CN102239083B - 飞机方向控制和稳定化表面 - Google Patents

Abstract

飞机的稳定化和方向控制表面，所述表面包括竖直稳定器(2)和方向舵(3)，所述方向舵能相对于竖直稳定器偏转，此外，方向舵包括可通过致动系统(40)相对于方向舵的结构的剩余部分来延伸和收回的内部轮廓(10)，使得在方向舵的内部轮廓的收回位置中，稳定化和控制表面是针对飞行条件优化的空气动力表面，针对飞机在所述飞机的低速下的可控性和克服作用于其上的强偏航力矩的要求，在方向舵的内部轮廓的延伸位置中，实现竖直稳定器的空气动力控制表面的增加。

Description

飞机方向控制和稳定化表面

技术领域

本发明涉及飞机的稳定化和方向控制表面，当特别是飞机受到意外的强偏航力矩时，能够稳定并控制飞机的方向。

背景技术

提供飞机的稳定性和方向控制的飞机表面是众所周知的，并已经进行过广泛的研究。其中，基础的是竖直稳定器和方向舵。竖直稳定器确保：飞机的前端(nose)定向在飞行方向上，并且，当控制所述飞机的侧向飞行方向时，方向舵与作用在飞机上的偏航力矩相对。

除了对飞机的空气动力学要求以外，通过其他几个飞机的固有因素来确定方向舵的尺寸和操作功率，例如，如果在飞机的其中一个发电装置中出现故障，此外，此因素对于由相关当局对飞机进行的认证来说是决定性的，由此，对于飞机的其中一个发电装置出现故障的具体情况来说，在地面上和飞行中，需要对特定速度和条件都充分控制。

在各种文献中讨论了在民用航空大型飞机中的其中一个发电装置出现故障的情况下的方向控制的问题，例如，在文献US 5,375,793中。在所述文献中，其声明，在大多数情况中，在损失飞机的其中一个发电装置的危急时刻期间，是飞行员在执行机翼控制表面的适当偏转(在证明偏转是合适的情况下)。如在所述文献中描述的，仅在飞机已经趋向于失去其侧向稳定性(在大多数飞机中这不会出现)的情况下认为此操纵是适当的，从而在这些情况中，飞行员仅依赖于方向舵的最大偏转，以作为克服飞机上的由于飞机的其中一个发电装置的故障而产生的偏航力矩的选择方式。

关于这一点，工业上已经采取了增加设置于机翼上的空气动力控制表面的数量的手段(上述机翼例如为，副翼、襟翼、扰流器和活动辅助翼)，或者采取改进所述表面的效能的手段。目的是，通过用自动控制操作所述表面，来改进飞机的侧向动力稳定性。此过程的结果是，在具有发动机问题或伴随侧风的飞机起飞过程中(其会与将包括非常高的偏航力矩的情况对应)，飞机速度低且作用在飞机上的力矩非常高，由于发电装置中的故障或由于外部情况(例如强侧风)的存在，例如，通过飞行员在方向舵上施加最大偏转，空气动力表面的偏航效率自动地增加了。

在此类型的已知解决方案中出现的问题，涉及飞机及其飞行控制系统的结构复杂性的增加。这使得飞机的重量增加和阻力增加，这导致燃料消耗和噪声增加。

在起飞时对飞机的最小控制速度是，当在飞机的其中一个发电装置中出现故障时，飞行员能够通过作为单次操作的方向舵的偏转，来保持飞机的控制，也就是说，没有需要特别的领航技能的动作。此速度与起飞跑道的长度紧密相关。也就是说，将这样设计飞机的竖直稳定器，使得在起飞时，如果飞机已经超过其最小控制速度并且发电装置出现故障，那么，由于飞机所受到的不对称推进力的缘故，飞机的空气动力表面可与方向舵的操作相结合来吸收作用在飞机上的偏航力矩，保持执行成功的起飞操纵所必需的方向稳定性。在此最小控制速度之下，飞机必须满足能够执行成功的制动操纵的需求，即，在跑道的长度之内并符合所有与乘客安全性相关的标准。

考虑上述内容，希望最小控制速度尽可能得低，以使得飞机可在更短的跑道上操作。为了具有更低的最小控制速度，意味着，竖直稳定器的表面积以及方向舵的表面积和功率应更大，这意味着重量和阻力方面的不利结果，且增加了制造成本、最终的结构重量以及飞行中的燃料成本。本发明克服了这些缺点，使得其在发动机出现故障的情况下提供了更大的方向舵面积，与此同时在其他飞行条件和状况中保持飞机的耐飞性所需要的最小面积，因此，不会产生阻力增加和由此增加燃料成本的不利结果以及增加了发电装置的推进效率。

如已经说明的，已经得到了几个发明，其目的是减小竖直稳定器的尺寸，并通过增加机翼的空气动力控制表面来保持飞机的方向控制特性，例如，在文献WO 03/016133 A1、US 2007/0102587、US 4,132,375或在上述文献US 5,375,793中。此类型的解决方案增加了飞机的控制系统的复杂性，并限制了机组人员对方向舵的最大偏转(不适当的操纵)的反应和领航的能力，除非其与所述系统的启动相联。相反，扰流器或副翼(机翼的空气动力表面)的使用可在飞机上产生滚动力矩(rolling moment，滚转力矩)，将通过使用其他表面来控制该滚动力矩，这将导致不必要地增加飞行员的工作量，或导致用于飞行控制的自动系统的更复杂。也就是说，机翼上的空气动力控制表面的增加会导致阻力增加，并由此减小发动机的推进能力，即，飞机在此特性可证明是决定性的关键时刻的加速能力。在飞机上具有更多空气动力表面的另一缺点是，使其动作会导致显著增加噪声。如在文献US 2006/0284022中提到的，如果我们将这些空气动力表面的使用扩展到飞机的其他元件(例如，机身或尾部单元)，那么，所述类型的问题会成指数地增加。

本发明相对于其他现有解决方案的另一优点是其简单性。存在许多主张相对于飞机的飞行阶段调节尾部单元的面积的概念的发明(US2,643,833，US 5,681,010，US 2,941,752)，但是，其对该结构增加了大量机械构件，这导致单元的重量增加，并由此导致更差的能量效率，以及各种缺点，例如，使飞机定心所需的时间方面的不利结果。

本发明的目的是解决上述缺点。

发明内容

本发明涉及一种技术解决方案，当由于飞机固有的原因(例如，飞机的其中一个发动机出现故障)而在飞机上作用不期望的偏航力矩时，该技术解决方案改进飞机的行为，特别是在起飞时(非常低的飞机速度)改进飞机的行为，但也可以在飞行的其他阶段中改进飞机的行为，但是此偏航力矩也可能是由于外部负载的不平衡运输而引起，或可能由飞机外部的因素引起，例如，侧风或部分起飞跑道被水淹没。

因此，本发明的目的是减小飞机的包括竖直稳定器和方向舵的稳定化和方向控制表面的面积，特别是减小竖直稳定器的表面面积，而不会影响所述稳定化和方向控制表面作为控制表面的要求。本发明通过这样的稳定化和方向控制表面来实现此目的，其中，在飞机起飞时以及在飞机受到强偏航力矩的情况下，基本上调节方向舵的表面面积，其中，所述偏航力矩由于飞机的其中一个发电装置出现故障而产生，或由于外部负载的传递而产生，由于起飞跑道的部分被淹没而产生，或由于侧风的影响而产生。

