CN103502095B - 用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法。在一个方面中，提供一种用于飞行器的高升力系统（16），其包括基体（20）、襟翼（18）和保持元件（26），该襟翼（18）以能够移动的方式安装在基体（20）上并且具有襟翼边缘（22）。高升力系统（16）设置成在襟翼边缘（22）与基体（20）之间形成间隙（32）。保持元件（26）安装在襟翼（18）的靠近襟翼边缘（22）的区域中并且朝向基体（20）延伸以限制襟翼边缘（22）与基体（20）之间的距离。保持元件（26）优选地构造为线状附接装置。因此，襟翼（18）和基体（20）之间的间隙尺寸能够被影响以限制襟翼（18）和基体（20）的加载期间的弯曲效应。

Description

用于飞行器的高升力系统和用于影响飞行器的高升力特性的方法

相关申请的引用

本申请要求于2011年4月28日提交的德国专利申请No.102011018906.8的和于2011年4月28日提交的美国临时专利申请No.61/479,925的申请日的权益，这些申请的公开内容在此通过参引并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的高升力系统和一种影响飞行器的高升力特性的方法。

背景技术

为了实现预定的空气动力学特性，交通工具并且特别是飞行器通常具有襟翼系统，在襟翼系统中，襟翼以能够移动的方式安装在基体上并且襟翼能够通过致动器而进入空闲位置以及进入不同的工作位置以影响环绕交通工具的气流或者将力施加至交通工具上。例如，商用飞行器具有出于使用的不同目的而设置的相当多的不同的襟翼系统。

飞行器的高升力系统的目的是例如针对起飞和降落阶段通过扩大机翼面积并且增大机翼的弯度而实现显著增大的升力系数。出于这种目的，合适的襟翼以能够移动的方式安装在机翼的前缘和后缘上。为了在特别高的攻角和特别低的飞行速度的情况下实现气流的分离，襟翼通常能够移动使得间隙形成在襟翼与机翼之间，从而允许在机翼的上侧上产生高能量气流。

为了实现这种类型的间隙形成襟翼系统的最优化操作，必要的是，当襟翼承受空气负载时所实现的间隙尺寸与期望尺寸相同。特别地，当襟翼构造成作为机翼的前缘襟翼时——其中在前缘襟翼的后部边缘与机翼的前缘之间产生了间隙，空气负载使襟翼的前缘变形，结果影响了间隙尺寸。由于在分布在机翼的前缘上的单独的所谓的驱动站处前缘襟翼的安装和导引，前缘襟翼的一个区域或更多个区域定位成几乎固定在机翼的前面的空间中，同时在前缘襟翼的相邻的区域中能够存在多个不同弯曲线。前缘襟翼的这种变形不受机翼的变形的影响，使得在极限情况下，在常规襟翼系统的一些区域中在前缘襟翼与机翼的前缘之间存在过小或过大的间隙尺寸。

关于高升力部件的构型的现有技术的概况能够例如在由PeterK.C.Rudolph所著的NASA合同户报告4746“关于商用亚音速飞机的高升力系统（HighliftSystemsonCommercialSubsonicAirliners）”中发现。

发明内容

实现用于交通工具的襟翼系统的预先定义的空气动力学特性是非常重要的，特别是在襟翼系统的安全-关键应用的情况下。因此，本发明的目的是提出一种用于飞行器的高升力系统，该高升力系统包括基体和襟翼，襟翼以能够移动的方式安装在基体上，并且该襟翼具有襟翼边缘，襟翼边缘能够移动使得在襟翼边缘与基体之间能够形成间隙，所述间隙的张开沿着襟翼保持尽可能精确且尽可能恒定并且以预定的公差局部地定向。

