具有可缩回式涡流发生器的飞行器的制作方法

1.本发明涉及固定翼飞行器，该飞行器包括：至少一个涡流发生器，所述至少一个涡流发生器能够在缩回状态与完全伸出状态之间移动穿过飞行器的外表面；以及电子控制单元，电子控制单元适于控制至少一个涡流发生器的致动。本发明还涉及用于操作包括至少一个涡流发生器的固定翼飞行器的方法，所述至少一个涡流发生器能够在缩回状态与完全伸出状态之间移动。本发明特别地用于固定翼螺旋桨飞行器、用于特别是下述飞行器：该飞行器包括每机翼至少三个螺旋桨推进单元、特别是具有电子推进单元。


背景技术：

2.ep 1 896 323b1公开了一种流动控制装置，该流动控制装置包括：流动控制表面，流体在该流动控制表面上被设计成沿预定方向流动；与流动控制表面相关联的涡流发生器，每个相应的涡流发生器具有相对于预定方向形成锐角的枢转轴线并且能够定位在伸出状态和缩回状态两者中，在伸出状态中，相应的涡流发生器用于产生涡旋流体流，在缩回状态中，相应的涡流发生器通过枢转轴线枢转成位于上覆流动控制表面的顶部上并且在与上覆流动控制表面平行的方向上；以及与相应的涡流发生器中的每一者相关联的致动器，每个致动器适于规定相关联的涡流发生器在伸出状态与缩回状态之间。
3.us 3,263,945公开了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括：主要部段和下垂的鼻部部段，该鼻部部段具有位于主要部段上的枢转安装件，所述主要部段和所述鼻部部段具有相应的上表面，所述上表面在所述主要部段和所述鼻部部段处于第一位置关系时具有大致连续的共同弦线，所述鼻部部段在所述枢转安装件上相对于所述主要部段枢转至第二位置关系，在该第二位置关系中，所述上表面分开一间隙；至少一个密封板，所述至少一个密封板枢转地安装在所述主要部段上，并且所述至少一个密封板在所述主要部段和所述鼻部部段处于所述第一位置关系时处于在所述上表面完全向内的缩回状态，意味着在所述主要部段和鼻状部段处于所述第二位置关系时使所述密封板移动到所述间隙中以封闭所述间隙；以及一系列叶片，所述一系列叶片直立在所述密封板上并构成涡流发生器，所述叶片在所述主要部段和所述鼻部部段处于所述第一位置关系时从所述主要部段和所述鼻部部段的所述上表面完全向内缩回，并且所述叶片在所述主要部段和所述鼻部部段处于所述第二位置关系并且密封板处于间隙中时突出在所述上表面的上方。
4.us 4,039,161公开了涡流发生器，这些涡流发生器在控制表面的铰接线的前面连接至控制表面，使得在控制表面偏转时，涡流发生器在与偏转的控制表面相反的一侧上突出到气流中。涡流发生器的作用使气流在比以其他方式成为可能的迎角更大的迎角处保持与控制表面附着，因此增加了翼片和控制表面的升力。
5.us 5,253,828公开了一种用于在升力表面组件上产生涡流的可隐藏的襟翼致动式涡流发生器和一种具有这种可隐藏的襟翼致动式涡流发生器的改进的飞行器飞行升力表面。在升力表面组件的襟翼处于标称(未伸出或未偏转)状态时，涡流发生器未暴露。在襟翼由襟翼致动器致动时，襟翼从标称状态伸出或偏转，由此使涡流发生器突出或暴露到操
作状态中并能够产生涡流。
6.us 8,657,238 b2公开了一种用于升力表面组件的低速性能改进的装置和方法。至少一个涡流发生器联接至该升力表面组件，并且涡流发生器通过使联接至升力表面组件的铰接导引件下垂而伸出穿过升力表面组件以增加升力。涡流发生器缩回到升力表面组件的内部，以减小阻力。
7.us 10,202,187b2公开了一种用于飞行器的涡流发生器装置，其包括：表面部段、能够在第一状态与第二状态之间枢转的襟翼元件、使襟翼元件朝向第二状态偏置的偏置装置、使襟翼元件保持处于第一状态或第二状态的保持装置、以及使襟翼元件从第一保持装置释放的释放装置。偏置装置、第一保持装置和第二保持装置构造成使得第二保持装置在襟翼元件已经被偏置装置从第一状态枢转到第二状态中之后自动将襟翼元件保持处于第二状态。一旦扭矩超过预定值，第二保持装置就自动释放襟翼元件，该襟翼元件抵抗偏置装置的力而枢转到第一状态中，并且被第一保持装置自动保持在第一状态中。
8.us 2013/0299643 a1公开了一种包括涡流发生器的涡流发生设备，涡流发生器响应于机翼前缘升力增大装置的部署而进行部署。涡流发生器部署成处于用以在涡流发生器后面的主机翼本体上表面区域上产生涡流的状态。
9.us 2020/0391854 a1公开了一种用于飞行器的缩回式涡流发生器系统。该系统包括：蒙皮；布置在蒙皮上的槽；包括轮廓的板，该板构造成激发气流的边界层；以及驱动器件，该驱动器件构造成使板在第一位置与第二位置之间旋转。在第一位置中，板的轮廓的至少一部分突出穿过槽，并且在第二位置中，板缩回在该槽内。
10.us 2010/0038492 a1公开了一种包括至少一个脊部的可缩回式脊部组件，其能够以可铰接的方式安装至比如具有机翼的飞行器的表面。脊部优选地构造成能够在收起位置与部署位置之间移动。飞行器可以包括安装在机翼下侧部上的发动机短舱。短舱可能产生短舱尾流，该短舱尾流在大迎角时越过机翼上表面并引起流分离。脊部优选地构造成使得由此产生的涡流与短舱尾流相互作用，以延迟流分离和失速。
