CN109070994A - 用于自适应翼型件的致动器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种供致动器系统修改飞机机翼的自适应襟翼的设备和方法。所述系统可包括：驱动杆，该驱动杆从所述襟翼的机头部分延伸到其内部；双臂曲柄，该双臂曲柄可附接到所述内部并且被配置为接收驱动杆的端部；枢轴，该枢轴被设置成与驱动杆相对，该枢轴可将双臂曲柄联接到安装架，该安装架固定到襟翼的后缘部分的下表面；蒙皮搭接区，该蒙皮搭接区可被配置为允许后缘部分的下表面在驱动杆的作用下与襟翼的其余部分的下表面相邻地滑动；缓冲器，该缓冲器可设置在飞机机翼内并且被配置为在襟翼移动到收缩状态时对驱动杆施加连续力。

Description

用于自适应翼型件的致动器

优先权

本申请要求于2016年4月4日提交的名称为“Actuator For Adaptive Airfoil(用于自适应翼型件的致动器)”的美国临时申请No.62/318,132的优先权，该临时申请全文以引用方式并入本文。

技术领域

本公开的领域整体涉及航空飞行器系统。更具体地讲，本发明的领域涉及用于改变翼型件形状的系统和方法。

背景技术

当前飞机设计利用机翼、水平稳定翼、鸭翼、旋翼桨叶、垂直稳定翼上的多种翼型件以及主要由相对固定的翼型件表面组成的多种其他结构。一般必须针对特定应用(诸如低速操纵性空气动力学或改进的高速空气动力学)优化飞行表面。被配置为在若干性能环境中操作的飞机通常必须采取在多种环境中提供合适特性的翼型件表面。然而，这种折衷通常减损飞机的总体性能以及减损特定飞行条件下的性能。

常规构型通常使飞行表面的改型限于可通过机械移动表面实现的修改。机械致动器和连杆系统用于实现翼型件表面的变化以允许增强的低速飞行和受限的自动驾驶仪操纵。军用飞机已利用机械后掠翼来改进高速飞行期间的空气动力学。虽然可动翼型件部件可对翼型件的空气动力飞行特性具有实质性影响，但翼型件部件的形状一般是固定的。因此，在飞行包线的较大范围内针对性能进一步优化翼型件通常需要结合附加翼型件部件以及所有移动这些附加翼型件部件所需的那些特定部件。然而，由于与大多数飞机相关联的有限空间和重量要求，包括附加可动翼型件部件往往有碍美观。

形状自适应翼型件是可借此在飞机的整个飞行包线中优化翼型件构型的改进方法。修改翼型件的形状使得能够在飞机的大多数飞行条件下优化翼型件的构型。优化的翼型件可在更低速度下提供更好的升力特性以允许更大的起飞重量，同时在高速度下提供更低的阻力以实现更大的飞行范围。因此，能够在整个飞行包线中优化的可修改翼型件提供了对飞机性能的显著改进。

可修改或自适应翼型件一般需要致动装置。然而，缺点是常规电致动器或液压致动器往往沉重、复杂且难以装配在自适应翼型件的界限内。此外，常规致动器一般需要电信号线、电源线或液压管线和复杂的控制器。接线和液压管线的布线往往难以在可动结构上实现，特别是在需要富勒动作(Fowler action)时。此外，常规致动器通常是昂贵的定制设计项目，其需要较长的开发前置时间以确保致动器满足所有强度、偏转度、疲劳和安装要求。

因此需要被配置为修改自适应翼型件并且与现有襟翼或缝翼驱动系统和连杆系统协作的致动系统。

发明内容

提供了供致动器系统修改翼型件的形状的设备和方法。致动器系统包括蒙皮搭接区，该蒙皮搭接区设置在翼型件的表面上。蒙皮搭接区被配置为允许翼型件的第一部分相对于翼型件的第二部分移动。驱动杆与双臂曲柄联接，该双臂曲柄枢转地附接到翼型件的第一部分的内部。缓冲器被配置为在翼型件的移动期间推动驱动杆，使得双臂曲柄使第一部分相对于第二部分滑动，从而修改翼型件的形状。致动器系统可与襟翼驱动系统和连杆系统联接并且由襟翼驱动系统和连杆系统驱动，该襟翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机的后缘襟翼。在一些实施方案中，致动器系统可被配置为与缝翼驱动系统和连杆系统协作，该缝翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸飞机的缝翼。在一些实施方案中，致动器系统可被配置为与铰接式翼型件构件协作，使得铰接式翼型件构件的旋转推动驱动杆，从而实现翼型件构件的形状调整。铰接式翼型件构件可由飞机的副翼、水平稳定翼以及各种其他大致铰接式翼型件构件中的任何者构成。

