专利名称：飞机的制动襟翼的制作方法
技术领域：
本申请要求2005年11月15日提交的德国专利申请No. 102005 054 248.4以及2005年12月14日提交的美国临时专利申请No. 60/750,616 的优先权，这里通过引用将所述两个申请的内容包含在本申请中。
背景技术：
本发明涉及飞机的制动襟翼，为了使飞机减速，该制动襟翼能够设 置为相对于绕飞机流动的气流有一个角度，其中，该襟翼包括边缘，该 边缘在成角度设置时与飞机外蒙皮分开。
为了增加着陆进场过程以及着陆过程中的阻力，现代商用飞机需要 制动襟翼。对此的一种解决方案是位于机翼顶部的襟翼，该襟翼布置在 着陆襟翼和后梁之间，并且通常叫做扰流器。这种襟翼能够等同地用于 滚转控制以及用于减小上升力。比较少见的一种解决方案是制动襟翼布 置在机身上，通常在后部。在这两种情况中，它们基本上都是相对于绕 飞机流动的气流成角度设置的简单金属片部件。
通过由制动襟翼或扰流器增加阻力，飞机能够飞出更陡的着陆进 场，并且除了其它可能之外还能够用于减少进场航线中的噪声。但是， 通过这种方式实现的噪声减少被制动襟翼自身产生的噪声部分抵消。制 动襟翼还用于着陆过程中的减速。
制动襟翼上产生噪声的重要机理是由于在襟翼边缘形成一股很强 的涡流，如图1所示。通常，襟翼的一端铰接到飞机，而在与铰接端相 对的自由边缘处和/或在侧向边缘处形成边缘涡流。
发明内容
本发明的目的是创造一种飞机的制动襟翼，其具有基本上相同的效 果，但引发的噪声更小。
通过具有权利要求1特征的制动襟翼实现了该目的。
在从属权利要求中陈述了根据本发明的制动襟翼的有利实施方式 和改进。
本发明提供了一种飞机的制动襟翼，为了使飞机减速，该制动襟翼 能够设置为相对于绕飞机流动的气流有一个角度，其中，该襟翼包括自 由边缘，该自由边缘在成角度设置时与飞机外蒙皮分开，并在绕飞机流 动的气流中产生边缘涡流。自由边缘包括将边缘涡流分成若干部分涡流 的若干个独立边缘区段。
本发明的有利的实施方式设置成使得将边缘涡流分成若干部分涡 流的独立边缘区段由自由边缘的波形设计形成。
本发明的另 一个有利的实施方式设置成使得将边缘涡流分成若干 部分涡流的独立边缘区段由自由边缘的锯齿形设计形成。
本发明的另 一个有利的实施方式设置成使得将边缘涡流分成若干 部分涡流的独立边缘区段由设置在制动襟翼中自由边缘附近的孔或凹 部形成。
制动襟翼中的孔或凹部能够以襟翼中的通孔的形式设置。
作为替换方案，制动襟翼中的孔或凹部能够以不穿透襟翼的凹陷部 的形式设置。
本发明的另 一个有利的实施方式设置成使得将边缘涡流分成若干 部分涡流的独立边缘区段由设置在制动襟翼表面上自由边缘附近的凸 肩、凸耳或突部形成。
优选地，襟翼的一端铰接到飞机，而将边缘涡流分成若干部分涡流 的独立边缘区段设置在与襟翼的铰接端相对的自由边缘上。
本发明另 一个有利的实施方式设置成使得襟翼的一端铰接到飞机， 而将边缘涡流分成若干部分涡流的独立边缘区段设置在襟翼的一个侧向边缘或者两个侧向边缘上。
本发明的另 一个有利的实施方式设置成使得襟翼的一端铰接到飞 机，而将边缘涡流分成若干部分涡流的独立边缘区段设置在与襟翼的铰 接端相对的自由边缘以及襟翼的一个侧向边缘或者两个侧向边缘上。
本发明的有利的实施方式设置成使得襟翼布置在飞机的机翼顶部上。
本发明的另 一个有利的实施方式设置成使得襟翼布置在飞机的机 身上。
优选地，襟翼还能够用于飞机的滚转控制。
下面将参照附图描述本发明的示例性实施方式。
示出的附图包括
图l是根据现有技术的飞机制动襟翼的一部分的立体图，为了使飞 机减速，该制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的气流有一个角度；
图2是根据本发明优选示例性实施方式的飞机制动襟翼的一部分的 立体图，为了使飞机减速，该制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的 气流有一个角度；
