CN104024106B - 升降襟翼组件、用于飞机的翼型及飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种升降襟翼组件(14)，其包括升降襟翼承载装置(22，24)，其在空气动力学、装配空间和用于引导和调节第一升降襟翼(16，18)和第二升降襟翼(18，20)的装配上进行了改进，该升降襟翼承载装置(22，24)包括用于引导该第一升降襟翼(16，18)的第一引导装置(30)，并包括用于引导第二升降襟翼(18，20)的第二引导装置(32)。该第一引导装置和第二引导装置(30，32)分别具有第一导轨(40)第二导轨(42)。本发明还涉及包括所述升降襟翼组件(14)的用于飞机(12)的翼型(10)，以及包括所述翼型(10)的飞机(12)。

Description

升降襟翼组件、用于飞机的翼型及飞机

技术领域

本发明涉及一种用于引导和调整升降襟翼的升降襟翼承载装置。进一步地，本发明涉及一种具有这种升降襟翼承载装置的升降襟翼组件。进一步地，本发明涉及一种翼型，该翼型用于具有此种升降襟翼组件的飞机上。最后，本发明涉及一种安装有这种翼型的飞机。

背景技术

EP 0503158A1公开了一种用于襟翼的驱动和引导装置，该襟翼设置于飞机翼型上。该已知的驱动和引导装置包括：由车厢(car)构成的托架，襟翼以可移动的方式设置于该托架上，其中该托架可在支撑件和导轨上移动并可通过致动器驱动。该致动器通过杠杆机械装置发挥作用，该杠杆机械装置具有主动杆和传动杆。

WO 03/008266A1公开了一种升降襟翼装置，该装置用于通过驱动系统调节与翼型关联的升降襟翼。该已知的升降襟翼机械结构安装于几个襟翼支撑件之一上，这几个襟翼支撑件连接至翼型上，并且该升降襟翼机械结构包括转向臂组件和导向杆，该转向臂组件用于形成主连接装置，该导向杆用于形成次连接装置。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于引导和调节升降襟翼的升降襟翼承载装置，该承载装置可对结构空间，可制造性和/或重量最佳化方面进行了改进。

本发明的目的通过如权利要求1所述的升降襟翼承载装置来实现。有利的实施例为从属权利要求的保护主题。该升降襟翼承载装置的有利应用为同等的权利要求的保护主题。

本发明提供一种用于引导和调节第一升降襟翼和第二升降襟翼的升降襟翼承载装置，该承载装置包括：

用于引导第一升降襟翼的第一引导装置和用于引导第二升降襟翼的第二引导装置，

且该第一引导装置和第二引导装置分别具有两个导轨。

在一个有利的实施例中，该第一引导装置设置于升降襟翼承载装置的第一侧上，且该第二引导装置设置于与该第一侧相对设置的第二侧上。

特别优选地，设置有用于同时调节该第一引导装置和第二引导装置的驱动装置。

优选地，至少一个引导装置包括引导托架，该引导托架可通过第一轨道铰链安装件在引导装置的第一导轨上被引导移动，并且可通过第二轨道铰链安装件在第二导轨上被引导移动。

根据本发明的一个实施例，至少一个引导托架包括第一襟翼连接区以及第二襟翼连接区，该第一襟翼连接区与至少一个第一襟翼连接装置连接，该第二襟翼连接区与至少一个第二襟翼连接装置连接，且该第一襟翼连接装置和第二襟翼连接装置彼此分隔开设置，引导托架的第一襟翼连接区和第二襟翼连接区相互连接以便沿着一定方向彼此相对移动，该方向横向于引导装置引导的调节方向。

优选地，该第一引导装置和第二引导装置均设置有引导托架，该第一引导装置的第一引导托架和第二引导装置的第二引导托架通过交叉连接部相互连接。

特别优选的是，设置有连接至翼型的基体，或者另一种基体，该基体包括位于第一侧上的第一引导装置的第一导轨和第二导轨，以及位于相对方向的第二侧上的第一引导装置的第一导轨和第二导轨。

优选地，该第一引导托架、第二引导托架和包围该基体的交叉连接部形成托架组件。

在有利的实施例中，驱动装置设置于该基体中并作用于该托架组件上，特别是作用于该交叉连接部。

优选地，至少一个轨道铰链安装件包括(作为夹紧件用于夹紧关联的导轨)至少一个滚轴，该滚轴作用于关联的导轨的至少一个滚轴轨道上，和/或至少一个轨道铰链安装件包括至少一个滑件(作为夹紧件)，该滑件作用于关联的导轨的滑轨上。

