CN104512546A - 用于飞行器机翼单元的高升力后缘襟翼系统 - Google Patents

用于飞行器机翼单元的高升力后缘襟翼系统 Download PDF

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Abstract

用于飞行器机翼单元的高升力后缘襟翼系统。根据本发明，后缘襟翼(2)在延伸位置的向后移动和倾斜分离，以便允许在装入位置将促动机构(11，12，14，15)并入到机翼(1)中。

Description

用于飞行器机翼单元的高升力后缘襟翼系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器机翼的后缘附近的后部的高升力襟翼系统。
背景技术
已知的是，为了在低速下完全安全地飞行，例如，在起飞和降落期间，一些飞行器，尤其是商业民用飞机，具有高升力系统用于改变它们旨在用于高速下巡航的机翼单元。这些高升力系统的目的在于暂时地增大飞行器的机翼轮廓的表面面积和曲面，还确保了更大的升力。
使用的高升力系统基本上是布置在机翼的前部中的前缘缝翼，以及配合在所述机翼的后部中的后缘襟翼。这些缝翼和襟翼能够在促动机构的作用下移动，从而允许它们采取它们被装入机翼中的位置或退回并且关于所述机翼倾斜的至少一个延伸位置。
大体上，前缘缝翼经历的在其装入位置与其延伸位置之间的旋转非常轻微，这意味着对应的促动机构可为简单的，并且能够在装入位置容易完全装入机翼内。
相比之下，后缘襟翼必须在其装入位置与其延伸位置之间经历的旋转和向后移动为相当大的，导致复杂、沉重且体积大的促动机构。这些缺陷由如下事实加剧：机翼的所有后缘襟翼的促动机构大体上以集中方式从单个传动轴驱动。此外，在这些已知的高升力系统中，后缘襟翼的预定旋转对应于延伸位置。
由于它们的较大体积，故后缘襟翼的这些促动机构不可收纳在机翼内，并且对于所述机翼外的大部分，布置成从所述机翼的下表面突出，如例如US4471928中所示。为了限制由这些外部促动机构引起的空气动力干扰，各个机构容纳在悬置于对应的机翼的下表面下方的成轮廓整流罩中。不管该预防措施，由于这些成轮廓整流罩的存在而产生的阻力仍显著，并且这削弱了飞行器性能。此外，由于后缘襟翼的旋转与其延伸相关，故该襟翼的最佳空气动力效果是不可能的。
将注意的是，US3655149和EP0411680公开了后缘襟翼系统，其部分地收纳在承载所述襟翼的机翼中，并且部分地收纳在所述襟翼中。然而，在这些已知的系统中，后缘襟翼的倾斜由所述襟翼的延伸移动控制。
发明内容
本发明的目的在于克服这些缺陷。
为了实现根据本发明的用于飞行器机翼的后部的该高升力襟翼系统，该系统包括：
后缘襟翼，其设有前缘、后缘、上表面和下表面，以及
用于促动所述后缘襟翼的机构，其允许所述襟翼采用：
装入位置，对于该装入位置，所述后缘襟翼至少部分地收纳在所述机翼的后部中，使得所述襟翼的上表面和下表面相对于所述后机翼部分的上表面和下表面是连续地空气动力的，并且所述后缘襟翼的后缘形成所述后机翼部分的后缘的部分，
或至少一个延伸位置，对于该至少一个延伸位置，所述后缘襟翼从所述机翼的后缘退回，并且关于其倾斜，
所述促动机构包括：
平移驱动器件，其至少部分地收纳在所述机翼的后部中，并且其包括至少一个从动可移动元件，以及
旋转器件，其收纳在所述后缘襟翼中，并且连接于可移动元件，以便能够使所述后缘襟翼关于所述可移动元件围绕平行于所述后缘襟翼的前缘的轴线旋转，
区别在于，所述旋转器件由旋转促动器形成，其旋转轴限定所述后缘襟翼的旋转轴线。
