失速触发器系统的制作方法

1.本发明涉及一种用于飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的失速触发器系统，以及一种启用这种失速触发器系统的方法。


背景技术：

2.wo 03/000547a1公开了一种触发装置，该触发装置布置在一个或更多个前缘部段中并且可以从小翼包层内被部署以便在小翼的上表面上方突出。触发装置包括长形的板或一系列板，该长形的板或一系列板可以沿着小翼翼展连续或不连续，其能够在前缘部段中的合适导引装置中移动。在提升板时，小翼的上表面上方的流在板的下游分离，从而减少小翼上的升力。


技术实现要素：

3.本发明的第一方面提供一种失速触发器系统，该失速触发器系统包括：飞行器翼梢或飞行器翼梢装置；多组失速触发器，所述多组失速触发器沿着飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的翼展分布，其中，每组失速触发器包括一个或更多个失速触发器，该失速触发器可以被启用以触发飞行器翼梢或飞行器翼梢装置上方的气流的局部分离，并且每组失速触发器具有不同的启用阈值；以及控制系统，该控制系统构造成监测参数，并且响应于参数达到每组失速触发器相应的启用阈值而启用每组失速触发器。
4.本发明的另一方面提供一种包括第一方面的失速触发器系统的飞行器。
5.本发明的另一方面提供一种包括第一方面的失速触发器系统的飞行器机翼。
6.可选地，飞行器机翼包括主翼结构，其中，失速触发器系统包括附接至主翼结构的梢部的飞行器翼梢装置，并且失速触发器沿着飞行器翼梢装置的翼展分布。
7.可选地，多组失速触发器具有70％翼展或更高、80％翼展或更高、或者85％翼展或更高的翼展位置。
8.本发明的另一方面提供了一种启用失速触发器系统的方法，该失速触发器系统包括沿着飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的翼展分布的多组失速触发器，其中，每组失速触器发包括一个或更多个失速触发器，并且每组失速触发器具有不同的启用阈值，该方法包括：监测参数，并且响应于该参数达到每组失速触发器相应的启用阈值而启用每组失速触发器，从而触发飞行器翼梢或飞行器翼梢装置上方的气流的局部分离。
9.本发明的另一方面提供了一种启用失速触发器系统的方法，该失速触发器系统包括沿着飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的翼展分布的多个失速触发器，该方法包括以启用序列启用失速触发器，从而在飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的对应序列的区域中触发飞行器翼梢或飞行器翼梢装置上方的气流的局部分离。
10.该参数可以表示入射角(angle of incidence)或压力。
11.失速触发器中的一些或所有失速触发器可以具有比飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的局部翼弦长度的5％小的弦向位置。
12.每个失速触发器可以构造成使得在启用时它改变形状或移动使得失速触发器从飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的空气动力学表面突出，从而触发飞行器翼梢或飞行器翼梢装置上方的气流的局部分离。
13.每个失速触发器可以构造成使得在启用时它改变形状或移动使得失速触发器从飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的空气动力学表面突出为小于飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的局部翼弦长度的2％的量，并且优选地小于飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的局部翼弦长度的1％的量。
14.失速触发器系统可以包括三组或更多组失速触发器。
15.失速触发器系统可以包括至少十个失速触发器，并且优选地包括至少二十个触发器。
16.每组失速触发器可以包括两个或更多个失速触发器。
17.飞行器翼梢或飞行器翼梢装置可以包括前缘和后缘。
18.前缘的至少一部分可以大致是直的。
