CN104724280A - 飞行器控制表面 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的控制表面(9)的优化的结构，比如升降舵、方向舵、着陆襟翼、副翼以及其他相似升力表面。该控制表面(9)包括前翼梁(1)、后翼梁(2)、多个肋状部(10-14)以及与前翼梁(1)接合的至少一个致动器配件(8，8’)和至少一个铰链配件(7，14)。至少一个肋状部(10-14)与致动器配件连接，并且至少一个肋状部(10-14)设置成与前翼梁(1)限定倾斜角(α，β)。一个或更多个肋状部对应于飞行、着陆或起飞期间在控制表面中生成的主要的扭转和弯曲载荷路径而定位，因此实现了控制表面的同样的结构行为，而同时减少了肋状部的数量，从而减小了控制表面的重量。

Description

飞行器控制表面

技术领域

本发明总体上涉及用于飞行器的控制表面，比如升降舵、方向舵、着陆襟翼、副翼以及其他相似的升力表面。

本发明的目的是提供用于飞行器控制表面的优化的结构，以便减小控制表面的重量，从而减少燃料消耗。

附加地，本发明的目的同样是提供用于如下飞行器的控制表面，即：该飞行器的控制表面可易于维修且使用较少数量的部件制造，以简化其组装和制造过程。

背景技术

飞行器设置有不同类型的可移动的升力表面或控制表面，这些不同类型的可移动的升力表面或控制表面用于在飞行、起飞和降落期间操纵飞行器。

通常，这些控制表面由被内部结构支承的壁板形成，该内部结构在其前缘处铰接至飞行器，从而通过致动器使得控制表面围绕铰链枢转。由于这些控制表面中的一些控制表面的较大面积，并且由于飞行器像商用飞行器在飞行期间达到的较高速度，这些控制表面必须支承高扭转载荷和高弯曲载荷。

升降舵是定位在飞行器的水平尾翼(HTP)的两侧的控制表面，并且其用于控制飞行器的俯仰。与扭矩箱(torsion box)的情况类似，升降舵主要为由复合材料制成的多肋结构，该结构由至少主翼梁以及支承上部壁板和下部壁板的多个肋状部形成。

尽管在非常大型的商用飞行器中，升降舵通常也构造成一个组件，升降舵可分成两个不同的子组件，即，内侧升降舵和外侧升降舵。类似地，在用于大型飞行器的方向舵的情况下，相同的概念适用于方向舵设计，即，具有上部升降舵和下部升降舵。

图1示出了用于升降舵的常规的蜂窝壁板结构，该结构包括：靠近前缘5定位的前翼梁1、更接近后缘6的后翼梁2、接合至前翼梁的多个肋状部3以及由所述翼梁和肋状部支承的上部壁板4和下部壁板4’。在图1中可以看到肋状部的相对于前翼梁的传统正交布置。

升降舵在前缘5处设置有若干铰链配件7，用于在升降舵与HTP的横向扭矩箱之间建立枢转连接。若干致动器配件8也设置在前缘处，用于连接致动器(未示出)比如液压缸。升降舵肋状部通常具有与致动器接合或与铰链配件接合的一个端部。

由翼梁和肋状部形成了一些传统控制表面结构。

图2示出了用于升降舵的已知的多肋架构，其由两个翼梁1和2、一组肋状部3和覆盖板形成，全部这些部件由蜂窝夹层材料制成，如图2b中所示。

现有技术的大部分控制表面结构是非整体式的结构，由于其使用由具有碳纤维增强塑料(CFRP)面片的蜂窝状中心形成的夹层壁板作为表面壁板来构造。已知的是，蜂窝夹层壁板难以修理并且在飞行期间遭受水的侵入。

用于控制表面——尤其是襟翼——的其他已知的结构为复合材料的多翼梁架构，该复合材料的多翼梁构架可以是针对重量降低和成本降低的在传统的多肋结构上的选择。多翼梁结构仅由翼梁和覆盖板形成，使得肋状部由纵向布置的多个翼梁替代。

发明内容

在以下内容中限定了本发明，并且本发明是基于结构性元件的结构性优化，即，现有控制表面的翼梁和纵梁的布置，目的是减小其重量且简化制造方法。

因此，本发明的方面涉及飞行器控制表面，该飞行器控制表面通常包括前翼梁和至少一个铰链配件，其中，前翼梁靠近控制表面的前缘定位，至少一个铰链配件与所述前翼梁接合，用于在控制表面与升力结构的扭矩箱之间产生枢转连接。此外，至少一个致动器配件接合至前翼梁，从而允许在比如液压缸之类的装置与控制表面之间进行枢转连接。

多个肋状部设置为用于使上盖板和下盖板稳定的结构加强元件。所述肋状部在其端部中的一个端部处在定位有致动器配件的位置处以及在一些铰链配件处接合至前翼梁。

根据本发明，至少一个肋状部接合或连接至致动器配件，并且至少一个肋状部设置成相对于前翼梁限定倾斜角。因而，与致动器配件连接的肋状部相对于前翼梁形成不等于90°的角度。

因此，肋状部沿着控制表面翼展倾斜地设置，并且连接至致动器配件或连接至铰链配件。此外，所述倾斜地设置的肋状部定位成使得相邻的肋状部彼此在相反方向上定向。

附加地，后翼梁纵向地设置并且定位在控制表面的前翼梁与后缘之间。该后翼梁比前翼梁短，并且后翼梁具有与控制表面的外侧端部接合的外侧端部。

从一个或更多个肋状部的如上所述的倾斜布置获得的技术效果为该肋状部对应于在飞行、着陆或起飞期间控制表面的主要的扭转和弯曲载荷路径而定位。该肋状部布置在飞行器控制表面与剩余结构之间产生了单个接触点——比如铰链配件和致动器配件——的有效载荷路径。

肋状部的常规的垂直布置(在图1和图2中示出)在本发明中用肋状部的倾斜布置取代，使得该肋状部的位置和倾斜基本遵循在控制表面处出现的主要载荷路径。

因此，与具有垂直的加强元件的现有技术整体式结构相比，实现了控制表面的相同或更好的结构性能，同时减少了部件数量，主要是减少了肋状部的数量。

由于根据本发明的控制表面由较少数量的部件组成，因此可以简化制造方法。

此外，肋状部结构用作盖板稳定器，因此使得仅需更少数量的纵梁来对壁板进行内部加强，从而使得重量减轻。

另外的益处是这样的事实，即：根据本发明的控制表面如今可以通过仅使用整体式壁板比如碳纤维复合材料(CFRP)层压件而制造，从而避免了使用具有蜂窝状中心的夹层壁板。由于未使用这些蜂窝状壁板，因此消除了前述水的侵入问题，并且极大地简化了修理任务。

附图说明

此后将参照附图对本发明的优选实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了现有技术的升降舵的立体图，其中，局部地移除了上壁板。

图2在附图(a)中示出了根据现有技术的方向舵内部结构的正视图，并且附图(b)示出了附图(a)的方向舵的截面图。

图3示出了根据本发明的控制表面结构的立体图的示意性表示，其中，为说明清楚起见，未示出上壁板。

图4示出了根据本发明的控制表面结构的三个不同实施方式的平面图的示意性表示。

具体实施方式

图3和图4示出了根据本发明的飞行器控制表面9的优选实施方式，特别地，示出了用于飞行器的水平尾翼(HTP)的升降舵。控制表面9包括前翼梁1和若干铰链配件7，其中，前翼梁1靠近控制表面9的前缘5设置，若干铰链配件7与前翼梁1接合，用于将控制表面9以枢转的方式安装至飞行器升力表面的扭矩箱(未示出)，使得控制表面可以相对于HTP枢转。

两个致动器配件8，8’也与前翼梁1接合，用于将控制表面连接至致动器(未示出)中的每个致动器。控制表面还包括多个肋状部10-15，所述多个肋状部10-15的端部中的一个端部在前翼梁处接合至铰链配件或致动器配件。

如在图4中可以对其进行更清楚地理解，根据本发明，这些肋状部10-15中的至少一个肋状部设置成与前翼梁1限定倾斜角α或倾斜角β，因此，所述肋状部相对于前翼梁1倾斜地设置。

优选地，控制表面的肋状部10-15中的若干肋状部相对于前翼梁1倾斜地设置。更精确地，该倾斜布置意味着肋状部中的每个肋状部的纵向轴线与前翼梁1的纵向轴线在平面上限定倾斜角，即，不同于90°的角度。在本发明的其他优选实施方式中，控制表面的除位于控制表面9的内侧端部17和外侧端部18处的肋状部之外的所有肋状部均倾斜地设置。

现在转向图4的示例性实施方式，第一肋状部10具有接合或连接至第一铰链配件7的前端部10’，并且与第一肋状部相邻的第二肋状部11具有接合至第一致动器配件8的前端部11’。第一肋状部10与前翼梁之间限定有两个倾斜角，即：第一锐角α1和第一钝角β1，这两个角彼此互补。与第一肋状部10相似，第二肋状部11相对于前翼梁1也限定两个倾斜且互补的角，即第二锐角α2和第二钝角β2。

附加地，根据本发明，所述两个相邻或连续的肋状部10和肋状部11沿相反的方向倾斜，以便与前翼梁1形成三角形形状。

控制表面9包括与第一对相邻的肋状部具有相似布置的第二对相邻的肋状部。第三肋状部12具有在前翼梁1处与第二铰链配件8’连接的前端部12’，并且与第三肋状部相邻的第四肋状部13具有与第二铰链配件14接合的前端部13’。在第三肋状部12与前翼梁1之间限定有两个倾斜且互补的角α3和角β3，并且在第四肋状部13与前翼梁1之间限定有两个倾斜且互补的角α4和角β4，其中，角α3和角β3为锐角且角β3和角β4为钝角。第三肋状部12和第四肋状部13相对于彼此相反地倾斜，以便如同第一对相邻的肋状部的情况那样与前翼梁1形成三角形形状。

