專利名稱：飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面。所介紹的裝置最適合稱為先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面(ATECS - Advanced Trailing Edge Control Surface),因?yàn)橥ㄟ^(guò)所設(shè)有的運(yùn)動(dòng)學(xué)和新型多功 能的控制面，它具有與簡(jiǎn)單開(kāi)縫式襟翼的機(jī)械基本原理相比明顯擴(kuò)大了 應(yīng)用范圍。
背景技術(shù)：
在現(xiàn)有技術(shù)中已知大量的機(jī)翼后緣襟翼系統(tǒng)，其中首先應(yīng)介紹與本 發(fā)明最相關(guān)的典型的現(xiàn)有技術(shù)。這些現(xiàn)有技術(shù)中最重要的典型代表首先 是簡(jiǎn)單開(kāi)縫式襟翼系統(tǒng)。這種襟翼系統(tǒng)可以用作主要和輔助飛行控制或 者也可以用作組合控制面。此外，這種代表也可以用于側(cè)滾控制、俯仰 控制以及提高上升力。最近的兩篇相關(guān)專利文獻(xiàn)示范性地說(shuō)明產(chǎn)生自適 應(yīng)機(jī)翼的可能性，其設(shè)計(jì)為不僅僅用于"最佳的"工作點(diǎn)。其實(shí)簡(jiǎn)單的開(kāi)縫式襟翼一般情況下是一種通過(guò)旋轉(zhuǎn)軸在空間上確 定的簡(jiǎn)單關(guān)節(jié)軸承結(jié)構(gòu)。如果旋轉(zhuǎn)軸遠(yuǎn)離機(jī)翼斷面下面，那么可以獲得 有利的技術(shù)效果(US4120470):機(jī)翼表面和機(jī)翼曲率在襟翼放出(正襟翼偏轉(zhuǎn)位置)時(shí)變大，由此 顯著地增加上升力。襟翼或控制面進(jìn)入高能的氣流內(nèi)，由此同樣附加提高上升力。但產(chǎn)生一些不利的技術(shù)效果負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置一般情況下是不可能的，因?yàn)榻笠淼那熬壠x斷面 底面上機(jī)翼的包絡(luò)幾何形狀或造成機(jī)翼后桁架區(qū)域內(nèi)明顯的結(jié)構(gòu)空間沖突(取決于旋轉(zhuǎn)點(diǎn)的位置)。經(jīng)常隨著相應(yīng)的上升力損失和很強(qiáng)的阻力增加而在間隙氣流中出現(xiàn) 收縮/發(fā)散的氣流。需要機(jī)械襟翼系統(tǒng)處于氣流中的空氣動(dòng)力學(xué)整流片，與此同時(shí)也形 成附加的阻力。如果旋轉(zhuǎn)軸靠近襟翼的前緣(US2117607、 US2169416; US2276522、 US2836380 、 US2920844; US4015787 、 US4395008; US4471927 、 US4962902; DE1943680、 DE19803421A1、 FR846337; US6601801 )， 那么可以獲得下列有利的技術(shù)效果正和負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置可以通過(guò)更簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)換。這一點(diǎn)對(duì)主要控制面非常重要，因?yàn)檫@些控制面一般情況下必須在 兩個(gè)方向上進(jìn)行偏轉(zhuǎn)(升降舵/副翼/方向舵)。輔助控制面主要用作飛機(jī) 的垂直提升力元件，其通常僅有一個(gè)優(yōu)選的作用方向。然而由于旋轉(zhuǎn)點(diǎn)的該位置存在嚴(yán)重的缺陷高能的氣流不能再環(huán)流 襟翼。高能的氣流在機(jī)翼底面上的繞流具有如下有利的技術(shù)效果決定 性地改善整個(gè)機(jī)翼的分離特性。這個(gè)問(wèn)題通過(guò)在機(jī)翼下面的通風(fēng)襟翼得 以消除(US2117607 )。通過(guò)下部的通風(fēng)襟翼具有靠近機(jī)翼前緣的旋轉(zhuǎn)點(diǎn) 的襟翼也可以利用高能的氣流繞流。巡航中下部通風(fēng)襟翼封閉，以保證 整個(gè)機(jī)翼斷面最小的空氣阻力。這里所述文獻(xiàn)的下部通風(fēng)襟翼一般情況下僅理解為正襟翼偏轉(zhuǎn)位 置設(shè)計(jì)(US2117607、 US2169416)。下部通風(fēng)襟翼與襟翼之間的機(jī)械連 接通過(guò)機(jī)械強(qiáng)制連接或者通過(guò)其他傳動(dòng)裝置實(shí)現(xiàn)。還已知一種襟翼系統(tǒng)(US6601801 )，其具有也可以進(jìn)行負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn) 的下部通風(fēng)襟翼。但所使用的機(jī)械系統(tǒng)相當(dāng)復(fù)雜并具有大量的零件。另一種已知的襟翼系統(tǒng)(DE1943680)既具有下部也具有上部通風(fēng) 襟翼，其可以進(jìn)行正和負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)。這種設(shè)計(jì)的主要缺點(diǎn)是，通風(fēng)襟翼 偏離外部的機(jī)翼斷面輪廓(阻力、噪聲)。在這種情況下它是一種對(duì)稱 和容易卡住的結(jié)構(gòu)，其在兩個(gè)方向上充分利用間隙的有利的技術(shù)效果。許多已知的襟翼系統(tǒng)具有相當(dāng)復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，其由大量的零件組成(US2276522、 US2836380、 US2920844 )，此外使用容易卡住的凸輪 傳動(dòng)裝置(US2836380、 DE1943680、 DE19803421A1 )。此外使用彈簧 件(蓄能器)，其也增加了傳動(dòng)負(fù)荷(US2169416、 US6601801 )。較大 覆蓋面的柔性結(jié)構(gòu)只能有條件地滿足空氣動(dòng)力學(xué)的小公差(US4395008、 US4471927 )。標(biāo)準(zhǔn)的垂直提升力系統(tǒng)僅設(shè)計(jì)用于正襟翼偏轉(zhuǎn)位置，在其上面大多 數(shù)的系統(tǒng)都裝有制動(dòng)襟翼。制動(dòng)襟翼大多通過(guò)本身的傳動(dòng)裝置控制(US4120470 )。也可以進(jìn)行負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)的大多數(shù)方案大多在其上面需要 另一上部密封襟翼(柔性US4395008、 US4471927)或上部通風(fēng)襟翼(剛性DE1943680 )或者彈簧密封(US6601801 )，以避免與上部機(jī)翼 輪廓的幾何形狀沖突。以往還沒(méi)有將上部密封襟翼同時(shí)作為制動(dòng)襟翼使 用的系統(tǒng)，由此可以明顯減少控制面的數(shù)量。自適應(yīng)的機(jī)翼一般情況下需要另外的復(fù)雜的系統(tǒng)，其經(jīng)常與存在的 主要和輔助控制面發(fā)生沖突。需要其他傳動(dòng)裝置、大量的零件、柔性結(jié) 構(gòu)和其他具有需要傳感器的控制回路。所述的兩個(gè)系統(tǒng)典型地用于調(diào)整 整個(gè)機(jī)翼斷面或斷面壓力分布(DE19732953C1、 DE60002851T2 )。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的在于，提供一種機(jī)翼后緣，其中以較低的機(jī)械開(kāi)支和 降低重量的方式在機(jī)翼上實(shí)現(xiàn)主要控制面和輔助控制面。該目的通過(guò)具有權(quán)利要求1所述特征的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面實(shí)現(xiàn)。 依據(jù)本發(fā)明的機(jī)翼后緣有利的實(shí)施形式和進(jìn)一步改進(jìn)在從屬權(quán)利要求 中說(shuō)明。本發(fā)明提供一種飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，具有機(jī)翼、設(shè) 置在機(jī)翼后緣上沿翼展方向伸展并可偏轉(zhuǎn)到不同位置的襟翼、設(shè)置在機(jī) 翼與襟翼之間上面的可回轉(zhuǎn)的密封襟翼和設(shè)置在機(jī)翼與襟翼之間底面 的可回轉(zhuǎn)的通風(fēng)襟翼。依據(jù)本發(fā)明，襟翼既能夠向下偏轉(zhuǎn)正的襟翼偏轉(zhuǎn) 位置，也能夠向上偏轉(zhuǎn)負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，其中在所述襟翼用作控制襟 翼并在負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置和小正襟翼位置之間調(diào)整時(shí)，機(jī)翼斷面在上面通過(guò)所述密封襟翼封閉并在底面通過(guò)所述通風(fēng)襟翼封閉，在所述襟翼用作 增加升力的襟翼并且所述襟翼在小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置和大正襟翼偏轉(zhuǎn)位 置之間調(diào)整時(shí)，所述通風(fēng)襟翼釋放從所述機(jī)翼底面向所述襟翼上面的氣 流并且所述密封襟翼移開(kāi)預(yù)定的間隙以便從所述襟翼上面釋放排出氣 流。依據(jù)本發(fā)明先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面的一種優(yōu)選實(shí)施方式，密封襟翼的 后端能向上回轉(zhuǎn)以便密封襟翼用作制動(dòng)襟翼。依據(jù)本發(fā)明先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面的另一種優(yōu)選實(shí)施方式，密封襟翼 由襟翼強(qiáng)制引導(dǎo)。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，設(shè)有襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)，其包括設(shè)置 在機(jī)翼與襟翼之間的回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)?；剞D(zhuǎn)關(guān)節(jié)的旋轉(zhuǎn)點(diǎn)優(yōu)選定位為，使得所述襟翼在負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置 中不偏離所述機(jī)翼斷面輪廓并在所述襟翼的正襟翼偏轉(zhuǎn)位置中明顯增 大表面和曲率。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，用于所述襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)的傳動(dòng)裝 置通過(guò)線性移動(dòng)關(guān)節(jié)形成，所述線性移動(dòng)關(guān)節(jié)與所述機(jī)翼和所述襟翼連 接。移動(dòng)關(guān)節(jié)優(yōu)選包括促動(dòng)器。促動(dòng)器液壓地(液力促動(dòng)器)或者機(jī)械地(主軸傳動(dòng)裝置)工作。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，通風(fēng)襟翼由襟翼強(qiáng)制引導(dǎo)或者與 襟翼機(jī)械強(qiáng)制連接。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，設(shè)有通風(fēng)襟翼機(jī)構(gòu)，其中通風(fēng)襟 翼通過(guò)杠桿機(jī)構(gòu)連接于機(jī)翼，所述杠桿機(jī)構(gòu)支承在固定軸承上并包括兩 個(gè)杠桿。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，具有密封襟翼機(jī)構(gòu)，其中密封襟 翼由襟翼強(qiáng)制引導(dǎo)。在密封襟翼機(jī)構(gòu)中優(yōu)選的是，密封襟翼通過(guò)杠桿機(jī)構(gòu)由襟翼強(qiáng)制引導(dǎo)，所述杠桿機(jī)構(gòu)在固定軸承附近通過(guò)第二軸承與襟翼連接并且在第四 軸承附近通過(guò)第三軸承與密封襟翼連接。杠桿機(jī)構(gòu)包括連桿且將密封襟翼與襟翼連接，并且杠桿機(jī)構(gòu)形成四 連桿機(jī)構(gòu)。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，第四軸承參與密封襟翼用作制動(dòng) 襟翼時(shí)的運(yùn)動(dòng)。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，上部密封襟翼上設(shè)有另一個(gè)軸 承，促動(dòng)器與所述軸承連接以便操作用作制動(dòng)襟翼的密封襟翼。所述另 一個(gè)軸承優(yōu)選設(shè)置在與第四軸承共用的旋轉(zhuǎn)軸上。特別地密封襟翼機(jī)構(gòu)構(gòu)成為，使得在襟翼的小正襟翼角直至所有負(fù) 襟翼角之間避免襟翼與密封襟翼之間沖突并且密封襟翼在全部上述區(qū) 域內(nèi)相對(duì)于襟翼密封。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，在襟翼用作提高上升力部件且襟 翼在較大正襟翼偏轉(zhuǎn)位置時(shí)，上部密封襟翼為了產(chǎn)生收縮空氣動(dòng)力學(xué)間 隙通過(guò)繞第四軸承轉(zhuǎn)動(dòng)向下下降。在上部密封襟翼(與固定機(jī)翼l相關(guān))的絕對(duì)制動(dòng)襟翼偏轉(zhuǎn)位置與 襟翼的襟翼偏轉(zhuǎn)角之間的功能相關(guān)性優(yōu)選通過(guò)飛機(jī)控制計(jì)算機(jī)上的相 應(yīng)控制進(jìn)行。依據(jù)本發(fā)明 一種優(yōu)選的實(shí)施方式，為制動(dòng)襟翼功能所設(shè)有的促動(dòng)器 裝置通過(guò)另 一個(gè)軸承使元件繞軸承在一個(gè)環(huán)形軌跡上運(yùn)動(dòng)，從而由第四 關(guān)節(jié)和另一個(gè)關(guān)節(jié)形成的復(fù)式關(guān)節(jié)同樣在該環(huán)形軌跡上運(yùn)動(dòng)。制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)優(yōu)選基本上與上部密封襟翼機(jī)構(gòu)分開(kāi)。制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)也可以不與運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)一體化，而是單獨(dú)設(shè)置。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，所有軸承均是簡(jiǎn)單的回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，結(jié)構(gòu)基本上只由桿和框架組成。依據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，對(duì)襟翼的圓柱形的運(yùn)動(dòng)采用三維 結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)。依據(jù)本發(fā)明另一種優(yōu)選的實(shí)施方式，對(duì)襟翼的圓錐運(yùn)動(dòng)采用三維結(jié) 構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)。先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面可以用作主要控制面。先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面可以用作輔助控制面。先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面可以用作自適應(yīng)的機(jī)翼部件。依據(jù)本發(fā)明的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面可有利地應(yīng)用在具有大起飛重 量的現(xiàn)代化客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)上。有利的是，依據(jù)本發(fā)明的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面的特征在于重量輕、 可靠性高、零件數(shù)量少和結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。以最好的方式實(shí)現(xiàn)對(duì)先進(jìn)機(jī)翼后緣 控制面方案的綜合要求。此外，取消傳統(tǒng)垂直提升力系統(tǒng)的全部支承結(jié) 構(gòu)和運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)?？諝鈩?dòng)力學(xué)的整流片在這種先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面上明顯 變小，由此對(duì)整個(gè)飛行產(chǎn)生經(jīng)濟(jì)上的優(yōu)點(diǎn)(減少阻力、降低燃料成本)。


下面借助于附圖詳細(xì)說(shuō)明依據(jù)本發(fā)明的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面的實(shí)施例。其中圖l示出依據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的整個(gè)先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面示意 性的側(cè)剖視圖；圖2示出依據(jù)本發(fā)明的該實(shí)施例的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面中所包括的 襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)示意側(cè)剖視圖；圖3示出依據(jù)本發(fā)明的該實(shí)施例的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面中所包括的 下部通風(fēng)襟翼機(jī)構(gòu)示意側(cè)剖視圖；圖4示出依據(jù)本發(fā)明的該實(shí)施例的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面中所包括的 上部密封襟翼機(jī)構(gòu)示意側(cè)剖視圖；圖5示出依據(jù)本發(fā)明的該實(shí)施例的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面中所包括的制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)示意側(cè)剖視圖；圖6a)至e)分別示出依據(jù)本發(fā)明機(jī)翼后緣具有不同襟翼調(diào)整位置的 示意圖；以及圖7a)至c)分別示出依據(jù)本發(fā)明機(jī)翼后緣具有用作制動(dòng)襟翼功能的 上部密封襟翼不同調(diào)整位置的示意圖。
