專利名稱：具有波紋形狀的前緣部分的飛機(jī)尾翼面的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)尾翼面，且更特別地，涉及飛機(jī)尾翼面的用于改善其在結(jié)冰條件 下的空氣動(dòng)力學(xué)性能的結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)尾翼面的性能，特別是水平尾翼面和垂直尾翼面的性能，在全球飛機(jī)設(shè)計(jì)中 是一個(gè)更重要的問題，因?yàn)樗鑫惨砻姹挥米骺刂泼?，所述控制面即使在高的攻角處也?須提供穩(wěn)定作用力以恢復(fù)飛機(jī)姿態(tài)。
尾翼失速角是與飛機(jī)飛行安全有關(guān)的設(shè)計(jì)約束，并且由尾翼面的錐度和縱橫比以 及在其它設(shè)計(jì)特征中的機(jī)翼厚度和前緣形狀來確定，因而飛機(jī)行業(yè)不斷地要求允許延遲失 速(特別是在結(jié)冰條件下)的尾翼面的新的設(shè)計(jì)。
關(guān)于機(jī)翼,US 6，431，498公開了一種改進(jìn)機(jī)翼以用直的前緣與類似機(jī)翼相比提供 增加的升阻比的裝置，所述直的前緣形成有沿著該前緣橫向地間隔開的多個(gè)突起(受到在 座頭鯨鰭狀肢的前緣上的結(jié)節(jié)的啟發(fā))，所述突起相對(duì)于沿著前緣的上游流動(dòng)方向形成沿 著前緣平滑變化的、交替的前后蜿蜒部分。所述改進(jìn)的效果之一是在大的攻角處的失速的 延遲。
機(jī)翼的最大升力系數(shù)對(duì)于機(jī)翼的設(shè)計(jì)是重要的考慮因素，并且存在在飛機(jī)工業(yè)中 用來增加機(jī)翼升力系數(shù)的非常有效的高的升力裝置，以降低能夠以低轉(zhuǎn)速安全飛行的失速 速度。機(jī)翼后緣裝置，如襟翼，產(chǎn)生升力系數(shù)的增加，同時(shí)保持機(jī)翼的相同攻角。諸如活動(dòng)輔 助翼(slat)、下垂機(jī)頭(droop nose)、犬齒、鋸齒狀前緣和空氣動(dòng)力學(xué)翼刀之類的前緣裝置 使得能夠增加失速攻角，并且因此增加最終升力系數(shù)。機(jī)翼的設(shè)計(jì)中的重要考慮是降低巡 航構(gòu)造中的阻力，，因此，希望無論使用什么高度升力裝置都只引起小的阻力增加。諸如活 動(dòng)輔助翼和下垂機(jī)頭之類的活動(dòng)前緣裝置可以縮回，使得機(jī)翼翼型在巡航中沒有攝動(dòng)。因 此，在巡航情況下，機(jī)翼的最大失速角度對(duì)應(yīng)于“凈形機(jī)翼”結(jié)構(gòu)，即沒有高度升力裝置。固 定的前緣裝置，像犬齒、翼刀等，在巡航時(shí)會(huì)造成阻力增加，并且因此在像現(xiàn)代商業(yè)運(yùn)輸飛 機(jī)的機(jī)翼的高性能機(jī)翼的設(shè)計(jì)中被避免。
當(dāng)飛機(jī)遇到使得機(jī)翼可能失速(作為可能會(huì)擾亂飛機(jī)姿態(tài)的劇烈湍流的結(jié)果，或 在飛行通過具有結(jié)冰情況的大氣的區(qū)域的情況下，冰在該情況下可以累積在機(jī)翼前緣中， 破壞機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)光滑度)的飛行情況時(shí)，必要的是尾翼面在提供足夠空氣動(dòng)力以恢復(fù) 飛機(jī)姿態(tài)方面保持有效。飛機(jī)尾翼面的重要設(shè)計(jì)要求因此是，即使在結(jié)冰條件下，它們的失 速角也大于機(jī)翼的失速角。
在其中機(jī)翼大升力系統(tǒng)展開的低速飛行過程中，如果飛行員無意中低于失速速度 飛行或者執(zhí)行增加攻角超過機(jī)翼的失速角度的不尋常動(dòng)作，則機(jī)翼容易失速。在該狀態(tài)下， 必要的是，甚至在方向舵或升降舵偏轉(zhuǎn)的情況下，特別是在其中在尾翼前緣上可能有累積 的冰的結(jié)冰條件下，尾翼面也能提供足夠的空氣動(dòng)力。
必須指出，為了使尾翼面在機(jī)翼可能失速的情況下產(chǎn)生空氣動(dòng)力，關(guān)鍵的設(shè)計(jì)條件是尾翼失速角度比機(jī)翼的失速角度大。
