涡流发生器设备、气流控制系统和控制舵面上气流的方法与流程

本发明涉及一种用于飞机的涡流发生器设备。所述涡流发生器设备包括表面部件，其形成与在工作中的飞机周围的气流相互作用的气流表面。所述表面部件包含开口。所述涡流发生器设备还包括涡流产生装置，可在缩回位置和伸出位置之间移动。在伸出位置，所述涡流产生装置延伸穿过所述开口进入气流中，且在缩回位置，所述涡流产生装置不会延伸穿过所述开口进入气流中。此外，涡流发生器设备包括用于将所述涡流产生装置保持在缩回位置的保持装置、用于朝向伸出位置偏置所述涡流产生装置的偏置装置，和用于从所述保持装置释放所述涡流产生装置、使得所述涡流产生装置可以向伸出位置移动的释放装置。本发明还涉及一种包括用于飞机的垂直尾翼和控制单元的气流控制系统、一种包括气流控制系统的飞机和一种用于控制在飞机舵面上的气流的方法。

背景技术：

飞机的垂直尾翼和安装到垂直尾翼上的垂直舵主要提供方向稳定性和用于使飞机绕其垂直或偏航轴转动的偏航力矩。可以由舵产生的最大偏航力矩取决于垂直舵的大小和该舵可绕舵轴线偏转的程度。简单地说，可以用较大的舵或可绕更大的角度被偏转的舵来产生更大的偏航力矩。由于舵只能被偏转有限的角度以避免在所述舵处的气流失速，最大偏航力矩在很大程度上由舵的总体尺寸确定。

由于在正常操作条件下从不需要最大偏航力矩，大部分可由垂直舵的产生偏航力矩在正常操作条件下是不会被使用的。换句话说，在正常操作条件下大部分垂直舵只产生拖曳力(drag)，且对于控制飞机是不需要的。在拖曳力增大时，燃料消耗增加，这降低了飞机的最大范围航程，因此应当避免任何不必要的拖曳力。

技术实现要素：

考虑到上述情况，可以认为是本发明的一个目的是改善垂直尾翼和垂直舵的气流，而无需必然增大垂直尾翼的尺寸。

在第一个方面，本发明提供了上述类型的涡流发生器设备，它还包括密封装置，用于在涡流产生装置处于缩回位置时完全密封所述开口。此外，所述密封装置适于使得在从缩回位置移动到伸出位置时所述涡流产生装置可以永久破坏所述密封装置对所述开口的密封。

换句话说，在第一方面，本发明涉及一种涡流发生器设备，它被提供用于在垂直尾翼以及特别是在垂直舵处降低失速的风险，如果垂直舵被偏转以产生最大可用偏航力矩的话。因此，当根据本发明的涡流发生器设备被部署在垂直尾翼时，带有涡流发生器设备的垂直尾翼的总体尺寸可以减小为较小尺寸的尾翼，其可以产生与不含根据本发明的涡流发生器设备的较大尾翼同样大的偏航力矩。所述涡流发生器设备包括一个表面部件，它可以例如形成飞机的垂直稳定器的外表面或气流表面的一部分。所述表面部件包括一个开口，所述涡流产生装置例如叶片可以穿过所述开口在缩回位置和伸出位置之间移动。在缩回位置，所述涡流产生装置被设置在表面部件的不受飞机周围的气流吹到的一侧上，其中使用了涡流发生器设备。所述涡流产生装置可以例如被设置在垂直尾翼内。因此在缩回位置，所述涡流产生装置不受飞机周围的气流所影响，并且特别是不产生额外的拖曳力。所述涡流发生器设备包括一个保持装置，它将涡流产生装置保持在缩回位置，并防止其意外运动到伸出位置。

例如，当需要涡流发生器设备的支撑件用于降低在垂直舵处失速的风险时，所述涡流产生装置可以移动穿过在表面部件中的开口到伸出位置，在所述伸出位置其产生附加涡流，所述附加涡流改善了在垂直舵处的气流。在缩回和伸出位置之间的运动可以是例如沿着纵向方向的线性运动或者其中所述涡流产生装置绕一个旋转轴旋转的旋转运动。设置了一个偏置装置，例如弹簧的形式，用于将所述涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置。所述弹簧可以是例如用于沿着直线路径移动涡流产生装置的卷簧，或者用于将所述涡流产生装置绕旋转轴线旋转的扭力弹簧。利用弹簧或其他机械偏置装置具有的优点是提供了用于在缩回和伸出位置之间移动所述涡流产生装置的特别坚固的驱动装置，因为不需要外部的电力或液压动力源。

