CN101909991A - 用于飞机的高升力系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机的高升力系统，其具有主机翼(1)和设置在所述飞机的所述主机翼(1)上的升力襟翼(2)，所述升力襟翼(2)可借助于用于将所述升力襟翼(2)与所述主机翼(1)耦联的襟翼调节机构和驱动装置，相对于所述飞机的所述主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间进行调节，其中所述襟翼调节机构(5)具有至少两个沿翼展方向(S)相互分离地设置的调节装置(5)，其分别具有第一连杆和第二连杆，其中所述第二连杆的第一端部部分铰接地且可移动地安装在所述主机翼(1)上，并且其第二端部部分(12b)旋转铰接地铰接在所述升力襟翼(2)上。

Description

用于飞机的高升力系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的高升力系统。
背景技术
目前，机翼前缘襟翼或缝翼例如沿着导向滑杆(轨迹)运动，并且例如借助于齿条驱动。导向滑杆的成型从缝翼的在空气动力学上优化的定位定义中获得。导向滑杆和齿条固定地或铰接地与缝翼连接，并且以在它们的长度上多次滚动地方式安装。集成的齿部允许在相应的相对齿部上的线性的驱动。后者通过行星齿轮传动机构的从动侧来实现，所述行星齿轮传动机构相反通过中心轴系(扭矩轴)提供动能。
发明内容
本发明的目的是，提供一种高升力系统，所述高升力系统可以改进的方式适应飞机要求。本发明的目的尤其是，提供一种高升力系统，借助所述高升力系统可能的是，在最大程度地保持在平移和转动方面的运动学特性的情况下，能够减少所需的安装空间，使得相对于前翼梁以及其它结构部件的结构限制减小到最低程度。
该目的借助权利要求1的特征得以实现。其它的实施形式在与权利要求1相关的从属权利要求中说明。
根据本发明提供一种用于飞机的高升力系统：其具有主机翼和设置在飞机的主机翼上的升力襟翼，所述升力襟翼可借助于用于将升力襟翼与主机翼耦联的襟翼调节机构和驱动装置，相对于飞机的主机翼在缩回位置和多个展开位置之间进行调节。襟翼调节机构具有至少两个沿翼展方向相互分离地设置的调节装置，其分别具有第一连杆和第二连杆。第一连杆或第二连杆通过驱动装置在两个终端位置之间运动，用于调节升力襟翼。
两个连杆中的一个的第一端部部分可旋转地安装在主机翼上，并且其第二端部部分安装在升力襟翼上，使得支座的旋转轴在主机翼或升力襟翼上是位置固定的。此外，相应的另一个连杆的端部部分借助位置固定地设置在主机翼或升力襟翼上的旋转轴，可旋转地安装在主机翼或升力襟翼上，并且相对于升力襟翼或主机翼，在沿纵向方向与旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座设有在由升力襟翼和主机翼组成的对中的另一部分上位置固定的旋转轴，并且允许相应的另一个连杆相对于旋转轴移动。
在另一个实施形式中，第一连杆的第一端部部分安装在位置固定地设置在主机翼上的旋转轴上，并且其第二端部部分安装在位置固定地设置在升力襟翼上的旋转轴上。在此，在升力襟翼上，第一连杆的第二端部部分的旋转支座最好位于第二连杆的第二端部部分的支座的上游。
第二连杆的端部部分的支座在升力襟翼上尤其能够借助在升力襟翼上位置固定的旋转轴来实现。此外，第二连杆相对于主机翼能够在沿纵向方向与旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座具有在主机翼上位置固定的旋转轴，并且允许第二连杆相对于旋转轴移动。
在此，第二连杆此外能够通过驱动装置在两个终端位置之间运动，用于调节升力襟翼。
在第一连杆的第一端部部分上的支座能够通过旋转支座和具有导轨的纵向导向装置来实现，其中旋转支座的旋转轴导入导轨中。
第二连杆的与其相对地位于升力襟翼上的端部部分能够与执行机构的从动杆铰接地耦联，其中纵向导向装置位于第一连杆的在升力襟翼上的旋转支座和具有从动杆的耦联装置之间。
升力襟翼尤其能够为前缘襟翼。
附图说明
下面借助于附图说明本发明的实施例，附图示出：