11.us 2004/0129838 a1公开了一种流动控制装置，并且更特别地涉及具有可部署流动执行器的反应式模块化流动控制装置。us 2004/0129838 a1还涉及一种操作该流动控制装置的方法。一个实施方式包括一种在某些飞行条件下对经过飞行器表面的气流进行控制的方法，该方法包括以下步骤：通过测量表面上的压力来感测与表面的流体分离；确定一时间段内压力测量值的标准偏差；以及响应于超过预定阈值数的压力测量值的标准偏差来部署流动执行器。
12.us 10,137,979b1公开了一种前体流动控制系统，并且更特别地公开了一种用于在大迎角下增强机动性和稳定性的飞行器或导弹流动控制系统。us 10,137,979b1还涉及一种操作该流动控制系统的方法。在一个实施方式中，它包括：包含后体和前体的导弹或飞行器；导弹前体或飞行器前体上的至少一个可部署的流动执行器；至少一个传感器，所述至少一个传感器各自具有与其相关联的信号，所述至少一个传感器用于确定或估计导弹前体上的流分离或侧向力；以及闭环控制系统；其中，闭环控制系统用于至少部分地基于至少一个传感器的信号来启用和停用至少一个可部署的流动执行器。
13.us 3,960,345公开了一个或多个边条或者其流线型模拟，边条安装在典型的发动机短舱或类似的机翼安装式本体上，以减少或防止通常在短舱-机翼组合体中出现的涡流
形成，进而改善组合体的升力和阻力特性并且改善飞行器的稳定性，这是因为减少或消除了尾翼表面上不希望的气流下洗变化的变型。
14.de 10 2015 120 958a1公开了一种致动器模块，该致动器模块用于通过将湍流表面沿着表面元件定位来进行湍流的可控产生，致动器模块具有长形的模块基板和多个二维形状的弯折致动器。弯折致动器中的每个弯折致动器包括纤维复合材料面板，纤维复合材料面板具有结合到纤维复合材料中的形状记忆导体。纤维复合面板在一个附接侧上附接至模块基板，并且形状记忆导体被设计成使得纤维复合面板在形状记忆导体的非启用状态下沿着模块基板的表面延伸，并且在启用状态下从附接侧开始弯曲远离模块基板的表面。此外，致动器模块包括下述电源线的装置结构：这些电源线沿着模块基板延伸以对弯折致动器进行电动启动。


技术实现要素：

15.本发明的目的是至少部分地克服与现有技术相关的问题。本发明的具体目的是实现下述有效且灵活的方式：该有效且灵活的方式使固定翼飞行器的外表面上的风险区域上的气流的局部流分离和空气动力失速延迟，同时在流分离不是问题的飞行模式期间保持更平稳的气流，这降低了能量消耗。
16.该目的根据独立权利要求的特征来实现。例如，有利的实施方式可以在从属权利要求和/或说明书中找到。
17.该目的通过固定翼飞行器来实现，该固定翼飞行器至少包括至少一个涡流发生器，所述至少一个涡流发生器能够通过至少一个电动马达在缩回状态与完全伸出状态之间移动穿过飞行器的外表面，所述至少一个电动马达专门适于致动所述至少一个涡流发生器，并且固定翼飞行器包括电子控制单元，该电子控制单元适于控制电动马达的操作以用于所述至少一个涡流发生器的直接致动。
18.该飞行器具有下述优点：固定翼飞行器的外表面、特别是升力表面上的气流可以以特别灵活的方式被影响，因此允许更大程度的流动控制。在涡流发生器被单独地(即，独立于其他涡流发生器)和/或成组地致动时，这些涡流发生器可以被致动/移动至期望的部署状态(例如，缩回状态、部分伸出状态或完全伸出状态，如以下进一步详细描述)，该期望的部署状态在飞行器的当前空气动力条件下特别适合于涡流发生器的局部位置，而在其他位置处的其他涡流发生器可以以不同的方式部署。这在涡流发生器处于其伸出状态的位置处提供了局部流分离和空气动力失速的有效延迟，而在包括至少部分缩回的涡流发生器的其他位置处，空气可以不受限制地流动，因此减小空气动力学阻力并节省能量。还因为涡流发生器穿过表面缩回到飞行器中而不是处于与流动控制表面成平行、交叠的关系，节省了能量。
19.例如，飞行器可以是载客飞行器和/或载货飞行器。飞行器可以包括至少一个固定的左机翼和至少一个固定的右机翼。飞行器特别地可以不是直升机。
20.至少一个涡流发生器在其完全伸出状态下最大程度地延伸穿过飞行器表面，因此在气流中产生最强的漩涡或湍流。至少一个涡流发生器在其缩回状态下特别地不从表面伸出，而是缩回到表面中或缩回在表面的后面。在一实施方式中，缩回的涡流发生器与表面齐平。然而，通常可能的是，涡流发生器在其缩回状态下在表面上稍微延伸，但是小于在伸出
状态下的延伸程度。
21.在一实施方式中，至少一个涡流发生器可以被致动至完全伸出状态与缩回状态之间的至少一个中间状态，即被致动至至少一个部分伸出状态。这种部分伸出状态可以是例如部署状态，在部署状态中，涡流发生器伸出或部署了完全伸出状态的x％，其中x＝]0；100[(其中，x＝0％为完全缩回状态，并且x＝100％为完全伸出状态)。在一实施方式中，部分伸出状态可以是完全伸出状态的步骤，例如20％、40％、60％、80％。在一实施方式中，部分伸出状态可以被连续或准连续地控制，例如，在完全伸出状态的1％的步骤中。这种能力也可以表达为使得涡流发生器能够以差别的方式伸出。
[0022]
伸出状态也可以被称为部署状态。缩回状态也可以被称为收回状态。
[0023]
