技术领域
[0001] 本
发明涉及一种飞行器机翼上的增升系统，其具有设置在机翼上的增升
襟翼并具有用于操作增升系统的装置，借助于该装置，增升襟翼可从缩回
位置伸展以增加升
力并且用于供气流从机翼的上表面流至机翼的下表面的翼缝开启，并且本发明涉及一种操作诸如此类的增升系统的方法(提前的缝翼/襟翼缝道控制)。
背景技术
[0002] 在许多飞行器中，特别是商用和运输飞行器中，设置了增升系统且其用来在
起飞和降落期间增加升力。诸如此类的增升系统具有以缝翼或前缘缝翼及尾缘襟翼形式设置在机翼上的增升襟翼。
[0003] 在此描述的增升襟翼为增升系统的构件。这种情况下，任何在考虑之列的襟翼都可选择性地是机翼前缘缝翼和/或机翼尾缘襟翼。根据本发明的实施方式可扩展到翼展方向中的所有增升襟翼或者仅扩展到单个增升襟翼。
[0004] 襟翼系统伸展成比平时大的程度以在减速时保持升力。这作为
空速的函数完成，或者也可作为机翼的
攻角或飞行器的
俯仰角的函数完成。在伸展期间，翼缝在襟翼和机翼之间打开，空气经其流动到
气动有效
翼型的上表面(在前缘缝翼和主平面之间和/或主平面和尾缘襟翼之间)，从而增加最大升力。
[0005] 在已知的增升系统中，翼缝的打开位置通过固定的运动关系与相应的襟翼位置链接。流经翼缝的空气增加了最大升力，而同时减小了
升阻比。翼缝中
加速度很大的气流中的
湍流导致额外的噪音。
[0006] 升力系数CL为攻角的函数，即翼型翼弦和入射空气之间的夹角的函数，并且为前缘缝翼和尾缘襟翼的相应位置的函数。当气流在翼型上形成薄层时，则攻角和升力系数CL之间存在相当大的线性关系。在特定攻角αstall之上，气流开始与翼型分离(即
失速)且升力系数随着攻角进一步增加而下降。在机翼的增升系统具有供气流通过的翼缝的情况下，失速点出现在较高的攻角，且最大升力大于增升系统不具备翼缝时的最大升力。
发明内容
[0007] 本发明的目的是提供一种增升系统，其一方面允许实现良好的升阻比，却仍然确保了从失速点起的宽安全裕度。又一目的是具体说明用于操作此类增升系统的方法。
[0008] 该目的通过具有本发明特征的增升系统实现。该目的还通过用于操作具有本发明特征的增升系统的方法实现。
[0009] 本发明提供一种飞行器机翼上的增升系统，其具有设置在机翼上的增升襟翼并具有用于操作增升系统的装置，借助于该装置，增升襟翼能从缩回位置伸展以便增大升力，并且用于供气流从机翼的下表面流到机翼的上表面的翼缝开设在襟翼和机翼之间。按照本发明，用于操作增升系统的装置被设计成除了以下情形外将与增升襟翼的位置无关地打开或关闭供气流通过的翼缝：当增升襟翼处于缩回状态时，根据限定，在缩回状态下不存在翼缝。
[0010] 因此本发明允许增升襟翼在翼缝关闭的情况下伸展或缩回，并且翼缝可与增升襟翼的位置无关地被打开或关闭。
[0011] 关于在此使用的术语，“打开”和“关闭”与相对于初始状态的相对运动有关。因此“关闭”意味着翼缝的尺寸不一定变成零，而是可保留残余翼缝。反之，“打开”意味着扩大翼缝，但是不一定意味着它一直移动到打开的极限。
[0012] 具体地，根据本发明的增升系统包括带有控制装置和致动装置的操作装置，其中，控制装置通过第一指令线连接至用于驱动襟翼的第一致动装置并通过第二指令线连接至用于驱动翼缝打开和关闭装置的第二致动装置，控制装置包括用于产生用于致动第一致动装置的
信号并用于产生用于致动第二致动装置的信号的函数。
[0013] 致动指令函数可以包括用于从飞行器系统装置接收操作数据的输入模
块，并且指令函数包括以下函数：基于这些输入数据计算襟翼和翼缝打开和关闭装置的位置以将其传输至第一致动装置和第二致动装置的函数。操作数据可限定飞行状态或飞行器系统操作模式；和/或限定海拔高度、飞行器位置和/或速度；和/或限定飞行器安全数据或飞行器安全状况或系统安全状况。操作数据还可包括使第二致动装置处于关闭位置或打开位置的指令。
