專利名稱：降低飛機(jī)機(jī)體空氣噪音的方法和裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及降低飛機(jī)在氣流中飛行時(shí)其機(jī)體所產(chǎn)生的噪音或空氣噪音的方法和裝置。尤其是，本發(fā)明涉及設(shè)置一具有光滑、連續(xù)的拱形表面的襟翼邊罩，該罩用于在某些飛行狀態(tài)下襟翼邊暴露于氣流中時(shí)襟翼所產(chǎn)生的噪音。
應(yīng)公眾的要求，世界各地的民航機(jī)構(gòu)正在為新設(shè)計(jì)的飛機(jī)制訂更嚴(yán)格的噪音標(biāo)準(zhǔn)。這些新標(biāo)準(zhǔn)適用于飛機(jī)起飛和降落即飛機(jī)起飛和降落狀態(tài)下飛機(jī)產(chǎn)生的噪音級(jí)。
在上述每一飛行狀態(tài)下，飛機(jī)機(jī)體和其動(dòng)力裝置或引擎會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)度變化的令人煩厭的可聞噪音。起飛過(guò)程中，大部分噪音由引擎產(chǎn)生。相反，在飛機(jī)降落著陸過(guò)程中，當(dāng)強(qiáng)升力系統(tǒng)，例如機(jī)翼前緣設(shè)備和機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)展開(kāi)且引擎以低推力運(yùn)轉(zhuǎn)或怠速動(dòng)力下運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)體產(chǎn)生的噪音成為更大的噪音因素。近期在動(dòng)力裝置技術(shù)方面的進(jìn)展已顯著降低了引擎在上述兩種飛行狀態(tài)下的噪音。因此，在飛機(jī)降落時(shí)，其機(jī)體噪音已成為一更加主要的空氣噪音源。
機(jī)體噪音是由流過(guò)飛機(jī)機(jī)身、起落架、機(jī)翼、機(jī)翼前緣、強(qiáng)升力裝置和后緣襟翼系統(tǒng)的氣流，例如空氣所產(chǎn)生的。由襟翼系統(tǒng)產(chǎn)生的絕大部分可聞噪音發(fā)生在飛機(jī)著陸過(guò)程中其襟翼展開(kāi)并且其側(cè)翼邊暴露于氣流中時(shí)，據(jù)信，襟翼空氣噪音是因從襟翼下表面繞過(guò)任何外露的側(cè)翼邊流向其上表面的高壓氣流引起的渦流產(chǎn)生的。試驗(yàn)表明，在暴露于氣流的鈍襟翼邊處會(huì)產(chǎn)生初級(jí)和次級(jí)渦流。參見(jiàn)1986年7月9日～11日在華盛頓西雅圖召開(kāi)的第10屆AIAA航空聲學(xué)會(huì)議上由S.A.McInerny，W.C.Meecham和P.T.Soderman發(fā)表的AIAA論文86-1918，論文題目為“飛機(jī)機(jī)翼翼梢處湍流所產(chǎn)生空氣噪音的試驗(yàn)研究”。在此，發(fā)明人所做的試驗(yàn)表明如果減少或者基本上消除次級(jí)渦流，則可降低由襟翼邊產(chǎn)生的噪音。這些試驗(yàn)還表明，次級(jí)渦流與初級(jí)渦流一道產(chǎn)生不希望的空氣噪音。
