專利名稱：用于飛行器的空氣動力繞流體的擾流器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于具有空氣動力學(xué)有^^面的飛行器的空氣動力繞 流體的擾流器，尤其是用于飛行器的翼型的擾流器，其中所述擾流器支撐 在空氣動力繞流體上使得擾流器沿橫向于氣流方向延伸的軸線鉸接并且 能夠相對于氣流調(diào)整。
背景技術(shù)：
通常，擾流器為在飛行器的空氣動力學(xué)有效表面上提供的表面，其 可相對于沿該表面流動的氣流被調(diào)整以實(shí)現(xiàn)其功能。最廣泛應(yīng)用的擾流 器是在飛行器的翼型的上側(cè)提供的，即在其后部區(qū)域，用于升空傾翻(lift
dumping)和用于增加升力和用于與布置在主翼后面的高升力面一起擺 動(roll)控制目的。例如在降落操縱的最后通過調(diào)整擾流器，實(shí)現(xiàn)升 空傾翻，其中擾流器被支撐成使得其繞著橫向于氣流方向延伸的軸線相 對于所述氣流方向鉸接，其中，該方向上的調(diào)整導(dǎo)致氣流輪廓在該位置 的流動突然分離并且導(dǎo)致升力的大大減小。另一方面，擾流器也可被用 于增加升力，尤其是在小攻角范圍內(nèi)(O升力)，其中在高升力面伸展時， 擾流器被降下并相對于氣流被調(diào)整，并且其中所述氣流通過高升力面和 主翼之間的間隙從主翼的下部流動到高升力面的上部，其中所述間隙在 高升力面伸展時露出。
為了在前述小攻角范圍內(nèi)提高升力，現(xiàn)行普遍實(shí)踐釆用的是利用雙 間隙或多間隙襟翼，即所謂的固定葉片襟翼或MCS (多操縱面Multi Control Surface)組件。這些系統(tǒng)的空氣動力學(xué)的有效性與關(guān)于結(jié)構(gòu)和 系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)大大增加的復(fù)雜性相關(guān)，以及與大大增加的額外重量相 關(guān)。然而，額外重量主要削弱了巡航性能，而且額外的系統(tǒng)組件和增加 的復(fù)雜性導(dǎo)致了更高的制造成本、運(yùn)行和維修成本。
傳統(tǒng)擾流器代表性地是由擾流器有效表面形成，其通過關(guān)節(jié)支撐從 而使其可繞沿基本上橫向于氣流方向即翼型的翼展方向延伸的軸線樞 轉(zhuǎn)，如在圖1中以截面形式示出。該圖示出了翼型，其中擾流器5以樞 轉(zhuǎn)形式通過擾流器關(guān)節(jié)11被支撐在主翼1的上后側(cè)。高升力面4以伸展?fàn)顟B(tài)示出，這樣就露出了間隙16，通過間隙空氣從主翼l的下側(cè)流到 高升力面(著陸襟翼)4的上側(cè)。這樣以繞著關(guān)節(jié)11的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動形式產(chǎn) 生的擾流器5的偏移導(dǎo)致擾流器5的后邊和高升力面4的上側(cè)之間的間 距減小而且在該位置相應(yīng)地為了增加升力空氣流動被加速。當(dāng)為了增加 機(jī)翼曲率而擾流器5被降低時，在關(guān)節(jié)11上的關(guān)節(jié)線成為空氣動力學(xué) 的局限，由于氣流不再能夠在該位置沿著不連續(xù)的機(jī)翼表面流動從而被
入
勿、兩。
擾流器的基本作用適于如下三個應(yīng)用
a) 最簡單的例子如擺動控制作用，間隙被關(guān)閉而且擾流器在小偏移 范圍如同分裂式襟翼一樣運(yùn)作。簡單地說，分裂式襟翼使翼型后面沿偏 移方向的流動偏轉(zhuǎn)從而產(chǎn)生與偏移方向相反的升力作用?？雌饋砭拖袷?主翼的后緣實(shí)質(zhì)上被類似于常規(guī)樞轉(zhuǎn)的襟翼取代。阻力由于在開放的擾 流器"里邊"的分流形成的渦流而增加，其中這樣所增加的阻力僅部分 理想地作為二次效應(yīng)。當(dāng)由于副翼偏移使得升力增加時，向上運(yùn)動的主 翼通常具有滯后的趨勢并且被降低的邊具有領(lǐng)先的趨勢。擾流器額外的 阻力抵消了這種領(lǐng)先的趨勢。在兩主翼側(cè)對稱偏移時，滑行角可被影響 而從巡航高度下降期間沒有額外地增加阻力。
b) 在同樣簡單的例子如升空傾翻作用(著陸后在場上的轉(zhuǎn)出期間首 先完全偏移)中也具有兩種效應(yīng)升力減小而且主要的減小效應(yīng)由在擾 流器內(nèi)測和高升力系統(tǒng)上側(cè)的分流產(chǎn)生。在擾流器前側(cè)的"積聚"也具 有減小效應(yīng)。試圖使飛行器保持在場上(升力減小)而且自然地也使飛 行器停止(減小效應(yīng))。