[0014] 进一步地，该增升系统可包括：
[0015] ■表格，其中设定了与襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的标称位置相关的预定的操作数据，
[0016] ■比较函数，通过该比较函数基于收到的操作数据识别要被控制的襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的位置，并且该比较函数包括以下函数：将位置传输至指令装置以传输至襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的函数，或将位置传输至襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的函数。
[0017] 此外，本发明提供一种操作飞行器机翼上的增升系统的方法，其中，设置在机翼上的增升襟翼从缩回位置伸展以增加升力，并且用于供气流从机翼的下表面流到机翼的上表面的翼缝在增升襟翼和机翼之间打开。依照本发明，除了以下情形外将与增升襟翼的位置无关地打开或关闭供气流通过的翼缝：当增升襟翼处于缩回状态时，根据限定，在缩回状态下不存在翼缝。
[0018] 根据本发明的增升系统及其操作方法的有利的实施方式和改进在相应的从属
权利要求中具体说明。
附图说明
[0019] 下文将参照附图说明本发明的示例性实施方式，其中：
[0020] 图1示出根据本发明的第一示例性实施方式的具有旋转襟翼操作的飞行器的机翼上的增升系统的一部分的示意性横截面图，示出了机翼的前缘和可伸展并设置在机翼上的前缘缝翼；
[0021] 图2示出根据本发明的第二示例性实施方式的具有移动的附加的襟翼的飞行器的机翼上的增升系统的一部分的示意性横截面图，示出了机翼的前缘和可伸展并设置在机翼上的前缘缝翼；
[0022] 图3示出用于说明飞行器机翼的升力系数CL和攻角α之间的关系的图表，以及[0023] 图4和图5根据两个示例性实施方式示出类似于图3的用于说明可利用本发明增加升力的方法的图表。
具体实施方式
[0024] 图1和图2各自示出飞行器机翼上的增升系统的一部分，包括前缘缝翼2，其设置在机翼1上并且可相对于机翼1缩回和伸展以增加升力。前缘缝翼2可从用虚线示出的缩回位置伸展到用实线示出的位置，在该缩回位置，前缘缝翼2作为机翼1的补体以形成用于巡航飞行的大致平滑、封闭的气动翼型。在伸展位置，翼型1的总气动有效长度沿翼弦方向增加(与翼展方向横向交叉)，并且气动有效的总体翼型的
曲率同时增加，从而引起期望的升力增加。
[0025] 本发明总体上涉及一种由第一致动装置5致动的襟翼，其中该襟翼可以是前缘缝翼或尾缘襟翼。
[0026] 可通过以下升力公式描述飞行器机翼上产生的升力：
[0027] L＝1/2·ρAir·V2·S·CL，
[0028] 其中：L＝升力
[0030] S＝机翼面积
[0031] CL＝升力系数
[0032] V＝实际速度。
[0033] 为飞行器设置的增升系统使得可通过在升力L恒定的情形下增加升力系数(CL)来降低空速V。升力系数CL为攻角(翼型翼弦和入射空气之间的夹角)以及前缘缝翼和/或尾缘襟翼系统的相应襟翼位置的函数。当气流在翼型上形成薄层时，则在攻角α和升力系数CL之间存在相当大的线性关系。在特定攻角αstall之上，气流与翼型分离(即失速)且升力系数随着攻角α进一步增加而下降。
[0034] 现代飞行器的主
飞行控制系统使用攻角控制以避免会导致失速的攻角α，亦即飞行器的失速。该攻角控制通常在特征速度Vprot(保护)下冲且对应的攻角αprot被超出时激活。该攻角控制大致在最小可操作速度VLS(最低可选速度)之下并且大致在相关联的攻角αLS之上激活。该最小可操作速度VLS被限定为速度VS，1G的1.23倍(对于降落)或1.13倍(对于起飞)，速度VS，1G对应于当由于地球引力1G而受加速时在定常飞行状态下失速(S＝失速速度)，亦即：
