專利名稱：特別是用于飛機的流動體的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及特別是用于飛機的具有外側(cè)的流動體。本發(fā)明特別涉及在外側(cè)具有至少ー個流動控制裝置的流動體，上述至少ー個流動控制裝置用于影響流體的流動，該流體在沖擊流動體的預定方向上沖擊該流動體。流動控制裝置包括布置在外側(cè)的至少一部分中的多個進入口以及吸入裝置，從而使在外側(cè)上流動的流體可以被吸入，目的是根據(jù)流體動力學的原理改善所述流動體的性能。
背景技術(shù)：
在現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)中，在飛行運行過程中使用了被周圍空氣的流動包圍的諸如機翼、發(fā)動機艙和尾翼或尾部単元等組件。原則上，兩種不同的流動條件出現(xiàn)在包圍飛機組件的氣流中。在從飛機組件中進ー步被除去的流動的各層中存在無摩擦的外部流動，并且在空氣直接流過飛機組件的流動層中存在具有層流和/或湍流流動的邊界層流動。這種邊界層流動在流動體或飛機組件的整個長度上大部分不是湍流的，但是當在流動方向上看吋，最初通常出現(xiàn)層流流動的區(qū)域隨后出現(xiàn)湍流流動的區(qū)域，而流動的層流區(qū)域?qū)嵸|(zhì)上小于湍流流動的出現(xiàn)區(qū)域。在商用飛機被用于中程運行的情況下，這種分布引起的摩擦貢獻占飛機整體阻力的大約50%。為了減小空氣阻力，在現(xiàn)有技術(shù)中提出了轉(zhuǎn)換控制從而在邊界層吸除的幫助下能夠?qū)崿F(xiàn)層流邊界層流動的組件具體保護(component-specific preservation)0先前的邊界層吸除系統(tǒng)使用泵/壓縮機單元將繞流動體流動的邊界層吸出。這種吸出在諸如機翼、發(fā)動機艙或垂直尾翼等組件上起到局部作用，其中要花費的用于泵/壓縮機單元操作的電能被供給，例如通過液壓系統(tǒng)同時例如利用對來自于飛機通風系統(tǒng)的、 用于操作泵的流體進行驅(qū)動。泵通過導管系統(tǒng)連接至表面(例如機翼)處的開ロ，從而能夠吸出空氣流。然而，在能量平衡以及飛機的重量分析中，已知的吸入系統(tǒng)的泵/壓縮機單元必須被考慮在內(nèi)，并且必然不可避免地被考慮到將增加費用。這些在飛機上引入額外重量的系統(tǒng)和附加的能量消耗導致飛機的效率惡化。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供ー種在本文開頭處提到的裝置，其顯示出最低可能的整體重量和低的能量要求。本目的通過權(quán)利要求1的特征來實現(xiàn)。其他實施例在權(quán)利要求1所附的從屬權(quán)利要求來規(guī)定。根據(jù)本發(fā)明，特別適用于飛機的流動體包括在沖擊流動的方向上以預定方式被流體沖擊的外側(cè)，所述流動體在其外側(cè)上具有至少ー個流動控制裝置，所述流動控制裝置包括至少可以布置在所述外側(cè)的一部分處的多個微穿孔，至少ー個連接腔或連接通道，其通過至少ー個吸入腔與所述微穿孔連通從而使流過所述微穿孔的流體可通過至少ー個吸入腔流入連接通道，至少ー個吸入裝置具有可與連接通道連通的第一入ロ，可與至少ー個沖壓流體供給管路連通并且特別是作為沖壓流體供給管路的入ロ的第二入ロ。所述沖壓流體供給管路位于流動體的與沖擊流動的方向相反定向的區(qū)域內(nèi)。此外，所述流動體包括用于排出流體的出口裝置。所述吸入裝置實現(xiàn)為在飛機的預定飛行范圍內(nèi)或飛行狀態(tài)下，被通過所述沖壓流體供給管路流入其中的流體所驅(qū)動，以此方式該流體經(jīng)過所述微穿孔從所述流動體附近被排出。所述沖壓流體供給管路和所述吸入裝置實現(xiàn)為使得所述吸入裝置在足夠的程度下被驅(qū)動由此通過穿孔以預定呑吐量吸入流體。這種布置從根本上顯示出如下優(yōu)點由于邊界層的組件特有層流化能夠?qū)崿F(xiàn)商用飛機的燃料消耗以及污染排放相當大的減少。另外，與泵/壓縮機単元相比，吸入裝置的使用顯示出如下優(yōu)點一方面節(jié)省了重量，另ー方面不需要電能的飛機側(cè)(board-side)供給。所述吸入裝置通過來自位于有沖壓空氣的飛機上的區(qū)域或者來自與上述區(qū)域或存在足夠壓カ的區(qū)域挨著的區(qū)域中的空氣進行工作，從而使所述吸入裝置供有加壓空氣或者具有足夠壓カ和/或呑吐量的沖壓空氣。 根據(jù)本發(fā)明的一個實際示例，流體或空氣從飛機的存在沖壓空氣的區(qū)域被直接引入吸入裝置。此外，在所述微穿孔與所述連接通道之間可以設(shè)置能獲得吸入流動的預定壓降的至少ー個孔ロ。通過孔ロ的幫助，所述吸入裝置可適于呈現(xiàn)出不同飛行狀態(tài)的多祥性，然后在飛行狀態(tài)的范圍內(nèi)執(zhí)行自調(diào)節(jié)操作。在該實際示例中，它具體可被提供成吸入噴射泵將其自身自動調(diào)節(jié)至預定的吸入力。