前缘高升力装置及降低噪声的方法

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前缘高升力装置及降低噪声的方法
申请号	CN201611088825.9	申请日	2016-11-30	公开(公告)号	CN107010206A	公开(公告)日	2017-08-04
申请人	波音公司;			发明人	罗纳德·塔茨苏伊·卡瓦; 丹尼尔·迈克尔·汤普金斯; 罗伯特·豪席尔德·利贝克; 凯文·罗伯特·埃尔梅尔; 埃里克·大卫·迪基;
摘要	一种前缘高升力装置及降低噪声的方法，该前缘高升力装置可从飞机的机翼展开，可包括前缘和后缘。下表面和上表面均可在前缘和后缘之间延伸。后缘区域可通过后缘和与后缘相邻的区域限定。成形装置可设置在后缘区域处且可在未激活位置和激活位置之间移动。
权利要求	1.一种前缘高升力装置，能从飞机的机翼展开，所述前缘高升力装置包括：前缘；后缘；下表面和上表面，两者均在所述前缘与所述后缘之间延伸；后缘区域，通过所述后缘和与所述后缘相邻的区域限定；以及成形装置，设置在所述后缘区域处，所述成形装置能在非激活位置与激活位置之间移动。 2.根据权利要求1所述的前缘高升力装置，其中，所述成形装置在所述激活位置中包括弯曲轮廓。 3.根据权利要求1或2所述的前缘高升力装置，其中，所述成形装置为形状金属致动器。 4.根据权利要求3所述的前缘高升力装置，其中，所述后缘包括锯齿轮廓。 5.根据权利要求3所述的前缘高升力装置，其中，所述后缘包括齿形轮廓。 6.根据权利要求1或2所述的前缘高升力装置，其中，所述成形装置在所述后缘区域处铰接地耦接至所述下表面。 7.根据权利要求6所述的前缘高升力装置，其中，所述成形装置在所述激活位置中接合止动件。 8.根据权利要求1或2所述的前缘高升力装置，其中，所述下表面包括声学处理部。 9.一种降低在前缘高升力装置的后缘处产生的噪声的方法，所述方法包括：从收缩位置展开所述前缘高升力装置；以及激活设置在所述前缘高升力装置的后缘区域处的成形装置，以使噪声生成进一步向下游延伸并提供对于低空飞行噪声的机翼屏障。 10.根据权利要求9所述的方法，其中，激活所述成形装置的步骤包括将热空气输送到所述成形装置。 11.根据权利要求9所述的方法，其中，激活所述成形装置的步骤包括将电加热输送到所述成形装置。 12.根据权利要求11所述的方法，其中，激活所述成形装置的步骤包括经由空气动力激活所述成形装置。
说明书全文	前缘高升力装置及降低噪声的方法技术领域 [0001] 本公开总体涉及前缘高升力(high-lift)装置，尤其涉及用于飞机机翼的前缘高升力装置。背景技术 [0002] 一些现代飞机机翼利用前缘高升力装置，其可展开以增加提升能力。可利用的普通的前缘高升力装置包括但不限于开槽的(slotted)前缘缝翼，其具有与之关联的高机翼升力系数。虽然有效，但这种开槽的前缘缝翼在飞行期间可产生传播到地面的低空飞行噪声。发明内容 [0003] 根据本公开的一方面，提供了一种可从飞机的机翼展开的前缘高升力装置。前缘高升力装置可包括前缘和后缘。下表面和上表面均可在前缘和后缘之间延伸。后缘区域可通过后缘和与后缘相邻的区域限定。成形装置可设置在后缘区域处且可在非激活位置和激活位置之间移动。 [0004] 根据本公开的另一方面，提供了一种飞机。飞机可包括机翼。机翼可包括固定翼部。前缘高升力装置可与固定翼部机械关联且可相对于固定翼部在收缩位置和展开位置之间移动。成形装置可设置在前缘高升力装置的后缘区域处，且可在非激活位置和激活位置之间移动。 [0005] 根据本公开的又一方面，提供了可实行以降低在前缘高升力装置的后缘处产生的噪声的步骤的样本序列。步骤的样本序列可使前缘高升力装置从收缩位置展开。另一步骤可激活设置在前缘高升力装置的后缘区域处的成形装置，以使噪声生成进一步向下游延伸并提供对于低空飞行噪声的机翼屏蔽。 [0006] 本发明可涉及一种可从飞机的机翼展开的前缘高升力装置，前缘高升力装置可包括：前缘；后缘；均在前缘和后缘之间延伸的下表面和上表面；通过后缘和与后缘相邻的区域限定的后缘区域；以及设置在后缘区域处的成形装置，该成形装置可在非激活位置和激活位置之间移动。