專利名稱：用于減小誘導阻力的流體力學有效面的制作方法
技術領域：
本發明涉及如權利要求1的前序部分所述的、一個在流體中運動的器具尤其是飛行器的流體力學有效面，尤其是一個飛行器的翼面，其中該面具有一個延伸在該面的跨度方向上的彈性軸線及一個可調節的控制面。
當在一種流體中運動的器具通過該流體運動時，例如飛行器在飛行時，產生流體力學作用的面的變形，即飛行器的翼面的變形。該變形是可變的且與作用的空氣動力及惰性力和/或慣性力相關。這些力與飛行狀態(速度，高度)及與負荷狀態(有效負荷，燃料量，重心位置)相關。如果無特殊措施機翼僅可這樣地設計它僅對于飛行的單一狀態及時刻具有對于空氣動力學的阻力最有利的變形。而對于任何其它狀態及任何其它時刻則得到不能使阻力保持最小的其它變形。
在現有技術中至今還未公開任何的系統，借助該系統能使機翼的結構變形與對空氣動力學的阻力最佳的形狀相匹配。結構變形的影響或被忽略、被容忍，或在一個最佳情況中這樣來考慮，即在一個“平均的”飛行狀態(平均負荷，一半的飛行時間)中，可得到對于空氣動力學的阻力最有利的變形。
雖然在這種流體力學有效面如飛行器的翼面上的可調節的控制面其本身當然是公知的，但它僅用于控制飛機的飛行姿態或平衡，而不是在根據飛行及負荷狀態來適配對于空氣動力學的阻力最有利的形狀的意義上改變機翼的變形。并且也公知了為了影響空氣動力學的壓力分布，對于小的結構負荷(負荷減小)在機翼后緣上使用傳統的控制面(副翼)，也公知了用于改善試驗型戰斗機的滾動控制的類似的控制面方案，附加地使用沿機翼前緣的襟翼也類似地用于相同的目的。
由于不同的飛行條件(高度，速度)及負荷狀態(有效負荷，燃料，重心位置)，空氣動力學的壓力分布及結構負荷發生變化，由此得到不同的彈性變形。該變形狀態影響著空氣動力學的(升力誘導的)阻力。在預給定跨度及未考慮結構負荷時，在跨度上橢圓空氣動力學的壓力分布的情況下得到最小的阻力。這可通過橢圓的機翼輪廓線或通過機翼翼弦在跨度方向上相對入流方向的相應的扭曲來達到。在跨度方向上機翼扭轉變形(扭曲)及在后掠翼上的彎曲變形影響了該分布。在飛行的整個持續時間期間，燃料量在其間發生變化且以不同的速度在不同高度上飛行，因此僅可在短時間上具有阻力最小的變形狀態。此外，該變形的大小與負荷狀態相關。
本發明的任務在于，給出一個在流體中運動的器具尤其是飛行器的流體力學有效面，尤其是一個飛行器的翼面，它盡可能地對于任何狀態對最小流體力學的阻力具有最有利的變形。
該任務將通過權利要求1中給出的流體力學有效面來解決。
本發明主題的有利的進一步構型在從屬權利要求中給出。
通過本發明提出一個在流體中運動的器具尤其是飛行器的流體力學有效面，尤其是一個飛行器的翼面。該面具有一個延伸在該面的跨度方向上的彈性軸線及一個可調節的控制面。根據本發明提出該面根據控制面的調節在彎曲方向和/或在繞彈性軸線的方向上改變誘導的流體力學的阻力的情況下可彈性地變形；設有一個控制裝置和/或調節裝置，用于在減小該面的誘導的流體力學的阻力的意義上調節控制面。根據本發明的流體力學有效面的重要的優點在于，對于任何實際的飛行狀態及負荷狀態可在機翼跨度上產生對阻力最佳的升力的分布。這對于一個飛機的翼面意味著，通過本發明可實現對于每個實際飛行狀態的變形的匹配。此外，本發明可有利地用于附加的功能，如有助于滾動控制、減小負荷、改善顫動穩定性及用來穩定和/或控制繞飛機高軸線的側向運動——如果控制面的平面具有一個垂直分量時。
優選地，控制面相對所述彈性軸線偏離一個預定距離地設置。
優選地，控制面被設置成繞一個轉動軸線可轉動地被支承，且該轉動軸線或該轉動軸線的一個分量延伸在所述彈性軸線的方向上。
根據本發明的一個實施形式，控制面以一個預定距離設置在所述彈性軸線后面。
根據本發明的一個優選實施形式，控制面以一個預定距離設置在彈性軸線前面。控制面安裝在所述彈性軸線的前面意味著機翼變形有助于所希望的空氣動力學的力效果，相反地，當控制面的位置在所述彈性軸線后面的情況下，由變形產生的空氣動力學的力對所希望的方向相反地作用。
根據本發明的一個實施形式，控制面被設置在機翼跨度之內。
根據本發明的另一個優選實施形式，控制面被設置在機翼跨度之外。這起到有效增大機翼跨度的作用。
根據本發明的一個實施形式，控制面被設置在所述面的前緣的后面。
根據本發明的另一個優選實施形式，控制面被設置在該面的前緣的前面。這起到增大杠桿的作用，控制面通過該杠桿相對彈性軸線進行作用。
