專利名稱：具有最大升力能由可控機(jī)翼組件改變的機(jī)翼的飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有最大升力能由可控機(jī)翼組件改變的機(jī)翼的飛機(jī)。本發(fā)明的目的是減小飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量，這可通過利用適當(dāng)?shù)目刂葡到y(tǒng)限制作用在機(jī)翼上的最大可能載荷得以實現(xiàn)。
背景技術(shù)：
在飛機(jī)的高機(jī)翼載荷的情況下，已知的是，調(diào)節(jié)外側(cè)副翼以實現(xiàn)升力減小同時通過補(bǔ)償該升力減小而增加了內(nèi)側(cè)機(jī)翼的迎角，由此實現(xiàn)了機(jī)翼彎矩的減小。這種已知的機(jī)翼配置的變換需要耗費相當(dāng)大的調(diào)節(jié)精力或體力，在實際應(yīng)用中導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量方面的節(jié)省比較有限。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設(shè)計根據(jù)權(quán)利要求1的前序部分所述的飛機(jī)，使得可實現(xiàn)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量的顯著減小，其中，具體就驟風(fēng)載荷而言，考慮了關(guān)于載荷系數(shù)的國際認(rèn)證規(guī)章。
根據(jù)本發(fā)明，由于在根據(jù)權(quán)利要求1的前序部分的飛機(jī)中提供了在飛行過程中在任意指定時刻記錄實際機(jī)翼載荷的檢測器，并且由于提供了當(dāng)達(dá)到機(jī)翼載荷的預(yù)定值時為了減少最大可能升力而作用在機(jī)翼組件上的控制裝置或調(diào)節(jié)裝置，從而實現(xiàn)了本發(fā)明的目的。
因此，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)計通過由氣動升力產(chǎn)生的力靠附加阻力導(dǎo)致最大可能機(jī)翼載荷的減小。但是，由于該作用僅僅在僅需要有限升力的那些工作狀態(tài)下發(fā)生，以此方式能夠減小機(jī)翼結(jié)構(gòu)的可能最大載荷，由此能夠?qū)?yīng)地減小結(jié)構(gòu)重量同時符合國際認(rèn)證規(guī)章規(guī)定的安全性方面的要求。
根據(jù)本發(fā)明，當(dāng)飛機(jī)處于其平均飛行速度范圍中的工作點A2(即，襟翼收回情況下的進(jìn)場速度)之上時，為了減小升力，調(diào)節(jié)機(jī)翼組件。一般而言，在現(xiàn)有技術(shù)的狀態(tài)中已知，為了增加機(jī)翼升力，對機(jī)翼組件的作用與正常作用不同。在此過程中，同時增加阻力以減小機(jī)翼所能夠產(chǎn)生的最大載荷。在高速飛行期間，由于在這些飛行狀態(tài)下機(jī)翼上的升力以及因此機(jī)翼上的最大載荷受到空氣的壓縮性的限制，因此機(jī)翼組件能夠返回其正常位置。
根據(jù)本發(fā)明的另一實施方式，包含在本發(fā)明范圍中作為飛行狀態(tài)參數(shù)的諸如速度、高度、空氣路徑爬升角度、迎角等的參數(shù)附加地提供到控制裝置或調(diào)節(jié)裝置而作為控制變量或調(diào)節(jié)變量；并且安裝控制規(guī)則或調(diào)節(jié)規(guī)則，其防止在達(dá)到不穩(wěn)定的飛行狀態(tài)之前為了減小升力而調(diào)節(jié)機(jī)翼組件。根據(jù)本發(fā)明的這種設(shè)計使得可以盡可能擴(kuò)展其中機(jī)翼的最大可能升力的減小可以調(diào)節(jié)的工作范圍，即充分利用了升力產(chǎn)生的下限值，為了確保飛機(jī)的安全飛行和安全適航性必須維持該極限值。
