减小环境影响的飞行器的制造方法

减小环境影响的飞行器的制造方法
【专利摘要】一种减小环境影响的飞行器，该包括两个发动机(10)以及各涡轮螺旋桨发动机的噪音屏蔽装置，该发动机安装在飞行器的背部并产生向后的噪声。该噪音屏蔽装置包括屏蔽元件(32)，例如一个襟翼(33)，其可以在收缩位置与朝向机翼后部展开的位置之间移动。在该展开位置上，该襟翼(33)屏蔽了涡轮螺旋桨发动机朝向前部的噪音区域(18)，减少了地面对噪音的感知。
【专利说明】减小环境影响的飞行器
[0001]本发明涉及一种减小环境影响的飞行器。
[0002]在短程至中程飞行器领域以及通常的飞行器领域，燃料使用的最优化是产生效益的基本因素。
[0003]传统地，在飞行器上装配涡轮喷气发动机是能源成本与环境影响之间的折衷方案。事实上，在其它的推进系统中，例如对转螺旋桨推进发动机，可以节省20%的燃料，但经常不考虑其所产生的不理想噪音污染。对于这类型的引擎设备，要考虑的噪音源是:
[0004]由于桨叶的叶频及其谐波而产生的各个螺旋桨自身的噪音，该噪音是一种低频且由此难以屏弊的噪音；以及
[0005]螺旋桨之间相互作用产生的噪音。
[0006] 申请人:已注意到各个螺旋桨自身的噪音可以减小，这使得螺旋桨之间的相互作用成为主要的噪音。 申请人:同样可以确定，通过实验性的、数字控制手段，可以将对转涡轮螺旋桨发动机的噪音源区域建模如下:
[0007]指向所述涡轮螺旋桨发动机前部并且以其轴线为中心的第一锥形叶，该第一锥形叶的噪音峰值大概在介于螺旋桨平面之间的中间位置上；
[0008]指向所述涡轮螺旋桨发动机后部并且以其轴线为中心的第二锥形叶，该第二锥形叶的噪音峰值大概在介于螺旋桨平面之间的中间位置上。
[0009]因此，在法国专利申请FR2905366中， 申请人:披露了通过机翼屏蔽上游噪音叶片的好处，并描述了多种解决方案，尤其是:
[0010]简单地使机翼后部移动；
[0011]添加额外的机翼表面，该机翼表面称为“机头平面”，以补偿由于机翼后部移动所导致的操纵质量的降低；
[0012]使用前掠翼以便相对于传统的后掠翼减少空气动力学中心的后部运动程度。
[0013]本发明提出一种新的飞行器结构，可以经由使用至少一个噪音屏蔽装置减少所产生的电动噪音。
[0014]本发明尤其旨在提出一种减小环境影响的飞行器，该飞行器具有至少一个螺旋桨式或喷气式发动机以及机翼，该发动机产生朝向飞行器的前部的噪音并安装在飞行器的背部，由所述至少一个发动机产生的噪音在噪音区域中传播，其特征在于所述飞行器具有至少一个噪音屏蔽装置，该噪音屏蔽装置包括至少一个适于在收缩位置和展开位置之间移动的屏蔽元件，在该展开位置上，所述至少一个屏蔽元件阶段该噪音区域，以减少地面对由所述至少一个发动机发出的噪音的感知，该噪音屏蔽元件向前移动至展开位置，以增加机翼在根部处的翼弦。
[0015]有利地，使用例如涡轮螺旋桨发动机(非流线形螺旋桨)来大大减少燃料的消耗。
[0016] 申请人:已注意到噪音屏蔽的决定性参数是机翼的表面积以及机翼相对于发动机的位置，其中机翼在根部处的翼弦最为突出。基于此，进一步向后且翼弦更长，则噪音屏蔽更加有效。事实上，机翼向前移动的理论较佳位置略微位于发动机的前部，但由于发动机相对于机翼的位置(高度上)而无法实现。由于发动机位于机身的后部、用于屏蔽各个发动机发出的朝向下游的噪音的尾翼单元的上方，因此发动机的较高位置，或甚至是后部机舱(RFN)位置(英文术语“Rear Fuselage Nacelle”)更适于用机翼来进行屏蔽。