为使涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置，设置了一个释放装置，它将所述涡流产生装置从保持装置断开或释放。释放装置可以是例如致动器，它将保持装置从第一位置移动到第二位置，在第一位置所述保持装置抵靠由偏置装置施加的力而将所述涡流产生装置保持在缩回位置，和在第二位置所述偏置装置不再将涡流产生装置保持在缩回位置并使能朝向伸出位置的运动。所述释放装置和偏置装置不需要是不同单元或元件。

最后，该涡流发生器设备包括一个密封装置，用于在所述涡流产生装置处于缩回位置时密封所述表面部件中的开口。所述密封装置可以由一个膜来提供。所述密封装置有利地防止了任何气流和例如水或污垢的任何其它环境影响可能进入涡流发生器设备内部。为此，所述密封装置最好形成为单件式，其永久性地附着在围绕所述开口的表面部件的边缘。所述密封装置进一步有利地消除了将由表面部件中的开口产生的额外的拖曳力，如果开口将未被覆盖的话。

所述密封装置还设计成由所述涡流产生装置破坏或者至少永久地从涡流发生器组件脱离，当涡流产生装置穿过所述开口从缩回位置移动到伸出位置时。涡流产生装置可以是例如将所述密封装置或密封膜切割成两片或多片或者将所述密封装置推到开口之外。

因此，一旦所述涡流发生器设备已经通过将涡流产生装置移动到伸出位置而被激活，它就不能简单地被停用，因为至少由密封装置提供的密封被永久破坏。因此，涡流发生器设备不包括任何装置用于将涡流产生装置从伸出位置返回到缩回位置。一旦被激活，所述涡流发生器设备只能由维修人员来更换或维修，例如通过恢复密封装置和手动地将涡流产生装置返回到缩回位置。

根据本发明的涡流发生器设备仅准备用于在需要使用最大偏航力矩的情况下。当伸出时，所述涡流发生器设备防止了垂直舵的失速，使得垂直舵可以比常规的操作条件下被进一步偏转。有利的是，一旦它已经被激活，所述涡流发生器设备仅产生额外的拖曳力。但是，这种额外的拖曳力的量不很高，使得飞机可以在不受约束下操作，即使涡流发生器设备已被激活。因此，如果意外激活根据本发明的一个或多个涡流发生器设备，所述飞机可以继续其正常的操作且所述涡流发生器设备不必立即更换或修理。

在所述开口被密封装置从环境完全密封时，其在涡流产生装置伸出时将被破坏或移除，所述涡流发生器设备的内部，且具体地说所述偏置装置、所述保持装置和释放装置被可靠地固定以避免例如水或污垢的任何环境影响。因此，提供了根据本发明的涡流发生器设备的可靠和低维护操作。

在一个优选实施方案中，所述密封装置是密封膜，它在涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置时可由涡流产生装置破坏。所述密封膜可以是例如适于在所述涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置而被碰到时由涡流产生装置切割成两片或多片或者爆裂成多个片。

可替代地或另外地，当涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置时，所述密封膜或密封装置优选地是可由涡流产生装置从涡流发生器设备拆卸的。所述密封膜可以例如通过压力配合被连接到表面部件上，且该压力配合的保持力比所述涡流产生装置在向伸出位置移动时施加在密封膜上的力弱。所述密封膜随后将简单地被涡流产生装置从所述开口向外推开。可替代地或另外地，所述密封膜可使用粘合剂粘附到表面部件上，且该粘合剂的粘合力可能比由涡流产生装置所施加的力小。所述密封膜随后将简单地从围绕所述开口的表面部件脱落。压力配合和粘接剂的组合也是可行的。可被破坏或拆卸的密封膜的组合也是可行的，以确保涡流发生器设备的可靠操作。

