CN101842288A - 用于前缘高升力装置的致动系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种致动系统，该致动系统配置成在飞机机翼的前缘上展开高升力装置。该系统包括：连杆，该连杆在第一枢转点枢转地连接到机翼，在第二枢转点枢转地连接到高升力装置；第一致动机构，该第一致动机构配置成使高升力装置围绕第一枢转点转动；和第二致动机构，该第二致动机构配置成使高升力装置围绕第二枢转点转动。可独立于第一致动机构操作第二致动机构，并且可操作该第二致动机构以在高升力装置和飞机机翼前缘之间产生密封力。

Description

用于前缘高升力装置的致动系统
技术领域
本发明涉及一种用于在飞机机翼的前缘上展开高升力装置的方法和致动系统。
背景技术
现代飞机需要从其高升力装置得到极高性能，同时试图最小化所述高升力装置的结构和系统碰撞。在起飞期间，高升力系统需要提供高的升阻比，同时在着陆时实现最大升力从而使迎角最大。
与性能约束相关的是结构和系统的需求，所述需求使得设计的装置更为简单、更为轻型且更为紧凑。
需要避免高升力前缘装置与内部结构(例如前翼梁)和外部结构(例如引擎机舱和反推装置)之间的干涉。
在WO 2005/108205A1和US-A-5927656中公开了传统的前缘高升力装置。在WO 2005/108205A1中，该装置围绕轴线在装载位置和展开位置之间转动。在装载位置，该装置靠着机翼固定前缘密封，在展开位置，在上述元件之间形成狭槽。US-A-5927656描述了一种类似的布置，然而在此情形中襟翼还能够配置于中间位置中，其中，在该装置的后缘和固定前缘之间存在很小的间隙或没有间隙。
这些传统的布置所带来的问题在于仅能实现简单的转动。从而，难以优化该装置在各个位置中的定位。提供更复杂运动的传统方法是在弯曲的轨道上安装该装置，例如如US-A-4399970中所述。然而，这种轨道机构复杂、笨重并且占据很大的空间。
发明内容
本发明的第一方面提供一种致动系统，该致动系统配置成在飞机机翼的前缘上展开高升力装置，该系统包括：
连杆，该连杆在第一枢转点枢转地连接到该机翼，在第二枢转点枢转地连接到该高升力装置；
第一致动机构，该第一致动机构配置为成使高升力装置围绕该第一枢转点转动，以使该高升力装置围绕该前缘从装载位置向下转动到中间位置；和
第二致动机构，该第二致动机构配置成使该高升力装置围绕该第二枢转点转动，
其中，可操作该第二致动机构以将该高升力装置从该中间位置移动到完全展开位置，并且当该高升力装置位于该装载位置和/或该中间位置时可操作该第二致动机构以在该高升力装置和该飞机机翼的前缘之间产生密封力。
本发明的第二方面提供一种方法，该方法通过使用本发明的第一方面的所述致动系统在飞机机翼的前缘上展开高升力装置。该方法包括：通过至少操作该第一致动机构而使该高升力装置围绕第一枢转点转动，以使该高升力装置围绕该前缘从装载位置向下移动到中间位置；通过至少操作该第二致动机构使该高升力装置围绕该第二枢转点转动，以使该高升力装置从该中间位置移动到完全展开位置；和当该高升力装置位于该装载位置和/或该中间位置时，操作该第二致动机构，以在该高升力装置和该飞机机翼的前缘之间产生密封力。
本发明提供一种致动系统，该致动系统能够在不会引发轨道机构的缺点的情形下赋予高升力装置更复杂的运动。该高升力装置通过向下的下垂运动而围绕该前缘从该装载位置移动到该中间位置。该第二致动机构然后可将该高升力装置从该中间位置移动到完全展开位置，通常在该过程中会在该高升力装置和该前缘之间打开一狭槽。还可操作该第二致动以在该装载位置和/或该中间位置在该高升力装置和该飞机机翼的前缘之间产生密封力。
该第一致动机构和第二致动机构都可由单个致动器驱动，以在两个机构之间产生相关运动。然而，更优选地，可独立于该第一致动机构操作该第二致动机构。在此情形下，该第一致动机构通常包括具有用于接收第一控制信号的第一控制输入的第一致动器；该第二致动机构包括具有用于接收第二控制信号的第二控制输入的第二致动器。从而，可借助这些致动器的相应的控制信号单独地操作这些致动器。
