阅读说明：本技术 用于飞行器的高升力装置的降噪端肋组件 (Noise reducing end rib assembly for a high lift device of an aircraft ) 是由 W.马康茨 H.菲策克 于 2019-09-03 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种用于飞行器的高升力装置(12)的端肋组件(10)。所述端肋组件(10)旨在降低由机翼与高升力装置(12)之间的过渡引起的噪声以及由所述端肋组件(10)的侧向侧边缘(24)引起的噪声。为此,本发明提出了一种端肋组件(10),所述端肋组件包括：降噪部分(20),所述降噪部分被配置成降低由围绕所述端肋组件(10)的气流引起的噪声；引导部分(18),所述引导部分被配置为用于当所述高升力装置(12)在缩回位置与伸展位置之间移动时沿着预定路径引导所述端肋组件(10),其中所述引导部分(18)以这样的方式形成,即使得冲击在所述引导部分(18)上的气流被部分地朝向所述降噪部分(20)引导。(The invention provides an end rib assembly (10) for a high lift device (12) of an aircraft. The end rib assembly (10) is intended to reduce noise caused by the transition between the wing and the high lift device (12) and noise caused by the lateral side edges (24) of the end rib assembly (10). To this end, the invention proposes an end-rib assembly (10) comprising: a noise reducing portion (20) configured to reduce noise caused by airflow around the end rib assembly (10); a guide portion (18) configured for guiding the end rib assembly (10) along a predetermined path when the high-lift device (12) is moved between a retracted position and an extended position, wherein the guide portion (18) is formed in such a way that an air flow impinging on the guide portion (18) is partially directed towards the noise reduction portion (20).)

用于飞行器的高升力装置的降噪端肋组件

技术领域

本发明涉及一种用于高升力装置的端肋组件。另外，本发明涉及一种高升力装置和一种附接系统。

背景技术

DE 10 2016 123 096 A1披露了一种用于降低由操纵面周围的气流引起的噪声的操纵面零件。

在降落到机场或进场时，飞行器上会有各种噪声源。最常见的来源包括伸展的起落架、缝翼之间的间隙、高升力装置和/或机翼以及所述高升力装置的侧边缘部分。飞行器能够着陆在特定机场的时间受到由飞行器发出的噪声的影响。另外，进场和着陆的附加费用可能根据噪声排放来征收。

端肋由于其性质而在降噪方面提出了挑战。特别地，高声频通常是噪声让人感到非常不愉快的原因。

发明内容

本发明的目的是特别地在噪声排放方面改进用于高升力装置的端肋组件。

该目的是使用独立权利要求的特征来实现的。有利的实施例是从属权利要求的主题。

本发明提供了一种用于飞行器的高升力装置的端肋组件，所述高升力装置可移动地附接到所述飞行器的机翼，所述端肋组件被配置为用于降低由所述高升力装置的侧边缘以及由所述机翼与所述高升力装置之间的间隙引起的噪声，所述端肋组件包括：降噪部分，所述降噪部分被配置为降低由所述端肋组件周围的气流引起的噪声；引导部分，所述引导部分被配置为用于当所述高升力装置在缩回位置与伸展位置之间移动时沿着预定路径引导所述端肋组件，其中所述引导部分以这样的方式形成，即使得撞击在所述引导部分上的气流被部分地朝向所述降噪部分引导。

优选的是，所述引导部分在其前缘处被成形为使得所述引导部分朝向所述后缘倾斜，从而将所述气流部分地朝向所述降噪部分引导。

优选的是，所述引导部分在其前缘处被成形为使得所述引导部分以这样的方式朝向所述后缘倾斜，即使得所述倾斜平滑且连续地过渡成侧向边缘，从而将所述气流部分地朝向所述降噪部分引导。