通过根据本发明的高升力系统来实现该目的。在本发明中还提供了有利的发展方案。用于飞行器的根据本发明的高升力系统包括基体、襟翼和保持元件，该襟翼以能够移动的方式安装在基体上并且具有襟翼边缘。高升力系统被设置成在襟翼边缘与基体之间形成间隙。保持元件安装在襟翼的靠近襟翼边缘的区域上并且延伸至在基体上的安装点，使得襟翼边缘能够通过保持元件而沿基体的方向被牵拉和/或弯曲以限制襟翼边缘与基体之间的距离。

因此，高升力系统通过保持元件来补充，保持元件的目的是限制由襟翼边缘与基体之间的距离限定的间隙尺寸。由于空气负载和振动现象而变化的间隙尺寸能够通过保持元件至少针对不允许的增加而被限制至预定长度。

保持元件能够以多种不同方式实现。由于襟翼相对于基体以能够移动的方式安装并且襟翼边缘的运动能够通过拉力限制，对于保持元件而言合适的是构造成特别地接收拉力。以这种方式，能够使用不抵抗襟翼的向后运动的柔性保持元件。

保持元件也能够构造成使得保持元件在襟翼的运动期间缩短或者使得保持元件移动至基体中或移动至襟翼中或移动至基体和襟翼两者中。出于这种目的，基体和/或襟翼必须具有允许保持元件的相对运动的合适的通道开口。如果襟翼构造成为Krüger襟翼，开口能够位于襟翼边缘的区域中。

在有利的实施方式中，在延伸状态下，襟翼安装或保持在远离于保持元件的位点处，使得当保持元件沿基体的方向被牵拉和/或弯曲时该位点不沿基体的方向移动。这意味着襟翼能够相对于由运动学限定的安装点而移动并且也在该处通过保持元件对准或紧固。

在本发明有利的实施方式中，保持元件布置在移位设备上，该移位设备布置为使保持元件在第一端处紧固并且提供延伸离开移位设备的自由端，该端距移位设备的距离能够通过移位设备自身而单独地并且可变化地调节。在这一方面，保持元件的自由端可以安装在襟翼的靠近边缘的区域上，移位设备布置在基体本身上或优选地布置在基体本身中，保持元件以其自由端从基体朝向襟翼边缘延伸。同时，在优选实施方式中，移位设备还可以布置在靠近襟翼边缘的区域中，使得保持元件的自由端通过通道开口并且朝向基体延伸出襟翼，随后保持元件的自由端在基体处被安装或紧固。

操作移位设备能够主动地调节襟翼边缘与基体之间的距离或至少将襟翼边缘与基体之间的距离限制于最大尺寸。在本发明的优选实施方式中，保持元件构造为在尺寸上弹性的和柔性的线状附接装置并且保持元件特别地设置为吸收拉力。这种类型的保持元件可以构造为绳、线/金属线、弦等等，并且材料的选择应当由若干边际条件来引导。这些条件尤其在于保持元件在安装期间体验到的特别广的温度范围。特别地，当这种类型的高升力系统用于商用飞行器上时，在机翼结构上温度会上升，温度范围在-50℃与+60℃之间。尽管当这种类型的高升力系统用于飞行器上时外部温度并不处于极限值，应当指出的是，当飞行器在炎热天气在地面上等待时，保持元件达到特定的温度，该特定温度将导致在高升力系统启动期间的减小的初始抗拉强度。同时，在飞行器的巡航飞行期间，这种类型的保持元件可以冷却至相当大的程度使得在高升力系统启动期间的初始弹性在巡航飞行之后将是太低的并且撕裂的风险——由于脆性断裂的倾向——将大于例如处于室温的风险。推荐作为用于保持元件的合适材料特别地是金属材料，例如编织钢缆，而且还有能够耐先前提到的温度范围的高强力/拉力塑性材料，例如聚酰胺或玻璃纤维增强聚酰胺。