在本發(fā)明的一個開發(fā)中，所述吸入噴射泵可被實現(xiàn)成將其自身自動調(diào)節(jié)至預定的吸入力作為流入柱塞式流體供給管路的壓カ或者該流體的呑吐量的作用?？抓砜杀徊贾贸煽刹迦肭铱商鎿Q的。另外，所述沖壓流體供給管路與開ロ連通，其中所述開ロ可以布置在流動體的駐點區(qū)域中所述流動體的外側(cè)，在上述駐點區(qū)域中沖擊流動體的流體中的動態(tài)壓力和靜態(tài)壓力的總和值具有最大值。利用這種布置，可以以特別簡單的方式保證操作吸入裝置所需的空氣流量根據(jù)飛機的各個飛行條件總是在最大壓カ或者在平均最佳壓力下被引入沖壓流體供給管路，由于在供給管道入口處的總壓カ大于在微穿孔處存在的總壓力，所以能夠保證吸入裝置的安全操作。然而，所述沖壓流體供給管路的開ロ不需要精確地定位在駐點上， 而也可以設(shè)置在位于實際駐點附近的周邊區(qū)域中。在所述開ロ處或者在實際駐點附近的周邊區(qū)域中，所述流體具有比所述流體流動的其他區(qū)域中的總壓カ高的總壓力。此外，通過第一入口和/或第二入口吸入的流體可利用出口裝置從吸入裝置中排出，即可以通過出口裝置除去。這樣所產(chǎn)生的優(yōu)點是因為能夠去掉多個単獨出口裝置所以可以實現(xiàn)具有特別簡單結(jié)構(gòu)的構(gòu)造。在此情況下，通過第一入口和第二入口吸入的氣流在吸入裝置中被混合在一起并通過ー個共用的出口裝置被共同排出。此外，所述吸入裝置可以是自調(diào)節(jié)吸入噴射泵，從而能夠在第一入口中產(chǎn)生恒定壓カ。這顯示出如下優(yōu)點沖擊所述流動體的空氣被用作用于驅(qū)動吸入裝置的驅(qū)動流體，從而例如不需要將空調(diào)系統(tǒng)流體用作驅(qū)動流體的。此外，所述流動體可以是具有大體上圓柱形外部結(jié)構(gòu)的發(fā)動機艙，并且所述發(fā)動機艙的縱軸A基本上平行于所述流體的沖擊流動的方向F行迸，和/或平行于在周邊方向上繞著縱軸A延伸的所述連接通道。
此外，在布置有流動控制裝置的外側(cè)中的部分(segment)可以在周邊方向上至少部分地延伸，并且可以在從所述發(fā)動機艙的駐點開始的表面的0% 50%的范圍內(nèi)在所述發(fā)動機艙的縱向方向上延伸。在本發(fā)明的另ー實施例中，所述流動體可以是具有機身翼弦方向、機身順翼展方向和機身厚度方向的機身，以及具有優(yōu)選沿所述機身順翼展方向延伸的連接通道。在下文中詞語“機身”的意思廣義上應(yīng)理解為垂直尾翼、水平尾翼、以及任何實施例的飛機的翼面或機翼的統(tǒng)稱。此外，可設(shè)置在布置有所述流動控制裝置的外側(cè)上的部分可以在所述機身順翼展方向上至少部分地延伸，并且可以在從所述機身的駐點開始的表面的0% 75%的范圍內(nèi)在所述機身翼弦方向上延伸。在本發(fā)明對于飛機的應(yīng)用中，所述流體是在空中對預定操作條件下的飛機產(chǎn)生沖擊的空氣。在此情況下，所述沖壓流體供給管路也可被叫做沖壓空氣供給管道。然而，本發(fā)明通常也適用于船。在那樣的情況下，流體是沿著船流動的水。根據(jù)本發(fā)明具體提供的是特別是用于飛機的流動體(10)，其包括具有沖壓空氣區(qū)域(Fl)的外殼(31)，至少在巡航條件下并且當從流動方向上看吋，在位于所述沖壓空氣區(qū)域后面的包絡(luò)流動區(qū)域(F》中，通過在沖擊流動的方向( 中包絡(luò)所述流動體(10)的流體的預定流動，產(chǎn)生所述沖壓空氣區(qū)域(Fl)；以及至少ー個流動控制裝置(1)，其包括· ·穿透所述外殼(31)的多個微穿孔O)，所述多個微穿孔布置在位于所述包絡(luò)流動區(qū)域(F2)中的所述外殼(31)的至少ー個部分(3)中；· ·多個吸入腔，每個所述吸入腔在所述流動體的所述外殼(31)處與所述流動體 (K)的內(nèi)部鄰接，其中所述吸入腔的上壁(Ila)分別是所述外殼的一部分或者鄰接所述外殼從而使所述微穿孔( 在所述吸入腔內(nèi)部延伸，而所述吸入腔的下壁(lib)分別顯示出至少ー個孔ロ開ロ或閥通道，并且所述吸入腔的側(cè)壁劃定了彼此的內(nèi)部空間，· ·至少ー個連接通道( ，當從所述流動體的厚度方向上看時所述至少ー個連接通道位于所述吸入腔01)的下方，· ·至少ー個吸入裝置(6)，其與所述連接通道(5)連接并且包括與所述連接通道 (5)連通且用于引入已經(jīng)通過所述微穿孔(2)進入的流體的第一入口開ロ(12a)。所述流動控制裝置還包括沖壓流體供給管路(11)，所述沖壓流體供給管路包括位于所述沖壓空氣區(qū)域(Fl)中的沖壓流體入口開ロ(7)。此外，所述吸入裝置(6)包括形成排泄腔(60)并包括所述入口開ロ(12b、63)和出口開ロ(54)的吸入裝置殼體(51)，以及包括與所述沖壓流體供給管路(11)連接的入口開ロ(12b、63)的噴嘴(60)。所述出口開ロ位于所述噴嘴(60)的縱向方向(LD)的延長部分中。所述吸入裝置(6)位于所述流動體(10) 中從而使從所述流動體(10)的翼弦方向上看時所述出口開ロ(54)位于整個流動體翼弦的 40%與60%之間的范圍內(nèi)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供了在所述流動體(10)的翼弦方向上延伸的所述吸入裝置殼體(51)的整體長度介于700mm與900mm之間。