在過(guò)去，當(dāng)大型或重型飛機(jī)以低速起飛或降落過(guò)程中，為減少阻力、保持或增大升力、或者減少與此時(shí)飛機(jī)產(chǎn)生的強(qiáng)渦流有關(guān)的飛機(jī)失事現(xiàn)象，已采取了各種各樣的措施，以減少由飛機(jī)襟翼和其它升力表面所產(chǎn)生的渦流。例如，1971年8月3日授予Haney美國(guó)專利No.3596854中披露的渦流發(fā)生器，可以將來(lái)自機(jī)翼翼梢下表面、副翼外側(cè)翼梢或任何其它飛機(jī)表面結(jié)構(gòu)的外側(cè)邊緣的高壓氣流導(dǎo)引流入裝接于飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的一圓筒形殼內(nèi)形成的一槽孔中。被導(dǎo)入的高壓氣流在殼內(nèi)形成渦流并從該結(jié)構(gòu)的后緣排出。1992年10月27日授予Taylor的美國(guó)專利No.5158252中公開(kāi)的附壁表面翼梢，通過(guò)形成一垂直于氣流翼面(如機(jī)翼、襟翼等)的氣流隔板而防止在翼梢處形成渦流。該隔板防止從所述翼面的高壓氣流區(qū)向其低壓氣流區(qū)的橫向氣流。1984年10月16日授予Griswold的美國(guó)專利No.4477042披露的一設(shè)置在機(jī)翼翼梢或襟翼邊的端板或?qū)Я鳀?，能使越過(guò)機(jī)翼或襟翼上下翼面的氣流可控制地匯合。通過(guò)將氣流排入?yún)R合氣流中而加強(qiáng)對(duì)這種渦流的控制，從而可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)渦流區(qū)中的危險(xiǎn)渦流快速消散。
雖然已經(jīng)公知襟翼導(dǎo)流柵能有效地降低展開(kāi)襟翼所產(chǎn)生的空氣噪音，然而上述現(xiàn)有技術(shù)并不涉及噪音的降低。參見(jiàn)W.R.Miller的博士論文UCLA1980，論文題目為“由氣壓互相關(guān)技術(shù)測(cè)量襟翼噪音特性”。然而，上述推薦的裝置由于諸多原因并不令人滿意。例如，上述Haney、Griswold和Toylor的裝置或多或少會(huì)增大機(jī)翼的總重量、增大襟翼在某些飛行條件下所產(chǎn)生的阻力、增加復(fù)雜性，使得其維護(hù)更加困難，并且會(huì)增大設(shè)計(jì)、制造、維護(hù)及操作的費(fèi)用。因此，在大多數(shù)商用飛機(jī)上一般沒(méi)有采用這些裝置來(lái)減少噪音。
已對(duì)圓形襟翼邊罩進(jìn)行了試驗(yàn)以證實(shí)其在飛機(jī)著陸過(guò)程中降低襟翼所產(chǎn)生噪音的有效性。但是，這些試驗(yàn)表明，圓形襟翼邊罩不能有效降低著陸狀態(tài)中襟翼所產(chǎn)生的噪音。相反，由本發(fā)明發(fā)明人所做的試驗(yàn)卻表明，一種圓形襟翼邊罩能有效地降低飛機(jī)著陸降落過(guò)程中所產(chǎn)生的很寬頻率范圍內(nèi)的令人厭煩的噪音。
因此，本發(fā)明的一個(gè)目的是降低飛機(jī)機(jī)體所產(chǎn)生的噪音。
本發(fā)明的另一目的是提供一種降低其襟翼邊暴露于氣流時(shí)穿越氣流行駛的飛機(jī)所產(chǎn)生的噪音的方法和裝置。
本發(fā)明的再一目的是提供一種飛機(jī)襟翼邊，具有光滑、連續(xù)的拱形表面例如圓形表面，暴露于飛機(jī)于其中穿越飛行的氣流，從而在飛機(jī)著陸時(shí)可降低機(jī)體的空氣噪音級(jí)。
本發(fā)明提供了一種用于任何飛機(jī)襟翼邊的光滑、連續(xù)的拱形表面，例如一種圓形的端罩，該飛機(jī)襟翼邊暴露于相對(duì)于飛機(jī)具有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的氣流。在此由發(fā)明人所做的試驗(yàn)表明，一種圓形襟翼邊罩在降低中高頻即約在500～10000HZ頻率范圍內(nèi)的噪音級(jí)時(shí)是有效的。由這些試驗(yàn)可推知，根據(jù)本發(fā)明原理所改進(jìn)的襟翼邊能大大減少或消除在該襟翼邊處的次級(jí)渦流。同現(xiàn)有技術(shù)中迄今已提供的方案相比，在降低飛機(jī)著陸過(guò)程中其機(jī)體產(chǎn)生的空氣噪音方面，這種圓形襟翼邊罩是一種更簡(jiǎn)單、更輕便、復(fù)雜程度低和成本低的解決方案。
下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明，其中

圖1表示具有左右機(jī)翼的傳統(tǒng)飛機(jī)；圖2表示圖1所示飛機(jī)在著陸狀況中右翼可能產(chǎn)生噪音的各個(gè)區(qū)域；圖3表示在圖2所示各區(qū)域測(cè)得的定性噪音級(jí)；圖4表示由框A表示的飛機(jī)左翼的后緣襟翼系統(tǒng)；圖5為圖4所示機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)的放大視圖；圖6表示圍繞圖5襟翼系統(tǒng)外部主翼板的形成有渦流的總體氣流；圖7是圖6外部主翼板沿圖5直線7-7截取的簡(jiǎn)化端視圖，并示出了可繞鈍翼邊形成的初級(jí)和次級(jí)渦流；圖8表示一種傳統(tǒng)的翼邊導(dǎo)流柵；圖9為圖8導(dǎo)流柵沿圖8中9-9線截取的從機(jī)內(nèi)看到的側(cè)視圖；圖10為圖4帶有本發(fā)明圓形翼邊罩的機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)；圖11為圖10外部主翼板沿圖10直線11-11截取的簡(jiǎn)略端視圖，并示出了能圍繞本發(fā)明圓形翼邊罩形成的初級(jí)渦流；圖12表示由傳統(tǒng)鈍翼邊和本發(fā)明圓形翼邊罩產(chǎn)生的噪音級(jí)在低頻、中頻和高頻下在兩種馬赫值時(shí)的比較；圖13表示圖4邊框B表示區(qū)域下面的飛機(jī)左翼下表面的局部視圖，圖13中還示出了本發(fā)明另一實(shí)施例以及可隨本發(fā)明使用的新型環(huán)狀密封件。
圖14為沿圖13中直線14-14截取的局部側(cè)剖圖；圖15為沿圖13中直線15-15截取的局部側(cè)剖圖；圖16為沿圖13中直線16-16截取的局部側(cè)剖圖；圖17為沿圖13中直線17-17截取的局部側(cè)剖圖18表示可根據(jù)本發(fā)明原理改進(jìn)其左右機(jī)翼的另一種飛機(jī)。
將要描述的每一附圖中，相同的數(shù)碼表示同一或類似結(jié)構(gòu)?，F(xiàn)參見(jiàn)圖1，該圖示出了一傳統(tǒng)飛機(jī)10，它包括一對(duì)引擎15，一起落架(未示出)，一左翼20和一右翼25。作為傳統(tǒng)飛機(jī)，每一機(jī)翼20、25上具有一內(nèi)側(cè)部分30和一外側(cè)部分35、一前緣LE和一后緣TE。每一機(jī)翼20、25上還設(shè)置有一系列傳統(tǒng)的控制翼面，如擾流片40、至少一個(gè)副翼45以及一個(gè)機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)50。
在強(qiáng)升力系統(tǒng)如機(jī)翼前緣裝置(未示出)和機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)50的各個(gè)襟翼均伸出并且引擎15以低推力運(yùn)轉(zhuǎn)情況下著路時(shí)，飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的空氣噪音是如圖1所示飛機(jī)的主要噪聲源。了解飛機(jī)10產(chǎn)生噪音的位置對(duì)于理解并降低飛機(jī)機(jī)體噪音是至關(guān)重要的。
