專利名稱：飛機的制動襟翼的制作方法
技術領域：
本申請要求2005年11月15日提交的德國專利申請No. 102005 054 248.4以及2005年12月14日提交的美國臨時專利申請No. 60/750,616 的優(yōu)先權，這里通過引用將所述兩個申請的內容包含在本申請中。
背景技術：
本發(fā)明涉及飛機的制動襟翼，為了使飛機減速，該制動襟翼能夠設 置為相對于繞飛機流動的氣流有一個角度，其中，該襟翼包括邊緣，該 邊緣在成角度設置時與飛機外蒙皮分開。
為了增加著陸進場過程以及著陸過程中的阻力，現(xiàn)代商用飛機需要 制動襟翼。對此的一種解決方案是位于機翼頂部的襟翼，該襟翼布置在 著陸襟翼和后梁之間，并且通常叫做擾流器。這種襟翼能夠等同地用于 滾轉控制以及用于減小上升力。比較少見的一種解決方案是制動襟翼布 置在機身上，通常在后部。在這兩種情況中，它們基本上都是相對于繞 飛機流動的氣流成角度設置的簡單金屬片部件。
通過由制動襟翼或擾流器增加阻力，飛機能夠飛出更陡的著陸進 場，并且除了其它可能之外還能夠用于減少進場航線中的噪聲。但是， 通過這種方式實現(xiàn)的噪聲減少被制動襟翼自身產生的噪聲部分抵消。制 動襟翼還用于著陸過程中的減速。
制動襟翼上產生噪聲的重要機理是由于在襟翼邊緣形成一股很強 的渦流，如圖1所示。通常，襟翼的一端鉸接到飛機，而在與鉸接端相 對的自由邊緣處和/或在側向邊緣處形成邊緣渦流。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是創(chuàng)造一種飛機的制動襟翼，其具有基本上相同的效 果，但引發(fā)的噪聲更小。
通過具有權利要求1特征的制動襟翼實現(xiàn)了該目的。
在從屬權利要求中陳述了根據(jù)本發(fā)明的制動襟翼的有利實施方式 和改進。
本發(fā)明提供了一種飛機的制動襟翼，為了使飛機減速，該制動襟翼 能夠設置為相對于繞飛機流動的氣流有一個角度，其中，該襟翼包括自 由邊緣，該自由邊緣在成角度設置時與飛機外蒙皮分開，并在繞飛機流 動的氣流中產生邊緣渦流。自由邊緣包括將邊緣渦流分成若干部分渦流 的若干個獨立邊緣區(qū)段。
本發(fā)明的有利的實施方式設置成使得將邊緣渦流分成若干部分渦 流的獨立邊緣區(qū)段由自由邊緣的波形設計形成。
本發(fā)明的另 一個有利的實施方式設置成使得將邊緣渦流分成若干 部分渦流的獨立邊緣區(qū)段由自由邊緣的鋸齒形設計形成。
本發(fā)明的另 一個有利的實施方式設置成使得將邊緣渦流分成若干 部分渦流的獨立邊緣區(qū)段由設置在制動襟翼中自由邊緣附近的孔或凹 部形成。
制動襟翼中的孔或凹部能夠以襟翼中的通孔的形式設置。
作為替換方案，制動襟翼中的孔或凹部能夠以不穿透襟翼的凹陷部 的形式設置。
本發(fā)明的另 一個有利的實施方式設置成使得將邊緣渦流分成若干 部分渦流的獨立邊緣區(qū)段由設置在制動襟翼表面上自由邊緣附近的凸 肩、凸耳或突部形成。
優(yōu)選地，襟翼的一端鉸接到飛機，而將邊緣渦流分成若干部分渦流 的獨立邊緣區(qū)段設置在與襟翼的鉸接端相對的自由邊緣上。
本發(fā)明另 一個有利的實施方式設置成使得襟翼的一端鉸接到飛機， 而將邊緣渦流分成若干部分渦流的獨立邊緣區(qū)段設置在襟翼的一個側向邊緣或者兩個側向邊緣上。
本發(fā)明的另 一個有利的實施方式設置成使得襟翼的一端鉸接到飛 機，而將邊緣渦流分成若干部分渦流的獨立邊緣區(qū)段設置在與襟翼的鉸 接端相對的自由邊緣以及襟翼的一個側向邊緣或者兩個側向邊緣上。
本發(fā)明的有利的實施方式設置成使得襟翼布置在飛機的機翼頂部上。
本發(fā)明的另 一個有利的實施方式設置成使得襟翼布置在飛機的機 身上。
優(yōu)選地，襟翼還能夠用于飛機的滾轉控制。


下面將參照附圖描述本發(fā)明的示例性實施方式。
示出的附圖包括
圖l是根據(jù)現(xiàn)有技術的飛機制動襟翼的一部分的立體圖，為了使飛 機減速，該制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的氣流有一個角度；
圖2是根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選示例性實施方式的飛機制動襟翼的一部分的 立體圖，為了使飛機減速，該制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的 氣流有一個角度；