19.失速触发器可以沿着飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的翼展分布在具有平均后掠角的线上，该平均后掠角小于50度，并且优选地小于40度。
20.飞行器翼梢或飞行器翼梢装置可以是小翼。
21.飞行器翼梢或飞行器翼梢装置可以是飞行器机翼的梢部；或者它可以是附接至主翼结构的梢部的翼梢装置、比如小翼。
22.多组失速触发器可以以启用序列启用，从而在飞行器翼梢或飞行器翼梢装置的对应序列的区域中触发飞行器翼梢或飞行器翼梢装置上方的气流的局部分离。
23.启用序列可以是渐增启用序列。
24.渐增启用序列可以导致分离流的区域在逐渐向内侧的方向上变长。
附图说明
25.现在将参照附图描述本发明的实施方式，在附图中：
26.图1示出了飞行器；
27.图2是飞行器的机翼的平面图；
28.图3是示出了根据本发明实施方式的小翼失速触发器系统的平面图；
29.图4a示出了处于非启用状态的压电失速触发器；
30.图4b示出了处于启用状态的图4a的失速触发器；
31.图5a示出了处于非启用状态的“智能材料”失速触发器；
32.图5b示出了处于启用状态的图5a的失速触发器；
33.图6是示出了由启用的失速触发器引起的流分离的横截面图；
34.图7示出了基于飞行器入射角控制失速触发器的控制系统；
35.图8示出了基于前缘气压控制失速触发器的控制系统；
36.图9示出了启用序列的第一步；
37.图10示出了启用序列的第二步；
38.图11示出了启用序列的第三步；以及
39.图12是图示了减阻与飞行器入射角的图。
具体实施方式
40.图1示出了具有小翼失速触发器系统的飞行器10。飞行器包括机身和一对机翼。每个机翼包括主翼结构15和附接至主翼结构15的梢部的小翼20。小翼向上指向——换言之，小翼相对于主翼结构15的平面向上成角度。左舷小翼和右舷小翼是彼此的镜像——在图1中只有右舷小翼20可见。图2和图3以平面图示出小翼20。
41.小翼20具有带有前缘21、后缘22、上气动表面23和下气动表面24的翼型轮廓。前缘21大致是直的，并且具有相对较低的后掠角θ(通常θ小于40度)，后掠角θ在图2中进行了表示。
42.小翼20从小翼根部25延伸至小翼梢部26，小翼20在小翼根部25处附接至主翼结构15的梢部。
43.该飞行器包括图3所示的失速触发器系统，该失速触发器系统包括沿着小翼20的翼展分布的多组失速触发器30a至30d、以及控制系统40。每组失速触发器30a至30d包括多个失速触发器，该失速触发器可以被启用以触发小翼20上方的气流的局部分离。
44.飞行器的翼展被限定为从一个机翼的梢部(即小翼梢部26)至另一机翼的梢部的距离。从一个机翼的梢部至另一机翼的梢部的线沿图2中所示的展向方向延伸，该展向方向与飞行器10的中心线29垂直。
45.机翼的根部处于0％翼展处并且机翼的梢部(即小翼梢部26)处于100％翼展处，％翼展表示沿展向方向的展向位置。在该示例中，小翼根部25处于大约85％的翼展处，因此多组失速触发器30a至30d具有85％翼展或更高的翼展位置。换句话说，多组失速触发器位于机翼的翼展的最外15％翼展中。
46.失速触发器都是相同的，并且示例性失速触发器被给定附图标记30，但是将理解的是，在替代性示例中，每个失速触发器或每组失速触发器可以尺寸不同，例如根据每个失速触发器30的翼展位置而尺寸不同。每个失速触发器30构造成使得在启用时失速触发器改变形状或进行移动，使得其从小翼的上空气动力学表面23突出，从而触发小翼上方的气流的局部分离31，如图6中所示，该图示出了处于其启用状态的失速触发器30。
47.如图6中所示，小翼具有从前缘21至后缘22的翼弦线27。失速触发器30相对靠近前缘21定位。例如，失速触发器可以具有小于5％的翼弦(即小于失速触发器的展向位置处的局部翼弦长度的5％)的弦向位置28。
48.每个失速触发器30构造成使得在启用时，失速触发器从小翼的空气动力学表面23突出为小于局部翼弦长度的2％的量，并且优选地小于局部翼弦长度的1％的量。
49.如图3中所示的，失速触发器分布在与前缘21平行的大致直线32中。因此，与前缘21一样，线32具有相对低的平均后掠角(通常小于40度)。
50.在该示例中，前缘21的大部分大致是直的，并且失速触发器分布在大致直线32中。然而，这不是限制性的，并且在其他示例中，前缘21(和/或失速触发器所沿着分布的线)可以连续弯曲。