图1示出从侧面看具有第一连杆和第二连杆且未示出驱动装置的根据本发明的高升力系统的示意的横截面图；
图2示出第一连杆的工作原理的示意图；
图3a示出从前面看具有第一连杆和第二连杆且未示出驱动装置和升力襟翼的根据本发明设有的连杆对的示意的横截面图；
图3b基于图3a的图示示出横向于图3a的视线方向看具有第一连杆和第二连杆且未示出驱动装置和升力襟翼的根据本发明设有的连杆对的示意的横截面图；
图4示出根据本发明可纵向移动地安装的连杆的工作原理的示意的原理草图；
图5示出根据图4的可纵向移动地安装的连杆的实施例。
具体实施方式
本发明涉及在通常情况下高升力辅助装置的调节，并且在此尤其可应用在前缘襟翼(缝翼)上，但是也可应用在后缘襟翼(副翼)上，并且本发明尤其涉及用于飞机的高升力系统，其具有主机翼1和设置在飞机的主机翼1上的升力襟翼2，所述升力襟翼可借助于用于将升力襟翼2与主机翼1耦联的襟翼调节机构和驱动装置，相对于飞机的主机翼1在缩回位置和多个展开位置之间进行调节。
襟翼调节机构5具有至少两个沿翼展方向S相互分离地设置的调节装置，其分别具有第一连杆11和第二连杆12。
根据本发明，两个连杆11、12中的一个的第一端部部分11a、12a可旋转地安装在主机翼1上，并且其第二端部部分11b、12b安装在升力襟翼2上，使得支座的旋转轴在主机翼1或升力襟翼2上是位置固定的。此外，相应的另一个连杆12、11的端部部分借助位置固定地设置在主机翼1或升力襟翼2上的旋转轴，可旋转地安装在主机翼1或升力襟翼2上，并且相对于由升力襟翼2和主机翼1组成的对中的相应的另一个部分，在沿纵向方向L2、L1与旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座设有在由升力襟翼2和主机翼1组成的对中的另一部分上位置固定的旋转轴，并且允许相应的另一个连杆相对于旋转轴移动。在此，旋转轴能够设置在连杆上，或者设置在主机翼1或升力襟翼2上。
在图1中示出的实施例中，第一连杆11的第一端部部分11a旋转铰接地安装在主机翼1上，并且其第二端部部分11b旋转铰接地铰接在升力襟翼2上。此外，在该实施例中，第二连杆12的第一端部部分12a铰接地安装在主机翼1上，并且其第二端部部分12b旋转铰接地铰接在升力襟翼2上，其中第二连杆12的第二端部部分12b安装在升力襟翼2上，使得支座的旋转轴位置固定地设在升力襟翼2上。在另一个位置上，第二连杆12相对于主机翼1设置有支座，所述支座设有在主机翼1上位置固定的旋转轴，并且允许相应的另一个连杆相对于旋转轴移动。
在本发明的实施例(图5)中，第一连杆11的第二端部部分11b的旋转支座位于第二连杆12的第二端部部分12b的旋转支座的上游，并且第二连杆12的第一端部部分12a借助于纵向导向装置40和旋转支座43设有旋转轴45。在此，旋转轴45位置固定地设置在主机翼2上，并且可移动地由纵向导向装置40的导轨41容纳。在该实施例中，第二连杆12的第一端部部分12a耦联在驱动装置30上。
因此，借助第一连杆11或第二连杆12的可移动地安装的第二端部部分实现用于襟翼调节机构5的根据本发明的“摆动杆思想”。
除了第一或第二连杆外，还能够在调节装置5上设有一个或多个连杆，所述连杆在主机翼侧也在升力襟翼侧旋转铰接地安装。在此，至少一个其它的连杆中的至少一个连杆的也能够在其端部部分中的一个上附加地可相对于设置在主机翼1或升力襟翼2上的旋转轴移动地安装。
在图1的实施例中，提出具有总共四个旋转铰接件21、22、23、24的每个调节装置的两个连杆的使用。在图1中，虚线的轮廓示出在缩回的状态下的，也就是说，在接近主机翼1的状态下的升力襟翼2。此外，用实线示出在展开的状态下的升力襟翼2，所述展开的状态能够为着陆状态。类似地，调节连杆11、12在如下状态下作为虚线示出，在所述状态下，这些调节连杆使升力襟翼2保持在其缩回的状态下，并且在如下状态下作为实线示出，在所述状态下，这些调节连杆使升力襟翼2保持在展开的状态下。
第二连杆12通过驱动装置A在两个旋转位置之间运动，用于调节升力襟翼2，所述第二连杆的第一端部部分铰接地且可移动地安装在主机翼1上，并且其第二端部部分12b旋转铰接地铰接在升力襟翼2上。在此，第二连杆12被驱动(受迫)，并且其它的连杆只是用作自由铰接的链接(从属)。