圖3a)到3e)是分別示出才艮據(jù)現(xiàn)有技術(圖3a))以及根據(jù)本發(fā)明 的幾個優(yōu)選示例性實施方式(圖3b)到3e))的飛機制動襟翼的一部分 的立體圖，為了使飛機減速，制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的 氣流有一個角度，其中，圖3c)示出了已在圖2中示出的示例性實施方 式。
具體實施例方式
圖l示出了根據(jù)現(xiàn)有技術的飛機的制動襟翼的一部分的立體圖，為 了使飛機減速，該制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的氣流有一個 角度。襟翼IO包括自由邊緣ll，其在成角度設置時與飛機外蒙皮分開 并在繞飛機流動的氣流中產生邊緣渦流。該邊緣渦流是重要的噪聲源，所述噪聲在制動襟翼成角度設置時產生，并且在著陸進場過程中所述噪 聲是一種公害。
圖2示出了祁^據(jù)本發(fā)明示例性實施方式的飛機的制動襟翼20的立 體圖，為了使飛機減速，該制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的氣 流有一個角度。襟翼20包括自由邊緣21，其在成角度設置時與飛機外 蒙皮分開并在繞飛機流動的氣流中產生邊緣渦流。自由邊緣21包括將 邊緣渦流分成若干部分渦流的若干獨立邊緣區(qū)段22。在圖2所示的示例 性實施方式中，獨立邊緣區(qū)段22包括自由邊緣21的鋸齒形設計。
圖3a)示出了才艮據(jù)現(xiàn)有技術的飛機的制動襟翼10的一部分的立體 圖，該制動襟翼已在圖1中示出。
圖3b)到3e)示出了才艮據(jù)本發(fā)明幾個優(yōu)選示例性實施方式的飛機 的制動襟翼20; 30; 40; 50的一部分的立體圖，在這些實施方式中， 在自由邊緣21; 31; 41; 51上包括將邊緣渦流分成若干部分渦流的若 干獨立邊緣區(qū)段22; 32; 42; 52。
在圖3b)所示的示例性實施方式中，將邊緣渦流分成若干部分渦流 的獨立邊緣區(qū)段32包括自由邊緣31的波形設計。
圖3c)再次示出了圖2所示的示例性實施方式，其中獨立邊緣區(qū)段 22包括自由邊緣21的鋸齒形設計。
在圖3d)所示的示例性實施方式中，將邊緣渦流分成若干部分渦流 的獨立邊緣區(qū)段由設置在制動襟翼40中自由邊緣41附近的孔或凹部42 形成。設置在制動襟翼40中的孔或凹部42能夠設置為襟翼40中的通 孔形式，如在圖3d)中所示的示例性實施方式那樣，或者它們能夠i殳置 為在襟翼40外面上的凹陷部形式，所述凹陷部不穿透所述襟翼。
在圖3e)所示的示例性實施方式中，將邊緣渦流分成若干部分渦流 的獨立邊緣區(qū)段由設置在制動襟翼50表面上自由邊緣51附近的凸肩或 突部52形成。
替代所示出的示例性實施方式，設置在制動襟翼自由邊緣上的、將 邊緣渦流分成若干部分渦流的邊緣區(qū)段還能夠以其它方式設計，其中根 本點在于產生若干獨立的更小的邊緣渦流而不是圖1中示出的產生噪聲 的單個邊緣渦流，這些獨立的更小的邊緣渦流產生更小的噪聲，并且它們所處的位置可使噪聲的產生相互削弱或抵消。在本申請的上下文中，
術語"邊緣區(qū)段"指設置在邊緣附近的區(qū)段；它們不需要如圖3b)和 3c)的示例性實施方式的情況那樣由襟翼自身的邊緣構成，而是它們還 能夠設置在邊緣附近，如在圖3d)和3e)中示出的示例性實施方式那 樣。
通常，襟翼20; 30; 40; 50的一端鉸接在飛機上，而將邊緣渦流 分成若干部分渦流的獨立邊緣區(qū)段22; 32; 42; 52能夠設置在襟翼20; 30; 40; 50的自由邊緣21; 31; 41; 51上，所述自由邊緣21; 31; 41; 51與鉸接端相對，即，通常位于后側縱向邊緣處，如圖2和圖3b)到 3e)所示，但是作為替換或者另外地，所述獨立邊緣區(qū)段22; 32; 42; 52還能夠設置在制動襟翼的側向邊緣上。
襟翼20; 30; 40; 50能夠布置在飛 1翼的頂部上，如現(xiàn)代商用 飛機中常見的情況；不過，襟翼20; 30; 40; 50還能夠布置在飛機的 機身上。此外，襟翼20; 30; 40; 50能夠用于飛機的滾轉控制。
附圖標記列表
10; 20; 30; 40; 50制動襟翼
11; 21; 31; 41; 51自由邊緣
12; 22; 32; 42; 52邊緣區(qū)段
權利要求