c) 試圖在起飛/著陸操縱期間減速飛行時增加升力。這樣通過擾流 器可達(dá)到兩種效應(yīng)"影響整個系統(tǒng)的有效曲率"和"參與的高升力組 件(這里為擾流器/襟翼)之間間隙的優(yōu)化設(shè)計"。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是開發(fā)一種飛行器的空氣動力繞流體的改良擾流器。 特別地，本發(fā)明的目的是開發(fā)一種用于包括主翼和布置在主翼后面的高 升力面的飛行器的翼型的改良擾流器，并且所述高升力面能夠伸展使得 露出氣流間隙。該目的通過具有權(quán)利要求1的技術(shù)特征的擾流器得到。優(yōu)選實(shí)施方式和本發(fā)明擾流器的其它改進(jìn)在從屬權(quán)利要求中已經(jīng)公開。
本發(fā)明提出一種用于飛行器空氣動力學(xué)操縱體或表面的擾流器，特別是用于飛行器的翼型，其中所述擾流器支撐在空氣動力學(xué)有效表面上
整^傾斜。根據(jù)本發(fā)明，所述擾流器,包括至少兩個依照氣流方向彼此前后布置且橫向于氣流方向延伸的節(jié)段，其中所述節(jié)段以鉸接形式相互連接并且可相對于氣流調(diào)整或傾斜至不同角度。
在該部分，術(shù)語相對于氣流傾斜意味著所述擾流器或其節(jié)段可分別相對氣流以一特定的傾斜角度調(diào)整，傾斜角度相對原始位置可以是正的或負(fù)的。對于布置在翼型上側(cè)和在其后端的擾流器，這意味著擾流器或其節(jié)段可分別向上和/或向下調(diào)整，即在橫向于假定的氣流方向的第一方向和/或在與第一方向相反的第二方向。
可以看出本發(fā)明擾流器的一個優(yōu)點(diǎn)是其分成多個單獨(dú)節(jié)段使其可以使擾流器更好地適應(yīng)被影響的氣流，這樣可以提高其空氣動力學(xué)效應(yīng)。由于擾流器在其用作擺動控制表面時增加的效應(yīng)，以及用作"升空
傾翻器(lift dumper)"來減小升力或增加升力時，可以減小整個擾流器表面或偏移角度。
根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施方式，提供一種具有如下特征的擾流器第一節(jié)段，該第一節(jié)段依照氣流方向位于前面且通過第一關(guān)節(jié)或接合點(diǎn)連接至具有空氣動力學(xué)有效表面的空氣動力繞流體尤其是主翼的支撐結(jié)構(gòu)；至少一個第二節(jié)段，該第二節(jié)段依照氣流方向位于后面或在所述第一節(jié)段之后并且(分別)連接至節(jié)段中位于前面的節(jié)段，即第一節(jié)段或至少一個第二節(jié)段。
所述擾流器彼此前后布置的節(jié)段可優(yōu)選地通過致動裝置以后面節(jié)段比前面節(jié)段相對氣流(向上或向下)調(diào)整的角度更大的方式而被致動。特別地，可以使依照氣流方向在后面的各個節(jié)段受到比位于其前面的各自的節(jié)段從原始位置更大的偏移。所述致動裝置由驅(qū)動器驅(qū)動。在這方面，所述驅(qū)動器可由飛行控制設(shè)備控制或命令。
才艮據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施方式，所述致動裝置包括致動器，該致動器分別聯(lián)接于順次布置的擾流器的節(jié)段并且相對于氣流以(各自)后面節(jié)段比(各自)前面節(jié)段更大的角度進(jìn)行調(diào)整。
這樣，第一致動器可聯(lián)接在擾流器的前面節(jié)段的支座和主翼的支撐結(jié)構(gòu)的支座之間，而第二致動器可聯(lián)接在前面節(jié)段的支座和后面節(jié)段的支座之間。
由致動器與支座配合形成的致動裝置可以實(shí)現(xiàn)成使得第一擾流器節(jié)段通過第一致動器進(jìn)行的向上調(diào)整引起第二致動器以更大角度向上調(diào)整第二擾流器節(jié)段，并且，第一擾流器節(jié)段通過第一致動器進(jìn)行的向下調(diào)整引起第二致動器以更大角度向下調(diào)整第二擾流器節(jié)段。
根據(jù)本發(fā)明的另一實(shí)施方式，所述致動裝置包括用于調(diào)整擾流器的致動器，致動器在空氣動力學(xué)有a面的支撐結(jié)構(gòu)即特別是主翼或主翼的支撐結(jié)構(gòu)元件和擾流器之間聯(lián)接，而且還包括聯(lián)接機(jī)構(gòu)，該聯(lián)接機(jī)構(gòu)在擾流器的調(diào)整過程中使后面節(jié)段比各自前面節(jié)段相對氣流以更大角度被調(diào)整。
