专利名称：飞机前缘装置系统和相应的定尺寸方法
技术领域：
下面公开的内容一般涉及飞机系统和相应的定尺寸方法，如对飞机机翼上的前缘装置布置结构定尺寸。
背景技术：
许多飞机使用不同的前缘装置以在高迎角时提高机翼的性能。例如，现代的商业运输类飞机一般拥有最适宜高速巡航状态的机翼。为了提高起飞和着陆的性能，这些飞机典型地采用可移动的前缘装置，该前缘装置至少具有一个位置提供最佳的巡航性能，该位置典型地称为缩回位置(retractedposition)，还具有用于低速运行的一个或多个附加位置，典型地称之为伸出位置(extended position)。这些伸出位置在低速运行状态下改善机翼上的气流，允许飞机在不出现失速(stall)的情况下便可获得更高的迎角。这样就为特定的配置产生较低的失速速度。由于起飞和着陆的运行速度主要取决于失速速度的百分比，所以这些低速失速速度能带来改善的起飞和着陆性能。典型的前缘装置包括前缘襟翼、固定槽、kruger襟翼、板条和各种拱形kruger襟翼。其他飞机在其他运行阶段采用前缘装置以提高机翼性能。例如，战斗机通常在机动飞行期间采用前缘装置。
图1是带有各种控制面的传统机翼1的部分示意性俯视图。这些控制面包括机翼尾缘大升力装置4(如，普通襟翼和福勒襟翼)以及前缘装置5(如前所述)。机翼1也具有跨度2，该跨度为机身16到翼尖17之间的距离(或者，跨度2可以从翼尖17到相反的翼尖量起，半跨度可以定义为从翼尖17到机身16中心线的距离)。前缘装置5具有多个翼展方向的位置，每个翼展方向的位置具有对应的前缘装置弦长。为说明起见，图1所示为具有前缘装置弦长7的一个翼展方向位置6，其采用典型的传统方式。在其他的传统方式中，前缘装置弦长可在与对跨度2进行测量的方向相垂直地进行测量。
机翼1一般至少具有一个关键部分，当飞机的迎角增大时，局部的最大升力系数首先产生。当飞机的迎角继续增大时，机翼1那部分上的局部最大升力系数将过剩，机翼1的那个部分将变为失速。虽然机翼关键部分的位置可以根据设计进行变化，但是在典型的现代后掠翼运输机上，关键部分大致为翼展方向位置的75％并不罕见(例如，从机身16沿跨度的距离等于机身16到翼尖17之间的距离的75％)。
产生图1所描述的设计的典型设计过程包括确定在各种飞行阶段中机翼1必须提供的升力大小，产生该升力需要的飞机迎角。由于较长的前缘装置弦长一般提供更好的高迎角性能，所以这样就确定了机翼1的关键部分上支持所需的飞机迎角的前缘装置弦长。一般来说，为机翼的关键部分确定的这一前缘装置弦长随后用于机翼上所有前缘装置的所有部分(即，每个前缘装置具有相同的恒定弦长)。偶尔，会由于翼展方向的翼斜锥度或其他结构上的约束而在翼尖17附近采用较小的弦长(由于安装的原因)。
如前所述的并且图1中示出的现有技术设计的一方面是，前缘装置弦长对机翼的关键部分进行了优化。该方面的缺点在于，其产生了潜在的低效率设计，不必要地增加了飞机的重量。
发明内容
本发明总体涉及飞机系统和相应的定尺寸方法，如对机翼上的飞机前缘装置布置结构定尺寸的方法。本发明的一个方面在于对飞机系统定尺寸的方法，该方法包括为机翼的前缘装置布置结构的至少两个逐渐减小部分识别一种逐渐减小的方式，每个逐渐减小部分具有多个翼展方向的位置，前缘装置布置包括至少一个前缘装置的至少一部分。该方法还可包括选择在多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长或弦长分数，其中至少有两个逐渐减小部分包括第一逐渐减小部分，该部分具有沿第一翼展方向逐渐减少的弦长或弦长分数；以及第二逐渐减小部分，该部分具有沿大致与所述第一方向相对的第二翼展方向逐渐减小的弦长或弦长分数。
在本发明的另一方面，对飞机系统定尺寸的方法包括为机翼选择至少一种设计状态，当机翼在至少一种设计状态下运行时，识别在多个翼展方向位置上对应于局部最大升力系数的飞机迎角翼展方向的分布。该方法还包括对多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置的弦长定尺寸，从而至少大致与识别出的飞机迎角的翼展方向的分布相匹配。
在本发明的另一方面中，一种对飞机系统定尺寸的方法可包括为机翼选择至少一种设计状态，当机翼在至少一种设计状态下运行时，识别在多个翼展方向位置处对应于局部最大升力系数的飞机迎角翼展方向的分布。该方法还可包括确定一个至少与飞机迎角翼展方向分布的最小迎角大致相等的迎角，对多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长定尺寸，从而使每个翼展方向位置处的局部最大升力系数产生一飞机迎角下，该飞机迎角大致等于或大于飞机迎角。
在本发明的另一方面，对飞机系统定尺寸方法还包括为机翼选择至少一个设计状态，并识别至少一个飞机迎角。本方法还包括选择一个与至少一种设计状态和至少一个飞机迎角翼展方向相对应的翼展升力系数分布，以及确定多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长，从而当机翼在至少一种设计状态下和至少一个飞机迎角下运行时，机翼将至少大致提供被选择的翼展方向的升力系数分布。