具體實(shí)施方式
圖l整體上示意性示出飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面。使用下 面的命名法以便理解運(yùn)動(dòng)草圖。各個(gè)運(yùn)動(dòng)元件都進(jìn)行標(biāo)號(hào)并且兩個(gè)部件 之間的連接元件總是通過(guò)相應(yīng)元件的兩個(gè)標(biāo)號(hào)標(biāo)注(例如元件1和元 件5通過(guò)回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)15連接，類似地可以得到其他連接元件的標(biāo)號(hào))。先 進(jìn)機(jī)翼后緣控制面包括機(jī)翼1以及設(shè)置在機(jī)翼1后緣上沿翼展方向伸展 且可調(diào)整到不同偏轉(zhuǎn)位置的襟翼4，其既可以用作控制襟翼也可以用作 提高提升力的襟翼。這種襟翼在下面僅簡(jiǎn)稱為"襟翼"。但在這種情況 下，不再進(jìn)行傳統(tǒng)意義上的控制面(主要控制面)與垂直提升力部件(輔 助控制面)之間的嚴(yán)格區(qū)分，因?yàn)檫@兩種功能或多或少相互交融過(guò)渡。 在機(jī)翼1與襟翼4之間的上面上設(shè)置有可回轉(zhuǎn)的密封襟翼7并在機(jī)翼1 與襟翼4之間的底面上同樣設(shè)置有可回轉(zhuǎn)的通風(fēng)襟翼5。如下面將詳細(xì)描述的圖6a)至6e)所示，襟翼4 (為了清楚的目的在 圖6a)至6e)中去掉了附圖標(biāo)記，可以參照?qǐng)Dl至5中的附圖標(biāo)記)既 可以向下偏轉(zhuǎn)正的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，也可以向上偏轉(zhuǎn)負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置。 當(dāng)襟翼4用作控制襟翼并且在負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置(圖6b))和小正襟翼 偏轉(zhuǎn)位置(圖6d))之間偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼斷面在上面通過(guò)密封襟翼7封閉 并在底面通過(guò)通風(fēng)襟翼5封閉。當(dāng)襟翼4用作增加上升力的襟翼并且在 小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置(圖6d))和大正襟翼偏轉(zhuǎn)位置(圖6e))之間偏轉(zhuǎn) 時(shí)，通風(fēng)襟翼5釋放從機(jī)翼1底面向襟翼4上面的氣流并且密封襟翼7 移開(kāi)預(yù)定的間隙以便從襟翼4上面釋放排出氣流。因?yàn)橄冗M(jìn)機(jī)翼后緣控制面的機(jī)構(gòu)在整個(gè)圖示中基本不能清楚地看 出，所以在圖2至5中將整個(gè)機(jī)構(gòu)分成四個(gè)分機(jī)構(gòu)。四個(gè)分機(jī)構(gòu)為襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)、下部通風(fēng)襟翼機(jī)構(gòu)、上部密封襟翼機(jī)構(gòu)和制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)。所 述各個(gè)機(jī)構(gòu)全部在圖1中示出。圖2所示的襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)基本上是一個(gè)簡(jiǎn)單的鉸鏈關(guān)節(jié)，也就是說(shuō)， 僅需一個(gè)回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)14，其表示在機(jī)翼1與襟翼4之間的連接。機(jī)翼1 從運(yùn)動(dòng)學(xué)的角度上看表示固定框架。旋轉(zhuǎn)點(diǎn)14定位為，使得襟翼4在 負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置不偏離機(jī)翼斷面輪廓，但在襟翼4的正襟翼偏轉(zhuǎn)位置仍 可實(shí)現(xiàn)盡可能大的表面增加和曲率增加。傳動(dòng)裝置通過(guò)線性移動(dòng)關(guān)節(jié)23實(shí)現(xiàn)，其可轉(zhuǎn)動(dòng)地安裝于機(jī)翼1和 襟翼4的相應(yīng)促動(dòng)器件的端部上。促動(dòng)器由部件2和3組成并可以液壓 地(液力促動(dòng)器)或者機(jī)械地(主軸傳動(dòng)裝置)工作。圖3示意性示出通風(fēng)襟翼機(jī)構(gòu)的原理?？梢钥吹焦潭C(jī)翼l及固定 軸承15和14。襟翼4和通風(fēng)襟翼5連接于機(jī)翼1。雖然通風(fēng)襟翼5的 功能前面已經(jīng)論述，但下面再次筒要地介紹。通風(fēng)襟翼的功能包括允許 襟翼4更大的襟翼角一一如參照?qǐng)D6e)，可以利用高能的空氣充分繞流 襟翼4，以便增加升力并減緩氣流的分離特性。通風(fēng)襟翼5由襟翼4強(qiáng)制引導(dǎo)或與襟翼4機(jī)械強(qiáng)制連接，也就是說(shuō)， 這兩個(gè)元件之間存在明確的功能相關(guān)性。機(jī)械連接通過(guò)筒單的桿6實(shí)現(xiàn)。 所有軸承在二維草圖中都是簡(jiǎn)單的回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)，類似地在這種情況下在三 維結(jié)構(gòu)中可以是其他關(guān)節(jié)，例如具有三個(gè)旋轉(zhuǎn)自由度的萬(wàn)向球關(guān)節(jié)。