优选地，第一对相邻的肋状部10和肋状部11分别具有在后缘6处彼此接合的后端部10”和后端部11”，并且第二对相邻的肋状部12和肋状部13也具有在后缘6处彼此接合的它们各自的后端部12”和后端部13”。

通过根据本发明的所述肋状部的该特定布置，任何两个相邻的肋状部的倾斜改变，使得所述肋状部中的一个肋状部朝向控制表面的外侧端部18倾斜，而另一肋状部朝向控制表面的内侧端部17倾斜。肋状部的该倾斜或斜的布置具有以下附加作用：肋状部用作用于上盖和下盖的弯曲止挡件，因而消除了对纵梁的需求或减少了纵梁的数量。该布置还提供了用于诸如致动器配件或支承配件之类的单独的接触点的有效载荷路径，所述接触点为控制表面的主要载荷引入点。

优选地，控制表面的大多数肋状部，最优选地，控制表面的除恰好位于控制表面的内侧端部和外侧端部处的肋状部之外的所有肋状部均相对于前翼梁倾斜地设置。

所有角α1-α4、β1-β4彼此不同。优选地，锐角α1-α4中的任何锐角均在30°至60°的范围内。

本发明的另外的特征是，控制表面的所有肋状部或至少大多数肋状部聚拢在控制表面的内部区域19内，在该内部区域19中的上盖板和下盖板(未示出)比在控制表面的其余部分中的上盖板和下盖板大。该内部区域从内侧端部17延伸至介于控制表面9的内侧端部17与外侧端部18之间的中间点。然而，在从内部区域19延伸至外侧端部18的外部区域20中没有肋状部。

控制表面9附加地包括后翼梁2，该后翼梁2纵向地设置且定位在控制表面的前翼梁1与后缘6之间。该后翼梁2比前翼梁1短，并且后翼梁2具有外侧端部2’和内侧端部2”，其中，外侧端部2’与控制表面的外侧端部18连接，内侧端部2”定位在距离内侧端部17一定距离处，其中，内侧端部2”接合至倾斜肋状部中的一个肋状部，特别地与第二肋状部11接合。

由于如上所述的肋状部的优化的布置，能够减小该后翼梁的长度，这额外地有助于减小结构的重量且使其组装过程便利。此外，缩短的后翼梁的长度和布置提供了附加的弯曲和扭转刚度。

由于通过减少部件(主要是肋状部)的数量和/或缩短后翼梁，控制表面结构能够支承出现在控制表面上的弯曲和扭转载荷，因此优化了控制表面结构。本发明的控制表面的结构设计可容易地适应于飞行器的不同几何特性和接触点。

在所附的从属权利要求以及这些权利要求的多种组合中描述了本发明的其他优选实施方式。

Claims (12)

1.一种飞行器控制表面，包括：

前翼梁，所述前翼梁靠近控制表面的前缘设置；

至少一个铰链配件，所述至少一个铰链配件接合至所述前翼梁，用于将所述控制表面以枢转的方式安装至所述飞行器的扭矩箱，

至少一个致动器配件，所述至少一个致动器配件接合至所述前翼梁，用于将致动器接合至所述控制表面，以及

多个肋状部，所述多个肋状部具有与所述前翼梁接合的一个端部，其中，至少一个肋状部具有接合至所述致动器配件的端部，

其特征在于，接合至所述致动器配件的所述肋状部设置成与所述前翼梁限定倾斜角。

2.根据权利要求1所述的飞行器控制表面，其中，至少一个肋状部具有接合至所述铰链配件的端部，并且设置成与所述前翼梁限定倾斜角。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器控制表面，还包括多个肋状部，所述多个肋状部的端部中的一个端部接合至致动器配件或接合至铰链配件，其中，至少一对两个相邻的肋状部相对于彼此沿相反的方向倾斜。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，设置在所述控制表面的内部区域内的任何一对两个相邻的肋状部相对于前翼梁以相反的倾斜方向倾斜设置，并且其中，所述内部区域限定在所述控制表面的内侧端部和外侧端部之内。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，还包括后翼梁，所述后翼梁纵向地设置并且定位在所述控制表面的所述前翼梁与后缘之间，所述后翼梁具有与所述控制表面的外侧端部接合的外侧端部，并且其中，所述后翼梁比所述前翼梁短。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，后翼梁具有与一个肋状部接合的内侧端部。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，至少一对两个相邻的肋状部具有在后缘处彼此接合的后端部。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，至少一个肋状部与所述前翼梁限定锐角，其中，所述锐角在30°至60°的范围内。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，还包括由所述肋状部支承的上盖板和下盖板。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，所述翼梁、肋状部、上盖板和下盖板的主要部分由复合材料制成。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器控制表面，其中，所述控制表面为升降舵、方向舵、襟翼或副翼。

12.根据权利要求1所述的飞行器控制表面，其中，所述扭矩箱为飞行器升力表面的扭矩箱。