[0035] 对于降落：VLS＞＝Vref＝1.23.VS，1G。
[0036] 对于起飞：VLS＞＝Vref＝1.13.VS，1G。
[0037] 其中Vref＝基准速度，
[0038] VS，1G＝在负荷为1.0g的几倍的情况下的失速速度。
[0039] 可将VLS选择为大于Vref，而将相关联的攻角αLS选择为相应地较小。
[0040] 升力系数CL和攻角α之间的函数关系在图3中示出。从该图可以看到，升力系数CL首先随着攻角α增加而大致呈线性上升，直到达到在定常状态下可实现的最大攻角αlim为止，在该最大攻角αlim仍可认为气流在翼型上完全形成薄层。如果超过该攻角αlim，则气流逐渐开始与翼型分离，而这致使图3所示的曲线在αlim之上变得较平坦。曲线在攻角αstall到达其
顶点并且升力系数CL随着攻角α进一步增加而下降，对应于飞行器的失速。上述攻角αlim和αprot以及与它们对应的升力系数CLlim和CLprot类似地在图3中示出。
[0041] 在此使用的参数αprot、αLS和αlim的定义排他地与在此描述的函数性相关而不是与从文献或现有系统得知的模拟系统相关。
[0042] 另外，例如，将相关联的速度VLS、Vαprot和Vαlim(以节表示的速度)示出在图表的右手侧的速度标尺上。轻度阴影区域表示Vαprot和Vαlim之间的速度，对应于αprot和αlim之间的攻角，攻角控制在该范围内激活，而Vαlim之下和αlim之上的重度阴影区域表示这样的区域：其中在定常状态下可实现的最大攻角αlim之上并且在对应的速度Vαlim之下气流开始与机翼分离。
[0043] 再参照图1和图2，本发明将用于供空气从前缘缝翼2的下表面流到机翼1的上表面从而增加机翼1的上表面上的流速并且增加升力的翼缝3设置成可独立于前缘缝翼2的位置而选择性地打开或关闭(除非前缘缝翼2处于缩回状态)。
[0044] 当翼缝3关闭或者当翼缝3只是稍微打开时，一方面可实现的最大升力系数较低，但同时翼缝3产生的噪音减小，并且升阻比较大。在翼缝打开的情况下(通
风位置)和在翼缝关闭的情况下(密封位置)的升力系数分别在图4和图5中示出。可以看到，一直到值αlim，两条曲线大致重叠，而超过该值后，升力系数CL的任何增加ΔCL都可被当作是最大升力系数CL，stall，vented和CL，stall，sealed之间的差。
[0045] 本发明通过根据瞬时飞行状态的要求打开或关闭前缘翼缝3使用该效应，从而可使用与减少
燃料消耗和产生较少的噪音相关联的高升力系数CL或较好的升阻比。这种情况下，前缘翼缝3优选地应以比前缘缝翼2伸展或缩回的移动速度高的速度打开和关闭。因此，用于(完全)打开的翼缝3的升力系数CL，stall，vented和用于关闭的翼缝3的升力系数CL，stall，sealed(可能与适当的中间值一起)可用于每个襟翼位置。与常规函数性相比，前缘翼缝3的打开不是按照襟翼位置的固定形式被预定或与襟翼位置的运动相联系，而是可独立于此进行选择，例如作为攻角α的函数。翼缝3因此既可相对于特定襟翼位置关闭，又可相对于特定襟翼位置打开。这意味着翼缝3在增升系统的伸展期间可保持完全关闭或很大程度上关闭，从而实现高升阻比、减少噪音产生和减少燃料消耗，且其仅当必须在大攻角α范围内对翼型上的
边界层供应更多
能量以抵消失速威胁时打开而让气流穿过它。前缘翼缝
3因此独立于襟翼位置打开，且不是由襟翼运动预定的。
[0046] 例如，可通过使襟翼2绕沿翼展方向延伸的轴线旋转或倾斜来控制翼缝3，如图1中所示，其中示出襟翼2处于翼缝3关闭的位置以及翼缝3打开的又一个位置。