為此，本發(fā)明人用圖1飛機(jī)10的比例模型進(jìn)行了一系列獨(dú)特的風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)的任務(wù)包括在模擬飛機(jī)10著陸的條件下記錄各機(jī)翼和起落架結(jié)構(gòu)(參見(jiàn)圖2)的飛機(jī)機(jī)體諸噪音成分。使用一橢圓鏡顫噪系統(tǒng)(未示出)來(lái)提供整個(gè)集成區(qū)即飛機(jī)右翼25前緣區(qū)、起落架區(qū)以及在機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)50的外側(cè)鈍翼邊所選擇的一區(qū)域之噪音源強(qiáng)度的圖譜(未示出)。該圖譜確定了噪音成分的實(shí)際情況，并示出了降噪設(shè)計(jì)構(gòu)思如何影響機(jī)翼25的特定噪音產(chǎn)生區(qū)域。
已基本上為人們認(rèn)可的是機(jī)翼的各個(gè)結(jié)構(gòu)部件產(chǎn)生特定頻率范圍的噪音。這一點(diǎn)已被本發(fā)明人進(jìn)行的一系列風(fēng)洞試驗(yàn)所證實(shí)。假定噪音源強(qiáng)度圖譜中各個(gè)區(qū)域其強(qiáng)度密度為獨(dú)立分布。根據(jù)這一假設(shè)，可以對(duì)一特定區(qū)域內(nèi)的噪音級(jí)分布進(jìn)行積分以得到機(jī)翼每一獨(dú)立區(qū)域(上所述及的)頻譜信息。例如某一飛機(jī)結(jié)構(gòu)各個(gè)區(qū)域的數(shù)據(jù)示于圖3中。這些信息可用來(lái)確定機(jī)翼各部件的相對(duì)噪音源級(jí)及頻率。對(duì)于大多數(shù)測(cè)試的結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō)，如圖3的頻譜所示，起落架噪音源主要產(chǎn)生低頻，機(jī)翼前緣裝置產(chǎn)生的噪音主要位于中頻區(qū)，而外側(cè)翼邊噪音源主要在高頻區(qū)，部分在中頻區(qū)。此處低頻范圍約是400-1600Hz，中頻范圍約在1600-4000Hz之間，而高頻范圍在約為4000-10000HZ。因此，飛機(jī)機(jī)體最主要的噪音成分產(chǎn)生于翼邊。
飛機(jī)左翼20的后緣襟翼系統(tǒng)50在圖4中由邊框“A”表示。如圖5更清楚地所示，大約從內(nèi)側(cè)機(jī)翼部分30延伸至外側(cè)部分35的后緣襟翼系統(tǒng)50包括一內(nèi)側(cè)襟翼分總成55和一外側(cè)襟翼總成60。該內(nèi)側(cè)襟翼分總成55貼近內(nèi)側(cè)機(jī)翼部分30設(shè)置并包括一內(nèi)側(cè)主襟翼65和一內(nèi)側(cè)尾襟翼70。外側(cè)襟翼分總成60包括一外側(cè)主襟翼75和一外側(cè)尾襟翼80。每一襟翼分總成55、60均使用傳統(tǒng)裝置(未示出)以傳統(tǒng)的方法進(jìn)行操作，所述傳統(tǒng)裝置在飛機(jī)10著陸狀態(tài)下在必要時(shí)可以使這些襟翼展開(kāi)。每一內(nèi)側(cè)和外側(cè)主襟翼和尾襟翼65、70、75和80的結(jié)構(gòu)分別設(shè)計(jì)成機(jī)翼形式并且包括一上表面85、一下表面90以及至少一個(gè)鈍側(cè)邊95。為清楚起見(jiàn)以及僅用于論述的目的，外側(cè)主襟翼75的翼型橫截面在圖7中被簡(jiǎn)化。