在一个示例性实施方案中，用于修改翼型件的形状的致动器系统包括：蒙皮搭接区，该蒙皮搭接区设置在翼型件的表面上并且被配置为允许翼型件的第一部分相对于第二部分移动；驱动杆，该驱动杆与附连到第一部分的内部的安装架联接；以及缓冲器，该缓冲器被配置为在翼型件的移动期间推动驱动杆和安装架，使得第一部分相对于第二部分滑动，从而修改翼型件的形状。

在另一个示例性实施方案中，翼型件包括与飞机机翼联接的后缘襟翼，缓冲器安装到飞机机翼以便在襟翼收缩时推动驱动杆，从而将翼型件从初始轮廓改变为拱形轮廓。在另一个示例性实施方案中，蒙皮搭接区设置在后缘襟翼的上表面上，并且其中后缘襟翼的下表面被配置为在翼型件处于拱形轮廓时施加与驱动杆所施加的力相反的连续力。在另一个示例性实施方案中，蒙皮搭接区设置在后缘襟翼的下表面上，并且其中后缘襟翼的上表面被配置为在翼型件处于拱形轮廓时施加与驱动杆所施加的力相反的连续力。在另一个示例性实施方案中，连续力在后缘襟翼的延伸期间将后缘襟翼从拱形轮廓改变为初始轮廓。

在另一个示例性实施方案中，双臂曲柄可旋转地附接到翼型件的内部构件且被配置为接收驱动杆的端部，并且其中枢轴被设置成与驱动杆相对且被配置为将双臂曲柄联接到安装架。在另一个示例性实施方案中，致动器系统与襟翼驱动系统和连杆系统联接并由襟翼驱动系统和连杆系统驱动，该襟翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机的后缘襟翼。在另一个示例性实施方案中，致动器系统被配置为与缝翼驱动系统和连杆系统协作，该缝翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸飞机的缝翼。在另一个示例性实施方案中，致动器系统被配置为将驱动杆相邻地联接到翼型件构件的铰链，使得翼型件构件围绕铰链的旋转推动驱动杆，从而实现翼型件构件的形状调整。在另一个示例性实施方案中，翼型件构件可由飞机的副翼、水平稳定翼以及各种其他大致铰接式翼型件构件中的任何者构成。

在一个示例性实施方案中，供致动器系统修改翼型件的形状的方法包括将翼型件的表面上的蒙皮搭接区配置为允许翼型件的第一部分相对于第二部分移动；将驱动杆与附连到第一部分的内部的安装架联接；以及将缓冲器定位成在翼型件的移动期间推动驱动杆和安装架，使得第一部分相对于第二部分滑动，从而修改翼型件的轮廓。

在另一个示例性实施方案中，联接包括将双臂曲柄附接到翼型件的内部构件，使得由双臂曲柄接收驱动杆的端部，并且其中联接包括经由与驱动杆的端部相对设置的枢轴来将双臂曲柄连接到安装架。在另一个示例性实施方案中，构造包括在后缘襟翼的下表面中形成蒙皮搭接区，使得驱动杆所施加的连续力经由双臂曲柄和安装架来修改后缘襟翼的拱形轮廓，并且其中后缘襟翼的上表面被配置为施加与驱动杆所施加的力相反的连续力。在另一个示例性实施方案中，定位包括将缓冲器安装在翼型件附近，使得在翼型件的收缩期间驱动杆接触缓冲器。

在另一个示例性实施方案中，构造包括在后缘襟翼的上表面中形成蒙皮搭接区，使得驱动杆所施加的连续力修改后缘襟翼的拱形轮廓，并且其中后缘襟翼的下表面被配置为施加与驱动杆所施加的力相反的连续力。在另一个示例性实施方案中，该方法还包括将致动器系统与襟翼驱动系统和连杆系统联接，该襟翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机的后缘襟翼。在另一个示例性实施方案中，该方法还包括将致动器系统与缝翼驱动系统和连杆系统联接，该缝翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸飞机的缝翼。

在一个示例性实施方案中，用于修改飞机机翼的襟翼的后缘部分的致动器系统包括驱动杆，该驱动杆从襟翼的机头部分延伸到襟翼的内部；双臂曲柄，该双臂曲柄可旋转地附接到襟翼的内部构件并且被配置为接收驱动杆的端部；枢轴，该枢轴被设置成与驱动杆相对并且被配置为将双臂曲柄联接到安装架，该安装架固定到后缘部分的下表面；蒙皮搭接区，该蒙皮搭接区被配置为允许后缘部分的下表面在驱动杆作用下与襟翼的其余部分的下表面相邻地滑动；以及缓冲器，该缓冲器设置在飞机机翼内并且被配置为在襟翼移动到收缩状态时对驱动杆施加连续力。

在另一个示例性实施方案中，致动器系统被配置为与襟翼驱动系统和连杆系统协作，该襟翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机机翼的襟翼。在另一个示例性实施方案中，当襟翼处于收缩状态时，连续力保持后缘部分的拱形轮廓。在另一个示例性实施方案中，当襟翼远离飞机机翼延伸时，连续力被释放并且后缘部分恢复到初始轮廓。

附图说明

附图涉及本公开的实施方案，其中：

图1示出了根据本公开的示例性飞机的透视图，该飞机适用于实现用于修改襟翼形状的致动器系统；

图2A示出了根据本公开的由示例性连杆系统构成的示例性襟翼驱动系统的剖视图，该襟翼驱动系统使襟翼在适用于飞机巡航的位置中取向；

图2B示出了根据本公开的图2A的示例性襟翼驱动系统的剖视图，该襟翼驱动系统使襟翼在适用于飞机起飞的位置中取向；

图2C示出了根据本公开的图2A的示例性襟翼驱动系统的剖视图，该襟翼驱动系统使襟翼在适用于飞机着陆的位置中取向；

图3A示出了根据本公开的用于修改襟翼后缘的形状的示例性致动器系统的剖视图；

图3B示出了根据本公开的襟翼处于收缩状态且后缘的形状被适当修改的图3A的示例性致动器系统的剖视图；并且

图4示出了根据本公开的致动器系统的实施方案的近距离剖视图，该致动器系统与襟翼的上表面联接并且被配置为调整襟翼后缘的形状。

尽管本公开会有各种修改形式和替代形式，其特定实施方案已在附图中举例说明，并且将在本文中详述。应当理解，本发明不限于所公开的这些特定形式，相反，本发明旨在涵盖落入本公开精神和范围内的所有修改形式、等同形式和替代形式。

具体实施方式

在以下描述中，陈述了许多具体细节以便透彻地理解本公开。然而，对本领域的普通技术人员将显而易见的是，本文所公开的发明可以在没有这些具体细节的情况下实践。在其他情况下，可采取具体数值标号，诸如“第一机翼”。然而，具体数值标号不应当被解释为字面上的顺序，而是应当解释为“第一机翼”不同于“第二机翼”。因此，所陈述的具体细节仅仅是示例性的。具体细节可根据本公开的精神和范围而有差别，并且仍可设想为在本公开的精神和范围内。术语“联接”被定义为直接连接到该部件或通过另一个部件间接连接到该部件的含义。此外，如本文所用，用于任何数值或范围的术语“约”、“大约”或“基本上”指示允许部件的部分或集合如本文所述用于其预期目的的合适尺寸公差。

一般来讲，本公开描述了供致动器系统修改自适应翼型件的形状的设备和方法。致动器系统包括蒙皮搭接区或蒙皮间断区，该蒙皮搭接区或蒙皮间断区设置在翼型件的表面上并且被配置为允许翼型件的第一部分相对于第二部分移动。驱动杆与附连到第一部分的内部的安装架联接。缓冲器被配置为在翼型件的收缩期间推动驱动杆和安装架，使得第一部分相对于第二部分滑动，从而修改翼型件的形状。在一些实施方案中，翼型件可包括与飞机机翼联接的后缘襟翼，并且缓冲器可安装到飞机机翼内以便在襟翼收缩时推动驱动杆，从而将翼型件从初始轮廓改变为拱形轮廓。致动器系统可被配置为与襟翼驱动系统和连杆系统协作，该襟翼驱动系统和连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机机翼的后缘襟翼。

