具有影响襟翼紊流的装置的飞机的空气动力学襟翼

摘要

本发明描述了一种用于降低调节襟翼(11)、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘(12)处的空气动力学噪声的装置，其中在调节襟翼(11)的侧边缘(12)上设有降低产生的空气动力学噪声并影响襟翼紊流的装置。根据本发明，影响襟翼紊流的装置包括表面部分(13)，表面部分(13)沿调节襟翼(11)的翼展方向延伸，有位于各表面部分之间的一个或多个空气通路，流过调节襟翼(11)的空气流过所述空气通路。根据本发明的另一实施例，影响襟翼紊流的装置可包括沿翼展方向延伸的大量细长构件并形成基本上延伸越过调节襟翼的整个轮廓深度的刷状设置。根据本发明的又一实施例，影响襟翼紊流的装置可包括在调节襟翼的侧边缘上开口的至少一个通道，且压缩空气可通过该通道吹入产生噪音的紊流中。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机的空气动力学襟翼，且具体涉及具有影响襟翼涡流的装置 或具有涡流产生器以及用于影响襟翼涡流的装置的飞机的大升力襟翼。

现代客机在起飞和着陆阶段使用所谓的大升力辅助设备以在低速时产生 必要的升力。分成前缘襟翼和着陆襟翼的这些飞机部件和起落架一起成为客 机内主要的空气动力学噪音产生装置。在着陆过程中当发动机强烈节流时， 该噪声可达到与发动机相同的量级。

美国和欧洲的全面检索程序显示大升力辅助设备上的基本上两个声源区 域是产生这种噪声的原因：前缘襟翼的后侧和着陆襟翼的侧缘。上述声源区 域内噪声的产生可归因于由侧缘周围的气流产生的侧缘涡流。该气流是由着 陆襟翼的上侧和下侧之间的压差产生的。由于着陆襟翼的偏转角相对较高， 在侧表面的上边缘和下边缘处都发生泄漏现象，且这些组合起来而在一定的运 行时间之后形成一个大涡流。然后该涡流与着陆襟翼的表面的相互作用产生 噪声。

从DE 100 20 177 A1已知用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的 侧边缘处产生的空气动力学噪声的装置，其中由沿控制襟翼的侧边缘上翼展方 向延伸的多个构件形成涡流产生器，流过控制襟翼的空气在这些构件之间流 过。沿翼展方向延伸的构件构造成细长形并以设置成在控制襟翼的轮廓深度 的一个或多个部分上方延伸的刷状设置的形式。

从US3 596 854还已知一种涡流产生器，该涡流产生器包括沿具有小孔的 控制襟翼的侧边缘延伸的管状构件，小孔朝向控制襟翼的后侧开口，收集在大 升力襟翼的过压侧上的压缩空气通过该小孔释放。可根据大升力襟翼的升力 增大还是减小来选择涡流的旋转方向。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机的空气动力学机翼，且具体地是具有用于影 响襟翼涡流的装置以及用于影响空气动力学大升力襟翼的侧边缘处襟翼涡流 的装置的飞机的大升力襟翼，可以有效地以较低成本实现该目的。

可通过独立权利要求的特征来实现该目的。其它实施例体现在与之相关 的从属权利要求中。

根据本发明的一方面，设有飞机的空气动力学襟翼且尤其是飞机的大升力 襟翼，包括影响空气动力学襟翼的至少一个侧边缘上襟翼涡流的装置，该装置 包括横向于空气环绕空气动力学襟翼流动所沿的气流方向延伸的构件。横向 于气流方向延伸的构件是构造在空气动力学襟翼的侧边缘上的空气动力学襟 翼的襟翼部分，其中在这些襟翼部分之间设有一个或多个空气通路，以供流到 空气动力学襟翼上的空气流过。

横向于气流方向延伸的空气动力学襟翼的各襟翼部分固定地或旋转固定 地设置在控制襟翼上或与所述襟翼形成一件，而空气通路供流到空气动力学襟 翼上的空气流过。在该情况下，横向于气流方向延伸的襟翼部分可构造成指 状并从空气动力学襟翼的至少一个侧边缘远离突出。在这些实施例中，横向 于气流方向延伸的襟翼部分的数量可在3至9个之间且较佳地为3至5个。

横向于气流方向延伸的各襟翼部分包括可相对于空气动力学襟翼移动的 至少一个襟翼节段，其中襟翼节段以这样的方式移动：在相应运动期间，其露 出至少一个空气通路，流到空气动力学襟翼上的空气可通过该空气通路从空气 动力学襟翼的下侧流到上侧。同时，可设置襟翼和调节装置的结构上一体安 装以及用于将调节装置联接到可移动襟翼节段的联接装置，通过这些装置，在 其运动期间，可相对于空气动力学襟翼移动的襟翼节段可向上折叠或在其上游 侧远离空气动力学襟翼折叠，并由此露出空气通路，该空气通路供空气从空气 动力学襟翼的下侧流通到其上侧流过。调节装置和/或联接装置可以是空气动 力学襟翼的整体部分，但不必一定是其整体部分。