特别优选的是，至少一个轨道铰链安装件与关联的导轨正连接以吸收侧面横向力。

优选地，该第一轨道铰链安装件可移动地支撑于第一导轨上的第一支撑面上，而第二轨道铰链安装件可移动地支撑于第一导轨上的第二支撑面上，该第一支撑面比该第二支撑面大，和/或该第一支撑面在位移方向上延伸距离大于第二支撑面。

根据本发明另一方面，提供了一种升降襟翼组件，包括第一升降襟翼和第二升降襟翼和本发明的升降襟翼承载装置或根据本发明的优选实施例的升降襟翼承载装置，该升降襟翼承载装置设置于该第一升降襟翼和第二升降襟翼之间。

另一方面，本发明提供一种用于飞机的翼型，该飞机安装有此种升降襟翼组件。

另一方面，本发明提供一种安装有此种翼型的飞机。

优选地，该升降襟翼为着陆襟翼。

在本发明的特别优选的实施例中，用于引导两个着陆襟翼的引导装置设置于中间，位于两个着陆襟翼之间，并具有至少两个用于调节的导轨，并且优选具有用于对安装于两侧的升降襟翼进行联合调节的驱动装置。

本发明的优势，或本发明实施例的优点具体为：

·用于承载和调节升降襟翼的承载装置和调节装置仅需要较小的装配空间；

·关于其结构，该升降襟翼承载装置比目前已知的升降襟翼的承载和调节装置轻，

·该升降襟翼组件易于生产制造；特别是，可制造简单组件和/或节省时间；

·由于紧凑的配置，可使飞机具有较小的头部表面积，因此具有更小的阻力，可获得更好的空气动力学效果；

·在展开状态时要求着陆襟翼位置具有最佳空气动力学效果，这比安装目前已知的承载和/或调节装置的情况更容易实现。

·可获得对于所谓的多梁(multispar)着陆襟翼的最佳承载和/或合成材料着陆襟翼通过横梁的加固。

在优选实施例中，提供了至少一种车厢或托架，其上有可以摆动方式悬浮的至少一个升降襟翼。为此，该引导托架优选分为至少两个升降襟翼连接区，这两个升降襟翼连接区可彼此相对移动以对与之连接的升降襟翼的倾斜和/或弧形进行补偿。

优选地，提供了基体或基本体，其上设置有包括几个导轨的引导装置，且其可以连接至机翼结构，例如翼型上。

优选地，设置有包围该基体的托架组件以进行加固。因此，升降襟翼不太可能偏移出它们的引导装置。

该托架组件还可用于驱动装置的作用，以联合驱动几个升降襟翼。

而且，该托架组件可用于连接该引导件的气动整流罩，该引导件可与该托架组件和升降襟翼联合调节。这样可以实现空气动力学方面的全面改进，可减少不同位置的狭缝和缝隙的出现。

优选地，提供了升降襟翼的侧向固定，以吸收横向载荷。例如，这可通过与关联的轨道铰链安装件的导轨的正向接触来实现，该轨道铰链安装件可连接至升降襟翼。

或者或进一步地，可设置第三导轨，例如，在一个水平侧面上，该水平侧面例如上面或下面，以侧向固定，优选地，其正向地由导件包围，以能够沿着纵向方向移动但在侧向方向上固定。

在至少两个导轨上的轨道铰链安装件优选以两种不同方式设置。例如，在第一导轨上的一个轨道铰链安装件在关联的导轨上可移动地调节，以使其支撑于更大的纵向设置的支撑面上。这可通过，例如包括几个滚轴的滚轴组件，通过长的滑件，或通过几个纵向设置的滑件来实现。优选地，在其他导轨上设置有更小和更轻的轨道铰链安装件，该安装件包括例如，只有一个滚轴或只有一个小的滑件。

该轨道铰链安装件可包括，例如，滚轴和/或滑件，它们与这些导轨分别以互补的方式设置。还可想到以下设置：其中轨道铰链安装件包围导轨，以及其中导轨包围夹紧件的设置，该夹紧件例如滚轴或滑件。该导轨和关联的夹紧件之间的连接可设置为用于侧向固定的正连接，例如通过夹紧件和导轨侧面的合适的补偿侧面连接(例如凸凹结构)。

