沿著翼展具有可變的掠過分布的航空器升力表面的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了航空器升力表面(43，73)，連接至航空器機身的后端或前端(11，10)，且在內(nèi)側部分(45，75)中具有可變的掠角α和在外側部分(47，77)中具有恒定的掠角α1。航空器升力表面可以例如是連接至后端機身(11)的水平尾部平面(43)或豎直尾部平面或連接前端機身(10)的水平穩(wěn)定面(73)。
【專利說明】沿著翼展具有可變的掠過分布的航空器升力表面
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及航空器升力表面，尤其涉及具有連接至諸如水平尾部平面、豎直尾部平面或水平穩(wěn)定面(canard)的機身的末端的升力表面的航空器。
【背景技術】
[0002]連接至航空器機身的末端的水平尾部平面(HTP)、豎直尾部平面(VTP)和其他升力表面的性能是在全球航空器設計中的較重要的問題之一，這是因為所述表面被用作控制穩(wěn)定表面，其必須在整個飛行范圍中提供控制穩(wěn)定力。
[0003]升力表面的好的空氣動力學設計的目的是控制與機身的干擾，與機身的干擾是空氣動力學拖拽和提升損失的根源。在這一點，升力表面的掠角是其設計的關鍵特征。
[0004]具有在不同的掠角的前掠和后掠水平尾部平面的航空器配置在本領域中是已知的。關于配置有管狀機身、機翼、具有HTP和VTP的尾翼的商用航空器(諸如A320或A380)，所有已知的配置包括沿著翼展具有恒定的掠角分布的HTP/VTP。
[0005]在這些配置中，由于與機身的干擾，HTP/VTP的內(nèi)部部分未在與外部部分相同的流條件下工作，為進一步的優(yōu)化提供了空間。沿著HTP/VTP所連接至的區(qū)域的后部機身的橫截面的區(qū)域中的變化越大，這種效果越顯著。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的一個目的是提供連接至尺寸被優(yōu)化的航空器的機身的末端的升力表面。
[0007]本發(fā)明的另一目的是提供連接至具有相對于已知的升力表面改善的提升彎曲斜率的航空器的機身的末端的升力表面。
[0008]這些和其他目的由連接至航空器的管狀機身的前端或后端(其具有可變的橫截面面積)的升力表面來滿足，該航空器在內(nèi)側部分中配置有可變的掠角α，而在外側部分中配置有恒定的掠角h。
[0009]升力表面可以是向后掠掃升力表面(如在大多數(shù)的商用航空器中出現(xiàn)的那樣)或向前掠掃升力表面。
[0010]在用于連接至機身后端的升力表面(諸如HTP或WTP)的實施例中，內(nèi)側部分中的掠角α (其沿著其的翼展是可變的)小于外側部分中的恒定的掠角CI115由于與機身的干擾，沿著升力表面的翼展的局部馬赫數(shù)分布(在內(nèi)側部分中的馬赫數(shù)小于外側部分中的馬赫數(shù))允許增加了升力表面的提升彎曲斜率的內(nèi)側部分中的掠角減小。
[0011]有利的，升力表面的內(nèi)側部分中的可變的掠角α沿著其的翼展增大。內(nèi)側部分中的掠角α高至外側部分中的恒定值Ci1的漸進的增量提供了升力表面的優(yōu)化的設計。
[0012]有利的，升力表面包括前緣、抗扭箱以及尾緣，該抗扭箱包括直的前和后加強桿。內(nèi)側部分中的可變的掠角因此與包括直的加強桿的抗扭箱相兼容。
[0013]在用于連接至機身前端的升力表面(諸如水平穩(wěn)定面)的實施例中，內(nèi)側部分中的掠角α (其沿著其的翼展是可變的)大于外側部分中的恒定的掠角alt)內(nèi)側部分中的掠角的增大降低了提升彎曲斜率，但是允許延遲不利的壓縮性作用且降低外側部分中的掠角。
[0014]有利地，連接至前端的升力表面的內(nèi)側部分中的掠角沿著其的翼展降低。內(nèi)側部分中的掠角α高至外側部分中的恒定的值^^的漸進遞減提供了升力表面的優(yōu)化的設計。
[0015]根據(jù)本發(fā)明的航空器的其他期望的特征和優(yōu)點將從隨后的本發(fā)明的詳細描述和隨附的權利要求以及附圖中變得清楚。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0016]圖1是具有向后掠掃的水平尾部平面的已知航空器的機身后端的半部的示意平面視圖。