成形装置可在激活位置中包括弯曲轮廓。成形装置可为形状金属致动器。后缘可包括锯齿轮廓(saw tooth profile)。后缘可包括齿形轮廓(serrated profile，锯齿状轮廓)。每个这些特征可增强操作并增加性能效率。成形装置可在后缘区域处铰链地耦接到下表面。成形装置可在激活位置中接合止动件以改善操作。下表面可包括声学处理部。 [0007] 本发明可涉及一种飞机，其可包括：机翼，该机翼包括固定翼部；与固定翼部机械关联的前缘高升力装置，该前缘高升力装置可相对于固定翼部在收缩位置和展开位置之间移动；以及设置在前缘高升力装置的后缘区域处的成形装置，该成形装置可在非激活位置和激活位置之间移动。成形装置可为形状金属致动器。固定翼部可经由伸缩式导管可伸缩地耦接到成形装置。伸缩式导管可与成形装置操作地关联以选择性地将热输送至该成形装置。输送至成形装置的热可为热空气和电加热(electric heating)中的一种。成形装置可在经由选择性输送至其热而形成的激活位置中包括弯曲轮廓。成形装置可在后缘区域处铰链地耦接到前缘高升力装置的下表面。前缘高升力装置可为克鲁格缝翼和平移缝翼中的一种。 [0008] 本发明可涉及一种降低在前缘高升力装置的后缘处产生的噪声的方法，该方法可包括：从收缩位置展开前缘高升力装置；以及激活设置在前缘高升力装置的后缘区域处的成形装置，以使噪声生成进一步向下游延伸并提供对于低空飞行噪声的机翼屏蔽。激活成形装置的步骤可包括将热空气输送至成形装置。激活成形装置的步骤可包括将电加热输送至成形装置。激活成形装置的步骤可包括经由空气动力激活成形装置。每个特征可增强噪声降低方法的性能和可靠性。 [0009] 已经讨论的特征、功能和优点可在各种实施例中独立地实现或可在其它实施例中结合，其进一步的细节参考下面的描述和附图可见。附图说明 [0010] 图1为根据本公开的实施例的示意性飞机的透视图； [0011] 图2为根据本公开的实施例的相对于飞机机翼处于展开位置中的示意性前缘高升力装置的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分； [0012] 图3为根据本公开的实施例的图2的前缘高升力装置的装置后缘区域的成形装置的示意性实施例的顶视图； [0013] 图4为根据本公开的实施例的图2的前缘高升力装置的装置后缘区域的成形装置的示意性可替换实施例的顶视图； [0014] 图5为根据本公开的实施例示出图2的前缘高升力装置的装置后缘区域的成形装置周围的空气流动路径的这种成形装置的另外的示意性可替换实施例的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分； [0015] 图6为根据本公开的实施例的与克鲁格缝翼关联的处于激活位置中的图5的示意性成形装置的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分； [0016] 图7为根据本公开的实施例的转换到非激活位置的图6的成形装置的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分； [0017] 图8为根据本公开的实施例的与平移缝翼关联的处于激活位置中的图5的示意性成形装置的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分； [0018] 图9为根据本公开的实施例的转换到非激活位置的图8的示意性成形装置的截面形式的示意性侧视图，为了清晰起见，省略了某些部分；且 [0019] 图10为根据本公开的实施例的可实践的步骤的样本序列的图示。具体实施方式 [0020] 现在参考图1，根据本公开构造的示例性飞机总体上由参考标号10指代。飞机10可包括机翼12。如图2更详细所示，机翼12包括固定翼部14，其包括机翼前缘16、机翼上表面18和机翼下表面20，使得机翼上表面18和机翼下表面20在机翼前缘16处会聚。固定翼部14可与前缘高升力装置22机械关联，前缘高升力装置可通过各种致动机构在展开位置(如图2所示)和收缩位置之间移动，为了清晰起见，各种致动机构已经从图2中省略。