图3a)到3e)是分别示出才艮据现有技术(图3a))以及根据本发明 的几个优选示例性实施方式(图3b)到3e))的飞机制动襟翼的一部分 的立体图，为了使飞机减速，制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的 气流有一个角度，其中，图3c)示出了已在图2中示出的示例性实施方 式。
具体实施例方式
图l示出了根据现有技术的飞机的制动襟翼的一部分的立体图，为 了使飞机减速，该制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的气流有一个 角度。襟翼IO包括自由边缘ll，其在成角度设置时与飞机外蒙皮分开 并在绕飞机流动的气流中产生边缘涡流。该边缘涡流是重要的噪声源，所述噪声在制动襟翼成角度设置时产生，并且在着陆进场过程中所述噪 声是一种公害。
图2示出了祁^据本发明示例性实施方式的飞机的制动襟翼20的立 体图，为了使飞机减速，该制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的气 流有一个角度。襟翼20包括自由边缘21，其在成角度设置时与飞机外 蒙皮分开并在绕飞机流动的气流中产生边缘涡流。自由边缘21包括将 边缘涡流分成若干部分涡流的若干独立边缘区段22。在图2所示的示例 性实施方式中，独立边缘区段22包括自由边缘21的锯齿形设计。
图3a)示出了才艮据现有技术的飞机的制动襟翼10的一部分的立体 图，该制动襟翼已在图1中示出。
图3b)到3e)示出了才艮据本发明几个优选示例性实施方式的飞机 的制动襟翼20; 30; 40; 50的一部分的立体图，在这些实施方式中， 在自由边缘21; 31; 41; 51上包括将边缘涡流分成若干部分涡流的若 干独立边缘区段22; 32; 42; 52。
在图3b)所示的示例性实施方式中，将边缘涡流分成若干部分涡流 的独立边缘区段32包括自由边缘31的波形设计。
图3c)再次示出了图2所示的示例性实施方式，其中独立边缘区段 22包括自由边缘21的锯齿形设计。
在图3d)所示的示例性实施方式中，将边缘涡流分成若干部分涡流 的独立边缘区段由设置在制动襟翼40中自由边缘41附近的孔或凹部42 形成。设置在制动襟翼40中的孔或凹部42能够设置为襟翼40中的通 孔形式，如在图3d)中所示的示例性实施方式那样，或者它们能够i殳置 为在襟翼40外面上的凹陷部形式，所述凹陷部不穿透所述襟翼。
在图3e)所示的示例性实施方式中，将边缘涡流分成若干部分涡流 的独立边缘区段由设置在制动襟翼50表面上自由边缘51附近的凸肩或 突部52形成。
替代所示出的示例性实施方式，设置在制动襟翼自由边缘上的、将 边缘涡流分成若干部分涡流的边缘区段还能够以其它方式设计，其中根 本点在于产生若干独立的更小的边缘涡流而不是图1中示出的产生噪声 的单个边缘涡流，这些独立的更小的边缘涡流产生更小的噪声，并且它们所处的位置可使噪声的产生相互削弱或抵消。在本申请的上下文中，
术语"边缘区段"指设置在边缘附近的区段；它们不需要如图3b)和 3c)的示例性实施方式的情况那样由襟翼自身的边缘构成，而是它们还 能够设置在边缘附近，如在图3d)和3e)中示出的示例性实施方式那 样。
通常，襟翼20; 30; 40; 50的一端铰接在飞机上，而将边缘涡流 分成若干部分涡流的独立边缘区段22; 32; 42; 52能够设置在襟翼20; 30; 40; 50的自由边缘21; 31; 41; 51上，所述自由边缘21; 31; 41; 51与铰接端相对，即，通常位于后侧纵向边缘处，如图2和图3b)到 3e)所示，但是作为替换或者另外地，所述独立边缘区段22; 32; 42; 52还能够设置在制动襟翼的侧向边缘上。
襟翼20; 30; 40; 50能够布置在飞 1翼的顶部上，如现代商用 飞机中常见的情况；不过，襟翼20; 30; 40; 50还能够布置在飞机的 机身上。此外，襟翼20; 30; 40; 50能够用于飞机的滚转控制。
附图标记列表
10; 20; 30; 40; 50制动襟翼
11; 21; 31; 41; 51自由边缘
12; 22; 32; 42; 52边缘区段
权利要求
