阅读说明：本技术 用于气流控制的飞行器结构 (Aircraft structure for airflow control ) 是由 多特·丹德尔斯 伯恩哈德·施利普夫 克里斯蒂安·哈克 于 2020-02-26 设计创作，主要内容包括：披露了一种用于气流控制的飞行器结构(11),所述飞行器结构包括穿孔面板(13),所述穿孔面板具有指向结构内部(17)的内表面(15)；与周围气流(21)接触的外表面(19)；以及连接所述内表面(15)和所述外表面(19)的多个微孔(23)。减小飞行器结构的重量同时保持所需的疲劳强度的目的得以实现在于：一个或多个长形止裂元件(25)附接至所述穿孔面板(13)的内表面(15),并且所述止裂元件(25)被配置成抑制裂纹在所述穿孔面板(13)内扩张。(An aircraft structure (11) for airflow control is disclosed, comprising a perforated panel (13) having an inner surface (15) directed towards a structure interior (17); an outer surface (19) in contact with an ambient air flow (21); and a plurality of micropores (23) connecting the inner surface (15) and the outer surface (19). The object of reducing the weight of the aircraft structure while maintaining the required fatigue strength is achieved in that: one or more elongated crack stop elements (25) are attached to the inner surface (15) of the perforated panel (13), and the crack stop elements (25) are configured to inhibit crack propagation within the perforated panel (13).)

用于气流控制的飞行器结构

技术领域

本发明涉及一种飞行器结构，该飞行器结构被配置成用于气流控制、优选地被配置成用于混合层流控制(HLFC)。本发明的另一方面涉及一种包括这种飞行器结构的飞行器。

背景技术

飞行器结构包括穿孔面板，该穿孔面板具有指向结构内部的内表面；与周围气流接触的外表面；以及分布在穿孔面板上并且连接内表面和外表面的多个微孔。穿孔面板优选地由诸如钛等金属材料形成。

已知这种飞行器结构与HLFC系统有关，在这些系统中，空气穿过穿孔面板中的微孔被吸入或吹出，以有利地影响沿飞行器结构的周围气流，以增大升力并减小阻力，并且因此减小燃料消耗。然而，由于吸入或吹出空气所需的微孔容易引发穿过穿孔面板的裂纹的产生和扩张，因此微孔降低了穿孔面板的疲劳强度。因此，为了获得所需的疲劳强度，需要更高的面板厚度，然而这增大了飞行器结构的重量。

发明内容

因此，本发明的目的是减小飞行器结构的重量同时保持所需的疲劳强度。

此目的得以实现在于：一个或多个长形止裂元件附接至所述穿孔面板的内表面。优选地，设置彼此平行地延伸的多个止裂元件。止裂元件优选地粘合至穿孔面板的内表面，但也可以栓接或铆接至穿孔面板的内表面。所述止裂元件被配置成抑制裂纹在所述穿孔面板内扩张经过止裂元件，即从止裂元件的一侧扩张到另一侧。抑制裂纹扩张是指阻止或至少减缓裂纹扩张。这还可能是指使裂纹扩张偏转到与止裂元件平行的无关紧要的方向。

通过这种止裂元件，可以阻止或至少减缓特别是相对于横向于止裂元件的方向的裂纹扩张，使得穿孔面板的以及因此的飞行器结构的疲劳强度增大。换句话说，在不减小穿孔面板的疲劳强度的同时，可以减小穿孔面板的厚度，这进而引起飞行器结构的重量减小，并因此减小了相关飞行器的燃料消耗。

根据优选的实施例，止裂元件在横向于相关飞行器的飞行方向的方向上纵向地延伸。优选地，止裂元件相对于主载荷方向，优选地相对于翼展方向在0°至45°、进一步优选0°至30°、最优选0°至15°的角度范围内延伸。以这种方式，止裂元件还横向于、优选地垂直于裂纹扩张的预期方向延伸。

根据另一个优选的实施例，尤其是相对于施加在止裂元件的纵向方向上的载荷，止裂元件具有远高于穿孔面板、尤其是远高于穿孔面板的相关相邻部分的疲劳强度。以这种方式，在穿孔面板中朝向止裂元件扩张的裂纹将被阻止、被偏转到与止裂元件平行的方向上、或者由于止裂元件的更高的疲劳强度而至少被减缓。