图1为根据现有技术传统机翼的示意性部分俯视图。
图2为根据本发明的实施例的带有前缘装置的后掠翼机翼的局部示意性剖视图。
图3为根据本发明实施例配置的飞机的局部示意性侧视图。
图4为对应于根据本发明实施例的设计的翼展方向局部升力系数分布的图解说明。
图5为根据本发明实施例的对飞机系统定尺寸的过程的流程图。
图6为带有根据本发明实施例配置的前缘装置布置结构的机翼的局部示意性俯视平面图。
图7为带有根据本发明实施例配置的前缘装置布置的飞机的局部示意性俯视平面图。
图8为对应于根据本发明的实施例的设计的局部最大升力系数的飞机迎角的翼展方向分布的图解说明。
图9为示出根据本发明的实施例的对飞机系统定尺寸的过程的流程图。
图10为示出根据本发明另一实施例的对飞机系统定尺寸的过程的流程图。
图11为根据本发明另一实施例的对飞机系统定尺寸的过程的流程图。
具体实施例方式
本说明描述了飞机前缘装置和相应的定尺寸方法。以下说明和图2-11将阐述本发明的若干具体细节内容，从而提供对本发明特定实施例的彻底解释。但是，本领域技术人员可知，本发明可能有其他实施例，这些其他的实施例可在不使用以下说明中提到的特定特征的情况下进行实施。
图2为根据本发明的特定实施例后掠飞机机翼220的一部分的局部示意性剖视图。飞机机翼截面220可具有前缘装置205。前缘装置205可具有前缘211和尾缘212。前缘装置弦线213延伸穿过前缘211的曲率中心的第一交叉点和尾缘211的第二交叉点。这两个交叉点之间的距离为局部前缘装置弦长207。在其他实施例中，如图1和7所示，局部前缘装置弦长可以是从装置的前缘到装置的尾缘的平面距离。
前缘装置205可以是固定的也可以是移动的(例如，可展开的)。当前缘装置205是可移动的时，其一般具有一个缩回位置和一个或多个伸出位置。在缩回位置处，前缘装置205可以优化其所附的机翼的高亚音速或接近音速时的巡航性能。在伸出位置处，前缘装置205可以增加机翼弦长，增加机翼拱形，和/或为低速状态产生各种尺寸的前缘槽。
图3为带有机翼320的飞机390的局部示意性侧面图，该机翼具有前缘和尾缘大升力布置结构，如图3所示，作为前缘装置布置结构370和尾缘装置布置结构374。前缘装置布置结构370可单独或结合地包括各种前缘装置，如前缘襟翼、固定槽、kruger襟翼、板条、各种拱形的kruger襟翼，和/或其他类型的前缘大升力装置。尾缘装置布置结构374可单独或结合地包括各种类型的尾缘装置，例如常规襟翼、福勒襟翼，和/或其他类型的尾缘大升力装置。在其他实施例中，机翼320可具有其他多个前缘装置布置结构和/或其他多个尾缘装置布置结构。在另一些实施例中，前缘装置布置结构可与其他机翼例如全可移动的水平尾部330集成为一个整体。
前缘装置布置结构370与由飞机390与相邻的气团的相对运动产生的流场互动，飞机外表面的其他部分也如此，包括尾缘装置布置结构374和全可移动的水平尾部330。这种互动产生各种力(其中一种如图3的箭头l所示)和力矩(其中一种如图3的箭头p所示)，这些可集中在飞机的重心350周围。这些力和力矩可影响到飞机390的状态，并且改变飞机390的各种动态特征，包括飞行路径、速度(如空速)，加速度(如正常加速度)，和速率(如偏航速率)。这些相互作用也可能受空气的环境特征影响，包括温度、压力、密度和各种不连续性(如风切变和阵风)。
飞机390的物理特征也会影响到飞机和流场之间的互动。这些物理特征包括飞机重量、带有一个或多个外部存储仓的机架(carriage)、各种飞机结构布置(如等角机身、燃料箱)、由内装载物产生的惯性力矩(如燃料分布和带有一个或多个外部存储仓的机架)、各种控制面的动态运动(如全可移动的水平尾部330)以及飞机构造(如前缘与尾缘装置的相对位置，如果可行，可变后掠翼的位置)。相应地，任何设计状态可包括一个或多个(a)飞机的物理特征，(b)飞机运行所处的环境特征，和/或(c)飞机的动态特征。
迎角也可在很大程度上影响飞机390的性能。飞机迎角(如图3a)为飞机基准线340和自由流相对风(如图3箭头v)之间的角度差。自由流相对风v是由飞机390和流体之间的相对运动产生的流体流，这里的流体流没有受到飞机的影响(例如，没有受到上升流的影响)。飞机迎角α提供一个无显著特征点的参考，允许跨过飞机跨度对各种参数进行比较，即使局部迎角可能由于包括机翼扭曲、飞机类型的翼展方向变化和构造中的翼展方向变化等因素可在跨度上进行变化。
图4为跨越机翼420的跨度402的一部分的翼展方向局部升力系数分布400的图解说明。跨度从飞机机翼416延伸到机翼420的翼尖417。翼展方向的位置作为总跨度的一个百分比，0％为处于机身416，100％为处于翼尖417。图4的实线442代表现代商业运输机在一种设计状态和对应于飞机着陆配置的迎角下的典型升力系数分布，以略高于失速速度的飞行速度平稳飞行。