图1示出了根据本公开的示例性飞机的透视图，该飞机适用于实现用于修改襟翼形状的致动器系统。飞机100包括附接到主体112的第一机翼104和第二机翼108。发动机116与第一机翼104联接，并且发动机120与第二机翼108联接。主体112包括尾段124，该尾段由第一水平稳定翼128、第二水平稳定翼132和垂直稳定翼136构成。

应当理解，图1中的飞机100的图示并非意在暗含对可实现示例性构型的方式的物理或架构限制。例如，虽然飞机100是商用飞机，但在其他实施方案中，飞机100可为军用飞机、旋翼飞机、直升飞机、无人驾驶飞行器、航天飞机或任何其他合适的飞机。

此外，虽然示例性实施方案的示例性示例是针对飞机描述的，但示例性实施方案可应用于其他类型的平台。该平台可为例如移动平台、固定平台、基于陆地的结构、基于水的结构以及基于空间的结构。更具体地讲，该平台可为水面舰艇、火车、航天器、潜水艇、汽车、发电厂、风车、生产设施、建筑物以及其他被配置为与外部流体(诸如大气或水)相互作用的合适平台。

如图1所示，缝翼140沿着第一机翼104和第二机翼108的前缘设置。缝翼140一般使飞行员能够通过操纵机翼104,108的机头拱度来改变飞机100的性能特性。然而，在一些实施方案中，除缝翼140以外的前缘装置可结合到飞机100中。例如，前缘装置可包括固定狭槽、前缘襟翼、克鲁格襟翼、翻边以及其他类似的装置。一般来讲，缝翼140向前和向下延伸机翼104,108的前缘，从而保持空气以较慢速度在机翼上方流动。

与第一机翼104和第二机翼108中的每一者的后缘联接的是副翼144和后缘襟翼148。应当理解，副翼144使飞行员能够控制飞机100的滚动。后缘襟翼148优选地为富勒品种，其使得飞行员能够通过改变第一机翼104和第二机翼108的拱度和翼弦来操纵飞机100的性能，如图2A至图2C最佳示出。

图2A至图2C示出了可设置在第一机翼104和第二机翼108内的示例性襟翼驱动系统152的剖视图。虽然下文结合图2A至图2C仅具体讨论了第一机翼104，但应当理解，基本上相同的结构和机构也将设置在第二机翼108内。襟翼驱动系统152由旋转致动器156和连杆系统160构成，该旋转致动器和连杆系统被配置为根据从飞行员接收到的信号来延伸、偏转和收缩后缘襟翼148。图2A示出了处于完全收缩状态且具有基本上最小偏转度的后缘襟翼148。本领域技术人员将认识到，图2A所示的后缘襟翼148的取向最利于飞机100的巡航。图2B示出了延伸和偏转到适用于飞机100起飞的程度的后缘襟翼148。如图2C所示，后缘襟翼148的进一步延伸和偏转使襟翼处于适用于使飞机100着陆的取向。

在比较图2A至图2C所示的后缘襟翼148后，可直截了当地看出，后缘襟翼148的拱度和翼弦在襟翼的整个移动过程中保持不变。然而，在一些实施方案中，可能有利的是诸如通过操纵襟翼的后缘部分164来至少改变后缘襟翼148的拱度。已发现特别有利的是，在襟翼处于图2A所示的完全收缩状态时调整后缘襟翼148的拱度。然而，应当理解，此类拱度变化并非旨在限于后缘襟翼148，而是也可如本文所讨论的那样操纵飞机100的各种其他翼型件部分的拱度和翼弦。例如，在一些实施方案中，可操纵缝翼140的形状以便实现如上文所讨论的那样仅仅通过移动缝翼140无法获得的性能益处。

图3A和图3B示出了根据本公开的用于修改襟翼148的后缘部分164的形状的致动器系统168的示例性实施方案的剖视图。为了清楚起见，未在图3A和图3B中示出襟翼驱动系统152和连杆系统160。然而，可以设想到，图3A和图3B所示的致动器系统168可与襟翼驱动系统152和连杆系统160联接并且由该襟翼驱动系统和连杆系统驱动，而不必引入除了如上文针对图2A至图2C所述延伸、偏转和收缩后缘襟翼148所需的那些之外的任何附加致动器、控制器、传感器、电线或液压管线。

如图3A所示，致动器系统168由驱动杆172构成，该驱动杆经由双臂曲柄180与后缘部分164的下表面176联接。枢轴184将双臂曲柄180可旋转地附接到螺柱188，该螺柱固定到襟翼148的内部构件192。驱动杆172从襟翼148的机头部分196外部延伸到与双臂曲柄180的推杆连接200，使得移动驱动杆172会使双臂曲柄180围绕枢轴184旋转。推杆连接200可由任何合适的连接构成，作为非限制性示例，该连接为诸如枢轴、球形接头、接收驱动杆172的端部的双臂曲柄180内的凹口或任何其他类似的机械连接。与推杆连接200相对的枢轴204使双臂曲柄180与安装架208联接，该安装架固定到后缘部分164的下表面176。应当理解，安装架208可经由合适的焊接点、各种合适紧固件中的任何者或其他飞机专用连接来附连到下表面176。

图3B示出了移动成收缩状态的后缘襟翼148。当襟翼148收缩时，延伸超过机头部分196的驱动杆172的倒圆端部232接触安装在机翼104内的缓冲器228，从而将驱动杆172朝向后缘部分164推动。如图3B所示，将驱动杆172朝向后缘部分164移动使双臂曲柄180围绕枢轴184旋转，从而将安装架208和下表面176朝向机头部分196推动。蒙皮搭接区212允许后缘部分164的下表面176在襟翼148的下表面216上方滑动。襟翼148的上表面220的柔性允许安装架208将后缘部分164从图3A所示的初始轮廓拉动成如图3B所示的拱形轮廓224。

应当理解，包括蒙皮搭接区212的下表面176,216的部分优选地呈滑动接触，下表面176借此越过下表面216并且延伸到襟翼148的内部中。然而，在一些实施方案中，蒙皮搭接区212可由蒙皮间断区或蒙皮间隙构成。因此，可以设想到，在一些实施方案中，下表面176,216的边缘可不共享滑动关系，而是可彼此相邻地移动以便允许安装架208将后缘部分164拉动成拱形轮廓224，如上所述。

可以设想到，缓冲器228可附接到机翼104内的多种结构，作为非限制性示例，这些结构为诸如翼梁、蒙皮悬突部、襟翼滑轨或连杆或被具体地配置为接收缓冲器228的配件。然而，在一些实施方案中，缓冲器228可由适用于接触驱动杆172的任何固定附接点构成，而没有限制。此外，驱动杆172不限于经由倒圆端部232来接触缓冲器228。可以预见到，缓冲器228和倒圆端部232可以以适用于在襟翼148收缩到机翼104中时将驱动杆172朝向后缘部分164推动的多种构型实现。

应当认识到，上表面220的柔性作为弹簧操作，从而储存弹性势能并且在后缘部分164处于拱形轮廓224时施加与驱动杆172所施加的力相反的连续力。在如图3A所示的那样延伸襟翼148并且由此从缓冲器228移除驱动杆172后，上表面220远离机头部分196拉动下表面176和安装架208，从而允许后缘部分164恢复到图3A所示的初始轮廓。因此，应当认识到，在不存在任何附加力产生装置诸如弹簧、液压致动器或电致动器等的情况下，储存在上表面220中的弹性势能提供使后缘部分164恢复到初始轮廓所需的全部力。

应当理解，致动器系统168不必限于双臂曲柄180。可以设想到，可实现各种结构或结构组合(诸如一个或多个连杆)中的任何者，使得在缓冲器228推动驱动杆172时安装架208以所需方式移动。此外，致动器系统168不限于将后缘部分164向下推动成拱形轮廓224，而是在一些实施方案中，致动器系统168可被配置为将后缘部分164推动成向上拱形轮廓，而没有限制。

此外，虽然在图3A和图3B所示的致动器系统168的实施方案中，安装架208固定到下表面176并移动该下表面，但在其他实施方案中，合适的安装架可与上表面220联接。例如，图4示出了用于经由设置在上表面220中的蒙皮搭接区240来修改襟翼148的形状的致动器系统236的实施方案的近距离剖视图。致动器系统236由驱动杆244构成，该驱动杆经由安装架248来联接到上表面220。安装架248可经由合适的焊接点、各种合适紧固件中的任何者或其他飞机专用连接来附连到上表面220。驱动杆244与图3A至图3B所示的驱动杆172基本上类似，例外的是驱动杆244经由枢轴256可旋转地联接到安装架248。驱动杆244与安装架248的联接可经由任何合适的连接来完成，作为非限制性示例，该连接为诸如枢轴256、球形接头、接收驱动杆244的端部的安装架248内的凹口或任何其他类似的机械连接。此外，在图4的实施方案中，襟翼148的下表面260由连续表面构件构成，而不存在蒙皮搭接区212，并因此作为平面弹簧操作，该平面弹簧储存弹性势能并且施加与驱动杆244所施加的力相反的连续力。