该第一致动机构可包括具有与该第一枢转点同轴的驱动轴的旋转致动器。然而，更优选地，该第一致动机构一方面可枢转地连接到该连杆，另一方面可枢转地连接到该机翼。该第一致动机构可包括线性致动器或通过一对铰接的驱动臂连接到该连杆的旋转致动器。
类似地，该第二致动机构可包括具有与该第二枢转点同轴的驱动轴的旋转致动器。然而，更优选地，该第二致动机构一方面可枢转地连接到该连杆或机翼，另一方面可枢转地连接到该高升力装置。该第二致动机构可包括线性致动器或通过一对铰接的驱动臂连接到该连杆的旋转致动器。
通常，当该高升力装置处于该中间位置时，该高升力装置与该机翼的前缘接合。在此情形下，可操作该第二致动机构以在该高升力装置和该前缘之间产生密封力。然而，该绝对密封作用不是必需的，在该中间位置处可出现小间隙。
优选地，当该高升力装置处于该装载位置和该中间位置时可操作该第二致动机构，以在该高升力装置和该飞机机翼的前缘之间产生密封力。还可操作该第二致动机构，以在该第二致动机高升力装置围绕该前缘从该装载位置向下移动到该中间位置时将该高升力装置压靠在该飞机机翼的前缘上。
在从属权利要求中陈述了本发明的其它各种优选方面。
附图说明
下面将参照附图描述本发明的实施方式，其中：
图1是位于装载(巡航)位置的前缘襟翼的横截面图；
图2示出位于中间(起飞)位置的襟翼；
图3示出位于完全展开(着陆)位置的襟翼；和
图4是致动控制系统的示意图。
具体实施方式
图1-3示出前缘襟翼1。襟翼1设计为提高起飞阶段飞机的升阻比并增大着陆阶段飞机的最大迎角从而延迟机翼失速。图1示出前缘襟翼位于完全缩回的装载位置；图2示出起飞时襟翼在中间位置以最大化升阻比；图3示出着陆时襟翼处于完全展开位置以最大化飞机的迎角。
如图1所示，前缘襟翼1安装在机翼的固定前缘2上。前缘襟翼致动系统包括连杆4，该连杆4在第一枢转点3可枢转地连接到机翼并且在第二枢转点7可枢转地连接到襟翼。通过包括旋转致动器5和一对铰接驱动臂6的第一致动机构可以使得连杆4围绕第一枢转点3转动。也可以通过第二致动机构使得襟翼1围绕第二枢转点7转动。第二致动机构包括线性致动器8，该线性致动器8在第三枢转点(未标号)可枢转地连接到连杆4，并在第四枢转点9可枢转地连接到襟翼。
应当注意，可独立于旋转致动器5操作线性致动器8。图4是用于控制致动器的电气系统的示意图。控制器20产生相应的控制信号，这些控制信号用于经由相应的控制输入21、22操作致动器5、8。
襟翼在两个阶段中展开。在第一阶段(图2)，旋转致动器5沿逆时针被驱动以使得襟翼围绕第一枢转点3转动。在第二阶段(图3)，线性致动器8伸长以使得襟翼围绕第二枢转点7转动。
在巡航时，襟翼缩回以形成机翼前缘轮廓，如图1所示。在此位置，襟翼的上后缘和下后缘与固定机翼轮廓对齐，并且第一枢转点3位于第二枢转点7下方。
在图2中所示的中间(起飞)配置中，旋转致动器5在此示例中使得襟翼展开15度。机翼前缘因而下垂，特别是在高入射角时将会通过减小自由流必须转到上表面时的角度从而减小前部吸入压力峰值，因而减小该流的加速度和在该峰值时承受的最小压力。
优选地，在图2的中间位置中，襟翼1和机翼固定前缘2之间形成密封，从而与带槽的前缘缝翼相比减小阻力的增大，并最大化升阻比从而提高起飞性能。
由于制造容差以及由襟翼1和机翼固定前缘2承受的气动载荷造成的变形，通常难以实现完美的密封。从而，线性致动器8能够被如图2所示操作，以在前缘襟翼10的上后缘以及飞机机翼2的前缘之间产生正密封力。即，在襟翼从装载位置(图1)展开到中间位置(图2)时，控制信号被发送到线性致动器8，这使得线性致动器沿顺时针方向围绕第二枢转点7偏压襟翼，从而在襟翼和前缘2之间形成强的密封。这与传统的带有单致动机构的下垂前缘襟翼相比提高了襟翼的性能。
当襟翼在图1的装载位置时，也在襟翼1和前缘2之间形成密封。该密封在装载位置时以类似的方式保持，即，通过操作线性致动器8以迫压襟翼使其抵靠飞机机翼的前缘2而保持密封。
当襟翼在装载位置和中间位置之间移动时，控制器继续操作线性致动器，以抵抗线性致动器的伸展，从而在襟翼移动时挤压襟翼使其抵靠前缘。