a点和b点之间的机翼420的翼展方向部分包括前缘装置布置结构470a，470a又包括至少一个前缘装置405的一部分。在图4的特例中，a点和b点之间的翼展方向部分包括两个前缘装置405a，405b的部分。(各)前缘装置的(各)弦长会影响升力系数的分布，尤其是在更高迎角时。例如，如果前缘装置布置结构470a的前缘装置弦长在a点和b点之间增加(如虚线443所示)，在对应的多个翼展方向位置处的升力系数会增加(如虚线444所示)。在采用其它飞机设计和前缘装置布置结构并在特定设计状态和飞机迎角的情况下，增加前缘装置弦长会导致升力系数减少。
b点和c点之间的翼展方向部分具有一个带有至少一个前缘装置405(如，前缘装置405c)的至少一部分的前缘装置布置结构470b。如果前缘装置布置结构470b的前缘装置弦长在b点和c点之间减少(如虚线445所示)，那么在对应的多个翼展方向位置处的升力系数会被增加(如虚线446所示)。在采用其它飞机设计和前缘装置布置结构并在特定设计状态和飞机迎角的情况下，减小前缘装置的弦长会导致升力系数的增加。相应地，对于给定的设计状态和给定的飞机迎角，前缘装置弦长可经调整从而获得选定的升力分布。
图5描述示出利用其特征对前缘装置500定尺寸的过程的流程图。该过程包括选择至少一个设计状态(过程部分501)和识别至少一个飞机迎角(过程部分502)。该过程可进一步地包括选择与至少一个设计状态和至少一个飞机迎角相对应的翼展方向升力系数分布(过程部分503)。翼展方向升力系数分布可以延伸跨过机翼的翼展方向部分，该翼展方向部分包括多个翼展方向位置和具有至少一个前缘装置的至少一部分的前缘装置布置结构。该过程还可进一步包括确定多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长，从而当飞机在至少一个设计状态和至少一个飞机迎角下运行时，机翼将在翼展方向部分上提供至少大致为选定的翼展方向的升力系数分布(过程部分504)。确定前缘装置弦长的过程包括使用计算流体力学(cfd)、风洞测试、飞机飞行测试和/或其他设计工具。
图6为根据本发明特定实施例研制的带前缘装置的布置结构的飞机机翼的局部示意性俯视平面图，例如，前面参照图5描述的过程。飞机690包括左翼和右翼。左翼包括左翼面620a，右机翼包括右翼面620b。为了进行说明，图6示出了单个飞机690的机翼620a、机翼620b上的两种不同类型的前缘装置布置结构。相应地，图6所示的左翼面620a包括左前缘装置布置结构670a，该结构包括至少一个前缘装置605的至少一部分(一个前缘装置605a作为图6中左前缘装置布置结构670a的一部分示出)。左前缘装置布置结构670a包括前缘装置弦长的分布方式，该弦长在前缘装置布置结构的跨度上成倍地增加和减少。
图6的右机翼620b包括右前缘装置布置结构670b。该右前缘装置布置结构670b包括多个前缘装置，每个前缘装置具有一大致不变的弦长(四个前缘装置605b-605e作为图6中右前缘装置布置结构670b的一部分示出)。这些多个前缘装置605b-605e布置成使得前缘装置弦长以一种大致与根据本发明的各种实施例确定的前缘装置弦长分布相似(或至少大致成比例)的方式在前缘装置布置结构670b的跨度上进行变化(例如，上面参照图5所述的过程)。
在其它实施例中，前缘装置弦长或弦长分数(局部前缘装置弦长与局部机翼弦长的比)在相反的翼展方向逐渐减小，这一逐渐减小以一种与根据本发明的各种实施例(如，前面图5所示的过程)或因其他原因确定的前缘装置弦长分布至少大概成比例的方式变化。图7中示出具有这种前缘装置布置结构的两个实例。另外，为说明起见，我们示出包括带有左翼面720a的左翼和带有右翼面720b的右翼的相同飞机790的两个实例。
左翼面720a具有左翼展方向部分703a，该部分包括左前缘装置布置结构770a。左翼展方向部分703a包括多个翼展方向位置707，每个位置具有相应的前缘装置弦长。图7示出具有相应前缘装置弦长的三个翼展方向位置707a-707c。在其他实施例中，左翼展方向部分703a具有或多或少的几个翼展方向位置707。左前缘装置布置结构770a包括至少一个前缘装置705(图7示出有三个前缘装置705a-705c)的至少一部分。左前缘装置布置结构770a可以包括图7所示的多个逐渐减小部分，如左边第一逐渐减小部分772a和左边第二逐渐减小部分773a。在其他实施例中，左前缘装置布置结构或多或少具有逐渐减小部分。
左边第一逐渐减小部分772a包括一个单独的前缘装置705a，左边第二逐渐减小部分773a包括两个前缘装置705b、705c。在特定实施例中，第一和第二逐渐减小部分772a、773a二者的逐渐减小可以以一种至少大致与前面所述的前缘装置弦长分布成比例的方式变化。在其他实施例中，前缘装置布置结构770a可以因其他原因而逐渐减小。
