CN102105355B - 飞机的控制表面 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种飞机控制表面(1)，特别是用于飞机升力面(2)，包括主要控制表面(6)和次要控制表面(7)，主要控制表面(6)包括铰链轴(10)，次要控制表面(7)包括链轴(11)，次要控制表面(7)通过其铰链轴(11)相对于主要控制表面转动(6)转动，所述次要控制表面(7)仅部分地占据主要控制表面(6)的跨度，次要控制表面(7)沿其铰链轴(11)的长度相当地小于主要控制表面(6)沿其铰链轴(10)的长度，而且根据设计的收缩法则，次要控制表面(7)的宽度或弦沿其铰链轴(11)的方向朝升力面(2)的尖端显著地缩小，前述设计的收缩法则用于将沿升力面(2)的跨度的扭转刚度的分布适应于其上的气动载荷的分布，然而，由于所述控制表面(1)的偏转，有效曲率的分布增加升力面(2)的失速角。

Description

飞机的控制表面
技术领域
本发明涉及一种飞机的控制表面的结构，特别是用于飞机稳定器表面的控制表面。
背景技术
飞机的升力面，主要是机翼和稳定器，包括控制表面(机翼和舵中的襟翼、副翼、板条和扰流器，以及稳定器中的升降舵)，控制表面是能够对飞机的飞行施加各种影响的可移动的部分。这些控制表面的通用结构是以控制表面相对升力面转动的方式的简单铰链，控制表面设置于所述升力面上。
用于飞机升力面的控制表面的在前设计是已知的，称为双铰链，其中控制表面包括两个表面，主要控制表面和次要控制表面，这两个表面可相对彼此和相对于飞机的升力面移动。
因此，双铰链控制表面的这些设计中的一个，称为跳格设定，其通常定位在飞机的稳定器上，包括两个可移动表面，其中次要控制表面的转动在与主要控制表面的转动相反的旋向上，以这样一种方式，以减少由飞机的气动载荷产生的铰链力矩，由于主要控制表面的转动帮助次要控制表面的转动，随后减少移动控制表面所需要的作用力。随这种控制表面而出现的问题是控制表面不允许控制功率的增加，即，由控制表面产生的空气动力，实际上，由于控制表面降低翼面的有效曲率，因此控制表面降低控制功率。
用于飞机的升力面的双铰链控制表面的结构也是已知的，其中的主要和次要控制表面的转动是在相同旋向上受影响。这些控制表面通常是全跨度结构，控制表面包括升力面的整个跨度的，即，次要控制表面包括主要控制表面的整个跨度。这种结构造成的问题是当其上的攻角(angle ofattack)高时升力面停止，以及控制表面的次要元件的刚度不足引起的问题。
双铰链飞机控制表面的结构也已知，其中主要和次要控制表面的转动以相同的旋向发生，并具有部分跨度，次要控制表面只是部分地占据主要控制表面的跨度。在这种情况下，主要控制表面的致动通过通常位于升力面的梁(spar)的背后的致动器实现。与此结构的问题在于，其中例如，用于波音777的舵，次表面的偏离上的有效曲率中的跳跃产生分离的气流的旋涡，其增加控制表面的气动阻力。
本发明的目的是解决那些刚刚指出的缺点。
发明内容
因此，本发明涉及一种用于飞机升力面的双铰链控制表面，特别是用于稳定器表面，所述控制表面包括主要控制表面和次要控制表面，次要控制表面仅部分地占据主要控制表面的跨度，主要控制表面通过与所述主要控制表面一体的扭杆或定位在升力面的后梁背后的致动器被移动，所述扭杆由位于飞机机身内的一个或多个致动元件致动，次要控制表面围绕相对主要控制表面固定的铰链轴转动，在其转动中，所述次要控制表面通过一个或多个连接元件机械地连接到升力面，以这样一种方式，次要控制表面的运动与主控制表面的运动运动学地关联，使得次要控制表面的转动与主要控制表面的转动以相同的旋向发生，从而实现控制功率的增加，即，由控制表面以其全部产生的空气动力。
此外，在根据本发明的用于飞机升力面的双铰链控制表面中，次要控制表面沿其铰链轴的长度明显小于主要控制表面的长度，而且所述次要控制表面的宽度或弦沿其铰链轴线方向并且朝向升力面的尖端显著缩小，导致在升力面上的气动载荷的有利分布，从而在机身附近的控制表面的内部区域中实现更大的有效曲率，和因而通过控制表面的偏转，造成气动升力的更高的失速角。
