機翼的副翼的製作方法
2023-04-26 05:07:46
專利名稱:機翼的副翼的製作方法
本項發明是機翼的副翼，它由可逆操縱系統操縱。此副翼分兩段，第一段基本上延伸在與機翼縱軸平行的副翼樞軸後面，第二段延伸在機翼樞軸前面，以保持副翼的空氣動力平衡，第二段與翼尖吻合。
飛機的設計要求之一是具有合格的側向安定性。正橫向安定性意味著，如果相對風向不是與機身的縱軸平行而是與它呈一定的角度，則機翼的迎風面有上行的傾向。如果飛機由於擾動而接受一個滾轉角，其結果是在重力分力的影響下形成側向運動，就會發生上述飛機情況。飛機的這種特性稱為側滑。從下述情況中可看到改正這樣一個滾轉角的自然傾向;如果從前面看飛機，機翼的兩半部從機身向外向上伸展，即機翼的兩半部都處在上反角位置，其結果是，飛機帶偏流飛行時，在機翼的兩半部之間產生迎角差，從而產生相對於機身縱軸的恢復力矩。如果駕駛員試圖抵制這一恢復運動以維持帶偏流飛行，則他必須加大副翼角，並象必須對風進行滾轉動作一樣施加操縱方向舵的力。
關於為什麼必須要有足夠的側向安定性，可以從一些資料中得到說明，例如美國航空諮詢委員會(以下簡稱NACA)927號報告《飛行品質的評價和預測》(W·H·菲利普斯〔Philips〕於1949年撰寫)，以及B。依特金(Etkin)所著《飛行動力學、安定性和操縱》一書，特別是可參考該書的第235頁。
可能會遇到這樣的特定飛行條件，即方向舵在中立位置時，飛機的側向安定性太小。對此，可以通過選擇較大的上反角來提高側向安定性。但是，如果飛機上反角的加大會與其他設計準則相衝突，則也可以只加大翼尖的上反角，也就是使用直立翼尖。這種直立翼尖在NACA 548號報告《翼尖形狀和上反角對側向安定性的效應》(J。A。肖特爾〔Shortel〕1936年撰寫)中有所描述。如果應用了這種已知的直立翼尖，副翼就不能完全地伸展到翼尖，而是在直立翼尖和機翼剩餘部分之間的過渡段附近即終止。在這種情況下，副翼就沒有突角補償體。採用這種結構的飛機有裝渦輪螺旋漿發動機的「墨西哥灣流航空指揮員」100型飛機，(Gulfstream Aerospace Commander Jetprop)和Aerospatiale TB 30 Epsilon。要進一步了解細節，可參考W。格林(Green)1984年所著《新觀察家的航空全書》。
如前所述，副翼可分為兩段，第一段基本上延伸在與機翼縱軸平行的副翼樞軸後面，第二段延伸在機翼樞軸前面，並與翼尖吻合。此第二段叫做突角補償體。由於有了這個突角補償體，改變飛行條件所需的方向舵操縱力不必有較大的變化。如果副翼在中立位置，突角補償體並不伸展到翼尖輪廓之外。翼尖結構的前部在突角補償體的前面，但是不與突角補償體連接，它可以延伸為頭部整流罩的形式以保護突角補償體，防止積冰和鳥撞。這種頭部整流罩對於本項發明來說並不重要。突角補償體是常被應用的，似乎是，對於有上反角的機翼，其對於副翼-樞軸力矩的作用並不受或很難受到側滑角的影響。具有普通突角補償體的飛機的一個例子是加拿大的德·哈維蘭(De Havilland of Canada)的DHC-7。要進一步了解可參考W·格林(Green)1984年所著《新觀察家的航空全書》。
本項發明的目的是提供具有這樣一種突角補償體的副翼，即可以使這種突角補償體的某些特點有助於改善使用中立位置方向舵時的側向安定性。這對飛機來說具有特殊意義，因為副翼成了飛機的所謂可逆操縱系統的一部分。可逆操縱系統是這樣一種系統，即藉助於它可以通過直接的機械連接來使副翼偏轉，(其中機械連接可以用鋼索等，由駕駛員用方向舵操縱)，而另一方面，由於副翼的氣流迎角的變化而產生的副翼偏轉，駕駛員可以通過一個相應的方向舵偏轉而直接覺察，這並不影響方向舵。
按照本項發明，突角補償體的形狀與上述翼尖的加大上反角相象，但是因此而對飛機側向安定性的較小影響並不是本項發明的主要目的。
本項發明著重於前面所說的副翼型式，也就是本發明的目的是改善飛機側滑飛行時的橫向安定性，副翼的第二段相對於機翼的翼弦平面向上和向外延伸，與翼弦平面之間的角度在20°與70°之間。由於所述形狀，當飛機側滑飛行時，就有傾斜氣流流向上述突角補償體，產生空氣動力載荷，則在駕駛員放開操縱方向舵時，或駕駛員雖然把持著方向舵而操縱系統本身有彈性時，會使迎風面的副翼向下偏轉而背風面的副翼向上偏轉。因此，迎風面的機翼會上升，飛機的動態就與不具備這種型式的突角補償體、而其機翼有大得多的上反角的飛機的動態相似。
就普通突角補償體而論，具有在20°和70°之間的上反角可獲得相當的改進，如果上反角是45°左右，則可獲得最佳改進。
雖然在本項發明的範圍內，能將第二段(實際的突角補償體)以及第一段中直接在第二段後面的一部分安置在上反角部分中，但最好是將第二段和第一段中直接在第二段後面的一部分之間的過濾段做成符合空氣動力學要求的形狀，使得第二段的既定功能儘量不受影響。