由于前缘装置弦长对弦长分数的效果，其影响、至少部分地影响机翼产生的升力。因此，弦长分数可以以一种类似的方式逐渐减小，从而在逐渐减少前缘装置弦长时获得同样的效果。例如，远端作前缘装置705a可包括翼展方向位置707a。翼展方向位置707a处的局部前缘装置弦长与前缘垂直地进行测量。线a所示的机翼720a在翼展方向位置707a处的局部弦长与线b所示的飞机中心线平行地进行测量。机翼720a的局部弦长可以为机翼720a前缘和尾缘之间的平台距离，即机翼720a前缘和尾缘的曲率中心之间的距离，或其他由已知方法确定的、与飞机的中心线平行测量的经常作为机翼弦长指代的其他参考距离。由于局部前缘装置弦长比机翼720a局部弦长减少得更快(对于翼展方向位置定位得逐渐更加靠外)，弦长分数也减少。同样，如果中间前缘装置705b包括不变的前缘装置弦长，如虚线c所示，由于机翼的局部弦长增加，所以弦长分数减少(对于翼展方向位置定位得逐渐更加靠外)。相应地，随着前缘装置弦长减少，使弦长分数逐渐减少可以产生同样的结果。弦长分数也可以因其他原因逐渐减少。
右翼面720b包括右翼展方向部分703b，该部分包括右前缘装置布置结构770b。右翼展方向部分703b包括多个翼展方向位置，每个位置具有对应的前缘装置弦长。右前缘装置布置结构770b包括至少一个前缘装置705的至少一部分(如，前缘装置705d)。右前缘装置布置结构770b包括右边第一逐渐减少部分772b和右边第二逐渐减少部分773b，每个逐渐减少部分包括单独前缘装置705d的一部分。第一和第二逐渐减少部分772b的逐渐减小可以以一种至少大致与前面所述的分布呈比例的方式变化(如，参照图5)。在其他实施例中，前缘装置布置结构770a、770b可以因其他原因而逐渐减少。这些原因包括减少前缘装置布置结构的表面面积和/或减少生产前缘装置布置结构所需的材料。
在另外的实施例中，一个或多个前缘装置的弦长分布可以参照除局部升力系数以外的其他因素确定，如前面图4和图5所述。例如，前缘装置弦长分布可以参照出现局部最大升力系数的飞机迎角的翼展方向分布进行确定。图8的机翼820具有多个前缘装置布置结构870(如布置结构870a、870b所示)和多个前缘装置805(如装置805a、805b所示)。图8同样为αclmax(局部升力系数为最大时的飞机迎角)的对应翼展方向分布，作为翼展方向位置的函数。机翼820的跨度从飞机机身816延伸到机翼820的翼尖817。翼展方向位置作为总跨度的一个百分比，0％为处于机身816上，100％为处于翼尖817上。图8中实线842代表现代商业运输机的一种设计条件下αclmax的典型分布，例如，在着陆状态下、高度较低时。前缘装置805的弦长可以影响产生局部最大升力系数的飞机迎角的分布。例如，a点和b点之间的翼展方向部分具有带带前缘装置805a的至少一部分的前缘装置布置结构870a。如果前缘装置布置结构的前缘装置弦长在a点和b点之间的不同翼展方向位置处增加和减少(如虚线843所示)，在对应的多个翼展方向位置处产生局部最大升力系数的飞机迎角会分别增加和减少(如虚线844所示)。
在其他实施例中，前缘装置弦长分布可以确定成使得每个翼展方向位置处的局部最大升力系数在大致相同的飞机迎角处产生。例如，b点和d点之间的翼展方向部分具有带至少一部分前缘装置805b的前缘装置布置结构870b。c点对应于在最小的飞机迎角处产生局部最大升力系数的点。如果前缘装置布置结构的前缘装置弦长在b点和c点、c点和d点(如破折线845所示)的不同翼展方向位置处减少，那么在对应的多个翼展方向位置处的局部最大升力系数将至少大致在同样的飞机迎角下产生(如破折线846所示)。结果可能是一带有沿相反的翼展方向逐渐减少的弦长分布的前缘装置布置结构，大体与上面图7所述的布置结构相似。
图9和10示出利用前面所述的特征对前缘装置定尺寸过程的流程图。首先参照图9，根据一项实施例的过程900包括为机翼选择至少一种设计状态(过程部分901)。机翼包括具有多个翼展方向位置的翼展方向部分，翼展方向部分具有一带有至少一个前缘装置的至少一部分的前缘装置布置结构。该过程还可包括当机翼至少在一种设计状态下运行时，在多个翼展方向位置处识别对应于局部最大升力系数的飞机迎角的翼展方向分布(过程部分902)。
在特定实施例中，根据二维流动特征(无翼展方向流)，飞机迎角的分布可与局部最大升力系数对应，例如，当不太需要飞机迎角比产生一个或多个局部最大升力系数的飞机最低迎角大时，双维流模型就足够了。在其他实施例中，根据三维流动特征，应用的技术变化得错综复杂。飞机迎角的分布可与局部最大升力系数相对应。三维流动特征对期望飞机在高于产生一个或多个局部最大升力系数的最低飞机迎角的迎角下完成机动动作来说尤其有意义。例如，三维特征对飞机来说是重要的，包括翼展方向流效果，在机翼的其他部分已经失速之后，机翼的一定部分的升力系数继续明显增加，飞机迎角也增加。该过程还包括对多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长定尺寸，使其大致至少与飞机迎角的所识别的翼展方向分布相匹配(过程部分903)。如前所述，经由连续逐渐变小或具有不同但是连续(constant)弦长的多个前缘装置的翼展方向逐渐减少可以一种至少与前缘装置分布成比例的方式来改变前缘装置布置结构的弦长。