這樣，特別地是，致動器可被聯(lián)接至擾流器的前面節(jié)段，而所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)可聯(lián)接至擾流器的(各自)后面節(jié)段。
在該實(shí)施方式中，所述致動器可聯(lián)接在空氣動力學(xué)有^面的空氣動力繞流體的支撐結(jié)構(gòu)和前面的擾流器節(jié)段之間，而且所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)包括具有剛性聯(lián)接或旋轉(zhuǎn)聯(lián)接于所述后面節(jié)段的肘節(jié)桿或第 一桿，還包括聯(lián)接于第一桿和關(guān)節(jié)處支座之間的第二桿，其中所述肘節(jié)桿形成逐級傳動使得在擾流器致動時通過致動器以后面節(jié)段比前面節(jié)段更大的角度進(jìn)行調(diào)整。特別地，所述支座可布置在空氣動力繞流體或空氣動力學(xué)有^面的支撐結(jié)構(gòu)元件上。
根據(jù)該實(shí)施方式的一種變型，提出第一桿剛性聯(lián)接于后面擾流器節(jié)段的下側(cè)且以直角彎曲使得第 一桿在前面的擾流器節(jié)段的下面向前延伸，
其中所述第 一桿的前端通過第 一聯(lián)接關(guān)節(jié)與第二桿的 一端相連，其中所述第二桿以相對第一桿成一定角度的形式布置并且以其另一端通過第二聯(lián)
接關(guān)節(jié)固定在所述支座上，并且通過致動器進(jìn)行的第一擾流器節(jié)段的向上調(diào)整所引起的肘節(jié)桿的延伸使第二擾流器節(jié)段以更大角度向上調(diào)整，而且通過致動器進(jìn)行的第一擾流器節(jié)段的向下調(diào)整所引起的肘節(jié)桿的偏角調(diào)節(jié)使第二擾流器節(jié)段以更大角度向下調(diào)整。根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施方式，支座被布置在空氣動力學(xué)有效表面的 支撐結(jié)構(gòu)上，其中第二桿通過第二聯(lián)接關(guān)節(jié)固定在支座。
根據(jù)本發(fā)明的另一個實(shí)施方式，支座由致動器的支點(diǎn)、尤其是致動 器的基座支點(diǎn)形成，致動器在基座支點(diǎn)連接于空氣動力繞流體或空氣動 力學(xué)有效表面的支撐結(jié)構(gòu)，其中第二桿通過第二聯(lián)接關(guān)節(jié)固定在支座上。
根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施方式，擾流器設(shè)置在飛行器的翼型上，所述 翼型包括主翼和依照氣流方向布置在主翼后面的高升力面，其中高升力 面可從縮回位置伸展使得將空氣從主翼下側(cè)導(dǎo)引至高升力面上側(cè)的間 隙在主翼和高升力面之間露出，并且擾流器被布置在主翼的上側(cè)且能夠 繞著沿翼型的翼展方向延伸的軸線樞轉(zhuǎn)。
根據(jù)該實(shí)施方式的一個變型，擾流器能夠向上調(diào)整以減小升力，其 中后面的節(jié)段以比前面的節(jié)段更大的角度相對于氣流向上調(diào)整，其中當(dāng) 高升力面伸展時擾流器能夠向下調(diào)整至間隙中以增加升力，并且后面的 節(jié)段以比前面的節(jié)段更大的角度相對于氣流向下調(diào)整。后述變型的一個 最大的優(yōu)點(diǎn)在于擾流器被分離成多個單獨(dú)的節(jié)段，這樣可以實(shí)現(xiàn)最大的偏 移角度而不分流，這樣就實(shí)現(xiàn)了在高升力區(qū)域增加的空氣動力學(xué)效應(yīng)。同
樣，因?yàn)閿_流器和襟翼之間的間隙可通iit目應(yīng)的擾流器偏移以優(yōu)化方式被 調(diào)整，所以增加的偏移在i殳計襟翼運(yùn)動學(xué)上具有更大的自由。所述固有的 受限的設(shè)計自由，尤其是對于高升力襟翼(降下的鉸接襟翼)的圓5^逸動 學(xué)可被有利M寬。由于設(shè)計簡單，所以可實(shí)現(xiàn)關(guān)于重量、結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)復(fù) 雜性方面以及維修方面的顯著優(yōu)點(diǎn)，同時可達(dá)到高的空氣動力學(xué)效應(yīng)。


