用于飞行器的具有实心后缘部件的流装置的制作方法

1.本发明涉及用于飞行器、特别地用于机翼前缘装置的流装置、包括固定翼本体和具有流装置的机翼前缘装置的机翼、以及具有这种机翼或至少一个这种流装置的飞行器。


背景技术：

2.商用飞行器通常包括具有至少部分中空结构的固定式和可移动式的空气动力学结构。根据结构的尺寸和形状，以及结构的可选的可移动性，应用有不同的设计和构造原理。例如，已知各种高升力系统，这些高升力系统基于可移动式的流装置以选择性地增加机翼的升力系数。这些高升力系统可以包括后缘襟翼和前缘装置。在起飞和着陆期间，后缘襟翼和前缘装置通常被启用，即从缩回位置移动到伸展位置中。
3.布置在飞行器上并且暴露于空气流的前缘缝翼或其他流装置通常包括具有所需空气动力学形状的前蒙皮和具有用于与导引装置、结构或致动器联接的机械接合部的内部加强结构。在流装置的端部处使用单独的后缘是常用的方法，这可以由具有用于梢部的顶部盖和底部盖的金属蜂窝状件来构建，以同时实现所需的机械稳定性和较轻的重量。


技术实现要素：

4.在流装置的后缘处使用蜂窝状件限制了防冰或除冰用的有效区域的可用尺寸。此外，蜂窝状/夹层状设计导致更高的制造成本。
5.因此，本发明的目的是提出一种用于飞行器的具有后缘的流装置，该流装置具有更具成本效率的设计，同时满足机械性能并具有相当轻的重量。
6.该目的由具有独立权利要求1的特征的用于飞行器、特别地用于机翼前缘装置的流装置来满足。有利的实施方式和进一步的改进可以从从属权利要求和以下描述中获得。
7.提出了一种用于飞行器、特别地用于机翼前缘装置的流装置，该流装置具有弯曲的前蒙皮，该前蒙皮具有前缘和与前蒙皮的至少一个翼展边缘联接的至少一个后缘部件，其中，后缘部件包括恒定的横截面轮廓，该横截面轮廓在翼弦方向上渐缩，以形成以后缘终止的两个翼展流动表面，并且其中，后缘部件设计成用于在前蒙皮与两个翼展流动表面中的至少一个翼展流动表面之间提供齐平过渡部。
8.流装置可以是作为高升力系统的一部分的机翼前缘装置。该流装置可以示例性地为前缘襟翼或前缘缝翼。然而，流装置还可以包括扰流板、襟翼、副翼、襟副翼、固定翼，水平尾翼平面和竖向尾翼平面以及其他种类的流装置。因此，流装置可以是附接至飞行器的固定式流装置或可移动式流装置。虽然使用前缘装置作为示例对其中一些优点或特征进行了解释，但是这不排除其他种类的流装置。
9.如果流装置是可移动式流装置，则流装置至少在缩回状态下可以沿翼展方向布置，或者如果流装置是固定式流装置，则该流装置本身可以沿翼展方向延伸。在竖向尾翼平面的情况下，流装置沿着竖向方向延伸。因此，在许多情况下，流装置可以包括沿着翼展方向延伸的长形形状并且包括一定的型面轮廓。该型面轮廓主要由所需的空气动力学特征决
定。优选的是，流装置足够坚固以用于预期目的，因为流装置在飞行条件期间直接暴露于强空气流。
10.前蒙皮布置在流装置的前侧部上，并且包括流装置的指向到空气流中的前缘。该前缘可以由至少一个操作状态下的多个相邻的滞留点确定。前蒙皮主要根据空气动力学要求设计，并且可以包括两个翼展边缘，这两个翼展边缘布置在距前缘一定距离处以界定前蒙皮的结构范围。前蒙皮至少在伸展位置中优选地以弯曲的形状在这些边缘之间延伸。