电动马达可以是但不限于无刷直流电动(bldc)马达或步进马达。电动马达可以连接至从氢产生电能的电化学转换器(ecc)。电动马达可以直接连接至电化学转换器，或者经由电存储器如电池而连接至电化学转换器。电化学转换器可以连接至用于供应氢气的氢气罐。电动马达可以直接连结至至少一个涡流发生器，或者可以经由例如连杆系统、齿轮系统、竖向提升装置等连结。例如，电化学转换器可以是至少一个燃料电池或者包括至少一个燃料电池。
[0024]
电子控制单元适于控制电动马达的操作，并且因此控制由该电动马达驱动或致动的至少一个涡流发生器的致动。电动马达专门用于或适于致动至少一个涡流发生器包括：电动马达不适于致动另一类型的流动控制表面(即不是涡流发生器)、比如前缘控制表面或后缘控制表面如襟翼、副翼等。因此，如果需要，涡流发生器可以独立于另一类型的流动控制表面的致动或运动而被致动。
[0025]
一实施方式是：飞行器的至少一个涡流发生器专门由电动马达的操作来致动，而飞行器的至少一个其他涡流发生器与流动控制表面一起被致动。因此，可能的是，一子组的涡流发生器能够独立于另一类型的流动控制表面的致动而移动，而另一子组的涡流发生器仅能够与流动控制表面的致动或运动一起移动，例如因为运动彼此机械联接/连结，例如因为一子组的涡流发生器和至少一个控制表面由同一电动马达致动或由飞行员机械地致动。
[0026]
如果电子控制单元相应地操作其电动马达，则也可以致动至少一个涡流发生器，其能够独立于另一类型的控制表面而与另一类型的控制表面一致地致动。然而，该协调运动不是强制性的，而是由电子控制单元选择性地选择，并且可以例如取决于操作模式或控制法则。
[0027]
至少一个涡流发生器可以例如定位在升力表面(例如，机翼/尾翼)、主控制表面和副控制表面(例如，副翼/方向舵/升降舵/襟翼)、机身和/或推进系统(例如，吊舱/发动机整流罩)的任一侧上。
[0028]
如上所述，一实施方式是：飞行器包括多个涡流发生器，并且这些多个涡流发生器中的至少一个涡流发生器单独可致动、即可伸出且可缩回。这有利地实现了用以致动涡流发生器的特别灵活的方式，并且允许比现有技术中的现有解决方案更大程度的流动控制。在一个变型中，所有的涡流发生器都是单独可致动的，以对具有这些涡流发生器的表面上的流动进行增强控制。为了单独可致动，涡流发生器可以与相应的电动马达相关联。
[0029]
一实施方式是：飞行器包括多个涡流发生器，并且包括各自出自这些多个涡流发生器中的至少两个涡流发生器的至少一组或子组都可以以类似的方式被致动或移动，例如
作为一个组被致动或移动。在这种情况下，一组涡流发生器能够由共同马达致动。当然，单独可致动的涡流发生器也可以被致动，使得它们以同步或类似群组的方式移动。
[0030]
涡流发生器的单独致动和/或成组致动包括：如果没有被致动，则至少两个涡流发生器可以处于不同的部署状态例如缩回、部分伸出(至不同程度)或完全伸出。此外，同一子组内的涡流发生器可以使用连杆系统伸出至不同的部署状态。
[0031]
一实施方式是：飞行器在每个升力表面上、特别是在机翼的上侧部或表面上包括多个涡流发生器。一实施方式是：一个机翼的涡流发生器能够独立于另一机翼的涡流发生器而被致动。这例如在飞行器的侧倾操纵期间和/或存在切变风的情况下当气流条件对于不同机翼而不同时是特别有利的。
[0032]
每个升力表面上的这些涡流发生器可以被单独致动，特别地使得一个升力表面的至少两个涡流发生器能够彼此独立地致动。替代性地或附加地，每个升力表面的涡流发生器可以以子组的方式被致动。这些实施方式在同一机翼上的气流相对于涡流发生器的位置明显不同时特别有用。在机翼配备有螺旋桨/螺旋桨推进单元时，情况尤其如此。替代性地或附加地，机翼的所有涡流发生器可以以类似的方式被致动，如果需要，则例如可以同时全部伸出或缩回。
[0033]
螺旋桨推进单元的螺旋桨可以由电动推进装置(例如，电动推进马达/电动发动机)和/或燃料动力推进装置(例如，燃料动力发动机如涡轮螺旋桨飞行器/涡轮发动机、活塞发动机等)驱动。
[0034]
一实施方式是：在每个机翼处附接有多个螺旋桨推进单元，并且包括至少一个涡流发生器的组/子组各自在机翼上定位于至少两个螺旋桨的后面，即包括至少一个涡流发生器的至少一组或子组定位在第一螺旋桨的后面，而包括至少一个涡流发生器的另一组或子组定位在同一机翼的第二螺旋桨的后面。特别地，一组至少一个涡流发生器定位在螺旋桨推进单元的螺旋桨中的每个螺旋桨后面。该实施方式提供了下述优点：这些涡流发生器定位在螺旋桨尾流(也称为“螺旋桨滑流”)内，并且这些涡流发生器的部署状态因此对气流具有特别大的影响。
[0035]
螺旋桨推进单元可以包括至少一个螺旋桨和至少一个马达、特别是电动马达，以驱动至少一个螺旋桨。螺旋桨推进单元还可以包括从氢产生电能的电化学转换器ecc或者可以连接至该电化学转换器ecc。螺旋桨推进单元还可以包括与至少一个电化学转换器流体连接的氢气罐。因此，一实施方式是：飞行器是氢燃料的电驱动式飞行器。
[0036]
在一实施方式中，至少一个螺旋桨推进单元包括两个螺旋桨、例如位于机翼前面的一个螺旋桨和位于机翼后面/尾部的一个螺旋桨或者位于机翼前面的两个反向旋转的螺旋桨。在任何情况下，每个螺旋桨推进单元特别在机翼处仅产生一个螺旋桨滑流区域。