現在參閱附圖來對本項發明作更詳細的說明。
圖1簡示一個普通的可逆操縱系統的先有技術的實施例。
圖2表示機翼的一部分，該機翼有一個包括突角補償體的副翼。
圖3簡示體現本發明的一個具有突角補償體的副翼。
圖4a和b表示通過圖3的機翼，沿機翼的縱向，通過直立突角補償體的兩個橫斷面視圖。
圖1表示一個普通的可逆操縱系統的先有技術的例子。該系統有方向操縱舵1，鋼索2和3的一端連接於方向舵軸，另一端連接於十字形搖臂4。十字搖臂4與十字搖臂5和6以機械方式聯接(在圖中未表示)，鋼索7和8分別從十字搖臂5和6連接到副翼9和10，這兩個副翼在機翼11和12(圖中只顯示出一部分)的後面。由於這種結構是人們熟悉的，因此不再詳細討論其功能。只提一句，這種型式的可逆操縱系統具有一定的彈性。
圖2表示一個普通的具有突角補償體的副翼的先有技術的實施例。機翼20的端部(圖中可以看到)有一個副翼21，該副翼如圖中所示以樞軸22為中心而轉動。副翼21在近翼尖處以樞軸22為中心而轉動。副翼21在近翼尖處有一個分段23，該分段從飛行的方向看，是在樞軸22的前面，用於對副翼進行空氣動力平衡。通過應用這個突角補償體，對副翼的方向舵操縱力可以大為減小。這種具有突角補償體的副翼也是人們熟悉的，因此毋庸贅述。
圖3表示了本發明的一種副翼的實施例。在圖中可見的機翼30的一部分，包括一個副翼31，它圍繞著圖中所示的樞軸32轉動。該副翼包括一個突角補償體33，如圖所示，它與機翼30的翼弦平面成一定的角度向上和向外伸展。從突角補償體33的前面的飛行方向看，有一個最好也是斜置的機翼段34，叫做頭部整流罩，其功能是保護突角補償體33，特別是防止積冰和鳥撞。上述頭部整流罩34雖然在本項發明的範圍之內，但並不是必需的。
在圖3的右側，用虛線表示在應用圖2所示的平面布置時，機翼在這個圖中的模樣。在這種情況下，頭部整流罩34′會在與機翼30的剩餘部分相同的平面上伸展，並且突角補償體33′的情況也相同。
實際的突角補償體是副翼31的一段，從飛行方向看，它是在樞軸32的前面，在圖3中，上述這一段由點劃線35分界。在點劃線35和36之間的副翼31的另一部分37形成圖中實施例的過渡部分，使得在上傾伸展的突角補償體33和在機翼30的平面上伸展的副翼31的剩餘部分之間實現光滑的過渡。
在本項發明範圍內的過渡部分37可以呈各種形狀。然而，選擇的形狀最好能使過渡部分37對突角補償體的作用的影響儘可能地小。
在該圖中，空氣的相對流動方向由箭頭39表示。
圖4簡要地表示，根據圖3中的直線Ⅳ-Ⅳ，圖3所示的機翼的斷面圖。如圖4a所示，直立突角補償體33最好是以同機翼30的翼弦平面呈±45°的角度伸展。圖4a還表示，最終一個薄的補償片40可以連接於突角補償體33的邊緣，該延展的補償片40同機翼30的翼弦平面呈一個角度，這個角度不一定要與突角補償體本身的角度相等。上述補償片40的作用是在帶偏流飛行時增加整個補償體對飛機側向安定性的影響。
圖4b表示圖4a的另一種方案。在這個方案中，突角補償體的第二段的翼尖邊緣33本身呈很薄的銳角形狀。
權利要求
1.一種由可逆操縱系統操縱的機翼的副翼，該副翼包括兩段，第一段基本上延伸在與機翼縱軸平行的副翼樞軸後面，第二段延伸在機翼樞軸前面，用於保持副翼的空氣動力平衡，第二段與翼尖吻合，其特徵在於第二段相對於翼弦平面是向上和向外延伸的，它與翼弦平面之間的角度在20°與70°之間，以便在帶偏流飛行時改善飛機的橫向安定性。
2.按照權利要求
1所述的副翼，其特徵在於與上述翼弦平面之間的角度大約為45°。
3.按照權利要求
1或2中所述的副翼，其特徵在於其第二段和第一段中直接在第二段後面的那一部分之間的過渡段接合的很平滑，因此該部對第二段的既定作用的不利影響極小。
4.按照前面所述的任意一個權利要求
所提的副翼，其特徵在於第二段在翼尖上或接近翼尖處有一個直立邊緣，在機翼縱向的這個邊緣的尺寸相對於第二段的尺寸來說是小的，以改善空氣動力特性。
5.按照權利要求
1至3中的任意一個所述的副翼，其特徵在於第二段包括有一個很薄的翼尖邊緣，以改善空氣動力特性。
專利摘要
機翼的副翼是由可逆操縱系統操縱。此副翼分兩段，第一段基本上延伸在與機翼縱軸平行的副翼樞軸後面，第二段延伸在機翼樞軸前面，以保持副翼的空氣動力平衡。第二段與翼尖吻合。為了在帶偏流飛行時改善飛機的橫向安定性，第二段相對於翼弦平面是向上和向外延伸的，它與翼弦平面之間的角度在20°與70°之間。
文檔編號B64C9/00GK86102063SQ86102063
公開日1986年9月24日 申請日期1986年3月28日
發明者瓦倫克·伯倫德·詹·米根, 奧伯特·埃德 申請人:福克公司導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan