降低飞机机体空气噪音的方法和装置的制作方法

专利名称：降低飞机机体空气噪音的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及降低飞机在气流中飞行时其机体所产生的噪音或空气噪音的方法和装置。尤其是，本发明涉及设置一具有光滑、连续的拱形表面的襟翼边罩，该罩用于在某些飞行状态下襟翼边暴露于气流中时襟翼所产生的噪音。
应公众的要求，世界各地的民航机构正在为新设计的飞机制订更严格的噪音标准。这些新标准适用于飞机起飞和降落即飞机起飞和降落状态下飞机产生的噪音级。
在上述每一飞行状态下，飞机机体和其动力装置或引擎会产生强度变化的令人烦厌的可闻噪音。起飞过程中，大部分噪音由引擎产生。相反，在飞机降落着陆过程中，当强升力系统，例如机翼前缘设备和机翼后缘襟翼系统展开且引擎以低推力运转或怠速动力下运转时，机体产生的噪音成为更大的噪音因素。近期在动力装置技术方面的进展已显著降低了引擎在上述两种飞行状态下的噪音。因此，在飞机降落时，其机体噪音已成为一更加主要的空气噪音源。
机体噪音是由流过飞机机身、起落架、机翼、机翼前缘、强升力装置和后缘襟翼系统的气流，例如空气所产生的。由襟翼系统产生的绝大部分可闻噪音发生在飞机着陆过程中其襟翼展开并且其侧翼边暴露于气流中时，据信，襟翼空气噪音是因从襟翼下表面绕过任何外露的侧翼边流向其上表面的高压气流引起的涡流产生的。试验表明，在暴露于气流的钝襟翼边处会产生初级和次级涡流。参见1986年7月9日～11日在华盛顿西雅图召开的第10届AIAA航空声学会议上由S.A.McInerny，W.C.Meecham和P.T.Soderman发表的AIAA论文86-1918，论文题目为“飞机机翼翼梢处湍流所产生空气噪音的试验研究”。在此，发明人所做的试验表明如果减少或者基本上消除次级涡流，则可降低由襟翼边产生的噪音。这些试验还表明，次级涡流与初级涡流一道产生不希望的空气噪音。
在过去，当大型或重型飞机以低速起飞或降落过程中，为减少阻力、保持或增大升力、或者减少与此时飞机产生的强涡流有关的飞机失事现象，已采取了各种各样的措施，以减少由飞机襟翼和其它升力表面所产生的涡流。例如，1971年8月3日授予Haney美国专利No.3596854中披露的涡流发生器，可以将来自机翼翼梢下表面、副翼外侧翼梢或任何其它飞机表面结构的外侧边缘的高压气流导引流入装接于飞机结构上的一圆筒形壳内形成的一槽孔中。被导入的高压气流在壳内形成涡流并从该结构的后缘排出。1992年10月27日授予Taylor的美国专利No.5158252中公开的附壁表面翼梢，通过形成一垂直于气流翼面(如机翼、襟翼等)的气流隔板而防止在翼梢处形成涡流。该隔板防止从所述翼面的高压气流区向其低压气流区的横向气流。1984年10月16日授予Griswold的美国专利No.4477042披露的一设置在机翼翼梢或襟翼边的端板或导流栅，能使越过机翼或襟翼上下翼面的气流可控制地汇合。通过将气流排入汇合气流中而加强对这种涡流的控制，从而可实现飞机涡流区中的危险涡流快速消散。
虽然已经公知襟翼导流栅能有效地降低展开襟翼所产生的空气噪音，然而上述现有技术并不涉及噪音的降低。参见W.R.Miller的博士论文UCLA1980，论文题目为“由气压互相关技术测量襟翼噪音特性”。然而，上述推荐的装置由于诸多原因并不令人满意。例如，上述Haney、Griswold和Toylor的装置或多或少会增大机翼的总重量、增大襟翼在某些飞行条件下所产生的阻力、增加复杂性，使得其维护更加困难，并且会增大设计、制造、维护及操作的费用。因此，在大多数商用飞机上一般没有采用这些装置来减少噪音。
已对圆形襟翼边罩进行了试验以证实其在飞机着陆过程中降低襟翼所产生噪音的有效性。但是，这些试验表明，圆形襟翼边罩不能有效降低着陆状态中襟翼所产生的噪音。相反，由本发明发明人所做的试验却表明，一种圆形襟翼边罩能有效地降低飞机着陆降落过程中所产生的很宽频率范围内的令人厌烦的噪音。
因此，本发明的一个目的是降低飞机机体所产生的噪音。
本发明的另一目的是提供一种降低其襟翼边暴露于气流时穿越气流行驶的飞机所产生的噪音的方法和装置。