参照附图，从用于其对象的说明性实施方式的如下所给出的详细说明中，本发明的其它特征和优点将变得清楚。
附图说明
图1是用于根据本发明的飞机升力面的控制表面的结构的示意性平面图。
图2是用于根据本发明的飞机升力面的控制表面的结构的示意图。
图3是根据现有技术的全跨度、双铰链控制表面的结构的示意图。
图4是根据本发明的部分跨度、双铰链控制表面的运动联接机构的示意图。
具体实施方式
在优选的实施方式中，本发明涉及一种控制表面1，具有双铰链10和11，用于飞机的升力面2，特别是用于稳定器表面，稳定器表面包括肋条3、后梁5和前梁4，所述控制表面1包括主要控制表面6和次要控制表面7，主要控制表面6包括在其转动中的铰链轴10，次要控制表面7包括在其转动中的铰链轴11，次要控制表面7只部分地占据主要控制表面6的跨度，主要控制表面6通过与所述主要控制表面6一体的扭杆8移动，所述扭杆8由位于飞机机身内的一个或多个致动器元件9致动，或者替换地由定位在后梁5和主要控制表面6之间的致动机构(未显示)致动，次要控制表面7围绕相对于主要控制表面6固定的铰链轴11转动，在其转动中，所述次要控制表面7通过一个或多个连接元件12机械地连接到升力面2，以这样一种方式，次要控制表面7的运动运动学地与主要控制表面6的运动关联，从而次要控制表面7的转动与主要控制表面6的转动以相同的旋向发生，并且主要控制表面和次要控制表面之间的转动角度的比例由该机构的几何结构确定，其已经设计具有获得所需的空气动力特性的具体目的，从而实现控制功率的增加，即控制表面1产生的全部用于控制表面的转动的给定角度的空气动力。
根据本发明，主要控制表面6和次要控制表面7之间的距离20尽可能小，由于控制表面1的生产过程的固有的特性，总是具有局限性，从而控制表面1的曲率分布沿着弦的方向具有更大的连续性。
本发明的一个重要特征在于，次要控制表面7的弦的缩小使得其弦或局部宽度在其外端21处趋于零，在制造过程的固有的局限性的情况下，以由升力面2、主要控制表面6和次要控制表面7形成的翼面的曲率分布沿控制表面1的跨度方向趋向于连续的这样一种方式。
在本发明中，次要控制表面7相对于主要控制表面6的偏转比率在其转动中在1和3之间。
上述连接元件12优选地是在其末端处铰接的刚性杆，连接元件12以连接杆的方式运动学地连接次要控制表面7到升力面2。
扭杆8的致动器元件9优选地是包括杠杆系统的伺服致动器。
根据本发明的控制表面1的平面视图中的形状具有相当大的锥度(尖端变细)，即，在沿跨度的平面中看的稳定器和控制表面的弦或宽度相对于目前使用的已知解决方案被减小，并且这个结构有助于产生沿着升力面2的控制表面1的跨度分布的空气动力学负载，其特别适用于控制表面1，基于如下原因：
-次要控制表面7相对于主要控制表面6的偏转在更靠近机身的区域中的升力面2的空气动力学轮廓中产生更大的有效曲率，从而空气动力在控制表面1的内部区域中更大，由于根据本发明的结构的大锥度比的平面形状，当控制表面1的横截面越大，控制表面1就具有更大的扭转刚度，这对于减少控制表面的由气动载荷引起的有害变形是希望的，和
-沿着升力面2的跨度的有效曲率的分布，所述曲率朝向尖端减小，有助于增加控制表面1的偏转上的气动升力的失速角，因为在内部区域中空气动力学轮廓具有更大的有效曲率，因此，与已知的单铰链控制表面的情况、或已知的全部跨度、双铰链的控制表面的情况、或控制表面缩小不多的情况相比，该内部区域中的局部升力系数的分布也更高，由于通过升力面2的翼尖漩涡引起的攻角的增加的影响，当在尖端处达到最大的升力系数时产生失速。
根据本发明，次要控制表面7沿其铰链轴11的长度明显小于主要控制表面6沿其铰链轴10的长度。此外，次要控制表面7的宽度或弦沿其铰链轴11的方向朝升力面2的尖端明显缩小。有了这个结构，我们在升力面2上获得非常有利的气动载荷分布，从而由于根据发明的控制表面1的结构，实现更大的有效曲率，以及实现用于所述升力面2的气动升力的更大的损角。
