气流改变护罩和方法
【专利说明】
【背景技术】
[0001]航空器(例如，飞机)在着陆进场(即接近着陆)期间，会产生非常大的噪声。该噪声的大部分是由于空气围绕打开的起落架和/或高升力装置(例如，襟翼以及缝翼)流动而产生的。
[0002]尽管在着陆顺序过程中，航空器以大约80m/s的速度航行，然而围绕噪声导生部件或航空器机架以及起落架的区域的气流可达到大约300m/s的速度，这会产生大约200W以噪声形式消散的声能量。该噪声可以是音调噪声，例如，由于气流在空腔上流动产生的哨声噪声、来自机翼盒的低频隆隆声、或宽带噪声，即在很宽的频率范围内的噪声。围绕航空器的湍气流以及尾流的噪声是非常大的，而围绕航空器(特别是围绕机翼)的气流会导致起落架的组件以及高升力装置振动，这些振动组件接着可能会引起航空器的其它组件(例如，机翼盒、表面面板以及起落架门)振动。上述类型的噪声是现有技术中众所周知的，在这里可以被称为气动噪声。
[0003]由于机场通常靠近城市或其他人口密度大的居民区，因此，气动噪声不受期望的。由于起落架的位置位于航空器下方、高升力装置位于机翼的弦向末端(即:机翼的前后缘)，因此，起落架以及高升力装置导致的气动噪声直接向地面辐射，从而使得该气动噪声成为一个特别大的问题。
[0004]人们已开始尝试解决气动噪声问题。例如，已知的有通过提供带有整流罩的起落架。整流罩通常为一刚性结构，通常由金属或合成材料制成，以用于在降落期间将航空器起落架的噪声导生区域与气流分隔开来。然而，本申请发明人发现现有噪声降低装置(例如，整流罩)会不合需要地增加航空器的整体重量。而且，现有噪声降低装置(例如，整流罩)会不合需要地增加航空器部件(例如，起落架和/或高升力装置)的蒙皮以及影响航空器部件之间的连接。整流罩以及类似物还会影响部件(例如，制动部件)的冷却，且通常是方向性的，意味着在顺风情况下是无效的。
【发明内容】
[0005]根据本发明的第一方面，提供了用于降低噪声的护罩，所述噪声由气流经过一航空器的噪声导生部件时产生，所述护罩包括:
[0006]基体，所述基体用于附着在所述航空器上的所述噪声导生部件或上游部件上；以及
[0007]与所述基体连接的多个气流扰动组件，用于在所述气流中引入扰动，以降低由所述气流经过所述噪声导生部件时产生的噪声。
[0008]因此，根据该方面的本发明提供了一种护罩，该护罩可附着在航空器的一部件上，用于在相对航空器移动的气流中引入扰动，以降低气流经过航空器噪声导生部件时应产生的噪声。尽管声能的降低可能是较小的，然而仍然可以在地面上产生有效地可觉知的噪声降低效果，这是因为人耳对声能中非常小的变化(例如，0.6瓦特(watts))也是非常敏感的。进一步地，根据本发明实施例的护罩可被用于抑制噪声导生部件的振动。根据本发明实施例的护罩提供了一简化装置，通过该装置可将气流扰动组件定位在航空器的一期望位置。
[0009]多个所述气流扰动组件中的每一个包括一突出部，所述突出部自所述基体在远离所述噪声导生部件的方向上延伸。
[0010]所述突出部中的第一个具有第一形状，所述突出部中的第二个具有不同于第一形状的第二形状。这使得由护罩提供的扰动效果可以被定制以符合噪声导生部件的表面轮廓。
[0011]一个或多个所述突出部自所述基体伸出至少0.5mm。在一些实施例中，一个或多个所述突出部自所述基体伸出的距离位于大约0.5mm到大约20mm。这样，这些突出部可提供有效的阻力或扰动水平。
[0012]这些突出部一起可具有至少I平方毫米的面向气流的表面。这可以提供有效的阻力或扰动水平。
[0013]所述基体具有一主面，所述主面具有位于大约20平方毫米到大约5平方米之间的表面面积。这可以提供有效的阻力或扰动水平。
[0014]所述气流扰动组件可移除地连接在所述基体上。因此，本发明实施例提供了一简化装置，通过该装置，气流扰动组件的结构可以被改变，这非常有利于测试以确定气流扰动护罩如何影响气流经过航空器的噪声导生区域时产生的噪声。
[0015]所述基体包括多个固定件，以用于对所述气流扰动组件进行定位。
[0016]所述基体用于定义一规则或不规则的突出部阵列。
[0017]所述扰动组件用于将阻力增加至少1.1,1.5、2或3倍。
[0018]所述护罩的边缘定义了一锯齿形边缘。这可以增加或减少气流扰动组件应导致的阻力或扰动水平。
[0019]根据本发明的第二方面，提供了包括任一前述声明中的护罩的航空器。
[0020]所述航空器可包括起落架、面板(例如，襟翼、缝翼盖或吊舱)、起落架门、吊架、高升力装置以及类似部件。航空器可以是商用或军用航空器、无人机(UAV)、或内大气层航天器。在一些实施中，噪声导生部件包括航空器的一区域。
[0021]在一些实施例中，所述护罩可解决由起落架位置或航空器下方其他装置引起的、直接向地面辐射的气动噪声问题。
[0022]根据本发明的第三方面，提供了确定气流扰动护罩如何影响噪声的方法，该噪声由气流经过航空器的一噪声导生区域时产生，所述护罩包括:
[0023]基体，用于附着在所述航空器上的所述噪声导生部件或上游部件上；以及