接下來將參考附圖描述本發(fā)明的實(shí)施方式。
其中
圖1根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)以代表性示意圖的形式示出傳統(tǒng)擾流器運(yùn)動學(xué)原 理，其中示出的所述擾流器在具有伸出的高升力襟翼的飛行器的翼型的 較低位置；
圖2根據(jù)本發(fā)明的一個實(shí)施方式以代表性示意圖的形式示出多節(jié)段 擾流器原理，其中所述擾流器被布置在具有高升力襟翼的飛行器的翼型上；
圖3和圖4分別以稍微放大的代表性示意圖的形式示出本發(fā)明的第一實(shí)施方式，其中該圖示出具有用于與導(dǎo)致強(qiáng)制聯(lián)接的聯(lián)接機(jī)構(gòu)一起調(diào)整兩個擾流器節(jié)段的獨(dú)立致動器的致動裝置，而且其中圖3示出受到向下偏移的擾流器的高升力作用，而圖4示出受到向上偏移的擾流器的"升空傾翻器"作用或擺動控制作用；
圖5和圖6分別以另外放大的代表性示意圖形式示出本發(fā)明的第二實(shí)施方式，其中該圖示出具有用于調(diào)整兩個擾流器節(jié)段的兩個致動器的致動裝置，而且其中圖5示出受到向上偏移的擾流器的"升空傾翻器"作用或擺動控制作用，而圖6示出受到向下偏移的擾流器的高升力作用。
具體實(shí)施例方式
圖2示出具有主翼1、高升力面4和布置在主翼1上的擾流器5的飛行器的翼型部分。高升力面4依照氣流方向布置在主翼1的后面且可從縮回位置伸展從而導(dǎo)引空氣從主翼1的下側(cè)流至高升力面上側(cè)的間隙16露出。圖2示出在伸展?fàn)顟B(tài)的高升力面4，其中位于主翼l和高升力面4之間的間隙16露出。所述擾流器5被布置在主翼1的上側(cè)，即依照氣流方向在主翼的后端，而且擾流器被支撐從而使其可通過第一關(guān)節(jié)11繞沿翼型翼展方向延伸的軸線樞轉(zhuǎn)。
在圖2中示出的實(shí)施方式中，所述擾流器5具有兩個相對于氣流方向彼此前后布置且橫向于氣流方向(即，實(shí)際上為沿著翼型的翼展方向)延伸的節(jié)段6， 7。所述擾流器節(jié)段6， 7通過第二關(guān)節(jié)12相互聯(lián)接并且可相對氣流被調(diào)整至不同的角度。這就意味著所述擾流器5具有下述節(jié)段第一節(jié)段6，其相對于氣流方向位于前面且通過第一關(guān)節(jié)ll連接至主翼l的支撐結(jié)構(gòu)，還包括第二節(jié)段7，其相對于氣流方向位于后面且通過所述第二關(guān)節(jié)12連接至第一節(jié)段6。和圖2中示出的實(shí)施方式相對比，也可以具有依照氣流方向彼此前后布置的多于兩個的節(jié)段，其中這些節(jié)段通過相應(yīng)地較多數(shù)量的關(guān)節(jié)依次連接。這樣，各自后面的節(jié)段可相對于氣流以比各自位于節(jié)段中前面的節(jié)段更大的角度而(向上或向下)調(diào)整。
示出的實(shí)施方式中，如圖3和4所示，順次布置的擾流器5的節(jié)段6， 7可通過致動裝置以后面節(jié)段7相對于氣流比前面節(jié)段6更大角度調(diào) 整的方式進(jìn)行致動。
在圖3和4所示的實(shí)施方式中，其中更加詳細(xì)地示出了用于致動擾 流器5的致動裝置8， 9， 10，其具有聯(lián)接在主翼l的支撐結(jié)構(gòu)和擾流器 5之間的致動器8,還具有在擾流器5的調(diào)整過程中使得后面節(jié)段7相 對于氣流以比前面節(jié)段6更大角度進(jìn)行調(diào)整的聯(lián)接機(jī)構(gòu)9， 10，即如圖 4示出的向上或如圖3示出的向下。
在該典型實(shí)施方式中，特別地，所述致動器8以可變長度的線性致 動器形式實(shí)現(xiàn)，其被聯(lián)接在擾流器5的前面節(jié)段6的支座17和主翼1 的支撐結(jié)構(gòu)的支座15之間，其中所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)9， IO被聯(lián)接在后面節(jié) 段7和主翼1的支撐結(jié)構(gòu)之間。