优选的是，所述引导部分包括被构造为用于接纳机翼纵向突起的接纳开口，所述接纳开口被安排在所述端肋组件的前缘侧处。

优选的是，所述接纳开口以这样的方式来构造、特别地成形，即使得不管所述端肋组件在竖直方向上如何偏转都接纳所述机翼纵向突起。

优选的是，所述引导部分包括引导通道，所述引导通道朝向所述后缘延伸，并且经由入口开口、特别地经由所述接纳开口而流体地连接到所述端肋组件的外部。

优选的是，所述引导通道被构造成流体地连接到所述降噪部分，以便允许由所述入口开口吸入的气流流动至所述降噪部分。

优选的是，所述引导部分包括接合所述降噪部分的出口开口，以便将所述气流输出到所述降噪部分中。

优选的是，所述引导部分包括用于支撑所述机翼纵向突起的支承系统，其中所述支承系统被安排在所述引导通道内。

优选的是，所述支承系统包括至少一个支承构件，其中所述支承构件选自由滚柱支承构件和滑动支承构件组成的支承构件组。

优选的是，所述引导部分包括在侧向方向上向外延伸的端肋纵向突起，所述纵向突起被构造成被接纳在机翼接纳开口中。

优选的是，所述端肋组件具有安装部分，所述安装部分被构造为用于将所述端肋组件安装到高升力装置。

优选的是，所述降噪部分具有降噪构件。

优选的是，所述降噪构件被附接到所述安装部分。

优选的是，所述降噪构件包括金属泡沫。

本发明提供了一种用于飞行器的高升力装置，特别是襟翼，所述高升力装置包括被构造成产生升力的高升力体、并且包括优选的端肋组件，其中所述端肋组件在侧边缘处固定地安装到所述高升力体。

优选的是，所述高升力装置是侧向最外侧的高升力装置。

本发明提供了一种用于将高升力装置附接到飞行器的飞行器机翼的附接系统，所述附接系统包括优选的端肋组件和/或优选的高升力装置、并且包括附接组件，其中所述高升力装置可移动地附接到所述飞行器机翼，其中通过所述端肋组件和所述附接组件的协作来控制所述伸展位置与所述缩回位置之间的移动，其中所述附接组件与所述端肋组件匹配。

优选的是，所述附接组件包括机翼纵向突起，所述机翼纵向突起被构造为被所述引导部分接纳，和/或所述附接组件包括机翼引导通道，所述机翼引导通道被配置为用于接纳端肋纵向突起。

优选地，所述附接装置包括具有降噪材料的降噪区段，其中所述降噪区段能安装到飞行器机翼的底侧，以便吸收从所述端肋组件沿向上方向发出的噪声。

本发明进一步提供了一种飞行器机翼，所述飞行器机翼具有优选的端肋组件和/或高升力装置和/或附接系统。

优选的是，所述降噪区段安装到飞行器机翼的底侧，以便吸收从所述端肋组件沿向上方向发出的噪声。

优选的是，所述飞行器机翼包括容纳凹部，所述高升力装置在所述缩回位置被容纳在所述容纳凹部中，其中所述降噪区段被安排在所述容纳凹部内。

本发明还提供一种飞行器，所述飞行器包括优选的端肋组件、高升力装置、附接系统和/或飞行器机翼，以便当所述高升力装置不在所述缩回位置时吸收从所述端肋组件发出的噪声。

在降落期间，通常伸展的起落架、缝翼间隙以及伸展的襟翼(特别是最外面的襟翼)的端肋是产生噪声的原因。本发明着重于端肋。

挑战在于在机翼与高升力装置(如襟翼)之间提供低噪声接口，因为在缩回位置，机翼曲率通过滚柱或所谓的独角部传递到高升力装置上。因此，机翼的空气动力学优化设计是可能的。在伸展位置，机翼与高升力装置之间的这种过渡和另外的设计特征通常被认为是产生噪声的原因。

监管规则以及有时收费是基于降落期间产生的噪声来实施的。因此，当应用本想法时，成本降低和稍后着陆(例如由延迟引起)是可能的。另外，本发明可以与飞行器一起使用，而与飞行器是否具有固定的后缘(有时称为钉状件)无关。

由申请人进行的测量研究了襟翼侧边缘，并且揭示了噪声产生的机理。

例如，高升力装置可以具有所谓的“鱼嘴”接口，安装到机翼的滚柱被***该接口中。有时滚柱可以被安排在襟翼的端肋上，并且鱼嘴安装到机翼。这两个构思会引起噪声。此外，这两种接口结构拥有可能产生进一步噪声的空腔和尖锐边缘。

已知在扭结部分附近的侧向内部(内侧)襟翼与侧向外部(外侧)襟翼之间的接口处利用所谓的独角部。独角部基本上是用于将机翼的曲率强加到襟翼上的纵向突起或凸轮。独角部被安装到襟翼。

