专利名称：用于减小机翼涡流的系统和方法
技术领域：
本发明涉及一种用于减少机翼涡流的系统和方法，特别是用于减少在 飞行器机翼上产生的机翼涡流，该涡流可能会在很大程度上引起飞行器的 尾流瑞流。
背景技术：
当产生飞行中必需的升力时，尾流湍流随之产生。在产生升力的机翼 中，底部的压力大于顶部的压力。因此，在机翼的端部，空气从底部流向 顶部，因而产生强烈的涡流，也就是所谓的"机翼涡流"。此外，在机翼 尾缘，来自顶部和底部的流体层以不同的方向流经彼此，从而出现自由的 剪切层，该自由剪切层在翼展方向上与相应的机翼涡^^目连。与相应的机 翼涡流一起的自由剪切层把自身巻入两个能以水平小龙巻风形式向相反 方向旋转的独立的涡流，所述小龙巻风在它们中心能达到最高360千米/ 小时的速度，该速度取决于飞行器的尺寸。在尾流涡流衰减之前，尾流涡流在下游明显等值于几百个机翼翼展。 这意味着在大飞行器情况下，这种尾流涡流能持续几分钟和最高30千米 长。这会产生严重的后果，特别是对飞入尾流涡流中的小飞行器更是如 此；例如，空气动力中的严重局部波动会一直导致稳定飞行位置的丧失。据此，飞行器必须彼此保持相应的距离，特别是在起飞和着陆时更是 如此。因此，机翼产生的机翼涡流，该涡流来源于持续的翻滚运动，会危 及随后的飞行器，并且是决定起飞和着陆频率的限制因素。发明内容除了其它目的，本发明的一个目的在于提供一种系统和一种相应方 法，该系统和方法用于减少因持续翻滚运动所产生的机翼涡流，并因此减 少飞行器尾流衰减时间。该目的在独立的权利要求书中陈述。本发明进一步的示例性实施方式 在从属权利要求中陈述。根据本发明的系统包括附连至飞行器机翼端部的部件，为了干扰外机 翼区空气的翻滚运动，所述部件能够关于基本垂直于飞行方向延伸的轴线 周期性地铰接运动。这种空气翻滚运动可能由接触机翼的气流以及机翼顶 部与机翼底部之间所得到的压差引起。根据本发明的系统能够整合到现有的部件中，但是也可想出独立的解 决方法。可选择地，根据本发明的系统能与现有部件结合。在随后的说明 书和具体实施方式
的附图中，这些部件被称作"小翼"或"机翼末梢的翼刀"。现今，这些整合到机翼端部的具有在空气动力方面有效的部件构成 几乎所有较大商用飞行器的一部分。根据本发明的另 一示例性实施方式，能够周期性地4^接运动的部件位 于机翼顶部上，并且包括固定元件以及能够铰接的第 一和第二机翼元件。 能够铰接的第 一和第二机翼元件例如并列设置在固定元件的下游，并能相 对彼此展开。根据本发明中的这种改进，尤其是能够铰接的机翼元件在其 展开的位置能够关于基本垂直于飞行方向延伸的轴线周期性地往复铰接 运动，其中机翼元件关于彼此的相对位置在铰接过程中不变，或者在另一 个可替代的实施方式中，机翼元件关于彼此的相对位置在铰接过程中可以 改变。根据本发明的另 一实施方式，所述部件包括位于机翼顶部上的能够运 动的第 一机翼元件和位于机翼底部的能够运动的第二机翼元件。第 一和第 二机翼元件优选在外机翼区朝向彼此。根据本发明的这两个实施方式，如上面前述段落所述，机翼元件受控 而^第一位置与第二位置，在第一位置处，所述机翼元件基本平行于飞 行方向^4伸，在第二位置处，第一机翼元件相对于飞行方向以第一预定偏 转角向外(远离机身)展开，并且第二机翼元件相对于飞行方向以第二预 定偏转角向内(朝向机身)展开。因此，飞行器的阻力系数增加一个预定 值(当保持升力不变时取决于构造)增加。从而，在不重新调整推力的情 况下，因此会产生陡降或者俯冲(滑翔路径)。为了以受控方式影响外机翼区空气的翻滚运动，在第二位置处，机翼 元件以预定速度在外端位置和内端位置之间周期性地往复运动。该速度比 如可以不变，或者也可变化。在周期性地铰接运动过程中，机翼元件的第一和第二偏转角设置为使 机翼的阻力系数保持不变，由于推力不变，因此对乘客的舒适度也没有负 面影响0根据本发明，例如在着陆阶段，第一和第二机翼元件可以被控制从第 一位置到第二位置，在该第一位置处，机翼元件并拢在一起并且在该位置 处第一和第二偏转角为零，在第二位置处，第一机翼元件相对于沿飞行方 向延伸的轴线以第 一预定偏转角向外展开并且第二机翼元件相对于沿飞 行方向的轴线以第二预定偏转角向内展开。随后，在第二步骤中，以这种 方式展开的机翼元件能够关于基本垂直于飞行方向的轴线在第一端位置 和第二端位置之间作周期性地往复(沿飞行方向)运动，其中在铰接运动 过程中，第一和第二偏转角控制为使得机翼的阻力系数保持不变。机翼涡 流通过这种方式得以干扰，因而飞行器的尾流涡流减少。因此，根据本发明，能够缩短飞行器的所谓干扰时间，该干扰时间取 决于尾流和所述尾流的衰减时间。关于飞行器的术语"干扰时间"指飞行 器起飞和着陆直到后面的飞行器能够安全起飞或降落之间的最短等待时 间。根据尾流的强度、宽度或长度，产生不同的衰减时间，从而飞行器根 据衰减时间被分成不同的干扰级别。根据本发明，能够在不需要额外的起飞和着陆跑道的情况下通过借助 根据本发明的系统和方法而减少飞行器彼此间的干扰时间而实现机场容 量的增加。