该空气通路可构造成其形成使从控制襟翼的下侧向其上侧流动的空气加 速的喷嘴。

可相对于空气动力学襟翼移动的襟翼节段可延伸越过空气动力学襟翼的 轮廓深度的大约一半。此外，沿气流方向看时可相对于空气动力学襟翼移动 的襟翼节段的长度是空气动力学襟翼的轮廓深度或侧边缘长度的30％至70％。

此外，可设置用于将空气动力学襟翼的控制机构联接到可移动襟翼节段的 控制机构的联接机构以将可移动襟翼节段的运动与空气动力学襟翼的运动关 联起来。

根据本发明的第二方面，飞机的空气动力学襟翼且尤其是飞机的大升力襟 翼设有影响空气动力学襟翼的至少一个侧边缘上襟翼涡流的装置，包括横向于 空气环绕空气动力学襟翼流动所沿的气流方向延伸的多个构件，其中影响襟翼 涡流的装置包括横向于气流方向延伸的多个细长构件，所述多个构件形成刷状 设置，该刷状设置沿其长度基本上延伸越过襟翼的整个轮廓深度和/或其长度占 据空气动力学襟翼的整个轮廓深度的至少75％。

刷状设置的细长构件可从襟翼的侧边缘的外轮廓成角度且尤其是以直角 突出，且由此横向于气流方向延伸。

刷状设置可具有与襟翼的轮廓相配的外形。刷状设置的轮廓还可与刷状 设置范围内的空气动力学襟翼的边缘的轮廓相配的外形。

根据本发明的另一方面，飞机的空气动力学襟翼且尤其是飞机的大升力襟 翼设有影响空气动力学机翼的至少一个侧边缘上襟翼涡流的装置，其中影响襟 翼涡流的装置包括用于供应压缩空气的至少一个装置和在空气动力学襟翼的 侧边缘处排其并与用于供应压缩空气的至少一个装置连通的至少一个通道，用 于将压缩空气排到空气动力学襟翼周围。

在该情况下，排气通道可沿侧边缘的轮廓表面排气和/或排气通道以相对 于侧边缘的轮廓线70至100度角排气。

该排气通道可具有连接到飞机系统的联接装置的接头，使得可从飞机发动 机的放气系统供应通过排气通道排出的压缩空气。

或者，通过动压可产生空气动力学襟翼的侧边缘处吹过排气通道的压缩空 气，其中用于供应压缩空气的连接装置设置在排气通道处。

具体地说，影响襟翼涡流的装置包括排气到空气动力襟翼面向气流的区域 内的至少一个通道和与排气通道连通并在空气动力学襟翼的侧边缘上排气以 供来自空气动力学襟翼的空气流过的通道。

根据本发明的另一方面，提供一种影响空气动力学襟翼、尤其是飞机的大 升力襟翼的襟翼涡流的装置，包括沿空气从空气动力学襟翼流到环流流动的一 个方向延伸的各细长构件，其中装置包括用于将装置附连到襟翼的连接装置， 该连接装置可将各细长构件构造成为在空气动力学襟翼的侧边缘上形成的空 气动力学襟翼的襟翼部分，其中用于从空气动力学襟翼流出的空气流过的一个 或多个空气通路位于各襟翼部分之间。

根据本发明的另一方面，设有用于影响空气动力学襟翼、尤其是飞机的大 升力襟翼的襟翼涡流的装置，其中影响将压缩空气排入空气动力学襟翼周围的 襟翼涡流的装置包括：用于供应压缩空气的至少一个装置和用于将压缩空气 排入空气动力学襟翼周围并可附连到空气动力学襟翼的侧边缘的至少一个排 气通道、以及用于将供应压缩空气的装置与排气通道连接的连接部分。

在该情况下，排气通道可构造成其可设置在空气动力学襟翼上，使得所述 通道在侧边缘的轮廓表面上排气。

替代地或另外地，排气通道可构造成其可设置在空气动力学襟翼上，使得 所述通道在排气点以相对于侧边缘的轮廓线70至100度的角度排气。在该情 况下，该排气通道可具有连接到飞机系统的联接装置的接头，使得可从飞机发 动机的放气系统供应通过排气通道排出的压缩空气。

或者，该装置可具有压缩空气供应装置，通过该装置供应压缩空气，压缩 空气可吹过在空气动力学襟翼的侧边缘处排气的通道。

影响襟翼涡流的装置包括设置在空气动力襟翼面向气流的区域的至少一 个进气通道和与进气通道连通并可附连到空气动力学襟翼的侧边缘上以流过 来自空气动力学襟翼的空气的排气通道(出口通道)。

