本發(fā)明涉及一種飛行器機(jī)翼，該飛行器機(jī)翼具有上表面元件和用于改變上表面元件的形狀的第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，其中，上表面元件用作自適應(yīng)的“激波控制凸起”。

背景技術(shù)：

已知的是，所謂“激波控制凸起”(scb)對(duì)于降低飛行器機(jī)翼的特性阻抗是有用的。激波控制凸起是相對(duì)新式的控流裝置，激波控制凸起在存在激波的(跨音速的或超音速的)應(yīng)用下提供了許多潛在的性能益處。激波控制凸起最常見的是被考慮作為用于改進(jìn)跨音速機(jī)翼的性能的裝置，激波控制凸起通過對(duì)存在接近法向的激波的上機(jī)翼表面上方的氣流進(jìn)行操控，從而降低飛行器機(jī)翼的特性阻抗并且改進(jìn)抖振(buffet)行為。

顧名思義，常規(guī)的scb由放置在已知會(huì)發(fā)生激波的空氣動(dòng)力表面上的物理凸起構(gòu)成。到目前為止，被認(rèn)為最常見的應(yīng)用是在跨音速機(jī)翼的上表面上。在該應(yīng)用中，scb能夠?qū)拷鼨C(jī)翼表面接近法向的激波的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有益的拖尾效應(yīng)。具體地，scb將激波分開成多個(gè)較弱的(傾斜的)激波或壓力波，從而與單個(gè)不受控制的激波相比使氣流逐漸地(并且因此更等熵地)減速，因此得到降低的滯止壓力損耗和較低的阻力。常規(guī)的scb包括標(biāo)稱激波位置上游的斜坡、隨后的短的峰部(crest)區(qū)域以及然后的尾部。斜坡產(chǎn)生傾斜激波(或多個(gè)傾斜壓縮波)以及使進(jìn)入的超音速流偏轉(zhuǎn)離開表面的主激波。圍繞峰部區(qū)域，氣流通過接近法向的激波減速至次音速，然后尾部使后激波(post-shock)流回飛行器機(jī)翼表面。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種具有自適應(yīng)激波控制凸起的飛行器機(jī)翼，并且該自適應(yīng)激波控制凸起能夠提高飛行器機(jī)翼的性能并且尤其有助于改善抖振行為和降低飛行器機(jī)翼的特性阻抗。

本發(fā)明的第一方面提供了一種飛行器機(jī)翼，該飛行器機(jī)翼具有上表面元件和用于改變上表面元件的形狀的第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，其中，上表面元件包括：具有剛度s1的上游段seg1、具有剛度s2的下游段seg2、具有剛度s3的互連段seg3，該互連段seg3將上游段seg1的下游邊緣與下游段seg2的上游邊緣相互連接，其中，互連段seg3沿著上游段seg1的整個(gè)下游邊緣和下游段seg2的整個(gè)上游邊緣延伸，或者至少沿著上游段seg1的下游邊緣的大部分和下游段seg2的上游邊緣的大部分延伸，并且互連段seg3具有使上表面元件(尤其在沒有力作用至上表面元件的情況下)呈凸形形狀的機(jī)械預(yù)應(yīng)力，其中：s3<s1、s2。

表面元件還包括聯(lián)接元件lnk，該聯(lián)接元件lnk將上游段seg1的上游邊緣與飛行器機(jī)翼的上表面相互連接。

另外，第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)將上表面元件的下側(cè)的第一接觸部c1與飛行器機(jī)翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件上的第二接觸部c2相互連接，其中，第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)通過控制第一接觸部c1與第二接觸部c2之間的距離對(duì)上表面元件的形狀進(jìn)行控制。

術(shù)語(yǔ)“上游”和“下游”是相對(duì)于在飛行時(shí)橫跨飛行器機(jī)翼的主流動(dòng)方向而言的。上表面元件的左邊緣和右邊緣是上表面元件的垂直于橫跨飛行器機(jī)翼的空氣流動(dòng)方向定向的邊緣。在優(yōu)選實(shí)施方式中，從俯視圖看，上表面元件呈矩形形狀。