根據本發明的一個優選實施形式，相對機翼端部面(小翼)附加地，在所述面端部上也可設置控制面。
根據本發明的另一個優選實施形式，控制面本身可被構造成機翼端部面(小翼)。
在此情況下有利地提出，構成機翼端部面的控制面的轉動軸線相對于彈性軸線的方向傾斜地延伸。
在這最后所述的兩個實施形式中有利的是，所述面尤其是一個飛行器的支承機翼，其中機翼端部面(小翼)使支承機翼在其端部傾斜或垂直向上地延續。
在此情況下，所述面尤其是一個飛行器的支承機翼，其中機翼端部面(小翼)使支承機翼傾斜或垂直向上地延續而控制面使支承機翼在其方向上延續或傾斜向下地延續。與小翼相組合地，控制面形成了第二翼尖，由此構成了兩個翼端渦，這同樣有助于減小誘導阻力。
根據本發明的優選實施形式及應用，所述面是一個飛機的翼面。
變換地，所述面是一個旋翼機的翼面。
根據本發明的一個有利構型，設有一個控制裝置，該控制裝置應用所存儲的給定值數據或比較數據由涉及飛機負荷及飛行狀態的數據產生用于控制面的調節信號。
根據本發明的另一個有利的實施形式，設有一個調節裝置，該調節裝置由代表流體力學有效面的實際彈性變形的測量數據如以最佳方式測量的數據與代表流體力學有效面的對于飛機負荷及飛行狀態預給定的給定變形的給定數據的比較產生用于控制面的調節信號。
以下借助附圖來詳細描述本發明的實施例。附圖表示
圖1是根據本發明的第一實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，圖2是根據本發明的第二實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，圖3是根據本發明的第三實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，圖4是根據本發明的第四實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，
圖5是根據本發明的第五實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，圖6是根據本發明的第六實施例的一個飛機的翼面的示意性透視圖，圖7是一個曲線圖，該曲線圖給出了對于傳統翼面的情況及對于根據本發明實施例的翼面的情況的升力分布與誘導阻力之間的關系，圖8是一個示意圖，該示意圖表示一個用于控制根據本發明的實施例的飛機的翼面的變形的實施例，及圖9是一個示意圖，該示意圖表示一個用于調節根據本發明的實施例的飛機的翼面的變形的實施例。
圖1至6中表示流體力學有效面、即一個飛機的翼面的六個不同的實施例。面1均以示意性的透視方式被示出且在飛行中的入流方向通過相應標記的箭頭來表示。面1具有一個跨度方向6，該跨度從一個本身未示出的飛機機身開始隨著所示箭頭增大。在面1的跨度方向6上延伸著一個彈性軸線EA，圍繞該軸線，面1可在扭轉方向及在彎曲方向上變形。
在面1上總是設置有一個可調節的控制面3，該控制面在不同的實施例中各用3a、3b、3c、3d、3e、3f來區分。
對于圖1至6中所示的所有實施例適用的是面1由于在飛行中起作用的空氣動力學的力根據控制面3的調節在改變誘導的流體力學的阻力的情況下在彎曲方向上和/或在繞彈性軸線EA的方向上即在扭轉方向上可彈性地變形。該彈性變形通過一個控制裝置和/或調節裝置這樣地受調節，以使得面1的誘導的流體力學的阻力最小。對于該控制裝置和/或調節裝置在后面再作詳細的描述。
控制面3相對彈性軸線EA偏離一個預定距離地布置，如在圖1至5的控制面3a、3b、3c、3d、3e就是該情況，或控制面至少這樣地布置，即該控制面的調節導致面1在彎曲方向上和/或在繞彈性軸線EA的方向上的變形的改變，如對于圖6的實施例的控制面3f所示。(為了簡化起見，僅在圖1的實施例中表示出該彈性軸線EA，但在其它的實施例中它以類似的方式存在)。
在圖1至4的實施例中，控制面3a、3b、3c、3d被設置成可繞轉動軸線4轉動地支承，其中轉動軸線4基本上延伸在彈性軸線EA的方向上；在圖5及圖6的實施例中，控制面3e、3f被設置成可繞轉動軸線4轉動地支承，其中該轉動軸線4的一個分量即它在彈性軸線EA上的投影延伸在該彈性軸線的方向上。