前缘高升力装置22可为前缘缝翼，诸如但不限于平移开槽缝翼(translating slotted slat)或克鲁格开槽缝翼(Krueger slotted slat)。对于展开位置中的前缘高升力装置22，在固定翼部14和前缘高升力装置22之间形成有通道24。 [0021] 前缘高升力装置22可包括装置前缘26、装置后缘28、装置上表面30，以及装置下表面32。装置上表面30和装置下表面32可在装置前缘26和装置后缘28之间延伸。装置下表面32可包括声学处理部33以吸收高频噪声。以下，前缘高升力装置22的邻近并包括装置后缘 28的区域将被称为装置后缘区域34。装置后缘区域34为可与前缘高升力装置22成整体或可机械地耦接到前缘高升力装置22的延伸部。装置后缘区域34可包括成形装置36，其可被激活以从非激活位置转换到激活位置。 [0022] 在实施例中，装置后缘区域34可为在该行业中众所周知的任何形状记忆合金或智能金属。此外，成形装置36可激活并加热以使得装置后缘区域34可从非激活位置(如虚线38所示)转换到激活位置(图2所示)。同样地，装置后缘28在弯曲轮廓中可以角度40从非激活位置38向下偏转到激活位置。作为非限制性实例，角度40可在约10至15度的范围内。当装置后缘区域34处于激活位置时，相比不具有装置后缘区域34的前缘高升力装置22，装置后缘28向后移位，以便屏蔽可从展开的前缘高升力装置22产生的低空飞行噪声，同时还维持高升力性能。 [0023] 进一步，前缘高升力装置22包括延伸翼弦42(如虚线所示)。作为非限制性实例，延伸翼弦42可比缩短翼弦44(如虚线所示)长约20％，该缩短翼弦为在不具有装置后缘区域34的情况下所测量的前缘高升力装置22的翼弦。然而，应该清楚，延伸翼弦42基于具体的应用可比缩短翼弦44长任何百分比。在实施例中，缩短翼弦44可为机翼12的翼弦的约12％至20％。 [0024] 当激活成形装置36以使得装置后缘区域34处于激活位置时，可测量通道24从装置后缘28到固定翼部14之间的通道距离46。作为非限制性实例，通道距离46可在延伸翼弦42的约4％至14％的范围内。 [0025] 伸缩式导管48可使固定翼部14可伸缩地耦接到前缘高升力装置22的成形装置36。导管48可选择性地输送热以激活成形装置36，诸如但不限于形状金属致动器。作为非限制性实例，导管48可按规定路线输送来自固定翼部14的防冰系统的热空气以施加热到成形装置36，或可包括来自固定翼部14的布线以向成形装置36提供电加热(electric heating)。当前缘高升力装置22处于展开位置时，成形装置36可通过经由导管48施加于其的热激活，以使得成形装置36在基本上弯曲轮廓中向下朝固定翼部14偏转角度40直到到达激活位置。在前缘高升力装置22转换回到收缩位置之前，成形装置36可通过移除成形装置36中的热而去激活，以使得当前缘高升力装置22转换回到收缩位置时，装置后缘区域34通过恢复作用于其的负荷或通过被激活以恢复到非激活位置的第二成形装置36而返回到非激活位置。 [0026] 在图3所示的实施例中，装置后缘区域34可包括装置后缘28，其包括齿形轮廓(serrated profile)50。在实施例中，齿形轮廓50可为连续的三角形，以使得每个三角形包括装置后缘28处的后缘闭角(closure angle)或齿形轮廓角52，其可在约30至60度的范围内。装置后缘28的齿形轮廓50可向后延伸后缘压差距离的分布，以使得涡流的强度且因此使得噪声源强度可向后延伸，从而使得固定翼部14屏蔽低空飞行噪声。 [0027] 在图4所示的可替换实施例中，装置后缘区域34可包括装置后缘28，其包括锯齿轮廓(saw tooth profile)54。在实施例中，锯齿轮廓54可为连续的直角三角形，以使得每个直角三角形包括装置后缘28处的锯齿轮廓角56，其可为但不限于约30度。装置后缘28的锯齿轮廓54可进一步使噪声生成向下游延伸，以提供对于低空飞行噪声的增加的机翼屏蔽。 [0028] 参考图5，装置后缘区域34可包括可替换实施例的成形装置136，其在装置后缘区域34中铰接地耦接到装置下表面32。当前缘高升力装置22处于展开位置时，如所示，成形装置136可通过空气动力激活以从非激活收起位置转换到激活位置。