CN102171097A - 设置在飞机的机翼上的前缘襟翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种设置在飞机的机翼上的前缘襟翼，其中，所述机翼包括主翼(24)，所述主翼具有上覆板(21)、下覆板(22)和型面凸起部(23)，并且所述前缘襟翼(12)设置在所述主翼(24)的前侧上并具有向前定向的型面凸起部(10)和朝向所述主翼(24)的、向后定向的末端边缘(11)，并且所述前缘襟翼能够从收起的巡航位置(I)伸出，以便在沿翼弦方向增大翼型的弯曲和伸展的情况下提高升力，在所述巡航位置中所述前缘襟翼(12)紧贴在所述主翼(24)的前侧上并且补充所述主翼的型面以形成适合于巡航的形状，其中所述前缘襟翼(12)在部分伸出的第一位置(II)中借助它的末端边缘(11)紧贴在所述主翼(24)上，并且在继续伸出的第二位置(III)中借助它的末端边缘(11)与所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)隔开，从而开启将高能量的空气从所述前缘襟翼(12)的下侧引导到所述主翼(24)的上侧的翼缝(14)。所述前缘襟翼(12)包括主体(6)和朝向所述主翼(24)的末端边缘部分(2)，所述末端边缘部分能够围绕所述前缘襟翼(12)的所述翼展方向相对于所述主体(6)偏转地移动，并且在所述末端边缘部分上设置有所述前缘襟翼(12)的所述末端边缘(11)，并且末端边缘部分借助于产生接触力的装置(4；8；9)加载，以便将所述前缘襟翼末端边缘(11)贴靠在所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)上。

Description

设置在飞机的机翼上的前缘襟翼

技术领域

本发明涉及一种如权利要求1的前序部分所述的设置在飞机的机翼上的前缘襟翼。

背景技术

为了改善在空气动力学中有效的机翼的机翼的升力，在现有技术中已知大量高升力组件，所述高升力组件用于增大沿翼弦方向的机翼型面的弯曲和/或伸展，并且因此提高机翼的升力。在高升力组件中，所述高升力组件在流动方向的方面设置在机翼型面的前侧上，要区分的是在前缘襟翼之间，该前缘襟翼基本上不间断地连接在原本的机翼的前侧上或主翼上，并且前缘襟翼，在此至少在伸出状态中，在前缘襟翼的后边缘和主翼的前边缘之间存在翼缝，高能量的，即以大的速度流动的空气穿过所述翼缝从前缘襟翼的下侧引导到主翼的上侧，这引起升力的继续升高。

在现代民航机和具有高起飞重量的运输机中，高升力组件以前缘襟翼的形式以便升力的提高。在最简单的并且因此优选的运动学中，所述前缘襟翼在伸出时在环形轨道上围绕位于主翼的前端区域的下部的转动轴线运动，其中，所述前缘襟翼在收起的巡航位置中紧贴在主翼的前侧上，并且补充它的型面以形成适用于巡航的形状。为了提高升力，所述前缘襟翼通过围绕所述的转动轴线的摆动，在增大整个机翼型面的弯曲和伸展的情况下，沿翼弦方向伸出，其中，在已提及的圆弧-运动学中，借助前缘襟翼的伸出，在前缘襟翼的末端边缘和主翼的凸起部区域中的机翼型面之间逐渐形成翼缝。在这样的使高能量的空气从前缘襟翼的下侧引导到主翼的上侧的翼缝期间，由于它的提高升力并且推迟边界层分离的效果对着陆是有利的，并且因此是值得追求的，它另一方面由于与其相关的提高的阻力对起飞是不利的。因此，通常力求达到，用于前缘襟翼的操作运动学构造为，使得所述前缘襟翼在适用于起飞的部分伸出的第一位置中，借助它的末端边缘紧贴在主翼上，并且，在适用于降落的继续伸出的第二位置中借助它的末端边缘在主翼的型面凸起部的区域中与主翼的覆板隔开，以便开启使高能量的空气从前缘襟翼的下侧引导到主翼的上侧的翼缝。

从US 4 399 970、US 5 839 699和US 6 682 023中已知以前缘襟翼形式的高升力辅助装置，在此，所述前缘襟翼在收起位置中，在起飞位置中和在位于它们之间的位置中不开启在前缘襟翼和主翼之间的翼缝。这样的辅助装置首先在前缘襟翼的继续伸出过程期间向着着陆配置持续地打开。这通过附加的运动元件或(在US 5 839 699中)通过主翼的凸起部型面的适配在前缘襟翼末端边缘的弯轨上实现。相应地与这样的方法相关联的既不是由于附加的运动元件而提高的重量，也不是在最后所述的情况下在适配机翼凸起部时的空气动力的不利的翼缝几何形状。

此外，从US 4 753 402中已知的可借助于弧形轨道相对于主翼伸出的前缘襟翼，所述前缘襟翼能够以相对于轨道的小的角度转动地支承，并且借助于板簧装置相对于轨道预紧为，使得在前缘襟翼和主翼之间的翼缝在超过确定的空气动力学的力时增大，通过朝向主翼的、向后定向的末端边缘与弹力相反地向前和向上移动。所述前缘襟翼本身具有硬的、不可变的型面。

发明内容

本发明的目的是，提供一种开头所述类型的前缘襟翼，所述前缘襟翼具有结构简单的构造，具有较少的零件数量同时具有空气动力效力。

该目的通过具有权利要求1所述特征的设置在飞机的机翼上的前缘襟翼得以实现。在从属权利要求中说明了根据本发明的前缘襟翼的有利的构造和改进构造。

通过本发明提供了一种设置在飞机的机翼上的前缘襟翼，其中，所述机翼包括具有上覆板、下覆板和型面凸起部的主翼，并且所述前缘襟翼设置在主翼的前侧上并具有向前定向的型面凸起部和朝向主翼的、向后定向的末端边缘，并且所述前缘襟翼从收起的巡航位置伸出，以便在沿翼弦方向增大机翼型面的弯曲和伸展的情况下提高升力，在所述巡航位置中前缘襟翼紧贴在主翼的前侧上并且补充所述主翼的型面以形成适用于巡航的形状，其中，所述前缘襟翼在部分伸出的第一位置中借助它的末端边缘紧贴在主翼上，并且在继续伸出的(通常情况下多个)第二位置中借助它的末端边缘与主翼的型面凸起部隔开，从而开启将高能量的空气从前缘襟翼的下侧引导到主翼的上侧的翼缝。根据本发明提出，前缘襟翼包括主体和朝向主翼的末端边缘部分，所述末端边缘部分可围绕前缘襟翼的翼展方向相对于主体偏转地移动，并且在末端边缘部分上设置有前缘襟翼的末端边缘，并且所述末端边缘部分在前缘襟翼的收起和部分伸出的位置中借助于产生接触力的装置加载，以便将前缘襟翼末端边缘贴靠在主翼的型面凸起部上。

按照根据本发明的前缘襟翼的实施形式设置为，使得所述末端边缘部分通过铰接件与前缘襟翼的主体连接，以使得末端边缘部分可围绕前缘襟翼的翼展方向相对于主体偏转地移动。

根据实施形式，所述铰接件由弯曲弹性的元件形成。根据实施形式，所述弯曲弹性的元件设置在形成前缘襟翼的上侧的蒙皮上。

根据实施形式，产生接触力的装置设置为连接末端边缘的下侧与前缘襟翼的主体。

根据实施形式，产生接触力的装置由弹性的元件形成。

在此提出，弹性的元件是线性弹性元件。

按照根据本发明的前缘襟翼的另一实施形式，产生接触力的装置由促动器形成。

按照根据本发明的前缘襟翼的另一实施形式，弯曲弹性元件由末端边缘部分本身形成，其至少在与前缘襟翼的主体相邻的区域中由弹性的、柔韧的材料形成。

根据一个实施形式，形成铰接件的弯曲弹性的元件基本上在前缘襟翼的整个翼展上延伸。

根据一个实施形式，形成产生接触力的装置的线性弹性的元件基本上在前缘襟翼的整个翼展上延伸。

根据一个实施形式，促动器由形状记忆促动器或压力促动器形成。

根据本发明的改进构造，促动器与控制装置耦联以便控制，通过所述控制装置控制促动器，使得在前缘襟翼的部分伸出的位置中，前缘襟翼末端边缘可选地从主翼升起，从而开启将空气导向主翼的上侧的翼缝，以便提高最大可能的升力系数。

按照根据本发明的前缘襟翼的另一改进构造设置有止挡元件，以限定末端边缘部分相对于前缘襟翼的主体的偏转。

在此可在产生接触力的元件上设置止挡元件。

附图说明

下面借助于附图解释本发明的实施例。附图中：

图1示出根据本发明的一个实施例的设置在飞机的机翼上的前缘襟翼的示意的横截面视图；

图2示出穿过根据本发明的一个实施例的前缘襟翼的放大横截面视图；

图3a和3b分别示出根据本发明的另两个实施例的前缘襟翼的放大的横截面视图；

图4示出按照另一实施例的根据本发明的前缘襟翼的局部的再次放大的截面；并且

图5示出根据现有技术的设置在飞机的机翼上的前缘襟翼的示意的横截面视图。

具体实施方式

图1示出设置在飞机的机翼上的前缘襟翼12。所述机翼包括主翼24，所述主翼具有上覆板21、下覆板22和型面凸起部23。翼梁26设置为主翼24的内部支承的结构构件。所述前缘襟翼12设置在主翼24的前侧上，并且具有向前定向的型面凸起部10和朝向主翼24的、向后定向的末端边缘11。

所述前缘襟翼12可从收起的巡航位置I伸出，以便沿翼弦方向在增大机翼型面的弯曲和伸展的情况下提高升力，前缘襟翼12在所述巡航位置中紧贴在主翼24的前侧上，并且它的型面补充适用于巡航的形状。在部分伸出的第一位置II中，所述前缘襟翼12借助它的末端边缘11紧贴在主翼24上，所述位置可以称作为起飞位置，因为它有助于适合起飞过程的机翼型面。与此相反，在继续伸出的第二位置III中，所述前缘襟翼12借助它的末端边缘11与主翼24的型面凸起部23隔开，以至于开启翼缝14，所述翼缝将高能量的、即具有高流动速度的空气从前缘襟翼12的下侧引导到主翼24的上侧21。这个位置可以称作为着陆飞行位置，因为它适用于在着陆飞行中的强的升力提高。在附图中，仅仅部分地伸出的位置II作为“第一”伸出位置，并且仅仅继续伸出的位置III作为“第二”伸出位置，但是可以理解的是，在巡航位置I和所示出的第一伸出位置II之间存在多个前缘襟翼12的末端边缘11紧贴在主翼24上，典型地紧贴在主翼的型面凸起部23上的位置，其中在在巡航位置中前缘襟翼12完全收起，，并且在位置II和位置III之间存在多个开启前述的翼缝14的伸出位置。通常情况下，所述前缘襟翼12可从巡航位置I持续地伸出直到位置III或完全伸出的位置。

如图1和特别是放大的图2以及3a和3b所示，前缘襟翼12包括主体6和末端边缘部分2，所述末端边缘部分朝向主翼24。所述末端边缘部分2可围绕前缘襟翼12的翼展方向，即基本上围绕或多或少平行于机翼前边缘的方向或轴线延伸，相对于主体6偏转地移动。

前缘襟翼12的朝向主翼24的末端边缘11设置在末端边缘部分2的末端上，并且因此由于末端边缘部分可围绕翼展方向偏转地移动的事实，末端边缘11能够在前缘襟翼12伸出时跟随主翼24的轮廓的前部区域并且紧贴在其上，如在图1在巡航位置I和部分伸出的位置II之间所示出的。为了末端边缘11能够以所希望的方式在主翼的前部区域中或在型面凸起部23上跟随主翼24的轮廓，设置有产生接触力的装置，以至于前缘襟翼的末端边缘11在前缘襟翼12的收起和部分伸出的位置中紧贴在主翼24上，即不存在翼缝14。

在图2中示出的实施形式中，在形成前缘襟翼12的上侧的蒙皮1上设置有弯曲弹性的元件3，所述元件3执行铰接件的功能。在图2示出的实施例中，在前缘襟翼12的下侧上设置有线性弹性的元件4，该元件4的长度是可变化的以便在平行于前缘襟翼12的下覆板或背侧覆板的方向上产生弹性力或弹力，并且该元件的弹性刚度的大小设计为，使得在位置I和II之间所希望的区域中，末端边缘11可靠地紧贴在主翼24的型面凸起部23上，即所述翼缝14关闭，以便在末端边缘部分4上作用有空气动力负载，即在机翼上侧和机翼下侧之间存在压力差。在设计线性弹性的元件4的刚度时相应地另外注意弯曲弹性的元件3的弹性刚度。