1.一種飛機的制動襟翼，為了使飛機減速，所述制動襟翼能夠設置為相對于繞所述飛機流動的氣流有一個角度，其中，所述襟翼(20；30；40；50)包括自由邊緣(21；31；41；51)，所述自由邊緣在成角度設置時與所述飛機的外蒙皮分開，并在繞所述飛機流動的氣流中產生邊緣渦流，其中，所述自由邊緣(21；31；41；51)包括將所述邊緣渦流分成若干部分渦流的若干個獨立邊緣區(qū)段(22；32；42；52)。
2. 如權利要求1所述的制動襟翼，其中，將所述邊緣渦流分成若干 部分渦流的所述獨立邊緣區(qū)段(32)由所述自由邊緣(31)的波形^殳計 形成。
3. 如權利要求1所述的制動襟翼，其中，將所述邊緣渦流分成若干 部分渦流的所述獨立邊緣區(qū)段(22)由所述自由邊緣(21)的鋸齒形i殳 計形成。
4. 如權利要求l、 2或3所述的制動襟翼，其中，將所述邊緣渦流 分成若干部分渦流的獨立邊緣區(qū)段由設置在所述制動襟翼(40)中所述 自由邊緣(41)附近的孔或凹部(42)形成。
5. 如權利要求4所述的制動襟翼，其中，設置在所述制動襟翼UO ) 中的所述孔或凹部(42)以所述襟翼(40)中的通孔的形式設置。
6. 如權利要求4所述的制動襟翼，其中，設置在所述制動襟翼(40 ) 中的所述孔或凹部(42)以所述襟翼(40)外面上的凹陷部形式設置， 所述凹陷部不穿透所述襟翼(40)。
7. 如權利要求1到6中任一項所述的制動襟翼，其中，將所述邊緣 渦流分成若干部分渦流的獨立邊緣區(qū)段由設置在所述制動襟翼(50)表面上所述自由邊緣(51)附近的凸肩或突部(52)形成。
8. 如權利要求1到7中任一項所述的制動襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一端鉸接到所述飛機，而將所述邊緣渦流分成若干部分 渦流的所述獨立邊緣區(qū)段(22; 32; 42; 52)設置在所述襟翼(20; 30; 40; 50)的所述自由邊緣(21; 31; 41; 51)上，所述自由邊緣(21; 31; 41; 51)與鉸接端相對地定位。
9. 如權利要求1到7中任一項所述的制動襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一端鉸接到所述飛機，而將所述邊緣渦流分成若干部分 渦流的所述獨立邊緣區(qū)段(22; 32; 42; 52 )設置在所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一個側向邊緣或者兩個側向邊緣上。
10. 如權利要求1到7中任一項所述的制動襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)的一端鉸接到所述飛機，而將所述邊緣渦流分成若干部分渦流的所述獨立邊緣區(qū)段(22; 32; 42; 52)設置在與所述襟翼 (20; 30; 40; 50)的鉸接端相對的所述自由邊緣(21; 31; 41; 51) 以及所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一個側向邊緣或者兩個側向邊緣上。
11. 如權利要求l到10中任一項所述的制動襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)布置在所述飛機的機翼頂部上。
12. 如權利要求1到10中任一項所述的制動襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)布置在所述飛機的機身上。
13. 如權利要求7所述的制動襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)還用于所述飛機的滾轉控制。
全文摘要
本發(fā)明描述了一種飛機的制動襟翼，為了使飛機減速，所述制動襟翼能夠設置為相對于繞飛機流動的氣流有一個角度，其中，襟翼(20)包括自由邊緣(21)，所述自由邊緣在成角度設置時與飛機外蒙皮分開，并在繞所述飛機流動的氣流中產生邊緣渦流。根據(jù)本發(fā)明，所述自由邊緣(21)包括將邊緣渦流分成若干部分渦流的若干個獨立邊緣區(qū)段(22)。
文檔編號B64C23/06GK101300170SQ200680041327
公開日2008年11月5日 申請日期2006年11月14日 優(yōu)先權日2005年11月15日
發(fā)明者克勞斯·本德 申請人:空中客車德國有限公司