尽管未按比例示出，在实施例中，成形装置136可以成形距离58向下延伸至分离的循环气流138中，该成形距离可为但不限于通道距离46的约2％至5％。当成形装置136处于激活位置中时，成形装置136周围的分离的循环气流138可形成虚拟体140(图5中的虚线所示)，从而形成装置后缘28的虚拟延伸以维持高升力性能，该循环气流消除装置后缘28中的高强度噪声，并进一步使噪声生成向下游延伸，以为提供对于低空飞行噪声的增加的机翼屏蔽。 [0029] 作为一个详细实例，成形装置136可与前缘高升力装置22(诸如图6和图7所示的克鲁格缝翼)关联地使用。如图6所示，前缘高升力装置22处于展开位置，以使得气流138迫使处于非激活收起位置中的成形装置136远离装置下表面32铰接地向外移动至激活位置，其中通过止动件142防止成形装置136进一步移动。如图7所示，当前缘高升力装置22转换回到收缩位置时(图6和图7中的虚线所示)，气流138迫使成形装置136铰接地移回到非激活收起位置。 [0030] 在另一详细实例中，成形装置136可与前缘高升力装置22(诸如图8和图9中所示的平移缝翼)关联地使用。当前缘高升力装置22转移到展开位置时，如图8所示，气流138类似地迫使成形装置136铰接地移动至抵靠止动件142的激活位置中。如图9所示，当前缘高升力装置22转换回到收缩位置时，成形装置136与机翼上表面18物理接触，以使得成形装置136被迫进入非激活收起位置中。 [0031] 在可替换实施例中，成形装置136可以是弹簧加载的。在另外的可替换实施例中，成形装置136可在装置后缘区域34中固定到装置下表面32。工业实用性 [0032] 基于前述内容可见，本公开阐述了前缘高升力装置的成形装置，以用于降低噪声同时维持气动效率。此外，成形装置可维持高升力性能，同时通过使噪声生成向后移位来降低噪声源强度以降低低空飞行噪声。操作中，前缘高升力装置22可展开以增加飞机10的提升能力。当前缘高升力装置22处于展开位置中时，可激活成形装置36、136以降低后缘噪声。 [0033] 作为一个说明性实例，成形装置36可通过经由导管48施加热(热气流或电加热)而被激活，以使得当向机翼前缘16后部延伸时装置后缘区域34在基本上弯曲轮廓中向下朝固定翼部14偏转直到到达激活位置。装置后缘区域34的延伸的基本上弯曲轮廓可形成会聚的流动区域，其减少视线噪声传播以使得装置后缘28处涡流的强度减少，从而也减少噪声生成。此外，在可替换实施例中，装置后缘区域34可包括具有齿形轮廓(serrated profile)或锯齿轮廓(saw tooth profile)的装置后缘28，以进一步降低噪声源强度，使得后缘压差距离的分布可向后延伸以降低涡流的强度并提供对于低空飞行噪声的增加的机翼屏蔽。在前缘高升力装置22转换回到收缩位置之前，成形装置36可通过移除成形装置36中的热而去激活，以使得当前缘高升力装置22收缩时装置后缘区域34返回到非激活位置。 [0034] 作为另一说明性实例，成形装置136可通过空气动力从非激活收起位置激活以远离装置下表面32铰接地向外移动至激活位置，其中通过止动件142防止成形装置136进一步移动。当成形装置136处于激活位置中时，成形装置136周围的分离的循环气流138可形成虚拟体140，其使噪声生成向下游进一步延伸，产生对于低空飞行噪声的增加的机翼屏蔽，从而降低噪声源强度。当前缘高升力装置22转换回到收缩位置时，在一个实施例中，气流138迫使成形装置136铰接地移回到非激活收起位置，且在另一实施例中，成形装置136与机翼上表面18物理接触，以使得成形装置136被迫进入非激活收起位置中。 [0035] 图10示出如下步骤的样本序列，可实践该步骤以降低在前缘高升力装置的后缘处产生的噪声，同时维持气动效率。框1010示出从收缩位置展开前缘高升力装置。如框1012所示，另一步骤可激活设置在前缘高升力装置的后缘区域处的成形装置，以使噪声生成向下游进一步延伸并提供对于低空飞行噪声的机翼屏蔽。激活成形装置的步骤可进一步包括将热空气输送至成形装置的步骤。进一步地，激活成形装置的步骤可包括将电加热输送至成形装置的可替换步骤。此外，激活成形装置的步骤可包括经由空气动力激活成形装置的另一可替换步骤。