根据又另一个优选的实施例，止裂元件形成为纤维增强塑料(FRP)材料的条带。在穿孔面板由金属材料制成的情况下，局部纤维金属层压件(FML)由此由FRP条带和在该条带区域内的穿孔面板一起形成。金属和FRP的体积比率可以是例如1/1或类似的比率。这种FML由于其高的抗裂纹生长性而特别适合于裂纹阻止。

根据另一个优选的实施例，止裂元件具有与纵向延伸垂直、并且沿穿孔面板的内表面的宽度，该宽度为每两个相邻的止裂元件之间的距离的1/100至1/1的范围、优选地1/25至1/15、最优选地1/20。止裂元件的较低宽度可以是有利的，因为较少的微孔被止裂元件覆盖，而较大的宽度可以提供更有效的裂纹阻止。因此，根据具体应用的需要，理想地调整宽度。

根据另一个优选的实施例，穿孔面板中的微孔还穿过止裂元件延伸。以这种方式，微孔不会被止裂元件覆盖，并且空气可以以均匀的方式穿过微孔吸入和吹出。这在止裂元件具有较高的宽度的情况下特别有利，因此在这种情况下更多数量的微孔将被覆盖。然而，由于更简单的生产和更高的强度，特别是在其中仅很少的微孔被覆盖的较低宽度的止裂元件的情况下，非穿孔的止裂元件也可以是优选的。

在另一优选的实施例中，飞行器结构进一步包括经由加强件安装至穿孔面板的内面板，该加强件例如通过粘合附接至穿孔面板的内表面。内面板和加强件优选地由FRP材料制成。加强件可以是内面板的一部分，或者可以是例如通过共固化、模制或粘合附接至内面板的外侧的分开的部分。例如，加强件可以具有安装至内面板和穿孔面板的Z形轮廓，或者可以具有与内面板呈一体或者安装至内面板并安装至穿孔面板的Ω形轮廓或梯形形状的轮廓。通过添加这样的内面板，形成了双壁的、加强件增强的飞行器结构，由于外穿孔面板被额外地支撑，这特别有利于在气流控制系统中使用。

特别优选的是，止裂元件中的至少一些止裂元件设置在穿孔面板的内表面与加强件中的至少一些加强件之间。例如，止裂元件可以设置在每个加强件处，或者可以仅设置在加强件中的一些加强件处，例如，每隔一个加强件处。另外地，止裂元件可以在加强件之间的位置(例如在每两个相邻的加强件中间处)附接至穿孔面板的内表面。以这种方式，加强件可以用于将止裂元件固定至穿孔面板，并且不需要为相关的止裂元件施加额外的粘合或固定。

另外地或有利地，优选的是，加强件中的至少一些加强件形成为止裂元件。以这种方式，无需或需要将少量分开的止裂元件设置并且固定至穿孔面板。

特别优选的是，通过将加强件的材料配置为用于阻止裂纹，加强件形成为止裂元件。具体地，选择加强件的材料，使得加强件具有高于穿孔面板、尤其是高于相应的加强件所附接的穿孔面板的部分的疲劳强度。以这种方式，仅通过相应地调节无论如何都要设置的对应加强件的材料来提供裂纹阻止。可以保存分开的止裂元件。

另外地或可替代地，优选的是，通过将加强件的形状、尤其是轮廓配置为用于阻止裂纹，加强件形成为止裂元件。具体地，选择加强件的形状，使得加强件具有高于穿孔面板、特别是高于相应的加强件所附接的穿孔面板的部分的疲劳强度。以这种方式，仅通过相应地调节无论如何都要设置的对应加强件的形状来提供裂纹阻止。可以保存分开的止裂元件。

特别优选的是，加强件至少在附接至穿孔面板的内表面的部分处具有增大的厚度。加强件的这种增大的厚度提供了增大的疲劳强度，该疲劳强度用于阻止或至少减缓穿孔面板内的裂纹扩张。

本发明的另一个方面涉及一种飞行器。飞行器包括机身、机翼、垂直尾翼、以及水平尾翼。根据上述实施例中任一项所述的飞行器结构布置在所述飞行器的机翼和/或垂直尾翼和/或水平尾翼处。结合飞行器结构的上述特征和优点相应地适用于飞行器。