还可以使布置倒置，并且将独角部安装到机翼——所谓的倒置独角部。与非倒置布置相比此布置通常在降噪方面表现得更好。襟翼包括在最外面襟翼的端肋处的捕捉件。捕捉件可以集成到肋中。

避免从顶层延伸的结构并提供降噪开孔金属泡沫允许端肋组件能够改善关键方面，诸如噪声产生和空隙。

从经济上讲，可以降低取决于降落期间由飞行器引起的噪声水平的费用。另外，本想法单独地或特别地与其他噪声源(起落架、缝翼间隙)结合地允许稍后着陆。因此，飞行器的运行时间可以增加。

本想法的目标是一种具有尽可能低的噪声产生并满足关于以下方面的要求的端肋：

·机翼曲率->接口，以及

·空隙->热扩展。

(倒置的)独角部可以经由滑动支承件或滚柱支承件在自身与襟翼之间提供接口。这两种想法可以包括相同的捕捉表面，原因是独角部的形状和/或端肋的开口中包括不同曲率的机翼和襟翼。虽然滚柱解决方案可能具有更大的占用空间，并且在技术上可能更复杂，但是摩擦方面的减小提高了用于大型飞行器的大型高升力装置上的端肋的可用性。另一方面可以是，金属泡沫不仅包括在端肋中，而且直接邻近针对独角部的开口，特别是流体地连接到该开口。

泡沫可以起到两个目的：一方面，由开口产生的噪声被吸收，原因是在开口内出现波；另一方面，可以减少由侧向表面引起的端肋的噪声产生。

襟翼处端肋中的开口可以包括覆盖装置，该覆盖装置被构造为用于在襟翼的伸展位置覆盖该开口。由于在伸展位置独角部通常并不容纳在开口内，所以覆盖装置可以完全覆盖开口，从而消除噪声源。因此，端肋具有甚至更低的噪声。

此外，如果开口未被覆盖，则噪声吸收材料可以被安排在钉状件下方。由开口产生的噪声最初向上辐射，并且随后被噪声吸收材料吸收，该噪声吸收材料也可以被构造为金属泡沫。

附图说明

参考附图披露了本发明。其中：

图1描绘了端肋组件；

图2展示了图1的端肋组件的前缘的视图；

图3至图6展示了端肋组件；

图7至图9展示了端肋组件和独角部；

图10展示了噪声传播；

图11至图16展示了带有滚柱的端肋组件；

图17至图21展示了具有侧向独角部的端肋组件；并且

图22和图23描绘了与现有技术的端肋组件相比较的噪声水平的图表。

具体实施方式

参照图1至图6，描述了端肋组件10。端肋组件10固定地安装到高升力装置12。端肋组件10包括前缘14和后缘16。

端肋组件10包括引导部分18。引导部分从前缘14朝向后缘16延伸。

另外，端肋组件10包括降噪部分20。降噪部分20被构造成降低由端肋组件10产生的噪声。降噪部分20被布置为邻近引导部分18。降噪部分20从引导部分18朝向后缘16延伸。优选地，降噪部分20从引导部分18一直延伸到后缘16。降噪部分20可以包括降噪构件21，该降噪构件优选由金属泡沫制成。

引导部分18以这样的方式成形，即使得撞击在前缘14上的气流被朝向降噪部分20引导。

当从上方观察时，引导部分18的前缘14相对于侧向方向朝向后缘16倾斜。换句话说，与高升力装置12的前缘14相比，引导部分18的前缘14连续地朝向引导部分18的后缘16移动。当从上方观察时，前缘14从第一点22开始连续增加倾斜度，并且随后过渡成端肋组件10的侧向侧边缘24。

引导部分18包括接纳开口26。接纳开口26被构造成接纳机翼纵向突起(将在后面描述)。优选地，接纳开口26被安排在端肋组件10的前缘侧处。

端肋组件10进一步包括引导通道28。引导通道28朝向端肋组件10的后缘侧16延伸。引导通道28流体地连接到入口开口30。入口开口30可以由接纳开口26形成。

优选地，引导通道28还包括出口开口32。出口开口32优选地被安排在引导通道28的后缘侧上。特别地，出口开口32直接邻近降噪部分30。

引导通道28被构造为允许撞击前缘14的气流朝向降噪部分20流动。气流经由入口开口30进入引导通道28，并且经由出口开口32离开引导通道28。

端肋组件10包括支承系统34。在该示例中，支承系统34包括多个支承构件36。支承构件36优选地通过滑动支承表面40形成为滑动支承构件38。支承构件36优选地被安排在引导通道28的顶部和底部处。支承构件36被构造为用于与机翼纵向突起滑动接触。