[0017]使所述至少一个噪音屏蔽装置的移动可以限制机翼的尺寸(翼弦)和向后移动。
[0018]事实上，使用所述至少一个可展开的噪音屏蔽元件无需改变机翼位置就可以减少噪音，该机翼不直接被放置在发动机下方。尽管如此，仍可以使机翼的位置向后移动以便如上文所述增强减轻噪音的效果。
[0019]根据一个可能的特征，屏蔽元件在巡航阶段位于收缩位置，在起飞、降落和/或助航阶段位于展开位置。
[0020]这样，有利地，在飞行阶段，也就是噪音最不受欢迎、即飞行器最接近地面时减少噪音。
[0021]本发明还涉及一种飞行器，该飞行器此外还具有带对称机翼的机翼的机身，所述至少一个发动机则安装于飞行器的后部，介于所述机翼和飞行器的最后端之间。
[0022]事实上，该发动机不直接安装在机翼上方可以在发动机或旋翼桅杆(转动部分爆裂、发动机脱落等)失去完整性时、保护机翼且不需要放置会导致飞机重量增加的加固体。
[0023]本发明还涉及一种飞行器，该飞行器另外还具有机身，该机身带有两个对称机翼的机翼以及至少一个水平后部尾翼单元，所述至少一个发动机安装在飞行器后部，介于所述机翼和所述水平尾翼单元之间，噪音屏蔽装置与各个机翼相关联，各个装置的所述至少一个屏蔽元件适于在收缩位置与展开位置之间移动以增加各机翼在根部处的翼弦。
[0024]有利地，所述至少一个屏蔽装置包括所述至少一个屏蔽元件的移动装置以便从一个位置切换到另一个位置。
[0025]根据将屏蔽装置的位置和可使用位置优化的实施方式，所述至少一个屏蔽装置的所述至少一个屏蔽元件由至少一个襟翼构成。
[0026]在这种情况下，本发明可以在传统商用飞机的结构中实施，用配备有噪音屏蔽装置的襟翼(例如各机翼至少一个噪音屏蔽装置)取代内侧襟翼，这些噪音屏蔽装置同时确保了低速的空气动力功能(机翼增升装置提高升力)和噪音屏蔽元件的功能。
[0027]根据一个特征，所述至少一个屏蔽元件包括主襟翼和至少一个辅助襟翼。
[0028]根据一个特殊实施方式，该主襟翼是刚性的且所述至少一个辅助襟翼由柔性织物制成。
[0029]这样一种机构可以在展开位置上获得相当大的向后移动并因此得到很好的噪音屏蔽效果。
[0030]使用柔性织物的优点在于其可以被卷起存放，这可以优化可用的必需空间例如位于机翼后部翼梁的后方的可用空间。
[0031]为此，所述至少一个屏蔽装置包括张紧/退绕系统，以便根据需要卷起或展开柔性织物。在展开位置，该柔性织物是张紧的。
[0032]根据一个特征，所述至少一个噪音屏蔽装置具有滑车和导轨系统，当所述至少一个屏蔽元件移动时，该导轨用于引导滑车移动。
[0033]根据本发明的飞行器具有至少一个连接至机翼的整流罩，该滑车和导轨系统具有两个分别容纳在机身内和所述至少一个整流罩内的导轨。这种结构可以与辅助起落架的位置相协调，优选地容纳在整流罩内。事实上，噪音的减小也可减少燃料的消耗。尤其是在机翼翼展较大的结构下(飞机在地面上的平稳性需要较大的导轨)，然而在如下更进一步进行限定了的结构下也同样如此:
[0034]具有后部发动机，其中，机翼与更传统的飞行器相比向后移动；
[0035]具有带有较大展弦比和较小后掠的机翼。
[0036]有利地，带有大翼展机翼的结构可以与展弦比较大、后掠较小的优化机翼结构相
结合 ?