因此，根据本发明，使后缘襟翼从其装入位置移动至延伸位置并且反之亦然的平移移动与用于使后缘襟翼在延伸位置倾斜的旋转移动分离。通过以该方式分离两种类型的移动，在仍使得有可能获得后缘襟翼的较大向后移动和较大枢转移动的同时，本发明还允许了后缘襟翼的促动机构简单并入在机翼的后部内，并且允许后缘襟翼的旋转关于其延伸独立。因此，在后缘襟翼的装入位置，即是说，在高速巡航飞行中，机翼的构造为完美地平滑的(上述整流罩是多余的并且因此省去)，这允许了阻力和因此燃料消耗的显著增益，而在所述后缘襟翼处于延伸位置时，可在其上带来任何期望的最佳旋转。
有利的是，根据本发明，所述平移驱动器件能够在所述后缘襟翼上带来多个不同的延伸位置，并且由于所述平移驱动器件的操作独立于所述旋转器件的操作，故在各个延伸位置处，所述旋转器件可在所述后缘襟翼上带来多个不同的旋转。
此外，将注意的是，不同于上文陈述的集中式现有技术，本发明允许机翼的后缘襟翼的独立控制。在该情况下，机翼的后缘襟翼的所有促动机构通过计算机和具有位置传感器的监测通道来操作和同步。
所述旋转促动器可为电性的或液压的。为了易于控制并且由于转矩水平，有利的是所述促动器为电动液压类型，其在本领域中被称为电液压促动器(EHA)。
有利的是，所述旋转促动器以如下方式布置在后缘襟翼中，使得其旋转轴线位于离所述后缘襟翼的前缘的一距离处，位于其弦长的30%到40%之间，并且优选为大约35%。实际上，以已知方式，所述襟翼的轮廓的空气动力结果位于该区域中，从而最小化由旋转促动器供应以促动后缘襟翼的转矩。
作为优选，所述旋转促动器和可移动元件借助于凸耳连结，该凸耳刚性地连接于所述促动器的旋转轴，并且接合在所述可移动元件中的凹口中。
为了易于维护，对于所述旋转促动器有利的是布置在插入在所述后缘襟翼的对应壳体中的可除去外壳中。作为优选，当固定在所述壳体中时，所述可除去壳体有助于所述后缘襟翼的结构阻力。此外，所述壳体能够有利地经由在所述后缘襟翼的上表面中产生的开口接近，并且所述可除去外壳的顶面形成为在所述外壳定位在其壳体中时，以便密封所述开口，并且形成所述上表面的对应部分。
因此，关于上述现有技术的后缘襟翼，本发明具有许多优点：
由于省去下表面整流罩，故非常显著的空气动力增益一方面导致阻力的明显下降，并且另一方面，导致通过露出升力带而增大升力；
由于后缘襟翼的平移和旋转是独立的，故增加了调整选择；
通过废除共用传动轴的后缘襟翼的约束的、机翼单元的较大自由度；
在需要的情况下增大后缘襟翼的延伸速度；
由于使用的部分简单、数量较少并且更紧凑，故有简单性、重量和成本的增益；
由于快速闭环控制的可能性而引起的在高升力模式中的空气动力负载的更好平衡；
使用比所需的更大的后缘襟翼的向后移动和旋转的选择，以便总体上改进飞行器的高升力性能；以及
为了除升力增大之外的其它目的使用后缘襟翼的选择，诸如，通过使所述襟翼向上定向来使用气闸。
附图说明
附图中的图将示出如何执行本发明。在这些图中，同样的附图标记表示类似的元件。
图1包括示出本发明的侧视图的两个图A和B，其中后缘襟翼分别处于装入位置和延伸位置。
图2为包含用于促动后缘襟翼的旋转促动器的外壳的透视图。
图3为使用图2中的外壳的图1中的系统的实施例的透视图。
图4至7为根据本发明的系统的各种构造的示意性截面。
具体实施方式
图1示意性地示出了设有包括后缘襟翼2的高升力襟翼系统的飞行器机翼的后部1。
后缘襟翼2为空气动力表面，其包括前缘3、后缘4、上表面5和下表面6。
如图1中的图A和B中所示，后缘襟翼2可采用：
装入位置(图A)，对于该装入位置，后缘襟翼2收纳在后机翼部分1的底切部7(见图B)中，使得后缘襟翼2的上表面5和下表面6分别与所述后机翼部分1的上表面8和下表面9为连续地空气动力的，并且后缘襟翼2的后缘4形成所述后机翼部分1的后缘部分10，