端肋组件10包括安装部分42。安装部分42被构造成将端肋组件10安装到高升力装置12，特别地安装到高升力装置12的高升力体44。

端肋组件10包括密封部分46。密封部分46被安排在端肋组件10的底部处。密封部分46可以包括单一密封条48，该密封条优选地由橡胶或类似材料制成。密封部分46被构造成密封端肋组件10与飞行器机翼之间的间隙，端肋组件10在其缩回位置可以容纳在飞行器机翼中。

端肋组件10固定地安装到高升力装置12，特别地安装到高升力体44。高升力装置12可移动地附接到飞行器机翼50。

飞行器机翼50包括机翼纵向突起52，该机翼纵向突起朝向飞行器机翼50的后缘侧延伸，优选地朝向端肋组件10延伸。机翼纵向突起52也被称为独角部。

特别地如图7所描绘的，机翼纵向突起52接合引导部分18。机翼纵向突起52被容纳在引导通道28内，并且由支承系统34滑动支撑。机翼纵向突起52用作用于端肋组件10的凸轮。因此，机翼纵向突起52与引导部分18协作确保了端肋组件10在端肋组件10的缩回位置与伸展位置之间沿着预定的移动路径移动。端肋组件10因此可以基本上遵循飞行器机翼50的曲率，从而允许气流的平滑过渡。

应当注意的是，在端肋组件10的伸展位置，机翼纵向突起52优选地并不容纳在引导通道28内。优选地，当端肋组件10处于伸展位置时，机翼纵向突起52并不接合引导部分18。

如从图8可以得出，接纳开口26被构造成接纳机翼纵向突起52。接纳开口26可以包括多个捕捉部分54。下捕捉部分56被安排在接纳开口26的底部处。下捕捉部分56可以包括倾斜的捕捉表面58，当端肋组件10例如通过振动而向上偏转时，该捕捉表面接合机翼纵向突起52，并且将机翼纵向突起52引导到引导通道28中。

上捕捉部分60被安排在接纳开口26的顶部处。类似于下捕捉部分56，上捕捉部分60可以包括倾斜的捕捉表面62。倾斜的捕捉表面62以这样的方式构造，即使得当端肋组件10向下偏转时，机翼纵向突起52接合上捕捉部分60，并且被引导到引导通道28中。

结果是，如图9所描绘的，不管端肋组件10如何偏转，机翼纵向突起52都可靠地***到引导通道28中。

参考图10，该图示意性地展示了声波64的传播。飞行器机翼50包括接纳区段66，当端肋组件10处于其缩回状态时，端肋组件10以及优选地高升力装置12被安排在该接纳区段中。在接纳区段66的表面处，优选地设置降噪区段68。降噪区段68可以包含金属泡沫或其他降噪材料。降噪区段68被安排在接纳部分66内的飞行器机翼50上，其方式为使得由端肋组件10的引导部分18产生的声波64在强度方面被降低或者被完全吸收。

参考图11至图16，这些图示意性地描绘了支承系统70。支承系统70包括多个支承构件72。支承构件72被配置为滚柱支承构件74。支承构件72分别被安排为邻近捕捉部分54。因此，机翼纵向突起52最初以滑动方式受支撑，并且随后由支承构件72支撑。虽然支承系统70可能具有较大的占用空间，但是对于较大和较重的高升力装置12来说它提高了端肋组件10的利用率。

参考图17至图21，这些图展示了端肋组件76的另一实施例。端肋组件76包括前缘78和后缘80。端肋组件76进一步包括从前缘78开始朝向后缘80延伸的引导部分82。