[0037]
螺旋桨推进单元可以特别地安装至机翼的下侧部、机翼的上侧部或机翼的梢部。
[0038]
一实施方式是：这些组的涡流发生器可以在组之间进行选择性地致动，即一组的涡流发生器能够以与另一组的涡流发生器不同的方式致动或移动。这些组的涡流发生器能够在组之间被选择性地致动也可以被描述为使得位于给定螺旋桨滑流中的一组涡流发生器能够以与位于不同螺旋桨滑流中的其他组不同的方式致动或移动。这提供了下述优点：涡流发生器的部署状态可以与单个螺旋桨推进单元的特性、例如它们的节流阀设定或转速(rpm)相匹配，这些特性在螺旋桨推进单元之间可能不同。
[0039]
一实施方式是：定位在螺旋桨推进单元后面(并且因此在该螺旋桨推进单元的螺旋桨滑流体积内)的至少一组涡流发生器中的至少一个涡流发生器的对准相对于由前面的螺旋桨/螺旋桨推进单元产生的螺旋桨滑流的流动方向而偏移(例如，成角度)。这提供了下述优点：这种涡流发生器可以将螺旋桨滑流的一部分重新引导到机翼的靠近螺旋桨的区域上、即不位于螺旋桨滑流中/位于螺旋桨滑流的外部的区域，例如重新引导至两个相邻螺旋桨推进单元/螺旋桨滑流之间的区域。
[0040]
一实施方式是：包括至少一个涡流发生器的至少一组在机翼上定位成分别与螺旋桨推进单元和螺旋桨侧向偏移/靠近螺旋桨推进单元和螺旋桨(例如，在不位于螺旋桨滑流中的区域中)，其中，这些组的涡流发生器能够以与定位在螺旋桨后面的多组涡流发生器不同的方式被致动。该实施方式提供了机翼上的气流可以以特别精确的方式被控制的优点。特别地，定位在螺旋桨滑流外部的涡流发生器的部署可以增加流的湍流/混浊度，以使没有来自螺旋桨滑流的增加的动态压力的区域上的流分离延迟。
[0041]
特别地，在每个机翼包括每机翼至少三个电驱动式螺旋桨推进单元、特别是至少三个氢燃料的电驱动式推进单元的意义上，飞行器可以是分布式电推进(dep)飞行器。涡流发生器的灵活(单独和/或成组)致动对于这种情况特别有用，因为例如与每个机翼具有两个或更少个螺旋桨/螺旋桨滑流区域的常规飞行器相比，机翼上的气流沿着机翼特别不规则。
[0042]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于飞行模式/阶段或飞行操纵，例如，飞行器是否正在起飞、爬升、巡航、下降、转弯和/或着陆。
[0043]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于飞行器速度。这提供了下述优点：在低速时气流的局部流分离和空气动力失速可以被延迟，而在高速时由于空气动力学阻力导致的额外能量消耗减少。
[0044]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于飞行器侧倾角和/或侧倾速度。例如，向下运动的机翼的涡流发生器可以以与向上运动的机翼的涡流发生器不同的方式被致动。一种使用情况是在侧倾操纵期间增加翼梢控制表面(例如，副翼)的控制权限，因为一个翼梢经受迎角的增加而另一翼梢经受迎角的减小，这取决于飞行器是上升还是下降。
[0045]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于飞行器的侧滑角。侧滑是飞行器的方向角并且在飞行器相对于迎面而来的气流而侧向以及向前移动时发生。一种使用情况是：如果车载传感器检测到大的侧滑角，则至少一个涡流发生器可以部署成增加方向(偏航)稳定性并使方向不稳定性的临界角延迟。在最好的情况下，超过这个临界角，飞行员控制飞行器的工作量显著增加，并且在最坏的情况下，飞行员将失去控制。
[0046]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于飞行器的迎角。迎角是迎面而来的气流与通过飞行器的参考线之间的角度。随着迎角增加，气流更有可能与升力表面分离，从而可能导致失速。一种使用情况是：如果机载传感器检测到大迎角，则至少一个涡流发生器可以部署成重新激励流/使流保持附着并延迟失速。
[0047]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于至少一个螺旋桨推进单元的至少一个操作参数。这可以包括螺旋桨推进单元的失效。一种使用情况是部署至少一个涡流发生器，以使机翼上的位于失效螺旋桨推进单元尾部的区域的失速风险减小。
[0048]
一实施方式是：至少一个操作参数包括出自以下一组操作参数中的至少一个操作
参数：
[0049]-节流阀设定；
[0050]-螺旋桨转速(rpm)；
[0051]-螺旋桨旋转方向；
[0052]-螺旋桨叶片浆距角；以及/或者
[0053]-向螺旋桨推进单元供应的输入功率。
[0054]
这也包括下述情况：推进单元空闲和/或如果推进单元失效则螺旋桨叶片发生顺流交距(feathered)。顺流交距可能意味着将螺旋桨叶片的浆距角设置为接近90度，使得螺旋桨叶片接近与气流平行，以使阻力最小化并防止不希望的螺旋桨旋转(这已知为螺旋桨自转)。
[0055]
向螺旋桨推进单元供应的输入功率特别地包括向驱动螺旋桨的马达/发动机供应的输入功率。
[0056]