根據(jù)本發(fā)明的另一方面，為了記錄機(jī)翼載荷，要通過設(shè)置在機(jī)翼中的適當(dāng)位置處的傳感器測量機(jī)翼的偏轉(zhuǎn)。這樣的傳感器例如可以是金屬絲應(yīng)變計。
根據(jù)本發(fā)明的再一方面，在機(jī)翼上的本身已知的后緣機(jī)翼用作改變升力的機(jī)翼組件。但是，在機(jī)翼的前緣區(qū)域中的可延伸失速條也可作為替選方案或附加方案。
此外，根據(jù)本發(fā)明的另一方面，失速條完全收回到機(jī)翼的外輪廓中，且可通過適當(dāng)?shù)恼稚w封閉運(yùn)動井(movement well)。以此方式在不希望減小升力的那些工作區(qū)域中可以避免附加阻力以及由此的損失。
因為機(jī)翼的外側(cè)區(qū)域中的氣動升力所產(chǎn)生的最大可能力的減小對彎曲載荷的影響比機(jī)翼的內(nèi)側(cè)區(qū)域中的減小更大，因此無論在何種情況下，如果將減小升力的組件設(shè)置在遠(yuǎn)離機(jī)身的那些機(jī)翼區(qū)域中，則可能是有利的。


以下參照如下

本發(fā)明
圖1是根據(jù)本發(fā)明的帶有可控機(jī)翼組件的飛機(jī)的示意圖，包括控制裝置和調(diào)節(jié)裝置的示意性視圖；以及圖2是圖表，示出飛機(jī)機(jī)翼的載荷依賴于迎角，且在其上方為相關(guān)的機(jī)翼的橫截面示意圖。
具體實施例方式
圖1所示飛機(jī)總體上以1標(biāo)示，其包括機(jī)翼10，機(jī)翼10在其遠(yuǎn)離機(jī)身的區(qū)域包括后緣襟翼11，可選地或可附加地，機(jī)翼10在其前緣區(qū)域包括失速條(stallstrip)12。失速條12為可從井(well)14延伸的類型(參照圖2)，由此形成擾流邊緣。在圖1中，根據(jù)本發(fā)明的裝置的描述僅僅涉及飛機(jī)的一個機(jī)翼，但是要以此相同方式提供兩個機(jī)翼。后緣襟翼11的致動通過控制線29進(jìn)行，而失速條12的致動通過有效連接28進(jìn)行?？刂凭€29和有效連接28從中央控制裝置或調(diào)節(jié)裝置20引導(dǎo)至機(jī)翼組件。通過第一輸入線23將反映機(jī)翼10上的實際載荷的信號傳遞到控制裝置或調(diào)節(jié)裝置20。機(jī)翼載荷由設(shè)置在機(jī)翼10中適當(dāng)位置處的傳感器13確定。另外，通過第二輸入線21將諸如速度、高度、空氣路徑爬升角度、迎角等的飛行狀態(tài)參數(shù)傳遞到控制裝置或調(diào)節(jié)裝置20?？刂蒲b置或調(diào)節(jié)裝置20的控制規(guī)則或調(diào)節(jié)規(guī)則定制于相應(yīng)的飛機(jī)類型，使得由有效連接28和控制線29引起的幾何改動以精確的所希望的方式減小最大可能載荷系數(shù)。
在根據(jù)圖2的圖表中的曲線31、32、33示出最大可能機(jī)翼載荷與迎角的相關(guān)性。通過本發(fā)明的調(diào)節(jié)組件，示意性示出在該圖表上方的機(jī)翼10包括可鉸接轉(zhuǎn)動的后緣襟翼11以及可收回到機(jī)翼的前緣區(qū)域中的井內(nèi)的失速條12。如果失速條12從井14延伸，則形成擾流邊緣，其顯著減少了機(jī)翼10的升力。圖2中的第一曲線31示出從以十字標(biāo)示的點“襟翼在外”開始隨迎角增加機(jī)翼載荷減小，該點即后緣襟翼11通過控制線29由控制裝置20向上轉(zhuǎn)動--即進(jìn)入發(fā)生升力減小的位置--的工作點。
類似地，第二曲線32示出當(dāng)失速條12延伸時(圖2中以十字“失速條在外”標(biāo)記)的機(jī)翼載荷減小。
圖2中的虛曲線33示出在后緣襟翼或失速條上沒有升力減小作用情況下的機(jī)翼載荷與迎角的相關(guān)性；其示出在上部區(qū)域中最大載荷由于空氣的壓縮性而受到限制。在此區(qū)域中，失速條12在飛行過程中收回到井14中(失速條在內(nèi))。