術(shù)語(yǔ)“剛度”指的是相應(yīng)的段或聯(lián)接元件的結(jié)構(gòu)(機(jī)械)剛度。在優(yōu)選實(shí)施方式中，段seg1、段seg2由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。在優(yōu)選實(shí)施方式中，互連段seg3和/或聯(lián)接元件lnk由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。在優(yōu)選實(shí)施方式中，段seg1和/或段seg2的剛度選擇成使得所述段至少在作用于上表面元件上的空氣載荷下是尺寸穩(wěn)定的。在優(yōu)選實(shí)施方式中，段seg3的剛度選擇成使得首先在沒有力、特別是沒有空氣載荷(空氣力)作用在上表面元件的情況下保持上表面元件的基于機(jī)械預(yù)應(yīng)力的凸形形狀，并且其次互連段seg3是足夠彈性撓曲的以允許由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)引起的上表面元件的形狀改變。在優(yōu)選實(shí)施方式中，剛度s1等于剛度s2，即：s1＝s2。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，上表面元件為擾流器、具體地為高升程擾流器。有益地，高升程擾流器提供至少氣流分離和流動(dòng)間隙控制功能。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，上表面元件在飛行器機(jī)翼的上側(cè)定位在飛行期間壓縮激波所在的位置處。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，飛行器機(jī)翼包括多于一個(gè)的上表面元件。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，整個(gè)上表面元件用作形狀可變的激波控制凸起。在優(yōu)選實(shí)施方式中，凸起高度bh——被定義為上表面元件在飛行器機(jī)翼的周圍上表面的上方的高度——通過第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制在0與給定的最大凸起高度maxbh之間：bh∈[0,maxbh]。在優(yōu)選實(shí)施方式中，上表面元件被制造成具有最大凸起高度，最大凸起高度主要由互連段seg3的機(jī)械預(yù)應(yīng)力產(chǎn)生。在優(yōu)選實(shí)施方式中，在上表面元件上未施加有來自空氣載荷或者來自第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的力的狀態(tài)下可以獲得最大凸起高度。在優(yōu)選實(shí)施方式中，由bh＝0限定的狀態(tài)表示上表面元件具有平的截面形狀，因此，飛行器機(jī)翼在該情況下不包括激波控制凸起。

基于上表面元件的自適應(yīng)/可控形狀，能夠根據(jù)相應(yīng)的流動(dòng)速度(例如空速、馬赫數(shù))降低激波的強(qiáng)度，從而降低飛行器機(jī)翼的特性阻抗并且減少相應(yīng)的飛行器的燃料消耗。上表面元件的形狀(＝激波控制凸起的形狀)進(jìn)一步控制激波在上表面元件上的位置并且因此大大地降低了抖振的危險(xiǎn)。互連段seg3的預(yù)應(yīng)力允許具有自適應(yīng)形狀(＝自適應(yīng)激波控制凸起)的上表面元件僅以最小的附加重量結(jié)合到飛行器機(jī)翼中。

飛行器機(jī)翼的優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于聯(lián)接元件lnk包括一個(gè)或更多個(gè)鉸鏈。鉸鏈由金屬、金屬合金、碳纖維復(fù)合材料、玻璃纖維復(fù)合材料或其混合物制成。鉸鏈?zhǔn)枪逃蟹€(wěn)定的，并且允許上表面元件圍繞鉸鏈軸線偏轉(zhuǎn)。

在飛行器機(jī)翼的優(yōu)選替代實(shí)施方式中，聯(lián)接元件lnk實(shí)現(xiàn)為由彈性撓曲材料制成的具有剛度s4的條板，其中，條板的下游邊緣連接至上游段seg1的上游邊緣，并且沿著上游段seg1的整個(gè)上游邊緣延伸，或至少沿著上游段seg1的上游邊緣的大部分延伸，并且條板的整個(gè)上游邊緣連接至飛行器機(jī)翼的上表面。在優(yōu)選實(shí)施方式中，剛度s3等于剛度s4，即：s3＝s4。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，上表面元件僅經(jīng)由聯(lián)接元件lnk和第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)連接至飛行器機(jī)翼。在該實(shí)施方式中，上表面元件的所有其他部分未連接至飛行器機(jī)翼，但是可以例如自由地/可移動(dòng)地靠置在飛行器機(jī)翼的環(huán)境上表面上。環(huán)境上表面和第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)在上表面元件上產(chǎn)生彎曲力。