11.根据本发明的流装置的设计原理包括前蒙皮和至少后缘部件的组合。此外，可以提供内部加强结构。本发明的主旨在于形成作为简化部件的后缘部件，这导致明显地降低制造成本。同时，能够实现简单的安装。后缘部件可以在单独的制造过程中制成，并且随后与前蒙皮进行组合。这允许消除更复杂的后缘组件并由单件式后缘代替后缘组件。后缘部件可以是以挤出工艺由铝制成的一部件。然而，其他金属和非金属材料是可行的。此外，可以使用材料移除工艺、比如切割或铣削形式的机加工工艺。与蜂窝状结构相比该部件允许使制造成本明显地降低。此外，可以减少流装置的部件的数目，并且可以更容易地检查部件质量。更进一步地，后缘部件允许通过设置合适的横截面轮廓形状、比如具有凹部或底切的横截面轮廓形状、来增加流装置内部的中空空间的尺寸，这又允许增加可防冰或除冰的区域。
12.由于具有恒定的轮廓，后缘部件可以用下述过程来制造：该过程能够产生几乎无限延伸的部件。所需的后缘部件则可以通过从由这种过程产生的部件中简单地切出所需尺寸并将其安装在流装置上来获得。由于后缘部件的总体形状，使得后缘部件可以弯曲成与流装置的后缘区域的形状相符的形状。例如，后缘部件可以弯曲以与流装置的后缘的局部上反角(a local dihedral)相适，该局部上反角可以沿翼展方向变化。
13.使后缘部件弯曲可以直接在安装期间手动地进行。由于后缘部件可以是长形并且相当平坦且较窄的部件，因此后缘部件可以与给定形状相适而无需很大努力。后缘部件的横截面轮廓的设计可以大体基于空气动力学特性、制造过程的简单性以及所需的柔性之间的折衷。优选地是，后缘部件具有足够的柔性，该足够的柔性使得能够在所允许的公差范围内在不必使用另外工具的情况下与流装置的形状相适。实现该特性的可变设计参数可以包括特定形状—其可以包括总体轮廓尺寸—以及孔、袋状部、加强件、在翼展方向或翼弦方向上的局部凹部或切口的设置。主旨在于制造简单且呈直型的轮廓本体来作为后缘部件，该后缘部件具有足够的柔性以根据需要来与机翼相适。通过提供这种后缘部件，缝翼或其他流装置的操纵过程降低了在流装置内部产生约束力的可能性。
14.尽管通常优选的是不需要另外的工具，但是也可以使用模具或形状件，在从所产生的部件切出后缘部件之后将后缘部件放置到该模具或形状件中，以便通过手动相互作用将其弯曲成一定形状。这可能是可行的，特别地对于相当短的后缘部件而言是可行的。
15.后缘部件和前蒙皮以组合的形式设计成提供齐平过渡部。这被理解为避免了在前蒙皮和后缘部件连结的位置处的阶梯部、凹部、凹口或凸起。如果流装置是缝翼或类似的部件，则在前蒙皮的顶部边缘与后缘部件之间提供齐平过渡部可能比在前蒙皮的底部边缘与后缘部件之间提供齐平过渡部更重要。
16.应当理解的是，在本公开中说明的与防冰或除冰过程有关的特征可以同时应用于防冰装置、除冰装置以及防冰且除冰装置。
17.在有利的实施方式中，后缘部件包括至少一个凹入的翼展接纳表面，以用于接纳前蒙皮的翼展边缘区域，其中，至少一个接纳表面由面向后缘的阶梯部界定，并且其中，该阶梯部设计成用于在前蒙皮与后缘部件之间提供齐平过渡部。因此，接纳表面适于接纳相应的边缘区域。相关的翼展边缘可以抵接接纳表面的阶梯部。通过将阶梯部定尺寸成与前蒙皮和可选的密封剂层或胶层的厚度相等，前蒙皮与后缘部件之间的过渡部是齐平的。凹入的接纳表面可以优选地是平坦的。
18.为了将后缘部件连结至前蒙皮，前蒙皮优选地附接至至少一个接纳表面。这可以通过胶接、铆接、共结合、螺纹连接或其他连结方法进行。应当理解的是，如果使用机械紧固件，则接纳表面可以优选地是沉头孔。
19.此外，后缘部件的横截面轮廓可以包括至少一个腿部，所述至少一个腿部远离后缘延伸以接纳前蒙皮。因此，至少一条腿部可以包括至少一个凹入的接纳表面，以将前蒙皮附接至所述至少一个凹入的接纳表面。