下面参考附图对本发明的示例性实施方式进行说明。图中 图l示出具有根据本发明第一实施方式中的系统的飞行器的局部立体
图；图2a-2d示出根据本发明第一实施方式的系统在不同状态下的俯视图；图3示出具有根据本发明第二实施方式中的系统的机翼的局部立体 图；以及图3a-3d示出根据本发明第二实施方式的系统在不同状态下的俯视图。下面，附图中各视图里同一部件使用相同的附图标记。
具体实施方式
图l示出才艮据第一实施方式的系统l的局部立体图。系统1包^i殳置在飞行器(未示出)的机翼3的最外缘区域上的部件2。如图1所示，根据本发明的第一实施方式，部件2设置在机翼的顶部 4上，以便干M机翼底部5流向机翼顶部4的气流(翻滚运动)。才艮据第一实施方式的部件2包括固定元件6、第一机翼元件7和第二 机翼元件8。在图1中，该第二机翼元件8位于第一机翼元件7后面并4皮 所述机翼元件7挡住。第一和第二机翼元件7、 8设置在固定元件6的下游，并且能够沿基 本垂直于飞行方向延伸的轴线铰接地附连至固定元件6。在图1中，该铰 接轴线用虚线表示。固定元件6和机翼元件7、 8优选沿飞行方向延伸并设 计成相应地符合空气动力学。图2a示出根据图1的系统l在第一种状态下的俯视图。在第一种状态下，第一机翼元件7和第二机翼元件8并拢在一起，此 时它们各自的内表面朝向彼此并且优选彼此轻微接触。机翼元件7, 8的第 一种状态比如在正常飞行中出现。在这种也净皮称作原位置的状态下，阻力 系数和升力系数对于特定飞行器来^&本是恒定值。图2a中所示的固定元件6与并拢的机翼元件7、 8基本沿飞行方向A 延伸，从而形成空气动力学单元。 图2b示出机翼元件7、 8的第二种状态。第二种状态存在于比如接近 地面之初。为了控制机翼元件7、 8以便其呈现第二种状态，例如可以使用 飞行器的中央控制系统。图2b所示的第一机翼元件7远离机身(未示出)向外偏转角度5u。 第二机翼元件8朝向机身(未示出)向内偏转角度5。。角度5u、 5。是相 对于飞行方向轴线A而言的。在第二种状态下，当升力系数保持相同时阻 力系数增加。因为机翼元件7、 8的偏转角5 、 5。的缘故，机翼尾流发生 持续变化。偏转角5u、 5。的大小是飞行器特定的，最佳值比如由风洞确定。图2c示出机翼元件7、 8的第三种状态，该状态下，机翼元件7、 8 在保持它们彼此间的相对位置不变的情况下，从图2b中所示的中间位置 向外铰接运动到外端位置。根据图2c，当第二机翼元件8基本沿平行于飞 行方向轴线A延伸时到达4^接运动过程的外端位置。机翼元件7、 8i^ 该外端位置的转动以预定的转动速度进行。转动的控制比如能通过飞行器 中央控制系统来实现。在如图2c所示的外端位置，改变转动的方向，机翼元件7、 8向内端 位置转动，如图2d所示。这时再次改变转动方向，就开始新的周期。在上面描述的系列运动中，从端位置到端位置，机翼元件7、 8的偏 转角5u、 5o优选控制为使得阻力系数保持不变。由于机翼元件7、 8的周 期性系列运动，因而使得外机翼区空气的连续翻滚运动受扰，这样可以减 少尾流涡流的产生。图3示出根据本发明系统1在如所谓的机翼末梢翼刀布置中的第二实 施方式。根据该实施方式，依照本发明的系统1包括第一机翼元件9和第二机 翼元件IO，所述两个机翼元件设置在飞行器(未示出)机翼3的外端部上。 具体而言，第一机翼元件9设置在机翼顶部4上，而第二机翼元件10设置 在机翼底部5上。在铰接点B处，机翼元件9、 IO能够基本垂直于飞行方 向铰接，如图3a-3d所示。图3a-3d提供图3所示系统1中的机翼顶部4的俯视图。如图3a所 示，与第一实施方式中的情况相似，在第一种状态下，机翼元件9、 10处