优选地，用于导轨的金属和用于基体的金属和/或复合材料以原料的形式提供。

驱动装置可包括，例如，马达驱动的主轴，该主轴通过主轴螺母和连杆连接至引导装置中引导的组件。优选地，该驱动装置作用于相对于基体侧向引导的在两个托架支架的交叉连接部。

附图说明

以下将参考附图对本发明的示例性实施例进行详细描述。其中：

图1显示了具有升降襟翼组件的翼型的示意图，该升降襟翼组件具有几个升降襟翼和几个升降襟翼承载装置；

图2显示了图1的翼型的截面示意图，显示了升降襟翼承载装置引导的升降襟翼的可调节移动；

图3显示了升降襟翼承载装置的第一立体图；

图4显示了升降襟翼承载装置的第二立体图；

图5显示了升降襟翼承载装置的基体的立体示意图；

图6显示了升降襟翼承载装置的基体的另一立体示意图；

图7显示了图3和图4所述的升降襟翼承载装置的托架组件的立体示意图；

图8显示了图7的托架组件的一部分与图5的基体的引导装置连接的立体示意图；

图9显示了通过图1的翼型后部区域的剖面示意图，其在纵向中心轴水平通过该升降襟翼承载装置；

图10显示了通过翼型的后部区域的另一剖面示意图，该翼型在另一部分飞机上，该示意图显示了引导件的集成情况；

图11显示了可与图9和10类似的在另一部分飞机上的剖面示意图，该示意图显示了移动式整流罩组件的连接情况；

图12显示了用于空气动力学地罩住升降襟翼承载装置的整流罩，该整流罩具有固定式整流罩组件和移动式整流罩组件；

图13显示了与图9-11的附图类似的立体剖视图，其中该剖面在另一平面上获得以显示翼型中引导托架的设置；

图14显示了与图9-11和图13类似的附图，其为另一纵向剖面上获得的视图，显示了升降襟翼的铰链安装件；

图15显示了一个实施例中的升降襟翼承载装置的后视图，该实施例中没有横向引导托架；

图16显示了与图15类似的附图，其中显示了该升降襟翼承载装置具有周围托架组件，该托架组件具有两个横向引导托架；

图17显示了具有铰链安装的升降襟翼的托架组件的一部分的立体示意图；

图18显示了升降襟翼承载装置的另一立体示意图，并详细显示了引导托架；

图19a显示了已知翼型的后视图，图19b显示了根据本发明实施例的翼型的后视图，本发明实施例的翼型设置有本发明实施例的升降襟翼承载装置；

图20a显示了已知的翼型的俯视图，图20b显示了根据本发明的实施例的翼型，用于进一步的比较；

图21a显示了根据本发明另一实施例的升降襟翼承载装置的立体图，图21b和21c显示了该实施例的引导装置的两个详细视图；

图22显示了另一实施例中与轨道铰链安装件连接的引导装置的一部分的立体示意图；

图23显示了与图22类似的根据另一实施例的示意图；

图24显示了与图22和图23类似的根据另一实施例的示意图；

图25显示了与图22至24类似的根据另一实施例的示意图；

图26显示了根据本发明另一实施例的引导装置的一部分的示意图，

图27a显示了一个滑件的示意图，该滑件作为连接件用于引导装置的另一实施例的轨道铰链安装；图27b显示了使用图27a所示的滑件进行安装的引导装置的另一实施例的轨道铰链的示意图；图28a及图28b分别显示了引导装置的另一实施例的夹紧件的轮廓的单向平坦一侧和圆角一侧的示意图；图28c显示了引导装置的该实施例的夹紧件的立体示意图；

图29a显示了引导装置的另一实施例的夹紧件的示意性轮廓；图29b显示了引导装置的该实施例的夹紧件的立体示意图；和

图30a显示了另一夹紧件的示意性轮廓，图30b显示了该夹紧件结合在导轨上的立体图。

具体实施方式

图1显示了翼型10，该翼型10构成了飞机12的一部分。在其后边缘区域，翼型10包括升降襟翼组件14，该升降襟翼组件14具有几个升降襟翼16，18，20。

该升降襟翼16，18，20为，例如，着陆襟翼，它们在起飞阶段和/或着陆阶段展开，以增加翼型10的升降，且它们在对气速度较高时缩回以使飞行运行最优化。

该升降襟翼组件14包括第一升降襟翼16、第二升降襟翼18和第三升降襟翼20，以及在该第一升降装置16和第二升降襟翼18之间的第一升降襟翼承载装置22，和在第二升降襟翼18和第三升降襟翼20之间的第二升降襟翼承载装置24。该第一升降襟翼16的与升降襟翼承载装置22相反的末端安装于升降襟翼承载装置26中，且第三升降襟翼20的与第二升降襟翼承载装置24相反的末端安装于升降襟翼承载装置28中。