可以对我们已经刚刚描述的优选实施方式进行由如下权利要求限定的范围内的修改。

Claims (11)

1.一种用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，包括主要控制表面(6)和次要控制表面(7)，主要控制表面(6)包括铰链轴(10)，次要控制表面(7)包括铰链轴(11)，次要控制表面(7)通过其铰链轴(11)相对于主要控制表面(6)旋转，所述次要控制表面(7)仅部分地占据主要控制表面(6)的跨度，
其特征在于，
次要控制表面(7)沿其铰链轴(11)的长度显著地小于主要控制表面(6)沿其铰链轴(10)的长度，而且根据设计的收缩法则，所述次要控制表面(7)的宽度或弦沿其铰链轴(11)的方向朝升力面(2)的尖端显著地缩小，所述设计的收缩法则用于使沿升力面(2)的跨度的扭转刚度的分布适应于其上的气动载荷的分布，然而，由于所述控制表面(1)的偏转，有效曲率的分布使得升力面(2)的失速角增加，
次要控制表面(7)的宽度或弦以如下方式缩小使得其宽度或弦在其外端(21)处趋于零：即以由升力面(2)、主要控制表面(6)和次要控制表面(7)形成的控制表面(1)的曲率分布沿控制表面(1)的弦的方向趋向于连续的这样一种方式。
2.根据权利要求1所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，以控制表面(1)的曲率的分布沿着弦的方向具有更大的连续性的方式，主要控制表面(6)和次要控制表面(7)之间的距离(20)尽可能小。
3.根据上述任何一项权利要求所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，次要控制表面(7)通过至少一个连接元件(12)机械地连接至升力面(2)，次要控制表面(7)的运动因而运动学地与主要控制表面(6)的运动相关联，从而次要控制表面(7)的转动与主要控制表面(6)的转动以相同的旋向发生，而且主要控制表面和次要控制表面之间的转动角度比由该控制表面(1)的运动联接机构的几何结构决定。
4.根据权利要求3所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，次要控制表面(7)相对于主要控制表面(6)的转动角度比在1和3之间。
5.根据权利要求4所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，连接元件(12)是刚性杆，连接元件(12)在其两端处以连接杆的方式铰接。
6.根据权利要求5所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，主要控制表面(6)通过与所述主要控制表面(6)一体的扭杆(8)被转动。
7.根据权利要求6所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，扭杆(8)通过位于飞机的机身内的至少一个致动元件(9)致动。
8.根据权利要求7所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，致动元件(9)是包括杠杆系统的伺服致动器。
9.根据权利要求1所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，主要控制表面(6)通过定位在升力面(2)的后梁(5)和所述主要控制表面(6)之间的至少一个致动器被转动。
10.根据权利要求1所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，升力面(2)是稳定器表面。
11.一种飞机，包括根据上述任何一项权利要求所述的用于飞机升力面(2)的控制表面(1)。
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