本发明的一个优点是，其应用于普遍可用的民用飞机的简单性，以及这样的事实：其在使用中和在其自动控制中都对飞机的其他空气动力表面具有很小的影响。

本发明通过稳定化和方向控制表面来实现上述目的，所述表面包括竖直稳定器和方向舵，使得可相对于竖直稳定器的结构来偏转方向舵，然后，所述方向舵包括可相对于方向舵本身的结构延伸的内部轮廓，然后，方向舵的结构可打开，以允许其内部轮廓的延伸，一旦其内部轮廓已经完全伸出(extract)，所述结构便关闭，使得方向舵无论处于其延伸或是收回构造中时都能保持其空气动力表面的特性和流动的连续性。飞机的稳定化和方向控制表面包括：

-偏转系统，允许方向舵相对于竖直稳定器偏转，所述偏转系统一方面固定至竖直稳定器的结构，另一方面抓附在方向舵上；

-致动系统，允许方向舵的内部轮廓在所述方向舵的纵向方向上的运动，由此允许方向舵沿着其纵向轴线延伸，一方面，所述致动系统固定至方向舵本身的结构，另一方面，其钩挂于方向舵的内部轮廓；

-方向舵本身的结构的致动系统，其允许所述方向舵打开，并由此允许其内部轮廓随后的延伸，以及，一旦已经收回内部轮廓，允许方向舵的结构随后的关闭。

为了飞机在低速下的可控性和克服偶尔的强偏航力矩的需求，通过所述构造，能增加稳定化和方向控制表面的空气动力控制表面，所述偏航力矩由于飞机固有的原因而产生，例如，飞机的其中一个发电装置出现故障，或通过飞机构造外部的原因而产生，例如，货物运输中的重量不平衡，存在强侧风或部分起飞跑道被淹没，同时，当收回方向舵时，利用所述构造，实现了对于正常飞行条件的最佳空气动力表面。

因此，本发明由于其在低速下的可控性以及借助方向舵可在其中延伸的表面来克服强偏航力矩的需求，而以减小竖直稳定器的过大尺寸为基础，从而实现这样的目的：减小尾部单元的面积而不会大幅度增加所述结构或飞行控制系统的真实复杂性，这使得有效地减小重量和阻力，并由此减小燃料消耗和噪声。

从相对于附图示出了其目的的申请的以下详细描述中，本发明的其他特性和优点将变得显而易见。

附图说明

图1示出了根据本发明的方向舵相对于竖直稳定器收回的稳定化和方向控制表面的示意性截面图。

图2a和图2b示出了根据本发明的方向舵相对于竖直稳定器以两种不同的方式延伸的稳定化和方向控制表面的示意性截面图。

图3a和图3b示出了在本发明的第一实施方式中，方向舵收回的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图。

图4a和图4b示出了在本发明的第一实施方式中，方向舵延伸的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图。

图5a和图5b示出了在本发明的第二实施方式中，方向舵分别收回和延伸的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图。

图6a和图6b示出了在本发明的第三实施方式中，方向舵分别收回和延伸的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图。

图7a和图7b示出了在本发明的第四实施方式中，方向舵分别收回和延伸的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图。

图8a和图8b示出了根据本发明的稳定化和方向控制表面的示意性俯视图，其示出了方向舵结构的致动系统。

具体实施方式

如可在图1看到的，该图对应于稳定化和方向控制表面的示意性截面图，所述表面包括位于飞机1的后部中的竖直稳定器2、和方向舵3。如众所周知的，竖直稳定器2为飞机提供方向稳定性，而方向舵3提供所述飞机的侧向控制。记住稳定化和方向控制表面对飞机的耐飞性的影响，飞机的竖直稳定器2的设计被认为是将影响其最终尺寸的决定性因素：所述因素源自飞机的其中一个发电装置出现故障的可能性，这将在所述的飞机上产生强偏航力矩。竖直稳定器2和方向舵3的偏转与致动功率必须提供飞机的稳定性和方向控制，这与所述竖直稳定器2和所述方向舵3的空气动力表面面积直接相关，以及由此与空间(dimensional)表面积直接相关。在正常飞行状态中，对这些空气动力表面、尾翅(fin)2和方向舵3的要求将更低，使得竖直稳定器2和方向舵3的尺寸相对于这些要求会过大。

