CN101678893B

CN101678893B - 飞行器

Info

Publication number: CN101678893B
Application number: CN2008800134494A
Authority: CN
Inventors: 格尔德·塞润
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus SAS
Priority date: 2007-04-24
Filing date: 2008-04-24
Publication date: 2013-05-22
Anticipated expiration: 2028-04-24
Also published as: CA2682680C; ATE492468T1; BRPI0811030A2; WO2008129074B1; US20100116928A1; DE602008004136D1; CA2682680A1; US8408499B2; EP2148813B1; WO2008129074A1; RU2009140962A; CN101678893A; EP2148813A1

Abstract

本发明提供了一种飞行器，包括：机身(8)；安装到机身(8)的机翼(1)；和用于操纵飞行器的襟翼(2；3)。此外，连接装置(18；79)将襟翼(2；3)以关节的方式连接到机翼(1)，使得允许襟翼(2；3)在收回位置(I)与伸出位置(II)之间绕着大致平行于机翼(1)的后缘或前缘(4；5)的旋转轴线(28；82)旋转，并允许所述襟翼沿着大致平行于旋转轴线(28；82)的方向(54a；98)平移。杆(43；95)将襟翼(2；3)以关节的方式连接到机翼(1)或机身(8)，其中杆(43；95)限定襟翼(2；3)沿着与旋转轴线(28；82)平行的方向(55a；98)进行平移。因此，利用本发明，襟翼(2；3)沿着与旋转轴线(28；82)平行的方向(55a；98)作用的力可以由杆(43；95)来承担。因此，无需使用定位轴承，所述定位轴承由于定位轴承沿着与飞行器的飞行方向(12)大致垂直的方向比较大的尺寸而具有负面航空动力效应。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器。

背景技术

虽然可用在任何飞行器中，本发明及其基于的问题将参照飞行器更详细地说明。

多数飞行器具有连接到所述飞行器的机翼的一个或多个着陆襟翼。着陆襟翼具有收回位置和伸出位置，在所述收回位置，所述着陆襟翼装载在机翼下面，在所述伸出位置，所述着陆襟翼向下弯曲进入到空气流内以产生对飞行器额外的升力。襟翼绕着与机翼的后缘大致平行延伸的旋转轴线在收回位置与伸出位置之间旋转。通常，旋转轴线由将襟翼以关节的方式连接到机翼的多个轴承限定。轴承通常布置在机翼下的整流器内。由于横向(即，大致远离飞行器的机身或朝向所述机身)作用在襟翼上的航空动力载荷和其它力，轴承中的一个通常被构造成为定位轴承，而其它轴承被构造成为非定位轴承。定位轴承防止襟翼沿横向方向相对于机翼运动。

这种定位轴承需要承担高弯曲力矩。因此，所述定位轴承的尺寸必须被形成地相对较大，这也导致所述定位轴承的整流器沿机翼的横向方向比较大。这增加了对飞行器的气动阻力。这还具有多种负面影响，诸如例如增加飞行器的油耗。

发明内容

因此，本发明的一个目的在于提供一种飞行器，其中：可以减小由定位轴承的相对较大整流器产生的阻力。

根据本发明，这个目标通过具有以下特征的飞行器实现。

根据本发明，提供了一种飞行器，包括：机身；安装到机身的翼面；和用于操纵飞行器的襟翼。连接装置将襟翼以关节的方式连接到翼面，使得允许襟翼在收回位置与伸出位置之间绕着大致平行于翼面的后缘或前缘的旋转轴线旋转，并允许所述襟翼沿着大致平行于旋转轴线的方向平移。杆将襟翼以关节的方式连接到翼面或机身，其中杆限定襟翼沿着与旋转轴线大致平行的方向进行平移。

本发明基于的思想在于提供使襟翼相对于翼面旋转的连接装置和限定襟翼沿着平行于旋转轴线的方向进行平移的杆，其中连接装置与杆空间分离。因此，杆承受基本沿与旋转轴线平行的方向(即，例如如前面所述的襟翼的横向方向)作用的载荷。因此，在连接装置中基本上没有产生弯曲力矩，并且可以将所述连接装置的尺寸形成得更小。这又减小了整流器的尺寸，其中优选地布置连接装置。因此，减小了飞行器的气动阻力，从而又使飞行器的油耗减小。

在本发明中，“平移”表示沿着与旋转轴线大致平行的方向的襟翼运动。“襟翼的平移”也可以仅表示襟翼的分量运动。例如，襟翼可以具有沿相对于旋转轴线的径向方向的另一个分量运动。