20.流装置可以封围有中空空间，其中，后缘部件包括两个腿部，这两个腿部提供开放的中间空间，并且其中，中空空间延伸到中间空间中。因此，后缘部件的横截面轮廓可以具有楔形形状，该楔形形状具有与后缘反向的切口。该切口还可以包括楔形以形成内部边缘。轮廓的内部边缘可以平行于轮廓的相应外部边缘。但是，其他形状是可能的。因此，流装置的中空空间进一步沿着指向后缘部件的后缘的方向延伸到腿部之间的中间空间。如上所述，这增加了可除冰或可防冰的区域。
21.在有利的实施方式中，流装置包括中空空间，在该中空空间中，至少一个翼梁沿着翼展方向延伸，其中，在至少一个翼梁的后方形成有后部空气室，后部空气室从至少一个翼梁处延伸到腿部的连结部。后部空气室可以是防冰系统的取决于供给到流装置的中空空间中的热空气的部分。
22.例如，处于升高温度下的空气可以被供给到后部空气室中以沿着前蒙皮的内部侧部和后缘部件流动，以穿过合适的流出开口从后部空气室中流出。
23.然而，单个腿部也可以远离后缘延伸，其中，单个腿部提供至少一个接纳表面以接纳前蒙皮的至少一个翼展边缘区域。优选地，单个腿部可以布置在后缘部件的顶部侧部与底部侧部之间的中间处，并且在腿部的相反侧部上提供两个接纳表面。
24.此外，在至少一个翼梁的前方可以形成前部空气室，其中，后部空气室和前部空气室流体连通。处于升高温度下的空气可以被供给至前部空气室以沿着前蒙皮的内部侧部流动以将前蒙皮的相关表面区域加热。然后，该空气可以流经通道或开口而流入后部空气室。流装置的中空空间的分离允许控制用于防冰或除冰的空气流。
25.流装置还可以包括布置在距前蒙皮一定距离处的背部蒙皮，其中，背部蒙皮的翼展边缘布置在后缘部件上。可能可行但并非绝对必要的是，在背部蒙皮与两个翼展流动表面中的一个流动表面之间同样提供齐平过渡部。后缘部件因此附接至前蒙皮和背部蒙皮。
26.如果背部蒙皮附接至至少一个翼梁，则可能是可行的，其中，后部空气室附加地由背部蒙皮界定。因此，后部空气室由前蒙皮、翼梁、背部蒙皮和后缘部件限定。
27.当然，流装置的其他设计变型是可能的，其中，例如前蒙皮的两个翼展边缘附接至后缘部件的两个凹入的接纳表面。此外，翼梁未被认为是必要部件，因为可以提供其他部件以实现所需的机械稳定性。
28.在有利的实施方式中，流装置是前缘缝翼，其中，后缘部件提供缝翼的后缘。缝翼可以与致动机构联接，以提供相对于固定翼的平移运动和旋转运动。
29.如上所述，如果考虑竖向尾翼平面或类似的部件，则翼展边缘也可以是竖向边缘。因此，上述特征也适用于布置成沿竖向轴线延伸的流装置。
30.优选地，后缘部件是挤出件。通过按压材料穿过模型来生成该挤出件，该模型限定待生成部件的横截面轮廓。通过挤出工艺，使制造工艺简化，并且可以产生几乎无限纵向延伸的部件，该部件又被切成具有所需长度的后缘部件。应当理解的是，可以应用额外的表面处理以达到具有高精度的期望的表面质量或尺寸。挤出工艺还允许在部件内部生成孔，以减轻重量并且改善可变形性，进而简化对流体装置的形状的适应。因此，后缘部件可以在横截面轮廓内部包括至少一个孔。
31.后缘部件的总体形状可以适于改善可变形性以使后缘部件的形状与流装置的形状适应。例如，这可以包括具有倒角的后缘、某种渐缩路径、阶梯部或后缘部件的底部表面处的向内凸起、或其他特征。此外，可以结合有这些特征以进一步改善空气动力学特征。横截面轮廓通常可以基于空气动力学特征与制造过程的简单性之间的折衷来选择。可以使用额外的材料移除工艺以便包括附加凹部、切口、孔、凹槽或类似特征，进而以进一步控制用以支持后缘部件的形状与流装置的适应性的柔性。
32.本发明还涉及一种机翼，该机翼包括固定翼本体和机翼前缘装置，该机翼前缘装置具有根据以上描述的流装置。机翼前缘装置可以是安装在机翼上的高升力系统的一部分。