根據(jù)圖3和圖4，所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)9， 10包括肘節(jié)桿，其具有剛性聯(lián) 接于后面節(jié)段7的第一桿和在關(guān)節(jié)13， 14處聯(lián)接于第一桿9和支座15 之間的第二桿10。這樣，第一桿9剛性聯(lián)接于后面擾流器節(jié)段7的下側(cè) 且以直角彎曲從而使其在前面擾流器節(jié)段6的下面向前延伸，其中第一 桿的前端通過第一聯(lián)接關(guān)節(jié)13聯(lián)接于第二桿10的一端，而且第二桿以 相對第一桿9成一定角度的形式布置并且以其另一端通過第二聯(lián)接關(guān)節(jié) 14固定在所述支座15上。在圖3中示出的肘節(jié)桿9， IO成一定角度的 狀態(tài)，第一桿9大約平行于第一擾流器節(jié)段6延伸直至鄰近第一擾流器 關(guān)節(jié)11，所述第一擾流器關(guān)節(jié)將前面擾流器節(jié)段6連接至主翼1的支撐 結(jié)構(gòu)，如圖3和4中所示其中第二桿10遠(yuǎn)離第一節(jié)段6相對第一桿9 成一定角度的形式延伸。所述肘節(jié)桿9， IO形成逐級傳動使得當(dāng)擾流器 5通過致動器8致動時后面節(jié)段7分別比前面節(jié)段6以更大角度向上或 向下如圖3和4中所示進(jìn)行調(diào)整。由于通過致動器8第一擾流器節(jié)段6 向上調(diào)整，第二擾流器節(jié)段7以更大角度如圖4中所示被向上調(diào)整，使 得肘節(jié)桿9， IO展開，同時由于通過致動器8第一擾流器節(jié)段6向下調(diào) 整促成第二擾流器節(jié)段7以更大角度如圖3中所示向下調(diào)整使得肘節(jié)桿 9， IO更大的偏角調(diào)整。
支座15被布置在如實(shí)施方式中示出的主翼1的支撐結(jié)構(gòu)上，即在 致動器8的基座支點(diǎn)處，在該支點(diǎn)致動器被連接至主翼1的支撐結(jié)構(gòu)， 其中，第二桿10通過第二聯(lián)接關(guān)節(jié)14被固定在支座15上。因此擾流器5可以被向上調(diào)整以減小升力，其中如圖4中所示后面節(jié)段7相對氣流比前面節(jié)段6以更大角度向上調(diào)整。另一方面，當(dāng)高升力面4如圖2中所示伸展時，擾流器5也可以被向下調(diào)整至間隙16以增加升力，其中如圖3中所示后面節(jié)段7相對氣流比前面節(jié)段6以更大角度向下調(diào)整。
在圖5和6中所示的實(shí)施方式中，用于致動擾流器5的致動裝置包括兩個致動器81， 82，致動器在擾流器5的調(diào)整過程中使后面節(jié)段7相對氣流比各自的前面節(jié)段6以更大角度調(diào)整，即如圖5中所示的向上或圖6中的向下。
在該實(shí)施方式中，特別地，致動器81， 82還是以可變長度的線性致動器形式實(shí)現(xiàn)。第一致動器81被聯(lián)接在擾流器5前面節(jié)段6的支座17和主翼1的支撐結(jié)構(gòu)的支座15之間，而第二致動器82被聯(lián)接在前面擾流器節(jié)段6和后面擾流器節(jié)段7之間，即在前面節(jié)段6的支座25和后面節(jié)段7的支座27之間。由兩個致動器81， 82與支座15， 17， 25,27配合形成的致動裝置設(shè)計成使得通過第一致動器81進(jìn)行的第一擾流器節(jié)段6的向上調(diào)整引起第二致動器82以更大角度如圖5所示向上調(diào)整第二擾流器節(jié)段7，并且通過第一致動器81進(jìn)行的所述第一擾流器節(jié)段6的向下調(diào)整引起第二致動器82以更大角度如圖6所示向下調(diào)整第二擾流器節(jié)段7。
因此擾流器5可以被向上調(diào)整以減小升力，其中如圖5中所示后面節(jié)段7相對氣流比前面節(jié)段6以更大角度向上調(diào)整。另一方面，當(dāng)高升力面4如圖2中所示伸展時，擾流器5也可以被向下調(diào)整至間隙16以增加升力，其中如圖6中所示后面節(jié)段7相對氣流比前面節(jié)段6以更大角度向下調(diào)整。
圖3和4及圖5和6分別示出的兩個實(shí)施方式中的支座17,以及圖5和6示出的實(shí)施方式中的支座25和27分別相對擾流器節(jié)段6和7定位成使得形成相應(yīng)的桿，各個致動器8或81和82可以結(jié)合在所述相應(yīng)的桿上，以便實(shí)現(xiàn)各個擾流器節(jié)段6和7期望的樞轉(zhuǎn)或調(diào)整運(yùn)動。根據(jù)這種定位使得圖3和4中示出的實(shí)施方式的第一桿9被剛性連接于后面擾流器節(jié)段7的下側(cè)。