此外，根據(jù)本發(fā)明的ー個實施例還可提供所述微穿孔⑵具有介于ΙΟμπι與LOOOym之間的直徑。兩個各自相鄰的微穿孔之間的距離特別是可以介于0，Imm與2，5mm之間。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供了流動控制裝置(1)，其實現(xiàn)為使得在所述吸入裝置殼體(51)的所述出口開ロ(54)處存在有流體質(zhì)量流量，其中在所述出口開ロ(54)處的流體壓カ降低至各操作條件下所述流動體的環(huán)境壓力或者降低至所述流動體相同翼弦位置處所述流動體外側(cè)存在的負壓力，所述相同翼弦位置具有最多20%的各自偏差。此外，在本發(fā)明的一個實施例中，所述沖壓流體供給管路(11)在開ロ(7)處可以并入所述流動體中，所述開ロ(7)布置在所述流動體的外側(cè)上使得在流動方向上看看不到所述開ロ時所述流動體的駐點位于所述開ロ內(nèi)。根據(jù)本發(fā)明的另ー個實施例，所述出口裝置(9)可連接至混合腔并具有開在流動體內(nèi)部的擴散器形式，并且從流動方向上看，所述流動體在其后面區(qū)域具有出口裝置，通過所述出口裝置使存在于流動體的內(nèi)部(IOa)的空氣可以脫離到達所述流動體的周圍。當采用所述流動體的實施例作為機身的一部分吋，特別是可以提供吸入裝置殼體(51)，所述吸入裝置殼體包括布置成相互面對的兩個入口開ロ(5^i、52b)，并且所述流動體包括具有第一包絡(luò)流動區(qū)域(M)和第二包絡(luò)流動區(qū)域(F!3)以及位于所述第一包絡(luò)流動區(qū)域與所述第二包絡(luò)流動區(qū)域之間的沖壓空氣區(qū)域(Fl)的外殼，并且所述第一包絡(luò)流動區(qū)域和所述第二包絡(luò)流動區(qū)域的外側(cè)被彼此相對地定位。


在下文中，通過參照附加的示意圖說明本發(fā)明的實際示例，其中圖1是具有根據(jù)本發(fā)明提供的流動體的飛機的立體圖；圖2是作為根據(jù)本發(fā)明的流動體的一個示例的發(fā)動機艙的截面圖；圖3示出了圖2的細節(jié)D-D的放大表示；圖4是根據(jù)本發(fā)明的流動體的外殼的部分截面圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的吸入裝置的側(cè)面截面圖；圖6是包括垂直尾翼的飛機尾部的側(cè)面圖；圖7是沿圖4中的線A-A的部分截面圖。
具體實施例方式在圖1中，以立體形式描繪了飛機10，根據(jù)本發(fā)明的流動體包括例如發(fā)動機艙 20、垂直尾翼30、水平尾翼30'以及和翼面或機翼30"。在圖1中，飛機側(cè)固定坐標系統(tǒng)具體被規(guī)定成X方向表示從飛機的后端至飛機的前端行進的飛機翼弦方向，Y方向沿著機翼順翼展方向行進，而Z方向表示飛機高度方向。在圖1中，還繪出了飛機10的機翼30"的坐標系統(tǒng)KS-T。至于垂直尾翼30，Y方向指向垂直尾翼厚度方向，而Z方向指向垂直尾翼順翼展方向。機翼T的坐標系統(tǒng)KS-T是局部坐標系統(tǒng)并且包括順翼展方向S-T、機翼翼弦(順翼弦)方向T-T和機翼厚度方向D-T。根據(jù)本發(fā)明的定義，機翼T的局部坐標系統(tǒng)KS-T定向為使得局部機翼翼弦方向FT平行于飛機坐標系統(tǒng)KS-F的縱軸X行迸。此外，機翼T的局部坐標系統(tǒng)KS-T的軸和原點的取向具體可以基于在機翼T上任何一點處產(chǎn)生的機翼T 最小橫截面區(qū)域來限定，而局部坐標系統(tǒng)KS-T的原點為相應(yīng)橫截面區(qū)域的質(zhì)心并位于該橫截面區(qū)域中，局部機翼厚度方向D-T和局部機翼翼弦方向T-T位于相應(yīng)的最小橫截面區(qū)域中。
根據(jù)本發(fā)明的另一定義，機翼T的局部坐標系統(tǒng)KS-T定向為使得坐標系統(tǒng)KS-T 的機翼翼弦方向FT在飛機坐標系統(tǒng)KS-F的X方向或縱向方向上行進，并且使得機翼T的坐標系統(tǒng)KS-T的機翼厚度方向FD在飛機坐標系統(tǒng)KS-F的Z方向上或者飛機垂直軸Z的方向上行進。具體地，在翼弦方向T-B上區(qū)域F2的任何位置處，外殼的外側(cè)可被定義成其外部輪廓31a相對于流動體10的縱軸A具有30度的角度。通過示例并且以非限制的方式，部分(segment) 3被指定在垂直尾翼30、翼面或機翼30"以及發(fā)動機艙20上，其中在這些部分3上的微穿孔2或開口分別具有毫米尺寸，下文還被稱作微穿孔開口，并設(shè)置在飛機組件的外側(cè)或外殼的區(qū)域或部分處。在下文中該部分3還被稱作區(qū)域3，然而，該部分3也可設(shè)置在水平尾翼30 "的表面上或者飛機機身外側(cè)的表面上。在普通飛行狀態(tài)下，所示飛機10相對于流體移動，在通常的大氣中，當使用飛機 10作為參考點時，在預定飛行狀態(tài)下流體在沖擊流動(impinging flow)的方向F上沖擊飛機。