飞行器的翼面上的高升力系统技术方案

一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼（Ｈ）并包括前缘襟翼（Ｖ），所述主翼具有弯曲的主翼前端（Ｎ），所述前缘襟翼通过多个连杆（ａ、ｂ、ｃ）的装置以能够收回的方式设置在所述主翼（Ｈ）上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置（Ⅰ）运动至完全延伸位置（Ⅲ），同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙（ｇ），所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼（Ｖ）的下侧引导至所述主翼（Ｈ）的上侧。根据本发明专利技术，所述连杆装置（ａ、ｂ、ｃ）构造成四杆机构的形式并包括第一连杆（ａ）和第二连杆（ｂ），其中所述第一连杆（ａ）在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼（Ｈ）上的第一点（Ａ），而所述第二连杆（Ｂ）在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼（Ｈ）上的相距所述第一点一定距离的第二点（Ｂ），并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆（ｃ）的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼（Ｖ）的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆（ａ、ｂ、ｃ）的长度及相互位置与所述主翼前端（Ｎ）的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置（Ⅰ）到中间位置（Ⅱ）的第一部分的过程中，所述前缘襟翼（Ｖ）的后缘（Ｋ）基本上挡住所述前缘襟翼（Ｖ）与所述主翼（Ｈ）之间的所述间隙（ｇ）；并且，在所述延伸运动的所述中间位置（Ⅱ）之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼（Ｖ）的所述后缘（Ｋ）逐渐使所述间隙（ｇ）露出。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种如权利要求1的前序部分所述的位于飞行器的翼面的前缘处的高升力系统。
技术介绍
设置在客机和运输机的翼面上的前缘襟翼用于通过使机翼前端绕流朝向较大的迎角移动来提高诸如对于起飞和着陆所需的大迎角下的升力。在最大弯曲度的位置处，机翼前端绕流产生非常低的压力即所谓的吸力峰值，致使其后的轮廓上的压力急剧升高。与之相关的强压力梯度削弱了边界层并最终导致气流分离，这种气流分离会限制机翼的最大可能升力。前缘襟翼的流体力学效果主要在于通过使前端迎风朝下移动而避免前端绕流。此外，在许多前缘襟翼的设计中，通过在前缘襟翼的后侧与主翼的前侧或前端之间形成的间隙而从机翼下侧给机翼上侧的低能边界层供给动力气流(energetic flow)。前缘襟翼的另外的效果在于增大了升力但是也增大了整个翼面的阻力。然而，仅在着陆构型中期望该阻力增加，对于起飞构型而言期望该阻力尽可能小。已知并已经实施了众多用于前缘襟翼的解决方案。其中进行了如下区分：偏倾前缘，其能够在不打开额外间隙的情况下在位于主翼前侧上的铰接线处向下折叠；弯曲前缘；带有固定间隙的前缘襟翼；多种设计的可折叠前缘襟翼、即所谓的克鲁格(krüger)襟翼；可弯曲克鲁格襟翼；以及最后所谓的缝翼，其中在收回运动期间在前缘襟翼的后缘与主翼前端之间露有间隙。这种例如在空客A30上使用的缝翼通过安装在滚子上的圆弧段形状的弯曲轨道移位，其中滚子由齿轮或旋转致动装置驱动并且前缘襟翼牢固地连接于滚子。虽然不普遍但是已知使这种连接装置能够移动并通过-->附加联接装置来控制间隙的宽度。从空客A380已知偏倾前缘，其中如上所述，前缘襟翼能够相对于主翼的前端在铰接线上向下折叠。另外从US 4447027中已知一种飞行器的翼面上的高升力系统，其中机翼后缘襟翼通过四杆机构设置在主翼上。这种四杆机构包括以枢接的方式安装的两个连杆，一方面每个连杆的下端部位于机翼的支承结构上，另一方面它们的上端部位于后缘襟翼的襟翼支承件上。这两个连杆具有大致相同的长度，并且它们的以枢接方式连接于机翼支承机构的基点设置成与连杆的长度相比彼此非常接近，使得后缘襟翼在其收回运动期间围绕连杆的基点描绘出近似圆形的轨迹。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种设置在飞行器的翼面上的包括前缘襟翼的高升力系统，其使得能够以对于起飞和着陆构型而言尽可能优化的方式定位前缘襟翼。该目的由具有权利要求1的特征的高升力系统实现。根据本专利技术的高升力系统的有利实施方式和其它改进在从属权利要求中得到描述。根据本专利技术的高升力系统的重要优点在于，在起飞位置中，前缘襟翼几乎完全将间隙闭合并因此不允许增阻气流通过该间隙。