在前缘襟翼12超过所述位置II向外朝着位置III的方向继续伸出时，参见图1，现在，持续地打开翼缝14，即所述末端边缘11不再紧贴在主翼24的型面凸起部23上。例如可设置止挡元件7，所述止挡元件在图4的放大的截面视图中示意地示出，和/或相应地设计弹性的元件3和4的刚度。在巡航位置(Cruise-Position)中，线性弹性元件4强烈地张紧，使得所述末端边缘11可靠地紧贴在主翼24上，即如图1中所示的，紧贴在从型面凸起部23到主翼24的上覆板21的过渡区域中。在前缘襟翼12从巡航位置I伸出到起飞位置II时，所述线性弹性的元件4缩短，因为在前缘襟翼12伸出时，末端边缘部分2越来越朝着型面凸起部23偏转地移动。

为了对比，图5示出类似图1的用于具有坚固的末端边缘构件的前缘襟翼12的情况的示意图。可以看出，在前缘襟翼12伸出时，在末端边缘12和型面凸起部23之间持续地产生翼缝14。其原因是，前缘襟翼12伸出所处于的轨道的半径，典型地圆形轨道的半径大于型面凸起部23在相应的区域中的曲率半径。

形成产生接触力的装置的弯曲弹性的元件也可以通过末端边缘部分2本身形成，其至少在过渡区域中，即与前缘襟翼12的主体6相邻的区域9，由具有相应的复位特性的——即相应的弹性刚度的——弹性的柔韧的材料形成。在图3a(由阴影区域图示)中示出这样的弹性材料。

另一方面产生接触力的装置可由(可控制的)促动器8形成，如在图3b中示意地示出。这样的促动器能够以不同的合适的方式实现，例如通过使用形状记忆合金或压力促动器。以这种方式，翼缝大小14的主动控制也是可能的。

相反，可以利用如下方式，所述翼缝14在起飞配置中，位置II中，在飞机的通常的迎角的情况下关闭，但是在非常高的迎角的情况下打开，从而明显提高飞机可用的最大升力系数。因此可以有利地影响飞机安全和飞机设计。

满足铰接件功能的弯曲弹性的元件3通常情况下基本上延伸通过前缘襟翼12的整个翼展，即延伸通过前缘襟翼12在翼展方向上的整个长度。这个元件3可以例如由弹簧钢或加强纤维塑料制成的连续的弹簧元件，其具有相应的弯曲弹性或柔韧性。弯曲弹性元件3可以整体设置在蒙皮1中，即设置为在蒙皮1中主体6和前缘襟翼12的末端边缘部分2之间的过渡区域上的区段式柔韧的区域，或者制成为单独的部件，并且在该位置上插入到前缘襟翼12的蒙皮1中。在蒙皮1中的固定可以通过粘贴或铆接以常规的方式进行。通过元件3的相应的形状和厚度的设计可适配于在此提出的刚性和坚固性要求。

线性弹性的元件4同样可以制成为连续的弹簧元件，其也在基本上前缘襟翼12的整个翼展上延伸。所述元件也可以由弹簧钢或加强纤维塑料制成。特别是提供，所述元件4以板簧结构类型制造。其可以由多个重叠的并且可相对移动的金属板组成。通过合适地选择金属板的数量和强度可以同时实现必要的坚固性和希望的弹性刚度。

代替在图2和4中的图示，所述弯曲弹性元件3和线性弹性元件4也可以相互交换，即弯曲弹性元件设置在下部，并且线性弹性元件设置在上部。末端边缘部分2相对于主体6偏转地移动所围绕的所述铰接件或通常的表达为转动轴线，也可以在前缘襟翼12的内部位于在前缘襟翼的上覆板和下覆板之间的一半的高度上或别处，使得不仅前缘襟翼12的上覆板，而且前缘襟翼的下覆板能够进行相应的长度变化。这特别是在图3a的实施例情况，其具有在主体6和末端部分2之间的过渡区域9中的弹性材料。

在图4中示出的止挡可以独立地或与产生接触力的元件4、8共同设置，所述元件是弹性元件或促动器。

附图标记列表

1     外边缘

2     末端边缘构件

3     弯曲弹性的元件

4     线性弹性的元件

5     背侧覆板

6     主体

7     止挡元件

8     促动器

9     弹性的区域

10    型面凸起部

11    末端边缘

12    前缘襟翼

14    翼缝

21    上覆板

22    下覆板

23    型面凸起部

24    主翼

26    翼梁

Claims (15)