为了使襟翼移动到图3的完全展开(着陆)的配置，通过使用两个致动机构来展开襟翼。即，旋转致动器5使得连杆4绕第一枢转点3进一步向下转动，在此示例中，转过25度的角度。同时，线性致动器8伸展以使得前缘襟翼绕第二枢转点7转动，使得前缘襟翼的上后缘10逆时针从固定前缘2移开。应当注意，在图3中，线性致动器8沿与图2中所示出的方向相反的方向操作。
上述绕第二枢转点7的逆时针转动与固定前缘2的合适形状以及前缘襟翼的背部蒙皮11相结合，这释放了上述密封并形成狭槽12，该狭槽12允许空气流过狭槽并流出到固定前缘2的上表面。该狭槽12朝着接近襟翼的上后缘10的方向会聚，允许气流在固定前缘2的上表面上明显加速。打开狭槽12允许襟翼作为前缘缝翼工作。围绕襟翼1的循环流产生了与固定前缘2上分布的速度相反的速度(由于围绕该隔离元件的循环流)。其结果是减小了主机翼上的吸入峰值。在减小吸入峰值时，边界层将更能够越过减小的压力梯度并减轻会造成机翼上表面分离的流量陡降。
总之，本发明的上述优选实施方式是一种创新的高升力前缘系统，其由前缘襟翼、机翼固定前缘和基于围绕两个枢转点转动的两个致动机构组成。第一致动机构使得前缘襟翼围绕机翼固定前缘转动，产生下垂效应。第二致动机构与机翼固定前缘的轮廓相结合，使得前缘襟翼的后缘远离机翼固定前缘转动以打开狭槽。对于起飞设定，仅应用第一致动机构以从下垂效应受益，减小前缘吸入峰值从而延迟机翼失速。然而，通过避免前缘襟翼和机翼固定前缘之间的任何狭槽，使得阻力上升最小。对于着陆设定，通过第一致动机构与第二致动机构相结合施加进一步的下垂。这使得在机翼固定前缘和前缘缝翼的后缘之间打开狭槽，允许强力气流进入机翼上表面的边界层中，从而进一步延迟机翼失速。
该装置不是传统的前缘缝翼或密封的前缘缝翼，因为该装置不在恒定圆弧半径的轨道上展开。该装置是下垂前缘襟翼设计的改进。该装置除了围绕铰接点进行初始展开之外，还使用与机翼固定前缘的形状相配合的第二致动机构以在着陆设定中打开狭槽。通风设定在着陆时提供额外的失速保护，同时在起飞时保持密封设定以保持低阻力。这使得下垂前缘襟翼的低阻力性能和紧凑的铰接臂致动机构与前缘缝翼的最优失速保护相结合。
双致动机构使得固定前缘具有较小的曲率，从而特别是在完全展开着陆设定中提供了改进的压力分布。
尽管已经参照一个或多个优选实施方式描述了本发明，但应该理解，在不偏离所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下，可以做出各种变化和变型。
例如，主动线性致动器8可由被动多连杆驱动机构替换，该被动多连杆驱动机构借助相关运动使得襟翼围绕第二枢转点7沿两个方向转动。在此情形下，两个阶段的运动都可由单个致动器——即旋转致动器5驱动。
而且，在中间位置，可允许打开小狭槽，但是由于上面给出的原因，这不是最优选的。

Claims (18)

1.一种致动系统，所述致动系统配置成在飞机机翼的前缘上展开高升力装置，所述致动系统包括：
a.连杆，所述连杆在第一枢转点可枢转地连接到所述机翼，在第二枢转点可枢转地连接到所述高升力装置；
b.第一致动机构，所述第一致动机构配置成使所述高升力装置围绕所述第一枢转点转动，以便使所述高升力装置围绕所述前缘从装载位置向下转动到中间位置；以及
c.第二致动机构，所述第二致动机构配置成使所述高升力装置围绕所述第二枢转点转动，
其中，可操作所述第二致动机构以将所述高升力装置从所述中间位置移动到完全展开位置；并且当所述高升力装置位于所述装载位置和/或所述中间位置时，可操作所述第二致动机构以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
2.如权利要求1所述的系统，其中，可独立于所述第一致动机构操作所述第二致动机构。
3.如权利要求2所述的系统，其中，所述第一致动机构包括第一致动器，所述第一致动器具有用于接收第一控制信号的第一控制输入；所述第二致动机构包括第二致动器，所述第二致动器具有用于接收第二控制信号的第二控制输入。