[0047] 可替代地，通过由第二致动装置(未示出)致动的翼缝打开和关闭装置控制翼缝3。此类翼缝打开和关闭装置可特别地通过单独的襟翼实现，例如借助于同样沿翼展方向延伸的辅助襟翼7实现，如图2中所示。这种情况下，辅助襟翼7只是选择性地打开或关闭以打开或关闭翼缝3。
[0048] 可替代地，可将操作装置设计成通过悬架的平移或旋转运动来打开或关闭翼缝3，或通过所述悬架的构件的相应运动来打开或关闭翼缝3，其中，所述悬架是用于
导轨(轨道)的悬架，襟翼3、7装配于所述导轨(轨道)上，该运动优选地是由第二致动装置的致动引起的。
[0049] 功能实现有多种选择，在图4和图5中示出其二。根据设计点的选择，可对两种情形进行区分：
[0050] 1.在前缘翼缝3打开的情况下的升力系数CL，stall，vented用于认证并因此限定特征速度。然而，在操作上，翼缝3可在不同襟翼位置关闭，并且仅在达到或超出限定的攻角(例如αprot)时打开。因此升力系数CL，stall，vented仅在需要时通过激活该保护功能(提前的缝翼/襟翼缝道控制)产生。这与特征攻角和升力系数的变动相关联，如图4中所示。
[0051] 2.可替代地，关闭的翼缝3的升力系数CL，stall，sealed被操作地使用并用于认证。翼缝3的打开形成额外的升力安全裕度，具体地这通过将最大升力系数从CL，stall，sealed增加到CL，stall，vented进行，如图5中所示。
[0052] 两种情形的组合或者另外一种不同的选择当然也是可行的。
[0053] 情形1)的结果是，飞行器总是以较高的升阻比和较少的噪音运行，而翼缝3仅在异常的情形中打开，打开后则对应于常规增升系统的状态。例如，增加起飞的升阻比使得可选择较陡峭的爬升角(产生噪音，额外改进小)或较早地或以较大程度地削减推力。后一种情形也致使燃料消耗减少，并且使
发动机排放的废气和发出的噪音减少。较低的推力级别用于降落，因此同样与减少废气排放和噪音发出相关。增升噪音减少是翼缝3关闭的结果，而发动机噪音减少是由于提高了升阻比而降低了推力级别的结果。
[0054] 情形2)基于在前缘翼缝3关闭的情况下的减小的升力系数CL，stall，sealed用于认证。以相应的方式，或必须增加机翼面积，或必须适当增加空速，以保持总升力。两种情况下都提高了升阻比。尽管机翼面积较大，但是增升系统的噪音减少，因为没有导致产生噪音的前缘翼缝3。翼缝在需要时打开增加了失速前的安全裕度。
[0055] 操作增升系统的方式有若干种。襟翼2可在翼缝3关闭的情况下伸展和缩回，且翼缝3可独立于襟翼2的位置打开或关闭(当襟翼2完全缩回时或者当规定不存在翼缝3时除外)。
[0056] 总体而言，根据本发明，提供了整体形成在飞行器系统中的包括控制装置6和致动装置5a、5b的操作装置4，它们是例如通过
软件模块实现、通过
硬件实现函数(比如ASIC(专用集成
电路))实现、或通过包括作为
软件模块在其中执行的这些函数的计算机模块实现的功能模块。具有控制装置6的操作装置4可整体形成在机翼中或
机身中作为飞行器
电子系统的一部分。
[0057] 控制装置6包括在功能上连接并优选地与第一致动装置5a通信的致动指令函数以产生用于致动第一致动装置5a的信号，并与第二致动装置5b通信以产生用于致动第二致动装置5b的信号。第一致动装置5a和第二致动装置5b可整体形成在一个致动装置5中。相应地，控制装置6由第一指令线8a连接至第一致动装置5a以驱动襟翼2并由第二指令线8b连接至第二致动装置5b以驱动翼缝打开和关闭装置。
[0058] 取决于在致动装置5、5a、5b中执行的函数，第一指令线8a和第二指令线8b可以是用于传输数字指令信号的总线或者可以是
模拟信号线。
[0059] 致动装置5、5a、5b基于控制装置的指令分别致动襟翼和翼缝打开和关闭装置，其中致动装置可由电驱动或由液压驱动。