機(jī) 械原理在三維空間中保持不變，因此其釆用二維圖就足以示出。因此回 轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)15、 14、 56和46在二維圖示中是簡(jiǎn)單的回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)。這意味著強(qiáng) 制連接可以通過(guò)最簡(jiǎn)單的機(jī)構(gòu)(四連桿機(jī)構(gòu))實(shí)現(xiàn)。在襟翼4的較大的正襟翼角，參照?qǐng)D6e)，下部通風(fēng)襟翼5朝向機(jī) 翼輪廓的方向打開(kāi)到規(guī)定的張開(kāi)角。通風(fēng)襟翼5的尺寸和張開(kāi)角通過(guò)空 氣動(dòng)力學(xué)的邊緣條件確定(最大提升力、最小空氣阻力、低噪聲發(fā)射等)。在襟翼4的較小正襟翼角和所有負(fù)襟翼角，通風(fēng)襟翼5幾乎保持在 其額定位置上。額定位置在這種情況下通過(guò)巡航中的斷面輪廓表明特 征。也就是說(shuō)，在襟翼4從小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置到大負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置的范 圍內(nèi)由于傳動(dòng)裝置(上述的四連桿機(jī)構(gòu))有利的技術(shù)設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)"準(zhǔn)"休息狀態(tài)。此外在襟翼4從小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置到大負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置范圍 內(nèi)，保證通風(fēng)襟翼相對(duì)于襟翼4完全密封，從而斷面輪廓始終有利于氣 流(減少空氣阻力)并避免棱邊、斷面輪廓轉(zhuǎn)移、背風(fēng)面渦流區(qū)的形式 的有害噪聲源。圖4示意示出密封襟翼機(jī)構(gòu)的原理?？梢钥闯龉潭C(jī)翼l及固定軸 承14。機(jī)翼1上連接有襟翼4。當(dāng)上部密封襟翼7不用作制動(dòng)襟翼功能 時(shí)，軸承79僅相對(duì)于機(jī)翼1固定。軸承79和另一個(gè)軸承910 (參見(jiàn)圖 5)處于一個(gè)共用的旋轉(zhuǎn)軸上，從而在這種情況下形成一種復(fù)式關(guān)節(jié)。 為了更好地理解，首先假定軸承79相對(duì)于機(jī)翼1固定。下面詳細(xì)介紹上部密封襟翼7的功能。由于要求允許襟翼4負(fù)襟翼 偏轉(zhuǎn)位置，所以需要抬起上部機(jī)翼輪廓或在客機(jī)上部機(jī)翼輪廓上的制動(dòng) 襟翼，以避免密封襟翼7 (密封襟翼7同時(shí)也是制動(dòng)襟翼，參見(jiàn)后面的 詳細(xì)介紹)與襟翼4沖突。在襟翼4的小正襟翼角，參照?qǐng)D6d)，直至所有負(fù)襟翼角，參照?qǐng)D 6b)，襟翼4與密封襟翼7之間不得發(fā)生沖突，此外，襟翼4和密封襟 翼7必須在全部上述的范圍內(nèi)保持密封，以便保持盡可能小的流動(dòng)阻力。在襟翼4用作提高上升力部件并且襟翼4處于較大的正襟翼偏轉(zhuǎn)位 置時(shí)，參照?qǐng)D6e),始終需要收縮空氣動(dòng)力學(xué)間隙。因此在襟翼4的較 大正襟翼偏轉(zhuǎn)位置，參照?qǐng)D6e)，上部密封襟翼7向下下降(繞軸承79 轉(zhuǎn)動(dòng))，從而保持流動(dòng)橫截面收縮。此外在該襟翼角范圍內(nèi)，始終精確 地保持密封襟翼7的后端與襟翼4的斷面輪廓之間空氣動(dòng)力學(xué)的間隙尺 寸。這一點(diǎn)在目前所要求的空氣動(dòng)力學(xué)公差中沒(méi)有任何已知的控制可以 實(shí)現(xiàn)，因此需要襟翼4與密封襟翼7之間的機(jī)械強(qiáng)制連接，這一點(diǎn)特別 適用于襟翼4的著陸位置。最簡(jiǎn)單的解決方案也傾向于這種強(qiáng)制連接，因此所述的所有要求均 通過(guò)上述四連桿機(jī)構(gòu)(軸承79、 78、 48、 14)有利的設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。機(jī)械 連桿8連接密封襟翼7和襟翼4。制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)機(jī)械上幾乎完全與襟翼機(jī)構(gòu)分開(kāi)工作，僅僅在上部密 封襟翼7 (與固定機(jī)翼1相關(guān))的絕對(duì)制動(dòng)襟翼偏轉(zhuǎn)位置與襟翼4的襟翼偏轉(zhuǎn)角之間存在功能相關(guān)性，該功能相關(guān)性通過(guò)飛機(jī)控制計(jì)算機(jī)上的 相應(yīng)控制考慮。這種控制并不影響密封襟翼機(jī)構(gòu)(除了在故障情況下)， 因?yàn)樵谥苿?dòng)襟翼模式內(nèi)隨著相應(yīng)的提升力損失和空氣阻力的增加取消 了空氣動(dòng)力學(xué)間隙尺寸。正常的制動(dòng)襟翼功能因此可以不變地通過(guò)其他傳動(dòng)裝置(元件10和 11)產(chǎn)生，而不影響下部嵌板(通風(fēng)襟翼)5和上部嵌板(密封襟翼)7 前面所述的機(jī)構(gòu)的功能。典型的制動(dòng)襟翼尤其可用作空氣制動(dòng)器、提升力 消除器、側(cè)滾控制和機(jī)翼減荷。圖5示出附加的運(yùn)動(dòng)元件，其也可以允許上部密封襟翼7實(shí)現(xiàn)制動(dòng) 襟翼功能。因此上部密封襟翼也用作制動(dòng)襟翼。此外制動(dòng)襟翼功能通過(guò) 自身的傳動(dòng)裝置執(zhí)行。促動(dòng)器裝置由部件10 (促動(dòng)器)和11 (促動(dòng)器 桿)組成并可以液壓地(液力促動(dòng)器)和機(jī)械地(主軸傳動(dòng)裝置)工作。 制動(dòng)襟翼功能的促動(dòng)器裝置通過(guò)軸承910使元件9繞軸承19在環(huán)形軌 跡上運(yùn)動(dòng)。