在图10所示的另一实施例中，对飞机系统1000定尺寸的过程包括为机翼选择至少一种设计状态(过程部分1001)。机翼可包括带多个翼展方向位置的翼展方向部分，翼展方向的部分具有带至少一个前缘装置的至少一部分的前缘装置布置结构。该过程可进一步包括，当机翼在至少一个设计状态下运行时，识别与翼展方向部分上的局部最大升力系数对应的飞机迎角的翼展方向分布(程序部分1002)，以及确定一个飞机迎角，该飞机迎角至少大致等于沿飞机迎角的翼展方向分布的最小飞机迎角(程序部分1003)。如前所述，在特定实施例中，飞机迎角的分布可对应基于二维或三维流动的局部最大升力系数。该过程可进一步包括在多个翼展方向位置的每个位置处对前缘装置弦长定尺寸，使得每个翼展方向位置处的局部最大升力系数在至少大致等于或大于一个飞机迎角的飞机迎角下产生(过程部分1004)。同样，如前所述，翼展方向的逐渐减少或带连续弦长的多个前缘装置可在多个翼展方向位置以一种至少大致与前缘装置弦长的定尺寸成比例的方法来改变前缘装置布置的弦长。
如图7所述，由于多方面的原因，至少可以在两个方向上理想地逐渐减少前缘装置布置结构的弦长。这些原因包括减少前缘装置布置结构的表面面积和/或者减少生产前缘装置布置结构所需的材料。图11的流程图为根据本发明的另一实施例的相应的定尺寸过程1100。该过程1100可包括为机翼的前缘装置布置结构的至少两个逐渐减小部分。每个逐渐减小部分可具有多个翼展方向位置，前缘装置布置结构可包括至少一个前缘装置的至少一部分(过程部分1101)。该过程还可包括在多个翼展方向位置的每个位置处选择前缘装置弦长或者弦长分数，其中至少两个逐渐减小部分包括第一逐渐减少部分和第二逐渐减少部分，第一逐渐减少部分带有沿第一翼展方向逐渐减少的弦长或者弦长分数，第二逐渐减少部分带有沿第二翼展方向逐渐减少的弦长或弦长分数并至少大致与第一方向相对(过程部分1102)。
前缘装置布置结构至少可以在单个前缘装置的至少一部分上或者在两个或更多前缘装置的至少一部分上减少。在本发明的另一实施例中，如前所述，多个带有连续弦长的前缘装置可被用作产生逐渐减少的作用。在本发明的一项实施例中，前缘装置弦长沿第一和第二个方向从较大长度减少到较小长度。在另一实施例中，前缘装置弦长沿第一和第二个方向从较小长度变化到较大长度。如前所述，还有其他的实施例中，可以选择锥形，然后前缘装置弦长可以相对于机翼的关键部分确定尺寸。
如前面图2-10所述，前述的实施例的一个特征就是，跨过机翼的翼展方向位置的(各)前缘装置的弦长分布可被用来获得预期的升力系数分布，改进预期的升力系数分布，和/或控制产生局部最大升力系数的飞机迎角的分布。这个特征使设计者能够(a)当飞机迎角增加时控制机翼的哪个部分首先出现失速，(b)实现机翼外的预期得表现，和/或(c)处理其他性能或稳定性和控制问题。另外，在许多情况下，前缘装置弦长可在前缘装置布置结构上的不同翼展方向位置处使用，该弦长比正常用在根据现有技术设计的机翼上的弦长小(例如，如前面图1所述)。相应地，生产前缘装置布置结构有必要减少材料，减少飞机的重量。前缘装置布置也可具有较少的表面面积，这可在前缘装置布置结构上产生较低的空气动态负载。这又可以减少执行器的尺寸确定的要求，减少飞机结构的磨损。最后，对于制造者和飞行员来说，较小的前缘装置弦长可节省成本和减少重量。
从前面所述的来看，为说明起见，本发明的特殊实施例在这里已经得到了描述，但是，在没有背离本发明精神和范围的情况下，可以进行多方面的改进。根据本发明的另一些实施例的装置和方法可包括上述特征的其他组合。例如，该装置和方法可被用于任何机翼，包括从第一翼尖延伸到第二翼尖而不被机身间断的机翼。另外，该装置和方法可用来于固定的前缘装置，并可与其他技术结合用于控制机翼的升力，包括使用涡流发生器、导流片以及吹风副翼。任何前述的方法可通过手动或者(全部或部分地)计算机和/或计算机可读介质完成。相应地，本发明不限于随后的权利要求书。
权利要求
1.一种用于为飞机系统定尺寸的方法包括选择至少一种设计条件；识别至少一个飞机迎角；选择与所述至少一种设计状态和所述至少一个飞机迎角相对应的翼展方向升力系数分布，所述翼展方向升力系数分布在机翼翼展方向部分上延伸，所述翼展方向部分包括多个翼展方向位置以及前缘装置布置结构，所述前缘装置布置结构具有至少一个前缘装置的至少一部分；确定在所述多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长，从而当所述机翼在至少一种设计状态和至少一个飞机迎角下运行时，所述机翼将在所述翼展方向上提供至少大致的选定翼展方向升力系数分布。
2.根据权利要求1所述的方法，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述至少一种设计状态包括飞机的物理特征、飞机的动态特征、以及飞机运行所处的环境特征中的至少一个。
4.根据权利要求1所述的方法，还包含沿大致相反的翼展方向使所述前缘装置布置结构的弦长逐渐减少，在每个方向所进行的逐渐减小以一种至少大致与下述方式成比例的方式改变所述弦长，在所述方式中，相应于所述多个位置的每个位置确定的前缘装置弦长跨过所述翼展方向部分进行变化。
