沿着翼展具有可变的掠过分布的航空器升力表面的制作方法
【专利摘要】本发明提供了航空器升力表面(43，73)，连接至航空器机身的后端或前端(11，10)，且在内侧部分(45，75)中具有可变的掠角α和在外侧部分(47，77)中具有恒定的掠角α1。航空器升力表面可以例如是连接至后端机身(11)的水平尾部平面(43)或竖直尾部平面或连接前端机身(10)的水平稳定面(73)。
【专利说明】沿着翼展具有可变的掠过分布的航空器升力表面
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空器升力表面，尤其涉及具有连接至诸如水平尾部平面、竖直尾部平面或水平稳定面(canard)的机身的末端的升力表面的航空器。
【背景技术】
[0002]连接至航空器机身的末端的水平尾部平面(HTP)、竖直尾部平面(VTP)和其他升力表面的性能是在全球航空器设计中的较重要的问题之一，这是因为所述表面被用作控制稳定表面，其必须在整个飞行范围中提供控制稳定力。
[0003]升力表面的好的空气动力学设计的目的是控制与机身的干扰，与机身的干扰是空气动力学拖拽和提升损失的根源。在这一点，升力表面的掠角是其设计的关键特征。
[0004]具有在不同的掠角的前掠和后掠水平尾部平面的航空器配置在本领域中是已知的。关于配置有管状机身、机翼、具有HTP和VTP的尾翼的商用航空器(诸如A320或A380)，所有已知的配置包括沿着翼展具有恒定的掠角分布的HTP/VTP。
[0005]在这些配置中，由于与机身的干扰，HTP/VTP的内部部分未在与外部部分相同的流条件下工作，为进一步的优化提供了空间。沿着HTP/VTP所连接至的区域的后部机身的横截面的区域中的变化越大，这种效果越显著。
【发明内容】
[0006]本发明的一个目的是提供连接至尺寸被优化的航空器的机身的末端的升力表面。
[0007]本发明的另一目的是提供连接至具有相对于已知的升力表面改善的提升弯曲斜率的航空器的机身的末端的升力表面。
[0008]这些和其他目的由连接至航空器的管状机身的前端或后端(其具有可变的横截面面积)的升力表面来满足，该航空器在内侧部分中配置有可变的掠角α，而在外侧部分中配置有恒定的掠角h。
[0009]升力表面可以是向后掠扫升力表面(如在大多数的商用航空器中出现的那样)或向前掠扫升力表面。
[0010]在用于连接至机身后端的升力表面(诸如HTP或WTP)的实施例中，内侧部分中的掠角α (其沿着其的翼展是可变的)小于外侧部分中的恒定的掠角CI115由于与机身的干扰，沿着升力表面的翼展的局部马赫数分布(在内侧部分中的马赫数小于外侧部分中的马赫数)允许增加了升力表面的提升弯曲斜率的内侧部分中的掠角减小。
[0011]有利的，升力表面的内侧部分中的可变的掠角α沿着其的翼展增大。内侧部分中的掠角α高至外侧部分中的恒定值Ci1的渐进的增量提供了升力表面的优化的设计。
[0012]有利的，升力表面包括前缘、抗扭箱以及尾缘，该抗扭箱包括直的前和后加强杆。内侧部分中的可变的掠角因此与包括直的加强杆的抗扭箱相兼容。
[0013]在用于连接至机身前端的升力表面(诸如水平稳定面)的实施例中，内侧部分中的掠角α (其沿着其的翼展是可变的)大于外侧部分中的恒定的掠角alt)内侧部分中的掠角的增大降低了提升弯曲斜率，但是允许延迟不利的压缩性作用且降低外侧部分中的掠角。
[0014]有利地，连接至前端的升力表面的内侧部分中的掠角沿着其的翼展降低。内侧部分中的掠角α高至外侧部分中的恒定的值^^的渐进递减提供了升力表面的优化的设计。
[0015]根据本发明的航空器的其他期望的特征和优点将从随后的本发明的详细描述和随附的权利要求以及附图中变得清楚。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]图1是具有向后掠扫的水平尾部平面的已知航空器的机身后端的半部的示意平面视图。
[0017]图2是用于图1的水平尾部平面的马赫数对翼展的视图。
