專利名稱：用于減小機(jī)翼渦流的系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于減少機(jī)翼渦流的系統(tǒng)和方法，特別是用于減少在 飛行器機(jī)翼上產(chǎn)生的機(jī)翼渦流，該渦流可能會(huì)在很大程度上引起飛行器的 尾流瑞流。
背景技術(shù)：
當(dāng)產(chǎn)生飛行中必需的升力時(shí)，尾流湍流隨之產(chǎn)生。在產(chǎn)生升力的機(jī)翼 中，底部的壓力大于頂部的壓力。因此，在機(jī)翼的端部，空氣從底部流向 頂部，因而產(chǎn)生強(qiáng)烈的渦流，也就是所謂的"機(jī)翼渦流"。此外，在機(jī)翼 尾緣，來(lái)自頂部和底部的流體層以不同的方向流經(jīng)彼此，從而出現(xiàn)自由的 剪切層，該自由剪切層在翼展方向上與相應(yīng)的機(jī)翼渦^^目連。與相應(yīng)的機(jī) 翼渦流一起的自由剪切層把自身巻入兩個(gè)能以水平小龍巻風(fēng)形式向相反 方向旋轉(zhuǎn)的獨(dú)立的渦流，所述小龍巻風(fēng)在它們中心能達(dá)到最高360千米/ 小時(shí)的速度，該速度取決于飛行器的尺寸。在尾流渦流衰減之前，尾流渦流在下游明顯等值于幾百個(gè)機(jī)翼翼展。 這意味著在大飛行器情況下，這種尾流渦流能持續(xù)幾分鐘和最高30千米 長(zhǎng)。這會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的后果，特別是對(duì)飛入尾流渦流中的小飛行器更是如 此；例如，空氣動(dòng)力中的嚴(yán)重局部波動(dòng)會(huì)一直導(dǎo)致穩(wěn)定飛行位置的喪失。據(jù)此，飛行器必須彼此保持相應(yīng)的距離，特別是在起飛和著陸時(shí)更是 如此。因此，機(jī)翼產(chǎn)生的機(jī)翼渦流，該渦流來(lái)源于持續(xù)的翻滾運(yùn)動(dòng)，會(huì)危 及隨后的飛行器，并且是決定起飛和著陸頻率的限制因素。發(fā)明內(nèi)容除了其它目的，本發(fā)明的一個(gè)目的在于提供一種系統(tǒng)和一種相應(yīng)方 法，該系統(tǒng)和方法用于減少因持續(xù)翻滾運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的機(jī)翼渦流，并因此減 少飛行器尾流衰減時(shí)間。該目的在獨(dú)立的權(quán)利要求書(shū)中陳述。本發(fā)明進(jìn)一步的示例性實(shí)施方式 在從屬權(quán)利要求中陳述。根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)包括附連至飛行器機(jī)翼端部的部件，為了干擾外機(jī) 翼區(qū)空氣的翻滾運(yùn)動(dòng)，所述部件能夠關(guān)于基本垂直于飛行方向延伸的軸線 周期性地鉸接運(yùn)動(dòng)。這種空氣翻滾運(yùn)動(dòng)可能由接觸機(jī)翼的氣流以及機(jī)翼頂 部與機(jī)翼底部之間所得到的壓差引起。根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)能夠整合到現(xiàn)有的部件中，但是也可想出獨(dú)立的解 決方法?？蛇x擇地，根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)能與現(xiàn)有部件結(jié)合。在隨后的說(shuō)明 書(shū)和具體實(shí)施方式