或延伸位置(图B)，对于该延伸位置，所述后缘襟翼2从所述后机翼部分1的后缘10退回，并且关于其倾斜。
为了使后缘襟翼2从其装入位置移动至其延伸位置并且反之亦然，图1中示意性地示出的系统包括促动机构11,12,14，其包括以下：
平移驱动器件，其收纳在后机翼部分1中，并且包括由驱动轮12引导和驱动的至少一个弯曲轨道11，驱动轮12自身由一个或更多个马达(未示出)驱动。弯曲轨道11可在底切部7内朝后机翼部分1的后部和前部移动。在对应于后缘襟翼2的装入位置的其最前方位置(图A)，弯曲轨道完全收纳在后机翼部分1中。相比之下，在对应于后缘襟翼2的延伸位置的其最后方位置(图B)，弯曲轨道11向下突出到底切部7外。如可通过比较图1中的图A和B而看到的，弯曲轨道11使得有可能借助于弯曲平移来获得后缘襟翼2的显著的向后移动R；以及
旋转器件14,15，其包括至少一个旋转促动器14，至少一个旋转促动器14收纳在后缘襟翼2中，并且连接于弯曲轨道11的后部13(在所示实施例中的后端处)，以便能够使该襟翼关于轨道11围绕平行于其前缘3的轴线15旋转(见双头箭头f)。旋转促动器14可为电动液压类型，其在本领域中称为电液压促动器(EHA)。例如，旋转促动器14为旋转EHA，其生成相当大的转矩，同时更紧凑。
因此，可看到的是，通过控制驱动轮12和通过控制旋转促动器14，有可能使具有长度R的后缘襟翼2向后(或向前)移动，并且在其上带来期望的倾斜。当然，有可能使这两个平移和旋转命令同步。
将容易理解的是，通过控制轮12和弯曲轨道11，有可能在后缘襟翼2上带来图A中的最前方位置与图B中的最后方位置之间的多个中间延伸位置，并且通过控制旋转促动器14，有可能使后缘襟翼2以多种不同方式在所述中间延伸位置中的各个处旋转。此外，由于旋转促动器14，故后缘襟翼2可在所述中间位置中的各个处向上或向下倾斜。
旋转促动器14的旋转轴16限定后缘襟翼2的旋转轴线15。如前文所述，旋转促动器14布置在后缘襟翼2中，使得旋转轴线15位于离前缘3的距离d处，位于所述襟翼2的轮廓的弦长C的30%到40%之间，并且优选为大约35%，即是说，在施加在襟翼上的空气动力的合力F的施加点附近。
在图2和3中所示的本发明的实际实施例中，旋转促动器14布置在外壳17中，外壳17可除去地插入在所述后缘襟翼2的对应壳体18中。
正交于旋转促动器14的旋转轴16的驱动凸耳19为了共同旋转而连接于所述轴，并且接合在可移动元件11中的通道20中。因此，当旋转促动器14被促动并且其旋转轴16旋转时，凸耳19关于可移动元件11被抓住，并且后缘襟翼2围绕轴线15旋转。
如图3中所示，当可移动外壳17插入并且固定在设在后缘襟翼2中的壳体18中(所述固定能够以任何已知的方式(未示出)执行)时，所述外壳17有助于所述襟翼的结构阻力。
作为优选，用于外壳17的壳体18能够经由在后缘襟翼2的上表面5中产生的开口21接近，并且可除去的外壳17的顶面22形成为密封上表面5中的开口21，并且在所述外壳固定在其壳体18中(图3)时形成其对应的部分。
图4至7示出了根据本发明的系统的各种构造的示意性截面：
图4示出了图3中的系统；
在图5中，可移动轨道11设在旋转促动器14的任一侧上，以便获得更大的力，利用其来促动襟翼2并且更好平衡力；
在图6中仅向两个相邻襟翼2提供了一个可移动轨道11；并且
在图7中，轴16承载收纳在可移动轨道11的相对面中产生的凹口(通道)中的两个凸耳19。
不管根据本发明的系统的实施例，出于刚性原因，对于(多个)可移动轨道11有利的是具有I形轮廓。