[0060] 飞行器的每个机翼都可包括一个或若干个襟翼以及一个或若干个翼缝打开和关闭装置。控制装置以及第一和第二致动装置可被关联至两个机翼上的若干个襟翼或一个襟翼，从而两个机翼上的襟翼和翼缝打开和关闭装置都分别由第一和第二致动装置致动。进一步地，操作装置4可被构造成使得第一和第二致动装置在功能上与以下部件联结：
[0061] ■与一个机翼上的一个襟翼和翼缝打开和关闭装置或一组襟翼和翼缝打开和关闭装置联结，或者
[0062] ■与在两个机翼上对称设置的一组襟翼和翼缝打开和关闭装置或一个襟翼和翼缝打开和关闭装置联结。
[0063] 在后一情况中，可设置若干个第一和第二致动装置以致动两个机翼上的若干个襟翼和翼缝打开和关闭装置或两个机翼上的若干组襟翼和翼缝打开和关闭装置。
[0064] 下面，举例描述仅一个具有翼缝打开和关闭装置的襟翼的致动。对于上述示例，以类似方式应用各实施方式。
[0065] 可通过控制装置的致动指令函数根据该致动指令函数从另一个飞行器系统装置收到的操作数据或根据该致动指令函数自身产生的操作数据来产生、测量或计算出用于致动第一和第二致动装置的信号。这些操作数据例如可以是描述或限定类似于降落、进近或起动之类的飞行状态或
操作系统模式的数据。具体地，这些操作数据或这些操作数据的一部分由控制装置产生、测量或计算出来，或由另一个飞行器系统产生、测量或计算出来，并从在功能上与操作装置4相关和/或相对于操作装置4
定位在外部的另一个系统装置传输至该控制装置，另一个系统装置比如是另一个飞行器系统装置、
自动驾驶仪或手动输入装置，例如人-机
接口(MMI)、飞行员控制装置、主飞行系统、次飞行系统和
导航系统。
[0066] 在操作装置5的一个实施方式中，操作数据传输至控制装置的致动指令函数。指令函数基于这些输入的数据计算襟翼和翼缝打开和关闭装置的位置并将其发送至分别致动襟翼2和翼缝打开和关闭装置的第一致动装置5a和第二致动装置5b。该指令函数也可集成在操作系统4外部的另一个飞行器系统中，使得操作系统接收襟翼和翼缝打开和关闭装置的期望或标称位置并将这些位置有变化或无变化地传输至分别用于致动襟翼和翼缝打开和关闭装置的致动装置5a、5b。
[0067] 在又一个实施方式中，控制装置包括指令函数，其被设计成从飞行器系统装置接收操作数据，例如描述或限定飞行状态、诸如降落、进近或起动或其
相位之类的操纵或操作系统模式的数据。指令函数产生襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的期望或标称位置。为此，指令函数可包括其中设定了与襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的期望或标称位置相关的预定操作数据的表格。采用所述操作数据作为输入，指令函数产生或识别用于瞬时飞行情形和/或系统状态的襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的期望或标称位置，并将这些位置数据传输至分别致动襟翼和翼缝打开和关闭装置的第一和第二致动装置。
[0068] 进一步地，可在指令函数中集成这样的函数：基于诸如海拔高度和/或速度之类的飞行数据和/或基于诸如安全相关数据(例如缝翼或襟翼系统或另一个系统中的失效退化)之类的飞行器系统数据，产生用于瞬时飞行情形的襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的进一步的标称位置，这些位置数据被传输至分别用于致动襟翼和翼缝打开和关闭装置的第一和第二致动装置。
[0069] 例如可将指令函数设计成使得：在操作系统模式(例如起动或降落)期间，当飞行器达到预定的飞行状态时，比如预定位置和/或速度和/或海拔高度，如果实际飞行状态值达到或超出预定值(这由比较函数确定)，则指令函数对襟翼和/或翼缝打开和关闭装置产生指令。可执行该函数以遵从噪音和/或安全要求并且特别是增加危急飞行阶段的安全性。特别地，可在进近和/或降落期间发出指令关闭翼缝打开和关闭装置而襟翼保持原位。