例如，第一升降襟翼16由内着陆襟翼构成，该内着陆襟翼的朝向飞机的机身的内部末端安装于内升降襟翼承载装置26中，并且，其朝向翼型10自由端的外末端安装于第一升降襟翼承载装置22中。例如，该第二升降襟翼18为中间着陆襟翼，该襟翼的朝向飞机机身的内末端安装于第一升降襟翼承载装置22中，并且，其朝向翼型10自由端的外末端安装于第二升降襟翼承载装置24中。例如，该第三升降襟翼20为外着陆襟翼，该襟翼的朝向飞机机身的内末端安装于第二升降襟翼承载装置24中，并且，其朝向翼型10自由端的外末端安装于外升降襟翼承载装置28中。

升降襟翼承载装置22，24和升降襟翼承载装置26，28包括第一和第二引导装置30，32，这在图2中示意性地详细描述，以说明其功能。以侧面剖视图的形式，图2示出了翼型10的后部边缘区域，该区域具有翼型侧面34和第二升降襟翼18，其以连续线示出，此时对于正常飞行操作其处于完全缩回位置36；对于最大的升降操作其处于完全展开位置37，例如在着陆过程中，并处于中间位置38。在升降襟翼承载装置22，24上或在升降襟翼承载装置26，28上的第一和第二引导装置30，32引导升降襟翼18的调节移动并且由驱动单元驱动该调节移动，这在后面在各自的升降襟翼承载装置22，24中将会说明。

为了这个目的，该第一引导装置30，第二引导装置32分别具有第一导轨40和第二导轨42。例如，第一导轨40为上导轨，且第二导轨42为下导轨。导轨40，42的曲线和延伸方式使得升降襟翼16，18，20的位置-即各自所需的调节位置处于飞机12的纵向方向上，并且升降襟翼16，18，20相对于翼型10的倾斜可在安装于第一和第二引导装置30，32上的升降襟翼16，18，20移位的情况下实现。

此外，图2显示升降襟翼组件14a上方的扰流板44可以向上折叠，例如用于在着陆时制动或在飞行过程中转向支承。

升降襟翼承载装置22，24的一个优选实施例将参照图3至18的示例性图示进行更详细说明。第一升降襟翼承载装置22和第二升降襟翼承载装置24的结构相似，并且在原理上相同，因此，将仅参考第一升降襟翼承载装置22的实例进行详细描述。升降襟翼承载装置24具有完全相同的结构。

该升降襟翼承载装置22包括基体46，托架组件48和驱动装置50。

该基体46可以通过其前端区域52与翼型10的结构牢固地连接，以使得基体46以固定方式设置。

托架组件48在第一和第二引导装置30，32上被引导以在纵向方向上相对于所述基体46移动。该升降襟翼16，18，其未在图3和4中显示，她们可通过各自的末端区域与托架组件48连接(参见，例如，图18)。

图4，9和18中显示的驱动装置50用于马达驱动托架组件48的移动，以共同调节连接至托架组件48的升降襟翼16，18。

如图5和图6清晰所示，这些图显示了没有托架组件48的基体46，该基体46设置在第一侧54上-例如朝向飞机机身的内侧上，其中第一引导装置30用于引导第一升降襟翼16，并设置于其第二侧56上，该第二侧56与第一侧54方向相反，例如外侧朝向翼型10的自由末端，且第二引导装置32用于引导第二升降襟翼18。第一引导装置30和第二引导装置32分别都包括第一导轨40和第二导轨42。

第一引导装置30和第二引导装置32可设置为彼此镜像的结构，或者它们可以设置为一定程度上不同，以使得安装在第一升降襟翼承载装置22上的升降襟翼16和18能进行不同移动。

图7中详细地显示了没有基体46的托架组件48，该托架组件48包括第一引导托架58，第二引导托架60和交叉连接部62，该交叉连接部62将该第一引导托架58与第二引导托架60连接。