因此，图2a和图2b示出了根据本发明的方向舵3延伸的竖直稳定器2的示意性截面图，即，具有发电装置出现故障的情况所必需的空气动力需求。图1示出了方向舵3收回，因此，具有足以用于正常飞行条件的空气动力需求。必须指出，还通过本发明吸收了由于飞机外部的原因(例如，强侧风或部分起飞跑道被淹没)，或由于飞机的内部原因(例如，货物运输中的重量不平衡)，而引起的异常高的偏航力矩。也就是说，可确保飞机满足必需的空气动力和控制需求，但是，在正常飞行条件中竖直稳定器2和方向舵3的表面积比传统飞机更小，这意味着减小的阻力，更好的能量效率，以及噪声污染的减小。

如可在图2a和图2b中看到的，呈现了方向舵3相对于飞机的竖直稳定器2延伸的两个不同图示，其示出了所述方向舵3的延伸并非必须与方向舵的侧平面完全平行，其也不需要是完全对称的。

图3a和图3b在示意性俯图中示出了根据本发明的第一实施方式的处于收回模式中的飞机方向舵3的两个位置。图3a和图3b中的方向舵3的两个位置是：在图3a中不偏转(或偏转0°)，并在图3b中偏转。这些图还示出了竖直稳定器2及其扭转箱形梁4的平面图的一部分。以传统的方式将方向舵3固定在竖直稳定器2的表面上。因此，我们具有偏转系统30，其包括至少两个致动器7，每个致动器7通过类型8的配件固定至竖直稳定器2的扭转箱形梁4，并通过固定件(catch)9固定至方向舵3。偏转系统30提供方向舵3的适当偏转。然后，方向舵3包括内部轮廓10，是用于增加方向舵3的延伸部分上的空气动力表面积的基本结构。

图4a和图4b在示意性俯视图中示出了根据本发明的第一实施方式(图3a和图3b)的处于其延伸模式中的飞机方向舵3的两个位置。正如图3a和图3b所示，图4a和图4b中的方向舵3的两个位置是：没有偏转(图4a)，和有偏转(图4b)。也可在所述图4a和图4b中准确地看到本发明的第一实施方式。引导方向舵3的内部轮廓10，将其固定至方向舵3的结构，并通过致动系统40进行控制。致动系统40包括至少一个致动器47，但优选地其将具有两个致动器47，每个致动器47通过配件48固定至方向舵3的结构，并通过固定件49将其固定至方向舵3的内部轮廓10。

因此，如从图3a、图3b、图4a和图4b中显而易见的(这些图对应于本发明的第一实施方式)，将通过偏转系统30以传统的方式使方向舵3偏转。在正常飞行状态中，方向舵3将与图3a和图3b所示的相似，不同之处在于：其空气动力表面积将小于传统的方向舵将具有的表面积，由此减小稳定化和方向控制表面的结构所受到的阻力，并改进其能量效率。如果存在由计划外的和不常见的不利情况(例如飞机的其中一个发电装置出现故障)所导致的强偏航力矩，那么，通过致动系统40来偏转方向舵3的内部轮廓10，如图4a和图4b所示，使得提供方向控制所需的空气动力表面。当飞行条件再次变得稳定时，可收回方向舵3的内部轮廓10，并且，飞行可继续。方向舵3的内部结构的维持将与所述方向舵3的偏转区类似，与此操作相关的成本几乎没有任何增加。

图5a和图5b在示意性俯视图中示出了根据本发明的第二实施方式的飞机方向舵3的两个位置。图5a和图5b中的方向舵3的两个位置是：内部轮廓10收回(图5a)和内部轮廓10延伸(图5b)。在本发明的此第二实施方式中，已经修改了方向舵3的内部轮廓10的形式，使得通过此结构，能在保持其所需的空气动力特性和固定特性的同时，减小结构的重量。根据此第二实施方式的内部轮廓10将另外在其表面中具有两个对称的槽14和15，当方向舵3处于其延伸模式中时，所述槽将帮助保持方向舵3上的流动连续性。根据第二实施方式的此新形式的内部轮廓10，也可用在上述第一实施方式中。