在一个示例性优选实施例中，所述涡流产生装置适于使得在涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置时所述涡流产生装置只点状接触密封装置。换句话说，所述涡流产生装置的形状使得在密封装置和涡流产生装置之间没有延伸接触，而仅仅在一个或多个点状位置上接触。这有利地改善了局部引入到密封装置上的力，因此改进了该密封装置被由涡流产生装置成功破坏的可能性。所述涡流产生装置可以例如包括面对密封膜形式的密封装置的锋利叶片，其优选地相对于密封装置在其中延伸的平面倾斜，使得可以确保局部接触。在其他的实施例中，所述涡流产生装置可具有用于切割穿过所述密封膜的齿形表面。

在一个优选的实施方案中，所述保持装置由一个销形成。当所述销处于第一位置时，所述销适于防止涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置。所述销可由释放装置从第一位置移动到第二位置，用于从保持装置释放所述涡流产生装置，其中在第二位置所述销不阻止所述涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置。

在一个替换优选实施方案中，所述保持装置是由带子或线材形成，并且释放装置以适于切割带子或线材的火工切割器(pyrotechniccutter)的形式提供，用于从保持装置释放涡流产生装置。已经发现这种火工切割器即使在恶劣的工作条件下也是非常可靠的。

所述涡流发生器设备优选地包括一个壳体，其中所述表面部件和/或密封装置形成所述外壳的外表面，且其中所述涡流产生装置和所述偏置装置、保持装置和释放装置中的至少一个被设置在所述壳体内。设置在单个外壳中的涡流发生器设备可有利在激活后一件式更换以进行常规维护或更换或修理，这减少了维护或更换的时间，且因而降低了维护或更换的成本。在某些情况下可能有利的是将释放装置放置在壳体外面，例如以方便火工切割器形式的释放装置的维修。

在第二方面，所述问题通过一种包括用于飞机的垂直尾翼和控制单元的气流控制系统来解决。所述垂直尾翼包括垂直稳定器、至少一个舵面和根据任一前述实施方案的多个涡流发生器，其中所述至少一个舵面可以相对于所述垂直尾翼围绕舵轴线偏转，并且其中所述多个涡流发生器被设置在垂直稳定器上并沿着所述舵轴线，并且其中所述控制单元适于致动所述多个涡流发生器的装置装置，使得所述多个涡流发生器的涡流产生装置从缩回位置移动到伸出位置，其中所述控制单元适于仅在所述舵绕舵轴线的偏转超过预定值时致动所述释放装置。

舵偏转的预定值被有利地选择为使得它只在舵被偏转超过在常规操作过程中的最大偏转时被超出。由于最大舵偏转被飞机的飞行控制系统所限制，这种最大偏转在在地面上仅在速度低于最小起飞速度时发生。因此，如果预定值被设置得足够高，可以防止多个涡流发生器设备被意外激活。然而，如果根据本发明的涡流发生器设备被激活了，它们有利地减小了在该舵处的气流扰动，并由此增大了垂直舵可以被偏转的最大角度而不会产生气流失速的风险。

该气流控制系统的进一步优点对应于该系统包含的涡流发生器设备的优点。

优选的是，所述控制单元还适于仅在需要最大可用偏航力矩时致动所述释放装置。这种情况可以例如是被飞机的飞行控制系统检测到并传送到气流控制系统的控制单元。所述控制单元可以例如是飞机的飞行控制系统的一部分。

在一个示例性优选实施例中，所述释放装置适于释放所述涡流产生装置，如果所述控制单元出现故障或者如果释放装置从控制单元断开的话。因此这有利地确保了涡流发生器设备总是可被激活的。由于在伸出位置的涡流产生装置不会对飞机的飞行表现造成相当大的不利影响，涡流发生器设备的意外激活相对于发生故障的风险是优选的。

在第三方面，所述问题是由包括根据上述任一优选实施例的气流控制系统的飞机来解决的。所述飞机的优点对应于其中使用的气流控制系统的优点。

最后在第四方面，所述问题是通过控制在飞行器的舵面上的气流的方法来解决的，所述飞机包括垂直尾翼，其中所述垂直尾翼包括垂直稳定器、至少一个舵面和根据任一前述实施方案的多个涡流发生器，其中所述至少一个舵面相对于垂直稳定器围绕一个舵轴线是可偏转的，并且其中所述多个涡流发生器被设置在所述垂直稳定器上并沿着所述舵轴线。多个涡流发生器的释放装置被致动，使得所述多个涡流发生器的涡流产生装置仅在检测到至少一个舵面的偏转超过预定值时从它们的缩回位置移动到伸出位置。