于原位置，在该原位置处机翼元件9、 IO相对于飞行方向轴线A不向内或 向外偏转。在图3a中，俯视图只显示出机翼元件9，在此图中位于它下面 的机翼元件10被遮挡住了 。图3b示出通过与第一实施方式的情况相似的方式以偏转角5U、 5。 偏转的机翼元件9、 10。图3c示出第三种状态，该状态下机翼元件9、 IO通过与第一实施方 式的情况相似的方式在保持它们彼此间的相对位置不变的情况下向外铰 接运动。图3d示出第四种状态下的机翼元件9、 10,在该状态下它们向内铰接 运动。如图3a-3d所示，第一种状态到第四种状态的空气动力过程与第一 实施方式中的空气动力过程相应，因此不再进行说明。尽管已经参考优选实施方式描述了本发明，但是本领域技术人员可以 在不偏离本发明保护范围的情况下l故出改变。例如，可以使用多于两个的机翼元件，在保持彼此间预定的相对位置 不变的情况下，以不同的速度关于飞行方向轴线周期性地4^接运动。尽管 根据优选实施方式部分地做了说明，第三种状态和第四种状态是在保持机 翼元件的相对位置不变的情况下得到的，但在周期性转动过程中改变机翼 元件彼此间的相对位置当然也是可以的。周期性转动中的几乎不变的阻力 系fc^在飞行器的乘客不承受任何明显的加速力或减速力情况下给定的。此外，需要指出，"包括"不排除其他元件或步骤，"一种"或"一个" 不排除多个。另外，需要指出，参照上述一个具体实施方式
描述的特征或 者步骤也可以与上述描述的其他具体实施方式
的特征或者步骤结合使用。 权利要求书中的附图标记不应被理解为限制条件。附图标记列表 1系统2部件 3机翼或翼 4机翼顶部 5机翼底部 6固定元件 7第一机翼元件 8第二机翼元件 9第一机翼元件 10第二机翼元件 A飞^f于方向轴线 B铰接点
权利要求
1.一种用于减少飞行器尾流湍流的系统，包括能够附连至所述飞行器的机翼(3)端部的部件(6，7，8，9，10)，为了干扰外机翼区空气的翻滚运动，所述部件能够周期性地关于飞行方向(A)铰接运动。
2. 根据权利要求1所述的系统，其中所述部件位于机翼顶部(4 ) 上，并且包括固定元件(6)以及能够铰接的第一和第二机翼元件(7, 8)，所述机翼元件并列设置在所述固定元件(6)的下游并且能够关 于所述飞行方向(A)相对于彼此展开。
3. 根据权利要求1所述的系统，其中所述部件包括位于所述机 翼顶部(4)上的能够运动的第一机翼元件(9)和位于所述机翼底部 的能够运动的第二机翼元件(10)，所述第二机翼元件与所述第一机 翼元件(9)基本相对。
4. 根据权利要求2或3所述的系统，其中在第一位置处，所述 机翼元件(7, 8， 9, 10)基本平行于所述飞行方向延伸，在第二位 置处，所述第一机翼元件(7, 9)相对于所述飞行方向轴线(A)以 第一预定偏转角(5U)向外展开，所述第二机翼元件(8, 10)相对 于所述飞行方向轴线(A)以笫二预定偏转角(5o)向内展开。
5. 根据权利要求4所述的系统，其中为干扰所述外机翼区空气 的翻滚运动，在第二位置处，所述机翼元件(7, 8; 9， 10)能够以 预定速度在外端位置和内端位置之间周期性地往复铰接运动。
6. 根据权利要求5所述的系统，其中在周期性铰接运动过程中， 所述第一和第二偏转角(5U， 5。)设置为使所述机翼(3)的阻力系 数保持不变。
7. —种利用根据权利要求1至6中任意一项所述的系统来减少飞行器尾流湍流的方法，包括以下步骤控制所述第一和第二机翼元件(7, 8; 9， 10)从第一位置a 第二位置，在所述第一位置处，所述机翼元件并拢在一起并且相对于 沿飞行方向延伸的轴线(A)基本平行地延伸，在所述第二位置处， 所述第一机翼元件(7; 9)相对于沿所述飞行方向延伸的轴线(A) 以第一预定偏转角(5U)向外展开并且所述第二机翼元件(8; 10) 相对于沿所述飞行方向延伸的轴线(A)以第二预定偏转角(5Q)向 内展开；以及在所述第二位置处，所述机翼元件(7， 8; 9, IO)在第一端位 置和第二端位置之间周期性地铰接运动，其中在铰接运动过程中，所 述第一和第二偏转角(5U, 5。)控制为4吏得所述机翼(3)的阻力系 数保持不变。
全文摘要
根据本发明提供一种减少飞行器尾流湍流的系统和方法，其中附连在飞行器机翼(3)端部的部件(2)通过周期性的铰接运动来干扰外机翼区空气的翻滚运动。
文档编号B64C23/06GK101160236SQ200680012685
公开日2008年4月9日 申请日期2006年4月5日 优先权日2005年4月18日
发明者彼得·马伊 申请人:空中客车德国有限公司