[发明专利]飞行器的用于增大所产生的提升力的升力面

说明书

本发明提供了一种飞行器的升力面(1)。升力面(1)包括前缘(2)和位于所述前缘(2)中的凹口(3)，凹口(3)包括在飞行器飞行时适于与升力面(1)的入射流方向平行的两个壁(6)和适于面向升力面(1)的入射流的第三壁(5)。升力面(1)还包括可收回的覆盖元件(4)，凹口(3)和可收回的覆盖元件(4)构造成使得：当可收回的覆盖元件(4)未覆盖凹口(3)时，所述凹口(3)暴露于入射流，从而产生增大升力面的升力的旋涡并且延迟失速。

技术领域

本发明涉及使用前缘装置的升力面比如机翼、HTP或VTP，以在较高迎角下增大附着涡(attachment vortex)，而这始终需要额外的升力。

背景技术

飞行器的升力面的升力能力作为不同需求之间的折中方案而被选择。通常，增大升力能力将增大阻力，从而降低飞行的巡航部分期间的性能。商用飞行器对飞行的巡航部分期间的速度和效率进行了优化，这是由于飞行器将其飞行时间的绝大部分花在飞行的巡航部分。

为了实现增大空气动力学表面的升力系数，现有技术中已知的是高升力装置，并且高升力装置通常在机翼中使用。存在许多不同类型的高升力装置，这些高升力装置可以单独使用或与其他装置一起使用，并且一般来说，这些高升力装置改变轮廓的外观或者控制边界层以延迟分离并且因此延迟失速。

高升力装置在起飞和着陆时增大升力，从而减小飞行器安全着陆所需的距离和速度并且允许在飞行中使用较有效的机翼。

由升力面产生的升力随着迎角的增大而增大直到迎角达到临界值为止，其中，超过该临界值就产生失速。当机翼达到高迎角——在该高迎角处，在机翼表面上产生逆压梯度——时就会发生失速。而这种逆压梯度迫使气流与表面分离。这种流分离导致升力快速失去，并且飞行器可能变得无法控制。

因此，高升力装置在需要时、主要在起飞或着陆时提供增大的最大升力。

特定类型的高升力装置是前缘槽/凹口。前缘槽/凹口在早期的超音速作战飞行器、特别是具有三角翼外形的超音速作战飞行器中应用相对广泛。三角翼对超音速飞行而言是合理的选择，这是由于三角翼结合了巡航中的低波阻力和由于涡升力引起的高亚音速机动性的优点。然而，由于低纵横比和高扫掠角的结合，此类机翼经受不稳定的俯仰破坏。

早期超音速作战飞行器的先前经验证明了前缘凹口或槽作为控制高扫掠翼外形上的翼展流的装置的有效性。特别地，导流片(Slot fences)是用于处理极其薄的超音速机翼在低速下的此类纵向不稳定性的相对简单的方式。现有文献记载了在不同的翼展位置处放置一个、两个、三个或更多个槽以及槽的长度的效果。除了解决纵向稳定性问题之外，观察到了在高迎角下潜在的阻力减小，但具有增大的低α阻力障碍。这在采用多于三个的槽时更加明显。这可能是由于面向流的槽的竖向面上的压力造成的。该装置的示例可以在超音速作战飞行器的若干模型上找到。这些飞行器中的一些飞行器存在前缘，其中，该凹口在中跨位置处延伸了局部弦长的大致约7％。

然而，存在缺点。尽管达到更高的俯仰力矩值，但俯仰不稳定性的开始以更显著的方式发生。

本发明所要解决的技术问题是提供一种增大升力系数的装置，从而提供增大的飞行器可控性。

发明内容

本发明提出了升力面的前缘上的位于最佳翼展部位处的凹口或多个凹口。凹口包括在飞行器飞行时适于与升力面的入射流的方向平行的两个壁和适于面向升力面的入射流的第三壁。此外，升力面还包括可收回的覆盖元件比如套罩或套筒。凹口和可收回的覆盖元件构造成使得：当可收回的覆盖元件未覆盖凹口时，所述凹口暴露于入射流，从而产生增大升力面的升力的涡流并且延迟失速。