[0037]根据一个特征，该飞行器可以具有两个与机翼相连的整流罩，即中央主起落架和两个分别位于两个整流罩内的冲击补偿摇杆梁型式辅助起落架。
[0038]这尤其可以优化可用以放置燃料箱的容积并减小机翼上产生的载荷。此外，使用辅助起落架可以得到很大的主起落架路径以确保在陆面足够的稳定性同时将整流罩的尺寸最小化。
[0039]有利地，所述整流罩被称为“屈西曼整流罩”(KUchemann)，基本位于机翼各个机翼的中央。
[0040]“屈西曼萝卜”的好处已为本领域技术人员所熟知，通过使用惠特西姆面积法则(La Loi des Aires de Whitcomb)改进飞机的性能。
[0041]对整流罩的类型的选择落在上述协调作用的范围内。事实上，屈西曼整流罩从这一角度上看更适于辅助起落架的存放，由比避免了使用传统的机翼起落架，后者难以实施于升阻比很大和/或绝对厚度很小的机翼上。
[0042]根据另一个实施方式，所述至少一个屏蔽元件的移动装置，例如由至少一个襟翼构成，包括一个可变形的平行四边形。
[0043]这种移动装置的主要好处在于其非常简便(既轻巧又不复杂)并为所述至少一个刚性襟翼提供了很好的伸展性。这种很好的伸展性使得机翼的局部翼弦在展开时变得很大，并且非常接近所要屏蔽的噪音源。尤其，这种类型的结构可以容易又有效地限制环境影响而无需显著地改变在燃料消耗、维修保养、结构复杂性和操作上已达到理想化的结构设计。
[0044]根据一个特征，该可变形的平行四边形包括至少一个扭力轴、至少一个导臂和至少一个移动杆，所述平行四边行的移动由所述扭力轴来确保。
[0045]有利地，飞行器机翼具有较小的后掠且具有很大的展弦比以便改善低速与高速下的空气动力表现，并由此降低燃料消耗。所引发的效应是减少了燃料箱的容积。
[0046]例如，所述后掠至多等于22°且所述展弦比至少等于10时，容积可以减少6%。优选地，该后掠介于15°与22°之间。这样，该飞行器具有卓越的起飞和降落表现，尤其是在空气中爬升得更快且着陆时更慢的性能。这有利于更大程度地减少由起降所产生的噪音。
[0047]本发明另外还提出了向后移动的机翼结构，该飞行器在机身前部可带有称为“机头平面”的机翼表面。
[0048]结合以下给出非限制性实施例的说明书并参考以下附图，本发明的其它特征和优点将更好的得到体现:
[0049]图1a是根据本发明的飞行器的立体示意图，其中噪音屏蔽装置位于收缩位置；
[0050]图1b显示了图1a中的飞行器，其中噪音屏蔽装置位于展开位置；
[0051]图2以图解形式示出了由装配在图1a和Ib中的飞行器中的发动机所产生的噪音区域的模型(离螺旋桨足够远)；
[0052]图3是图1b中的飞行器的部分俯视图；
[0053]图4a是根据图3的飞行器的A-A截线的剖面示意图；
[0054]图4b是与图4a相似的示意图但带有处于收缩位置的屏蔽装置；
[0055]图5a是处于收缩位置的噪音屏蔽装置的第一实施方式的剖面图；
[0056]图5b是图5a中的噪音屏蔽装置处于展开位置的剖面图；
[0057]图6a是处于收缩位置的噪音屏蔽装置的第二实施方式的剖面图；
[0058]图6b是图6a的屏蔽装置处于展开位置的剖面图；
[0059]图7a是处于收缩位置的噪音屏蔽装置的第三实施方式的剖面图；
[0060]图7b是图7a的屏蔽装置处于展开位置的剖面图；
[0061]图8是根据图3的B-B截线的剖透视示意图；
[0062]图9是根据图8的C-C截线的剖面示意图；
[0063]图1Oa是处于收缩位置的噪音屏蔽装置的第四实施方式的立体图；
[0064]图1Ob是图1Oa的屏蔽装置处于展开位置的立体图；
[0065]图11是图1a中的飞行器的正面示意图。
[0066]图1a和Ib示出了根据本发明的减小环境影响的飞行器的一个实施例。
[0067]该飞行器I具有纵轴XX’并包括沿该轴线的细长机身2以及由两个对称机翼6和7构成的机翼4和水平尾翼单元8。机翼6、7在该实施例中不承载发动机。