51.图4a和图4b给出了失速触发器30的第一示例。在这种情况下，失速触发器30是压电装置，该压电装置当被启用时会从图4a中的未启用形状(在该未启用形状中，该压电装置与上空气动力学表面23齐平)改变形状成图4b中所示的变长启用状态(在该变长启用状态中，该压电装置从上空气动力学表面23突出)。
52.图5a和图5b给出了失速触发器30的第二示例。在这种情况下，失速触发器30是压电聚合物“智能材料”装置，该压电聚合物“智能材料”装置当被启用时会从图5a中的未启用形状(在该未启用形状中，压电聚合物“智能材料”装置与上空气动力学表面23齐平)改变形状成图5b中所示的启用状态(在该启用状态中，压电聚合物“智能材料”装置从上空气动力学表面23突出)。
53.每个失速触发器30的平面轮廓在图3中示出为正方形，但这不是限制性的(例如，失速触发器可以具有圆形或矩形平面轮廓)。
54.在图4和图5的示例中，每个失速触发器在启用时会改变形状。在另一实施方式中，每个失速触发器30可以构造成使得在启用时它移动(通过平移和/或旋转)成使得失速触发器从空气动力学表面突出，从而触发气流的局部分离。在这种情况下，每个失速触发器可以由例如螺线管驱动。
55.在其他实施方式中，每个失速触发器30能够以一些其他方式触发气流的局部分离。
56.控制系统40构造成在飞行器的飞行期间监测参数，并且响应于参数达到每组失速触发器相应的启用阈值而启用每组失速触发器30a至30d。每组失速触发器30a至30d具有不同的启用阈值，因此随着参数改变，失速触发器以启用序列启用，从而在小翼20的对应序列区域中触发小翼20上方的气流的局部分离。
57.图7给出了可以用于控制失速触发器的合适参数的第一示例。在该示例中，该参数表示飞行器的入射角。入射角由入射角传感器41测量并且被馈送到控制系统40中，该控制系统40经由相应的控制线42a至42d启用各组失速触发器30a至30d。
58.图8给出了可以用于控制失速触发器的合适参数的第二示例。在该示例中，参数表示小翼20的前缘21处的压力。该压力由定位在小翼20的前缘21处的局部压力传感器42测量并且被馈送到控制系统40中，该控制系统40经由控制线42a至42d启用各组失速触发器30a至30d。
59.图7和图8的示例是非限制性的，即其他参数可以在飞行器的飞行期间进行测量并且用于控制失速触发器。
60.图9至图11给出了启用序列的示例。
61.在图9中所示的启用序列的第一步中，参数达到引起控制系统40启用第一组失速触发器30a的第一启用阈值。这触发了在小翼20的靠近其梢部26的外侧区域45a中的小翼20上方的气流的局部分离。分离流的区域45a具有内侧边界46a。
62.在图10中所示的启用序列的第二步中，参数达到引起控制系统40启用第二组失速触发器30b的第二启用阈值。这触发了小翼20的外侧翼展中间区域45b中的小翼20上方的气流的局部分离。第一组失速触发器30a保持处于它们的启用状态，因此小翼20的外侧区域45a保持失速。分离流的区域45a、45b具有内侧边界46b。
63.在图11中所示的启用序列的第三步中，参数达到引起控制系统40启用第三组失速触发器30c的第三启用阈值。这触发了小翼20的内侧翼展中间区域45c中的小翼20上方的气流的局部分离。第一组失速触发器30a和第二组失速触发器30b保持处于它们的启用状态，因此小翼20的外侧区域45a和外侧翼展中间区域45b保持失速。分离流的区域45a、45b、45c具有内侧边界46c。
64.因此，在图9至图11中可以看出，三组失速触发器30a至30c在启用序列中被启用，从而在小翼20的三个区域45a至45c的对应序列中触发小翼上方气流的局部分离。在该示例中，小翼根部处的失速触发器组30d没有被启用，但它们可以在更高的入射角处被启用。
65.如果用于控制失速触发器的参数是如图7中的入射角，那么每组失速触发器可以响应于入射角增加以达到相应阈值而被启用。因此，随着入射角的增加，分离流区域的长度在内侧方向上增加，如从图9至图11的进展中所示。
66.如果用于控制失速触发器的参数是如图8中的压力，那么每组失速触发器可以响应于压力降低以达到相应阈值而被启用。因此，随着压力的降低，分离流区域的长度在内侧方向上增加，如从图9至图11的进展中所示。在图8的示例中，只存在单个压力传感器，但在替代性实施方式中，可以使用多个压力传感器，每个压力传感器位于相应的失速触发器组附近。这使得每组失速触发器能够基于其局部压力信号被独立地控制。