1.一种飞机的制动襟翼，为了使飞机减速，所述制动襟翼能够设置为相对于绕所述飞机流动的气流有一个角度，其中，所述襟翼(20；30；40；50)包括自由边缘(21；31；41；51)，所述自由边缘在成角度设置时与所述飞机的外蒙皮分开，并在绕所述飞机流动的气流中产生边缘涡流，其中，所述自由边缘(21；31；41；51)包括将所述边缘涡流分成若干部分涡流的若干个独立边缘区段(22；32；42；52)。
2. 如权利要求1所述的制动襟翼，其中，将所述边缘涡流分成若干 部分涡流的所述独立边缘区段(32)由所述自由边缘(31)的波形^殳计 形成。
3. 如权利要求1所述的制动襟翼，其中，将所述边缘涡流分成若干 部分涡流的所述独立边缘区段(22)由所述自由边缘(21)的锯齿形i殳 计形成。
4. 如权利要求l、 2或3所述的制动襟翼，其中，将所述边缘涡流 分成若干部分涡流的独立边缘区段由设置在所述制动襟翼(40)中所述 自由边缘(41)附近的孔或凹部(42)形成。
5. 如权利要求4所述的制动襟翼，其中，设置在所述制动襟翼UO ) 中的所述孔或凹部(42)以所述襟翼(40)中的通孔的形式设置。
6. 如权利要求4所述的制动襟翼，其中，设置在所述制动襟翼(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设置， 所述凹陷部不穿透所述襟翼(40)。
7. 如权利要求1到6中任一项所述的制动襟翼，其中，将所述边缘 涡流分成若干部分涡流的独立边缘区段由设置在所述制动襟翼(50)表面上所述自由边缘(51)附近的凸肩或突部(52)形成。
8. 如权利要求1到7中任一项所述的制动襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一端铰接到所述飞机，而将所述边缘涡流分成若干部分 涡流的所述独立边缘区段(22; 32; 42; 52)设置在所述襟翼(20; 30; 40; 50)的所述自由边缘(21; 31; 41; 51)上，所述自由边缘(21; 31; 41; 51)与铰接端相对地定位。
9. 如权利要求1到7中任一项所述的制动襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一端铰接到所述飞机，而将所述边缘涡流分成若干部分 涡流的所述独立边缘区段(22; 32; 42; 52 )设置在所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一个侧向边缘或者两个侧向边缘上。
10. 如权利要求1到7中任一项所述的制动襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)的一端铰接到所述飞机，而将所述边缘涡流分成若干部分涡流的所述独立边缘区段(22; 32; 42; 52)设置在与所述襟翼 (20; 30; 40; 50)的铰接端相对的所述自由边缘(21; 31; 41; 51) 以及所述襟翼(20; 30; 40; 50)的一个侧向边缘或者两个侧向边缘上。
11. 如权利要求l到10中任一项所述的制动襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)布置在所述飞机的机翼顶部上。
12. 如权利要求1到10中任一项所述的制动襟翼，其中，所述襟翼 (20; 30; 40; 50)布置在所述飞机的机身上。
13. 如权利要求7所述的制动襟翼，其中，所述襟翼(20; 30; 40; 50)还用于所述飞机的滚转控制。
全文摘要
本发明描述了一种飞机的制动襟翼，为了使飞机减速，所述制动襟翼能够设置为相对于绕飞机流动的气流有一个角度，其中，襟翼(20)包括自由边缘(21)，所述自由边缘在成角度设置时与飞机外蒙皮分开，并在绕所述飞机流动的气流中产生边缘涡流。根据本发明，所述自由边缘(21)包括将边缘涡流分成若干部分涡流的若干个独立边缘区段(22)。
文档编号B64C23/06GK101300170SQ200680041327
公开日2008年11月5日 申请日期2006年11月14日 优先权日2005年11月15日
发明者克劳斯·本德 申请人:空中客车德国有限公司