第一引导托架58在第一导轨40和第二导轨42中被引导，该第二导轨42设置在基体46上的第一侧54上，从而使第一引导装置30由第一导轨40，第二导轨42和第一引导托架58构成。

第二引导装置32相应地通过设置在第二侧56上的导轨40，42构成，且该第二引导托架60在其中被引导。

每个引导托架58，60都包括第一襟翼连接区64和第二襟翼连接区66，它们通过铰链安装，以使得相对于彼此能进行一定程度移动。

例如，该第一襟翼连接区64是由主箱体68形成，且第二襟翼连接区66可由枢轴臂70形成。

该第一襟翼连接区64优选设置有第一轨道铰链安装件72以将引导托架58，60铰链安装到第一导轨40上，该连接区64还设置有第二轨道铰链安装件74以将引导托架58，60铰链安装到第二导轨42上。该轨道铰链安装件72，74包括用于夹持相应的导轨40，42的夹紧件或连接件。

在图3至8所示的示例性实施例中，第一夹紧件76包括具有多个滚轴的滚轴组件80，这些滚轴接合至第一导轨40中，该本实施例中该导轨40形成为通道形状，因此这些滚轴的两端第一导轨40包围。此外，此处显示本实施例中第二夹紧件78包括单个滚轴82，其接合到第二导轨42中，在这种情况下该第二导轨42也形成通道的形状，并且该导轨42对滚轴82的两端进行包围以进行引导。因此第一襟翼连接区64在导轨40，42中被引导。在这种情况下，该第一夹紧件76的引导使得可将更大的负荷和力矩引入到第一导轨中，而第二夹紧件78用于方向性引导并添加支撑。

如图7所示，该第二襟翼连接区66铰链安装至第一襟翼连接区64，以使得它可相对于第一襟翼连接区64摆动，围绕纵轴A向左侧或向右侧摆动，如箭头所示。

例如，枢轴臂70通过两个球面轴承84铰链安装于主箱体78上。

第一襟翼连接区64包括第一襟翼连接装置86以分别将升降襟翼16，18的各自前端区域连接至第一襟翼连接区64。

例如，第一襟翼连接装置86包括：作为襟翼连接装置86的用于安装紧固螺栓85的孔(参见图14和16)。第二襟翼连接区66包括第二襟翼连接装置88，它与第一襟翼连接装置86在纵向方向上隔开。第二襟翼连接装置88用于连接至各自的升降襟翼16，18的区域，该区域进一步位于后方，该连接装置88还可包括相应的孔。

如图4和6所示，基体46包括在第三侧90上的第三导轨92，在这种情况下，例如，该第三侧90为底面，在该第三导轨92上在纵向方向上间隔开的第一导件94和第二导件96被正向配合朝向该第三侧引导、固定。导件94，96由具有交叉连接部62的连杆98，100连接。连杆98，100以铰接的方式连接到导件94，96并以铰接的方式连接至交叉连接部62上，这使得该交叉连接部62相对于第三导轨92的高度差和倾斜差异可以得到补偿，但将承受围绕纵轴的扭矩和横向载荷。

交叉连接部62形成为棒状件或长形板件并使两个主托架本体68相互连接，或具体地，使第一引导托架58的第一襟翼连接区64和第二引导托架60的第一襟翼连接区64相互连接。总体上，托架组件48配置为包围基体46。因此，即使使用轻重量材料也可实现加固作用。

对第三导轨92上的托架组件48的进一步引导产生了进一步的加固和横向固定，该引导也对托架组件48进一步横向固定并提供支撑防止倾斜。升降襟翼16，18相对于翼型10或升降襟翼承载装置22的倾斜可通过襟翼连接区64，66的摆动悬挂进行补偿。

图8显示了第一导轨40和第二导轨42通过夹紧件76，78分别进行引导的情况。

图9显示出，驱动装置50还作用于交叉连接部62以驱动托架组件48沿着导轨40，42的纵向移动。

如图9和18所示，用于此目的的驱动装置50包括电机102，该电机102具有与之连接的起落装置104和主轴106，该主轴106被该起落装置104旋转式驱动。主轴螺母108可通过旋转沿着主轴106的旋转轴方向在主轴106上移位。主轴螺母108通过连杆100连接至交叉连接部62。