5.根据权利要求1所述的方法，还包含布置多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中，所述多个前缘装置布置成使得在所述多个位置的每个位置处的前缘装置弦长与相应于所述多个位置的每个位置确定的所述前缘装置弦长至少大致成比例。
6.一种用于为飞机系统定尺寸的方法包括为机翼的前缘装置布置结构的至少两个逐渐减小部分中的每一个识别一种逐渐变小的方式，每个逐渐减小部分具有多个翼展方向位置，所述前缘装置布置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分；在所述多个翼展方向位置的每个位置处选择选择前缘装置弦长或弦长分数，其中，所述至少两个逐渐减小部分包括第一逐渐减小部分，该部分具有沿第一翼展方向逐渐减少的弦长或弦长分数；以及第二逐渐减小部分，该部分具有沿大致与所述第一方向相对的第二翼展方向逐渐减小的弦长或弦长分数。
7.根据权利要求6所述的方法，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
8.根据权利要求6所述的方法，还包含选择多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长；布置所述多个前缘装置从而形成逐渐减小的部分。
9.根据权利要求6所述的方法，其中，单独一个前缘装置的至少一部分包括所述第一和第二逐渐减小的部分。
10.根据权利要求6所述的方法，其中，所述第一逐渐减小部分包括至少一个第一前缘装置的至少一部分，所述第二逐渐减小部分包括至少一个第二前缘装置的至少一部分。
11.一种用于为飞机系统定尺寸的方法包括为机翼选择至少一种设计状态，所述机翼具有带多个翼展方向位置的翼展方向部分，所述翼展方向部分具有前缘装置布置结构，该前缘装置布置结构带有至少一个前缘装置的至少一部分；当所述机翼在所述至少一种设计状态下运行时，识别对应于在所述多个翼展方向位置处的局部最大升力系数的飞机迎角的翼展方向分布；为所述多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长定尺寸，从而大致与已识别的飞机迎角的翼展方向分布相匹配。
12.根据权利要求11所述的方法，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
13.根据权利要求11所述的方法，其中，所述至少一种设计状态包括飞机物理特征、飞机动态特征以及飞机运行所处的环境特征中的至少一个。
14.根据权利要求11所述的方法，还包含沿大致相反的翼展方向使所述前缘装置布置结构的弦长逐渐减少，在每个方向进行的逐渐减小以与飞机迎角的所识别的翼展方向分布至少大致成比例的方式改变所述弦长。
15.根据权利要求11所述的方法，还包含布置多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中，所述多个前缘装置具有至少与飞机迎角的已识别翼展方向分布大致成比例的前缘装置弦长的分布。
16.一种用于为飞机系统定尺寸的方法包括为机翼选择至少一种设计状态，所述机翼具有带多个翼展方向位置的翼展方向部分，所述翼展方向部分具有前缘装置布置结构，该前缘装置布置结构带有至少一个前缘装置的至少一部分；当所述机翼在所述至少一种设计状态下运行时，识别与所述翼展方向部分上的局部最大升力系数相对应的飞机迎角的翼展方向分布；确定一个飞机迎角，该迎角至少大致与飞机迎角在翼展方向分布中的最小飞机迎角相等；为所述多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长定尺寸，从而使每个翼展方向位置处的局部最大升力系数在一飞机迎角下产生，该迎角至少大致等于或大于所述一个飞机迎角。
17.根据权利要求16所述的方法，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
18.根据权利要求16所述的方法，其中，所述至少一种设计状态包括飞机的物理特征、飞机的动态特征以及飞机运行所处环境的特征中的至少一个。
19.根据权利要求16所述的方法，还包含沿大致相反的翼展方向使所述前缘装置布置结构的弦长逐渐减少，在每个方向进行的逐渐减小以与所述多个翼展方向位置处已定尺寸的前缘弦长至少大致成比例的方式改变所述弦长。
20.根据权利要求16所述的方法，还包含布置多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中所述多个前缘装置布置成使得所述多个翼展方向位置中的每个位置处的前缘装置弦长与所述多个翼展方向位置处已定尺寸的前缘装置弦长至少大致成比例。