的附圖中，這些部件被稱作"小翼"或"機(jī)翼末梢的翼刀"?，F(xiàn)今，這些整合到機(jī)翼端部的具有在空氣動(dòng)力方面有效的部件構(gòu)成 幾乎所有較大商用飛行器的一部分。根據(jù)本發(fā)明的另 一示例性實(shí)施方式，能夠周期性地4^接運(yùn)動(dòng)的部件位 于機(jī)翼頂部上，并且包括固定元件以及能夠鉸接的第 一和第二機(jī)翼元件。 能夠鉸接的第 一和第二機(jī)翼元件例如并列設(shè)置在固定元件的下游，并能相 對(duì)彼此展開(kāi)。根據(jù)本發(fā)明中的這種改進(jìn)，尤其是能夠鉸接的機(jī)翼元件在其 展開(kāi)的位置能夠關(guān)于基本垂直于飛行方向延伸的軸線周期性地往復(fù)鉸接 運(yùn)動(dòng)，其中機(jī)翼元件關(guān)于彼此的相對(duì)位置在鉸接過(guò)程中不變，或者在另一 個(gè)可替代的實(shí)施方式中，機(jī)翼元件關(guān)于彼此的相對(duì)位置在鉸接過(guò)程中可以 改變。根據(jù)本發(fā)明的另 一實(shí)施方式，所述部件包括位于機(jī)翼頂部上的能夠運(yùn) 動(dòng)的第 一機(jī)翼元件和位于機(jī)翼底部的能夠運(yùn)動(dòng)的第二機(jī)翼元件。第 一和第 二機(jī)翼元件優(yōu)選在外機(jī)翼區(qū)朝向彼此。根據(jù)本發(fā)明的這兩個(gè)實(shí)施方式，如上面前述段落所述，機(jī)翼元件受控 而^第一位置與第二位置，在第一位置處，所述機(jī)翼元件基本平行于飛 行方向^4伸，在第二位置處，第一機(jī)翼元件相對(duì)于飛行方向以第一預(yù)定偏 轉(zhuǎn)角向外(遠(yuǎn)離機(jī)身)展開(kāi)，并且第二機(jī)翼元件相對(duì)于飛行方向以第二預(yù) 定偏轉(zhuǎn)角向內(nèi)(朝向機(jī)身)展開(kāi)。因此，飛行器的阻力系數(shù)增加一個(gè)預(yù)定 值(當(dāng)保持升力不變時(shí)取決于構(gòu)造)增加。從而，在不重新調(diào)整推力的情 況下，因此會(huì)產(chǎn)生陡降或者俯沖(滑翔路徑)。為了以受控方式影響外機(jī)翼區(qū)空氣的翻滾運(yùn)動(dòng)，在第二位置處，機(jī)翼 元件以預(yù)定速度在外端位置和內(nèi)端位置之間周期性地往復(fù)運(yùn)動(dòng)。該速度比 如可以不變，或者也可變化。在周期性地鉸接運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，機(jī)翼元件的第一和第二偏轉(zhuǎn)角設(shè)置為使 機(jī)翼的阻力系數(shù)保持不變，由于推力不變，因此對(duì)乘客的舒適度也沒(méi)有負(fù) 面影響0根據(jù)本發(fā)明，例如在著陸階段，第一和第二機(jī)翼元件可以被控制從第 一位置到第二位置，在該第一位置處，機(jī)翼元件并攏在一起并且在該位置 處第一和第二偏轉(zhuǎn)角為零，在第二位置處，第一機(jī)翼元件相對(duì)于沿飛行方 向延伸的軸線以第 一預(yù)定偏轉(zhuǎn)角向外展開(kāi)并且第二機(jī)翼元件相對(duì)于沿飛 行方向的軸線以第二預(yù)定偏轉(zhuǎn)角向內(nèi)展開(kāi)。隨后，在第二步驟中，以這種 方式展開(kāi)的機(jī)翼元件能夠關(guān)于基本垂直于飛行方向的軸線在第一端位置 和第二端位置之間作周期性地往復(fù)(沿飛行方向)運(yùn)動(dòng)，其中在鉸接運(yùn)動(dòng) 過(guò)程中，第一和第二偏轉(zhuǎn)角控制為使得機(jī)翼的阻力系數(shù)保持不變。機(jī)翼渦 流通過(guò)這種方式得以干擾，因而飛行器的尾流渦流減少。因此，根據(jù)本發(fā)明，能夠縮短飛行器的所謂干擾時(shí)間，該干擾時(shí)間取 決于尾流和所述尾流的衰減時(shí)間。關(guān)于飛行器的術(shù)語(yǔ)"干擾時(shí)間"指飛行 器起飛和著陸直到后面的飛行器能夠安全起飛或降落之間的最短等待時(shí) 間。根據(jù)尾流的強(qiáng)度、寬度或長(zhǎng)度，產(chǎn)生不同的衰減時(shí)間，從而飛行器根 據(jù)衰減時(shí)間被分成不同的干擾級(jí)別。根據(jù)本發(fā)明，能夠在不需要額外的起飛和著陸跑道的情況下通過(guò)借助 根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)和方法而減少飛行器彼此間的干擾時(shí)間而實(shí)現(xiàn)機(jī)場(chǎng)容 量的增加。


下面參考附圖對(duì)本發(fā)明的示例性實(shí)施方式進(jìn)行說(shuō)明。圖中 圖l示出具有根據(jù)本發(fā)明第一實(shí)施方式中的系統(tǒng)的飛行器的局部立體