在圖2中，本發(fā)明發(fā)動機艙20的截面圖被表示作為本發(fā)明流動體10的示例。發(fā)動機艙20在沿其縱軸A的截面圖中示出，并且僅示出了該截面圖的上部。沿著縱軸行進的流動體10的翼弦方向T-B始于各駐點處。這里，發(fā)動機艙20可顯示出具有縱軸A的基本上圓柱形外部形狀。本文中的“基本上”應(yīng)理解成這樣的效果發(fā)動機艙20例如相對于縱軸A或包含縱軸A的平面可以具有軸向?qū)ΨQ或者也是鏡像對稱的形狀。發(fā)動機艙20的縱軸A具體還可以由連接外表面所包圍的橫截面區(qū)域的質(zhì)心的線產(chǎn)生。通過示例并且以非限制的方式，圖2和圖3中示意性示出的發(fā)動機艙20具有通過支柱33連接至中心(hub)322 的外側(cè)31a。同時可將連接支柱33實現(xiàn)作為定子33。通過示例并且以非限制的方式，轉(zhuǎn)子 32可以是發(fā)動機的風扇和/或壓縮機葉輪，并且可轉(zhuǎn)動地安裝在中心322上。在運行條件下，即當飛機相對于周圍空氣移動時，空氣沿著朝向發(fā)動機艙20的沖擊流動方向F流動。在此過程中，一部分所述流動流進發(fā)動機艙20的內(nèi)部并且由位于發(fā)動機艙20內(nèi)部的渦輪內(nèi)的燃料進行強化(enrich)，從而使空氣內(nèi)所含的氧氣與燃料混合物一起稍后被點燃，由此保證了飛機的推進力。在圖2中將這部分流動指定為Fi。第二部分流動沿著發(fā)動機艙的外側(cè)I流過發(fā)動機艙。在圖2中指定為匕^的邊界層以所述方式形成在外側(cè)31a附近。所述流動的很小一部分幾乎垂直地沖擊發(fā)動機艙的前部區(qū)域并且通常在流動體10的沖壓空氣區(qū)域Fl中。沖壓空氣區(qū)域Fl是位于流動體的外側(cè)31a上的一個區(qū)域，該流動體設(shè)有包括吸入裝置6的流動控制裝置I。然而，本發(fā)明的流動控制裝置I也可以用于具有不同于目前所示的構(gòu)造結(jié)構(gòu)的發(fā)動機艙。通常，流動體10包括具有沖壓空氣區(qū)域Fl的外殼31，至少在巡航條件下并且當在流動方向上看時，在位于所述沖壓空氣區(qū)域后面的包絡(luò)流動區(qū)域(enveloping flow region) F2中，通過在沖擊流動的方向F上包絡(luò)所述流動體10的流體的預定流動產(chǎn)生所述沖壓空氣區(qū)域；以及至少一個流動控制裝置I。為了清楚起見，在圖3中以放大圖示出圖2的細節(jié)D-D，從而能夠得到特別是流動控制裝置I及其組成部分的更好的圖。在下文中，流動控制裝置I的功能將參照圖3來說
8明。如前面已經(jīng)提到的那樣，邊界層流動Ftonz沿著外側(cè)31a的表面流過發(fā)動機艙20。在外側(cè)31a的區(qū)域中，多個微穿孔2設(shè)置在流動控制裝置I上。來自邊界層流動Feraiz的空氣可以通過這些微穿孔2被吸至流動控制裝置I的內(nèi)部。微穿孔2通過吸入腔21與連接通道 5流體連通，從而在存在有相應(yīng)的壓力梯度下，從邊界層F&■通過經(jīng)微穿孔2流動的流體通過吸入腔21被引入連接通道5。連接通道5也可以實現(xiàn)作為吸入導管或通道或者在發(fā)動機艙30的情況下作為環(huán)形通道，使得這些表述應(yīng)被理解成在本發(fā)明的含義內(nèi)是同義詞。此外，連接通道5通過第一入口 12a連接至吸入裝置6或者它的流動腔12c。吸入裝置6通過第二入口 12b又與沖壓流體供給管路11連通，該沖壓流體供給管路11通過外側(cè)的開口 7連接至發(fā)動機艙20周圍。從圖3可知，開口 7布置在駐點附近，在上述駐點處沖擊發(fā)動機的空氣倒退從而使總壓力達到最大值。換句話說，在下文中駐點應(yīng)理解為靜態(tài)壓力和動態(tài)壓力的總和對于存在于駐點周圍的流體中的壓力而言為最高的那一點。由于這一總壓力，流體通過開口 7引入沖壓流體供給管路11由此穿過吸入裝置6并進入出口裝置
9。在其通過吸入裝置6的路徑中，壓力差在第一入口 12a中產(chǎn)生負壓力從而使流體從連接通道5通過第一入口 12a被吸入至吸入裝置。因此，利用吸入裝置6所產(chǎn)生的負壓力引起如下流動過程流體經(jīng)由吸入腔21通過微穿孔2從邊界層流動Feraiz流至連接通道5。分別在第一入口 12a或吸入腔21中的負壓力優(yōu)選處于200Pa l，500Pa的值的范圍內(nèi)。確切的值較高程度地取決于外側(cè)31a的表面形狀，即發(fā)動機艙20或機翼的拱形。流動控制裝置I采用了用于產(chǎn)生負壓力的吸入噴射泵的形式設(shè)置的吸入裝置6， 沖壓空氣通過由開口 7和沖壓流體供給管路11構(gòu)成的進氣口從發(fā)動機艙20的駐點的區(qū)域被吸入，由此操作吸入裝置6。操作這種吸入裝置6的結(jié)果是，流體通過微穿孔2從邊界層流動Feraiz中被自動吸入。