整个驱动装置50容纳于基体46中并与之连接。

可使用金属材料或复合材料，例如，特别是碳纤维增强塑料，用于制备基体46。该导轨40，42优选由金属制成，例如由铝制成。

托架组件48优选由金属制成，特别是由铝制成。在这种情况下，交叉连接部62，其可称为主轴臂，也可以由挤制铝制成，以具有高弯曲性能。主箱体68可由研磨铝制成，以具有高水平的负载阻力和负载传输性。枢轴臂70可以由锻造铝制成，以对升降襟翼组件14内的移动进行补偿。

升降襟翼16，18的各个单个元件和连接件明确地显示于图17和18中。

图10显示了通过翼型10和升降襟翼组件14的后缘区域的部分剖面图，该选择的部分能清楚显示出第二引导装置32具有在其中被引导的第一导轨40，第二导轨42和轨道铰链安装件72，74。

如图11显示，气动整流罩112的移动式整流罩组件110也可连接至托架组件48上。图12中再次显示了不具有升降襟翼承载装置22的其他元件的整个气动整流罩112。气动整流罩112包括移动式整流罩组件110和固定式整流罩组件114，固定式整流罩组件114固定地连接至基体46上。两个整流罩组件110，114具有重叠区116，从而使间隙最小化。

图13显示了通过翼型10以及升降襟翼组件14的后部区域的另一剖面图，显示了整个第一升降襟翼承载装置22具有基体46，托架组件48包括第二引导托架60。

如图14的进一步剖视图所示，显示了第二升降襟翼18的内侧以显示升降襟翼16，18，20的内部结构，该第二升降襟翼18可以铰接到该引导托架60。

升降襟翼16，18，20优选由复合材料制成，例如，纤维增强塑料或金属或以混合结构制成，混合材料中该复合材料和金属组合使用。该升降襟翼承载装置的其他元件，例如，至少一个引导托架，尤其是第二引导托架60，至少一个襟翼连接区，尤其是第二襟翼连接区66，枢轴臂70，至少一个整流罩组件，尤其是移动式整流罩组件110和/或固定式整流罩组件114，和/或整流罩112都可以由复合材料制成，例如，由纤维增强塑料或金属，或以混合构造制成，该混合构造中复合材料(一种或多种)和金属(一种或多种)组合使用。

由图14可明确看出，升降襟翼16，18，20的主体优选设置有多个横梁118以进行加固。此处显示的升降襟翼组件14中，升降襟翼16，18，20通过各自横向端部区域并在其横向端面单独安装。因此，升降襟翼16，18，20的宽广表面上不设铰链点是必要的，从而使结构简化。

图15显示了升降襟翼承载装置22的实施例，其中只有下托架连接到升降襟翼16，18，20上，而升降襟翼16，18，20则直接连接至导轨40，42上。虽然这种结构原则上可行，但它具有图15所示的缺点，翼型10的弯曲导致第一和第二引导装置30，32上产生应力，有高磨损的缺点和错位的危险。为了更好地理解，图16显示了参考图3至14的优选实施例的概要图，其中包括了周围托架组件48，该托架组件48因为进行包围和横向固定而提供了加固，其中升降襟翼16，18，20可经补偿引导托架58，60进行连接。

图17和图18再次显示了这些补偿引导托架58，60的功能和升降襟翼承载装置22的整体结构。

图中没有详细显示安装内升降襟翼16的内末端或外升降襟翼20的外末端的升降襟翼承载装置26，28的结构，但根据升降襟翼承载装置22的结构通过省略一个引导装置及驱动装置50进行详细解释。因此，升降襟翼承载装置26和28仅由第一引导装置和第二引导装置30，32中的一个构成，该引导装置30，32具有相应的导轨40，42，升降襟翼18，20在该导轨40，42上被引导，或者是如图15所示的直接引导，或者是通过引导托架58，60的中间安装件引导。因此，此处显示的升降襟翼组件14仅需要两个致动器用以调整三个升降襟翼16，18，20。

图19a、图19b、图20a及图20b显示了已知翼型10a(空客A320飞机使用的翼型)与本发明的实施例中的翼型10比较的情况，其中图19a和图20a显示了已知翼型10a，而图19b和图20b显示了本发明实施例的翼型10。已知翼型10a的升降襟翼组件14a包括两个升降襟翼16a，18a，它们都是可调节的，并自升降襟翼16a，18a的中心区域被驱动，即具有与EP0503158A1或WO 03/008266A1解释的原理一致的设计。