对于本发明，“杆”是指刚性连杆。优选地，刚性连杆具有稍长形状，所述稍长形状具有沿连杆的长度大致恒定的横截面。

根据本发明，“杆限定平移”表示：在收回位置与伸出位置(并且包括)之间的任何位置处，杆防止襟翼在诸如来自作用在襟翼上的襟翼致动器的内部载荷和诸如作用在襟翼上的气动载荷的外部载荷下平移。此外，在本发明中，“杆限定平移”表示：当襟翼在所述襟翼的收回位置与所述襟翼的伸出位置(并包括)之间旋转为零时，这表示实际没有平移，或在几毫米或厘米的范围内的平移，杆在这两种情况中的任何一种之间控制襟翼的平移。

根据本发明的一个优选实施例，杆被构造成使得当襟翼在所述襟翼的收回位置与所述襟翼的伸出位置之间旋转时，襟翼沿着与旋转轴线平行的方向平移。因此，当襟翼在所述襟翼的收回与伸出位置之间旋转时，杆不仅防止在内部载荷或外部载荷作用下襟翼沿与旋转轴线平行的方向运动，而且使襟翼具有非零平移。例如，通过此实施例，可以利用杆操纵飞行器的外襟翼相对于内襟翼的运动，所述襟翼和所述内襟翼被布置成相互邻接。因此，当两个襟翼从收回位置旋转到伸出位置时，由于杆可以被构造成使外襟翼远离内襟翼移动，因此，可以分别防止内襟翼和外襟翼在所述内襟翼和外襟翼的伸出位置中碰撞。此实施例的另一优点在于：可以布置在收回位置与伸出位置之间致动的致动器，使得即使在掠翼后缘或前缘的情况下，所述致动器也基本上沿飞行方向延伸。这将从图的描述变得更明显。

根据优选实施例，在襟翼的收回位置，杆大致平行于旋转轴线延伸，并且在伸出位置，所述襟翼与旋转轴线形成一定角度。因此，当襟翼绕着旋转轴线旋转时，杆平行于旋转轴线将襟翼拉向杆与翼面的连接点。

根据另一个优选的实施例，杆具有：在所述杆的一端处将所述杆连接到前缘、后缘或襟翼的侧部中的一个的关节接头，和在所述杆的另一端处将所述杆连接到机身或翼面的关节接头。在本发明中，“关节接头”指提供至少两个，优选地三个旋转自由度的接头。关节接头可以例如被构造成为球窝接头。在襟翼是所述襟翼的一端邻接机身的襟翼的情况下，将杆的另一端适当地连接到机身。因为几何形状的原因，在这种情况下，将杆的一端通过关节接头连接到邻接机身的襟翼的侧部也是实用的。

根据另一个优选的实施例，利用多个支柱，优选地为四个支柱，将在杆的另一端处将杆连接到翼面的关节接头固定地连接到翼面的后翼梁或前翼梁。这产生非常刚性和重量轻的结构，其中来自杆的载荷以分布的方式传递给后翼梁或前翼梁。

优选地，相邻支柱被布置成V形。这甚至更好地提高了载荷分布。

根据另一个优选的实施例，连接装置包括至少两个杆件，所述至少两个杆件沿旋转轴线彼此分隔开，并将襟翼以关节的方式连接到翼面和/或机身。依此方式，提高了襟翼绕旋转轴线的旋转性，同时将襟翼保持在大致平行于旋转轴线的位置中。这还包括以下布置：其中两个杆件具有不同的长度，从而使襟翼相对于旋转轴线略微歪斜。

根据另一个优选的实施例，杆件中的至少一个为三角形形状，所述杆件中的至少一个具有将所述杆件中的至少一个连接到翼面的、在所述杆件中的至少一个的角处的关节接头和将所述杆件中的至少一个连接到襟翼的、沿着与所述关节接头相对侧的关节接头。在本发明中，“铰链接头”指优选地仅具有单个自由度的接头。单个自由度例如可以利用铰接在衬套中的销提供。这种布置以低重量提供了高刚性。