附图说明

此后将参照附图解释本发明的各示例性实施例。附图中：

图1示出根据本发明的第一示例性实施例的影响襟翼涡流的装置，且尤其 是用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力学 噪声的装置；

图2示出根据本发明的第二示例性实施例的影响襟翼涡流的装置，且尤其 是用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力学 噪声的装置；

图3示出根据本发明的第三示例性实施例的影响襟翼涡流的装置，且尤其 是用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力学 噪声的装置；

图4示出根据本发明的第四示例性实施例的影响襟翼涡流的装置，且尤其 是用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力学 噪声的装置；

图5示出根据本发明的第五示例性实施例的影响襟翼涡流的装置，且尤其 是用于降低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力学 噪声的装置；

图6和7是示出本发明的两个示例性实施例的产生的空气动力学噪音降低 的曲线图，两个示例性实施例即图2所示的第二示例性实施例(图6)和图1 所示的第一示例性实施例(图7)。

具体实施方式

此后将解释具体降低由侧边缘涡流产生的噪声的各种技术方案。对着陆 襟翼的这种改进的技术显著性的激励性评估因素是用这种构造可实现的最大 升力。

图1和3示出根据本发明的第一和第三示例性实施例的影响襟翼涡流的装 置，且尤其是用于降低控制襟翼、且尤其是飞机的大升力襟翼的侧边界或侧边 缘处产生的空气动力学噪声的装置。该装置用于影响襟翼涡流，且尤其是降 低在控制襟翼11，31、且尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘12，32处产生的 空气动力学噪声。在前述的飞机飞行方向F上，空气沿流动方向S朝向控制 襟翼流动。在控制襟翼11，31的侧边界或侧边缘12，32处，即在沿气流方 向看襟翼的前缘和后缘之间的侧向结合边缘处，设有影响襟翼涡流的装置或具 有横向于气流方向或翼展方向或者与气流方向或翼展方向成角度延伸的构件 的涡流产生器，流过控制襟翼11，31的空气、即朝向襟翼流动的某些空气流 过各构件之间。

两个示例性实施例的共同之处是横向于气流方向或翼展方向延伸的构件 构造成控制襟翼11，31的表面部分13，31、33，控制襟翼形成位于这些表面 部分之间的一个或多个空气通路，朝向控制襟翼11，31流动的空气流过所述 空气通道。

在图1所示的第一示例性实施例中，横向于襟翼11、31的流动方向或翼 展方向延伸的襟翼部分13刚性地或固定地设置在控制表面11上。当气流按 预期朝向襟翼进行流动时，沿空气流动方向看，襟翼部分构造成在这些襟翼部 分13之间形成至少一个空气通路或多个空气通路。于是，当按预期朝向襟翼 发生流动时，朝向控制襟翼11流动的某些空气流过空气通路。在本发明的该 实施例中，横向于气流方向或沿翼展方向延伸的襟翼部分或表面部分13尤其 构造成指状，该指状从连接到控制襟翼或襟翼11的侧边缘12的端部延伸并向 外突出，从而定位成与第一端相反的第二端形成自由端。表面部分13的数量 在3至9之间，较佳地在3至5个之间。这是基于通过不规则构造的侧边缘 12来避免或至少降低各个涡流的组合的假设上的。因此，形成多个较小涡流 区域，这些区域在高频范围内发出噪声，但是该噪声在空气中迅速削弱。

在风洞中的模型实验中已经证实根据本发明的技术方案的作用模式。图 7中绘出四个不同频率作为着陆襟翼位置的函数的结果。较细的下部线显示与 常规着陆襟翼(较粗的上部线)相比产生的空气动力学噪音显著降低。

在图3所示的第三示例性实施例中，横向于气流方向或沿翼展方向延伸的 至少一个襟翼部分构造成为可相对于空气动力学襟翼31移动的襟翼节段或表 面节段33。在该情况下，可具体设置成当沿流动方向S看时，固定地或刚性 地连接到襟翼31的另一襟翼节段32设置在空气动力学襟翼31上至少一个可 移动襟翼节段33前面。在该情况下，至少一个另外的襟翼节段32可另外设 置在可移动襟翼节段33后面。此外，另一襟翼节段32可设置在可移动襟翼 节段33前面或后面。但是，如果设有多个可移动襟翼节段33，在各情况下， 可设置另外的襟翼节段32之一，但并不一定要设置。在进行其打开运动之后 或其打开运动期间，可移动襟翼节段33暴露于空气通路，按预期朝向襟翼流 动的某些空气从襟翼31的沿气流方向看时相对第一区域的下侧朝向第一襟翼 31的相对于第一区域的后部第二区域的上侧流过该空气通道。在该情况下， 打开运动是从起始位置开始并移动到某一位置的控制运动，在起始位置，位于 所述襟翼节段前面的相邻可移动襟翼节段和另外襟翼节段32的相应的相邻边 缘设置成不形成空气通路，在所述某一位置，襟翼33、32的相应相邻边缘彼 此远离使得在前部襟翼节段32或可移动后部襟翼节段33之间形成空气通道。 这意味着在其打开运动期间，在其上游侧，即面向流动的一侧，可相对于襟翼 或控制襟翼31移动的襟翼节段33可相对于襟翼31或另外的襟翼节段32向下 远离折叠，即朝向空气动力学襟翼31的轮廓的过压侧折叠，且由此露出空气 通路，从襟翼31下侧向其上侧流动的空气流过该空气通道。该空气通路形成 使从控制襟翼31的下侧向其上侧流动的空气加速的喷嘴。该加速流动的吸气 作用防止侧边缘涡流与着陆襟翼31的表面的相互作用，由此防止噪声形成机 理。