吸入裝置6被確定尺寸為使流動控制裝置I引起(accounts for)任何導管摩擦損耗以及進出損耗，由此實現(xiàn)影響流動體周圍流動特別是發(fā)動機艙20 的外側(cè)31a上層疊的邊界層流動Ftenz的所需吸出速度。換句話說，流動控制裝置I的運行基于發(fā)動機艙20的駐點處的總壓力與存在于進入開口 2處的總壓力之間的壓力差。當飛機不穩(wěn)定時，即例如在起飛、上升飛行、下降飛行、著陸或巡航等飛行狀態(tài)下發(fā)生相對移動時，在駐點中的開口 7處和微穿孔2處存在不同的總壓力。這樣可以以特別簡單的方式保證在開口 7處存在比進入開口 2處高的壓力，因而從外側(cè)31a上的邊界層流動Ftenz中吸入流體。如前面所述的那樣，連接通道5通過第一入口 12a與吸入裝置6連接并且例如以關(guān)于發(fā)動機艙20的縱軸A的360°角度沿周邊方向在發(fā)動機艙20處延伸。在本發(fā)明應(yīng)用至發(fā)動機艙的一個實際示例中，連接通道5形成了具有封閉的環(huán)形通道形式的吸入導管。然而，連接通道5不需要實現(xiàn)為在發(fā)動機艙20的周邊方向上是連續(xù)的，但可以在發(fā)動機艙20 的部分(segments)的周邊方向上是連續(xù)的。在本發(fā)明的實際示例中，在每個吸入腔21與連接通道5之間可以設(shè)有孔口 22。通過該孔口 22，吸入腔21中為了吸出所需或所期望的各負壓力可基于吸入裝置6所影響的壓力梯度進行調(diào)節(jié)。本發(fā)明的一個實際示例可實現(xiàn)為使得在發(fā)動機艙20的駐點處的總壓力以及沿著沖壓流體供給管路11至出口裝置9的壓力梯度將隨著飛機相對于包絡(luò)流動體的流體的速度增大而增大，從而使吸入腔21中產(chǎn)生的負壓力直接取決于飛機的速度。例如考慮到在巡航飛行中飛機的運行情況，在構(gòu)造吸入裝置I的過程中確定孔口 22的尺寸。在該實際示例中，在構(gòu)造孔口 22時，可忽視飛機的著陸或起飛過程中的飛行狀態(tài)，從而由在飛機的巡航配置時存在于吸入腔21內(nèi)的所需壓力單獨確定孔口 22的尺寸。一方面，孔口 22 允許對通過微穿孔2流進連接通道5的空氣流量進行數(shù)量調(diào)節(jié)。另一方面，還能夠通過孔口 22的變化調(diào)整連接通道5中空氣流量的方向，這使得氣團從吸入裝置6流出并流進出口裝置9中。優(yōu)選地，孔口 22固定設(shè)置以用于飛機的運行。在具體應(yīng)用中，孔口 22還可以實現(xiàn)為在飛行過程中可調(diào)節(jié)的，允許改變孔口 22的開口尺寸。圖4示出了包括吸入腔21a、21b、21c、21d、21e，各孔口開口 21a和21b和21c和 21d和21e，以及微穿孔2a和2b和2c和2d和2e的外殼31的局部視圖。吸入腔21形成為連續(xù)的并且沿著發(fā)動機艙20或者基本上在其周邊方向上行進， 并且例如可以在關(guān)于發(fā)動機的縱軸A的360的角度范圍或者一部分范圍內(nèi)延伸。以優(yōu)選方式，它們具有寬度為IOmm 40mm且高度為IOmm 13mm的矩形截面形狀。吸入腔21的寬度沿著或基本上在沿著發(fā)動機艙20的縱軸A的發(fā)動機軸向方向上行進，而高度沿著或基本上在發(fā)動機艙20的徑向方向上或者通常在其外側(cè)各位置中的曲面法線方向上行進。在面對遠離縱軸的吸入腔21的徑向端部處，各吸入腔21與外側(cè)31a的存在有多個微穿孔2的區(qū)域3連通。因此，空氣通過多個微穿孔2流進吸入腔21，S卩，每個吸入腔21與幾個微穿孔 2連通?？卓?22布置在與發(fā)動機艙20的縱軸A相面對的吸入腔21的端部處?？卓?22通常包括具有從Imm至35mm范圍內(nèi)的開口直徑的孔口開口。根據(jù)本發(fā)明的一個實際示例，孔口開口的尺寸沿著相應(yīng)的流動體在沖擊流動的方向F(即，與從飛機的前部至尾部的縱向方向X相反)上減小。在沖擊流動的方向F上顯示出壓力梯度的壓力分布(其中在微穿孔2處存在的外部壓力在飛機的X方向上減小)沿著被流體的流動包圍的外側(cè)31a表面上的沖擊流動的方向F生成。為了考慮這種梯度，通過適當選擇與一個或多個穿孔開口相關(guān)的孔口開口的尺寸可以相應(yīng)地使各吸入腔21中的壓力適當。具體可設(shè)置如下位于具有相對下游位置或與之相應(yīng)位置的吸入腔處的孔口開口比與具有相對上游位置的與吸入腔21流體連通的孔口開口具有更小的幾何尺寸。在本發(fā)明的優(yōu)選實施例中，一個孔口開口分別與一個吸入腔21相關(guān)?？蛇x擇地，一個吸入腔21可在至少其一部分中具有幾個孔口開口。另外，一個吸入腔21可具有一個穿孔開口或多個穿孔開口。在考慮空氣動力學的情況下，由于在流動的方向F上看時使用了彼此界定的多個單獨吸入腔21，所以與微穿孔將吸入的空氣直接引入用作共同吸入導管的共用連接通道5 的實施例相比是有優(yōu)勢的。在使用了彼此界定的多個單獨吸入腔21的結(jié)構(gòu)的情況下，邊界層Ftonz中出現(xiàn)的壓力梯度將會使連接通道5上游區(qū)域中的空氣通過微穿孔2流入連接通道5并且使下游區(qū)域中的空氣通過微穿孔再次從連接通道5流出至邊界層。這種效果(在考慮空氣動力學的情況下不期望出現(xiàn))可通過本發(fā)明的結(jié)構(gòu)而被抑制。微穿孔2以孔或入口開口的形式設(shè)置在發(fā)動機艙20的外側(cè)31a上，具體具有位于 ΙΟμ 1000 μ m范圍內(nèi)的直徑。在本發(fā)明的具體實施例中，直徑位于40μπι ΙΟΟμπι的范圍內(nèi)。這些孔相互間隔開，具有位于O. Ιμπι 2.5μπι范圍內(nèi)的距離，并且在本發(fā)明的優(yōu)選變形例中間隔開位于0.5μπ 0.9μπ 范圍內(nèi)的距離。該數(shù)值顯示出允許充足的流動通過微穿孔2的優(yōu)點，同時，外側(cè)31a的表面的顯示出空氣動力學方面良好的、光滑表面。圖5示出了吸入裝置6的一個實施例。它展示了吸入裝置殼體51，該吸入裝置殼體51構(gòu)成排泄腔60并且包括入口開口 12b、63和出口開口 54以及具有入口開口(12b，63) 且與沖壓流體供給管路(11)連接的噴嘴(60)。出口開口(54)位于噴嘴(60)的縱向方向(LD)的延長部分中。此外，吸入裝置(6)位于流動體(10)中使得從流動體(10)的翼弦方向上看時，出口開口(54)位于總流動體翼弦的40%與60%之間的范圍內(nèi)。出口裝置(9)以這種方式與混合腔5連接并具有擴散器的形式從而使混合腔5開向流動體內(nèi)部，并且當從流動方向上看時，流動體在其后部區(qū)域具有出口裝置，流動體內(nèi)部 (IOa)中存在的空氣通過該出口裝置可脫離流動體的周圍。殼體51優(yōu)選包括第一部分51a、 第二部分51b、第三部分51c和第四部分51d。第四部分構(gòu)成出口裝置，該出口裝置被配置成允許流體盡可能平穩(wěn)地從殼體51流出的。第一部分51a具有排泄腔的形式。第二部分可具有包括錐形區(qū)域的部分排泄腔的形式。第三殼體部分51c可實現(xiàn)為具有恒定內(nèi)徑的管道。在噴嘴60內(nèi)部，收縮部64具有直徑d3，該直徑d3具體為入口 63的截面的30 70%。出口 65的直徑d3具體為直徑dl尺寸的30%與70%之間。出口開口的位置具體位于流動體10整體的弧形翼弦或流動體翼弦的40%與60% 之間的范圍內(nèi)。吸入裝置的長度LP具體介于500mm與IOOOmm之間。圖6和圖7示出了流動體是垂直尾翼30的本發(fā)明的另外的實施例。圖5示出了沿圖22的線A-A的尾翼單元30的截面圖。這里，流動控制裝置I布置在尾翼單元30的外側(cè)及下方。其作用基于與關(guān)于本發(fā)明第一實施例所解釋的相同的物理原理。對于吸入裝置 6的操作，使用來自駐點I上區(qū)域(即，位于面對流動的前緣上的區(qū)域)中的空氣，圖22所示的實施例采用了在機身轉(zhuǎn)換部8區(qū)域中位于水平尾翼處的駐點區(qū)域。沿尾翼單元的最前邊緣的駐點區(qū)域中的空氣通常可被用作驅(qū)動流體。在本實施例中，連接通道5沿著垂直尾翼30的順翼展方向(即，沿著飛機的Z方向)延伸。此外，對應(yīng)于穿孔區(qū)域的延伸，連接通道5沿著在尾翼單元的翼弦方向上的流動方向F延伸。在本發(fā)明的實施例中，流動控制裝置I的微穿孔可以嵌入在相應(yīng)的表面中從而基本上與外側(cè)31a表面的輪廓線齊平地終止并由此形成微穿孔吸入板。在本發(fā)明的實施例中，出口裝置9可具有吸入裝置6的端部擴散器的形式，利用該端部擴散器將抽出的空氣和/或接受的驅(qū)動媒介排出，這種端部擴散器被實現(xiàn)為了減小排出損耗。關(guān)于第一實施例提到的吸入腔21、孔口 22和微穿孔的尺寸也可以提供至第二實施例。在附圖中未示出的本發(fā)明又一可選擇實施例中，在本發(fā)明的意圖內(nèi)將飛機的翼面或機翼30”或水平尾翼30’設(shè)置作為流動體。在這些實施例中，第二實施例的構(gòu)造結(jié)構(gòu)對應(yīng)本發(fā)明并且對應(yīng)關(guān)于垂直尾翼30的圖22和圖5中所示。根據(jù)本發(fā)明的流動體優(yōu)選是基本上從飛機的機身二維延伸的構(gòu)造飛機組件。在這些組件的情況下，沿著流動體流動的流體從沖擊流動的方向F沖擊該流動體。一部分氣流基本上垂直地沖擊面對該流動的區(qū)域或者流動體的前緣(流動體的駐點區(qū)域)?；旧蠙M向流過的該部分氣流在流動體翼弦方向 (例如，機翼翼弦方向T-T)上包圍該流動體。在流動的駐點區(qū)域中繪出了用于操作吸入裝置6的驅(qū)動流體，并且駐點位于從飛機機身到尾翼單元30、30’或翼面30”的轉(zhuǎn)換區(qū)域中。 另外或可選擇地，開口 7也可以設(shè)置在尾翼單元30、30’或翼面30”的前緣區(qū)域中作為沖壓流體供給管路11的入口。這里，前緣是位于飛機的X方向上的邊緣，即在飛機的普通飛行狀態(tài)下面對流動的那些邊緣。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例，流動控制裝置I適合于巡航飛行構(gòu)造(cruising flight configuration),因而使得流動控制裝置I不會在例如起飛、上升飛行、下降飛行、 著陸等不同飛行狀態(tài)下的最優(yōu)操作范圍內(nèi)操作。