邻近引导部分82设置有降噪部分84。降噪部分84包括金属泡沫86。降噪部分84开始于引导部分82附近，并且朝向后缘80延伸，优选地一直延伸到后缘80。

引导部分82包括端肋纵向突起88。端肋纵向突起88在侧向方向上向外延伸。端肋纵向突起88也被称为侧向独角部。

应当注意，端肋纵向突起88并未延伸超过引导部分18，特别地并未延伸超过前缘14。端肋纵向突起88大致具有泪珠形状，该泪珠形状开始处朝向前缘侧，并且在厚度方面朝向后缘增大一直到第二点90。随后，端肋纵向突起88在厚度方面朝向后缘80再次减小，但是减小得更快。换句话说，端肋纵向突起沿着从前缘到后缘的方向不对称。

由于端肋组件76包括端肋纵向突起88，因此飞行器机翼50包括被构造为用于接合端肋纵向突起88的引导区段92。引导区段92包括用于接纳端肋纵向突起88的机翼接纳开口94和用于引导端肋纵向突起88的机翼引导通道96。

特别地如图19所描绘的，端肋纵向突起88接合引导区段92。端肋纵向突起88被容纳在机翼引导通道96内，并且由支承系统98滑动支撑。支承系统98被描绘为对应于支承系统34的滑动支承系统，然而支承系统98还可以被构造为对应于支承系统70的滚柱支承系统。端肋纵向突起88用作用于端肋组件76的凸轮。因此，端肋纵向突起88与引导区段92协作确保了端肋组件76在端肋组件76的缩回位置与伸展位置之间沿着预定的移动路径移动。端肋组件76因此可以基本上遵循飞行器机翼50的曲率，从而允许气流的平滑过渡。

应当注意的是，在端肋组件76的伸展位置，端肋纵向突起88优选地并不容纳在机翼引导通道96内。优选的是，当端肋组件76处于伸展位置时，端肋纵向突起88并不接合引导区段92。

如从图20可以得出，机翼接纳开口94被构造成接纳端肋纵向突起88。机翼接纳开口94可以包括多个机翼捕捉部分100。下捕捉部分102被安排在机翼接纳开口94的底部处。下捕捉部分102可以包括倾斜的捕捉表面104，当端肋组件76例如通过振动而向上偏转时，该捕捉表面接合端肋纵向突起88，并且将端肋纵向突起88引导到机翼引导通道96中。

上捕捉部分106被安排在机翼接纳开口94的顶部处。类似于下捕捉部分102，上捕捉部分106可以包括倾斜的捕捉表面108。倾斜的捕捉表面108以这样的方式构造，即使得当端肋组件76向下偏转时，端肋纵向突起88接合上捕捉部分106，并被引导到机翼引导通道96中。

结果是，如图21所描绘的，不管端肋组件76如何偏转，端肋纵向突起88都可靠地***到机翼引导通道96中。

如果上面没有另外描述，端肋组件76基本上与端肋组件10相同。

现在参考图22和图23，这些图展示了针对端肋组件的不同实施例的取决于频率的噪声水平。由根据现有技术的端肋组件引起的噪声水平被指定为A。端肋组件10的噪声水平被指定为B，而端肋组件76的噪声水平被指定为C。

从图表中可以得出，根据本发明的端肋组件显著降低了整个相关频谱的噪声。朝向端肋组件10底部产生和发出的噪声几乎在2000Hz左右略有增加。

结果是，本文披露的端肋组件在降落或进场期间引起显著减少的噪声。因此，可以降低配备有这些端肋组件的飞行器的总体噪声。

附图标记列表：

10 端肋组件

12 高升力装置

14 前缘

16 后缘

18 引导部分

20 降噪部分

21 降噪构件

22 第一点

24 侧向侧边缘

26 接纳开口

28 引导通道

30 入口开口

32 出口开口

34 支承系统

36 支承构件

38 滑动支承构件

40 滑动支承表面

42 安装部分

44 高升力体

46 密封部分

48 密封条

50 飞行器机翼

52 机翼纵向突起

54 捕捉部分

56 捕捉部分

58 倾斜的捕捉表面

60 上捕捉部分

62 倾斜的捕捉表面

64 声波

66 接纳区段

68 降噪区段

70 支承系统

72 支承构件

74 滚柱支承构件

76 端肋组件

78 前缘

80 后缘

82 引导部分

84 降噪部分

86 金属泡沫

88 端肋纵向突起

90 第二点

92 引导区段

94 机翼接纳开口

96 机翼引导通道

98 支承系统

100 机翼捕捉部分

102 下捕捉部分

104 倾斜的捕捉表面

106 上捕捉部分

108 倾斜的捕捉表面