如上所述及圖3所示，當(dāng)飛機(jī)10降落著陸時(shí)，很大一部分空氣噪音是由鈍翼邊95產(chǎn)生的。襟翼邊噪音是因諸如外側(cè)主襟翼75等展開(kāi)襟翼的側(cè)邊95附近的表面壓力波動(dòng)(不穩(wěn)定升力)產(chǎn)生的。鄰近諸襟翼邊的噪音源與流處和任何襟翼的暴露于飛機(jī)10穿之而過(guò)的空氣的任何鈍邊處形成的渦流有關(guān)。例如，從圖6和7中可看出，從外側(cè)主襟翼75的底表面90流過(guò)的高壓空氣繞鈍翼邊95流向該襟翼的上表面85并產(chǎn)生一初級(jí)渦流100和次級(jí)渦流105(圖6中僅示出了產(chǎn)生的渦流110)。該次級(jí)渦流105產(chǎn)生于襟翼邊95的尖銳底外端115和尖銳頂外端120處。由于伴隨有逆流方向的湍流，因此渦流產(chǎn)生過(guò)程必然是不穩(wěn)定的。在飛機(jī)著陸時(shí)，其外側(cè)尾襟翼80處也會(huì)產(chǎn)生同一現(xiàn)象。本申請(qǐng)發(fā)明人所做的試驗(yàn)表明，次級(jí)渦流105與初級(jí)渦流100一道產(chǎn)生顯著的噪音。
上述Miller觀點(diǎn)表明，襟翼導(dǎo)流柵可降低襟翼噪音。如圖8和9所示，一種傳統(tǒng)的襟翼邊導(dǎo)流柵125包括一固定于飛機(jī)左翼20下表面130接近外側(cè)襟翼分總成60的垂直板。該襟翼導(dǎo)流柵125的尺寸定得向后延伸至當(dāng)飛機(jī)著陸其襟翼完全展開(kāi)時(shí)與外側(cè)尾襟翼80的后緣135重合。依其結(jié)構(gòu)而定，襟翼邊導(dǎo)流柵125可用來(lái)有效地減少在傳統(tǒng)襟翼外側(cè)鈍邊95處產(chǎn)生的初級(jí)渦流100和次級(jí)渦流105。據(jù)認(rèn)為，上述襟翼導(dǎo)流柵125能使鈍翼邊95上形成的渦流110不附在每一襟翼75、80的頂面上，并可減少壓力波動(dòng)，從而降低這些襟翼所產(chǎn)生的噪音級(jí)。然而，使用這種襟翼導(dǎo)流柵125并不令人滿意，這是因?yàn)樗鼤?huì)增加飛機(jī)機(jī)體的重量、制造和維護(hù)困難、在某些飛行速度下會(huì)增大飛行阻力，因而增加了飛機(jī)制造、維護(hù)及使用的總費(fèi)用。
圖10和11示意地示出了本發(fā)明的一種圓形襟翼邊構(gòu)造。在本發(fā)明人所做的試驗(yàn)中這種構(gòu)造降低了噪音級(jí)(參見(jiàn)圖12)。如圖11較為清楚地所示，在外側(cè)主襟翼75的外側(cè)邊設(shè)置有一圓形翼邊罩140，它延伸在襟翼75側(cè)邊的尖銳底外端115和尖銳頂外端120之間。據(jù)認(rèn)為，由于襟翼上下表面處的尖銳邊115、120分別被去除了。因而去掉了受控于次級(jí)渦流105的噪音源，因此該罩140可降低噪音級(jí)。
圖12對(duì)本發(fā)明的圓形襟翼邊罩140和傳統(tǒng)的鈍翼邊95作了比較。如圖所示，圓形翼邊罩140不能降低低頻噪音級(jí)。該低頻數(shù)據(jù)與其他人所得結(jié)果類似，他們根據(jù)低頻數(shù)據(jù)得出的結(jié)論是，在飛機(jī)著陸過(guò)程中圓形襟翼邊不能有效降低空氣噪聲。