根据本发明的另一个优选实施例，杆件中的至少一个具有在所述杆件中的至少一个的一端处连接到机身的关节接头和在所述杆件中的至少一个的另一端处连接到耳轴的关节接头，所述耳轴固定到襟翼，其中，耳轴在大致垂直于旋转轴线的平面中不可旋转地固定到杆件。正好类似上述三角形杆件的这种类型的杆件允许襟翼绕着旋转轴线旋转和大致平行于旋转轴线进行平移。使杆件不可旋转地连接到耳轴使得可以将旋转力矩从杆件传递给耳轴。然而，沿耳轴的方向的力不能在杆件与耳轴之间进行传递。

根据本发明的另一个优选实施例，杆具有在所述杆的一端处将所述杆连接到襟翼的耳轴的关节接头和在所述杆的另一端处将所述杆连接到机身的关节接头。因此，通过此实施例，耳轴具有双重功能：所述耳轴用作杆的连接点和杆件的关节接点。因此，可以减小部件的数量。

根据另一个优选的实施例，翼面具有连接到所述翼面的至少一个支撑梁，其中支撑梁的端部区远离机身延伸，其中杆件中的至少一个具有将所述杆件中的至少一个连接到端部区的关节接头。支撑梁通常布置在翼面下方。因此，旋转轴线可以被设置成远离翼面一定距离。这使得襟翼旋转以增加总的冲面(lift surface)。

根据本发明的另一个实施例，至少一个支撑梁沿飞行方向延伸。这减小了对飞行器的阻力。

根据本发明的另一个优选实施例，对于翼面的长度的至少一部分，翼面具有相对于飞行方向以不等于90°的角度延伸的后缘或前缘。这也称作“后掠翼”，并提高了翼面的气动性能。

根据另一个优选实施例，致动器安装到支撑梁，所述致动器具有连接到襟翼的连杆，连杆大致可在支撑梁的平面中延伸，以在襟翼的收回位置与襟翼伸出位置之间操作襟翼。这允许覆盖支撑梁的整流器沿垂直于飞行方向的尺寸被形成为比较小。再一次，这减小了飞行阻力。

根据另一个优选的实施例，致动器被构造成为主轴驱动装置或杆件臂驱动装置。这些非常适合安装在具有整流器的支撑梁上，所述整流器沿垂直于飞行方向的方向被形成为小尺寸。

根据本发明的另一个优选实施例，飞行器包括邻接襟翼的额外的襟翼，其中额外的襟翼具有将额外的襟翼以关节的方式连接到翼面的额外的连接装置，使得允许额外的襟翼在收回位置与伸出位置之间绕着大致平行于翼面的后缘或前缘的旋转轴线旋转，并沿平行于旋转轴线的方向平移。关于襟翼的运动学所述的内容也适用于额外的襟翼。在较大的飞行器中，在每个翼面上具有多个襟翼是有用的。

根据另一个优选的实施例，襟翼或额外的襟翼至少部分地沿翼面的一部分延伸，其中后缘或前缘相对于飞行方向以不等于90°的角度延伸。因此，一个襟翼可以是沿大致垂直于飞行方向的方向延伸的内襟翼，而另一个襟翼可以是相对于飞行方向以不等于90°的角度延伸的邻接内襟翼的外襟翼。

根据另一个优选的实施例，襟翼和额外的襟翼在邻接端部处通过额外的杆以关节的方式相互连接。依此方式，可以通过额外的杆将由杆作用在襟翼中的一个上的平移力从通过杆连接到翼面或机身的襟翼传递到没有通过杆连接到翼面或机身的另一个襟翼。因此，两种襟翼沿平行所述襟翼各自的旋转轴线的方向在杆的作用下移动。

根据另一个优选的实施例，在襟翼和额外的襟翼的伸出位置，所述襟翼和额外的襟翼在其之间形成间隙，其中间隙被密封件闭合，其中密封件具有连接到一个襟翼的第一部件和连接到另一个襟翼的第二部件，其中当襟翼在所述襟翼的收回与伸出位置之间操作时，第一和第二部件优选地滑动接触。由于可以防止由间隙引起的旋涡，密封件对间隙具有正面气动效果。此外，通过此实施例，间隙不仅在两个襟翼完全延伸的情况下而且在襟翼中的一个仅部分延伸的情况下被闭合。

根据另一个优选的实施例，第一部件由柔性材料制成，而第二部件由刚性材料制成。甚至更优选地，柔性材料还是弹性的。利用这个实施例，可以实现紧密密封，其中第一部件被弹性推靠在第二部件上。

根据另一个优选的实施例，襟翼和/或密封件的邻接端的侧部具有孔，所述孔用于使额外的杆通过所述孔，从而以关节的方式连接襟翼和额外的襟翼。使额外的杆一体形成在两个襟翼中产生有利的力流，并避免了可能具有在襟翼外的杆的负面气动效应。