本發(fā)明的擾流器可在不需要額外的控制表面情況下增加升力，也就是，實(shí)質(zhì)上不會產(chǎn)生額外的重量或增加系統(tǒng)復(fù)雜性。當(dāng)采用如圖3和4 中的強(qiáng)制聯(lián)接或其它聯(lián)接時，可實(shí)現(xiàn)各自擾流器節(jié)段的不同角度的偏 移，且不需要額外的致動器或控制系統(tǒng)，其中獨(dú)立致動器的使用，如圖 5和6示出的實(shí)施方式中，在實(shí)現(xiàn)各自擾流器節(jié)段相對彼此的不同調(diào)整 過程中提供了更大的自由。
空氣動力學(xué)有效表面的升力隨空氣越過的表面的曲率/凸率的增 加而增加(僅橫向于氣流的曲率是有效的)。在一定間隙寬度(甚至沒 有間隙)，隨后的襟翼7也需要通過更大的擾流器偏移來降低。這增加 了整個系統(tǒng)的最高點(diǎn)與前面擾流器節(jié)段6前緣和后面節(jié)段7后緣間連線 之間的間距。才艮據(jù)其定義，該間距與系統(tǒng)的凸率成比例。通過相對于周 圍增加空氣流過的表面的上側(cè)的流速而增加升力。隨后要求的"延遲/ 間距"的量(在系統(tǒng)末端接近環(huán)境速度) 一一進(jìn)而是可得到的升力增 加一一受到物理限制。氣流越過彎曲位置如曲率的邊界線的一個特性是 超速度的值決定于彎曲角度。以可覺察的間隙相互隔開且與單個彎曲具 有相同角度和的順次布置的兩個彎曲產(chǎn)生較小的局限超速度峰值，從而 減小了延遲問題或當(dāng)問題同樣嚴(yán)重存在時允許更大的極限和。
通過高升力系統(tǒng)間隙16的流動是復(fù)雜的。擾流器6， 7的內(nèi)側(cè)和襟 翼或高升力面4上側(cè)的周線形成間隙16形式的通道，其總具有"噴嘴" 的截面形狀直至在所有襟翼位置上的擾流器6， 7的后緣，也就是說， 在下游方向其截面被減小而不是增加。關(guān)于方向和尺寸，所提出的擾流 器形狀顯然使其在襟翼4的彎曲表面上比根據(jù)圖1的傳統(tǒng)的單件擾流器 5更好觀測。這就使得襟翼具有更好的使用性且在設(shè)計襟翼外形時具有 更大的靈活性。
本發(fā)明允許兩種用于發(fā)揮擾流器的改善潛能的替代方式
(i) 相對于偏移角增加的整個偏移增加空氣動力學(xué)的效力，
(ii) 第一擾流器節(jié)段6的偏移和因此導(dǎo)致的所述(第一 )致動器8; 81的尺寸可在相對于偏移角具有相同的整個偏移時被減小。
高升力作用在慢飛行時增加升力通過 (i)增加翼型凸率(ii)相對間隙尺寸和間隙幾何結(jié)構(gòu)(這涉及擾流器6， 7和著陸襟翼4之間的間隙16 )改進(jìn)的間隙調(diào)整。
另外，本發(fā)明在襟翼設(shè)計和襟翼運(yùn)動學(xué)上提供額外的自由度由結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的廣泛的運(yùn)動學(xué)設(shè)計自由允許后面擾流器邊緣顯著的運(yùn)動，也就是第二擾流器節(jié)段7的后端，在Z方向(向上/向下)，使得襟翼系統(tǒng)的運(yùn)動學(xué)設(shè)計自由更加寬。在傳統(tǒng)的應(yīng)用中，也就是在為了消除升力或擺動控制目的向上偏移的過程中，擾流器的效力增加，從而使得整個擾流器表面可被減小而且可以達(dá)到關(guān)于要求的結(jié)構(gòu)空間的優(yōu)點(diǎn)。
由于擾流器增加的效力和其用作擺動控制表面和"升空傾翻器"的作用，可以減小整個擾流器表面或偏移的角度。前者使得如果關(guān)節(jié)線(關(guān)節(jié)線是指這種線在該線上第一擾流器節(jié)段6通過第一擾流器關(guān)節(jié)11而被支撐在主翼1上)固定則擾流器可縮短，從而實(shí)現(xiàn)"覆緣線"(覆緣線是指這種線在該線上擾流器5的后端遮住高升力面4)的向前延伸，如果考慮這種延伸是高升力系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)，其中如果"覆緣線"是一定的，也可考慮向后移動關(guān)節(jié)線11，從而使得主翼1的后梁可向下游移動并可增加翼盒的尺寸。附圖標(biāo)記列表
1 主翼
2 上側(cè)
3 下側(cè)
4 高升力面
5 擾流器
6 第一擾流器節(jié)段
7 第二擾流器節(jié)段
8 致動器
81 第一致動器
82 第二致動器
9 第一桿
10 第二桿