21.一种飞机系统包含具有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分有多个翼展方向位置；以及与所述翼展方向部分连接的前缘装置布置结构，所述前缘装置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，所述至少一个前缘装置可展开为缩回位置和至少一个伸出位置，所述前缘装置布置结构具有至少两个逐渐减小的部分，包括第一逐渐减小部分，该部分具有沿第一翼展方向逐渐减少的弦长或弦长分数；以及第二逐渐减小部分，该部分具有沿大致与所述第一方向相对的第二翼展方向逐渐减小的弦长或弦长分数。
22.根据权利要求21所述的系统，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
23.一种飞机系统包含具有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分具有多个翼展方向位置；以及与所述翼展方向部分连接的前缘装置布置结构，所述前缘装置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，所述前缘装置布置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，所述前缘装置布置结构具有至少两个逐渐减小的部分，包括第一逐渐减小部分，该部分具有沿第一翼展方向逐渐减少的弦长或弦长分数；以及第二逐渐减小部分，该部分具有沿大致与所述第一方向相对的第二翼展方向逐渐减小的弦长或弦长分数。
24.根据权利要求23所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构包括多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中所述多个前缘装置布置成沿第一方向和第二方向产生所述前缘弦长或弦长分数的逐渐减小。
25.根据权利要求23所述的系统，其中，所述第一逐渐减小部分包括至少第一前缘装置的至少一部分，第二逐渐减小部分包括至少一个第二前缘装置的至少一部分。
26.根据权利要求23所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构包括一个单一前缘装置的至少一部分。
27.根据权利要求23所述的系统，还包含飞机，所述机翼与所述飞机相连接。
28.根据权利要求23所述的系统，其中，所述至少有一个前缘装置是可展开的，具有缩回位置和至少一个伸出位置。
29.一个飞机系统包含具有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分具有多个翼展方向位置；以及与所述翼展方向部分相连接的前缘装置布置结构，所述前缘装置布置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，其中，当机翼在至少一种选定设计状态和选定迎角下运行时，所述多个翼展方向位置处的前缘装置弦长与提供局部最大升力系数所需的最小前缘装置弦长至少大致相等。
30.根据权利要求29所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构包括多个前缘装置，每个前缘装置有大致不变的弦长，其中，当所述机翼在至少一种选定设计状态和所述飞机迎角下运行时，所述多个前缘装置布置成与提供所述多个翼展方向位置的每个位置处的局部最大升力系数所需的最小前缘装置弦长至少大致成比例。
31.根据权利要求29所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构具有至少两个逐渐减小部分，包括第一逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿第一翼展方向逐渐减小；以及第二逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿与所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐渐减少，所述前缘装置弦长以一种至少大致与下述方式相同的方式进行改变，在所述方式中，提供所述最大升力系数所需的所述至少最小的前缘装置弦长跨过所述翼展方向部分进行变化。
32.根据权利要求29所述的系统，还包含飞机，以及与飞机相连接的机翼。
33.根据权利要求29所述的系统，其中，所述至少一个选定设计条件包括飞机的物理特征、飞机的动态特征以及飞机运行所处环境的特征中的至少一个。
34.根据权利要求29所述的系统中，至少一个前缘装置是可展开的，具有缩回位置以及至少一个伸出位置。
35.一种飞机系统包含带有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分具有多个翼展方向位置；以及前缘大升力装置，位于所述翼展方向部分附近，用于增加高飞机迎角下的机翼性能，其中，当飞机在至少一种选定设计状态和选定飞机迎角下运行时，在所述多个翼展方向位置的每个位置处的高升力装置弦长至少大致与提供局部最大升力系数所需的大致最小的高升力装置弦长成比例。
36.根据权利要求35所述的系统，其中，所述前缘高升力装置包括至少一个前缘装置，该前缘装置具有沿相反的翼展方向逐渐减小的至少两个逐渐减小部分。