[0024]与所述基体连接的多个气流扰动组件，所述多个气流扰动组件用于在所述气流中引入扰动，以降低由所述气流经过所述噪声导生部件时产生的噪声，所述方法包括:
[0025]将所述气流扰动护罩连接到所述航空器的一区域或邻近所述航空器上的所述噪声导生部件或上游部件；
[0026]提供所述气流；以及
[0027]确定由所述气流产生的噪声的等级。
[0028]所述方法可进一步包括步骤:
[0029]改变所述气流扰动护罩的位置；
[0030]提供所述气流；以及
[0031]确定由所述气流产生的噪声的等级。
[0032]所述方法可进一步包括步骤:
[0033]改变所述气流扰动护罩的突出部的结构；
[0034]提供所述气流；以及
[0035]确定由所述气流产生的噪声的等级。
[0036]根据本发明的第四方面，提供了一航空器，该航空器包括多个气流扰动组件，以用于在气流中引入扰动，从而降低气流经过航空器的噪声导生部件时产生的噪声。
[0037]第一方面的任何优选特征可应用于第四方面的航空器。
【附图说明】
[0038]仅作为示例地，下面将参考附图对本发明一些实施例进行描述，其中:
[0039]图1为现有技术中起落架的示意图；
[0040]图2为图1中起落架的噪声导生部件的示意图；
[0041]图3为图2中的噪声导生部件的示意图，该噪声导生部件具有本发明一实施例中的气流扰动护罩；
[0042]图4为图2中的噪声导生部件的示意图，该噪声导生部件具有本发明一可选实施例中的气流扰动护罩；
[0043]图5为图2中的噪声导生部件的示意图，该噪声导生部件具有本发明一可选实施例中的气流扰动护罩；
[0044]图6a至图6c示出了根据本发明一可选实施例中的气流扰动护罩；
[0045]图7为根据本发明一实施例的起落架的示意图；以及
[0046]图8为一流程图，该流程图示出了根据本发明一实施例的一方法。
【具体实施方式】
[0047]图1示出了现有技术中的起落架100。起落架100包括以扭接连杆的铰链形式表示的噪声导生区域12。可以想到的，起落架100包括许多适用于起飞和降落的噪声导生部件和区域，例如，图示中处于打开状态的起落架100。
[0048]由于起落架100连接的航空器的运动，起落架100通常在箭头M方向移动，该方向被称为起落架运动方向M0因此，气流相对起落架100在箭头A方向移动，该气流被称为气流A。气流A可以被认为是来自航空器的向前和垂直速度的主要气流或合成气流，该气流通常还包括一侧风分量。
[0049]参考图2，图中示意性地示出了起落架100的噪声导生部件12。该噪声导生部件12包括一突出部，由产生自气流A的气动气流AD经过该突出部，从而产生气动噪声。
[0050]图3为2中噪声导生部件的不意图，该噪声导生部件具有本发明一实施例中的气流扰动护罩14。
[0051]作为概述，根据本发明实施例的气流扰动护罩14用于在如图2所示的气动气流AD中引入扰动，以产生扰动气流TA，即气流已经被更改，以比气流应该显示的乱流度显示出更大或更小的乱流度。因此，护罩14改变了围绕部件的气流模式和/或改变了围绕产生气动噪声的其他下游部件的气流模式，从而降低了总体的气动噪声。相对于气流经过噪声导生部件12和/或下游部件时应产生的气动噪声，本申请发明人发现改变噪声导生部件12的表面轮廓以包括多个用于在气流经过该表面轮廓时导致扰动的气流扰动组件14b通常会降低气流经过噪声导生部件12和/或下游部件时产生的气动噪声。护罩14上的气流扰动组件14b的最佳结构和相对于噪声导生部件的护罩的位置依赖于噪声导生部件及其组成的装置的几何图案。最佳结构可通过实验和/或计算机流体动态分析确定。根据本发明实施例的气流扰动护罩14提供了一种简化装置，通过该装置多个气流扰动组件14b可以被应用于噪声导生部件12，以改变该部件的表面轮廓。
[0052]噪声导生区域12可具有一个或多个外向延伸的外围表面和/或向内延伸的表面或腔，还可以包括一或多个部件中的至少一些。在一些实施例中，噪声导生区域可以是第一部件和第一部件移动连接的第二部件之间的连接区，例如，铰链接合以及万向接头区。
[0053]示出的实施例中的气流扰动护罩14包括刚性基体14a，该基体具有用于与噪声导生部件12连接的接合面。护罩14尺寸被设计为与噪声导生部件12匹配。基体14a的接合面被塑造以符合噪声导生部件12的外表面，以优化接触的表面面积总量，这可以提高基体14a和噪声导生部件12之间的粘合连接。在其他实施例中，接合表面和/或基体14a可具有任何合适的结构。
[0054]多个气流扰动组件可由多个球状突出部14b定义，该球状突出部自接合面的相对面上的基体14a延伸。突出部14b用于在气流A中引入扰动，从而产生扰动气流TA。突出部14b可以以规则或不规则阵列被设置，每个突出部可具有任何合适的结构，以用于引入如前所述的扰动。引入的扰动的量会受到突出部的形状的影响，从而突出部的形状决定了突出部的轮廓和突出部的引入阻力和/或面积，而沿着突出部的面积的表面粗糙度决定了表面摩擦阻力。在一实施例中，一个或多个突出部14b可用于在突出部14b表面上确定一驻激波