根据另一个优选的实施例，翼面是机翼垂直安定面或水平安定面。通常，所有所述翼面装入绕着某一轴线旋转的襟翼，这需要沿与旋转轴线平行或共轴的方向平移地定位。因此，本发明很好地适于所有所述翼面但不只限于所述翼面。

根据另一个优选的实施例，襟翼是前襟翼或后襟翼，尤其是着陆襟翼。在本发明中，“襟翼”将包括所有类型的前缘缝翼或方向舵。襟翼用于操纵飞行器，这将包括但不局限于改变飞行方向、制动和/或增加气动升力。

附图说明

参照附图通过示例的方式说明本发明，其中：

图1显示了根据本发明的一个优选实施例的机翼的透视图；

图2显示了图1的机翼的俯视图；

图3显示了图2的机翼的局部视图，其中显示了连接装置和杆，其中机翼的外襟翼处于其收回位置；

图4显示了图3的其中外襟翼处于其伸出位置的视图，；

图5显示了图3的连接装置和杆的放大视图；

图6显示了根据本发明的另一个优选实施例的图2的透视局部视图，其中：内襟翼处于其收回位置；

图7显示了图6的内襟翼处于其伸出位置的视图；

图8显示了图7的详细视图A；

图9显示了图3或6中所示的致动器的详细视图，其中：襟翼处于其收回位置；

图10显示了图9的襟翼处于其伸出位置的视图；

图11显示了图2的局部立体图，其中显示了根据本发明的另一个优选实施例的连接两个襟翼的额外的杆；

图12显示了图11的详细视图B；

图13显示如图12中所示的两个襟翼之间的密封件；

图14显示了图13的密封件和额外的杆，其中一个襟翼伸出而另一襟翼部分收回；和

图15显示了图14的襟翼具有与图14相比相反的方位的视图。

在图中，除非另外说明，相同附图标记表示相同或功能相同的部件。

具体实施方式

图1显示了根据本发明的第一优选的示例性实施例的飞行器的机翼1。

机翼1具有分别安装到到所述机翼的后缘4和5的内襟翼2和邻接内襟翼2布置的外襟翼3。内襟翼2和外襟翼3处于如图1中所示的所述内襟翼和外襟翼的收回位置I。此外，图1显示了杆件81，如以下所述，所述杆件允许内襟翼2从所述内襟翼的收回位置旋转到所述内襟翼的伸出位置。

图2显示了图1的俯视图，并且包括飞行器的机身8的一部分。

机翼1被安装到由虚线所示的机身8的支撑粱7上。飞行器的飞行方向由箭头12表示。机翼1属于“后掠翼型”，其中，后缘4相对于飞行方向12垂直延伸，而后缘5相对于飞行方向12形成大于90°的角度。机翼1具有安装所述机翼上的发动机13，所述发动机沿飞行方向12推动飞行器。

以下相对于图3-5更详细地说明将外襟翼3安装到机翼1的方法。在图3中，机翼1和外襟翼3由分别显示所述机翼和所述外襟翼的轮廓的线示意性地指示。

根据本示例性实施例，具有连接到机翼1的下表面14的三个支撑梁15、16和17。每个支撑梁15、16和17沿飞行方向12延伸。

此外，每个支撑梁15、16、17(以下对支撑梁15作为示例进行说明)具有端部区21，所述端部区从机翼1朝向外襟翼3延伸，并远离机翼1的下表面14延伸。支撑梁15通过配件22和23连接到机翼1。

外襟翼3通过连接装置18以关节的方式连接到支撑梁15。连接装置18包括三角形形状的杆件24。在杆件24的一个角处，杆件24具有将所述杆件连接到支撑梁15的端部区21的球窝接头25。球窝接头25与支撑梁16和17的对应球窝接头26和27一起相应地限定外襟翼3的旋转轴线28。旋转轴线28大致平行于与外襟翼3相关联的机翼1的后缘5延伸。沿着与球窝接头25相对侧，杆件24具有铰链接头32和33，所述关节接头限定杆件24铰链轴线34，杆件24相对于外襟翼3绕着所述铰链轴旋转。

此外，支撑梁15具有安装到所述支撑梁上的致动器35，所述致动器被构造成使臂36大致在支撑梁15的平面(参见图9中的标号107)中向前和向后旋转。臂36以关节的方式连接到杆37的一端。杆37的另一端通过球窝接头42以关节的方式连接到外襟翼3的前缘38。这可以在图5中清楚地看到。杆37也被构造成大致在支撑梁15的平面107内移动。