4.如前述权利要求中任一项所述的系统，其中，当所述高升力装置位于所述装载位置和所述中间位置时，可操作所述第二致动机构以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
5.如前述权利要求中任一项所述的系统，其中，可沿第一方向操作所述第二致动机构，以将所述高升力装置从所述中间位置移动到所述完全展开位置，并且可沿第二方向操作所述第二致动机构，以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
6.如前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述第二致动机构可枢转地连接到所述连杆或所述机翼，并且所述第二致动机构可枢转地连接到所述高升力装置。
7.如权利要求6所述的系统，其中，所述第二致动机构包括线性致动器。
8.如前述权利要求中任一项所述的系统，其中，在所述高升力装置的至少一个位置中，所述第一枢转点位于所述第二枢转点的下方。
9.如前述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述系统配置成使所述高升力装置至少围绕所述第一枢转点转动，以使所述高升力装置从装载位置移动到中间位置，在所述中间位置，所述高升力装置与所述飞机机翼的所述前缘接合；所述系统还配置成使所述高升力装置至少围绕所述第二枢转点转动，以将所述高升力装置从所述中间位置移动到完全展开位置。
10.一种采用如前述权利要求中任一项所述的致动系统在飞机机翼的前缘上展开高升力装置的方法，所述方法包括如下步骤：
a.通过至少操作所述第一致动机构使所述高升力装置围绕所述第一枢转点转动，从而使所述高升力装置围绕所述前缘从装载位置向下移动到中间位置；
b.通过至少操作所述第二致动机构使所述高升力装置围绕所述第二枢转点转动，从而使所述高升力装置从所述中间位置移动到完全展开位置；以及
c.当所述高升力装置位于所述装载位置和/或所述中间位置时，操作所述第二致动机构以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
11.如权利要求10所述的方法，其中，沿第一方向操作所述第二致动机构，以将所述高升力装置从所述中间位置移动到所述完全展开位置，并且沿第二方向操作所述第二致动机构，以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
12.如前述任一方法权利要求所述的方法，其中，所述方法还包括：在操作所述第一致动机构的同时操作所述第二致动机构。
13.如前述任一方法权利要求所述的方法，其中，所述方法还包括：独立于所述第一致动机构操作所述第二致动机构。
14.如权利要求13所述的方法，其中，所述方法还包括：借助第一控制信号来操作所述第一致动机构；借助第二控制信号来独立于所述第一致动机构操作所述第二致动机构。
15.如前述任一方法权利要求所述的方法，其中，所述方法还包括：当所述高升力装置位于所述完全展开位置时，在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间形成狭槽；当所述高升力装置位于所述完全展开位置时，允许空气流过所述狭槽并流出到所述机翼的上表面上。
16.如前述任一方法权利要求所述的方法，其中，所述方法还包括：当所述高升力装置位于所述中间位置时，所述高升力装置与所述机翼的所述前缘相接合。
17.如前述任一方法权利要求所述的方法，其中，所述方法还包括：当所述高升力装置位于所述装载位置和所述中间位置时，操作所述第二致动机构，以在所述高升力装置和所述飞机机翼的所述前缘之间产生密封力。
18.如权利要求17所述的方法，其中，所述方法还包括：在所述高升力装置围绕所述前缘从所述装载位置向下移动到所述中间位置时，操作所述第二致动机构，以将所述高升力装置压靠在所述飞机机翼的所述前缘上。
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