圖；圖2a-2d示出根據(jù)本發(fā)明第一實(shí)施方式的系統(tǒng)在不同狀態(tài)下的俯視圖；圖3示出具有根據(jù)本發(fā)明第二實(shí)施方式中的系統(tǒng)的機(jī)翼的局部立體 圖；以及圖3a-3d示出根據(jù)本發(fā)明第二實(shí)施方式的系統(tǒng)在不同狀態(tài)下的俯視圖。下面，附圖中各視圖里同一部件使用相同的附圖標(biāo)記。
具體實(shí)施方式
圖l示出才艮據(jù)第一實(shí)施方式的系統(tǒng)l的局部立體圖。系統(tǒng)1包^i殳置在飛行器(未示出)的機(jī)翼3的最外緣區(qū)域上的部件2。如圖1所示，根據(jù)本發(fā)明的第一實(shí)施方式，部件2設(shè)置在機(jī)翼的頂部 4上，以便干M機(jī)翼底部5流向機(jī)翼頂部4的氣流(翻滾運(yùn)動(dòng))。才艮據(jù)第一實(shí)施方式的部件2包括固定元件6、第一機(jī)翼元件7和第二 機(jī)翼元件8。在圖1中，該第二機(jī)翼元件8位于第一機(jī)翼元件7后面并4皮 所述機(jī)翼元件7擋住。第一和第二機(jī)翼元件7、 8設(shè)置在固定元件6的下游，并且能夠沿基 本垂直于飛行方向延伸的軸線鉸接地附連至固定元件6。在圖1中，該鉸 接軸線用虛線表示。固定元件6和機(jī)翼元件7、 8優(yōu)選沿飛行方向延伸并設(shè) 計(jì)成相應(yīng)地符合空氣動(dòng)力學(xué)。圖2a示出根據(jù)圖1的系統(tǒng)l在第一種狀態(tài)下的俯視圖。在第一種狀態(tài)下，第一機(jī)翼元件7和第二機(jī)翼元件8并攏在一起，此 時(shí)它們各自的內(nèi)表面朝向彼此并且優(yōu)選彼此輕微接觸。機(jī)翼元件7, 8的第 一種狀態(tài)比如在正常飛行中出現(xiàn)。在這種也凈皮稱作原位置的狀態(tài)下，阻力 系數(shù)和升力系數(shù)對(duì)于特定飛行器來(lái)^&本是恒定值。圖2a中所示的固定元件6與并攏的機(jī)翼元件7、 8基本沿飛行方向A 延伸，從而形成空氣動(dòng)力學(xué)單元。 圖2b示出機(jī)翼元件7、 8的第二種狀態(tài)。第二種狀態(tài)存在于比如接近 地面之初。為了控制機(jī)翼元件7、 8以便其呈現(xiàn)第二種狀態(tài)，例如可以使用 飛行器的中央控制系統(tǒng)。圖2b所示的第一機(jī)翼元件7遠(yuǎn)離機(jī)身(未示出)向外偏轉(zhuǎn)角度5u。 第二機(jī)翼元件8朝向機(jī)身(未示出)向內(nèi)偏轉(zhuǎn)角度5。。角度5u、 5。是相 對(duì)于飛行方向軸線A而言的。在第二種狀態(tài)下，當(dāng)升力系數(shù)保持相同時(shí)阻 力系數(shù)增加。因?yàn)闄C(jī)翼元件7、 8的偏轉(zhuǎn)角5 、 5。的緣故，機(jī)翼尾流發(fā)生 持續(xù)變化。偏轉(zhuǎn)角5u、 5。的大小是飛行器特定的，最佳值比如由風(fēng)洞確定。圖2c示出機(jī)翼元件7、 8的第三種狀態(tài)，該狀態(tài)下，機(jī)翼元件7、 8 在保持它們彼此間的相對(duì)位置不變的情況下，從圖2b中所示的中間位置 向外鉸接運(yùn)動(dòng)到外端位置。根據(jù)圖2c，當(dāng)?shù)诙C(jī)翼元件8基本沿平行于飛 行方向軸線A延伸時(shí)到達(dá)4^接運(yùn)動(dòng)過(guò)程的外端位置。機(jī)翼元件7、 8i^ 該外端位置的轉(zhuǎn)動(dòng)以預(yù)定的轉(zhuǎn)動(dòng)速度進(jìn)行。轉(zhuǎn)動(dòng)的控制比如能通過(guò)飛行器 中央控制系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)。在如圖2c所示的外端位置，改變轉(zhuǎn)動(dòng)的方向，機(jī)翼元件7、 8向內(nèi)端 位置轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖2d所示。