為此，流動控制裝置I可適于被激活或去激活。在此情況下，流動控制裝置I可包括閉合裝置，該閉合裝置通過例如設(shè)置在開口 7處用于沖壓空氣供給管道的襟翼實現(xiàn)并且適于通過對功能性連接該閉合裝置的相應(yīng)驅(qū)動裝置進行驅(qū)動來閉合或打開該裝置。該驅(qū)動裝置具體可連接至檢測并確定襟翼是打開還是閉合的飛行狀態(tài)飛行管理設(shè)備。這種襟翼通過關(guān)閉開口 7可用于中斷沖壓流體供給管路11中的流動。這防止驅(qū)動流體到達吸入裝置6，結(jié)果在吸入腔21中沒有產(chǎn)生負壓力?？蛇x擇地，閉合裝置也可以設(shè)置作為第一入口 12a上的節(jié)流閥，由此可將入口 12a完全關(guān)閉。然而，在閉合的情況下， 驅(qū)動流體經(jīng)由吸入裝置6通過沖壓流體供給管路11直接流入出口裝置9，而不會在連接通道5和吸入腔21中產(chǎn)生任何負壓力?？赏ㄟ^使沖擊壓力襟翼和/或節(jié)流閥處于打開條件或閉合條件對流動控制裝置I進行激活或去激活。在下文中，將參照圖I說明部分3，部分3的區(qū)域中可布置有流動控制裝置。部分 3被繪在飛機的翼面或機翼30"處并且在垂直尾翼30和水平尾翼30'上。這些部分在尾翼單兀的翼弦方向(即，相對于飛機坐標系統(tǒng)的X方向)上在外側(cè)31a的表面處延伸,優(yōu)選從尾翼單元30或機翼30"的前緣開始。在該實際示例中，部分3在尾翼單元翼弦方向X上在尾翼單元表面的5% 75%的范圍內(nèi)延伸。在順翼展方向Z或Y上，部分3還在起始于位于尾翼單元最前緣上的尾翼單元駐點的表面的5% 95%的范圍內(nèi)延伸。然而，通常該部分不一定起始于各前緣而也可以布置在機翼或尾翼單元的表面區(qū)域中。在此情況下，該部分可在機翼或尾翼單元的上側(cè)和/或下側(cè)延伸。借助于示例，圖I示出了設(shè)有這種部分3的發(fā)動機艙20，部分3與穿孔開口一起都屬于流動控制裝置I。該部分3在發(fā)動機的周邊方向上通過360°圓周(即，繞著發(fā)動機的縱軸A)延伸。在發(fā)動機艙的翼弦方向(即，在X方向)上，各部分3在發(fā)動機艙20的外側(cè) 31a表面的0% 50%的范圍內(nèi)延伸。換句話說,起始于位于發(fā)動機艙最前緣的駐點,部分 3在發(fā)動機的縱軸方向(即，在發(fā)動機艙的厚度方向X)上沿著外側(cè)31a的表面展開。用于將由吸入裝置吸入的流體排出的出口裝置通常可布置在飛機或者面向遠離流動的各流動體的一個表面上。本發(fā)明所述的實施例及其特征可以彼此部分地或者全部結(jié)合。
權(quán)利要求
1.一種特別是用于飛機的流動體(10)，其包括具有沖壓空氣區(qū)域(Fl)的外殼(31)， 至少在巡航條件下并且當從流動方向上看吋，在位于所述沖壓空氣區(qū)域后面的包絡(luò)流動區(qū)域(F》中，通過在沖擊流動的方向( 中包絡(luò)所述流動體(10)的流體的預定流動，產(chǎn)生所述沖壓空氣區(qū)域(Fl)；以及至少ー個流動控制裝置(1)，所述流動控制裝置包括穿透所述外殼(31)的多個微穿孔O)，所述多個微穿孔布置在位于所述包絡(luò)流動區(qū)域(F》中的所述外殼(31)的至少ー個部分(3)中；多個吸入腔，每個所述吸入腔在所述流動體的所述外殼(31)處與所述流動體(K)的內(nèi)部鄰接，其中所述吸入腔的上壁(Ila)分別是所述外殼的一部分或者鄰接所述外殼從而使所述微穿孔(2)在所述吸入腔內(nèi)部延伸，而所述吸入腔的下壁(lib)分別顯示出至少ー個孔ロ開ロ或閥通道，并且所述吸入腔的側(cè)壁劃定了彼此的內(nèi)部空間，至少ー個連接通道(5)，當從所述流動體的厚度方向上看時所述至少ー個連接通道位于所述吸入腔01)的下方，至少ー個吸入裝置(6)，其與所述連接通道( 連接并且包括與所述連接通道( 連通且用于引入已經(jīng)通過所述微穿孔⑵進入的流體的第一入口開ロ(12a)，其特征在干，所述流動控制裝置(1)還包括沖壓流體供給管路(11)，所述沖壓流體供給管路包括位于所述沖壓空氣區(qū)域(Fl)中的沖壓流體入口開ロ(7)，并且，所述吸入裝置(6)包括形成排泄腔(60)并包括所述入口開ロ(12b、63)和出口開ロ (54)的吸入裝置殼體(51)，以及包括與所述沖壓流體供給管路(11)連接的入口開ロ(12b、 63)的噴嘴(60)，其中，所述出口開ロ位于所述噴嘴(60)的縱向方向(LD)的延長部分中，并且，其中，所述吸入裝置(6)位于所述流動體(10)中從而使從所述流動體(10)的翼弦方向上看吋，所述出口開ロ(54)位于整個流動體翼弦的40%與60%之間的范圍內(nèi)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的流動體(10)，其特征在干，在所述流動體(10)的翼弦方向上延伸的所述吸入裝置殼體(51)的整體長度介于700mm與900mm之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的流動體(10)，其特征在干，所述微穿孔(2)具有介于 10 μ m與1. 