在本发明的有利的实施方式中，移位设备包括卷绕体，保持元件在卷绕体上通过第一端附接，卷绕体设置成将连续的拉（伸）力施加在保持元件上，该拉力不阻止保持元件从卷绕体展开，而同时允许独立地卷绕至所述卷绕体上。通过预先设定机械最大可能的旋转，移位设备在实际的术语上将是用于保持元件的同步存储装置和用于调节间隙尺寸的装置。保持元件于是将实现为从卷绕体向外延伸的并且通过通道开口延伸的线状附接装置。卷绕体还能够构造为牵引绞车，驱动单元结合于该牵引绞车中，并且卷绕体还可选地为棘轮以防止不期望的旋转。

在本发明的有利的实施方式中，移位设备包括旋转致动器，该旋转致动器联接至卷绕体以便卷绕保持元件。因此，力能够主动地施加在保持元件上，使得例如当襟翼移动至空闲位置时，保持元件同步地卷绕至卷绕体上并且因此不影响襟翼的运动。

在本发明有利的实施方式中，旋转致动器构造为弹簧元件，该弹簧元件设置为使卷绕体承受足够用于卷绕保持元件的扭矩。这具有如下有利的效果：对于保持元件而言不需要主动装置以不断地跟踪移动的襟翼。这意味着当襟翼被缩回时，保持元件实际上自动地返回至根据空气动力学观点无破坏性的空闲位置等。

在本发明有利的实施方式中，卷绕体仅能够旋转成远至具体点，并且卷绕体具有防止保持元件被牵引出太远的止动件。在高升力系统的具体构型中，这在预先设定间隙的最大尺寸和在防止襟翼的向外弯曲以增大间隙方面是足够的。

在本发明有利的实施方式中，旋转致动器是能够主动地移动卷绕体的电气致动器、液压致动器或气动致动器。当相关的襟翼执行特别显著的平移运动并且扭转弹簧不能确保在保持元件的整个长度上的恒定拉力时这是特别有用的。例如，电气驱动，优选地具有传动装置的电气驱动，可以出于这种目的而被考虑。

在有利的实施方式中，保持元件连接至机械安全单元，在超载的情况下，该机械安全单元将襟翼与保持元件分离。因此，如果保持元件保持在原处，能够防止对襟翼的损坏。

可以理解的是，根据本发明的高升力系统不限于单个保持元件的使用。替代地，将会有利的是，将这种类型的多个保持元件沿着整个襟翼分布并且在整个高升力系统中限制了在襟翼或多个襟翼的各个离散点处的可能的变形。保持元件的长度能够通过在地面上的调节而预定。

根据本发明的高升力系统优选地包括能够进入缩回状态和至少一个延伸状态的Krüger襟翼。在缩回状态下，Krüger襟翼布置成在基体的下侧上的凹部中平齐并且能够围绕枢轴通过旋转运动而旋转，该枢轴优选地位于Krüger襟翼的外侧以便于进入延伸状态。使用这种类型的高升力系统的布置形式，当襟翼延伸时，从后襟翼边缘相对于基体的恒定的距离产生。因此，使用保持元件的布置形式，保持元件的延伸长度能够被限制为使得当高升力系统完全启动时，实现了在襟翼的后缘与基体的前部边缘之间的最大距离。

通过用于影响飞行器的高升力特性的方法而进一步实现了上述目的，该方法包括：使飞行器的高升力襟翼从缩回位置延伸至延伸位置的步骤，高升力襟翼具有襟翼边缘，该襟翼边缘在襟翼的延伸位置与基体在襟翼边缘与基体之间形成间隙；以及通过在襟翼边缘与基体之间延伸的保持元件延伸沿基体的方向牵拉和/或弯曲襟翼边缘的步骤。

在方法的有利的实施方式中，当高升力襟翼被延伸时而通过移位设备来延伸保持元件。在根据本发明的方法中，高升力襟翼优选地移动至缩回位置以停用高升力系统，并且同时保持元件优选地缩回。在该方面，保持元件的缩回和延伸优选地涉及将保持元件卷绕至以可旋转方式安装的卷绕元件上并且将保持元件从以可旋转方式安装的卷绕元件展开。