33.该机翼还可以包括防冰或除冰装置，该防冰或除冰装置提供处于升高温下度的空气，该防冰或除冰装置与流装置的中空空间流体连通。后缘部件可以设计成用于提供中空空间的一部分。
34.本发明还涉及一种飞行器，该飞行器具有根据上述描述的机翼或根据上述描述的至少一个流装置。如上所述，流装置可以是可移动式部件或固定式部件。
35.此外，流装置可以是布置在机翼的固定翼本体上的机翼前缘装置的一部分。
36.飞行器可以是商用飞行器。机翼可以是后掠机翼。另外，机翼可以包括局部v角度，该局部v角度至少在机翼的翼展方向上的部段中变化。后缘部件可以布置在构成机翼的一部分比如固定翼的一部分的流装置上。后缘部件还可以布置在这样的流装置上，该流装置属于附接至机翼或与机翼联接的部件。根据以上描述的后缘部件可以通过将其弯曲成一定形状来与所需的尺寸路径相适。
附图说明
37.本发明的其他特征、优点和潜在应用由附图中所示的示例性实施方式的以下描述产生。在这方面，所有描述的和/或图形示出的特征也单独地以及以任意组合形成本发明的对象，而不管所述特征在各个权利要求中的组成或所述特征对其他权利要求的引用。此外，在附图中相同或相似的对象由相同的附图标记来标识。
38.图1示出了流装置的第一示例性实施方式。
39.图2示出了流装置的第二示例性实施方式。
40.图3示出了具有至少一个流装置的飞行器。
具体实施方式
41.图1示出了用于飞行器的流装置2的剖视图，该流装置2示例性地实现为前缘缝翼的形式。流装置2包括弯曲的前蒙皮4，该前蒙皮4具有处于至少一种流动条件下的前缘6。前蒙皮4弯曲以形成具有预定流动特征的空气动力学表面。后缘8定位在与前缘6反向的位置。示例性地，翼梁10在流装置2的顶部部段12与底部部段14之间延伸，前蒙皮4搁置在翼梁10上。在与前缘6背离的侧部处，布置有背部蒙皮16，该背部蒙皮16附接至翼梁10的后侧并朝向后缘8延伸。
42.流装置2包括后缘部件18，该后缘部件18包括后缘8。后缘部件18挤出而成或机加工而成并且是实心部件。例如，后缘部件18以挤出工艺由铝制成。
43.前蒙皮4包括第一翼展边缘20，第一翼展边缘20构成前蒙皮4的后上部界限。为了接纳包含有该第一翼展边缘20的第一边缘区域22，后缘部件18包括第一凹入的接纳表面24。后缘部件18还包括第二凹入的接纳表面26以用于接纳背部蒙皮16的第二边缘区域28，该第二边缘区域28包括第二翼展边缘30。这在放大图a中进一步详细地示出。
44.后缘部件18在翼弦方向上渐缩，以形成两个翼展流动表面32和34。第一翼展流动表面32使前蒙皮4的形状朝向后缘8延伸。第二流动表面34使背部蒙皮16的形状朝向后缘8延伸。接纳表面24和26各自分别由阶梯部36和38界定。前蒙皮4抵接第一接纳表面24的阶梯部36，而背部蒙皮16抵接第二接纳表面26的阶梯部38。因此，在前蒙皮4与第一流动表面32之间以及背部蒙皮16与第二流动表面34之间形成齐平过渡部。应当理解的是，阶梯部36和38的尺寸分别适于与前蒙皮4和背部蒙皮16的厚度相符，前蒙皮4和背部蒙皮16的厚度分别包括在后缘部件18与前蒙皮4直接以及在后缘部件18与背部蒙皮16之间的所有可选材料层。
45.后缘部件18包括楔形形状，而横截面轮廓包括两个腿部40和42，接纳表面24和26布置在该腿部40和42处。腿部40和42两者封围中间空间44、即中空空间。
46.图1的流装置2示例性地包括由前蒙皮4和翼梁10封围的前部空气室46。在向后方向上，坐置有与前部空气室46流体连通的后部空气室48。为此，示例性地在翼梁10中设置有开口50。后部空气室48由翼梁50、前蒙皮4、背部蒙皮16和中间空间44限定。