尽管这种已知的设计已被证明在改善空气动力学方面取得了成功，但很显然，本发明提供的升降襟翼组件14可能具有更小的结构空间，且对于升降襟翼组件14集成至翼型10中有更好的空气动力学效果。

当然，该实施例中也有可能没有更详细显示升降襟翼16，18，20的偏离数量。也可采用仅包括两个升降襟翼和在它们之间的升降襟翼承载装置22的升降襟翼组件14，这两个升降襟翼例如第一升降襟翼16和第二升降襟翼18。还可采用具有三个以上升降襟翼的实施例，其中一个升降襟翼承载装置22，24，分别优选设置于两个相邻的升降襟翼之间，用于联合安装和驱动。

上述参考图1至20b的实施例中，滚轴组件80或滚轴82用作夹紧件76，78以夹紧导轨40，42。相反，图21至30显示了夹紧件76，78以及用于该夹紧件76，78的导轨40，42的侧面的其他可能实施例。在这种情况下，滑件120被用作夹紧件76，78。

在这种情况下，图21a，21b，21c，22和24显示的实施例中，导轨122的外侧被相关联的轨道铰链安装件72，74用两个滑件120夹持。相反地，图23和图25显示的实施例中，C形导轨侧面或U形导轨侧面124包围其中引导的滑件120。

在这种情况下，图21a，21b，21c，22和23显示了滑件120和导轨122之间的正向夹持，由此可同时实现第一和第二引导装置30，32中的横向固定。图24和图25显示的实施例中，实现了导轨122与滑件120之间的纯摩擦夹持，因此可以对横向运动进行补偿。

以三个独立的视图，图21a，图21b与图21c显示了图22至图25的相应实施例如何在升降襟翼承载装置22中实现的情况。为此，相应的导轨40，42被导轨122(图21b)所替代，并且轨道铰链安装件72，74被滑件120和导轨122之间的夹持部替代(图21c)。

图26显示了另一种导轨组件126，其中第一导轨40和第二导轨42各自包括周围导轨侧面124。

在图22至图25中的实施例中提供了正向夹持件或摩擦夹持件(没有正向接触)。相反，图27a、27b显示了轨道铰链安装件72，74的实施例，其中滑件120的一侧用于正向夹持，另一侧用于摩擦夹持。在此，剖面显示了滑件120的平的一侧，例如在顶部上，且例如在底部上，一侧具有凸起(或者具有凹进处-未显示)。

还可以有关于表面结构在滑件120的纵向方向上的适应性修改。在示意性视图和立体图中，图28a、28b及28c显示了滑件120具有单向平坦一侧和圆角一侧的结构。图29a、29b显示了滑件120的实施例(设置为周围滑件)，其中平坦区域与凸起部相结合。图30a、30b显示了滑件120的另一结构的实施例，其中沿滑件120的纵向方向观察，先看到第一凸起，然后是凹进处，最后再次看到凸起。滑件120后面的实施例是最优选的，因为可由此产生滑件120抵抗扭转的支撑和/或在更大支撑区域内的支撑，然而，相对较小的接触面进入连接部。

标号列表

10 翼型 10a 翼型(现有技术)

12 飞机 14 升降襟翼组件

14a 升降襟翼组件(现有技术) 16 第一升降襟翼

16a 第一升降襟翼(现有技术) 18 第二升降襟翼

18a 第二升降襟翼(现有技术) 20 第三升降襟翼

22 第一升降襟翼承载装置 24 第二升降襟翼承载装置

26 升降襟翼承载装置 28 升降襟翼承载装置

30 第一引导装置 32 第二引导装置

34 翼型侧面 36 缩回位置

37 展开位置 38 中间位置

40 第一导轨 42 第二导轨

44 扰流板 46 基体

48 托架组件 50 驱动装置

52 前端区域 54 第一侧

56 第二侧 58 第一引导托架

60 第二引导托架 62 交联部

64 第一襟翼连接区 66 第二襟翼连接区

68 主箱体 70 枢轴臂

72 第一轨道铰链安装件 74 第二轨道铰链安装件

76 第一夹紧件 78 第二夹紧件

80 滚轴组件 82 滚轴

84 球面轴承 85 紧固螺栓

86 第一襟翼连接装置 88 第二襟翼连接装置

90 第三侧 92 第三导轨

94 第一导件 96 第二导件

98 连杆 100 连杆

102 电机 104 起落装置

106 主轴 108 主轴螺母

110 移动式整流罩组件 112 气动整流罩

114 固定式整流罩组件

116 重叠区

118 横梁

120 滑件

122 导轨

124 导轨侧面

126 导轨组件

A 纵轴。

Claims (14)