[0018]图3是根据本发明的具有向后掠扫水平尾部平面的航空器的机身后端的半部的不意平面视图。
[0019]图4是根据本发明的在水平尾部平面的内侧部分中的翼弦的25%处的线在水平面上的投影的放大视图。
[0020]图5是具有向后掠扫水平稳定面的航空器的机身前端的半部的示意平面视图。
[0021]图6是根据本发明的在水平稳定面的内侧部分中的翼弦的25%处的线在水平面上的投影的放大视图。
【具体实施方式】
[0022]下述为对于向后掠扫的HTP的本发明的详细描述。
[0023]图1示出了具有连接至机身后端11的ΗΤΡ13的已知的航空器9。
[0024]HTP13包括前缘21、抗扭箱25以及尾缘23。抗扭箱25包括前加强杆31、后加强杆33、肋35以及由纵梁(未示出)强化的上和下壳体。上和下壳体接合至前缘21和尾缘23，形成了 ΗΤΡ13的空气动力学轮廓。
[0025]ΗΤΡ13配置有恒定的后掠角Ci1，即具有大于90°的恒定的掠角a lt)掠角是在航空器对称面19和在垂直于航空器对称面19的平面上的HTP13的局部翼弦的25%处的点的参考线的投影线17之间所形成的角度。
[0026]航空器机翼的掠角是在接近音速的速度下飞行的航空器的设计特征，其由空气动力学考虑所激发。后掠角的空气动力学优点是由在空气动力学轮廓上的流的超速所引起的不利的压缩作用主要依赖于空气流速度的分量，该分量基本上垂直于航空器机翼的翼弦线的25%的线，其中该压缩随着该轮廓的相对厚度的增大而增长。这一速度分量随着掠角增大而减小(在绝对值上，对于后掠是正的或对于前掠是负的)。
[0027]因此，对于给定的飞行速度，具有给定的掠角的机翼将经受较低的压缩作用。这种作用允许使用更大的相对轮廓厚度，被定义为轮廓的最大厚度与飞行或翼弦方向上的其长度之间的比值，由于更好的结构效率导致了机翼的较低的结构重量。然而，在是大的现代商用航空器的特点的高速下的飞行中，具有大的航空动力学轮廓的相对厚度的机翼放大了空气压缩的不利作用，其可以被机翼上的振动波证明，且空气动力学拖曳、控制能力的损失以及其他的不利的飞行现象相关地增加。因此，机翼的后或前掠角用于实现在接近音速的速度下的可接收的飞行中表现和它们的结构重量之间的设计平衡。
[0028]然而，通过分析已知的后掠HTP13的表现，已经注意到在一些情形中，沿着翼展S的马赫数M的分布遵循在图2中显示的曲线40。HTP13的内侧部分因此在比其余部分低的马赫数下工作，因此这些部分不需要所述外侧部分的掠角值，这是因为压缩作用本质上通过与机身的再压缩相互作用而被延迟。作为负面作用，这导致了 HTP13的提升曲线斜率相对于如果局部的马赫数横跨翼展是恒定的和等于飞行的马赫数那么将假定能够实现的相比被减小。
[0029]据信，这种行为是由于空气流与后端机身11(因为其的弯曲形状(在平面视图中))的干扰和随着所述流接近机身末端而发生的再压缩。在沿着HTP所连接至的后机身的区域的横截面的区域中的变化越大，这种作用越显著。
[0030]可以在机身的前端处连接的升力表面中发现相反的行为，这是因为所述流从前停滞点向前扩展。然而，其通常不在机翼中发生，这是因为其连接至圆柱形的机身，在那里由于机身形状而不发生膨胀或再压缩。当然，圆柱形机身影响机翼上的所述流，但是所述作用通常与局部马赫数的变化相比与所述流动方向的变化更相关，该局部马赫数的变化通常在机身的后端和如端处发生。
[0031]图3示出了具有连接至根据本发明配置的机身后端11的HTP43的航空器9。
[0032]HTP43包括前缘51、抗扭箱55和尾缘53。
[0033]HTP43配置有内侧部分45和外侧部分47，该内侧部分45具有沿着翼展的增加的掠角α，该外侧部分47具有恒定的掠角a i，该恒定的角α:大于内侧部45中的掠角α的任何值(参见图4)。
[0034]在内侧部分45中相对于外侧部分47的掠角减小的掠角增大ΗΤΡ43相对于现有技术中的ΗΤΡ13的提升曲线斜率，因而在ΗΤΡ13的尺寸将是相关的设计变量的情况下允许减小尺寸。
[0035]在图3显示的实施例中，抗扭箱55包括前加强杆61、后加强杆63、肋65和由纵梁(未示出)加固的上和下壳体，具有与现有技术的ΗΤΡ13的抗扭箱23相同的配置，这是因为内侧部分45中的掠角相对于ΗΤΡ13的变化不需要抗扭箱的配置的修改。在其他实施例中，抗扭箱55可以具有不同的配置。
[0036]用于后/前掠的HTP的本发明的上述描述还可应用于前HTP和还可应用于后/前掠的VTP。
[0037]图5和6显示了连接至机身前端10的后掠的水平稳定面73，其的横截面面积沿着其长度不断增大。
[0038]水平稳定面73配置有内侧部分75和外侧部分77，该内侧部分75具有沿着翼展的减小的掠角α，该外侧部分77具有恒定的掠角a i，恒定的角度α:小于内侧部分75中的掠角α的任何值。
[0039]掠角是在航空器对称面19和在垂直于航空器对称面19的平面上的水平稳定面73的局部翼弦的25%处的点的参考线的投影线70之间所形成的角度。
[0040]内侧部分75中的掠角相对于外侧部分77中的掠角的增大允许延迟压缩作用，该压缩作用被鼻部机身的局部扩大而放大。水平稳定面73的提升曲线斜率可以通过从外侧部分的掠角减小内侧所需要的值而增大，从而如果其尺寸是相关的设计变量的情况允许减小水平稳定面73的尺寸。
[0041]虽然已经关于各实施例描述了本发明，但是将从本说明书理解可以对本发明内的元件进行各种组合、变化或改进，且在本发明的范围内。
【权利要求】
1.一种航空器(9)，包括具有横截面面积可变的前端和后端(11，10)的管状形状的机身，连接至机身的中心部分的机翼和连接至机身后端(11)或机身前端(10)的至少一个升力表面(43，73)，其特征在于， 所述升力表面(43，73)配置成在内侧部分(45，75)具有可变的掠角α，且在外侧部分(47，77)中具有恒定的掠角α10
2.根据权利要求1所述的航空器(9)，其中: 升力表面(43)连接至机身后端(11)； 内侧部分(45)中的可变掠角α沿着其的翼展小于外侧部分(47)中的恒定的掠角α 10
3.根据权利要求2所述的航空器(9)，其中机身后端(11)的横截面面积沿着其长度不断减小。
4.根据权利要求2-3中任一项所述的航空器(9)，其中内侧部分(45)中的掠角α沿着其翼展增大。
5.根据权利要求2-4中任一项所述的航空器(9)，其中内侧部分(45)的长度被包含在升力表面(43)的总长度的0-70%之间。
6.根据权利要求2-5中任一项所述的航空器(9)，其中， 升力表面(43)包括前缘(51)、抗扭箱(55)和尾缘(53)； 抗扭箱(55)包括直的前加强杆和后加强杆(61,63)。
7.根据权利要求2-6中任一项所述的航空器(9)，其中升力表面(43)是水平尾部平面或竖直尾部平面，具有后掠角或前掠角。
8.根据权利要求1所述的航空器(9)，其中 升力表面(73)连接至机身前端(10)； 内侧部分(75)中的可变掠角α沿着其翼展大于外侧部分(77)中的恒定的掠角αι。
9.根据权利要求8所述的航空器(9)，其中机身前端(10)的横截面面积沿着其长度不断增大。
10.根据权利要求8-9中任一项所述的航空器(9)，其中内侧部分(75)中的掠角α沿着其翼展减小。
11.根据权利要求8-10中任一项所述的航空器(9)，其中内侧部分(75)的长度被包含在升力表面(73)的总长度的0-70%之间。
12.根据权利要求8-11中任一项所述的航空器(9)，其中所述升力表面(73)是具有后或前掠角的水平稳定面。
【文档编号】B64C3/40GK103538717SQ201310294209
【公开日】2014年1月29日 申请日期:2013年7月12日 优先权日:2012年7月16日
【发明者】安赫尔·帕斯夸尔富埃尔特斯, 塞尔希奥·罗德里格斯桑切斯 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司