000 μ m之間的直徑。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，兩個各自相鄰的微穿孔(2)之間的距離介于0，Imm與2，5mm之間。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，所述流動控制裝置 (1)實現(xiàn)為使得在所述吸入裝置殼體(51)的所述出口開ロ(54)處存在有流體質(zhì)量流量，其中在所述出口開ロ(54)處的流體壓カ降低至各操作條件下所述流動體的環(huán)境壓力或者降低至所述流動體相同翼弦位置處所述流動體外側(cè)存在的負壓力，所述相同翼弦位置具有最多20%的各自偏差。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其中，所述沖壓流體供給管路(11) 在開ロ(7)處可以并入所述流動體中，所述開ロ(7)布置在所述流動體的外側(cè)上使得從流動方向上看看不到所述開ロ時所述流動體的駐點位于所述開ロ內(nèi)。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，所述出口裝置(9)可連接至混合腔并具有開在流動體內(nèi)部的擴散器形式，并且從流動方向上看所述流動體在其后面區(qū)域具有出口裝置，通過所述出口裝置使存在于流動體的內(nèi)部(IOa)的空氣可以脫離到達所述流動體的周圍。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，所述流動體是具有大體上圓柱形外部構(gòu)造的發(fā)動機艙(20)，所述發(fā)動機艙00)的縱軸(A)大體上平行于所述流體的沖擊流動的方向(F)和/或平行于在周邊方向上繞著所述縱軸(A)延伸的連接通道 ⑶。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的流動體(10)，其特征在干，布置有所述流動控制裝置(1)的所述外側(cè)(31a)中的所述部分C3)起始于所述發(fā)動機艙00)的駐點在表面的0% 50%的范圍內(nèi)至少部分地在周邊方向上延伸，并且在所述發(fā)動機艙00)的縱向方向(χ)上延伸。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，所述流動體(10)是具有機身翼弦方向(X)、機身順翼展方向(Y，ζ)和機身厚度方向(Z，Y)的機身(30,30'， 30")的一部分，并且所述連接通道(5)在所述機身順翼展方向(Y，Z)上延伸。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的流動體(10)，其特征在干，布置有所述流動控制裝置(1) 的所述外側(cè)(31a)中的所述部分(3)起始于所述機身(30、30'、30")的駐點在表面的 0% 75%的范圍內(nèi)至少部分地在所述機身順翼展方向(y，ζ)上延伸，并且在所述機身翼弦方向(χ)上延伸。
12.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的流動體(10)，其特征在干，所述流動體(10)是機身的一部分，所述吸入裝置殼體(51)包括布置成相互面對的兩個入口開ロ(5h、52b)，所述流動體具有外売，所述外殼具有第一包絡(luò)流動區(qū)域(M)和第二包絡(luò)流動區(qū)域(F!3)以及位于所述第一包絡(luò)流動區(qū)域與所述第二包絡(luò)流動區(qū)域之間的沖壓空氣區(qū)域 (Fl)，并且所述第一包絡(luò)流動區(qū)域和所述第二包絡(luò)流動區(qū)域的外側(cè)被彼此相對定位。
全文摘要
本發(fā)明涉及特別是用于飛機的流動體，所述流動體包括外側(cè)(31a)，當被正確使用時，該外側(cè)被暴露于在流動方向(F)上的流體的流動，其中，在流動體的外側(cè)(31a)上，所述流動體具有至少一個流動影響裝置(1)，該流動影響裝置在外部表面的至少一個部分(3)上設(shè)置有多個微穿孔(2)。至少一個連接通道(5)通過至少一個吸入腔(21)連接至所述微穿孔(2)，以使流過微穿孔(2)的流體通過吸入腔(21)流入連接通道(5)。至少一個吸入裝置(6)，具有連接至所述連接通道(5)的第一入口(12a)；連接到至少一個沖壓流體供給管路(11)的第二入口(12b)，其中，該沖壓流體供給管路(11)定位在流動體上的一個區(qū)域，該區(qū)域與所述流動方向(F)相對；以及一個釋放裝置(9)，用于釋放所述流體。
文檔編號B64C21/06GK102596717SQ201080046095
公開日2012年7月18日 申請日期2010年10月12日 優(yōu)先權(quán)日2009年10月12日
發(fā)明者蓋札·史勞夫, 馬丁·蓋爾巴 申請人:空中客車運營有限公司