這時(shí)再次改變轉(zhuǎn)動(dòng)方向，就開(kāi)始新的周期。在上面描述的系列運(yùn)動(dòng)中，從端位置到端位置，機(jī)翼元件7、 8的偏 轉(zhuǎn)角5u、 5o優(yōu)選控制為使得阻力系數(shù)保持不變。由于機(jī)翼元件7、 8的周 期性系列運(yùn)動(dòng)，因而使得外機(jī)翼區(qū)空氣的連續(xù)翻滾運(yùn)動(dòng)受擾，這樣可以減 少尾流渦流的產(chǎn)生。圖3示出根據(jù)本發(fā)明系統(tǒng)1在如所謂的機(jī)翼末梢翼刀布置中的第二實(shí) 施方式。根據(jù)該實(shí)施方式，依照本發(fā)明的系統(tǒng)1包括第一機(jī)翼元件9和第二機(jī) 翼元件IO，所述兩個(gè)機(jī)翼元件設(shè)置在飛行器(未示出)機(jī)翼3的外端部上。 具體而言，第一機(jī)翼元件9設(shè)置在機(jī)翼頂部4上，而第二機(jī)翼元件10設(shè)置 在機(jī)翼底部5上。在鉸接點(diǎn)B處，機(jī)翼元件9、 IO能夠基本垂直于飛行方 向鉸接，如圖3a-3d所示。圖3a-3d提供圖3所示系統(tǒng)1中的機(jī)翼頂部4的俯視圖。如圖3a所 示，與第一實(shí)施方式中的情況相似，在第一種狀態(tài)下，機(jī)翼元件9、 10處
于原位置，在該原位置處機(jī)翼元件9、 IO相對(duì)于飛行方向軸線A不向內(nèi)或 向外偏轉(zhuǎn)。在圖3a中，俯視圖只顯示出機(jī)翼元件9，在此圖中位于它下面 的機(jī)翼元件10被遮擋住了 。圖3b示出通過(guò)與第一實(shí)施方式的情況相似的方式以偏轉(zhuǎn)角5U、 5。 偏轉(zhuǎn)的機(jī)翼元件9、 10。圖3c示出第三種狀態(tài)，該狀態(tài)下機(jī)翼元件9、 IO通過(guò)與第一實(shí)施方 式的情況相似的方式在保持它們彼此間的相對(duì)位置不變的情況下向外鉸 接運(yùn)動(dòng)。圖3d示出第四種狀態(tài)下的機(jī)翼元件9、 10,在該狀態(tài)下它們向內(nèi)鉸接 運(yùn)動(dòng)。如圖3a-3d所示，第一種狀態(tài)到第四種狀態(tài)的空氣動(dòng)力過(guò)程與第一 實(shí)施方式中的空氣動(dòng)力過(guò)程相應(yīng)，因此不再進(jìn)行說(shuō)明。盡管已經(jīng)參考優(yōu)選實(shí)施方式描述了本發(fā)明，但是本領(lǐng)域技術(shù)人員可以 在不偏離本發(fā)明保護(hù)范圍的情況下l故出改變。例如，可以使用多于兩個(gè)的機(jī)翼元件，在保持彼此間預(yù)定的相對(duì)位置 不變的情況下，以不同的速度關(guān)于飛行方向軸線周期性地4^接運(yùn)動(dòng)。盡管 根據(jù)優(yōu)選實(shí)施方式部分地做了說(shuō)明，第三種狀態(tài)和第四種狀態(tài)是在保持機(jī) 翼元件的相對(duì)位置不變的情況下得到的，但在周期性轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中改變機(jī)翼 元件彼此間的相對(duì)位置當(dāng)然也是可以的。周期性轉(zhuǎn)動(dòng)中的幾乎不變的阻力 系fc^在飛行器的乘客不承受任何明顯的加速力或減速力情況下給定的。此外，需要指出，"包括"不排除其他元件或步驟，"一種"或"一個(gè)" 不排除多個(gè)。另外，需要指出，參照上述一個(gè)具體實(shí)施方式
描述的特征或 者步驟也可以與上述描述的其他具體實(shí)施方式
的特征或者步驟結(jié)合使用。 權(quán)利要求書(shū)中的附圖標(biāo)記不應(yīng)被理解為限制條件。附圖標(biāo)記列表 1系統(tǒng)2部件 3機(jī)翼或翼 4機(jī)翼頂部 5機(jī)翼底部 6固定元件 7第一機(jī)翼元件 8第二機(jī)翼元件 9第一機(jī)翼元件 10第二機(jī)翼元件 A飛^f于方向軸線 B鉸接點(diǎn)
權(quán)利要求