在该方法的一个优选实施方案中，仅在已经检测到需要最大可用偏航力矩时致动所述释放装置。

根据本发明的用于控制在舵面上的气流的方法的优点分别对应于在前述段落中描述的、具有相应特征的根据本发明的气流控制系统的实施例的优点和在该方法中使用的涡流发生器设备的实施例的优点。

附图说明

在下面的段落中参考附图描述了根据本发明的涡流发生器设备的示例性实施例、根据本发明的气流控制系统和用于控制在舵面上的气流的方法，在附图中：

图1示出了根据本发明的涡流发生器设备的第一示例性实施例的剖视图，

图2示出了根据本发明的涡流发生器设备的第二示例性实施例的剖视图，

图3示出了根据本发明的气流控制系统的示例性实施例的平面图，和

图4示出了根据本发明的飞机的示例性实施例的透视图。

在附图中相同的参考标号用于表示相同的元件。

具体实施方式

图1中显示了用于飞机的涡流发生器设备1的第一示例性实施例。涡流发生器设备1包括一个壳体3。壳体3部分地由表面部件5界定，所述表面部件适于形成与在飞机飞行时围绕飞机的气流相互作用的气流表面。外壳3优选具有圆形或椭圆形的柱体形式，分别具有圆形或椭圆形的基部。外壳3的这些基部之一由表面部件5形成。表面部件5还包括开口7，其沿圆周被表面部件5的边缘9环绕。通过可以是例如具有圆形、椭圆形或类似狭缝形状的开口7，壳体3的内部可以与围绕所述涡流发生器设备1的环境流体连通。具体地，在涡流发生器设备1使用时碰到表面部件5上的气流可能会流入壳体3的内部。

涡流发生器设备1还包括具有叶片11形式的涡流产生装置11。涡流产生装置11是在缩回位置13和伸出位置15之间可移动的，在缩回位置13中所述涡流产生装置11如实线所示，在伸出位置15中所述涡流产生装置11如虚线所示。在缩回位置13中，所述涡流产生装置11完全设置在外壳3的内部。因此，它不会延伸或突出穿过开口7到壳体3的外部。特别是，所述涡流产生装置11不会影响在表面部件5上经过的任何气流。在伸出位置中，所述涡流产生装置11延伸穿过所述开口7进入到在表面部件5上经过的气流中且通过产生一个或多个涡流而影响气流。

为将该涡流产生装置11从缩回位置13移动到伸出位置15，设置了两个卷簧17形式的偏置装置17。偏置装置17将涡流产生装置11向伸出位置15偏置。换句话说，偏置装置直接或间接地施加力到所述涡流产生装置11上以推动所述涡流产生装置11穿过开口7和到外壳之外。

为将涡流产生装置11保持在缩回位置13中，设置了保持装置19。在图1所示的示例性实施例中，保持装置19由销19形成，如图1所示销19可在第一位置之间移动，其中在第一位置中所述销与用于支承和引导涡流产生装置的轴21接合。所述销19可以通过一个致动器23形式的释放装置23移动到其中销19不再与轴21接合的第二位置。因此，所述涡流产生装置11从该保持装置19释放和由偏置装置17从缩回位置13移动到伸出位置15。

所述涡流发生器设备1还包括密封膜25形式的密封装置25，其在涡流产生装置11处于缩回位置13时紧紧密封在表面部件中的开口7。所述密封膜25可以例如是使用粘合剂粘附到表面部件5上以提供特别紧密的密封。有利的是，所述密封膜25完全密封所述壳体3以避免环境影响，使得可以防止水和灰尘进入所述壳体内部且不会损害涡流发生器装置的可操作性。此外，密封膜25提供了在表面部件5连续性的气流表面，并降低了由涡流发生器设备所造成的额外拖曳力。密封膜25优选地是单件式的。