至少一个涡流发生器的致动取决于至少一个螺旋桨推进单元的螺旋桨旋转方向，可以例如包括下述情况：如果一个螺旋桨在从螺旋桨后面观察时进行逆时针旋转，则位于螺旋桨滑流的边界附近(但仍在滑流内)的其中叶片相对于机翼表面向上移动的涡流发生器可以以与位于螺旋桨滑流的边界附近的其中叶片相对于机翼表面向下移动的涡流发生器不同的方式被致动。然后，至少一个涡流发生器的致动特别地取决于其前面的叶片的相对运动方向(例如，相对于涡流发生器向上、向下、侧向)。
[0057]
这提供了横跨机翼的更好流动控制的优点，并且其主要增加了对漩涡恢复的控制。漩涡恢复是指来自螺旋桨的旋转诱导速度降低，其中目的是降低螺旋桨的诱导损失。漩涡分布取决于螺旋桨旋转方向，并且通过在螺旋桨滑流内相对于螺旋桨旋转方向以不同的方式致动各个涡流发生器，漩涡分布可以控制。这在螺旋桨旋转方向于相邻的螺旋桨推进单元之间是不同的情况下特别有用。
[0058]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于控制表面例如襟翼、副翼、方向舵等的偏转程度(例如，旋转和/或伸出的程度)。偏转的程度可以由连接至电子控制单元的传感器来检测，或者可以从用以使控制表面移动的指令得知。
[0059]
一实施方式是：电子控制单元连接至至少一个传感器，并且适于基于至少一个传感器的传感器读数来操作至少一个电动马达，以致动至少一个涡流发生器。至少一个传感器可以是例如用于测量侧倾角和偏航角的陀螺仪，或者是用于确定飞行器空速等的皮托管静压探针。
[0060]
一实施方式是：至少一个涡流发生器的致动取决于来自飞行员或来自飞行计算机的控制指令。这提供了下述优点：飞行员或飞行计算机可以根据飞行阶段/操纵或操作模式对电子控制单元的自动控制进行超控。飞行员可以具有从驾驶舱内选择涡流发生器的操作模式的能力。
[0061]
在一实施方式中，致动可以由致动逻辑或致动方案来管理，其中，参数中的至少一些参数、可能全部参数被分配有特定的权重和/或层级，从而确定其对至少一个涡流发生器的致动、可能对至少一个子组或所有涡流发生器的致动的影响。
[0062]
然而，涡流发生器中的至少一个涡流发生器的致动不限于这些参数或受这些参数限制。例如，致动也可以取决于涡流发生器在飞行器表面上的位置：例如，翼梢附近的一子
组涡流发生器可能与机身附近的一子组涡流发生器相比对侧倾角具有更高的灵敏度。
[0063]
该目的还通过一种用于操作固定翼飞行器的方法来实现，该固定翼飞行器包括至少一个涡流发生器，所述至少一个涡流发生器能够通过至少一个电动马达直接在缩回状态与伸出状态之间移动，其中，电动马达被控制成用于至少一个涡流发生器的选择性致动。该方法可以以类似于飞行器的方式实施，并且提供了相同的优点。
附图说明
[0064]
现在将通过一个或更多个附图的上下文中的至少一个实施方式对本发明的上述特征和优点以及它们的实现方式进行更详细地示意性描述。
[0065]
图1以俯视图示出了根据第一实施方式的飞行器的示意图；
[0066]
图2示出了具有伸出的涡流发生器的机翼的横截面侧视示意图；
[0067]
图3示出了具有缩回的涡流发生器的图2的机翼的横截面侧视示意图；
[0068]
图4示出了具有两组伸出的涡流发生器和一组缩回的涡流发生器的机翼部段的斜视图；
[0069]
图5示出了在涡流发生器与后缘控制表面一起伸出的情况下的机翼的横截面侧视图；
[0070]
图6示出了在涡流发生器与后缘控制表面一起缩回的情况下的图5的机翼的横截面侧视图；
[0071]
图7以俯视图示出了根据第二实施方式的飞行器左机翼的一部段的示意图；
[0072]
图8以俯视图示出了根据第三实施方式的飞行器左机翼的一部段的俯视示意图；
[0073]
图9以俯视图示出了根据第四实施方式的飞行器左机翼的一部段的俯视示意图；以及
[0074]
图10示出了具有不对称分布的缩回式涡流发生器和伸出式涡流发生器的飞行器的机身或整流罩的横截面前视图。
具体实施方式
[0075]
图1示出了飞行器1的示意图，飞行器1具有固定至机身3的左机翼2l和右机翼2r(部分地示出)。机翼2l、2r中的每一者配备有多个螺旋桨推进单元4，多个螺旋桨推进单元4各自在其前部上包括螺旋桨5。每个机翼2l、2r还配备有选择性可伸出并可缩回的涡流发生器6，特别是在沿着机翼2l、2r的不同位置(对于右机翼2r未示出)处配备有选择性可伸出并可缩回的涡流发生器6。特别地，左机翼21和右机翼2r与特别是涡流发生器6以及它们的位置可以相对于机翼2l、2r镜像对称。
[0076]
如通过左机翼21的示例所示，涡流发生器6中的一些涡流发生器可以在机翼2l的上表面的区域a1至a5中定位在相应螺旋桨5的后面，因此暴露于相应螺旋桨滑流。此处，其他涡流发生器6可以在区域b1至b4中定位于螺旋桨5附近：在区域b1至b4中定位于螺旋桨5之间。
[0077]
飞行器1还包括一个或更多个其他选择性可伸出并可缩回的涡流发生器，例如位于机翼2l、2r的下侧部上的涡流发生器(未示出)、位于飞行器的尾翼9处的涡流发生器7和8、位于机身3或整流罩处的涡流发生器11、位于螺旋桨推进单元4处的涡流发生器(未示出)
等。
[0078]