在驱动装置30的实施形式中，该驱动装置能够为旋转传动机构，所述旋转传动机构就其而言通过驱动轴31驱动。两个(或所有)连杆的顶点和底点根据应用情况来设计。在图2中所示的实施形式中，第一连杆11的底点或第一端部部分11a抗扭地安装在主机翼1的结构中，因此第一连杆11的第二端部部分11b在圆形轨迹上运动(图2)。图5的图示示出，根据本发明，能够根据应用情况产生连杆的端部部分的任意的运动轨迹。在图5中示出第二连杆12的第一端部部分12a的运动轨迹40a和第二端部部分12b的运动轨迹40b。
因为连杆11、12不能够凸出于轮廓，所以原则上通过局部的翼型厚度限制连杆长度，并且因此限制缝翼的最大可能的平移运动。为了避开该限制，系统能够构成为，使得连杆11、12不在平面内运动，并且尤其不在由机翼厚度方向D和机翼深度方向展开的平面内运动。图3a和3b示出高升力系统的构造，在所述高升力系统中，第一和第二连杆11、12的根据本发明设有的旋转轴相对于主机翼1的翼展方向S有角度地延伸，并且尤其是在相对于主机翼1的翼展方向S呈45度±20度的角度范围内延伸。在升力襟翼2缩回的情况下，该角度范围适用于在升力襟翼2上设有的旋转轴。这意味着，连杆11、12的旋转平面相对于由飞机垂直轴线Z和飞机纵向轴线(未示出)展开的平面倾斜。
图1至5的图示示出根据本发明的平面的截面图，其通常具有三个用于描述连杆11、12的运动的机翼轴线(翼展方向S、机翼厚度方向D、机翼深度方向)。
在另一种应用情况下，在升力襟翼2缩回的状态下，连杆11、12的纵向方向从前面，也就是说，沿机翼深度方向看，在相对于主机翼1的机翼厚度方向D呈45度±20度的角度范围内延伸。两个(或所有)连杆11、12的这些角度W1、W2能够相同或不相同。
同样，调节连杆11、12的系统在任何情况下都不必与前缘垂直地设置。因此连杆11、12的顶点的运动特征曲线在垂直的且流动平行的投影平面内看如同椭圆15或16，所述椭圆的半轴比例直接与倾角W1或W2相关(图3a、3b)。通过为相应的应用情况设有最佳的倾角W1或W2，尤其是在设有超过45度的较大的倾角的情况下，在小的安装空间需求的情况下，仍然能够实现升力襟翼2的相对大的平移运动。
根据本发明提出，第二连杆12的第一端部部分12a铰接地且可移动地安装在主机翼1上，使得通过在调节第二连杆12时允许第一端部部分12a的移动，调节机构以可移动的连杆底点的自由度扩宽。
因此，借助端部部分中的一个可移动地安装那个连杆在与可移动地安装的端部部分相对的端部部分上作摆动运动，在所述摆动运动中，连杆底点不再在圆形的轨迹移动，而是沿着可根据移动的支座的构造调节的另一种轨迹移动。因此，升力襟翼的调节的运动学能够任意地实现。因此升力襟翼2或缝翼的轨迹曲线能够更好地与在空气动力学上优化的定位定义相匹配。
在图5中示出具有驱动装置30的连杆的耦联装置的实施例，所述驱动装置在该实施例中通过旋转传动机构31实现，所述旋转传动机构由驱动马达通过驱动轴33来驱动。在该实施例中与升力襟翼2耦联的第二连杆12在一侧铰接地与旋转传动机构31的驱动杆35连接，并且在另一侧以在与结构固定地连接的轴承上滑动的方式安装。因此，第一连杆12的端部部分12a在圆形轨迹40a上运动，相反，连杆顶部在曲线40b上运动，所述曲线通过几何设置可极其自由地调节。
可替代的是，根据图5适用于第二连杆的实施例也能够用于第一连杆。
根据本发明，在机翼前缘或机翼后缘上设有用于高升力元件的可集成的驱动概念，所述驱动概念能够适当地解决结构空间缺乏的问题，其中同时可保持满足在相关的高升力襟翼的旋转和平移方面的系统要求。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于飞机的高升力系统，具有主机翼(1)和设置在所述飞机的所述主机翼(1)上的升力襟翼(2)，所述升力襟翼(2)能够借助于用于将所述升力襟翼(2)与所述主机翼(1)耦联的襟翼调节机构和驱动装置，相对于所述飞机的所述主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间进行调节，其中所述襟翼调节机构(5)具有至少两个沿翼展方向(S)相互分离地设置的调节装置(5)，其分别具有第一连杆和第二连杆；其中所述两个连杆(11、12)中的第一连杆(11)的第一端部部分(11a)可旋转地安装在所述主机翼(1)上，并且其第二端部部分(12b)安装在所述升力襟翼(2)上，使得支座的旋转轴在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上是位置固定的，