相反，可發(fā)現(xiàn)，使用上述裝置，在高頻和中頻兩個(gè)頻率區(qū)域中，采用圓形襟翼邊罩140比采用鈍翼邊95可使噪音降低達(dá)3dB(分貝)。試驗(yàn)表明，圓形襟翼邊罩140在中、高頻-即約500～10000HZ的頻率范圍內(nèi)對(duì)降低噪音級(jí)是有效的。幸運(yùn)的是，飛機(jī)著陸時(shí)引擎的噪音級(jí)主要處于低頻范圍，且有效掩蓋了由襟翼產(chǎn)生的飛機(jī)機(jī)體噪音。在中、高頻范圍內(nèi)的飛機(jī)機(jī)體噪音是人最敏感的，而這正是本發(fā)明最有效的頻率范圍。圖12中顯示了在兩種不同的著陸馬赫數(shù)下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)?？梢钥闯觯w機(jī)襟翼邊產(chǎn)生的噪音隨馬赫數(shù)的不同而變化。
襟翼邊罩140不必象圖11所示那樣采用圓形。對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，顯而易見(jiàn)，本發(fā)明襟翼邊罩可以采用其它構(gòu)造形式。從襟翼下表面延伸到其上表面間的任何平滑、連續(xù)、拱形的側(cè)面都能取得本發(fā)明所預(yù)期要求的噪音降低效果。例如，圖13～17示出了本發(fā)明的另一實(shí)施例。圖13為圖4中由框B示出區(qū)域的放大圖，并示出了從飛機(jī)左翼20下方看到的本發(fā)明第二個(gè)實(shí)施例與機(jī)翼20后緣襟翼系統(tǒng)50外側(cè)之固定部分間的總體交界面。
更具體地說(shuō)，圖13示出了設(shè)置在外側(cè)主襟翼75外側(cè)邊上的與一對(duì)環(huán)狀密封件150、155接觸的一外側(cè)主襟翼邊罩145，這些密封件150、155裝設(shè)在外側(cè)機(jī)翼20的支承構(gòu)件160上。從圖14-17可看出，所述襟翼邊罩145具有一光滑、連續(xù)的拱形表面，其幾何形狀從外側(cè)主襟翼75的前緣165向其后緣170變化。所述環(huán)狀密封件150、155沿外側(cè)主襟翼75的弦長(zhǎng)基本上密封上述襟翼邊罩145以降低附加阻力。一般地，使用葉片密封件(bladeseal)(未示出)來(lái)密封襟翼的鈍側(cè)邊。但是，如果用于本發(fā)明的襟翼邊罩(140或145)，則用一個(gè)葉片密封件不能有效地避免附加阻力。
雖然已針對(duì)外側(cè)襟翼分總成60的主襟翼75之外側(cè)邊對(duì)本發(fā)明的襟翼邊罩進(jìn)行了基本說(shuō)明，但對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)顯而易見(jiàn)，暴露于在機(jī)翼20、25上流動(dòng)的氣流的任何襟翼的一側(cè)邊，均可以使用襟翼邊罩140、145。例如，圖18所示飛機(jī)170的內(nèi)側(cè)襟翼系統(tǒng)55和外側(cè)襟翼系統(tǒng)60具有多個(gè)在著陸過(guò)程中暴露的襟翼邊，因?yàn)槊恳唤笠硐到y(tǒng)的所有襟翼(例如副翼或襟副翼)都設(shè)置在機(jī)體結(jié)構(gòu)175附近，而在飛機(jī)著陸過(guò)程中，該結(jié)構(gòu)175不展開(kāi)，或者這一結(jié)構(gòu)175是固定的。
雖然已描述了本發(fā)明的最佳實(shí)施例，應(yīng)該明白，只要不脫離本發(fā)明的范圍及其實(shí)質(zhì)，可對(duì)本發(fā)明作出各種改進(jìn)。因此可以理解本發(fā)明并不局限于已描述的諸特定實(shí)施例。本發(fā)明的實(shí)際保護(hù)范圍和實(shí)質(zhì)內(nèi)容由權(quán)利要求書(shū)確定。
權(quán)利要求