附图说明

在下列实施方式的描述和附图中提供了本发明的另外的特征、优点和可能的使用。在该方面中，描述的所有特征和/图形化示出的形式，本身或以任何组合的方式，本发明的主题，也不论其在各单个权利要求或其反向引用中的组成。此外，在附图中的相同附图标记代表相同或类似的对象。

图1a至图1d示出了根据本发明的包括线状保持元件的高升力系统。

图2示出了根据本发明的包括线状保持元件的替代性高升力系统。

图3示出了包括根据本发明的高升力系统的飞行器。

图4为根据本发明的方法的基于方框的示意图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的高升力系统16，在高升力系统16中，Krüger襟翼18能够相对于作为基体的示例的机翼20而从在机翼20的下侧上的收纳位置21向外移动。保持元件26的自由端24安装在襟翼的边缘22上。这例如能够通过在靠近边缘的区域22中位于自由端24与襟翼18之间的点状固定连接而实现。

保持元件26构造为线状保持元件并且卷绕至卷绕体28上，该卷绕体28在图1b中的三维视图中示出并且具有卷绕表面30。如从图1c能够观察到的，扭转弹簧34安装在机翼2的结构36上并且设置为以从动端38使卷绕体28沿逆时针方向旋转以便于连续地张紧保持元件26——该保持元件26通过开口40延伸出机翼的内部并且朝向靠近边缘的区域22延伸，并且在襟翼18的移位运动期间再次将保持元件26卷上。

限制保持元件26的可获得的长度能够限制襟翼18的边缘22的位置。因此，襟翼18能够仅被变形，使得间隙32能够仅被减小而不能被扩大。另外，边缘22的运动能够跟随基体20的运动。如果能够选择具有旋转轴线27的如图1d所示的卷绕体29的直径、使得不完全的旋转将足够提供保持元件26的充分的长度，则与在结构36上的止动件对应的止动件31的设置将是方便的以限制保持元件26的可延伸的长度。

在图2示出的并且将会移动在机翼20的上侧上的襟翼42的显著的平移运动的情况下，位于机翼20的上侧中的开口44将是必需的以支承襟翼的边缘41。由于保持元件26的显著的平移和由于攻角——未按比例绘制/保持元件——对襟翼边缘41的振动的抑制与在图1a中示出的Krüger襟翼18的情况相比将是略微较不显著的。

图3示出了装配有这种类型的高升力系统16、43的飞行器46。

最后，图4为根据本发明的用于影响飞行器的高升力特性的方法的可能的顺序的基于方框的示意图。为了启动高升力系统，飞行器的高升力襟翼18、42从缩回位置移动至延伸位置48。在这一方面，高升力襟翼18、42具有襟翼边缘22、41，该襟翼边缘22、41在高升力襟翼18、42的延伸位置与基体20形成了在襟翼边缘22、41与基体20之间的间隙32，如先前详细描述的。同时或随后，襟翼边缘22、41通过保持元件26沿基体20的方向被弯曲或牵拉50，保持元件26在襟翼边缘22、41与基体20之间延伸。当高升力襟翼18、42延伸时，保持元件26能够通过移位设备而延伸52，该延伸优选地同时发生。为了停用高升力系统，高升力襟翼18、42移动至缩回位置54，保持元件26同时被缩回56。缩回过程和延伸过程能够通过将保持元件卷绕至卷绕体上以及将保持元件从卷绕体上展开而执行。

此外，应当指出的是，“包括（comprising）”不排除任何其他的元件或步骤，并且“一个（one）”或“不指明是单数还是复数的情况（a/an）”不排除复数。还应当指出的是，已经参照上文实施方式中的一个实施方式而描述的特征也能够与上文描述的其他实施方式的其他特征结合地使用。在权利要求中的附图标记不应当被认为是限制。