在圖1至5的實施例中，控制面3a、3b、3c、3d、3e以一個預定距離設置在彈性軸線EA前面(相對入流方向)。正如易于理解地那樣，這導致由于控制面3a、3b、3c、3d、3e的調節引起的翼面1在繞彈性軸線EA的扭轉方向上的變形致使控制面的作用增強，因此控制面3a、3b、3c、3d、3e的調節起到逐漸地自動放大的作用，故控制面3必須不太強地被調節。與此相反，在這里未示出的實施例中，控制面3也可以以一個預定距離設置在彈性軸線EA后面(相對入流方向)，這相反地導致由于控制面3的調節，面1的變形具有一個減弱的作用，因此控制面3必須強地受調節。
在圖2及圖4的實施例中，控制面3b、3d被設置在機翼跨度之內，而與此相反，在圖1、3、5及6的實施例中，控制面被設置在機翼跨度的之外，參見所述圖中的控制面3a、3c、3e、3f。因此后一種設置形式導致機翼跨度有效地放大。
相對入流方向來說，控制面3可設置在面1的前緣的后面，如在圖1及2中的控制面3a、3b的情況，而且在更廣的意義上對于圖6的控制面3f也是該情況，對它在后面還要詳細地描述。
另一方面，相對入流方向來說，控制面3也可設置在面1的前緣的前面，如在圖3及4中的控制面3c、3d的情況，而且在更廣的意義上對于圖5的控制面3e也是該情況，對它同樣在后面還要描述。
相對一個機翼端部面2(小翼)附加地，在面1的端部上也可設置控制面3，如在圖1、2、3及5中的控制面3a、3b、3c、3e的情況，或控制面3本身也可構成機翼端部面，如圖6中的控制面3f。在最后這一情況下，構成機翼端部面2的控制面3f(在垂直平面中看)的轉動軸線4相對彈性軸線EA的方向傾斜地延伸。
如所看到的，在圖1、2、3及5中所示的實施例中，機翼端部面(小翼)2使支承機翼或面1在其端部上傾斜地或垂直地向上地延續。在圖1至4的實施例中，控制面3a、3b、3c、3d使支承機翼或面1在其方向上延續或處于同一方向上，而在圖5的實施例中，控制面3e使支承機翼1傾斜向下地延續。
在圖6的實施例中，控制面3f本身構成機翼端部面且在傾斜向上的方向上使其延續。
在圖7中所示的曲線圖表示在跨度方向y上升力分布與誘導阻力之間的關系。升力的一種橢圓分布對應于最小的誘導的空氣動力學的阻力，該橢圓分布是對于在橢圓輪廓線中的一個平面的的機翼而得到的。在機翼或面1不是橢圓輪廓線的情況下，可通過機翼翼弦相對入流方向在跨度方向上的不同的扭曲來達到相應的升力分布。通過不同的機翼變形狀態得到相同的效果。通過控制面3可使彈性變形與阻力最小的形狀相匹配。圖中示出了具有最小阻力(k＝1.0)的橢圓的分布并以虛線及點劃線示出了非橢圓的分布(k＞1.0)。
圖8以示意性視圖示出了通過控制面3的調節來控制面1的變形的一個實施例。由測量及計算產生出飛機負荷數據及飛行狀態數據。由這些飛機負荷數據及飛行狀態數據推導出具有以給定值的表的形式存儲的數據(11)，這些給定值是由計算或測量求得的，由這些推導出的給定值數據推導出一個調節信號形式的用于控制該控制面3的指令(12)，借助該指令在減小面1的誘導的流體力學的阻力的意義上來調節該控制面3，正如開始部分所述。
圖9表示通過控制面3來調節面1的變形的示意圖。面1的實際變形例如通過光學的途徑來測量(13)及由此獲得的代表面1的實際變形的測量數據與一個在減小誘導阻力的意義上對于當前飛行狀態及飛機負荷最佳的給定變形的給定數據相比較(14)，由該比較產生出一個調節信號形式的用于調節控制面3的指令(15)及傳送給該控制面3。由此在減小面1的誘導的流體力學的阻力的意義上進行面1變形的匹配，正如開始部分所述。當代表面1的實際彈性變形的測量數據與代表對于飛機負荷及飛行狀態預給定的給定變形的給定數據相一致時，即可實現該匹配。
以上借助一個飛機的翼面所述的用于在流體中運動的器具的流體力學有效面的及用于減小誘導的流體力學的阻力的彈性變形的原理同樣可轉用于其它類型的飛行器，例如旋翼機，但原則上也適用于在流體中運動的器具其它類型的流體力學有效面。
權利要求
1.一個在流體中運動的器具尤其是飛行器的流體力學有效面，尤其是一個飛行器的翼面，其中該面(1)具有一個延伸在該面(1)的跨度方向(6)上的彈性軸線(EA)及一個可調節的控制面(3)，其特征在于該面(1)根據該控制面(3)的調節在彎曲方向上和/或在繞該彈性軸線(EA)的方向上改變誘導的流體力學的阻力的情況下可彈性地變形；設有一個控制裝置和/或調節裝置(10，11，12；13，14，15)，用于在減小該面(1)的誘導的流體力學的阻力的意義上調節該控制面(3)。
2.根據權利要求1的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3a；3b；3c；3d；3e；3f)相對彈性軸線(EA)偏離一個預定的距離地設置。
3.根據權利要求1或2的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3a；3b；3c；3d；3e；3f)被設置成可繞一個轉動軸線(4)轉動地支承，且該轉動軸線(4)或至少該轉動軸線的一個分量延伸在該彈性軸線(EA)的方向上。
4.根據權利要求2或3的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3)以一個預定的距離設置在該彈性軸線(EA)后面。
5.根據權利要求2或3的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3a；3b；3c；3d；3e)以一個預定的距離設置在該彈性軸線(EA)前面。
6.根據權利要求1至5中一項的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3b；3d)被設置在機翼跨度之內。
7.根據權利要求1至5中一項的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3a；3c；3e；3f)被設置在機翼跨度之外。
8.根據權利要求6或7的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3a；3b)被設置在所述面(1)的前緣的后面。
9.根據權利要求6或7的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3c；3d)被設置在所述面(1)的前緣的前面。
10.根據權利要求1至9中一項的流體力學有效面，其特征在于附加于一個機翼端部面(小翼)(2)地，在所述面端部上也設置了該控制面(3c；3e)。
11.根據權利要求1至9中一項的流體力學有效面，其特征在于該控制面(3f)本身被構造成機翼端部面(2)。
12.根據權利要求11的流體力學有效面，其特征在于該構成機翼端部面(2)的控制面(3f)的轉動軸線(4)相對于所述彈性軸線(EA)的方向傾斜地延伸。
13.根據權利要求10至12中一項的流體力學有效面，其特征在于該面(1)是一個飛行器的支承機翼，其中該機翼端部面(2)使該支承機翼在其端部上傾斜地或垂直向上地延續。
14.根據權利要求10的流體力學有效面，其特征在于該面(1)是一個飛行器的支承機翼，其中該機翼端部面(2)使該支承機翼傾斜地或垂直向上地延續且所述控制面(3a；3b；3c；3e)使該支承機翼在其方向上延續或傾斜向下地延續。
15.根據權利要求1至14中一項的流體力學有效面，其特征在于該面(1)是一個飛機的翼面。
16.根據權利要求1至14中一項的流體力學有效面，其特征在于該面(1)是一個旋翼機的翼面。
17.根據權利要求1至16中一項的流體力學有效面，其特征在于設有一個控制裝置(10，11，12)，用于由涉及飛機負荷及飛行狀態的數據并使用所存儲的給定值數據來產生用于所述控制面(3)的調節信號。
18.根據權利要求1至16中一項的流體力學有效面，其特征在于設有一個調節裝置(13，14，15)，用于由代表所述流體力學有效面(1)的實際彈性變形的測量數據與代表該流體力學有效面(1)的對于飛機負荷及飛行狀態預給定的給定變形的給定數據的比較來產生用于所述控制面(3)的調節信號。
全文摘要
本發明涉及一個在流體中運動的器具尤其是飛行器的流體力學有效面，尤其是一個飛行器的翼面，其中該面(1)具有一個延伸在該面(1)的跨度方向(6)上的彈性軸線(EA)及一個可調節的控制面(3)。根據本發明提出該面(1)根據控制面(3)的調節在彎曲方向上和/或在繞該彈性軸線(EA)的方向上改變誘導的流體力學的阻力的情況下可彈性地變形；且設有一個控制裝置和/或調節裝置，用于在減小該面(1)的誘導的流體力學的阻力的意義上調節該控制面(3)。
文檔編號B64C23/06GK1845848SQ200480002707
公開日2006年10月11日 申請日期2004年1月21日 優先權日2003年1月23日
發明者約翰納斯·施魏格爾 申請人:空中客車德國有限公司