[0017]圖2是用于圖1的水平尾部平面的馬赫數(shù)對翼展的視圖。
[0018]圖3是根據(jù)本發(fā)明的具有向后掠掃水平尾部平面的航空器的機身后端的半部的不意平面視圖。
[0019]圖4是根據(jù)本發(fā)明的在水平尾部平面的內(nèi)側部分中的翼弦的25%處的線在水平面上的投影的放大視圖。
[0020]圖5是具有向后掠掃水平穩(wěn)定面的航空器的機身前端的半部的示意平面視圖。
[0021]圖6是根據(jù)本發(fā)明的在水平穩(wěn)定面的內(nèi)側部分中的翼弦的25%處的線在水平面上的投影的放大視圖。
【具體實施方式】
[0022]下述為對于向后掠掃的HTP的本發(fā)明的詳細描述。
[0023]圖1示出了具有連接至機身后端11的ΗΤΡ13的已知的航空器9。
[0024]HTP13包括前緣21、抗扭箱25以及尾緣23。抗扭箱25包括前加強桿31、后加強桿33、肋35以及由縱梁(未示出)強化的上和下殼體。上和下殼體接合至前緣21和尾緣23，形成了 ΗΤΡ13的空氣動力學輪廓。
[0025]ΗΤΡ13配置有恒定的后掠角Ci1，即具有大于90°的恒定的掠角a lt)掠角是在航空器對稱面19和在垂直于航空器對稱面19的平面上的HTP13的局部翼弦的25%處的點的參考線的投影線17之間所形成的角度。
[0026]航空器機翼的掠角是在接近音速的速度下飛行的航空器的設計特征，其由空氣動力學考慮所激發(fā)。后掠角的空氣動力學優(yōu)點是由在空氣動力學輪廓上的流的超速所引起的不利的壓縮作用主要依賴于空氣流速度的分量，該分量基本上垂直于航空器機翼的翼弦線的25%的線，其中該壓縮隨著該輪廓的相對厚度的增大而增長。這一速度分量隨著掠角增大而減小(在絕對值上，對于后掠是正的或?qū)τ谇奥邮秦摰?。
[0027]因此，對于給定的飛行速度，具有給定的掠角的機翼將經(jīng)受較低的壓縮作用。這種作用允許使用更大的相對輪廓厚度，被定義為輪廓的最大厚度與飛行或翼弦方向上的其長度之間的比值，由于更好的結構效率導致了機翼的較低的結構重量。然而，在是大的現(xiàn)代商用航空器的特點的高速下的飛行中，具有大的航空動力學輪廓的相對厚度的機翼放大了空氣壓縮的不利作用，其可以被機翼上的振動波證明，且空氣動力學拖曳、控制能力的損失以及其他的不利的飛行現(xiàn)象相關地增加。因此，機翼的后或前掠角用于實現(xiàn)在接近音速的速度下的可接收的飛行中表現(xiàn)和它們的結構重量之間的設計平衡。
[0028]然而，通過分析已知的后掠HTP13的表現(xiàn)，已經(jīng)注意到在一些情形中，沿著翼展S的馬赫數(shù)M的分布遵循在圖2中顯示的曲線40。HTP13的內(nèi)側部分因此在比其余部分低的馬赫數(shù)下工作，因此這些部分不需要所述外側部分的掠角值，這是因為壓縮作用本質(zhì)上通過與機身的再壓縮相互作用而被延遲。作為負面作用，這導致了 HTP13的提升曲線斜率相對于如果局部的馬赫數(shù)橫跨翼展是恒定的和等于飛行的馬赫數(shù)那么將假定能夠?qū)崿F(xiàn)的相比被減小。
[0029]據(jù)信，這種行為是由于空氣流與后端機身11(因為其的彎曲形狀(在平面視圖中))的干擾和隨著所述流接近機身末端而發(fā)生的再壓縮。在沿著HTP所連接至的后機身的區(qū)域的橫截面的區(qū)域中的變化越大，這種作用越顯著。
[0030]可以在機身的前端處連接的升力表面中發(fā)現(xiàn)相反的行為，這是因為所述流從前停滯點向前擴展。然而，其通常不在機翼中發(fā)生，這是因為其連接至圓柱形的機身，在那里由于機身形狀而不發(fā)生膨脹或再壓縮。當然，圓柱形機身影響機翼上的所述流，但是所述作用通常與局部馬赫數(shù)的變化相比與所述流動方向的變化更相關，該局部馬赫數(shù)的變化通常在機身的后端和如端處發(fā)生。
[0031]圖3示出了具有連接至根據(jù)本發(fā)明配置的機身后端11的HTP43的航空器9。
[0032]HTP43包括前緣51、抗扭箱55和尾緣53。
[0033]HTP43配置有內(nèi)側部分45和外側部分47，該內(nèi)側部分45具有沿著翼展的增加的掠角α，該外側部分47具有恒定的掠角a i，該恒定的角α:大于內(nèi)側部45中的掠角α的任何值(參見圖4)。