本发明的再一目的是提供一种飞机襟翼边，具有光滑、连续的拱形表面例如圆形表面，暴露于飞机于其中穿越飞行的气流，从而在飞机着陆时可降低机体的空气噪音级。
本发明提供了一种用于任何飞机襟翼边的光滑、连续的拱形表面，例如一种圆形的端罩，该飞机襟翼边暴露于相对于飞机具有相对运动的气流。在此由发明人所做的试验表明，一种圆形襟翼边罩在降低中高频即约在500～10000HZ频率范围内的噪音级时是有效的。由这些试验可推知，根据本发明原理所改进的襟翼边能大大减少或消除在该襟翼边处的次级涡流。同现有技术中迄今已提供的方案相比，在降低飞机着陆过程中其机体产生的空气噪音方面，这种圆形襟翼边罩是一种更简单、更轻便、复杂程度低和成本低的解决方案。
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的说明，其中

图1表示具有左右机翼的传统飞机；图2表示图1所示飞机在着陆状况中右翼可能产生噪音的各个区域；图3表示在图2所示各区域测得的定性噪音级；图4表示由框A表示的飞机左翼的后缘襟翼系统；图5为图4所示机翼后缘襟翼系统的放大视图；图6表示围绕图5襟翼系统外部主翼板的形成有涡流的总体气流；图7是图6外部主翼板沿图5直线7-7截取的简化端视图，并示出了可绕钝翼边形成的初级和次级涡流；图8表示一种传统的翼边导流栅；图9为图8导流栅沿图8中9-9线截取的从机内看到的侧视图；图10为图4带有本发明圆形翼边罩的机翼后缘襟翼系统；图11为图10外部主翼板沿图10直线11-11截取的简略端视图，并示出了能围绕本发明圆形翼边罩形成的初级涡流；图12表示由传统钝翼边和本发明圆形翼边罩产生的噪音级在低频、中频和高频下在两种马赫值时的比较；图13表示图4边框B表示区域下面的飞机左翼下表面的局部视图，图13中还示出了本发明另一实施例以及可随本发明使用的新型环状密封件。
图14为沿图13中直线14-14截取的局部侧剖图；图15为沿图13中直线15-15截取的局部侧剖图；图16为沿图13中直线16-16截取的局部侧剖图；图17为沿图13中直线17-17截取的局部侧剖图18表示可根据本发明原理改进其左右机翼的另一种飞机。
将要描述的每一附图中，相同的数码表示同一或类似结构。现参见图1，该图示出了一传统飞机10，它包括一对引擎15，一起落架(未示出)，一左翼20和一右翼25。作为传统飞机，每一机翼20、25上具有一内侧部分30和一外侧部分35、一前缘LE和一后缘TE。每一机翼20、25上还设置有一系列传统的控制翼面，如扰流片40、至少一个副翼45以及一个机翼后缘襟翼系统50。
在强升力系统如机翼前缘装置(未示出)和机翼后缘襟翼系统50的各个襟翼均伸出并且引擎15以低推力运转情况下着路时，飞机机体产生的空气噪音是如图1所示飞机的主要噪声源。了解飞机10产生噪音的位置对于理解并降低飞机机体噪音是至关重要的。
为此，本发明人用图1飞机10的比例模型进行了一系列独特的风洞试验。试验的任务包括在模拟飞机10着陆的条件下记录各机翼和起落架结构(参见图2)的飞机机体诸噪音成分。使用一椭圆镜颤噪系统(未示出)来提供整个集成区即飞机右翼25前缘区、起落架区以及在机翼后缘襟翼系统50的外侧钝翼边所选择的一区域之噪音源强度的图谱(未示出)。该图谱确定了噪音成分的实际情况，并示出了降噪设计构思如何影响机翼25的特定噪音产生区域。
已基本上为人们认可的是机翼的各个结构部件产生特定频率范围的噪音。这一点已被本发明人进行的一系列风洞试验所证实。假定噪音源强度图谱中各个区域其强度密度为独立分布。根据这一假设，可以对一特定区域内的噪音级分布进行积分以得到机翼每一独立区域(上所述及的)频谱信息。例如某一飞机结构各个区域的数据示于图3中。这些信息可用来确定机翼各部件的相对噪音源级及频率。对于大多数测试的结构来说，如图3的频谱所示，起落架噪音源主要产生低频，机翼前缘装置产生的噪音主要位于中频区，而外侧翼边噪音源主要在高频区，部分在中频区。此处低频范围约是400-1600Hz，中频范围约在1600-4000Hz之间，而高频范围在约为4000-10000HZ。因此，飞机机体最主要的噪音成分产生于翼边。