飛行器機(jī)翼的優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于下游段seg2的下游邊緣自由地靠置在飛行器機(jī)翼的相繼上表面上，或自由地靠置在附接至機(jī)翼(例如后緣襟翼)的表面上。飛行器機(jī)翼的另一優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于上表面元件的側(cè)邊緣(右邊緣和/或左邊緣)自由地靠置在飛行器機(jī)翼的相繼上表面上。飛行器機(jī)翼的相繼上表面對(duì)上表面元件的側(cè)邊緣和/或上表面元件的下游邊緣的機(jī)械支承有助于通過在控制第一接觸部c1與第二接觸部c2之間的距離的同時(shí)在上表面元件上產(chǎn)生彎曲力來使形狀變化。

飛行器機(jī)翼的優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)將上游段seg1下側(cè)的第三連接部c3與下游段seg2的下側(cè)的第四連接部c4相互連接，其中，第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制第三連接部c3與第四連接部c4之間的距離。通過對(duì)第三連接部c3與第四連接部c4之間的距離的控制直接地控制互連段seg3的彎曲度并且因而對(duì)上表面元件的形狀進(jìn)行控制。因此，第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)可以在控制飛行器機(jī)翼的上表面元件的形狀方面支持第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。在上表面元件是擾流器的情況下，第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)可以可選地還用于使擾流器從基準(zhǔn)角度偏轉(zhuǎn)至目標(biāo)角度，然而，第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)可用于控制上表面元件的形狀。第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)還可以用于對(duì)主要由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制的上表面元件的形狀進(jìn)行微調(diào)。

飛行器機(jī)翼的優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于下游段seg2本身包括具有剛度s1的上游段seg1*、具有剛度s2的下游段seg2*、具有剛度s3的互連段seg3*?；ミB段seg3*將上游段seg1*的下游邊緣與下游段seg2*的上游邊緣相互連接，其中，互連段seg3*沿著上游段seg1*的整個(gè)下游邊緣和下游段seg2*的整個(gè)上游邊緣延伸，或至少沿著上游段seg1*的下游邊緣的大部分和下游段seg2*的上游邊緣的大部分延伸，并且互連段seg3*具有使上表面元件在沒有力作用于上表面元件的情況下呈凸形形狀的機(jī)械預(yù)應(yīng)力，其中：s3<s1、s2。

在優(yōu)選實(shí)施方式中，第三致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)將上游段seg1*的下側(cè)的第五連接部c5與下游段seg2*的下側(cè)的第六連接部c6相互連接，其中，第三致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)對(duì)第五連接部c5與第六連接部c6之間的距離進(jìn)行控制。該實(shí)施方式允許上表面元件的較高程度的形狀變化，從而更好地降低激波強(qiáng)度并且更好地降低飛行器機(jī)翼的特性阻抗并減少相應(yīng)的飛行器的燃料消耗。

飛行器機(jī)翼的優(yōu)選實(shí)施方式的特征在于飛行器機(jī)翼包括根據(jù)實(shí)際的空速或馬赫數(shù)對(duì)第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的致動(dòng)器和/或第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的致動(dòng)器和/或第三致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的致動(dòng)器進(jìn)行控制的單元。該單元優(yōu)選聯(lián)接至相應(yīng)的飛行器的用于接收實(shí)際的空速或馬赫數(shù)輸入的飛行數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(adc)。該單元基于實(shí)際的空速或馬赫數(shù)輸入并且基于給定的或計(jì)算出的上表面元件的最佳形狀數(shù)據(jù)來有益地驅(qū)動(dòng)相應(yīng)的致動(dòng)器。