1.一種用于減少飛行器尾流湍流的系統(tǒng)，包括能夠附連至所述飛行器的機(jī)翼(3)端部的部件(6，7，8，9，10)，為了干擾外機(jī)翼區(qū)空氣的翻滾運(yùn)動(dòng)，所述部件能夠周期性地關(guān)于飛行方向(A)鉸接運(yùn)動(dòng)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述部件位于機(jī)翼頂部(4 ) 上，并且包括固定元件(6)以及能夠鉸接的第一和第二機(jī)翼元件(7, 8)，所述機(jī)翼元件并列設(shè)置在所述固定元件(6)的下游并且能夠關(guān) 于所述飛行方向(A)相對(duì)于彼此展開(kāi)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述部件包括位于所述機(jī) 翼頂部(4)上的能夠運(yùn)動(dòng)的第一機(jī)翼元件(9)和位于所述機(jī)翼底部 的能夠運(yùn)動(dòng)的第二機(jī)翼元件(10)，所述第二機(jī)翼元件與所述第一機(jī) 翼元件(9)基本相對(duì)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的系統(tǒng)，其中在第一位置處，所述 機(jī)翼元件(7, 8， 9, 10)基本平行于所述飛行方向延伸，在第二位 置處，所述第一機(jī)翼元件(7, 9)相對(duì)于所述飛行方向軸線(A)以 第一預(yù)定偏轉(zhuǎn)角(5U)向外展開(kāi)，所述第二機(jī)翼元件(8, 10)相對(duì) 于所述飛行方向軸線(A)以笫二預(yù)定偏轉(zhuǎn)角(5o)向內(nèi)展開(kāi)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其中為干擾所述外機(jī)翼區(qū)空氣 的翻滾運(yùn)動(dòng)，在第二位置處，所述機(jī)翼元件(7, 8; 9， 10)能夠以 預(yù)定速度在外端位置和內(nèi)端位置之間周期性地往復(fù)鉸接運(yùn)動(dòng)。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其中在周期性鉸接運(yùn)動(dòng)過(guò)程中， 所述第一和第二偏轉(zhuǎn)角(5U， 5。)設(shè)置為使所述機(jī)翼(3)的阻力系 數(shù)保持不變。
7. —種利用根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項(xiàng)所述的系統(tǒng)來(lái)減少飛行器尾流湍流的方法，包括以下步驟控制所述第一和第二機(jī)翼元件(7, 8; 9， 10)從第一位置a 第二位置，在所述第一位置處，所述機(jī)翼元件并攏在一起并且相對(duì)于 沿飛行方向延伸的軸線(A)基本平行地延伸，在所述第二位置處， 所述第一機(jī)翼元件(7; 9)相對(duì)于沿所述飛行方向延伸的軸線(A) 以第一預(yù)定偏轉(zhuǎn)角(5U)向外展開(kāi)并且所述第二機(jī)翼元件(8; 10) 相對(duì)于沿所述飛行方向延伸的軸線(A)以第二預(yù)定偏轉(zhuǎn)角(5Q)向 內(nèi)展開(kāi)；以及在所述第二位置處，所述機(jī)翼元件(7， 8; 9, IO)在第一端位 置和第二端位置之間周期性地鉸接運(yùn)動(dòng)，其中在鉸接運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，所 述第一和第二偏轉(zhuǎn)角(5U, 5。)控制為4吏得所述機(jī)翼(3)的阻力系 數(shù)保持不變。
全文摘要
根據(jù)本發(fā)明提供一種減少飛行器尾流湍流的系統(tǒng)和方法，其中附連在飛行器機(jī)翼(3)端部的部件(2)通過(guò)周期性的鉸接運(yùn)動(dòng)來(lái)干擾外機(jī)翼區(qū)空氣的翻滾運(yùn)動(dòng)。
文檔編號(hào)B64C23/06GK101160236SQ200680012685
公開(kāi)日2008年4月9日 申請(qǐng)日期2006年4月5日 優(yōu)先權(quán)日2005年4月18日
發(fā)明者彼得·馬伊 申請(qǐng)人:空中客車德國(guó)有限公司