[0034]在內(nèi)側部分45中相對于外側部分47的掠角減小的掠角增大ΗΤΡ43相對于現(xiàn)有技術中的ΗΤΡ13的提升曲線斜率，因而在ΗΤΡ13的尺寸將是相關的設計變量的情況下允許減小尺寸。
[0035]在圖3顯示的實施例中，抗扭箱55包括前加強桿61、后加強桿63、肋65和由縱梁(未示出)加固的上和下殼體，具有與現(xiàn)有技術的ΗΤΡ13的抗扭箱23相同的配置，這是因為內(nèi)側部分45中的掠角相對于ΗΤΡ13的變化不需要抗扭箱的配置的修改。在其他實施例中，抗扭箱55可以具有不同的配置。
[0036]用于后/前掠的HTP的本發(fā)明的上述描述還可應用于前HTP和還可應用于后/前掠的VTP。
[0037]圖5和6顯示了連接至機身前端10的后掠的水平穩(wěn)定面73，其的橫截面面積沿著其長度不斷增大。
[0038]水平穩(wěn)定面73配置有內(nèi)側部分75和外側部分77，該內(nèi)側部分75具有沿著翼展的減小的掠角α，該外側部分77具有恒定的掠角a i，恒定的角度α:小于內(nèi)側部分75中的掠角α的任何值。
[0039]掠角是在航空器對稱面19和在垂直于航空器對稱面19的平面上的水平穩(wěn)定面73的局部翼弦的25%處的點的參考線的投影線70之間所形成的角度。
[0040]內(nèi)側部分75中的掠角相對于外側部分77中的掠角的增大允許延遲壓縮作用，該壓縮作用被鼻部機身的局部擴大而放大。水平穩(wěn)定面73的提升曲線斜率可以通過從外側部分的掠角減小內(nèi)側所需要的值而增大，從而如果其尺寸是相關的設計變量的情況允許減小水平穩(wěn)定面73的尺寸。
[0041]雖然已經(jīng)關于各實施例描述了本發(fā)明，但是將從本說明書理解可以對本發(fā)明內(nèi)的元件進行各種組合、變化或改進，且在本發(fā)明的范圍內(nèi)。
【權利要求】
1.一種航空器(9)，包括具有橫截面面積可變的前端和后端(11，10)的管狀形狀的機身，連接至機身的中心部分的機翼和連接至機身后端(11)或機身前端(10)的至少一個升力表面(43，73)，其特征在于， 所述升力表面(43，73)配置成在內(nèi)側部分(45，75)具有可變的掠角α，且在外側部分(47，77)中具有恒定的掠角α10
2.根據(jù)權利要求1所述的航空器(9)，其中: 升力表面(43)連接至機身后端(11)； 內(nèi)側部分(45)中的可變掠角α沿著其的翼展小于外側部分(47)中的恒定的掠角α 10
3.根據(jù)權利要求2所述的航空器(9)，其中機身后端(11)的橫截面面積沿著其長度不斷減小。
4.根據(jù)權利要求2-3中任一項所述的航空器(9)，其中內(nèi)側部分(45)中的掠角α沿著其翼展增大。
5.根據(jù)權利要求2-4中任一項所述的航空器(9)，其中內(nèi)側部分(45)的長度被包含在升力表面(43)的總長度的0-70%之間。
6.根據(jù)權利要求2-5中任一項所述的航空器(9)，其中， 升力表面(43)包括前緣(51)、抗扭箱(55)和尾緣(53)； 抗扭箱(55)包括直的前加強桿和后加強桿(61,63)。
7.根據(jù)權利要求2-6中任一項所述的航空器(9)，其中升力表面(43)是水平尾部平面或豎直尾部平面，具有后掠角或前掠角。
8.根據(jù)權利要求1所述的航空器(9)，其中 升力表面(73)連接至機身前端(10)； 內(nèi)側部分(75)中的可變掠角α沿著其翼展大于外側部分(77)中的恒定的掠角αι。
9.根據(jù)權利要求8所述的航空器(9)，其中機身前端(10)的橫截面面積沿著其長度不斷增大。
10.根據(jù)權利要求8-9中任一項所述的航空器(9)，其中內(nèi)側部分(75)中的掠角α沿著其翼展減小。
11.根據(jù)權利要求8-10中任一項所述的航空器(9)，其中內(nèi)側部分(75)的長度被包含在升力表面(73)的總長度的0-70%之間。
12.根據(jù)權利要求8-11中任一項所述的航空器(9)，其中所述升力表面(73)是具有后或前掠角的水平穩(wěn)定面。
【文檔編號】B64C3/40GK103538717SQ201310294209
【公開日】2014年1月29日 申請日期:2013年7月12日 優(yōu)先權日:2012年7月16日
【發(fā)明者】安赫爾·帕斯夸爾富埃爾特斯, 塞爾希奧·羅德里格斯桑切斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司