[0068]在该机身2的后部装有两个活塞式或喷气式发动机，更具体地为涡轮螺旋桨发动机10设置于所述飞行器I的背部，且该发电机的轴线YY’与纵向轴线XX’平行(图2)。这些涡轮螺旋桨发动机10由支架12支承并以对称方式并排设置于机翼与尾翼单元8之间。各个涡轮螺旋桨发动机10在后部具有对转螺旋桨，例如两个非流线型的产生推力的螺旋桨14、16。要注意到的是，该装置同样可以甚至更有效地应用于位于机身后部的牵引式螺旋桨。这两个螺旋桨14和16彼此相对地设置于低于水平尾翼单元8的水平处。
[0069]运转时，各个涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨14和16互相作用产生的噪音在图2中所示出的多个噪音区域中传播，这些噪音区域限定如下:
[0070]第一区域，该第一区域由朝向涡轮螺旋桨发动机前部并以轴线Ti’为中心的锥形叶片18构成，该叶片顶端20位于所述轴线Ti’上、螺旋桨14和16的中间平面a-a和b_b的中间；前部锥形叶片18限定在锥形外表面22与锥形内表面24之间，其中该锥形外表面由轴线Ti’、顶端20和介于50°与70° (根据涡轮螺旋桨的特殊类型)之间的顶角A22构成，该锥形内表面由轴线YY’、顶端20和介于20°和40° (根据涡轮螺旋桨的特殊类型)之间的顶角A24构成。
[0071]第二区域，该第二区域由朝向涡轮螺旋桨发动机后部并以轴线YY’为中心的锥形叶片26构成，该叶片26的顶端与顶端20重合；后部锥形叶片26限定在锥形外表面28和锥形内表面30之间，其中该锥形外表面由轴线YY’、顶端20与介于40°和60° (根据涡轮螺旋桨的特殊类型)之间的顶角A28构成，该锥形内表面由轴线YY’、顶端20与介于20°和40° (根据涡轮螺旋桨的特殊类型)之间的顶角A30构成。
[0072]如在图1a与图1b中，尤其是在图3中可见，噪音屏蔽装置31与各个机翼6、7相连并通常带有至少一个屏蔽元件32，该屏蔽元件能够在收缩位置与展开位置之间移动。为此，接下来将对屏蔽元件的移动装置进一步进行描述。
[0073]该屏蔽元件用于在展开位置上截断例如上文所定义的朝向前部的噪音区域。这样，由涡轮螺旋桨发动机发出的噪音带来的地面感知被减弱。
[0074]该屏蔽元件在此包括至少一个襟翼，例如刚性的主襟翼33和由例如张紧于可移动襟翼33的前缘和机翼的后部、例如固定翼梁之间的织物34构成的柔性辅助襟翼。
[0075]如图4a和4b中可见的，该屏蔽元件32的主襟翼33在展开时截断了噪音的前部锥形叶片18。
[0076]此外，如前文所述并参照图1a和lb，涡轮螺旋桨发动机10在机翼6、7和水平尾翼单元8之间安装于飞行器后部，噪音的后部锥形叶片20则被水平尾翼8单元所截断。
[0077]因此，水平尾翼单元8结合添加噪音屏蔽装置31的定位可以更大程度地减小由螺旋桨相互作用产生的噪音所带来的地面感知。尽管如此，该后部尾翼单元可以通过不同的方式被布置成其它结构，并且不会对涡轮螺旋桨发动机的后部噪音锥形叶片20产生干扰。
[0078]出于噪音的考虑，辅助襟翼34构成了封闭装置，用于封闭存在于可移动的主襟翼(遮蔽襟翼)与固定机翼之间的任何自由空间。另一方面，在低速飞行的情况下，槽系统(部分封闭)则可以获得改进的空气动力学性能。该空间得以空置是由于当主襟翼最大限度向后运动时(展开位置)，该主襟翼的大小不足于占据存在于前缘与机翼之间的空间。附加辅助襟翼可以使主襟翼进一步向后运动并相应地增加机翼根部处的翼弦，尤其是当主襟翼为固定尺寸时。可替换地，该空闲空间可以由一个或多个刚性襟翼封闭。
[0079]正如从下文可知的，当该屏蔽元件处于收缩位置时，该屏蔽装置容纳在为此目的而设置在飞行器机翼内部的空间中，或者被简单地放置在该飞行器的机翼之下，与机翼的下表面相接触。在后一种情况下，需要设置整流罩或是一些凸台以覆盖满该屏蔽装置的某些元件，以获得尽可能平滑的翼下平面并由此减小尤其是在高速下对于机翼的空气动力学的影响。
[0080]在图5a_b中所示出的屏蔽装置的第一实施方式中，该屏蔽元件32具有主襟翼33和固定于所述主襟翼的辅助襟翼34。该辅助襟翼34由可以被存放于卷起位置的柔性织物构成，如图4b和5a中所示。
[0081]这种存放可以在飞行器机翼中为此目的而设置的空间35中进行(在后部包括后缘)，以便主襟翼33在处于收缩位置时定位成与机翼的外表面(此处为机翼下表面)对齐。更具体地，襟翼的下部33a自身构成了机翼下表面的一部分并延长了机翼下表面的上游固定部分6a。该后部空间35设计为在机翼内部留出足够的地方以便安放储油罐。这样，位于该空间35上游的机翼内部区域6b可以用于容纳储油罐。
[0082]该飞行器此外还具有张紧/退绕系统36，以便根据屏蔽需要卷起或展开织物34。该系统在图5a_b和6a_b中更为具体地示出。
[0083]该张紧/退绕系统36放置于空间35内并且具有心轴36a，织物34绕着该心轴卷起。该心轴36a可以通过弹簧机构(未示出)旋转驱动。可替换地，该心轴有助于机械地使滑车和导轨系统中的滑车移动，该滑车和导轨系统可构成屏蔽元件32的移动装置。这样一种系统在将以下进行描述并示于图8和图9中。
[0084]这样一种实施方式的优点在于相对于由一个或多个刚性襟翼而非织物所构成的辅助襟翼而言具有很大的轻便性。[0085]在图6a_b中所示的第二种实施方式中，屏蔽元件32具有主襟翼33和由半刚性织物构成的辅助襟翼。该织物51由相互铰接的空心薄片构成以便可以绕着心轴以卷帘方式卷起。
[0086]与前述的实施方式相同，该织物51同样可以与张紧/退绕系统36相同的方式卷起存放在设于机翼6中的空间35中。
[0087]由于薄片构成的织物相对于纺织织物具有更大的强度，这种第二实施方式赋予了该屏蔽机构更大的坚固性。
[0088]在第三实施方式中，屏蔽元件32包括多个刚性襟翼(33、33’、33”)，例如图7a_b中的三个襟翼。这三个襟翼(33、33’、33”)例如同位且适于相互滑动。
[0089]在这种情况下，例如，各襟翼借助滑车和导轨系统(该图中未示出)而展开和收缩，这将在下文描述并示于图8中。
[0090]在收缩位置上，该襟翼(33、33’、33”)重叠于机翼内部(图7a)的后方内部空间35内。在展开位置上，最小襟翼33”的下游边缘最接近机翼6，与中间的襟翼33’的上游边缘交迭。该中间襟翼33’的下游边缘与最远离机翼的最大襟翼33的上游边缘交迭。
[0091]襟翼的交迭使得襟翼的接合下表面的曲线更加平滑，由此使得由它们构成的屏蔽元件在整体上更加符合空气动力学特性。在展开位置上，襟翼间的翼缝优选地减小，以便将声音屏蔽的效果最大化。尽管如此，在由翼缝的空气动力学特性所带来的益处与声音屏蔽效率之间可以找到折衷的方案。
[0092]该第三实施方式无需借助于张紧/退绕系统就可以与前述的两种带有张紧/退绕系统的实施方式一样在空间35内占据几乎相同的内部容积。
[0093]这样，在展开位置上，前述三种实施方式的屏蔽元件32的伸展显著地增加了各个机翼在根部处的翼弦。
[0094]图7a和7b中所不的实施方式最为优先因为其最为坚固耐用。屏蔽兀件不同的移动装置在图8、9和10a-b中更为具体地示出。
[0095]图8和图9示出了这些移动装置第一种可能的实施方式。
[0096]这样，声音屏蔽装置31具有滑车和导轨系统39，用于在屏蔽元件、例如襟翼33移动时引导滑车的移动。在图5a-b、6a_b和7a_b中，该滑车和导轨系统引导主襟翼33，辅助元件固定于主襟翼上通过该系统的移动来执行。
[0097]如图8中所示，且同样示于图la_b、3、4a和4b中，飞行器I可以具有连接至机翼4上的整流罩37。在该情形下，这些整流罩称为“屈西曼整流罩”，大致位于机翼4的各个机翼6、7的中间位置。