附图标记清单

16高升力系统

18襟翼

20机翼

21收纳位置

22襟翼边缘

24自由端

26保持元件

27旋转轴线

28卷绕体

30卷绕表面

31止动件

32间隙

34扭转弹簧

36结构

38从动端

40开口

41襟翼边缘

42襟翼

43襟翼系统

44开口

46飞行器

48（高升力）襟翼的延伸

50襟翼边缘的牵拉/弯曲

52保持元件的延伸

54（高升力）襟翼的缩回

56保持元件的缩回

Claims (14)

1.一种用于飞行器的高升力系统(16、43)，包括

-基体(20)，

-襟翼(18、42)，所述襟翼(18、42)以可移动方式安装在所述基体(20)上并且具有襟翼边缘(22、41)，以及

-保持元件(26)，

其中，所述高升力系统(16、43)设置成在所述襟翼边缘(22、41)与所述基体(20)之间形成间隙(32)，

所述保持元件(26)安装在所述襟翼(18、42)的靠近所述襟翼边缘(22、41)的区域中并且朝向所述基体(20)延伸以限制所述襟翼边缘(22、41)与所述基体(20)之间的距离，使得在所述襟翼保持于延伸位置的状态下所述襟翼边缘(22、41)能够通过所述保持元件(26)沿所述基体(20)的方向被牵拉和/或弯曲。

2.根据权利要求1所述的高升力系统(16、43)，还包括移位设备，所述移位设备设置成使所述保持元件(26)在第一端处紧固并且具有延伸离开所述移位设备的自由端。

3.根据权利要求2所述的高升力系统(16、43)，其中，所述移位设备布置在所述基体(20)中。

4.根据权利要求2所述的高升力系统(16、43)，其中，所述移位设备布置在所述襟翼(18、42)中。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的高升力系统(16、43)，其中，所述保持元件(26)为线状附接装置，并且所述移位设备包括用于卷绕所述保持元件(26)的以可旋转方式安装的卷绕体(28、29)。

6.根据权利要求5所述的高升力系统(16、43)，还包括运动装置，所述运动装置联接至所述卷绕体(28、29)并且设置成使所述卷绕体旋转。

7.根据权利要求6所述的高升力系统(16、43)，其中，所述运动装置为弹簧元件(34)。

8.根据权利要求6所述的高升力系统(16、43)，其中，所述运动装置为致动器。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的高升力系统(16、43)，其中，所述保持元件(26)选自保持元件(26)的组，所述组包括：

-金属丝绳；

-具有有机基纤维和无机基纤维的编织的纤维复合物；

-金属丝绳与有机基纤维和无机基纤维的混合物。

10.根据权利要求1至4中任一项所述的高升力系统，其中，所述基体(20)为飞行器的机翼，并且所述襟翼(18、42)为布置在机翼的前缘上的襟翼(18、42)。

11.一种用于影响飞行器的高升力特性的方法，包括下述步骤：

-使所述飞行器的高升力襟翼(18、42)从缩回位置延伸至延伸位置(48)，其中，所述高升力襟翼(18、42)具有襟翼边缘(22、41)，所述襟翼边缘(22、41)在所述高升力襟翼(18、42)的所述延伸位置与基体(20)在所述襟翼边缘(22、41)与所述基体(20)之间形成间隙(32)；以及

-通过在所述襟翼边缘(22、41)与所述基体(20)之间延伸的保持元件(26)而在所述高升力襟翼保持于所述延伸位置的状态下沿所述基体(20)的方向牵拉和/或弯曲(50)所述襟翼边缘(22、41)。

12.根据权利要求11所述的方法，还包括下述步骤：

-当所述高升力襟翼(18、42)延伸时通过移位设备使所述保持元件(26)延伸。

13.根据权利要求12所述的方法，还包括下述步骤：

-使所述高升力襟翼(18、42)缩回至缩回位置；以及

-使所述保持元件(26)缩回。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述保持元件(26)的所述缩回或所述延伸包括卷绕至以可旋转方式安装的卷绕元件上或者从以可旋转方式安装的卷绕元件展开。