在致动器系统236的操作期间，当襟翼148收缩时，如结合图3B所讨论，缓冲器228接触倒圆端部232并且将驱动杆244朝向安装架248推动。蒙皮搭接区240允许安装架248将上表面220远离机头部分196推动，从而将后缘部分164从图3A所示的初始轮廓改变为图3B所示的拱形轮廓224。与致动器系统168类似，在延伸襟翼148后，驱动杆244不再接触缓冲器228，并且下表面260所施加的连续力压缩蒙皮搭接区240，从而将后缘部分164恢复到图3A所示的初始轮廓。应当理解，在不存在任何附加力产生装置诸如弹簧、液压致动器或电致动器等的情况下，储存在下表面260中的弹性势能提供使后缘部分164恢复到初始轮廓所需的全部力。

应当理解，致动器系统236不应该限于将后缘部分164推动成拱形轮廓224，而是在一些实施方案中，驱动杆244可被配置为拉动安装架248以便进一步压缩蒙皮搭接区240并且将后缘部分164拉成向上拱形轮廓。此外，应当认识到，后缘部分164的拱度可改变的程度至少部分地由驱动杆244的长度确定。因此，驱动杆244的长度不应该限于具体长度，后缘部分164也不应该限于具体拱形轮廓，而是可实现驱动杆244的任何合适长度以便将后缘部分164改变为任何所需的拱形轮廓而没有限制，并且没有脱离本公开的精神和范围。

此外，可以设想到，致动器系统168,236中的任一者可与除后缘襟翼148以外的翼型件构件联接，作为非限制性示例，这些翼型件构件为诸如副翼144、第一水平稳定翼128、第二水平稳定翼132以及构成飞机100的各种其他大致铰接式翼型件构件中的任何者。例如，在一些实施方案中，驱动杆172,244中的任一者可与铰接式翼型件构件的铰链相邻地联接，使得翼型件构件围绕铰链的旋转推动驱动杆(如本文所述)，从而实现翼型件构件的形状调整。

可以设想到，驱动杆172,244不必限于大致实心的细长构件(如上所述)，而是驱动杆172,244可由适用于对安装架208,248施加力以便实现翼型件构件(诸如后缘襟翼148)的形状调整的各种装置或装置组合中的任何者构成。在一些示例性实施方案中，驱动杆172,244可各自由设置在套筒内的活塞构成。可以预见到，活塞可与缓冲器228联接，并且套筒可与双臂曲柄180或安装架248联接，使得翼型件构件的收缩或铰接式翼型件的旋转在套筒内推动活塞。一旦套筒阻止活塞的进一步运动，活塞和套筒就一起实现翼型件构件的形状的调整，如本文所述。

虽然已以特定变型形式和示例性附图描述了本发明，但本领域的普通技术人员将认识到，本发明不限于所述的变型形式或附图。另外，当上述方法和步骤说明某些事件以某种顺序发生时，本领域的普通技术人员将认识到，可修改某些步骤的顺序，并且这些修改是根据本发明的变型形式进行的。此外，可能的话，某些步骤可在并行过程中同时执行，以及如上所述按顺序执行。在存在本发明的变型形式，并且这些变型形式在本公开的精神内或等同于存在于权利要求书中的本发明的情况下，本专利也将意图涵盖这些变型。因此，本公开应被理解为不受本文所述的具体实施方案限制，而仅受所附权利要求书的范围限制。

Claims (21)

1.一种致动器系统，所述致动器系统用于修改翼型件的形状，包括：

蒙皮搭接区，所述蒙皮搭接区设置在所述翼型件的表面上并且被配置为允许所述翼型件的第一部分相对于第二部分移动；

驱动杆，所述驱动杆与附连到所述第一部分的内部的安装架联接；以及

缓冲器，所述缓冲器被配置为在所述翼型件的移动期间推动所述驱动杆和所述安装架，使得所述第一部分相对于所述第二部分滑动，从而修改所述翼型件的所述形状。

2.根据权利要求1所述的致动器系统，其中所述翼型件包括后缘襟翼，所述后缘襟翼与飞机机翼联接，所述缓冲器安装到所述飞机机翼以便在所述襟翼收缩时推动所述驱动杆，从而将所述翼型件从初始轮廓改变为拱形轮廓。

