本发明专利技术涉及用于飞行器的升力辅助装置(400)的壳体(106)，包括本质上以突出的方式在飞行方向上相对于壳体的外表面延伸的至少一个侧板(104)。本发明专利技术还涉及包括升力辅助装置及所述类型的壳体的飞行器。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及用于飞行器的升力辅助装置的壳体，具体地用于飞行器的襟翼导轨的壳体。本专利技术另外涉及具有升力辅助装置和该类型的壳体的飞行器。
技术介绍
尽管本专利技术可应用于任意的飞行器壳体或太空船的壳体，但本专利技术和本专利技术基于的问题将参考喷气式发动机商用飞行器的襟翼导轨壳体进行更为详细的说明。该类型的飞行器通常包括所称的“着陆襟翼”，其能够在起飞阶段和着陆阶段伸展以在低的飞行速度下提供增大的空气动力学升力。为此，着陆襟翼通常在襟翼导轨中布置于机翼下侧。为在全速巡航速度下保持尽可能低的空气阻力，襟翼导轨由相应地空气动力学优化的、能够另外地构造成产生空气动力学升力的壳体包围。然而，特别地在带有布置在机翼下侧上的喷气式发动机的飞行器的情况中，由于发动机的推进射流的效应而发生襟翼导轨壳体的不期望的振动。随同发动机和襟翼导轨壳体的空间接近，飞行器的具体操作状态能够促使振动的发生，例如如果飞行器在仍位于跑道上的状态下在最大推力或加速度期间仍处于地面上。该振动能够引起损伤达到枢转区域中的结构的完全断裂的程度，例如襟翼导轨壳体或其支撑件中的发丝裂纹(hairline crack)0
技术实现思路
因此，本专利技术的目的在于消除推进射流对于升力辅助装置比如襟翼导轨的损伤效应。根据本专利技术，该目的借助于具有权利要求1的特征的用于飞行器的升力辅助装置的壳体实现。本专利技术的构思涉及形成至少一个从壳体的外表面突起并且基本在飞行方向上延伸的侧板。侧板在这里将理解为平面的(表面优化的)结构比如板或板条。由于侧板从壳体的外表面突出并且基本在飞行器的飞行方向上延伸，侧板阻挡壳体的外表面上的空气动力学通量，该空气动力学通量包括显著的与飞行方向垂直的通量分量。以此，如果壳体例如在起飞阶段浸入推进射流，则由于该类型的通量分量引起的非稳定振荡涡旋系统的形成被抑制并且稳定的空气动力学通量产生并绕壳体流动。由于振荡涡旋系统的存在，没有显著的振荡压力振动且由此没有导致损伤性振动的力在壳体的外表面上发生。在从属权利要求中提出了本专利技术的有利实施方式和改进。根据优选发展例，侧板基本竖直地从外表面突起。在侧板的横向上延伸的通量分量由此在两侧被特别有效地阻挡。根据优选发展例，侧板与竖直向下方向形成在0°和40°之间的角度。这在对向流的情形中具有施加表现出无零通道的横向力的效应，使得壳体和侧板在仅一个方向上被特别柔和地加载。根据优选发展例，侧板具有沿壳体的外表面的从Im至: 的长度。该长度的侧板在低的固有重量的情况中足以使空气动力学通量稳定。根据优选的发展例，侧板包括垂直于壳体的外表面延伸的、在所述侧板的前端处的前缘和/或在所述侧板的后端处的后缘。这产生了前缘的受控的对向流或者后缘的受控的失速。根据优选的发展例，侧板在其前端处具有比在其后端处更低的高度。侧板在其前端处的高度优选地是Icm或更低，从而消除前缘上的涡旋的形成。根据优选的发展例，侧板在其后端上具有15cm或更小的高度。该高度的侧板在充分的稳定性和低的固有重量的情况中使空气动力学通量足够地稳定。优选地，侧板在距离其前端和后端的某一距离处的位置处具有最大高度。根据优选发展例，侧板具有在2mm和5mm之间的厚度。这在低的重量的情况中使侧板能够具有高的稳定性。侧板优选地具有基本矩形的横剖面。这能够实现在上缘处的受控失速。根据优选的发展例，本专利技术提供了具有包括该类型的壳体的升力辅助装置的飞行器。该飞行器优选地包括布置成使得在飞行器的操作阶段中壳体至少部分地浸入喷气式发动机的射流中的推进射流。以此，喷气式发动机和升力辅助装置的位置能够被优化，而没有构造上的限制并且不发生对于壳体的损伤。