很顯然，對(duì)于飛機(jī)尾翼面非常重要的設(shè)計(jì)要求是失速角度，這在尾翼的情況比在 機(jī)翼的情況中更重要，其中空氣動(dòng)力學(xué)“技巧”(在巡航中的升阻比)和最大升力系數(shù)(在 可能的最低攻角處，以最小化機(jī)身阻力和尾翼撞擊在地面上的風(fēng)險(xiǎn))是最重要的空氣動(dòng)力 學(xué)設(shè)計(jì)要求。
特別地，當(dāng)假設(shè)尾翼前緣具有打破機(jī)翼平滑性并且因而減小最大升力系數(shù)的冰形 式時(shí)，在結(jié)冰條件下的尾翼失速角度對(duì)于現(xiàn)代商業(yè)飛機(jī)來說是關(guān)鍵設(shè)計(jì)考慮因素。存在有 證明文件的數(shù)次事故，其中根本原因是尾翼在結(jié)冰條件下失速并且因而飛機(jī)失控。
存在已知的方法來最大程度地減少尾翼面上積冰，該尾翼面包括加熱前緣或具有 柔性前緣，加熱前緣或柔性前緣可以膨脹，其目的是防止冰在前緣上的形成或一旦冰已經(jīng) 形成則破壞冰。這些裝置的操作需要來自飛行員的積極行動(dòng)，如果檢測(cè)到大氣結(jié)冰情況，則 飛行員啟動(dòng)這些裝置。這些方法不僅安裝和維護(hù)昂貴，而且?guī)в性谛枰獣r(shí)不運(yùn)轉(zhuǎn)的風(fēng)險(xiǎn)，沒 有預(yù)先指示。
因此，明顯地，防止在前緣上的積冰的被動(dòng)裝置是優(yōu)選的。
本發(fā)明的目的在于注意到所述需求。發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種在結(jié)冰條件下具有改進(jìn)的空氣動(dòng)力學(xué)性能的飛機(jī)尾翼面。
本發(fā)明的另一個(gè)目的是提供一種飛機(jī)尾翼面，該飛機(jī)尾翼面降低在結(jié)冰條件中積 冰的有害影響。
這些和其它目的由飛機(jī)一種尾翼面實(shí)現(xiàn)，該飛機(jī)尾翼面包括前緣，該前緣在沿著 尾翼翼展的至少一部分中具有由連續(xù)的系列平滑突起和凹槽形成的波紋形狀，使得在結(jié)冰 條件下，積冰僅在所述突起的頂部和在所述凹槽的底部上產(chǎn)生，由此形成槽形氣流和空氣 渦流的布置，所述槽形氣流和所述空氣渦流的布置給予能量到在機(jī)翼邊界層中的氣流，這 種能量的給予延遲導(dǎo)致失速的氣流分離，從而降低積冰在飛機(jī)尾翼面的空氣動(dòng)力學(xué)性能上 的不利影響。
在本發(fā)明的實(shí)施例中，具有波紋形狀的所述前緣部分被包括在尾翼翼展的 60% -100%之間。因此，用于改善尾翼面的空氣動(dòng)力性能的裝置放置在失速開始的尾翼面 區(qū)域中。
在本發(fā)明的實(shí)施例中，所述波紋形狀包括在突起頂部和凹槽底部之間的凸面或凹 面，以及在凹槽底部和突起頂部之間的凸面；或包括在突起頂部和凹槽底部之間的凸面，以 及在凹槽底部和突起頂部之間的凹面。因此，波紋狀前緣部分的三種配置被提供作為考慮 用于給定尾翼面的可替換的配置，所述三種配置限定滯流點(diǎn)的三個(gè)不同形狀，在結(jié)冰條件 下將預(yù)期在所述滯流點(diǎn)處出現(xiàn)積冰。
在本發(fā)明的特別地用于具有傾斜梯形平面形狀的尾翼面的實(shí)施例中，所述波紋形 狀被配置成使得與在凹槽底部和突起頂部之間的、在凹槽底部和突起頂部之間的中間區(qū)域 中的凸面相切的假想的切平面是凹槽底部和突起頂部之間的平行平面，并且平行于與沒有 波紋形狀的前緣部分相切的假想的切平面，或者與相切于沒有波紋形狀的前緣部分的假設(shè)的切平面在到尾翼面尖端的方向上形成越來越大的角度。限定所述突起和凹部的兩個(gè)方位的波紋狀前緣部分的兩種配置因此被提供作為考慮用于給定尾翼面的可替換配置。
本發(fā)明特別地適用于飛機(jī)的水平尾翼面和垂直尾翼面。
根據(jù)圖示其目的實(shí)施例的接下來聯(lián)系附圖的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)將變得清楚。


圖1示意性地顯示在飛機(jī)的水平尾翼面中的失速開始的區(qū)域。
圖2顯示在不同條件下用于飛機(jī)尾翼面的典型升力和攻角之間的關(guān)系圖。
圖3a顯示在傳統(tǒng)飛機(jī)尾翼面的前緣中的積冰的形狀，圖3b顯示其空氣動(dòng)力學(xué)效
應(yīng)。
圖4a顯示根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)尾翼面的前緣中的積冰，圖4b顯示其空氣動(dòng)力學(xué)效
應(yīng)。