在一个实施方式中，左机翼2l和右机翼2r的所有涡流发生器6能够在可能包括中间状态/部分伸出状态的缩回状态与完全伸出状态之间单独地移动穿过相应的机翼2l、2r的上表面(即，穿过相应的开口)。涡流发生器6的致动由适于专门致动涡流发生器6的相应电动马达12(参见图2和图3)的操作而引起。电动马达12的操作由飞行器1的电子控制单元13控制。
[0079]
替代性地，包括至少两个涡流发生器6的至少一组或子组能够以类似的方式致动。例如，区域a1至a5中的每个区域中的多组涡流发生器6可以以类似的方式/成组方式被致动，其中，致动可以分别在不同的组以及区域a1至a5上不同。在一个实施方式中，区域a1至a5中的每个区域的涡流发生器6可以由同一电动马达12一起致动，例如区域a1的涡流发生器6由特定共同电动马达致动，区域a2的涡流发生器6由另一电动马达12致动，等等。
[0080]
此外，区域b1至b4的涡流发生器6与区域a1至a5的涡流发生器6相比和/或与其他区域b1至b4的涡流发生器6相比能够以相同的方式或不同的方式被致动。
[0081]
在一个实施方式中，区域a1至a5的涡流发生器6中的至少一个涡流发生器相对于螺旋桨滑流的方向成角度，使得该气流的一部分被部分地重新引导至区域b1至b4。
[0082]
通常，一个机翼2l、2r的涡流发生器6能够独立于另一机翼2r、2l的涡流发生器6而被致动，使得左机翼2l的区域a1的涡流发生器6和右机翼2r的镜像对称区域a1的涡流发生器6可以例如同时以不同程度伸出，或者左机翼2l的区域a1的涡流发生器6可以缩回，而右机翼2r的区域a1的涡流发生器6至少部分地伸出，等等。
[0083]
图2示出了具有伸出的涡流发生器6的机翼2l的横截面侧视示意图。涡流发生器6通过线缆13、在本示例中经由呈杆14及筒形件15形式的升力增强器、替代性地经由连杆机构(未示出)机械地连结至电动马达12。伸出状态可以是涡流发生器6将在没有外力的情况下移动到的“正常”状态。这可以通过弹簧等(未示出)来实现。电动马达12仅致动至少一个涡流发生器6。
[0084]
图3示出了具有缩回的涡流发生器6的机翼2l的横截面侧视示意图。为了将涡流发生器6致动到其缩回状态，电动马达12使杆14移动，杆14又拉动线缆13，线缆13又将涡流发生器6拉动到机翼2l中。缩回的涡流发生器6可以与机翼2l的周围表面齐平，或者仍然可以从周围表面突出，但是比在处于完全伸出状态的情况下突出得少。
[0085]
图2和图3中所示的涡流发生器6能够独立于其他流动控制表面16或17(参见图4至图6)、例如前缘控制表面和/或后缘控制表面比如缝翼、襟翼、副翼等的运动和/或位置状态而被致动。
[0086]
在一个示例性实施方式中，机翼2l、2r的一个或一些(但不是全部)涡流发生器6与流动控制表面一起被致动：图4示出了机翼2l的具有三组涡流发生器6的一部段的斜视图，三组涡流发生器6即定位在螺旋桨5后面的区域a1中的第一组s1的四个涡流发生器6、定位在两个螺旋桨5之间的区域b1中的第二组s2的两个涡流发生器6、以及定位在螺旋桨5后面的区域a2中的第三组s3的三个涡流发生器6。仅作为示例性实施方式，每个组s1、s2和s3的涡流发生器6分别能够以相同的方式致动或移动。
[0087]
如所示的，组s1的涡流发生器6机械地连结，并且因此与相应的后缘控制表面(例如，副翼)16一起致动。
[0088]
在一个实施方式中，组s3的涡流发生器6机械地连结，并因此与相应的后缘控制表面17一起致动。
[0089]
在另一实施方式中，组s3的涡流发生器6不与后缘控制表面(例如副翼)17机械地连结，并且因此不一定(但是可以)结合相应的控制表面17例如以图2和图3中所示的方式被致动，其中，组s1和s3的涡流发生器6通过专用电动马达12的致动而移动，这取决于如由至少一个传感器(未示出)感测或检测的后缘控制表面16和17的位置(延伸/旋转角度)或者基于用于后缘控制表面16和17的控制指令。
[0090]
在又一实施方式中(未示出)，组s1和s3的涡流发生器6分别没有与相应的后缘控制表面16和17机械地连结。这给出了下述优点：组s1和s3的涡流发生器6能够类似于如图4至图6中所示的机械连杆机构那样移动，但是还可以独立于后缘控制表面16和17而被致动。在这种情况下，组s1和s3的涡流发生器6可以由与后缘控制表面16和17不同的电动马达致动。
[0091]
在任何情况下，在后缘控制表面16和17偏转通过不同的偏转角度(例如，不同的角度)时，相应组s1和/或s3的涡流发生器6也可以伸出至不同的状态。
[0092]
返回参照图4，组s2的涡流发生器6能够独立于后缘控制表面16和17而被致动，并且可以例如独立于组s1和s3的涡流发生器6的缩回伸出而以差别的方式伸出(如所示的)，或者还可以完全伸出或完全缩回，这例如取决于飞行器1的操纵。
[0093]
还如图5中所示，在后缘控制表面16和17移动离开机翼2l时，涡流发生器6可以伸出。这特别适合于低速情况、比如起飞和着陆，其中，在机翼2l的升力上表面上可能发生的局部流分离和空气动力失速由于更大的迎角而被延迟。通过这样做，飞行器1的失速速度将降低，由此改善飞行器1的低速性能特征。这在与更重且更复杂的前缘高升力装置比如也引入表面不连续性的缝翼或槽相比时提供了更简单、更轻且更平滑的前缘解决方案。