此外，飞行器具有杆43，所述杆在所述杆的一端通过球窝接头44以关节的方式连接到机翼1的后翼梁45(图5中虚线示意性地指示)。为此目的，机翼1具有四个支柱46、47、48和49，所述四个支柱每一个在其一端处保持球窝接头44。支柱46、47、48和49相对于彼此布置成V形，使得所述支柱中的每一个在具有在后翼梁45的另一端处的与所述后翼梁连接的相应的连接点。杆43通过球窝接头54在所述杆的另一端处连接到外襟翼3的前缘38。

每个支撑梁15、16和17以及与每个支撑梁15、16、和17相关联的臂36、杆37和致动器35被覆盖在机翼1下面的整流器50、51和52中，以减小气动阻力。

精心设计根据飞行器的此示例性实施例，以下说明工作原理：

当致动器35前后操作臂36和杆37时，外襟翼3绕着旋转轴线28在所述外襟翼的收回位置I(参照图3)与所述外襟翼的伸出位置II(参见图4)之间旋转。如可在图3中看出，在外襟翼3的收回位置I，杆43近似平行于旋转轴线28延伸。在外襟翼3的伸出位置II，杆43绕着球窝接头44枢转，并且从而与旋转轴线28形成一角度。随着外襟翼3从所述外襟翼的收回位置I旋转到所述外襟翼的伸出位置II，产生的结果是外襟翼3沿由平行于旋转轴线28的箭头55a(参见图4)的方向平移。在以下所有时刻：即，外襟翼处于收回位置I或处于伸出位置II或在伸出位置II与收回位置I之间的位置处，外襟翼在例如由于由致动器35的杆37施加在外襟翼3上的载荷的内部载荷下，或外襟翼在例如沿平行于旋转轴线28的方向作用在外襟翼3上的航空动力载荷的外部载荷下，可防止外襟翼3沿平行于旋转轴线28的方向55a移动。因此，球窝接头25、26和27无需沿与旋转轴线28平行的方向55a承担任何载荷，因此，外襟翼3沿所述方向55a被固定地定位。利用杆37，球窝接头25，26和27可以被构造成非定位轴承，因此，所述非定位轴承具有比定位轴承更小的尺寸。因此，整流器50、51和52的尺寸可以形成为沿与飞行方向12垂直的方向具有较小的宽度64。因此，减小了飞行器阻力。

在图2中，内襟翼2和外襟翼3的伸出位置分别由具有附图标记55和56的虚线表示。每个襟翼2、3从收回到伸出位置I、II的移动方向在没有杆43的作用的情况下分别由相对于机翼1的后缘4和5的箭头57和58表示。如果内襟翼和外襟翼2、3被布置成在图2中所示的收回位置相互邻接(这在许多情况下这是期望的)，并且内襟翼和外襟翼2，3绕着所述内襟翼和所述外襟翼各自的旋转轴线28简单地旋转，这将时内襟翼2和外襟翼3在62所述的区域中碰撞。然而，由于杆43在外襟翼3上的作用，当外襟翼3从所述外襟翼的收回位置I旋转到所述外襟翼的伸出位置II时，所述外襟翼沿箭头55a方向平移移动。在图2的俯视图中，外襟翼3产生的运动由箭头63表示。因此，可以有效地防止外襟翼3与内襟翼2在碰撞区62中碰撞。

另一个优点在于如下事实：杆43可以被构造成使得产生的运动63与支撑梁15的平面107(参见图9)平行(并且当然与支撑梁16和17的平面平行，但以下相对于支撑梁15进行说明)。这可以通过使杆43构造有适当的长度和/或适当地选择所述杆与机翼1的连接点来实现。提供的优点在于：杆37和臂36以及致动器35可以布置在支撑梁15 的平面中，这允许整流器50构造成沿与飞行方向12垂直的方向具有小宽度64。因此，进一步减小了飞行器的阻力。

在本实施例中，应注意到：随着杆43沿箭头55a的方向拉外襟翼3，铰链32和33绕着基本垂直于轴线28的轴线53旋转，其中轴线53绕着旋转轴线28旋转。这使外襟翼3不仅当所述外襟翼绕着轴线28旋转时具有平行于旋转轴线28的平移分量55a，而且具有朝向旋转轴线28的径向分量55b。