应该指出，图5a和图5b，以及与本发明的第三和第四实施方式相应的图，为了简单，未示出方向舵3的偏转系统30(再者由于其是传统的偏转系统)。

如可在与本发明的第二实施方式相应的图5a和图5b中看到的，其包括用于方向舵3的内部轮廓10的延伸和收回的致动系统40，其包括至少一个致动器57，所述致动器57通过类型58的配件将固定至方向舵3的结构，并通过固定件59固定至方向舵3的内部轮廓10。通过上述致动系统40，能延伸并收回内部轮廓10，并由此相对于之前说明的情况，增加或减小方向舵3的空气动力表面。

本发明的此第二实施方式(图5a和图5b)进一步包含导向系统17，其引导方向舵3的内部轮廓10的运动。导向系统17包括轴承的系统18和杆19。将杆19与内部轮廓10连接，使得当致动系统40在方向舵3的内部轮廓10上引起平移运动时，用系统17引导所述轮廓10的运动。轴承的系统18允许杆19以及由此内部轮廓10沿着方向舵3的纵向轴线的单一运动。此导向系统17的使用意味着，并非必须具有至少两个致动器7(第一实施方式)，并且由于轴承的系统18，确保杆19以及由此内部轮廓10在方向舵3上需要高空气动力负载的情况下的正确运动。

图6a和图6b在示意性顶视图中示出了根据本发明的第三实施方式的飞机方向舵3的两个位置。图6a和图6b中的方向舵3的两个位置是：内部轮廓10收回(图6a)、和内部轮廓10延伸(图6b)。在此实施方式中，内部轮廓10的致动系统40与之前示出的不同。此第三实施方式保留了引导内部轮廓10的运动的导向系统17，并包括轴承的系统18和杆19，但是用道波(doble)装置代替致动系统40，该道波装置包括弹性装置20(典型地，是弹簧)和缆索控制运动系统21。

弹性系统20通过配件68固定至方向舵3，并通过固定件69固定至内部轮廓10。弹性系统20将典型地是压缩弹簧。配件68和固定件69都与针对第一实施方式描述的那些相似，目的在于将致动系统40分别固定至竖直稳定器2的扭转箱形梁4并固定至方向舵3。

缆索控制运动系统21包括与内部轮廓10的结构连接的缆索22和具有固定至方向舵3的内部结构的缆索拉紧系统的电机23。当启动时，具有缆索拉紧系统的电机23允许缆索22的完全的、可控的释放。

因此，与本发明的第三实施方式相应的图6a和图6b的操作，将包括方向舵3的延伸和收回，其通过弹性系统20和缆索控制运动系统21，并辅助于导向系统17来实现。以此方式，当需要基于飞行要求来延伸竖直稳定器2的方向舵3时，将在电机23中引发缆索22的运动，使得弹性系统20将启动并将引起内部轮廓10的快速运动，但是，还引起由导向系统17控制的运动，结果是，方向舵3采取其延伸构造。当飞行条件允许减小竖直稳定器2的面积时，将通过启动电机23来拉紧缆索22从而将内部轮廓10收回。将用导向系统17控制方向舵3的内部轮廓10的延伸运动和收回运动，这将允许适当地移动方向舵3，甚至是在在竖直稳定器2的结构上具有高空气动力负载的状态中。

图7a和图7b在示意性俯视图中示出了根据本发明的第四实施方式的方向舵3的两个位置。图7a和图7b中的方向舵3的两个位置是：内部轮廓10收回(图7a)和内部轮廓10延伸(图7b)。在此实施方式中，内部轮廓10的致动系统40与之前示出的不同：此实施方式保留导向系统17以及弹性系统20(典型地，是弹簧)，已经描述了其操作，但是，用烟火缆索破坏装置(pyrotechnic cable-breaking device)24代替缆索控制运动系统21。将弹性系统20固定至方向舵3并固定至内部轮廓10，并且其典型地是压缩弹簧。