本發(fā)明的第二方面提供具有如前所述的飛行器機(jī)翼的飛行器。

附圖說明

圖1是飛行器機(jī)翼的具有由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的上表面元件的部分的簡(jiǎn)化截面；以及

圖2是飛行器機(jī)翼的具有由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的上表面元件的部分的簡(jiǎn)化截面。

具體實(shí)施方式

圖1圖示了飛行器機(jī)翼100的具有由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102驅(qū)動(dòng)的上表面元件101的簡(jiǎn)化截面。上表面元件101表示飛行器機(jī)翼100的高升程擾流器。

上表面元件101包括具有剛度s1的上游段seg1、具有剛度s2的下游段seg2、具有剛度s3的互連段seg3，其中：s3<s1、s2，并且s1＝s2。在圖1和圖2中通過明顯的箭頭指示了主空氣流動(dòng)方向。術(shù)語(yǔ)下游/上游是相對(duì)于主空氣流動(dòng)方向而言的。

互連段seg3將段seg1的下游邊緣與段seg2的上游邊緣相互連接，其中，互連段seg3沿著段seg1的整個(gè)下游邊緣和段seg2的整個(gè)上游邊緣延伸?；ミB段seg3還具有使上表面元件在沒有力作用于上表面元件的情況下呈凸形形狀的機(jī)械預(yù)應(yīng)力。

聯(lián)接元件lnk將段seg1的上游邊緣與飛行器機(jī)翼的上表面103相互連接。聯(lián)接元件lnk實(shí)現(xiàn)為由彈性撓曲材料制成的條板，其中，條板的下游邊緣沿著段seg1的整個(gè)上游邊緣延伸，并且條板的整個(gè)上游邊緣與飛行器機(jī)翼100的上表面相連接。聯(lián)接元件lnk也具有有助于上表面元件在沒有力作用于上表面元件的情況下呈凸形形狀的機(jī)械預(yù)應(yīng)力。

第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102將上表面元件101的下側(cè)的第一接觸部c1與飛行器機(jī)翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件上的第二接觸部c2相互連接，其中，第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102通過控制第一接觸部c1與第二接觸部c2之間的距離對(duì)上表面元件101的形狀進(jìn)行控制，同時(shí)下游段seg2的下游邊緣自由地靠置在連接至飛行器機(jī)翼100的附接后緣襟翼104的相繼上表面103上。上表面元件101的左側(cè)邊緣和右側(cè)邊緣自由地靠置在飛行器機(jī)翼的相繼上表面上。

圖1示出了處于具有最大凸起高度bhmax的參考狀態(tài)和凸起高度為零bh＝0的第二狀態(tài)的上表面元件101。通過將第一接觸部c1與第二接觸部c2之間的距離從參考狀態(tài)中的參考距離減小來達(dá)到第二狀態(tài)。當(dāng)減小上述距離時(shí)，第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102產(chǎn)生將第一接觸部c1朝向第二接觸部c2拉的力(由黑色箭頭指示)?？刂频谝唤佑|部c1與第二接觸部c2之間的距離直接地影響上表面元件101的截面以及相應(yīng)的激波控制凸起的相關(guān)凸起高度。

圖2示出了飛行器機(jī)翼的具有由第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102和第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)105驅(qū)動(dòng)的上表面元件101的部分的簡(jiǎn)化截面。除了圖1中圖示的特征之外，第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)105還將段seg1的下側(cè)的第三連接部c3與段seg2的下側(cè)的第四連接部c4相互連接，其中，第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)105控制第三連接部c3與第四連接部c4之間的距離。第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)105用于對(duì)上表面元件101的截面形狀(例如激波控制凸起的形狀)進(jìn)行微調(diào)。

飛行器機(jī)翼100還包括根據(jù)實(shí)際空速或馬赫數(shù)對(duì)第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)102的致動(dòng)器和第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)105的致動(dòng)器進(jìn)行控制的單元(未示出)。

附圖標(biāo)記列表

100飛行器機(jī)翼

101上表面元件

102第一致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)

103飛行器機(jī)翼的上表面

104后緣襟翼

105第二致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)