应理解：用于将外襟翼3以关节的方式连接到机翼1以及杆43的连接装置18也可以应用于图2的内襟翼2。还应理解到：外襟翼3不需要被布置成邻接内襟翼2，而所述外襟翼本身可以布置在机翼1上。此外，外襟翼3不需要布置在后缘5上，从而相对于飞行方向12形成不等于90°的角度。所述外襟翼也可以布置在大致垂直于飞行方向12的后缘上。此外，内襟翼2也可布置在后缘上，从而相对于飞行方向形成不等于90°的角度。

以下相对于图6-8说明本发明的另一个优选的实施例。

连接装置79将内襟翼以关节的方式连接到机翼1和机身8。装置80大致对应于与图3-5中所述的实施例中的支撑梁15相关联的连接装置18。因此，以下不再进行详细说明。装置80与杆件81一起允许内襟翼2可以在收回位置I(参见图6)与伸出位置II(参见图7)之间绕着旋转轴线82旋转。旋转轴线82与机翼1的后缘4大致平行。在本发明中，大致平行也优选地包括旋转轴线82与机翼1的后缘4不严格平行延伸的情况，但是也包括杆件81以及杆件81和装置80的杆件24所通过的角度使得内襟翼2实际上保持与机翼1的后缘4平行的情况。

杆件81在其一端处通过球窝接头连接到机身8的机身支撑梁7(仅示意性地指示，并且也在图7中显示)。在杆件81的另一端处，杆件81具有耳轴84延伸通过的圆孔83，其中球窝接头将杆件81连接到耳轴84。耳轴84固定地连接到邻接飞行器的机身8的内襟翼2的侧部85。为了固定到内襟翼2，耳轴84具有大致垂直于襟翼2内的耳轴84延伸的前端87。

在杆件81的另一端处，杆件81具有前端87(在图8中更清楚地所示)。杆件81的前端87通过销92不可旋转地连接到耳轴84的相对应的前端93。销92通过球窝接头(未显示)连接到前端87。

因此，装置80不会使内襟翼2沿与旋转轴线82平行的方向平移地定位，杆件81也不会使内襟翼2沿与旋转轴线82平行的方向平移地定位。根据本实施例，这通过杆95来实现，所述杆通过球窝接头96连接到耳轴84的端部，并且在所述杆的另一端通过球窝接头97连接到机身支撑梁7。

杆95优选地被构造使得当内襟翼2从图6中所示的收回位置I旋转到图7中所示的伸出位置II时，总平移运动98基本上等于零。这将通过将杆95布置成使得所述杆在内襟翼2在完全伸出与完全收回位置之间的近似一半的行程的位置中大致沿与旋转轴线82平行的方向延伸来实现。这通过适当地选择杆95与机身支撑梁7的连接点来实现。因此，装置80的杆37和臂36可以大致在支撑梁15的平面107(参见图9)中移动。因此，整流器102(参见图2)可以被构造成在与飞行器飞行方向12大致垂直的方向上具有小宽度103。

图9和10显示了根据本发明的另一个优选实施例的致动器35和与所述致动器相关联的、在襟翼3的收回位置I和伸出位置II中的连杆36和37的详细视图。应理解：以下所述也适于内襟翼2。

致动器35由驱动轴104驱动，所述驱动轴绕着其自身的轴线旋转，并且优选地由位于机身8内的驱动单元驱动。驱动轴104连接到将扭矩传递给与支撑梁16相关联的致动器的驱动轴105。驱动轴104和105大致平行于机翼1的后缘5延伸。通过齿轮箱106将扭矩从驱动轴104传递给致动器35。

致动器35安装在支撑梁15上。这产生如由附图标记108表示的期望的短力流，从而产生重量轻的结构。通过使致动器35、臂36、杆37和支撑梁15在一个平面107内对齐，这种力流108甚至被进一步地减小。

应理解：图3-5和图6-8的实施例可组合在例如如图2所示的单个机翼1上。可选地，实施例还可以独立地使用。

参照图11和图12说明本发明的另一个优选的实施例。

在本实施例中，组合了图3-5和图6-8的实施例。然而，如图7中所示的杆95不是图11的实施例的部分。然而，图7的杆95可以是图11和12中的实施例的部分，但是应该移除杆43。

在根据图11和12的实施例中，内襟翼2通过杆111连接到外襟翼3。杆111通过球窝接头112连接到外襟翼3的一端113，并且通过球窝接头114连接到邻近外襟翼3的端部113的内襟翼2的一端115。