47.前部空气室46和后部空气室48用于防冰或除冰装置，该防冰或除冰装置可以将处于升高温度下的空气提供到前部空气室46中。因此，所供给的空气在前蒙皮4的内部侧部上流动并且通过穿过开口50而到达后部空气室48。通过设置中间空间44，前蒙皮4的用附图标记52标记的主动防冰或除冰表面区域明显延伸到向后方向。因此，与前缘装置的常见设计原则相比，防冰或除冰效果得到明显改善。
48.此外，与蜂窝材料结构相比，后缘部件18可以以明显降低的成本来制造。总而言之，根据图1的示例性实施方式的流装置2在防冰或去结冰效果和制造成本方面得到明显改善。
49.为了完整起见，可以指定流装置2上的部段54用于附接杆以便将流装置2与致动器联接起来，并且示例性描绘该部段54。然而，这仅是示例。
50.图2示出了另一示例的流装置56，该流装置56仅包括具有弯曲形状的前蒙皮58。后缘部件18以挤出工艺制成，通过挤出工艺将孔59结合到横截面轮廓中。这允许减轻重量并允许改善可变形性以使后缘部件18适应流装置56的形状。当然，后缘部件18可以制成为不
具有孔59。同样，图1的后缘部件18也可以包括孔59。
51.应当理解的是，孔59的其他形状也是可行的。此外，多个孔59、即使具有不同形状、也是可行的。为了使后缘部件18的最内侧端部或最外侧端部处的相应孔59闭合，可以使用附加件。这些附加件可以包括夹具或密封件流装置56的端部肋部、或者在可能的情况下、仅密封剂。
52.在图2的示例中，第一翼展边缘60和第二翼展边缘62抵接后缘部件18的阶梯部36和38。在流装置56的内部，形成有中空空间64，该中空空间64可以包括加强元件、空气室或所需的任何其他特征。
53.图3示出了飞行器66，该飞行器66包括机翼68、竖向尾翼平面70、水平尾翼平面72、发动机74和翼梢小翼76。这些部件还可以包括根据以上描述所设计的流装置。例如，机翼68包括具有根据图1的流装置2的前缘装置78。此外，设置有仅用附图标记80表示的防冰或除冰装置80。防冰或除冰装置80可以示例性地与来自其中至少一个发动机74的引气端口联接，以将处于升高温度下的空气供给至空气室46和48。
54.此外，应该指出的是，“包括”不排除其他元件或步骤，“一个”或“一种”不排除多个数目。此外，应当指出的是，已经参照上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式所描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的参考标记不被解释为限制性的。
55.附图标记
56.2流装置
57.4前蒙皮
58.6前缘
59.8后缘
60.10翼梁
61.12顶部部段
62.14底部部段
63.16背部蒙皮
64.18后缘部件
65.20第一翼展边缘
66.22边缘区域
67.24第一接纳表面
68.26第二接纳表面
69.28边缘区域
70.30第二翼展边缘
71.32第一翼展流动表面
72.34第二翼展流动表面
73.36阶梯部
74.38阶梯部
75.40腿部
76.42腿部
77.44 中间空间
78.46 前部空气室
79.48 后部空气室
80.50 开口
81.52 防冰或除冰表面区域
82.54 用于附接杆的部段
83.56 流装置
84.58 前蒙皮
85.59 孔
86.60 第一翼展边缘
87.62 第二翼展边缘
88.64 中空空间
89.66 飞行器
90.68 机翼
91.70 竖向尾翼平面
92.72 水平尾翼平面
93.74 发动机
94.76 翼梢小翼
95.78 前缘装置
96.80 防冰或除冰装置