Claims (10)

1. 用于飞行器机翼的后部(1)的高升力襟翼系统，所述系统包括：
后缘襟翼(2)，其设有前缘(3)、后缘(4)、上表面(5)和下表面(6)，以及
用于促动所述后缘襟翼(2)的机构，其允许所述襟翼采用：
装入位置，对于所述装入位置，所述后缘襟翼(2)至少部分地收纳在所述后机翼部分(1)中，使得所述襟翼(2)的上表面(5)和下表面(6)相对于所述后机翼部分(1)的上表面(8)和下表面(9)是连续地空气动力的，并且所述后缘襟翼(2)的后缘(4)形成所述后机翼部分(1)的后缘(10)的部分，
或至少一个延伸位置，对于所述至少一个延伸位置，所述后缘襟翼(2)从所述后机翼部分(1)的后缘(10)退回，并且关于其倾斜，
所述促动机构(11,12,14,15)包括：
平移驱动器件(11,12)，其至少部分地收纳在所述后机翼部分(1)中，并且包括至少一个从动可移动元件(11)；以及
旋转器件(14)，其收纳在所述后缘襟翼(2)中，并且连接于所述可移动元件(11)，以便能够使所述后缘襟翼(2)关于所述可移动元件(11)围绕平行于所述后缘襟翼(2)的前缘(3)的轴线(15)旋转，
其特征在于，所述旋转器件(14)由旋转促动器形成，其旋转轴(16)限定所述后缘襟翼(2)的旋转轴线(15)。
2. 根据权利要求1所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述旋转促动器(14)为电动液压(EHA)类型。
3. 根据权利要求1或权利要求2所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述旋转促动器(14)以如下方式布置在所述后缘襟翼(2)中，使得所述襟翼的旋转轴线(15)位于离其所述后缘(3)的距离(d)处，位于所述后缘襟翼(2)的弦长(C)的30%到40%之间，优选为大约35%。
4. 根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述旋转促动器(14)和所述可移动元件(11)借助于凸耳(19)连结，所述凸耳(19)为了共同旋转而连接于所述旋转促动器(14)的轴(16)，并且接合在所述可移动元件(11)中的凹口(20)中。
5. 根据权利要求1至权利要求4中任一项所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述旋转促动器(14)布置在插入在所述后缘(2)的对应壳体(18)中的可移动外壳(17)中。
6. 根据权利要求5所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述可移动外壳(17)在所述可移动外壳插入和固定在所述壳体(18)中时有助于所述后缘襟翼(2)的结构阻力。
7. 根据权利要求5或权利要求6所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述壳体(18)能够经由在所述后缘襟翼(2)的上表面(5)中产生的开口(21)接近，并且所述可除去外壳(17)的顶面(22)形成为以便在所述外壳在其壳体(18)中就位时密封所述开口(21)，并且形成所述上表面(5)的对应部分。
8. 根据权利要求1至权利要求7中任一项所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述平移驱动器件的所述从动可移动元件(11)包括至少一个弯曲轨道，其由驱动轮(12)引导和驱动。
9. 根据权利要求8所述的高升力襟翼系统，其特征在于，所述弯曲轨道具有I形截面。
10. 飞行器，其特征在于，其包括根据权利要求1至权利要求9中任一项所述的至少一个高升力襟翼系统。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110341937A (zh) * 2018-04-06 2019-10-18 波音公司 分布式后缘襟翼系统
CN112224388A (zh) * 2020-09-25 2021-01-15 南京航空航天大学 一种基于超声电机驱动的后缘襟翼驱动装置
US20220073185A1 (en) * 2018-12-28 2022-03-10 Leonardo S.P.A. Aircraft wing