杆111沿与内襟翼和外襟翼2、3相应的旋转轴线28、82平行的方向平移地连接内襟翼和外襟翼2、3。因此，仅通过使用将外襟翼3以关节的方式连接到机翼1的杆43就可以防止由于内部力或外部力而产生的外襟翼3的与所述外襟翼的旋转轴线28平行不期望的平移运动55a和内襟翼2的沿与旋转轴线82平行的方向98的移动。明显地，代替如图7所示的杆43，通过使用杆95可以实现相同的效果。

图13、14和15显示了本发明的另一个优选的实施例。通过根据图13-15的实施例中所示的密封件121闭合图12中所示的间隙120。密封件121具有连接到内襟翼2的侧部115的第一部件122和连接到外襟翼3的侧部113的第二部件123。第一和第二部件122和123分别通过接触表面124和125彼此滑动接触。

即使襟翼2、3具有不同的相对位置，但是对于例如图14中所示的外襟翼在比内襟翼2更收回的位置中的情况或图15中所示的外襟翼3在比内襟翼2更伸出的位置中的情况下，间隙120仍至少部分的闭合。优选地，部件122、123中的一个由刚性材料制成，甚至更优选地由弹性材料制成，而另一个部件122、123由刚性材料制成。依此方式，可以取得紧密密封并且基本没有空气可以通过间隙120。

这种密封件121，具体地第一和第二部件122和123具有通常由附图标记126表示的、允许杆111通过的孔。然而，密封件123也可以应用于间隙120，所述间隙没有连接两个襟翼2和3的杆111。

虽然已参照优选的实施例说明了本发明，但是本发明并不局限于所述优选的实施例，而是可以以不同的方式修改本发明。

本发明提供了一种飞行器，包括：机身；安装到机身的翼面；和用于操纵飞行器的襟翼。此外，连接装置将襟翼以关节的方式连接到翼面，使得允许襟翼在收回位置与伸出位置之间绕着大致平行于翼面的后缘或前缘的旋转轴线旋转，并允许襟翼沿着大致平行于旋转轴线的方向平移。杆将襟翼以关节的方式连接到翼面或机身，其中杆限定襟翼沿着与旋转轴线平行的方向进行平移。因此，利用本发明，襟翼沿着与旋转轴线平行的方向作用的力能够由杆承担。因此，无需使用定位轴承，所述定位轴承由于定位轴承沿着与飞行器的飞行方向大致垂直的方向比较大的尺寸而具有负面航空动力效应。

附图标记列表

1机翼

2内襟翼

3外襟翼

4后缘

5后缘

7支撑梁

8机身

12飞行方向

13发动机

14下表面；

15支撑梁

16支撑梁

17支撑梁

18连接装置

21端部区

22配件

23配件

24杆件

25球窝接头

26球窝接头

27球窝接头

28旋转轴线

32铰链接头

33铰链接头

34铰链轴线

35致动器

36臂

37杆

38前缘

42球窝接头

43杆

44球窝接头

45后翼梁

46支柱

47支柱

48支柱

49支柱

50整流器

51整流器

52整流器

53轴线

54球窝接头

55a平移分量

55b径向分量

55伸出位置

56伸出位置

57运动方向

58运动方向

62碰撞区

63合力

79连接装置

80装置

81杆件

82旋转轴线

83孔

84耳轴

85侧部

86前端

87前端

92销

93前端

94轴线

95杆

96球窝接头

97球窝接头

98平移分量

102整流器

103宽度

104驱动轴；

105驱动轴；

106齿轮

111杆

112球窝接头

113端部

114球窝接头

115端部

120间隙

121密封件

122第一部件

123第二部件

124接触表面

125接触表面

126孔

I收回位置

II伸出位置

Claims

1.一种飞行器，包括：

机身(8)；

翼面(1)，所述翼面安装到所述机身(8)；

用于操纵所述飞行器的襟翼(2；3)；

连接装置(18；79)，所述连接装置将所述襟翼(2；3)以关节的方式连接到所述翼面(1)，使得允许所述襟翼(2；3)在收回位置(I)与伸出位置(II)之间绕着相对于所述翼面固定并平行于所述翼面(1)的后缘或前缘(4；5)的旋转轴线(28；82)旋转，并且允许所述襟翼(2；3)沿着平行于所述旋转轴线(28；82)的方向(55a；98)平移；和