1.一种升降襟翼组件(14)，包括第一升降襟翼(16，18)和第二升降襟翼(18，20)，所述第二升降襟翼(18，20)邻近所述第一升降襟翼(16，18)横向设置，还包括升降襟翼承载装置(22，24)，所述升降襟翼承载装置(22，24)设置于所述第一升降襟翼(16，18)和第二升降襟翼(18，20)之间，所述升降襟翼承载装置(22，24)用于引导和调节所述第一升降襟翼(16，18)和第二升降襟翼(18，20)，所述升降襟翼承载装置(22，24)包括：

用于引导所述第一升降襟翼(16，18)的第一引导装置(30)和用于引导所述第二升降襟翼(18，20)的第二引导装置(32)，

所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)分别具有第一导轨(40)和第二导轨(42)。

2.根据权利要求1所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，所述第一引导装置(30)设置于所述升降襟翼承载装置(22，24)的第一侧(54)上，且所述第二引导装置(32)设置于与所述第一侧(54)相对的第二侧(56)上。

3.根据权利要求1所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，驱动装置(50)用于同时调节所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)。

4.根据权利要求1所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)中的至少一个包括引导托架(58，60)，所述引导托架(58，60)能通过第一轨道铰链安装件(72)移动，所述引导托架(58，60)在所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)的第一导轨(40)上被引导移动，并且能通过第二轨道铰链安装件(74)移动，所述引导托架(58，60)能在第二导轨(42)上被引导移动。

5.根据权利要求4所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，

至少一个引导托架(58，60)包括第一襟翼连接区(64)和第二襟翼连接区(66)，所述第一襟翼连接区(64)具有至少一个第一襟翼连接装置(86)，所述第二襟翼连接区(66)具有至少一个第二襟翼连接装置(88)，所述第一襟翼连接装置和第二襟翼连接装置(86，88)被分隔开，

所述引导托架(58，60)的第一襟翼连接区和第二襟翼连接区(64，66)相互连接，由此能在横向于所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)引导的调节方向的方向上相对于彼此进行移动。

6.根据权利要求4所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)分别设置有引导托架(58，60)，所述第一引导装置(30)的第一引导托架(58)和第二引导装置(32)的第二引导托架(60)通过交叉连接部(62)固定地。

7.根据权利要求1所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，基体(46)设置为能连接至翼型(10)，并且所述基体(46)包括位于第一侧(54)上的第一引导装置(30，32)的第一导轨和第二导轨(40，42)，以及位于第二侧(56)上的第二引导装置(32)的第一导轨和第二导轨(40，42)，所述第二侧(56)与所述第一侧(54)相对设置。

8.根据权利要求7所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，托架组件(48)包括第一引导托架(58)，第二引导托架(60)和包围所述基体(46)的交叉连接部(62)。

9.根据权利要求8所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，驱动装置(50)用于同时调节所述第一引导装置和第二引导装置(30，32)；所述驱动装置(50)设置于所述基体(46)中并作用于所述托架组件(48)上。

10.根据权利要求4所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，

所述轨道铰链安装件(72，74)的至少一个包括至少一个滚轴(82)，所述滚轴(82)作用于关联的导轨(40，42)的至少一个滚轴轨道上，和/或

所述轨道铰链安装件(72，74)的至少一个包括至少一个滑件(120)，所述滑件(120)作用于关联的导轨(40，42)的滑动轨道上。

11.根据权利要求4所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，所述轨道铰链安装件(72，74)的至少一个与关联的导轨(40，42)正连接以吸收横向力。

12.根据权利要求4所述的升降襟翼组件(14)，其特征在于，所述第一轨道铰链安装件(72)可移动地支撑于第一导轨(40)上的第一支撑面上，而所述第二轨道铰链安装件(74)可移动地支撑于第二导轨(42)上的第二支撑面上，所述第一支撑面比所述第二支撑面大，和/或所述第一支撑面在位移方向上延伸距离大于所述第二支撑面。

13.一种用于飞机(12)的翼型(10)，包括根据权利要求1所述的升降襟翼组件(14)。

14.一种飞机(12)，包括至少一个根据权利要求13所述的翼型(10)。