11擾流器的第一關(guān)節(jié) 12擾流器的第二關(guān)節(jié) 13聯(lián)接機(jī)構(gòu)的第一關(guān)節(jié) 14聯(lián)接機(jī)構(gòu)的第二關(guān)節(jié)
15 支座
16 間隙
17 支座 25 支座 27 支座
權(quán)利要求
1、一種用于飛行器的空氣動力繞流體的擾流器，其中所述擾流器支撐在空氣動力繞流體(1)上使得所述擾流器繞著橫向于氣流方向延伸的軸線鉸接并且能夠相對于氣流進(jìn)行調(diào)整，其特征在于，所述擾流器(5)包括至少兩個依照氣流方向彼此前后布置且橫向于氣流方向延伸的節(jié)段(6，7)，其中所述節(jié)段以鉸接形式相互連接而且能夠依照氣流而調(diào)整至不同角度。
2、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的擾流器，其特征在于，所述擾流器(5) 包括第一節(jié)段(6)，該第一節(jié)段依照氣流方向位于前面且通過第一關(guān)節(jié)(11)連接至所述空氣動力繞流體(1)的支撐結(jié)構(gòu)，所述擾流器(5) 還包括至少一個第二節(jié)段(7)，該第二節(jié)段依照氣流方向位于后面且通 過第二關(guān)節(jié)(12)連接至位于其前面的節(jié)段(6, 7)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的擾流器，其特征在于，所述擾流器 (5)的彼此前后布置的所述節(jié)段(6， 7)可通過致動裝置(8， 9， 10;81， 82)而被致動成使得后面的所述節(jié)段(7)以比前面的所述節(jié)段(6) 更大的角度相對于氣流被調(diào)整。
4、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的擾流器，其特征在于，所述致動裝置(8, 9， 10)包括致動器(81， 82)，所述致動器分別聯(lián)接于所述擾流器(5) 的順次布置的所述節(jié)段(6， 7 )并且相對于氣流以比前面的所述節(jié)段(6 ) 更大的角度來調(diào)整后面的所述節(jié)段(7)。
5、 根據(jù)權(quán)利要求4所述的擾流器，其特征在于，第一致動器(81) 聯(lián)接在所述擾流器(5)的前面的所述節(jié)段(6)上的支座(17)和主翼(1)的支撐結(jié)構(gòu)上的支座(15)之間，而第二致動器(82)聯(lián)接在前 面的所述節(jié)段(6)的支座(25)和后面的所述節(jié)段(7)的支座(27) 之間。
6、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的擾流器，其特征在于，由所述致動器(81， 82)與所述支座(15， 17, 25, 27)配合形成的所述致動裝置設(shè)計成使 得所述第一擾流器節(jié)段(6)通過所述第一致動器(81)進(jìn)行的向上調(diào) 整引起所述第二致動器(82)以更大角度向上調(diào)整所述第二擾流器節(jié)段(7)，其中，所述第一擾流器節(jié)段(6)通過所述第一致動器(81)進(jìn) 行的向下調(diào)整引起所述第二致動器(82)以更大角度向下調(diào)整所述第二 擾流器節(jié)段(7)。
7、根據(jù)權(quán)利要求3所述的擾流器，其特征在于，所述致動裝置(8， 9， 10)包括用于調(diào)整所述擾流器(5)并且聯(lián)接在所述空氣動力繞流體 (1)的支撐結(jié)構(gòu)和所述擾流器(5)之間的致動器(6)，而且所述致動 裝置(8， 9， 10)還包括在所述擾流器(5)的調(diào)整期間使后面的所述 節(jié)段(7)以比前面的所述節(jié)段(6)更大的角度相對于氣流被調(diào)整的聯(lián) 接機(jī)構(gòu)(9, 10)。
8、 根據(jù)權(quán)利要求7所述的擾流器，其特征在于，所述致動器(8) 聯(lián)接至所述擾流器(5)的前面的所述節(jié)段(6)，而所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)(9， 10)連接至所述擾流器(5)的至少一個后面的所述節(jié)段(7)。