元件9在環(huán)形軌跡上的運(yùn)動(dòng)使得復(fù)式關(guān)節(jié)79同樣在該環(huán)形 軌跡上運(yùn)動(dòng)。因此密封襟翼7在其用作制動(dòng)襟翼時(shí)可以在四連桿機(jī)構(gòu) 48、 78、 79和19的連桿上運(yùn)動(dòng)。軸承19以有利的方式定位，使得其不 與機(jī)翼l出現(xiàn)沖突。如果需要，制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)可以不與運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)一體化，而是單獨(dú)設(shè)置， 這在外部機(jī)翼區(qū)域內(nèi)可以作為副翼。在襟翼4的負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置和小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置，機(jī)翼斷面形狀完 全密封(通過(guò)下部通風(fēng)襟翼5和上部密封襟翼7并有利于氣流，由此形 成有利的阻力系數(shù)而不產(chǎn)生增加噪聲發(fā)射的渦流(參見(jiàn)圖6a)至6e): TAB -20。、 A/B 0o; TAB -50、 A/B 0o; TAB 0。、 A/B 0o; TAB 50、 A/B 0o )?？諝鈩?dòng)力學(xué)的襟翼間隙通過(guò)與襟翼4的機(jī)械強(qiáng)制連接精確保持，不 需要用于保持襟翼間隙(空氣動(dòng)力學(xué)的氣隙公差)的綜合控制回路。僅 襟翼4的促動(dòng)器(促動(dòng)器體2和促動(dòng)器桿3)實(shí)現(xiàn)這些功能。在襟翼4 的較大正襟翼角，下部通風(fēng)襟翼5回轉(zhuǎn)到機(jī)翼斷面輪廓內(nèi)并實(shí)現(xiàn)襟翼4 有利的繞流。上部密封襟翼7從襟翼4的較大襟翼角開(kāi)始不再用作密封 件，而是必須精確保持空氣動(dòng)力學(xué)的流動(dòng)收縮和空氣動(dòng)力學(xué)的間隙尺 寸，參見(jiàn)圖6e): TAB 35。、 A/B 0。。下部通風(fēng)襟翼5由連接桿6和8穿過(guò)或支承結(jié)構(gòu)向機(jī)翼1伸展的區(qū) 域安裝空氣動(dòng)力學(xué)的整流片(Fairings )。利用依據(jù)本發(fā)明的機(jī)翼后緣既可以實(shí)現(xiàn)主要飛行控制也可以實(shí)現(xiàn) 輔助的飛行控制。也就是說(shuō)，可以實(shí)現(xiàn)主要控制面的高調(diào)節(jié)速度。依據(jù)本發(fā)明的機(jī)翼后緣可以用作自適應(yīng)的機(jī)翼，通過(guò)小正或負(fù)穩(wěn)定 態(tài)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，可以為各個(gè)飛行高度(密度、溫度等)、負(fù)荷狀態(tài) 和飛行速度始終調(diào)整到經(jīng)濟(jì)上最有利的工作點(diǎn)。在小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置和 所有負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置，機(jī)翼斷面輪廓保持封閉(除了在制動(dòng)襟翼模式下) 并且斷面輪廓保持空氣動(dòng)力學(xué)上有利的流動(dòng)。在傳統(tǒng)的輔助提升力系統(tǒng) 中，這一點(diǎn)一般情況下不可能，因?yàn)椴荒軐?shí)現(xiàn)負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置。為了更好理解，圖7a)至c)以不同的配置示出在這里作為制動(dòng)襟翼 作用的上部密封襟翼7的制動(dòng)襟翼模式(TAB-20°、 A/B40°; TAB 0°、 A/B40。； TAB 35°、 A/B 40o )。作為補(bǔ)充需要指出的是，"包括"不排除其他元件或步驟并且"一 個(gè)"不排除多數(shù)。此外需要指出的是，參照上面的實(shí)施例介紹的特征和 步驟也可與上述其他實(shí)施例的其他特征或者步驟相組合使用。權(quán)利要求 書(shū)中的附圖標(biāo)記不應(yīng)視為限制。附圖標(biāo)記 1機(jī)翼2促動(dòng)器體 3促動(dòng)器桿 4襟翼 5通風(fēng)襟翼 6桿7密封襟翼 8連桿 9連桿 10促動(dòng)器桿 11促動(dòng)器體 12固定軸承 14固定軸承 15固定軸承 19軸承 23連桿 34軸承 46回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié) 48第二軸承 56回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié) 78第三軸承 79第四軸承111固定軸承，回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié) 910軸承 1011連桿
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，具有機(jī)翼(1)、設(shè)置在機(jī)翼(1)后緣上沿翼展方向伸展且可偏轉(zhuǎn)到不同位置的襟翼(4)、設(shè)置在所述機(jī)翼(1)與所述襟翼(4)之間上面的可回轉(zhuǎn)的密封襟翼(7)和設(shè)置在所述機(jī)翼(1)與所述襟翼(4)之間底面的可回轉(zhuǎn)的通風(fēng)襟翼(5)，其特征在于，所述襟翼(4)既能夠向下偏轉(zhuǎn)正的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，也能夠向上偏轉(zhuǎn)負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，其中在所述襟翼(4)用作控制襟翼并在負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置和小正襟翼位置之間調(diào)整時(shí)，機(jī)翼斷面在上面通過(guò)所述密封襟翼(7)封閉并在底面通過(guò)所述通風(fēng)襟翼(5)封閉，在所述襟翼(4)用作提高升力的襟翼并且所述襟翼(4)在小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置和大正襟翼偏轉(zhuǎn)位置之間調(diào)整時(shí)，所述通風(fēng)襟翼(5)釋放從所述機(jī)翼(1)底面向所述襟翼(4)上面的氣流并且所述密封襟翼(7)移開(kāi)預(yù)定的間隙以便從所述襟翼(4)上面釋放排出氣流。