[0098]滑车和导轨系统39—方面具有分别位于机身2和整流罩37中的两个导轨42、43，另一方面具有两个滑车，这些滑车相对于其中一个导轨可滑动地设置(在图8中仅示出机身2的滑车41和导轨42)。
[0099]更确切地，机身的导轨42位于设置在机身2的机架44中的空腔内，出于空气动力学的考虑，以不会相对于机身的面板46的外表面凸起。
[0100]滑车的作用在于确保主襟翼33的向前(展开)和向后(收缩)平移运动，同时确保由于动态压力和空气动力学升力施加于主襟翼33而产生的应力被吸收。
[0101]所述滑车受到驱动平移，例如借助螺钉-螺母组件或通过由推杆控制的蜗轮机构进行。这两种方法在高升力系统的领域中已被熟知，尤其是运用于A300B和A320型商用飞机中。
[0102]如在图9的示意剖面图中可见，该系统具有连接在主襟翼33(部分示出)和滑车41之间的球状连接件，用以尽可能超静地进行机械连接。相同的连接用在襟翼和与导轨43相连的滑车之间(图8)。
[0103]为了确保移动无缝且无没有摩擦，该滑车、例如图9中的滑车41具有许多小滑轮50。
[0104]唇封52分别与主襟翼33的上表面和下表面接触以限制水和空气浸透进容纳其中一个滑车和导轨42、43的其中之一的各个空腔中。
[0105]根据图10a-b中所示的第二种可能的实施方式，噪音屏蔽装置31的屏蔽元件32的移动装置包括可变形的平行四边形54。在这些附图中，屏蔽元件32由单个襟翼55构成。
[0106]该可变形的平行四边形54由两根导臂56和两根移动杆58构成。
[0107]导臂56是相同的并具有厚度较小的细长形状，且宽度从杆的一端向另一端逐渐增大。
[0108]导臂56的一个端部A通过内面在其上游端附近但远离该上游端固定于屏蔽元件
32。导臂56的相对端部D为自由端。
[0109]各个导臂与移动杆58在一点处保持永久接触，这使得导臂适于在移动杆上移动。
[0110]该移动杆58与导臂56大致形状上相似。
[0111]移动杆的其中一个端部B通过内表面固定在屏蔽元件32的上游端，并且其相对端部C例如通过嵌入方式固定在朝向垂直于纵轴方向的扭转轴60上。
[0112]该扭转轴60呈管状。该扭转轴在图1Oa和图1Ob中绕y轴的转动是通过放置于襟翼与机翼后部翼梁之间的伸缩筒(未示出)或放置于机身内的旋转筒来保证的。
[0113]承载杆62确保了对垂直于导臂56平面的载荷的吸收，从而限制了杆的惯性。
[0114]该噪音屏蔽装置位于机翼之下，扭转轴60通过加强肋条并借助支承件(未示出)连接至翼梁。
[0115]可替换地，在未示出的第一种实施方式的变型中，导臂56的重量增加以便省去承载杆62。
[0116]在未示出的第二种实施方式的变型中，屏蔽元件32包括两个襟翼，并且在将第一襟翼连接于机翼的支承件的中间位置添加附加的支承件。
[0117]在未示出的第三种实施方式的变型中，扭转轴60不再用于移动而仅用于移动杆与导壁的同步。筒则添加在各个支承件的水平处。
[0118]由可变形的平行四边形构成的机构的优点是大部分容纳于机翼4的厚度内。仅需要在机翼下表面的蒙皮中具有两个小凸起，来用于覆盖略延伸超出翼型的端部A和B。这可以避免在机翼的下表面的水平处添加襟翼导轨以及相关连的整流罩。
[0119]该第二种可能的实现方式尤其适用于具有称为“耶胡迪”(内部容积位于尾翼的膝部内，即后缘的膝部与机身之间)的较大内部容积的机翼。另外，该第二种可能具有简单、重量轻以及空气动力方面负效应小的特点。
[0120]在一种常见的构造中，飞行器的机翼如图la-b中的机翼不承载发动机且并不向后移动(机翼的向后移动位置表示如下一种机翼位置，该机翼位置比起标准飞行器、尤其是商用飞机上的这一位置更远离飞机机头，在标准飞行器、尤其是商用飞机中，机翼所在的位置与飞机机头的距离在整个机身长度中所占的比例介于50%和55%之间；因此这里的向后移动位置在该情形中表示机翼位于超过机身长度的55%的位置处)或者，在任何情况下，由于添加了根据本发明的噪音屏蔽系统而有略微向后移动。这种常见构造可以实现下述的空气动力学特征:
[0121]后掠减小，增加了飞行器的最大空气动力学升力，因此也增加了飞行器低速飞行时的工作性能；并且
[0122]增加了机翼的展弦比(机翼翼展与所述机翼的表面积的比值)，使其获得很大的升阻比。
[0123]这样，该飞行器在起飞和着陆时具有优异的表现，尤其是上升更快且降落更慢的性能。这有利于在更大程度上减少由于起降而带来的噪音。
[0124]另外，这种优化结构显著地改进了飞行器燃油的消耗并减少了迎面阻力。事实上，展弦比带来的迎面阻力的减少和后掠的减小，使其可以设计为部分地保持流线型的机翼。在这样一种结构中，使用滑车和导轨类移动装置的襟翼系统是较佳的，正如使用所谓的“屈
西曼”整流罩。
[0125]优选地，后掠至多等于22°且展弦比至少等于10。优选地，该展弦比介于10至14之间且后掠介于17°和22°之间(过于小的后掠形需要减小巡航速度)。
[0126]正如图11中可见，飞行器I还具有两个整流罩37、起落架38以及两个冲击补偿摇杆梁型辅助起落架40。
[0127]可替换地，辅助起落架位于整流罩37内。
[0128]冲击补偿摇杆梁型辅助起落架40是为本领域技术人员所知的例如B-47、B_52、U-2或其它不同类型。
[0129]图11中所描述的这种结构的优点是机翼4不支承中央起落架，结果可以减少这种支承带来的负荷，并且可以将整流罩37的尺寸最小化。
[0130]通过这种方式，可以更大程度地减小后掠并更大程度地增加机翼的展弦比以增加其工作性能，因为机翼并不需要足够大的体积来将具有足够路径以确保陆面上稳定性的起落架整合在其中。
[0131]但是，需要提醒的是本发明不排除一种情况，即当所述机翼需要向后移动时，需要添加设于机身前部的称为“机头平面”的机翼表面。
[0132]该噪音屏蔽装置大大地利于减少地面感知的噪音并且可以在收缩机翼或者增加翼弦这两种方案之中进行选择。根据一种特殊的结构，长度为1.5米(最大长度为2.2米)的屏蔽元件与将尾翼单元和机翼的翼弦共同增加20%具有相同的效果。
[0133]尽管附图仅示出了涡轮螺旋桨发动机的飞行器，但本设计可以适用于配备了其它种类型的发动机的飞行器，例如位于机身机翼后部的涡轮通风机。
[0134]这些飞行器典型地为两个发动机分别安装在机身后部两侧的SFN型飞机(英文术语 “Side Fuselage Nacelle”)，或是 RFN 型飞机。
[0135]考虑到在这些情况下发动机相对于飞机轴线的位置，由风扇产生的上游噪音的区域位于机翼根部的水平处。因此，可以被根据本发明的噪音屏蔽装置所截断。
【权利要求】
1.一种减小环境影响的飞行器，所述飞行器具有至少一个发动机(10)以及机翼(4)，所述至少一个发动机安装在所述飞行器的背部并且产生向前的噪音，由所述至少一个发动机产生的噪音在噪音区域(18)中传播，其特征在于所述飞行器具有至少个噪音屏蔽装置(31)，所述噪音屏蔽装置包括至少一个适于在收缩位置和展开位置之间移动的屏蔽元件(32)，在所述展开位置上，所述至少一个屏蔽元件截断所述噪音区域(18)，以减少地面对由所述至少一个发动机(10)发出的噪音的感知，所述噪音屏蔽元件(32)在所述展开位置向后移动，以增加所述机翼(4)在根部处的翼弦。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述屏蔽元件(32)在巡航阶段处于收缩位置，而在起飞、降落和/或助航阶段处于展开位置。
3.根据权利要求1或2中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还具有机身(2)，所述机身 带有包括两个对称机翼(6、7)的机翼(4)，所述至少一个发动机(10)在所述机翼(6、7)和所述飞行器的后端之间安装在所述飞行器的后部。