另一方面，在着陆位置中，打开的间隙由于使前缘襟翼与主翼之间产生早期分离气流，因此对主翼上侧的边界层产生积极影响，这种早期分离气流对于在低着陆速度下获得最大升力是必需的。根据本专利技术的高升力系统的其它优点在于，其运动需要很少的运动部件，这些运动部件能够仅通过借助于枢转接头互相连接的连杆来实施，因此几乎不需要维护且不易发生故障。下面将参照附图描述根据本专利技术的高升力系统的示例性实施方式，由此能够获知本专利技术的其它特征及优点。附图说明附图中：图1示出根据本专利技术示例性实施方式的飞行器的翼面上的高升力系-->统在前缘襟翼和主翼前端区域中的示意性横截面图，图中示出了处于收回位置I的高升力系统的前缘襟翼及其致动机构以及用于比较的处于完全延伸位置III的单独的前缘襟翼；图2和图3示出图1的示例性实施方式的示意性横截面图，其中示出了处于延伸到不同程度的两个位置中的高升力系统的前缘襟翼及其致动机构，即，在图2中示出具有闭合间隙的部分延伸的起飞位置，以及在图3中示出具有打开间隙的完全延伸的着陆位置；以及图4至图7示出根据具有不同几何形状的飞行器翼面上的高升力系统的四种不同变型的示例性实施方式，其中在每种情况下示出延伸运动的十个相位。具体实施方式图1至3示出了飞行器的翼面上的高升力系统的前部，其中包括主翼H和设置在主翼上的前缘襟翼V。主翼H的前端N具有预定的弯曲度，取决于前缘襟翼V的位置，该前端或多或少被前缘襟翼V覆盖或者与前缘襟翼V交叠。图1示出了一方面处于完全收回位置I的前缘襟翼V以及另一方面处于完全延伸位置III的前缘襟翼V。用两个箭头示出在完全延伸位置III中仍提供在前缘襟翼V的后缘与主翼前端N之间的交叠部分u。在完全延伸位置III中，前缘襟翼V的后缘K与前端弯曲部分V之间露出间隙g，动力空气能够从前缘襟翼V的下侧经该间隙流到主翼H的上侧，如对于机翼的着陆构型而言所期望的那样。前缘襟翼V能够通过包括形成四杆机构的总共三个连杆a、b、c在内的装置进行延伸，四杆机构以如下方式形成前缘襟翼的致动机构，即：所述前缘襟翼能够从收回位置I移动，同时沿翼弦方向增大翼型的延伸并增大翼型的弯曲度直至完全延伸位置III。在该延伸运动的过程中，露出将动力空气从前缘襟翼V的下侧引导至主翼H的上侧的间隙g。以所述四杆机构的形式构造的连杆装置a、b、c包括第一连杆a和第二连杆b，其中，第一连杆a在其上端部处以枢接的方式连接于主翼H上的第一点A，而第二连杆b在其上端部处以枢接的方式连接于主翼H上的距离第一点A一定距离的第二点B。两个连杆a、b的各自的下端部以枢接的方式连接于第三连杆c的端部，第三连杆c为前缘襟翼V-->的一部分并因此限定了前缘襟翼的延伸运动。因此，使前缘襟翼V悬置在主翼H上的该运动系统包括由位于主翼H上的点A和点B所形成的固定的基部。前缘襟翼V通过形成所述四杆机构的三件连杆系统a、b、c连接至该基部。第一连杆a利用其一个端部与点A邻接，而第二连杆b利用其一个端部与点B邻接。两个连杆a和b在主翼H的参照系中绕点A或点B在各自的轨道上运动，两个连杆a和b的各自的自由的另一端部通过第三连杆c--即通过如图2所示的另外的接头D或C--相联接，由此四杆机构闭合。在此处所描述的示例性实施方式中，最终限定前缘襟翼V的运动的第三连杆c牢固地连接至前缘襟翼V或者作为前缘襟翼V的结构部件。由主翼H和前缘襟翼V形成的运动系统通过四杆机构在运动学上决定。在收回状态中，铰接点和连杆a、b、c位于主翼H或前缘襟翼V的轮廓以内。在延伸状态中，应当避免穿越固定的前端N的上侧。在图1中，第一连杆a与飞行器翼弦方向的平行线之间的角度α是具体给出的，这样形成了能够描述前缘襟翼V的延伸运动的变量。图1中同样示出了前缘襟翼V相对于翼面的翼弦方向折叠的角度φ，即，对于完全延伸位置III的情况，所述角度为前述的第一连杆a与翼弦方向之间的角度α的函数。第二连杆b与飞行器翼弦方向的平行线之间的对应的角度β形成了能够描述前缘襟翼V的延伸运动的另一变量。为了更加清楚，在图1中并未具体给出该角度β，但是应该将其视为类似于角度α。在所示的示例性实施方式中，连杆a、b、c的长度及相互位置与主翼前端N的弯曲度以如下的方式彼此配合，即：在延伸运动的从收回位置I直到中间位置II--如图2所示并对应于翼面的起飞构型--的第一部分期间，前缘襟翼的后缘K基本上挡住间隙g；并且在延伸运动的中间位置II之后的另一部分期间，前缘襟翼的后缘K使间隙g逐渐露出，这对应于翼面的着陆构型并在图3中示为完全延伸位置III。