[0094]
在巡航阶段期间，后缘控制表面16和17移动到机翼2l中，并且涡流发生器6缩回，如图6中所示。因此，机翼表面将具有平滑的低阻力流动，而没有部署的涡流发生器6的干扰，所部署的涡流发生器会以其他方式将流动转变为湍流。对于一般的巡航情况，不希望迫使气流转变为湍流，因为飞行器1不在其中流分离成为问题的大迎角下进行操作。因此，节省了能量。
[0095]
图7示出了根据第二示例性实施方式的飞行器1的左机翼2l的具有区域a1、a2和b1的一部段的俯视图。在该实施方式中，示出了呈例如副翼16或17形式的控制表面。此外，涡流发生器6中的一个涡流发生器被示为在翼梢附近定位成靠近区域a1。
[0096]
如果控制表面(例如，副翼)16或17偏转，则控制表面的前面的涡流发生器6也伸出。这些涡流发生器6可以根据副翼16或17的偏转而伸出，但是例如不机械地连结至副翼16、17，如结合图2和图3所描述的。替代性地，这些涡流发生器6可以例如机械地连结至副翼16、17，如结合图4至图6所描述的。
[0097]
图8示出了根据第三实施方式的飞行器1的左机翼2l的具有区域a1至a3以及b1至b2的一部段的俯视图。在该实施方式中，至少在区域a1至a3中设置有彼此前后定位的涡流发生器6。
[0098]
在这种情况下，与区域a2相关联的螺旋桨5或螺旋桨推进单元4已经失效。因此，区域a2的涡流发生器6以及可能还有区域b1和/或b2的涡流发生器6伸出以控制该区域中的气
流，以便延迟流分离的开始。其他涡流发生器6、例如区域a1和a3的涡流发生器6保持处于它们的部署状态、例如缩回状态。
[0099]
图9示出了根据第四实施方式的飞行器1的飞行器左机翼2l的一部段的俯视图。至少区域a1至a3的所示涡流发生器6相对于螺旋桨滑流的轴向方向成角度。涡流发生器6在伸出时使螺旋桨滑流加宽，这然后覆盖机翼2l的增加面积。这有利地使该区域中的失速的风险最小化，该区域否则将不会经历任何螺旋桨滑流。
[0100]
涡流发生器的不同致动不限于定位在升力表面、比如机翼2l、2r或尾翼9的水平升降舵处的涡流发生器6、7，而还可以例如应用于机身3或整流罩的表面处的涡流发生器11，如图10中所示，其中，左侧部上的涡流发生器11缩回并且右侧部上的涡流发生器11伸出。这同样适用于涡流发生器8。
[0101]
涡流发生器6、7、8和/或11中的至少一者的致动可以取决于出自以下一组参数中的参数中的至少一者：
[0102]-飞行器1的飞行模式/阶段和/或操纵；
[0103]-飞行器1的空速；
[0104]-飞行器1的侧倾角；
[0105]-飞行器1的侧滑角；
[0106]-飞行器1的迎角；
[0107]-至少一个推进单元4的节气门设定；
[0108]-至少一个推进单元4的螺旋桨转速(rpm)；
[0109]-至少一个推进单元4的螺旋桨旋转方向；
[0110]-至少一个推进单元4的螺旋桨叶片桨距角；
[0111]-向至少一个推进单元4供应的输入功率；
[0112]-至少一个控制表面16、17的偏转程度；
[0113]-来自飞行员或飞行计算机的控制指令，但不限于这些参数或受这些参数限制。在一实施方式中，致动可以通过下述逻辑或方案来管理：在该逻辑或方案中，参数中的至少一些参数、可能全部参数以及可能的其他影响因素如涡流发生器在飞行器上的位置被分配有特定的权重和/或层级，从而确定其对至少一个涡流发生器的致动、可能对至少一个子组或所有涡流发生器的致动的影响。
[0114]
当然，本发明不限于所描述的实施方式。
[0115]
例如，涡流发生器的数目、位置布置和取向通常不受限制。特别地，以上附图中所示的涡流发生器6中的任何涡流发生器可以存在于同一机翼2l、2r上。例如，区域a1至a5和/或b1至b4中的任何一个区域可以包括一排或更多排涡流发生器6，其中，没有涡流发生器相对于螺旋桨滑流的方向成角度，或者涡流发生器6中的一个或更多个涡流发生器相对于螺旋桨滑流的方向成角度。如果设置有成角度的涡流发生器6，则它们可以独立于不成角度的涡流发生器6而被致动，并且反之亦然，等等。
[0116]
附图标记列表
[0117]1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
飞行器
[0118]
21
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
左机翼
[0119]
2r
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
右机翼
[0120]
3机身
[0121]
4螺旋桨推进单元
[0122]
5螺旋桨
[0123]
6涡流发生器
[0124]
7涡流发生器
[0125]
8涡流发生器
[0126]
9尾翼
[0127]
11涡流发生器
[0128]
12电动马达
[0129]
13线缆
[0130]
14杆
[0131]
15筒形件
[0132]
16后缘控制表面
[0133]
17后缘控制表面
[0134]
a1-a5机翼的上表面的位于相应螺旋桨后面的区域
[0135]
b1-b4机翼的上表面的位于螺旋桨之间的区域

技术特征：