烟火缆索破坏装置24包括烟火破坏缆索25和烟火系统26。烟火装置24用于唯一的(unique)使用，并且，如果出现缆索25的破坏，必须在飞机上的下一次维护操作时进行更换。

在与本发明的第四实施方式相应的图7a和图7b中描述的操作将包括：通过弹性系统20和烟火缆索破坏装置24，并在导向系统17的帮助下，来实现方向舵3的延伸。以此方式，当需要基于飞行要求延伸竖直稳定器2的方向舵3时，将启动烟火系统26，导致缆索25的破坏，使得弹性系统20将启动，并将引起由导向系统17控制的内部轮廓10的非常快速的运动，这将使得方向舵3采取其延伸构造。

在图7a和图7b中描述的本发明的第四实施方式示出了方向舵3的致动系统40的使用，其不可能收回，直到下一次维护操作为止。此装置是一次性使用的原因在于，需要有要非常快地增加飞机的竖直稳定器2的表面积的异常情况。当出现异常情况时，例如，其中一个发电装置的不太可能出现的故障，或由于货物运输或通过强侧风或部分起飞跑道被淹没而引起的强偏航力矩，将启动用于延伸方向舵3的上述一次性装置40。一旦已经启动所述装置40，飞行员将通过操作方向舵并利用由飞行仪器进行的控制，而具有方向舵3的适当的空气动力表面，以在正常飞行条件中继续。还应该强调这样的事实：装置通过破坏缆索而作用意味着方向舵3的延伸运动更快，是临界飞行条件中的一个非常重要的特性。

以下事实对飞行安全性或生存力(viability)绝对没有任何影响：当飞行需求重新稳定在正常水平时，方向舵3的尺寸随之过大；独特地，并且，如在根据控制需求设计的现有商用飞机中出现的，此过大尺寸将意味着阻力增加，而这又将意味着燃料成本的增加。相反，诸如图7a和图7b所示的本发明的第四实施方式的构造的使用，与飞机的剩余飞行时长过程中的许多优点相关，这意味着总数的大多数。可将这些优点总结为两个基本好处：本发明的系统在使用中和在维护中更简单，并由此更可靠，此外，在重量上比存在于本发明的之前实施方式中系统的更轻。

由于所述原因，本发明的此第四实施方式基本上旨在满足由于飞机在其任何飞行阶段中其中一个发电装置出现故障而引起的需求。因为这是一个例外情况，所以，在此情况中，致动系统将是快速的、有效的和一次性使用的，一旦飞机停放，便需要为其再次启动而进行维护操作。

在所有之前的实施方式中，为了出现方向舵3的内部轮廓10的布置，方向舵3的实际结构必需打开，以允许所述布置。一旦内部轮廓10已经延伸，方向舵3的所打开的结构将再次关闭，与所布置的内部轮廓10装配在一起，使得方向舵3和轮廓10以及与竖直稳定器2一起，组成具有流动连续性的单个一体式空气动力表面，其允许飞机所需要的方向控制。

这可以两种不同的方式来实现，或者通过在方向舵3中使用形状记忆合金(SMA)，或者通过将作用于方向舵3的结构上的致动系统70。

因此，在方向舵3中使用的结构的类型将限定成，当通过任何上述实施方式实现内部轮廓10的延伸时，允许其在后缘上的形状调节和变化。也就是说，方向舵3的结构必须根据内部轮廓10的位置而适应，保持其空气动力表面的特性，例如，流动连续性。

对方向舵3适应于内部轮廓10的表面的此需求的第一解决方案，是对方向舵3的结构的部件79、80使用所谓的形状记忆合金(SMA)。在现有技术中，涉及此类型的合金的文献是已知的：例如，其可声明，涉及SMA的发明包括在文献US 4,144,057中从材料的观点，以及在文献US5,440,193、US 7,017,345、US 4,411,711或US 6,574,958中从结构应用的观点，描述所述合金的组成和特性的那些发明。