1.一種機(jī)翼，具有一內(nèi)側(cè)部分和一外側(cè)部分、一機(jī)翼上表面、一機(jī)翼下表面以及一形成于所述機(jī)翼上表面和下表面接合處的后緣，所述機(jī)翼能穿過(guò)氣流相對(duì)運(yùn)動(dòng)，一種在所述機(jī)翼穿過(guò)上述氣流運(yùn)行時(shí)降低該機(jī)翼所產(chǎn)生的噪音級(jí)的裝置，包括一位于所述機(jī)翼后緣處并設(shè)置在所述機(jī)翼內(nèi)側(cè)部分和外側(cè)部分之間的襟翼，所述襟翼具有在飛機(jī)正在著陸時(shí)暴露于所述氣流的一上表面、一下表面和一側(cè)邊，以及一在所述襟翼側(cè)邊處形成的光滑、連續(xù)的拱形表面，從而當(dāng)氣流從所述襟翼下表面流向上表面時(shí)，所述拱形表面能降低所述氣流中的湍流。
2.如權(quán)利要求1所述的機(jī)翼，其特征在于，所述拱形表面為圓形。
3.如權(quán)利要求2所述的機(jī)翼，其特征在于，所述圓形表面具有一半圓形橫截面。
4.如權(quán)利要求1所述的機(jī)翼，其特征在于，所述拱形表面與所述機(jī)翼的固定結(jié)構(gòu)間設(shè)置有多個(gè)環(huán)狀密封件。
5.一種當(dāng)飛機(jī)機(jī)翼穿過(guò)氣流運(yùn)行時(shí)降低機(jī)翼所產(chǎn)生的噪音的方法，所述機(jī)翼具有一內(nèi)側(cè)部分和一外側(cè)部分、一機(jī)翼上表面、一機(jī)翼下表面，及形成于所述上下表面接合處的一后緣，所述機(jī)翼能穿過(guò)氣流相對(duì)運(yùn)動(dòng)，包括以下步驟將一襟翼設(shè)置于機(jī)翼的后緣處，將該襟翼設(shè)置在所述機(jī)翼的內(nèi)側(cè)部分和外側(cè)部分之間，在所述襟翼上設(shè)置當(dāng)飛機(jī)正在著陸時(shí)暴露于所述氣流的一上表面、一下表面和一側(cè)邊，以及在所述襟翼的側(cè)邊上形成一光滑、連續(xù)的拱形表面，從而當(dāng)氣流從所述襟翼的下表面流向其上表面時(shí)，所述拱形表面降低氣流中的湍流。
6.如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，還包括將所述光滑連續(xù)表面形成為一圓形邊緣的步驟。
7.如權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，還包括將所述圓形邊緣成形為具有一半圓形橫截面的步驟。
8.如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，還包括在所述拱形表面與所述機(jī)翼的固定結(jié)構(gòu)之間設(shè)置一環(huán)狀密封件的步驟。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種降低飛機(jī)在飛行中其機(jī)體所產(chǎn)生噪音的方法及裝置。本發(fā)明提供了一種用于任何飛機(jī)襟翼側(cè)面的光滑、連續(xù)的拱形表面，例如一種圓形的翼邊罩，該襟翼暴露于相對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的氣流。試驗(yàn)表明，根據(jù)本發(fā)明所述的圓形襟翼邊罩在中高頻范圍即約500～10000Hz的頻率范圍內(nèi)能有效地降低噪音級(jí)。
文檔編號(hào)B64C23/06GK1140683SQ9611107
公開(kāi)日1997年1月22日 申請(qǐng)日期1996年7月10日 優(yōu)先權(quán)日1995年7月10日
發(fā)明者安東尼·M·布萊克納爾, 托馬斯·A·齊爾頓 申請(qǐng)人:波音公司