其特征在于，所述第二连杆(12)的与其相对地位于所述升力襟翼(2)上的端部部分(12a)与执行机构的从动杆(35)铰接地耦联，其中所述纵向导向装置(40)位于所述第一连杆(11)的在所述升力襟翼(2)上的所述旋转支座和具有所述从动杆(35)的耦联装置之间，
其中所述第一连杆(11)或所述第二连杆(12)通过所述驱动装置(30)在两个终端位置之间运动，用于调节所述升力襟翼(2)。
2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(11)的第一端部部分(11a)安装在位置固定地设置在所述主机翼(1)上的旋转轴上，并且其第二端部部分(11b)安装在位置固定地设置在所述升力襟翼(2)上的旋转轴上，其中在所述升力襟翼(2)上，所述第一连杆(11)的所述第二端部部分(11b)的旋转支座位于所述第二连杆(12)的所述第二端部部分(12b)的旋转支座的上游。
3.如权利要求2所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(12)的所述端部部分(12b)在所述升力襟翼(2)上的支座借助在所述升力襟翼(2)上位置固定的旋转轴来实现，并且所述第二连杆(12)相对于所述主机翼(1)能够在沿纵向方向(L2、L1)与所述旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座具有在所述主机翼(1)上位置固定的旋转轴，并且允许所述第二连杆(12)相对于所述旋转轴移动。
4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(12)通过所述驱动装置(30)在两个终端位置之间运动，用于调节所述升力襟翼(2)。
5.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(11)的第一端部部分(11a)上的支座具有旋转支座和带有导轨(45)的纵向导向装置(40)，其中所述旋转支座(43)的旋转轴(45)导入所述导轨(45)中。
6.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述升力襟翼(2)为前缘襟翼。
7.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，设有至少一个其它的连杆，所述连杆的第一端部部分旋转铰接地铰接在所述主机翼上，并且其第二端部部分旋转铰接地铰接在所述升力襟翼上。
8.如权利要求7所述的高升力系统，其特征在于，所述至少一个其它的连杆附加地相对于设置在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上的旋转轴可旋转地安装。
说明或声明(按照条约第19条的修改)
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修改说明
根据专利合作条约第19条规定，对权利要求书进行修改，以修改后的权利要求1-8项替换原始公开的权利要求1-9项。其中修改内容为将从属权利要求6并入到独立权利要求1中，对修改独立权利要求1的前述部分和特征部分作适应性修改，删除从属权利要求6，并且将修改后的权利要求按照顺序重新编号为1-8并相应地修改引用关系。

Claims (9)

1.一种用于飞机的高升力系统，具有主机翼(1)和设置在所述飞机的所述主机翼(1)上的升力襟翼(2)，所述升力襟翼(2)能够借助于用于将所述升力襟翼(2)与所述主机翼(1)耦联的襟翼调节机构和驱动装置，相对于所述飞机的所述主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间进行调节，