37.根据权利要求35所述的系统，还包含飞机，以及与飞机相连接的机翼。
38.根据权利要求35所述的系统，其中，所述至少一个选定设计条件包括飞机的物理特征，飞机的动态特征以及飞机运行所处环境的特征中的至少一个。
39.一种飞机系统包含带有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分具有多个翼展方向位置；以及与所述翼展方向部分相连接的前缘装置布置结构，所述前缘装置布置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，其中，当机翼在至少一种选定设计状态和至少一个选定迎角下运行时，所述多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长与处于为提供选定升力系数分布所确定的每个位置的前缘装置弦长至少大致成比例。
40.根据权利要求39所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构包括多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中，所述多个前缘装置布置成与处于为提供所述选定升力系数分布所确定的每个位置的前缘装置弦长成比例。
41.根据权利要求39所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构具有至少两个逐渐减小部分，包括第一逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿第一翼展方向逐渐减小；以及第二逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿与所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐渐减少，所述前缘装置弦长以一种至少大致与下述方式相同的方式进行改变，在所述方式中，处于为提供所述选定升力系数分布所确定的每个位置的前缘装置弦长跨过所述翼展方向部分进行变化。
42.根据权利要求39所述的系统，还包含飞机，以及与飞机相连接的机翼。
43.根据权利要求39所述的系统，其中，至少一个选定的设计状态包括飞机的物理特征、飞机的动态特征以及飞机运行环境特征中的至少一个。
44.根据权利要求39所述的系统，其中，所述至少一个前缘装置是可展开的，具有缩回位置以及至少一个伸出位置。
45.一种飞机系统包含带有翼展方向部分的机翼，所述翼展方向部分具有多个翼展方向位置；以及与所述翼展方向部分相连接的前缘装置布置结构，所述前缘装置布置结构包括至少一个前缘装置的至少一部分，其中，当机翼在至少一种选定操作状态下运行时，所述多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长与处于为提供对应于局部最大升力系数的飞机迎角分布所确定的每个位置的前缘装置弦长至少大致成比例。
46.根据权利要求45所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构包括多个前缘装置，每个前缘装置具有大致不变的弦长，其中，所述多个前缘装置具有一弦长的组合分布，该分布与每个翼展方向位置处所确定的前缘装置弦长至少大致成比例。
47.根据权利要求45所述的系统，其中，所述前缘装置布置结构具有至少两个逐渐减小部分，包括第一逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿第一翼展方向逐渐减小；以及第二逐渐减小部分，其中，所述前缘装置弦长沿与所述第一方向大致相反的第二翼展方向逐渐减少，所述第一和第二部分具有结合的弦长分布，该分布与所确定的前缘装置弦长至少大致相同。
48.根据权利要求45所述的系统，其中，还包含飞机，以及与飞机相连接的机翼。
49.根据权利要求45所述的系统，其中，至少一个选定设计条件包括飞机的物理特征、飞机的动态特征以及飞机运行所处环境的特征中的至少一个。
50.根据权利要求45所述的系统，其中，至少一个前缘装置是可展开的，带有缩回位置以及至少一个伸出位置。
全文摘要
公开了飞机前缘装置系统和为这种系统定尺寸的方法。在一个实施例中，识别对应至少一种设计状态和至少一个飞机迎角的机翼翼展方向升力系数分布，前缘装置弦长被定尺寸从而至少大致获得选定翼展方向升力系数分布。在另一实施例中，识别飞机在一种设计状态下运行时、对应于局部最大升力系数的飞机迎角翼展方向分布，对多个翼展方向位置的每个位置处的前缘装置弦长定尺寸从而获得对应于局部最大升力系数的飞机迎角的分布。在另一实施例，前缘装置弦长沿两个、至少大致相反的翼展方向逐渐减少。
文档编号b64c9/24gk1950252sq200580013560
公开日2007年4月18日 申请日期2005年2月22日 优先权日2004年2月27日
发明者道格拉斯·s·莱西, 格雷格·h·怀亚特 申请人:波音公司