附图说明

下文中，借助于附图更详细地描述了本发明的优选实施例。

图1是根据本发明的飞行器的透视图，

图2是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有呈低宽度FRP条带形式的止裂元件，

图3是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有呈高宽度FRP条带形式的止裂元件，

图4是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有布置在Ω形加强件与穿孔面板之间的止裂元件，

图5是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有布置在Z形加强件与穿孔面板之间的止裂元件，

图6是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有与加强件相连接地布置、并且此外布置在每两个相邻的加强件之间的止裂元件，

图7是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有与每隔一个加强件相连接地布置的止裂元件，

图8是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有加强件形式的止裂元件，其中，每隔一个加强件具有适合于阻止裂纹的特殊材料，

图9是飞行器结构的实施例的示意性展示(俯视且截面视图)，该飞行器结构具有加强件形式的止裂元件，其中，每隔一个加强件具有适合于阻止裂纹的加厚的形状。

具体实施方式

在图1中，示出了根据本发明的飞行器1的实施例。飞行器1包括机身3、机翼5、垂直尾翼7、以及水平尾翼9。在机翼5、垂直尾翼7、以及水平尾翼9处，飞行器1包括根据下文描述的实施例中任一项所述的飞行器结构11。

在图2中，示出了根据本发明的飞行器结构11的第一实施例。飞行器结构11包括穿孔面板13，该穿孔面板具有指向结构内部17的内表面15；与周围气流21接触的外表面19；以及分布在穿孔面板13上并且连接内表面15和外表面19的多个微孔23。穿孔面板13由钛材料形成。多个长形止裂元件25彼此平行地附接至穿孔面板13的内表面15。止裂元件25被配置成抑制裂纹在穿孔面板13内扩张经过止裂元件25。

止裂元件25在与飞行器结构11的翼展方向相对应的主载荷方向上纵向地延伸。此外，止裂元件25形成为纤维增强塑料(FRP)材料的条带，该纤维增强塑料材料具有远高于穿孔面板13的相关相邻部分的疲劳强度，从而由此在条带区域中与穿孔面板13一起形成局部纤维金属层压件(FML)。图2所示实施例的止裂元件25的宽度w约为每两个相邻的止裂元件25之间的距离d的1/25。

图3所示的实施例与图2的实施例的不同之处在于，止裂元件25的宽度w约为每两个相邻的止裂元件25之间的距离d的1/10。此外，由于止裂元件25的高宽度w，穿孔面板13的微孔23还延伸穿过止裂元件25，使得微孔23不会被止裂元件25阻塞。

在图2和图3中都表示出止裂元件25如何通过以下方式抑制裂纹的扩张：a)阻止裂纹27；b)减缓裂纹27的扩张；以及c)使裂纹27的扩张偏转到与止裂元件25平行的无关紧要的方向。

在图4至图9中，示出了飞行器结构11的各种实施例，其中，飞行器结构11进一步包括经由加强件31安装至穿孔面板13的内面板29，该加强件附接至穿孔面板13的内表面15。内面板29和加强件31是由FRP材料制成。在图4、图6、图7和图9的实施例中，加强件31具有与内面板29成一体、并且附接至穿孔面板13的Ω形轮廓。在图5和图8的实施例中，加强件31具有附接至内面板29和穿孔面板13的Z形轮廓。止裂元件25中的至少一些止裂元件设置在穿孔面板13的内表面15与加强件31中的至少一些加强件之间。

在图4至图6所示的实施例中，FRP条带形式的止裂元件25设置在每个加强件31与穿孔面板13之间。在图6所示的实施例中，止裂元件25附加地在每两个相邻的加强件31之间的中间位置处附接至穿孔面板13的内表面15。在图7所示的实施例中，止裂元件25也是FRP条带的形式，但是仅设置在每隔一个加强件31处。

在图8和图9所示的实施例中，代替FRP条带的形式，止裂元件25由加强件31本身形成。具体地，加强件31中的至少一些加强件形成为止裂元件25。在图8的实施例中，通过将加强件31的材料配置为用于阻止裂纹，即，选择加强件31的材料，使得加强件31具有高于穿孔面板13的疲劳强度，加强件31形成为止裂元件25。

在图9的实施例中，通过将加强件31的形状配置为用于阻止裂纹，即，选择加强件31的形状，使得加强件31具有高于穿孔面板13的疲劳强度，加强件31形成为止裂元件25。这是通过在加强件31的附接至穿孔面板13的内表面15的头部33处提供增大的厚度来实现的。