67.应当注意的是，失速触发器的数目和/或失速触发器的组的数目可以与附图中所示的示例不同。
68.例如，可以只具有两组、三组或四组失速触发器，或者具有很多组失速触发器。
69.失速触发器的总数目可以低至两个或三个，但更典型地存在至少十个失速触发器，并且优选地至少二十个。
70.多组失速触发器30a至30d中的一些或所有的失速触发器组可以仅包括单个失速触发器，但更典型地，每组失速触发器包括两个或更多个失速触发器。
71.在图9至图11的示例中，启用序列是渐增启用序列，该渐增启用序列导致分离流的区域在逐渐向内侧的方向上变长。换句话说，启用组的数目随着入射角的增加而渐增，并且小翼20的失速区域也相应增加。在其他(非渐增)启用序列中，可以在启用下一组时停用多组失速触发器。
72.左舷小翼和右舷小翼各自带有相应的失速触发器线。单个控制系统40可以控制两条失速触发器线，或者左舷小翼和右舷小翼可以由相应不同的控制系统独立地控制。
73.控制系统40可以容纳在飞行器的任何部分中，包括容纳在机身、机翼或小翼中。
74.图12是图示了失速触发器系统的益处的图。图示50示出了没有小翼20的机翼的阻力。具有两个部分51a和51b的图示表明基本的低后掠小翼(即在没有失速触发器的情况下小翼20)的减阻性能。
75.如图示部分51a所示，基本的低后掠小翼产生很大的阻力益处直至更高的入射角，但随后可能会在“突然失速”的入射角52处在小翼的很大区域或整个区域上遭受突然的流分离和失速，因此减阻急剧下降。这导致阻力非常大的增加和升力的减少，如图示部分51b所示。由于效应的突然性和敏感性，这可能会在左舷小翼和右舷小翼上不对称地发生。
76.图示53示出了具有高度后掠前缘的小翼的阻力性能。高度后掠的小翼在中等入射角下产生小翼梢部涡流。这减少了该区域的局部负载和相对于理想小翼(理想小翼的图示在54处指示出)的总阻力益处。随着入射角进一步增加，小翼梢部涡流向小翼根部移动，并且如果飞行器入射角再次减小，则小翼梢部涡流对应地移动回外侧。相对于基本的低后掠小翼，这种行为产生了更良性和对称的操纵品质，如图示53所指示的。
77.图示55示出了具有上述失速触发器系统的小翼20的阻力性能。多组失速触发器30a至30c的第一启用阈值、第二启用阈值和第三启用阈值分别在56a、56b和56c处指示出。
78.通过在中等入射角下触发小翼梢部26处的局部流分离，并且然后随着飞行器入射角的增加逐渐增加内侧流分离的程度，失速触发器系统使能够进行高度后掠小翼(如图示53指示的)的行为。
79.主动触发的小翼20在使基本的低后掠小翼失速的“突然失速”角52以下的飞行器入射角下将具有较低的阻力益处，但在“突然失速”角52以上的飞行器入射角下具有较高的阻力益处。
80.还可以改进飞行器操纵质量行为。由于失速触发器的快速启用，小翼上的流可以被动态控制以适合飞行器机动。
81.在上述实施方式中，失速触发器沿着向上指向的小翼的翼展分布。然而，本发明可以应用于其他类型的翼梢装置、例如向下指向的小翼；或者不是小翼的翼梢装置。还将理解的是，本发明不限于翼梢装置的任何特定形状或轮廓，例如翼梢装置可以包括连续弯曲部分、直的部分或其任何组合。
82.翼梢装置可以具有70％翼展或更高、80％翼展或更高、或者85％翼展或更高的展向位置。
83.通常，主翼结构没有失速触发器。
84.在上述实施方式中，失速触发器沿着附接至主翼结构的飞行器翼梢装置的翼展分布。然而，本发明可以应用于没有单独的翼梢装置的飞行器机翼。在这种情况下，失速触发器可以沿着飞行器机翼梢部的翼展分布，该飞行器机翼梢部例如可以是倾斜的机翼梢部。在这种情况下，多组失速触发器可以具有70％翼展或更高(在机翼的70％翼展最内部中没有失速触发器)、80％翼展或更高(在机翼的80％翼展最内部中没有失速触发器)、或者85％翼展或更高(在机翼的85％翼展最内部中没有失速触发器)的展向位置。
85.当词语
‘
或’出现时，这将被解释为表示
‘
和/或’，使得所指的项目不一定是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用。
86.虽然本发明已经参照一个或更多个优选实施方式在上面进行了描述，但将理解的是，在不背离如所附权利要求所限定的本发明范围的情况下，可以进行各种改变或修改。