9、 根據(jù)權(quán)利要求8所述的擾流器，其特征在于，所述致動器(8) 聯(lián)接在所述空氣動力繞流體(1)的支撐結(jié)構(gòu)和前面的所述節(jié)段(6)之 間，而且所述聯(lián)接機(jī)構(gòu)(9, 10)包括肘節(jié)桿，所述肘節(jié)桿具有剛性連 接于后面的所述節(jié)段(7)的第一桿(9)和在所述關(guān)節(jié)(13， 14)處連 接于所述第一桿(9)和所述支座(15)之間的第二桿，其中所述肘節(jié) 桿形成逐級傳動使得當(dāng)所述擾流器(5)由所述致動器(8)致動時后面 的所述節(jié)段(7)以比前面的所述節(jié)段(6)更大的角度被調(diào)整。
10、 根據(jù)權(quán)利要求9所述的擾流器，其特征在于，所述第一桿(9) 剛性連接于后面的所述擾流器節(jié)段(7)的下側(cè)且以直角彎曲使得所述 第一桿(9)在前面的所述擾流器節(jié)段(6)的下面向前延伸，其中所述 第一桿的前端通過第一聯(lián)接關(guān)節(jié)(13 )聯(lián)接于所述第二桿(10 )的一端， 其中所述第二桿以相對所述第一桿(9)成角度的形式布置并且以其另 一端通過第二聯(lián)接關(guān)節(jié)(14)固定在所述支座(15)上，并且通過所述 致動器(8)進(jìn)行的所述第一擾流器節(jié)段(6)的向上調(diào)整所引起的所述 肘節(jié)桿(9, 10)的延伸使所述第二擾流器節(jié)段(7)以更大角度向上調(diào) 整，而且通過所述致動器(8)進(jìn)行的所述第一擾流器節(jié)段(6)的向下 調(diào)整所引起的所述肘節(jié)桿(9， 10)的偏角調(diào)節(jié)使所述第二擾流器節(jié)段(7)以更大角度向下調(diào)整。
11、 根據(jù)權(quán)利要求10所述的擾流器，其特征在于，所述支座(15) 被布置在所述空氣動力繞流體(1)的支撐結(jié)構(gòu)上，其中所述第二桿(10 ) 通過所述第二聯(lián)接關(guān)節(jié)(14)固定在所述支座(15)。
12、 根據(jù)權(quán)利要求10所述的擾流器，其特征在于，所述支座(15) 由支點(diǎn)、尤其是所述致動器(8)的基座支點(diǎn)形成，所述致動器在所述 基座支點(diǎn)連接于所述空氣動力繞流體(1)的支撐結(jié)構(gòu)，其中所述第二 桿(10)通過所述第二聯(lián)接關(guān)節(jié)(14)固定在所述支座(15)上。
13、 根據(jù)權(quán)利要求1至12的任一項所述的擾流器，其特征在于， 所述擾流器(5)設(shè)置在飛行器的翼型上，所述翼型包括主翼(1)和依 照氣流方向布置在所述主翼(1)后面的高升力面(4)，其中所述高升 力面可從縮回位置伸展使得將空氣從所述主翼(1)下側(cè)導(dǎo)引至所述高 升力面(4)上側(cè)的間隙(16)在所述主翼(1)和所述高升力面(4) 之間露出，并且所述擾流器(5)被布置在所述主翼(1)的上側(cè)且能夠 繞著沿所述翼型的翼展方向延伸的軸線樞轉(zhuǎn)。
14、 根據(jù)權(quán)利要求13所述的擾流器，其特征在于，所述擾流器(5 ) 能夠向上調(diào)整以減小升力，其中后面的所述節(jié)段(7)以比前面的所述 節(jié)段(6)更大的角度相對于氣流向上調(diào)整，其中當(dāng)所述高升力面(4) 伸展時所述擾流器能夠向下調(diào)整至所述間隙(16)中以增加升力，并且 后面的所述節(jié)段(7)以比前面的所述節(jié)段(6)更大的角度相對于氣流 向下調(diào)整。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛行器(1)的空氣動力學(xué)有效表面的擾流器(5)，尤其是用于飛行器的翼型，其中所述擾流器支撐在空氣動力學(xué)有效表面上使得所述擾流器繞著橫向于氣流方向延伸的軸線(11)鉸接并且可相對于氣流方向調(diào)整。根據(jù)本發(fā)明，所述擾流器特征在于具有兩個或多個依照氣流方向彼此前后布置且橫向于氣流方向延伸的節(jié)段(6，7)，其中所述節(jié)段以鉸接形式相互連接而且可依照氣流調(diào)整至不同角度。擾流器(5)的順次布置的節(jié)段可被致動，尤其是通過致動裝置(8，9，10)致動成使得后面的所述節(jié)段(7)以比前面的所述節(jié)段(6)更大的角度相對于氣流被調(diào)整。
文檔編號B64C9/32GK101668681SQ200880013144
公開日2010年3月10日 申請日期2008年2月25日 優(yōu)先權(quán)日2007年2月23日
發(fā)明者約阿希姆·勒爾克, 蒂莫·沃斯 申請人:空中客車營運(yùn)有限公司