器機翼100互相連接，其中，條狀元件103的下游邊緣沿著擾流器101的整個上游邊緣延伸，并且其中，條狀元件103的整個上游邊緣連接至飛行器機翼的上表面。從飛行器機翼100的上表面經(jīng)由條狀元件103的上表面至擾流器101的上表面的通路是平滑且無間隙的表面。

致動器驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)造并布置成使得在使擾流器101從基準(zhǔn)角度αref移動至給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget時，條狀元件103以應(yīng)變在沿著條狀元件103的恒定的方式彎曲，其中，所有偏轉(zhuǎn)角度α下的撓性條狀元件103的截面至少在給定的失效范圍內(nèi)呈現(xiàn)具有半徑r(α)的環(huán)形區(qū)段的形式，其中α、αtarget、αref∈[-α1,α2]。

在圖示示例中，致動器驅(qū)動機構(gòu)包括引導(dǎo)運動件104、引導(dǎo)桿105和致動器106，其中，引導(dǎo)運動件104固定至飛行器機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件(翼盒)上的接觸部c1，引導(dǎo)桿105的第一端部剛性地連接至擾流器101的下側(cè)的接觸部c2。分隔開距離d的兩個連接元件107連接至引導(dǎo)桿105的第二端部。連接元件107可移動地聯(lián)接至引導(dǎo)運動件104，其中，連接元件107僅允許引導(dǎo)桿105的第一端部沿著引導(dǎo)運動件104的運動。

致動器106固定至飛行器機翼100的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件(翼盒)并且還連接至引導(dǎo)桿105，以使引導(dǎo)桿105沿著引導(dǎo)運動件104移動。引導(dǎo)桿105的運動取決于給定的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度αtarget，其中，任意偏轉(zhuǎn)角度α∈[-α1,α2]與引導(dǎo)桿105沿著引導(dǎo)運動件104的不同位置相對應(yīng)，并且其中，引導(dǎo)運動件104具有3d形式，使得所有偏轉(zhuǎn)角度α下的擾流器101通過引導(dǎo)桿105鉸接，從而使得所有偏轉(zhuǎn)角度α下的撓性條狀元件103的截面至少在給定的失效范圍內(nèi)呈現(xiàn)具有半徑r(α)的環(huán)形區(qū)段的形式，其中，α、αtarget、αref∈[-α1,α2]。

擾流器101包括以下區(qū)段：具有剛度s1的上游區(qū)段seg1、具有剛度s2的下游區(qū)段seg2以及具有剛度s3的連接區(qū)段seg3。連接區(qū)段seg3將seg1的下游邊緣與seg2的上游邊緣連接，并且條狀元件103將seg1的上游邊緣連接至飛行器機翼100的上表面。連接區(qū)段seg3具有機械預(yù)應(yīng)力，這導(dǎo)致擾流器101的上表面呈給定的凸?fàn)钚螤睿渲?，s3<s1、s2。

術(shù)語“上游”和“下游”是指在飛行時跨過飛行器機翼的主要流動方向。術(shù)語“截面”例如是指沿著跨過機翼的主要流動方向的截面或沿著飛行器的縱向軸線的截面。

術(shù)語“剛度”是指各區(qū)段或條狀元件103的結(jié)構(gòu)(機械)剛度。在優(yōu)選的實施方式中，區(qū)段seg1、seg2由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。在優(yōu)選的實施方式中，用于互相連接的區(qū)段seg3和/或條狀元件103由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。在優(yōu)選的實施方式中，區(qū)段seg1和/或seg2的剛度選擇成使得所述區(qū)段至少在作用于上表面元件上的運行中的空氣載荷下是尺寸穩(wěn)定的。在優(yōu)選的實施方式中，區(qū)段seg3的剛度選擇成使得：首先，在擾流器上未作用有力特別是在擾流器上未作用有由致動器105引起的力的情況下，上表面元件的凸?fàn)钚螤罨跈C械預(yù)應(yīng)力被保留，并且其次，用于互相連接的區(qū)段seg3進(jìn)行足夠的彈性撓曲以允許由致動器106引起的擾流器的上表面的形狀的變化。在優(yōu)選的實施方式中，剛度s1等于剛度s2：s1＝s2。

附圖標(biāo)記

100飛行器機翼

101擾流器

102致動器驅(qū)動機構(gòu)

103撓性條狀元件

104引導(dǎo)運動件

105引導(dǎo)桿

106致動器驅(qū)動機構(gòu)的致動器

107連接元件

108后緣襟翼