關(guān)于大型客機(jī)的計算已經(jīng)顯示如果后緣襟翼向上回轉(zhuǎn)大約10°，最大升力減小大約13％。所產(chǎn)生的飛機(jī)的附加阻力大約為5％?？梢栽O(shè)想，僅僅在5％的飛行時間中需要考慮為了減少最大升力而進(jìn)行的后緣調(diào)節(jié)，從而附加產(chǎn)生的阻力僅僅轉(zhuǎn)化為飛機(jī)飛行范圍減小0.25％。另一方面，計算顯示13％的載荷減小將獲得機(jī)翼重量的減小，由于相應(yīng)地增加了燃料箱容量，該減小將轉(zhuǎn)化為飛行范圍增加2％。比較顯示根據(jù)本發(fā)明設(shè)計的大型客機(jī)可獲得其飛行范圍的大約1.7％的凈增加。
參考標(biāo)號列表1 飛機(jī)10 機(jī)翼11 后緣襟翼12 失速條13 傳感器14 井20 中央控制裝置或調(diào)節(jié)裝置21 第二輸入線23 第一輸入線28 有效連接29 控制線31 第一曲線32 第二曲線33 虛曲線
權(quán)利要求
1.一種具有機(jī)翼的飛機(jī)，包括—至少一個可控機(jī)翼組件；—至少一個檢測器；和—耦連于所述至少一個檢測器和所述至少一個可控機(jī)翼組件的控制裝置；其中所述至少一個可控機(jī)翼組件設(shè)置成改變所述機(jī)翼的最大升力，其中所述至少一個檢測器適于記錄飛行過程中任意指定時刻的實際機(jī)翼載荷，并且其中當(dāng)所述實際機(jī)翼載荷達(dá)到機(jī)翼載荷的預(yù)定值時，所述控制裝置作用于所述至少一個機(jī)翼組件以減小最大可能升力。
2.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其中當(dāng)所述飛機(jī)在其平均飛行速度的范圍中的工作點A2之上時，調(diào)節(jié)所述至少一個可控機(jī)翼組件以減小升力。
3.如權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)，其中所述控制裝置被附加地提供有作為控制變量的飛行狀態(tài)參數(shù)。
4.如權(quán)利要求3所述的飛機(jī)，其中所述控制裝置具有分析飛行狀態(tài)參數(shù)以防止在達(dá)到不穩(wěn)定飛行之前為了減小升力而調(diào)節(jié)所述至少機(jī)翼組件的控制規(guī)則。
5.如權(quán)利要求1到3中任一項所述的飛機(jī)，進(jìn)一步包括—設(shè)置在各機(jī)翼的適當(dāng)位置處的至少一個傳感器(13)，其測量所述機(jī)翼的偏轉(zhuǎn)以便記錄機(jī)翼上的載荷。
6.如權(quán)利要求1到5中任一項所述的飛機(jī)，進(jìn)一步包括—至少一個本身已知的后緣襟翼，其位于各機(jī)翼上用作改變升力的機(jī)翼組件。
7.如權(quán)利要求1到3中任一項所述的飛機(jī)，進(jìn)一步包括—至少可延伸的失速條，其位于每個機(jī)翼的前緣區(qū)域中用作改變升力的機(jī)翼組件。
8.如權(quán)利要求7所述的飛機(jī)，其中所述至少失速條設(shè)置成能夠完全收回到形成在機(jī)翼的外輪廓中的井內(nèi)。
9.如權(quán)利要求8所述的飛機(jī)，其中所述井能夠由適當(dāng)?shù)恼稚w封閉。
10.如權(quán)利要求1到9中任一項所述的飛機(jī)，其中所述至少一個減小升力的可控機(jī)翼組件設(shè)置在機(jī)翼的遠(yuǎn)離所述飛機(jī)的機(jī)身的區(qū)域中。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有最大升力能由可控機(jī)翼組件改變的機(jī)翼的飛機(jī)。通過調(diào)節(jié)裝置(20)，根據(jù)飛行狀態(tài)參數(shù)以及實際測量的機(jī)翼(10)上的載荷，機(jī)翼組件(11，12)按照最大可能氣動升力不超過需要的上限值的方式進(jìn)行作用。
文檔編號G05D1/08GK1989041SQ200580024391
公開日2007年6月27日 申請日期2005年9月21日 優(yōu)先權(quán)日2004年9月21日
發(fā)明者亞歷山大萬德·費爾登, 羅蘭德·克爾姆, 約瑟夫·默滕斯 申請人:空中客車德國有限公司