飞机左翼20的后缘襟翼系统50在图4中由边框“A”表示。如图5更清楚地所示，大约从内侧机翼部分30延伸至外侧部分35的后缘襟翼系统50包括一内侧襟翼分总成55和一外侧襟翼总成60。该内侧襟翼分总成55贴近内侧机翼部分30设置并包括一内侧主襟翼65和一内侧尾襟翼70。外侧襟翼分总成60包括一外侧主襟翼75和一外侧尾襟翼80。每一襟翼分总成55、60均使用传统装置(未示出)以传统的方法进行操作，所述传统装置在飞机10着陆状态下在必要时可以使这些襟翼展开。每一内侧和外侧主襟翼和尾襟翼65、70、75和80的结构分别设计成机翼形式并且包括一上表面85、一下表面90以及至少一个钝侧边95。为清楚起见以及仅用于论述的目的，外侧主襟翼75的翼型横截面在图7中被简化。
如上所述及图3所示，当飞机10降落着陆时，很大一部分空气噪音是由钝翼边95产生的。襟翼边噪音是因诸如外侧主襟翼75等展开襟翼的侧边95附近的表面压力波动(不稳定升力)产生的。邻近诸襟翼边的噪音源与流处和任何襟翼的暴露于飞机10穿之而过的空气的任何钝边处形成的涡流有关。例如，从图6和7中可看出，从外侧主襟翼75的底表面90流过的高压空气绕钝翼边95流向该襟翼的上表面85并产生一初级涡流100和次级涡流105(图6中仅示出了产生的涡流110)。该次级涡流105产生于襟翼边95的尖锐底外端115和尖锐顶外端120处。由于伴随有逆流方向的湍流，因此涡流产生过程必然是不稳定的。在飞机着陆时，其外侧尾襟翼80处也会产生同一现象。本申请发明人所做的试验表明，次级涡流105与初级涡流100一道产生显著的噪音。
上述Miller观点表明，襟翼导流栅可降低襟翼噪音。如图8和9所示，一种传统的襟翼边导流栅125包括一固定于飞机左翼20下表面130接近外侧襟翼分总成60的垂直板。该襟翼导流栅125的尺寸定得向后延伸至当飞机着陆其襟翼完全展开时与外侧尾襟翼80的后缘135重合。依其结构而定，襟翼边导流栅125可用来有效地减少在传统襟翼外侧钝边95处产生的初级涡流100和次级涡流105。据认为，上述襟翼导流栅125能使钝翼边95上形成的涡流110不附在每一襟翼75、80的顶面上，并可减少压力波动，从而降低这些襟翼所产生的噪音级。然而，使用这种襟翼导流栅125并不令人满意，这是因为它会增加飞机机体的重量、制造和维护困难、在某些飞行速度下会增大飞行阻力，因而增加了飞机制造、维护及使用的总费用。
图10和11示意地示出了本发明的一种圆形襟翼边构造。在本发明人所做的试验中这种构造降低了噪音级(参见图12)。如图11较为清楚地所示，在外侧主襟翼75的外侧边设置有一圆形翼边罩140，它延伸在襟翼75侧边的尖锐底外端115和尖锐顶外端120之间。据认为，由于襟翼上下表面处的尖锐边115、120分别被去除了。因而去掉了受控于次级涡流105的噪音源，因此该罩140可降低噪音级。
图12对本发明的圆形襟翼边罩140和传统的钝翼边95作了比较。如图所示，圆形翼边罩140不能降低低频噪音级。该低频数据与其他人所得结果类似，他们根据低频数据得出的结论是，在飞机着陆过程中圆形襟翼边不能有效降低空气噪声。
相反，可发现，使用上述装置，在高频和中频两个频率区域中，采用圆形襟翼边罩140比采用钝翼边95可使噪音降低达3dB(分贝)。试验表明，圆形襟翼边罩140在中、高频-即约500～10000HZ的频率范围内对降低噪音级是有效的。幸运的是，飞机着陆时引擎的噪音级主要处于低频范围，且有效掩盖了由襟翼产生的飞机机体噪音。在中、高频范围内的飞机机体噪音是人最敏感的，而这正是本发明最有效的频率范围。图12中显示了在两种不同的着陆马赫数下的试验数据。可以看出，飞机襟翼边产生的噪音随马赫数的不同而变化。
襟翼边罩140不必象图11所示那样采用圆形。对于本领域普通技术人员来说，显而易见，本发明襟翼边罩可以采用其它构造形式。从襟翼下表面延伸到其上表面间的任何平滑、连续、拱形的侧面都能取得本发明所预期要求的噪音降低效果。例如，图13～17示出了本发明的另一实施例。图13为图4中由框B示出区域的放大图，并示出了从飞机左翼20下方看到的本发明第二个实施例与机翼20后缘襟翼系统50外侧之固定部分间的总体交界面。