杆(43；95)，所述杆将所述襟翼(2；3)以关节的方式连接到所述翼面(1)或所述机身(8)，其中所述杆(43；95)限定所述襟翼(2；3)在与所述旋转轴线(28；82)平行的方向(55a；98)上的平移。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述杆(43；95)被构造成使得当所述襟翼(2；3)在所述襟翼的收回位置(I)与伸出位置(II)之间旋转时，所述襟翼(2；3)沿着平行于所述旋转轴线(28；82)的方向(55a；98)平移。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于：

在所述襟翼(2；3)的收回位置(I)，所述杆(43)平行于所述旋转轴线(28)延伸，并且在所述襟翼(2；3)的伸出位置(II)，所述杆(43)与所述旋转轴线(28)形成角度。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述杆(43；95)具有第一关节接头(54；96)和第二关节接头(44)，所述第一关节接头(54；96)在所述杆的一端处将所述杆连接到所述襟翼(2；3)的前缘(38)、后缘或侧部(85)中的一个，所述第二关节接头(44)在所述杆的另一端处将所述杆连接到所述翼面(1)或所述机身(8)。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：

将所述杆(43)连接到所述翼面(1)的、在所述杆的另一端处的所述第二关节接头(44)通过多个支柱的方式固定地连接到所述翼面(1)的后翼梁(45)或前翼梁。

6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：

将所述杆(43)连接到所述翼面(1)的、在所述杆的另一端处的所述第二关节接头(44)通过四个支柱的方式固定地连接到所述翼面(1)的后翼梁(45)或前翼梁。

7.根据权利要求5或6所述的飞行器，其特征在于：

相邻支柱(46，47，48，49)被布置成V形。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述连接装置(18；79)包括至少两个杆件(24；81)，所述至少两个杆件沿着所述旋转轴线(28；82)彼此分隔开，并将所述襟翼(2；3)以关节的方式连接到所述翼面(1)和/或所述机身(8)。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于：

所述杆件(24)中的至少一个为三角形形状，所述杆件(24)中的至少一个具有：

在所述杆件(24)中的至少一个的一个角处的关节接头(25)，所述关节接头(25)将所述杆件(24)中的至少一个连接到所述翼面(1)；和

铰链接头(32，33，34)，所述铰链接头沿着与所述关节接头(25)相对侧将所述杆件(24)中的至少一个连接到所述襟翼(2；3)。

10.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于：

所述杆件(81)中的至少一个具有在所述杆件(81)中的至少一个的一端处连接到所述机身(8)的关节接头和在所述杆件(81)中的至少一个的另一端处连接到耳轴(84)的关节接头，所述耳轴固定到所述襟翼(2)，其中，所述耳轴(84)在垂直于所述旋转轴线(82)的平面内不能够旋转地固定到所述杆件(81)。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于：

所述杆(95)具有第三关节接头(96)和第四关节接头(97)，所述第三关节接头(96)在所述杆(95)的一端处将所述杆(95)连接到所述襟翼(2)的耳轴(84)，所述第四关节接头(97)在所述杆(95)另一端处将所述杆(95)连接到机身(8)。

12.根据前述权利要求8-11中至少一项所述飞行器，其特征在于：

所述翼面(1)具有至少一个支撑梁(15，16，17)，所述至少一个支撑梁连接到所述翼面，其中，所述支撑梁(15)的端部区(21)远离所述机身(1)延伸，并且其中，所述杆件(24)中的至少一个具有关节接头(25)，所述关节接头(25)将所述杆件(24)中的至少一个连接到所述端部区(21)。

13.根据前述权利要求8-11中至少一项所述的飞行器，其特征在于：

所述至少一个支撑梁(15，16，17)沿着飞机的飞行方向(12)延伸。

14.根据前述权利要求8-11中至少一项所述的飞行器，其特征在于：

所述翼面(1)在其长度的至少一部分上具有后缘或前缘(5)，所述后缘或前缘相对于所述飞行方向(12)以不等于90°的角度延伸。

15.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于：

致动器(35)安装到所述支撑梁(15)，所述致动器具有连接到所述襟翼(2；3)的连杆(36，37)，所述连杆(36，37)能够在所述支撑梁(15)的平面(107)内延伸，以在所述襟翼(2；3)的收回位置(I)与所述襟翼(2；3)的伸出位置(II)之间操作所述襟翼(2；3)。

16.根据权利要求15所述的飞行器，其特征在于：

所述致动器(35)被构造成主轴驱动装置或杆件臂驱动装置。