根据优选的发展例，侧板形成于壳体的朝向射流的侧部。侧板由此直接地在直接对向流的部位处经由推进射流特别有效地工作。附图说明将使用实施方式并参考附图进一步说明本专利技术。在附图中图IA和图IB是具有根据本专利技术的两个实施方式的壳体的飞行器机翼的在飞行方向上的截面图；图2是根据实施方式的壳体的侧板的示意性透视图；图3示出根据不同实施方式的壳体的侧板上的压力分布的仿真功能曲线；图4是以仿真流示出的、根据实施方式的壳体的的背部的透视图；图5是以仿真流示出的、图4的壳体的部分的仰视图；图6是以仿真流示出的、常规壳体的背部的透视图；和图7是以仿真流示出的、图6的壳体的部分的仰视图。具体实施例方式在附图中，除非另外标示，相同的附图标记标注相同的或者功能上相同的部件。图IA是喷射驱动商用飞行器118的机翼402的一部分的示意性后视图，其中机翼固定到飞行器118的机身120上。观察者的观察方向对应于飞行器118的飞行方向。在机翼402的朝向观察者的后缘404，机翼402包括以可从作为升力辅助装置的襟翼导轨缩回的方式被支撑的着陆襟翼400、401。襟翼导轨本身由壳体100包围并且在图IA中未示出。襟翼导轨壳体100基本在飞行方向上沿机翼402的下侧的一部分延伸，例如在本情况中从机翼402的近似中央部远至其后缘404或者超过后缘404的边缘。同样地，发动机安装部116在襟翼导轨壳体100附近被固定于机翼402的下侧，并且保持飞行器118的喷气式发动机112。在操作期间，喷气式发动机112产生与飞行方向逆向的推进射流114，推进射流114的截面和方向依赖于飞行器118的操作状态。图IA中的虚线以高度示意性的方式标示了在喷气式发动机112在地面的操作期间在机翼的后缘404 的区域中的推进射流114的截面，例如当飞行器未移动、或者在起飞期间在地面上加速时。 在该操作状态中，推进射流114在地面、部分地浸入推进射流114中的着陆襟翼壳体100的影响下被向外偏转，并且在襟翼导轨的壳体100比所示地更进一步向底面下降以使着陆襟翼400、401伸展时被偏转至更大的程度。在本实施方式中，仅作为示例，襟翼导轨壳体100被布置成与发动机安装部116距离飞行器机身120相同的距离。发动机安装部116例如能够包括过渡到襟翼导轨的壳体 100中的发动机安装部壳体。在襟翼导轨壳体100的外表面106上，侧板104被固定于朝向射流114的侧部， 在本情况中即固定于板材的以及遇到壳体100且被向外偏转的射流的内侧，该侧板沿壳体 100的外表面106在飞行方向上延伸并且在外表面106上的近似竖向后缘中在其朝向观察者回转的端部处结束。该侧板104在与竖直向下方向108成近似40°的角度γ并且基本垂直于壳体的外表面106的平面中延伸。相对于壳体100的纵轴，侧板104的平面基本径向地延伸。图IB示出了替代实施方式，其中通过示例，襟翼导轨壳体100被布置成相对于发动机安装部116在板材内侧的方向上即朝向机身120偏移。这里假设襟翼导轨壳体100和发动机安装部116以此偏移某一距离从而在喷气式发动机112在地面上的操作中和射流 114由于射流114相对于板材外侧发散而向外偏转时，推进射流114遇到壳体100。侧板被固定于襟翼导轨壳体100的在朝向射流114的侧部上的外表面106上，在本情况中即固定于板材的外侧。图4是根据另一个实施方式的襟翼导轨壳体100的背部的透视图，该实施方式基于空客A380的最远外侧布置的襟翼导轨的情况。在该类型的飞行器中，最外侧的发动机以距离所述的飞行器机身和襟翼导轨壳体100相等距离的本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：罗夫·埃蒙茨，
申请(专利权)人：空中客车作业有限公司，
类型：发明
国别省市：
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