[0070] 进一步地，可在致动指令函数中设置这样的函数：如果操作装置由另一飞行器系统收到对应的值则该函数停止致动襟翼和/或翼缝打开和关闭装置。
[0071] 可将指令函数设计成根据上述情形在离散的步骤产生指令信号或连续地产生指令信号。
[0072] 第一致动装置以及可选地第二致动装置可通常联接至少一个用于测量襟翼位置的位置
传感器并可选地联接翼缝打开和关闭装置的一个
位置传感器。位置传感器分别测量襟翼和/或翼缝打开和关闭装置的实际位置，并将实际位置作为反馈发送至第一和第二致动装置。为了进行失效检测，在相应的致动装置5a、5b中或在控制装置中或在操作装置5的另一个模块中或在另一个飞行器系统装置中将标称值或期望值与实际值进行对比。控制装置可基于该对比的结果接收或产生故障安全指令，例如不致动襟翼和/或翼缝打开和关闭装置。
[0073] 控制装置可定位为接近致动装置5a、5b。这种情况下，控制装置或其一部分，比如致动指令函数，可在功能上连接至致动装置5a、5b以分别传输第一和第二致动指令信号(“智能致动装置”)。这种情况下，优选地数字总线将致动装置与控制装置的分别产生襟翼和翼缝打开和关闭装置的期望值或标称值的控制函数连接。
[0074] 如上所述，指令函数可被构造成其产生指令信号，翼缝3通过该指令信号以至少比襟翼2自身伸展的速度高1.5倍的速度打开。
[0075] 可如图1所示通过使襟翼2绕沿翼展方向延伸的轴线转动或倾斜来打开翼缝3，或如图2所示，通过操作设置在襟翼2上并沿翼展方向延伸的辅助襟翼7来打开翼缝3。辅助襟翼也可由小型襟翼形成，该小型襟翼设置在翼缝3中并且翼缝3借助于它至少部分打开。
[0076] 翼缝3可由能够与襟翼2的位置无关地被操作的致动装置5打开。
[0078] 例如，致动装置5可通过
弹簧力或通过其中包含的构件的弹性
变形操作。翼缝3还可通过气动力打开。
[0079] 翼缝3能够响应于从外部供应的信号打开，例如通过释放
锁扣或一些其它锁紧装置而打开，并且翼缝3可由一个或多个马达关闭。
[0080] 翼缝3可被打开作为机翼1的攻角α的函数。这可借助于控制装置6完成，控制装置6在图1和图2中示出，并且例如可以是飞行器的飞行控制系统或襟翼控制系统(缝翼/襟翼控制系统)的构件。例如可将控制系统设计成使翼缝3保持关闭直到达到预定的攻角αprot为止，并且当达到或超出该攻角时逐渐打开或完全打开。这种情况下，当翼缝3关闭时，翼缝3打开时的攻角αprot可选择为处于与最低(或
选定的)可操作速度VLS相关联的攻角αLS和在定常状态下可实现的最高攻角αlim之间。
[0081] 翼缝3可在预定的打开范围连续变化，或者可在关闭位置和打开位置之间离散地变化。
[0082] 也可将翼缝3进一步打开到超出预定攻角αprot的更大程度。
[0083] 增升襟翼可以是与在图1和图2中示出的示例性实施方式的情况一样的缝翼或机翼前缘缝翼2，或者机翼尾缘襟翼。然而，当使用尾缘襟翼时物理特性和气动特性中的变化稍有不同。尾缘襟翼的伸展通常上不会像前缘缝翼的情况那样(从αstall，sealed到αstall，vented，见图4)增加攻角范围，取而代之的是，升力曲线(CL对α)平行向上移动(在α＝0°处的升力增加和对应于CL，max的情形)。在操作上，这意味着对于相同的升力减小了攻角α，或者对于相同攻角α成倍增加了负荷。
[0084] 参照标号清单
[0085] 1机翼
[0086] 2增升襟翼
[0087] 3翼缝
[0088] 4操作装置
[0089] 5驱动、致动装置
[0090] 5a第一致动装置
[0091] 5b第二致动装置
[0092] 6控制装置
[0093] 7辅助襟翼
[0094] 8a到第一致动装置的指令线
[0095] 8b到第二致动装置的指令线