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6144487B2 (ja) * 2012-12-26 2017-06-07 三菱航空機株式会社 フラップの展開装置、及び、航空機
GB201522327D0 (en) * 2015-12-17 2016-02-03 Airbus Operations Ltd Wing structure
EP3231702B1 (en) 2016-04-11 2020-06-17 Asco Industries NV High-lift device
JP6840893B2 (ja) 2017-04-28 2021-03-10 エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ 航空機用の翼
CN110546065B (zh) 2017-04-28 2023-09-05 空中客车运作有限责任公司 飞行器的机翼和其中的连接组件以及具有这种机翼的飞机
GB2568731B (en) * 2017-11-24 2020-04-08 Airbus Operations Ltd Modifying the chord length of an aircraft wing
GB2568743B (en) * 2017-11-27 2020-06-17 Airbus Operations Ltd Variable deployable wing flap
US10364019B2 (en) * 2017-12-13 2019-07-30 Thomas Hsueh Aircraft flap mechanism
US10882604B2 (en) 2018-01-18 2021-01-05 The Boeing Company Distributed trailing edge wing flap systems
US10889365B2 (en) * 2018-03-15 2021-01-12 The Boeing Company Auxiliary support system for a flap of an aircraft wing
US10882603B2 (en) 2018-03-20 2021-01-05 The Boeing Company Distributed trailing edge wing flap systems
US10647407B2 (en) * 2018-03-30 2020-05-12 The Boeing Company Wing flap with torque member and method for forming thereof
US10597141B2 (en) * 2018-03-30 2020-03-24 The Boeing Company Wing flap with torque member and method for forming thereof
CA3046256A1 (en) * 2018-06-18 2019-12-18 Bombardier Inc. Aircraft wing with deployable flap
US11027824B2 (en) 2018-09-05 2021-06-08 The Boeing Company Distributed trailing edge wing flap systems
US10926867B2 (en) 2018-09-10 2021-02-23 The Boeing Company Distributed trailing edge wing flap systems
MA53107A (fr) 2019-03-29 2021-05-19 Airbus Operations Gmbh Aile d'aéronef

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3655149A (en) * 1970-09-25 1972-04-11 Lockheed Aircraft Corp Flap actuating mechanism
US3785594A (en) * 1971-03-12 1974-01-15 British Aircraft Corp Ltd Aircraft flap system
US4544118A (en) * 1982-09-30 1985-10-01 The Boeing Company Drive mechanism for combined flap-aileron surface
EP0210399A2 (de) * 1985-07-31 1987-02-04 Deutsche Airbus GmbH Tragflügel mit ausfahrbarer Klappe und veränderbarer Wölbung
CN101267980A (zh) * 2005-09-23 2008-09-17 空中客车德国有限公司 飞机机翼上的先进机翼后缘控制面

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1917428A (en) * 1927-12-17 1933-07-11 Uppercu Burnelli Corp Aircraft
US3244384A (en) * 1964-08-07 1966-04-05 Gen Dynamics Corp High lift device actuating mechanism
US4049219A (en) * 1975-02-03 1977-09-20 The Boeing Company Variable pivot trailing edge flap
US4471928A (en) * 1980-08-13 1984-09-18 The Boeing Company Extendible airfoil track assembly
DE3522448A1 (de) * 1985-06-22 1987-01-02 Messerschmitt Boelkow Blohm Antriebs- und fuehrungsvorrichtung fuer eine an einem flugzeugtragfluegel angeordnete klappe
US5161757A (en) * 1989-07-31 1992-11-10 The Boeing Company Extending bent shaft flap drive
GB2260521B (en) * 1991-10-19 1995-03-22 British Aerospace An aircraft wing leading edge arrangement
FR2892382B1 (fr) * 2005-10-26 2007-12-07 Eurocopter France Pale de giravion munie d'un volet orientable a l'aide d'au moins une rotule principale dont le premier arbre est solidaire de ladite pale.
FR2955309B1 (fr) * 2010-01-18 2013-05-10 Airbus Operations Sas Systeme de commande de vol pour un aeronef
GB201008773D0 (en) * 2010-05-26 2010-07-14 Airbus Uk Ltd Aircraft slat assembly
US9061753B2 (en) * 2012-11-29 2015-06-23 The Boeing Company Hinged panel operation systems and methods

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3655149A (en) * 1970-09-25 1972-04-11 Lockheed Aircraft Corp Flap actuating mechanism
US3785594A (en) * 1971-03-12 1974-01-15 British Aircraft Corp Ltd Aircraft flap system
US4544118A (en) * 1982-09-30 1985-10-01 The Boeing Company Drive mechanism for combined flap-aileron surface
EP0210399A2 (de) * 1985-07-31 1987-02-04 Deutsche Airbus GmbH Tragflügel mit ausfahrbarer Klappe und veränderbarer Wölbung
CN101267980A (zh) * 2005-09-23 2008-09-17 空中客车德国有限公司 飞机机翼上的先进机翼后缘控制面

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110341937A (zh) * 2018-04-06 2019-10-18 波音公司 分布式后缘襟翼系统
US20220073185A1 (en) * 2018-12-28 2022-03-10 Leonardo S.P.A. Aircraft wing
CN112224388A (zh) * 2020-09-25 2021-01-15 南京航空航天大学 一种基于超声电机驱动的后缘襟翼驱动装置

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