圖5顯示根據(jù)本發(fā)明的包括具有波紋形狀的前緣的水平尾翼面。
圖6a,6b和6c顯示圖5的水平尾翼面的波紋形狀前緣的實(shí)施例。
圖7顯示根據(jù)本發(fā)明的包括具有波紋形狀的前緣的典型梯形平面形狀的水平尾
翼面。
圖8a和8b是圖7的水平尾翼面的波紋前緣的實(shí)施例的放大視圖。
具體實(shí)施方式
參照?qǐng)D1顯示傳統(tǒng)飛機(jī)水平尾翼面11，具有連接到飛機(jī)機(jī)身13和失速開始的區(qū)域 15的直的前緣14。箭頭10表示流動(dòng)方向。
圖2顯示分別地在如下情況中的用于圖1的水平尾翼面的升力與攻角關(guān)系曲線 21、23、25 :在尾翼的前緣上結(jié)冰而沒有任何特殊裝置來在結(jié)冰條件下延緩失速的情況、在具有按照本發(fā)明的波浪形狀的前緣上結(jié)冰的情況、和不結(jié)冰的情況。這些曲線清楚地表明， 降低積冰的不利影響是用于延遲失速的主驅(qū)動(dòng)器。
如在圖3a和3b中顯不，最大升力能力的損失和隨著積冰減小的失速角度是由于在水平尾翼面11的前緣上的積冰31所造成的流動(dòng)分離32。
圖4a和4b顯示本發(fā)明的基本思想。使水平尾翼面11具有由一系列連續(xù)的突起 17和凹部19形成的波紋形狀的前緣14，實(shí)現(xiàn)了積冰33、35只在前緣上的滯流點(diǎn)(即突起 17的頂部和凹部19的底部)上產(chǎn)生。因此，分離的流動(dòng)37被限制到受所述積冰33、35影響的部分，而在其余的部分中可以發(fā)現(xiàn)堅(jiān)持不變的流動(dòng)39。
圖5顯示水平尾翼面11，水平尾翼面11在被包括在尾翼翼展的60% -100%之間的部分中具有波紋形狀的前緣14，該部分是水平尾翼面的其中失速通常會(huì)開始的區(qū)域，并且該部分可以受益于由波紋狀前緣提供的保護(hù)。
所述波紋形狀可以被配置為，如在圖6a中顯示，包括在突起頂部18 (在其橫截面中包括圓形端部)和凹槽底部20之間的凸面以及在凹槽底部20和突起頂部18之間的凸面，或者如在圖6b中顯示，包括在突起頂部18和凹槽底部20 (在其橫截面中包括銳利邊緣)之間的凹面以及在凹槽底部20和突起頂部18之間的凸面，或者如在圖6c中顯示，包括在突起頂部18和凹槽底部20之間的凸面以及在凹槽底部20和突起頂部18之間的凹面。
現(xiàn)在，我們將參考用于典型后掠翼的具有傾斜梯形平面形狀的水平尾翼面的優(yōu)選 實(shí)施例。眾所周知，在這些類型平面形狀中，失速在升力面的尖端附近開始，并且因此，這是 應(yīng)由用于延遲失速的任何設(shè)備或本地裝置保護(hù)的區(qū)域。
圖7顯示包括波紋形狀的前緣14的、具有傾斜梯形平面形狀的水平尾翼面11，該 波紋形狀由連續(xù)的系列突起17和凹槽19形成的，包括在突起頂部18和凹槽底部20之間 的凸面，以及在凹槽底部20和突起頂部18之間的凸面。
在圖8a中所示的實(shí)施例中，波紋形狀被構(gòu)造成使得與在凹槽底部20和突起頂部 18之間的中間區(qū)域18中的所述凸面相切的假想的切平面43將是在凹槽底部20和突起頂 部18之間的平行平面，并且平行于相切于沒有波紋形狀的前緣部分的假想的切平面41。正 如圖8a中顯示，在所述中間區(qū)域中的前緣橫向部分比在突起頂部18和凹槽底部20之間的凸面薄。
在圖8b的實(shí)施例中，波紋形狀配置成使得與在凹槽底部20和突起頂部18之間的 中間區(qū)域中的所述凸面相切的假想的切平面45將在到尾翼面頂端的方向上與相切于沒有 波紋形狀的前緣部分的假想的切平面41形成越來越大的角度。
本領(lǐng)域技術(shù)人員會(huì)容易地理解全部前面的段落也適用于垂直尾翼面的飛機(jī)。
雖然已經(jīng)結(jié)合優(yōu)選實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了充分描述，顯而易見地，可以引起在本 發(fā)明的范圍內(nèi)的修改，不認(rèn)為本發(fā)明由這些實(shí)施例限制，而是由下面的權(quán)利要求的內(nèi)容限 制。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)尾翼面(11)，包括前緣(14)，該前緣(14)在沿著尾翼翼展的至少一部分中具有由連續(xù)的系列平滑突起(17)和凹槽(19)形成的波紋形狀，使得在結(jié)冰條件下，積冰僅在所述突起(17)的頂部(18)和在所述凹槽(19)的底部(20)上產(chǎn)生，由此形成槽形氣流和空氣渦流的布置，所述槽形氣流和所述空氣渦流的布置給予能量到在機(jī)翼邊界層中的氣流，這種能量的給予延遲導(dǎo)致失速的氣流分離，從而降低積冰在飛機(jī)尾翼面的空氣動(dòng)力學(xué)性能上的不利影響。