其特征在于，所述襟翼调节机构(5)具有至少两个沿翼展方向(S)相互分离地设置的调节装置(5)，其分别具有第一连杆和第二连杆；
其中所述两个连杆(11、12)中的一个的第一端部部分(11a、12a)可旋转地安装在所述主机翼(1)上，并且其第二端部部分(11b、12b)安装在所述升力襟翼(2)上，使得支座的旋转轴在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上是位置固定的；
其中所述相应的另一个连杆(12、11)的端部部分借助位置固定地设置在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上的旋转轴，可旋转地安装在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上，并且相对于由所述升力襟翼(2)和所述主机翼(1)组成的对中的所述相应的另一个部分，在沿纵向方向(L2、L1)与旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座设有在由所述升力襟翼(2)和所述主机翼(1)组成的对中的另一部分上位置固定的旋转轴，并且允许所述相应的另一个连杆相对于旋转轴移动；并且
其中所述第一连杆(11)或所述第二连杆(12)通过所述驱动装置(30)在两个终端位置之间运动，用于调节所述升力襟翼(2)。
2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(11)的第一端部部分(11a)安装在位置固定地设置在所述主机翼(1)上的旋转轴上，并且其第二端部部分(11b)安装在位置固定地设置在所述升力襟翼(2)上的旋转轴上，其中在所述升力襟翼(2)上，所述第一连杆(11)的所述第二端部部分(11b)的旋转支座位于所述第二连杆(12)的所述第二端部部分(12b)的旋转支座的上游。
3.如权利要求2所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(12)的所述端部部分(12b)在所述升力襟翼(2)上的支座借助在所述升力襟翼(2)上位置固定的旋转轴来实现，并且所述第二连杆(12)相对于所述主机翼(1)能够在沿纵向方向(L2、L1)与所述旋转支座隔开的区域上设置有支座，所述支座具有在所述主机翼(1)上位置固定的旋转轴，并且允许所述第二连杆(12)相对于所述旋转轴移动。
4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(12)通过所述驱动装置(30)在两个终端位置之间运动，用于调节所述升力襟翼(2)。
5.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(11)的第一端部部分(11a)上的支座具有旋转支座和带有导轨(45)的纵向导向装置(40)，其中所述旋转支座(43)的旋转轴(45)导入所述导轨(45)中。
6.如权利要求2至5中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(12)的与其相对地位于所述升力襟翼(2)上的端部部分(12a)与执行机构的从动杆(35)铰接地耦联，其中所述纵向导向装置(41)位于所述第一连杆(11)的在所述升力襟翼(2)上的所述旋转支座和具有所述从动杆(35)的耦联装置之间。
7.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述升力襟翼(2)为前缘襟翼。
8.如前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，设有至少一个其它的连杆，所述连杆的第一端部部分旋转铰接地铰接在所述主机翼上，并且其第二端部部分旋转铰接地铰接在所述升力襟翼上。
9.如权利要求8所述的高升力系统，其特征在于，所述至少一个其它的连杆附加地相对于设置在所述主机翼(1)或所述升力襟翼(2)上的旋转轴可旋转地安装。
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