2. 如權(quán)利要求1所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所述 密封襟翼(7 )的后端能向上回轉(zhuǎn)以便所述密封襟翼(7)用作制動(dòng)襟翼。
3. 如權(quán)利要求1或2所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所 述密封襟翼(7)由所述襟翼(4)強(qiáng)制引導(dǎo)。
4. 如權(quán)利要求1、 2或3所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于， 設(shè)有襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)，其包括設(shè)置在機(jī)翼(1)與襟翼(4)之間的回轉(zhuǎn)關(guān) 節(jié)(14)。
5. 如權(quán)利要求l、 2、 3或4所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在 于，所述回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)(14)的旋轉(zhuǎn)點(diǎn)定位為，使得所述襟翼(4)在負(fù)的 襟翼偏轉(zhuǎn)位置中不偏離所述機(jī)翼斷面輪廓并在所述襟翼(4)的正襟翼 偏轉(zhuǎn)位置中明顯增大表面和曲率。
6. 如權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征 在于，用于所述襟翼引導(dǎo)機(jī)構(gòu)的傳動(dòng)裝置通過(guò)線性移動(dòng)關(guān)節(jié)(23 )形成， 所述線性移動(dòng)關(guān)節(jié)與所述機(jī)翼(1)和所述襟翼(4)連接。
7. 如權(quán)利要求6所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所述移動(dòng)關(guān)節(jié)(23)包括促動(dòng)器(2、 3)。
8. 如權(quán)利要求7所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所述 促動(dòng)器(2、 3)液壓地(液力促動(dòng)器)或者機(jī)械地(主軸傳動(dòng)裝置)工 作。
9. 如權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征 在于，所述通風(fēng)襟翼(5)由襟翼(4)強(qiáng)制引導(dǎo)或者與襟翼(4)機(jī)械 強(qiáng)制連接。
10. 如權(quán)利要求9所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，設(shè)有 通風(fēng)襟翼機(jī)構(gòu)，其中所述通風(fēng)襟翼(5)通過(guò)杠桿機(jī)構(gòu)連接于所述機(jī)翼(1),所述杠桿機(jī)構(gòu)支承在固定軸承(15)和(14)上并包括兩個(gè)杠桿 (桿5、 6)。
11. 如權(quán)利要求1至10中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特 征在于，具有密封襟翼機(jī)構(gòu)，其中所述密封襟翼(7)由所述襟翼(4) 強(qiáng)制引導(dǎo)。
12. 如權(quán)利要求ll所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，在所 述密封襟翼機(jī)構(gòu)中，所述密封襟翼(7)通過(guò)杠桿機(jī)構(gòu)由襟翼(4)強(qiáng)制 引導(dǎo)，所述杠桿機(jī)構(gòu)在固定軸承(14)附近通過(guò)第二軸承(48)與襟翼(4)連接并且在第四軸承(79)附近通過(guò)第三軸承(78)與密封襟翼 (7)連接。
13. 如權(quán)利要求12所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所述 杠桿機(jī)構(gòu)包括連桿(8)且將所述密封襟翼(7)與所述襟翼(4)連接， 并且所述杠桿機(jī)構(gòu)形成四連桿機(jī)構(gòu)(軸承79、 78、 48、 14)。
14. 如權(quán)利要求12或13所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于， 所述第四軸承(79)參與所述密封襟翼(7)用作制動(dòng)襟翼時(shí)的運(yùn)動(dòng)。
15. 如權(quán)利要求13或14所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于， 在所述上部密封襟翼(7)上設(shè)有另一個(gè)軸承(910),促動(dòng)器(10、 11)與所述軸承連接以便操作用作制動(dòng)襟翼的所述密封襟翼(7)。
16. 如權(quán)利要求15所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所述 另一個(gè)軸承(910)設(shè)置在與第四軸承(79)共用的旋轉(zhuǎn)軸上。
17. 如權(quán)利要求11至16中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其 特征在于，所述密封襟翼機(jī)構(gòu)構(gòu)成為，使得在所述襟翼(4)的小正襟 翼角直至所有負(fù)襟翼角之間避免所述襟翼(4)與所述密封襟翼(7)之 間沖突并且所述密封襟翼(7)在全部上述區(qū)域內(nèi)相對(duì)于所述襟翼(4) 密封。
18. 如權(quán)利要求17所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，在所 述襟翼(4)用作提高上升力部件且所述襟翼(4)在較大正襟翼偏轉(zhuǎn)位 置時(shí)，所述上部密封襟翼(7)為了產(chǎn)生收縮空氣動(dòng)力學(xué)間隙通過(guò)繞所 述第四軸承(79)轉(zhuǎn)動(dòng)向下下降。