在刚性地附连到襟翼31的多个可移动襟翼节段和/或多个另外的襟翼节段 32的设置中，相应的后部襟翼节段33相对于前部襟翼节段32可移动地设置。

当沿流动方向看时，可相对于空气动力学襟翼31移动的襟翼节段33沿流 动方向延伸，较佳地延伸越过襟翼31的轮廓深度的量的30至70％。襟翼节 段33还可延伸越过控制襟翼31的轮廓深度的一半+/-20％，其中刚性地附连 到襟翼31的另外的襟翼节段可设置在可移动襟翼节段33后面，即可移动襟翼 节段33大致设置在襟翼31的中心。可移动襟翼节段33可联接成随着控制襟 翼31的控制机构一起运动。

在图2所示的第二示例性实施例中，影响襟翼涡流的装置设置在控制襟翼 21的侧边缘22或侧边界22上，包括横向于气流方向或翼展方向延伸的构件， 流过控制襟翼21的空气流过所述构件之间。影响襟翼涡流的装置包括沿翼展 方向延伸的大量细长构件23，所述细长构件形成较佳地基本上延伸越过空气动 力学襟翼21的整个轮廓深度或沿襟翼21的整个侧边缘的75％延伸的刷状设 置。刷状设置的细长构件23横向于气流方向延伸或从控制襟翼21的侧边缘 基本上以直角突出。刷状设置23具有与控制襟翼21的轮廓相配的外形，即 使得该轮廓大致平行于襟翼21的侧边缘的轮廓延伸。像两个上述示例性实施 例中那样，该刷状设置的工作模式同样基于将大涡流破裂成许多小涡流，小涡 流可能部分相互抵消。

用该变量的风洞实验的初步结果显示在整个相关频率范围上有相当量的 降低潜力。图6中绘出四个不同频率作为着陆襟翼位置的函数。较细的下部 线显示与常规着陆襟翼(较粗的上部线)相比产生的空气动力学噪音显著降低。

图4和5示出根据本发明的第四和第五示例性实施例的影响襟翼涡流或降 低控制襟翼、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘处产生的空气动力噪声的装 置。降低产生的空气动力学噪声的影响襟翼涡流的装置设置在着陆襟翼41， 51、尤其是飞机的大升力襟翼的侧边缘42，52处，所述装置包括在控制襟翼 41，51的侧边缘42，52处排气的至少一个通道43，53，由飞机系统产生的压 缩空气或气流可通过所述通道吹入产生噪声的涡流中。通道43，54横向于气 动方向或基本上垂直于控制襟翼41，51的轮廓表面上的侧边缘42，52排气。

在图4所示的本发明的第四示例性实施例中，吹过在控制襟翼41的侧边 缘42处排气的通道43的压缩空气由飞机发动机的放气系统产生。

在图5所示的本发明的第五示例性实施例中，吹过在控制襟翼51的侧边 缘52处排气的通道54的压缩空气由动压产生。由动压产生的压缩空气通过 通道53从控制襟翼51的前侧排出并被引导通过管道系统到达着陆襟翼51的 侧边缘52。

通过从着陆襟翼41，51的侧表面和/或上表面吹出来实现降低噪声的三种 效果，一方面可从着陆襟翼冲去侧边缘涡流，且因此可防止形成噪声的相互作 用的机理，另一方面，能够通过将空气注入涡流芯而将涡流强度降低到不再发 出显著声音的程度。第三种效果是基于从侧表面42，52发射的空气喷射的效 应，与图2所示的示例性实施例的刷状边缘22一样，致使形成较小涡流区域。

先前解释的技术方案不应排他地理解为仅能够降低噪声，而还以增加升力 为目的。于是，可降低客机的着陆速度，这就不仅仅对噪声产生有积极作用 了。还可通过根据本发明的技术方案来改进飞行稳定性。