此外，密封膜25被适配以使得所述涡流产生装置11可永久地破坏所述开口7的由密封膜25所提供的密封，当它被偏置装置17从缩回位置13推到伸出位置15时。为此，所述涡流产生装置11可具有尖锐的边缘27，以用于将密封膜25切割成两个或多个部分。可替代地，密封膜25可以设置为使得其在被涡流产生装置11冲击时分散为多个部分。换句话说，涡流产生装置11从缩回位置13穿过密封膜25移动到伸出位置15中且永久性地破坏密封膜25。

因此，如图1所示的涡流发生器设备1是一种单次使用的涡流发生器设备1。一旦释放装置23从保持装置19释放了涡流产生装置11，所述涡流产生装置11从缩回位置13移动到伸出位置15，且不能自动地移动回到缩回位置13。由于涡流发生器设备1是意图仅在需要最大可用偏航力矩时激励边界层的，它有利地不影响在其中按常规操作使用所述涡流发生器设备的航空器周围的气流。然而，因为由伸出的涡流产生装置11产生的额外拖曳力对飞行路线不具有显著的不利影响，不需要提供装置来将涡流产生装置11移动回到缩回位置13，一旦涡流发生器设备1已被激活的话。因此，涡流发生器设备1与以前已知的可伸出的涡流发生器设备相比相当简单，这使得它更可靠。

最后，由于提供了偏置装置以将所述涡流产生装置11移动到伸出位置15，不需要用于致动涡流发生器装置1的外部电源。所需要的唯一外部接触是给释放装置23的信号，使得涡流产生装置11从该保持装置19释放。

图2中示出涡流发生器设备1的第二示例性实施例。图2所示的示例性实施例与图1所示的示例性实施例的区别仅在于所采用的保持装置和释放装置。因此为简单起见，不需重复同样适用于在图2所示的示例性实施例的上述考虑和解释，而只讨论不同之处。

图2所示的涡流发生器设备1包括线材29形式的保持装置29，其刚性地连接到形成壳体3的一部分的安装装置31。在图2中，安装装置31仅示意地显示为一个环。此外，提供了火工切割器33形式的释放装置33。火工切割器33包括活塞35、推进剂37和引爆器39。为释放所述涡流产生装置1，信号被发送到引爆器39。引爆器39点燃推进剂37，其使活塞35加速。然后所述活塞39撞击线材29将其切为两片或多片，从而从保持装置29释放所述涡流产生装置1。这种火工切割器33已被发现是非常可靠的，即使在恶劣的工作条件下。

图3示出了根据本发明的气流控制系统41的示例性实施例。该气流控制系统41包括垂直尾翼43和图中未示出的控制单元。垂直尾翼43包括垂直稳定器45和垂直舵或舵面47。舵47可以相对于垂直稳定器45绕舵轴线49偏转。气流控制系统41还包括根据本发明的多个涡流发生器设备1，沿所述舵轴线49设置在垂直稳定器45的两侧。所述涡流发生器设备1可以是例如如图1或2的涡流发生器设备1。

气流控制系统41的控制单元适于监测垂直舵或舵面47绕舵轴线49的偏转。如果偏转超过预定值，所述控制单元激活所述涡流发生器设备1，并且更准确地说所述涡流发生器设备1的释放装置23、33，以从保持装置19，29释放涡流产生装置11。所述涡流产生装置11然后被从缩回位置13推到各自的伸出位置15，并影响围绕垂直尾翼单元43的气流。特别地，所述涡流产生装置11改善了沿垂直舵47的气流，使得垂直舵47可以绕舵轴线49进一步偏转，而不用担心气流失速的风险。因此，可以提供附加的偏航力矩。

图4示出了根据本发明的飞机51，包括两个发动机53(只有一个可在图4中看到)，并且是作为示于图3中的气流控制系统41一部分的垂直尾翼单元43。由于图3的气流控制系统41类似于在图4所示的飞机中使用的气流控制系统41，气流控制系统41的之前描述及其优点适用于根据本发明的飞机51，反之亦然。

最后，图3和图4所示的气流控制系统41可用于执行根据本发明的方法的一个示例性实施例。该方法包括以下步骤：确定所述垂直舵47已经绕舵轴线49被偏转的一个值，和仅在所述值超过预定值时激活所述涡流发生器设备1。此外，涡流发生器设备1仅在已经另外检测到需要最大可用偏航力矩时激活。根据本发明所述的方法的示例性实施例共享气流控制系统41的优点。