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中具有波紋形狀的所述前緣部分包括在尾翼翼展的60% -100%之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述波紋形狀包括在突起頂部(18) 和凹槽底部(20)之間的凸面以及在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的凸面。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述波紋形狀包括在突起頂部(18) 和凹槽底部(20)之間的凹面以及在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的凸面。
5.根據(jù)權(quán)利要求3-4中任何一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中飛機(jī)尾翼面的平面形狀是傾斜梯形平面形狀。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述波紋形狀被配置為使得與在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的、在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的中間區(qū)域中的凸面相切的假想的切平面(43)是凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的平行平面(43)， 并且平行于與沒有波紋形狀的前緣部分相切的假想的切平面(41)。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述波紋形狀被配置為使得與在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的、在凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的中間區(qū)域中的凸面相切的假設(shè)的切平面(45)，與相切于沒有波紋形狀的前緣部分的假設(shè)的切平面(41) 在到尾翼面尖端的方向上形成越來越大的角度。
8.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述波紋形狀包括在突起頂部(18) 和凹槽底部(20)之間的凸面以及凹槽底部(20)和突起頂部(18)之間的凹面。
9.根據(jù)權(quán)利要求1-8中任何一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述尾翼面是水平尾翼面。
10.根據(jù)權(quán)利要求1-8中的任何一項(xiàng)所述的飛機(jī)尾翼面(11)，其中所述尾翼面是垂直尾翼面。
11.一種飛機(jī)，具有根據(jù)權(quán)利要求1-10中的任一項(xiàng)所述的尾翼面(11)。
全文摘要
本發(fā)明公開一種飛機(jī)尾翼面(11)，包括前緣(14)，該前緣(14)在沿著尾翼翼展的至少一部分中具有由連續(xù)的系列平滑突起(17)和凹槽(19)形成的波紋形狀，使得在結(jié)冰條件下，積冰僅在所述突起(17)的頂部(18)和在所述凹槽(19)的底部(20)上產(chǎn)生，由此形成槽形氣流和空氣渦流的布置，所述槽形氣流和所述空氣渦流的布置給予能量到在機(jī)翼邊界層中的氣流，這種能量的給予延遲導(dǎo)致失速的氣流分離，從而降低積冰在飛機(jī)尾翼面的空氣動(dòng)力學(xué)性能上的不利影響。
文檔編號(hào)B64C5/00GK103057691SQ20121032037
公開日2013年4月24日 申請(qǐng)日期2012年8月31日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月6日
發(fā)明者阿爾弗雷多·魯茲日默內(nèi), 卡洛斯·卡薩多蒙泰羅 申請(qǐng)人:空中客車西班牙運(yùn)營有限責(zé)任公司