使SMA可应用于本发明的实施方式的主要特性是，一旦使其变形的力停止一段时间，此类型的合金便恢复其初始形状。方向舵3的结构的静止位置(所述方向舵3的部分79、80)的位置以及由此在其制造中使用的SMA合金的静止位置，将与图1所示的方向舵3的收回位置相对应。也就是说，方向舵3的结构到目前为止在更大部分飞行时间中将处于静止位置。如果对于偶尔的、例外的需求，方向舵3将必需延伸，并且特别地，竖直稳定器2的所述方向舵3的内部轮廓10将必需延伸，以增加飞机的侧向空气动力控制表面，那么，将启动任何用于上述方向舵3的内部轮廓10的致动系统，所述方向舵3的后缘的结构与内部轮廓10的外形相适应，从而保持所形成的新的空气动力结构的流动连续性。一旦这些条件允许再次收回方向舵3的内部轮廓10，那么该结构将采取其初始的静止位置(图1)。

在图8a和图8b中示出了为了方向舵3的表面的适应性需求而提出的第二解决方案。

图8a和图8b在示意性俯视图中示出了对于方向舵3的此第二结构解决方案的两个位置。图8a和图8b中的方向舵3的两个位置是：方向舵3的内部轮廓10的结构收回(图8a)，和为了延伸结构而准备的方向舵3的内部轮廓10的结构(图8b)。用于致动内部轮廓10的系统可以是根据上述四个优选实施方式中的任一个。

此第二所提出的结构解决方案包括使用这样的方向舵3，该方向舵的表面沿着其纵向轴线、从收回位置的后缘划分至方向舵3的几何翼弦的大约75％。因此，这将使方向舵3的表面能够在其两个部分79、80中打开，以适应处于其延伸位置中的方向舵3的内部轮廓10，如在图2中描述的。为了实现旨在适应内部轮廓10的结构开口，将使用包括两个致动器71和72的致动系统70，与图3a中的致动器7相似。因此，经由固定点(catchingpoint)73、74、75和76将这些致动器71和72固定至方向舵3的内部结构。方向舵3的结构包括两个铰链类型的构件77、78，其允许方向舵3的结构的打开和适应，而不会影响流动连续性，所述构件77、78位于离收回位置的后缘处于方向舵3的几何翼弦的大约75％处。

因此，当需要竖直稳定器2的延伸结构时，通过致动器71、72的启动，并根据铰链类型的元件77、78所允许的自由度，上述致动装置70的操作包括打开方向舵3的结构(特别是其部件79、80的结构)及其对内部轮廓10的外形的适应。一旦飞行条件允许，通过致动致动器71、72的启动，其便返回至图1所示的方向舵3的内部轮廓10的收回位置。因此，以上系统提供方向舵3的两个结构构造，保持所需的空气动力特性和流动连续性。

为了满足方向舵3的表面的适应性需求而提出的两个结构解决方案，可应用于上述本发明的四个实施方式。如果我们考虑所提出的四个实施方式的特性，那么，第一结构解决方案(使用SMA材料)更适用于本发明的第四实施方式，即，在用于延伸在图7a和图7b中描述的内部轮廓的系统中，我们将其指定为是一次性使用的。原因是，此系统在维护需求上更简单，并且，其使用将限于非常例外的情况。然而，第二结构解决方案(利用在图8a和图8b中描述的致动系统70)更适用于在图3a和图3b、图4a和图4b、图5a和图5b中描述的本发明的前三个实施方式。相对于所述第一解决方案来说，此第二结构解决方案便于维护操作，使得方向舵3的内部轮廓10在飞行中的延伸-收回操作更可行。

可在我们刚刚描述的实施方式中，引入包括在由以下权利要求限定的范围内的改进。

Claims (14)