4.根据权利要求1至3中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还具有机身(2)，所述机身带有包括两个对称机翼(6、7)的机翼(4)和至少一个后部水平尾翼单元(8)，所述至少一个发动机(10)在所述机翼(6、7)和所述水平尾翼单元(8)之间安装在所述飞行器的后部，噪音屏蔽装置(31)与各机翼(6、7)相连，各个噪声屏蔽装置(31)的至少一个屏蔽元件(32)适于在收缩位置与展开位置间移动以增加各机翼(6、7)在根部处的翼弦。
5.根据权利要求1至4中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个噪声屏蔽装置(31)包括所述至少一个屏蔽元件(32)的移动装置。
6.根据权利要求1至5中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个噪声屏蔽装置的至少一个屏蔽元件(32)由至少一个襟翼(33)构成。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个屏蔽元件(32)包括主襟翼(33)和至少一个辅助襟翼(33’，33”，34)。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述主襟翼(33)是刚性的且所述至少一个辅助襟翼由柔性织物(34)制成。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个屏蔽装置(31)包括张紧/退绕系统(36)以便卷起或展开所述柔性织物(34)。
10.根据权利要求1至9中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个噪声屏蔽装置(31)具有滑车和导轨系统(39)，用于在所述至少一个屏蔽元件(32)移动时引导所述滑车(41)的移动。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器另外还具有至少一个连接至机翼(4)的整流罩(37)，所述滑车和导轨系统(39)具有两个分别容纳于所述机身(2)中和所述至少一个整流罩(37)中的导轨(42、43)。
12.根据权利要求10或11所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器另外还具有连接至机翼(4)的两个整流罩(37)、中心起落架(38)以及两个分别位于所述两个整流罩(37)内的冲击补偿摇杆梁型辅助起落架(40)。
13.根据权利要求11或12所述的飞行器，其特征在于，所述整流罩(37)是称为“屈西曼”的整流罩，大致位于所述机翼(2)的各机翼(6、7)的中间位置。
14.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个屏蔽元件(32)的移动装置包括可变形的平行四边形(54)。
15.根据权利要求14所述的飞行器，其特征在于，所述可变形的平等四边形(54)包括至少一个扭转轴(60)、至少一个导臂(56)以及至少一个移动杆(58)，所述平行四边行(54)的移动通过所述扭转轴(60)的转动来确保。
16.根据权利要求3或4所述的飞行器，其特征在于，所述机翼(6、7)具有较小后掠且具有较大的展弦比以便减少燃料消耗。
17.根据权利要求1至16中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，在所述机身(2)的前部具有称为“机 头平面”的机翼表面。
【文档编号】B64D27/14GK103702903SQ201280010429
【公开日】2014年4月2日 申请日期:2012年2月23日 优先权日:2011年2月25日
【发明者】P-E·高尔, G·盖兰特 申请人:空中客车法国运营公司