19. 如權(quán)利要求11至18中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其 特征在于，在所述上部密封襟翼(7)(與固定機(jī)翼1相關(guān))的絕對(duì)制動(dòng) 襟翼偏轉(zhuǎn)位置與所述襟翼(4)的襟翼偏轉(zhuǎn)角之間的功能相關(guān)性通過(guò)飛 機(jī)控制計(jì)算機(jī)上的相應(yīng)控制進(jìn)行。
20. 如權(quán)利要求11至19中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其 特征在于，為制動(dòng)襟翼功能所設(shè)有的促動(dòng)器裝置(10、 ll)通過(guò)另一個(gè) 軸承(910)使所述元件(9)繞軸承(19)在一個(gè)環(huán)形軌跡上運(yùn)動(dòng)，從 而由第四關(guān)節(jié)(79)和另一個(gè)關(guān)節(jié)(910)形成的復(fù)式關(guān)節(jié)同樣在所述 環(huán)形軌跡上運(yùn)動(dòng)。
21. 如權(quán)利要求11至20中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其 特征在于，所述制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)基本上與所述上部密封襟翼機(jī)構(gòu)分開(kāi)。
22. 如權(quán)利要求11至14中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其 特征在于，所述制動(dòng)襟翼機(jī)構(gòu)不與運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)一體化，而是單獨(dú)設(shè)置。
23.如權(quán)利要求1至22中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征在于，所有軸承均是簡(jiǎn)單的回轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)。
24. 如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征 在于，結(jié)構(gòu)基本上只由桿和框架組成。
25. 如權(quán)利要求1至24中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特 征在于，對(duì)所述襟翼(4)的圃柱形的運(yùn)動(dòng)采用三維結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)。
26. 如權(quán)利要求1至24中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特 征在于，對(duì)所述襟翼(4)的圓錐運(yùn)動(dòng)采用三維結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)。
27. 如權(quán)利要求1至26中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特 征在于，所述先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面用作主要控制面。
28. 如權(quán)利要求1至26中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特 征在于，所述先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面用作輔助控制面。
29. 如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征 在于，所述先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面用作自適應(yīng)的機(jī)翼部件。
30. 如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其特征 在于，所述機(jī)翼后緣應(yīng)用在具有大起飛重量的客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)上。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)翼上的先進(jìn)機(jī)翼后緣控制面，其具有機(jī)翼(1)、設(shè)置在機(jī)翼(1)后緣上沿翼展方向上伸展且可調(diào)整到不同偏轉(zhuǎn)位置的襟翼(4)、設(shè)置在機(jī)翼(1)與襟翼(4)之間上面的可回轉(zhuǎn)的密封襟翼(7)和設(shè)置在機(jī)翼(1)與襟翼(4)之間底面的可回轉(zhuǎn)的通風(fēng)襟翼(5)。依據(jù)本發(fā)明，襟翼(4)既可以向下調(diào)整到正的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，也可以向上調(diào)整到負(fù)的襟翼偏轉(zhuǎn)位置，其中在襟翼(4)用作控制襟翼并且在負(fù)襟翼偏轉(zhuǎn)位置和小正襟翼位置之間調(diào)整時(shí)，機(jī)翼斷面在上面通過(guò)密封襟翼(7)封閉并在底面通過(guò)通風(fēng)襟翼封閉，在襟翼(4)用作提高上升力的襟翼并且襟翼(4)在小正襟翼偏轉(zhuǎn)位置和大正襟翼偏轉(zhuǎn)位置之間調(diào)整時(shí)，通風(fēng)襟翼(5)釋放從機(jī)翼(1)底面向襟翼(4)上面的氣流并且密封襟翼(7)移開(kāi)預(yù)定的間隙以便從襟翼(4)上面釋放排出氣流。
文檔編號(hào)B64C21/02GK101267980SQ200680034909
公開(kāi)日2008年9月17日 申請(qǐng)日期2006年9月18日 優(yōu)先權(quán)日2005年9月23日
發(fā)明者丹尼爾·雷克策, 伯恩哈德·賴納·施利普夫, 呂克·安德烈亞尼, 馬克·薩克利夫 申請(qǐng)人:空中客車德國(guó)有限公司