图2和图3用一系列小叉示出了本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼（Ｈ）并包括前缘襟翼（Ｖ），所述主翼具有弯曲的主翼前端（Ｎ），所述前缘襟翼通过多个连杆（ａ、ｂ、ｃ）的装置以能够收回的方式设置在所述主翼（Ｈ）上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置（Ⅰ）运动至完全延伸位置（Ⅲ），同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙（ｇ），所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼（Ｖ）的下侧引导至所述主翼（Ｈ）的上侧，　其特征在于，所述连杆装置（ａ、ｂ、ｃ）构造成四杆机构的形式并包括第一连杆（ａ）和第二连杆 （ｂ），其中所述第一连杆（ａ）在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼（Ｈ）上的第一点（Ａ），而所述第二连杆（Ｂ）在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼（Ｈ）上的相距所述第一点一定距离的第二点（Ｂ），并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆（ｃ）的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼（Ｖ）的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆（ａ、ｂ、ｃ）的长度及相互位置与所述主翼前端（Ｎ）的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置（Ｉ）到中间位置（Ⅱ）的第一部分的过程中，所述前缘襟翼（Ｖ）的后缘（Ｋ）基本上挡住位于所述前缘襟翼（Ｖ）与所述主翼（Ｈ）之间的所述间隙（ｇ）；并且，在所述延伸运动的所述中间位置（Ⅱ）之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼（Ｖ）的所述后缘（Ｋ）逐渐使所述间隙（ｇ）露出。...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】DE 2007-5-4 102007020870.91.一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼(H)并包括前缘襟翼(V)，所述主翼具有弯曲的主翼前端(N)，所述前缘襟翼通过多个连杆(a、b、c)的装置以能够收回的方式设置在所述主翼(H)上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置(I)运动至完全延伸位置(III)，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙(g)，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼(V)的下侧引导至所述主翼(H)的上侧，其特征在于，所述连杆装置(a、b、c)构造成四杆机构的形式并包括第一连杆(a)和第二连杆(b)，其中所述第一连杆(a)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的第一点(A)，而所述第二连杆(B)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆(c)的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼(V)的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆(a、b、c)的长度及相互位置与所述主翼前端(N)的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置(I)到中间位置(II)的第一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的后缘(K)基本上挡住位于所述前缘襟翼(V)与所述主翼(H)之间的所述间隙(g)；并且，在所述延伸运动的所述中间位置(II)之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的所述后缘(K)逐渐使所述间隙(g)露出。2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)在其上端部处以枢接的方式连接于所述主翼上的所述第一点(A)，并且所述第二连杆(b)在其上端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)。3.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)相对于所述翼面的翼弦方向设置在所述第二连杆前方且短于所述第二连杆。4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)的长度约在所述点A与所述点B的距离的25％至110％之间。5.如权利要求4所述的高升力系统，其特征在...

【专利技术属性】
技术研发人员：格尔德黑勒，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：DE[德国]