1.一种固定翼飞行器(1)，至少包括：-至少一个涡流发生器(6、7、8、11)，所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)能够通过至少一个电动马达(12)在缩回状态与完全伸出状态之间移动穿过所述飞行器(1)的外表面，所述至少一个电动马达(12)专门适于致动所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)；并且所述飞行器(1)包括-电子控制单元(13)，所述电子控制单元(13)适于控制所述至少一个电动马达(12)的操作以用于所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)的致动。2.根据权利要求1所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)包括多个涡流发生器(6、7、8、11)，并且出自所述多个涡流发生器(6、7、8、11)中的至少一个涡流发生器(6、7、8、11)能够被单独致动。3.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)包括多个涡流发生器(6、7、8、11)，并且具有各自出自所述多个涡流发生器(6、7、8、11)中的至少两个涡流发生器(6、7、8、11)的至少一组能够以类似的方式被致动。4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)在每个机翼(2l、2r)上包括多个涡流发生器(6)。5.根据权利要求4所述的飞行器(1)，其中，一个机翼(2l、2r)的所述涡流发生器(6)能够独立于另一机翼(2r、2l)的所述涡流发生器(6)而被致动。6.根据权利要求4至5中的任一项所述的飞行器(1)，其中，一个机翼(2l、2r)的至少两个涡流发生器(6)能够彼此独立地被致动。7.根据权利要求4至6中的任一项所述的飞行器(1)，其中，-在每个机翼(2l、2r)处附接有多个螺旋桨推进单元(4)，-多个具有至少一个涡流发生器(6)的组各自在所述机翼(2l、2r)上定位于至少两个螺旋桨(5)的后面，并且-位于给定螺旋桨滑流中的一组所述涡流发生器(6)能够以与位于不同螺旋桨滑流中的多组所述涡流发生器(6)不同的方式被致动。8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，定位在螺旋桨(5)后面的至少一组涡流发生器(6)中的至少一个涡流发生器(6)的对准相对于由前面的所述螺旋桨(5)产生的螺旋桨滑流的流动方向而偏移、特别地成角度。9.根据权利要求7至8中的任一项所述的飞行器(1)，包括具有各自在所述机翼(2l、2r)上定位成靠近所述螺旋桨(5)的至少一个涡流发生器(6)的至少一组，其中，所述组中的所述涡流发生器(6)能够以与定位在所述螺旋桨(5)后面的多组中的所述涡流发生器(6)不同的方式被致动。10.根据权利要求7至9中的任一项所述的飞行器(1)，包括每机翼(2r、2l)至少三个螺旋桨推进单元(4)。11.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)的致动取决于出自以下一组操作参数中的参数中的至少一者：-所述飞行器(1)的飞行模式和/或操纵；-所述飞行器(1)的速度；-所述飞行器(1)的侧倾角和/或侧倾速率；
‑
所述飞行器(1)的侧滑角；-所述飞行器(1)的迎角；-控制表面(16、17)的偏转程度；-来自飞行员或飞行计算机的控制指令。12.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器(1)，其中，所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)的致动取决于至少一个推进单元(4)的至少一个操作参数。13.根据权利要求12所述的飞行器(1)，其中，所述至少一个操作参数包括出自以下一组操作参数中的至少一个操作参数：-节流阀设定；-螺旋桨转速；-螺旋桨旋转方向；-螺旋桨叶片浆距角；-向推进单元(4)供应的输入功率。14.一种用于操作固定翼飞行器(1)的方法，所述飞行器(1)包括至少一个涡流发生器(6、7、8、11)，所述至少一个涡流发生器(6、7、8、11)能够通过至少一个电动马达(12)在缩回状态与完全伸出状态之间直接被致动，其中，所述电动马达(12)被专门控制以用于至少一个涡流发生器(6、7、8、11)的选择性致动。

技术总结
一种固定翼飞行器(1)，其至少包括至少一个涡流发生器(6、7、8、11)，至少一个涡流发生器能够通过至少一个电动马达(12)在缩回状态与完全伸出状态之间移动穿过飞行器(1)的外表面，至少一个电动马达(12)专门适于致动至少一个涡流发生器(6、7、8、11)，并且该飞行器包括电子控制单元(13)，该电子控制单元适于控制至少一个电动马达(12)的操作以用于至少一个涡流发生器(6、7、8、11)的致动。11)的致动。11)的致动。


技术研发人员：大卫
受保护的技术使用者：蓝色精灵航空公司
技术研发日：2022.01.20
技术公布日：2023/9/22