1.一种设置在飞机的机翼上的前缘襟翼，其中，所述机翼包括主翼(24)，所述主翼具有上覆板(21)、下覆板(22)和型面凸起部(23)，并且所述前缘襟翼(12)设置在所述主翼(24)的前侧上并具有向前定向的型面凸起部(10)和朝向所述主翼(24)的、向后定向的末端边缘(11)，并且所述前缘襟翼能够从收起的巡航位置(I)伸出，以便在沿翼弦方向增大翼型的弯曲和伸展的情况下提高升力，在所述巡航位置中所述前缘襟翼(12)紧贴在所述主翼(24)的前侧上并且补充所述主翼的型面以形成适合于巡航的形状，其中所述前缘襟翼(12)在部分伸出的第一位置(II)中借助它的末端边缘(11)紧贴在所述主翼(24)上，并且在继续伸出的第二位置(III)中借助它的末端边缘(11)与所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)隔开，从而开启将高能量的空气从所述前缘襟翼(12)的下侧引导到所述主翼(24)的上侧的翼缝(14)，

其特征在于，所述前缘襟翼(12)包括主体(6)和朝向所述主翼(24)的末端边缘部分(2)，所述末端边缘部分能够围绕所述前缘襟翼(12)的所述翼展方向相对于所述主体(6)偏转地移动，并且在所述末端边缘部分上设置有所述前缘襟翼(12)的所述末端边缘(11)，并且末端边缘部分借助于产生接触力的装置(4；8；9)加载，以便将所述前缘襟翼末端边缘(11)贴靠在所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)上。

2.如权利要求1所述的前缘襟翼，其特征在于，所述末端边缘部分(2)通过铰接件(3)与所述前缘襟翼(12)的所述主体(6)连接，以便所述末端边缘部分(2)能够围绕所述前缘襟翼(12)的翼展方向相对于所述主体(6)偏转地移动。

3.如权利要求2所述的前缘襟翼，其特征在于，所述铰接件由弯曲弹性的元件(3)形成。

4.如权利要求3所述的前缘襟翼，其特征在于，所述弯曲弹性的元件(3)设置在形成所述前缘襟翼(12)的上侧的蒙皮(1)上。

5.如权利要求4所述的前缘襟翼，其特征在于，产生所述接触力的装置(4；8)设置为连接所述末端边缘部分(2)的所述下侧和所述前缘襟翼(12)的所述主体(6)。

6.如权利要求1到5之一所述的前缘襟翼，其特征在于，产生所述接触力的装置由弹性的元件(4)形成。

7.如权利要求6所述的前缘襟翼，其特征在于，所述弹性的元件(4)是线性弹性的元件。

8.如权利要求1到5之一所述的前缘襟翼，其特征在于，产生所述接触力的装置由促动器(8)形成。

9.如权利要求3所述的前缘襟翼，其特征在于，所述弯曲弹性的元件通过末端边缘部分(2)本身形成，其至少在与所述前缘襟翼(12)的主体(6)相邻的区域(9)中由弹性的、柔韧的材料形成。

10.如权利要求3、4或9所述的前缘襟翼，其特征在于，所述弯曲弹性的元件(3；9)基本上在所述前缘襟翼(12)的整个翼展上延伸。

11.如权利要求6、7或10所述的前缘襟翼，其特征在于，所述线性弹性的元件(4)基本上在所述前缘襟翼(12)的整个翼展上延伸。

12.如权利要求8所述的前缘襟翼，其特征在于，所述促动器(8)由形状记忆促动器或压力促动器形成。

13.如权利要求8或12所述的前缘襟翼，其特征在于，所述促动器(8)与控制装置耦联以便控制，通过所述控制装置控制所述促动器(8)，使得在所述前缘襟翼(12)的部分伸出的位置(II)时所述前缘襟翼末端边缘(11)可选地从所述主翼(24)升起，从而开启将空气引导到所述主翼(24)的上侧的翼缝(14)以便提高最大可能的升力系数。

14.如权利要求1到13之一所述的前缘襟翼，其特征在于，设置有止挡元件(7)，以便限定所述末端边缘构件(2)相对于所述前缘襟翼(12)的主体(6)的偏转。

15.如权利要求14所述的前缘襟翼，其特征在于，所述止挡元件(7)设置在产生接触力的元件(4；8)上。

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