1.飞机的稳定化和方向控制表面，所述表面包括竖直稳定器（2）和方向舵（3），所述方向舵（3）能够相对于所述竖直稳定器（2）偏转，其特征在于，所述方向舵（3）进一步包括内部轮廓（10），该内部轮廓能通过致动系统（40）相对于所述方向舵（3）的结构的剩余部分而延伸和收回，使得在所述方向舵（3）的内部轮廓（10）的收回位置中，所述稳定化和控制表面是在正常飞行条件中的优良空气动力表面，同时，针对飞机在所述飞机的低速下的可控性要求和克服作用于飞机上的强偏航力矩的要求，在所述方向舵（3）的内部轮廓（10）延伸的位置中，实现所述竖直稳定器（2）的空气动力控制表面的增加。

2.根据权利要求1所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述内部轮廓（10）能通过所述致动系统（40）、相对于所述方向舵（3）的结构的剩余部分、在所述方向舵（3）的纵向轴线的方向上延伸和收回。

3.根据权利要求1所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵（3）的结构能打开，以允许所述方向舵（3）的内部轮廓（10）的延伸，一旦所述内部轮廓（10）完全延伸，所述结构便关闭，使得所述方向舵（3）与延伸的内部轮廓（10）形成这样的结构：所述结构保持其空气动力表面和流动连续性的特性。

4.根据权利要求3所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵（3）的结构的部件（79和80）由形状记忆合金（SMA）类型的合金制成。

5.根据权利要求3所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵（3）的结构能沿着其纵向轴线、从其收回位置的后缘打开至所述方向舵（3）的几何翼弦的大约75%。

6.根据权利要求5所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵（3）的结构包括两个部件（79、80），这两个部件能基于其绕铰链（77、78）的旋转通过致动器（71、72）打开。

7.根据权利要求中1至6中的任一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述致动系统（40）包括通过配件（48、58、68）固定至所述方向舵（3）的结构并通过固定件（49、59、69）固定至所述方向舵（3）的内部轮廓（10）的至少一个致动器（47、57）。

8.根据权利要求1至6中的任何一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述致动系统（40）包括弹性系统（20）。

9.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，其包括用于所述方向舵（3）的内部轮廓（10）的纵向运动的导向系统（17），该导向系统确保所述内部轮廓（10）在所述方向舵（3）上需要高空气动力负载的条件中的正确运动。

10.根据权利要求9所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述导向系统（17）包括轴承的系统（18）和杆（19），所述杆（19）与所述内部轮廓（10）连接，使得当所述致动系统（40）在所述内部轮廓（10）上引起平移运动时，所述轮廓（10）的运动被所述导向系统（17）引导，所述轴承的系统（18）允许所述杆（19）的单一运动以及由此允许所述内部轮廓（10）沿着所述方向舵（3）的纵向轴线的单一运动。

11.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述致动系统（40）进一步包括缆索控制运动系统（21），所述缆索控制运动系统（21）包括与所述内部轮廓（10）的结构连接的缆索（22）和具有固定至所述方向舵（3）的内部结构的缆索拉紧系统的电机（23）。

12.根据权利要求1至6中的任何一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述致动系统（40）进一步包括用于破坏缆索的烟火装置（24），该烟火装置依次包括烟火破坏缆索（25）和烟火系统（26）。

13.根据权利要求12所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述烟火系统（26）是一次性使用的，当发生所述缆索（25）的破坏时，必需在所述飞机上的下一次维护操作时更换所述烟火系统，使得所述致动系统（40）启动，引起所述内部轮廓（10）的非常快速的运动，使得所述方向舵（3）能采取其延伸构造。

14.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞机的稳定化和方向控制表面，其特征在于，所述内部轮廓（10）在其表面中包括两个凹槽（14、15），当所述方向舵的内部轮廓（10）处于其延伸模式中时，所述凹槽帮助保持所述方向舵（3）上的流动连续性。

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