更具体地说，图13示出了设置在外侧主襟翼75外侧边上的与一对环状密封件150、155接触的一外侧主襟翼边罩145，这些密封件150、155装设在外侧机翼20的支承构件160上。从图14-17可看出，所述襟翼边罩145具有一光滑、连续的拱形表面，其几何形状从外侧主襟翼75的前缘165向其后缘170变化。所述环状密封件150、155沿外侧主襟翼75的弦长基本上密封上述襟翼边罩145以降低附加阻力。一般地，使用叶片密封件(bladeseal)(未示出)来密封襟翼的钝侧边。但是，如果用于本发明的襟翼边罩(140或145)，则用一个叶片密封件不能有效地避免附加阻力。
虽然已针对外侧襟翼分总成60的主襟翼75之外侧边对本发明的襟翼边罩进行了基本说明，但对于本领域普通技术人员来说显而易见，暴露于在机翼20、25上流动的气流的任何襟翼的一侧边，均可以使用襟翼边罩140、145。例如，图18所示飞机170的内侧襟翼系统55和外侧襟翼系统60具有多个在着陆过程中暴露的襟翼边，因为每一襟翼系统的所有襟翼(例如副翼或襟副翼)都设置在机体结构175附近，而在飞机着陆过程中，该结构175不展开，或者这一结构175是固定的。
虽然已描述了本发明的最佳实施例，应该明白，只要不脱离本发明的范围及其实质，可对本发明作出各种改进。因此可以理解本发明并不局限于已描述的诸特定实施例。本发明的实际保护范围和实质内容由权利要求书确定。
权利要求
1.一种机翼，具有一内侧部分和一外侧部分、一机翼上表面、一机翼下表面以及一形成于所述机翼上表面和下表面接合处的后缘，所述机翼能穿过气流相对运动，一种在所述机翼穿过上述气流运行时降低该机翼所产生的噪音级的装置，包括一位于所述机翼后缘处并设置在所述机翼内侧部分和外侧部分之间的襟翼，所述襟翼具有在飞机正在着陆时暴露于所述气流的一上表面、一下表面和一侧边，以及一在所述襟翼侧边处形成的光滑、连续的拱形表面，从而当气流从所述襟翼下表面流向上表面时，所述拱形表面能降低所述气流中的湍流。
2.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述拱形表面为圆形。
3.如权利要求2所述的机翼，其特征在于，所述圆形表面具有一半圆形横截面。
4.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述拱形表面与所述机翼的固定结构间设置有多个环状密封件。
5.一种当飞机机翼穿过气流运行时降低机翼所产生的噪音的方法，所述机翼具有一内侧部分和一外侧部分、一机翼上表面、一机翼下表面，及形成于所述上下表面接合处的一后缘，所述机翼能穿过气流相对运动，包括以下步骤将一襟翼设置于机翼的后缘处，将该襟翼设置在所述机翼的内侧部分和外侧部分之间，在所述襟翼上设置当飞机正在着陆时暴露于所述气流的一上表面、一下表面和一侧边，以及在所述襟翼的侧边上形成一光滑、连续的拱形表面，从而当气流从所述襟翼的下表面流向其上表面时，所述拱形表面降低气流中的湍流。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括将所述光滑连续表面形成为一圆形边缘的步骤。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括将所述圆形边缘成形为具有一半圆形横截面的步骤。
8.如权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括在所述拱形表面与所述机翼的固定结构之间设置一环状密封件的步骤。
全文摘要
本发明公开了一种降低飞机在飞行中其机体所产生噪音的方法及装置。本发明提供了一种用于任何飞机襟翼侧面的光滑、连续的拱形表面，例如一种圆形的翼边罩，该襟翼暴露于相对飞机运动的气流。试验表明，根据本发明所述的圆形襟翼边罩在中高频范围即约500～10000Hz的频率范围内能有效地降低噪音级。
文档编号B64C23/06GK1140683SQ9611107
公开日1997年1月22日 申请日期1996年7月10日 优先权日1995年7月10日
发明者安东尼·M·布莱克纳尔, 托马斯·A·齐尔顿 申请人:波音公司