3.根据权利要求2所述的致动器系统，其中所述蒙皮搭接区设置在所述后缘襟翼的上表面上，并且其中所述后缘襟翼的所述下表面被配置为在所述翼型件处于所述拱形轮廓时施加与所述驱动杆所施加的力相反的连续力。

4.根据权利要求2所述的致动器系统，其中所述蒙皮搭接区设置在所述后缘襟翼的下表面上，并且其中所述后缘襟翼的所述上表面被配置为在所述翼型件处于所述拱形轮廓时施加与所述驱动杆所施加的力相反的连续力。

5.根据权利要求3或权利要求4所述的致动器系统，其中所述连续力在所述后缘襟翼的延伸期间将所述后缘襟翼从所述拱形轮廓改变为所述初始轮廓。

6.根据权利要求1所述的致动器系统，其中双臂曲柄可旋转地附接到所述翼型件的内部构件且被配置为接收所述驱动杆的端部，并且其中枢轴被设置成与所述驱动杆相对并且被配置为将所述双臂曲柄联接到所述安装架。

7.根据权利要求1所述的致动器系统，其中所述致动器系统与襟翼驱动系统和连杆系统联接并由所述襟翼驱动系统和所述连杆系统驱动，所述襟翼驱动系统和所述连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机的后缘襟翼。

8.根据权利要求1所述的致动器系统，其中所述致动器系统被配置为与缝翼驱动系统和连杆系统协作，所述缝翼驱动系统和所述连杆系统被配置为延伸飞机的缝翼。

9.根据权利要求1所述的致动器系统，其中所述致动器系统被配置为将所述驱动杆相邻地联接到翼型件构件的铰链，使得所述翼型件构件围绕所述铰链的旋转推动所述驱动杆，从而实现所述翼型件构件的形状调整。

10.根据权利要求9所述的致动器系统，其中所述翼型件构件选自由副翼、水平稳定翼、大致铰接式翼型件构件以及它们的组合构成的组。

11.一种供致动器系统修改翼型件的形状的方法，包括：

将所述翼型件的表面上的蒙皮搭接区配置为允许所述翼型件的第一部分相对于第二部分移动；

将驱动杆与附连到所述第一部分的内部的安装架联接；以及

将缓冲器定位成在所述翼型件的移动期间推动所述驱动杆和所述安装架，使得所述第一部分相对于所述第二部分滑动，从而修改所述翼型件的轮廓。

12.根据权利要求11所述的方法，其中所述联接包括：

将双臂曲柄附接到所述翼型件的内部构件，使得由所述双臂曲柄接收所述驱动杆的端部；以及

经由与所述驱动杆的所述端部相对设置的枢轴来将所述双臂曲柄连接到所述安装架。

13.根据权利要求12所述的方法，其中所述构造包括在后缘襟翼的下表面中形成所述蒙皮搭接区，使得所述驱动杆所施加的连续力经由所述双臂曲柄和所述安装架来修改所述后缘襟翼的拱形轮廓，并且其中所述后缘襟翼的上表面被配置为施加与所述驱动杆所施加的所述力相反的连续力。

14.根据权利要求11所述的方法，其中所述定位包括将所述缓冲器安装在所述翼型件附近，使得在所述翼型件的收缩期间所述驱动杆接触所述缓冲器。

15.根据权利要求11所述的方法，其中所述构造包括在后缘襟翼的上表面中形成所述蒙皮搭接区，使得所述驱动杆所施加的连续力修改所述后缘襟翼的拱形轮廓，并且其中所述后缘襟翼的下表面被配置为施加与所述驱动杆所施加的所述力相反的连续力。

16.根据权利要求11所述的方法，还包括将所述致动器系统与襟翼驱动系统和连杆系统联接，所述襟翼驱动系统和所述连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩飞机的后缘襟翼。

17.根据权利要求11所述的方法，还包括将所述致动器系统与缝翼驱动系统和连杆系统联接，所述缝翼驱动系统和所述连杆系统被配置为延伸飞机的缝翼。

18.一种致动器系统，所述致动器系统用于修改飞机机翼的襟翼的后缘部分，包括：

驱动杆，所述驱动杆从所述襟翼的机头部分延伸到所述襟翼的内部；

双臂曲柄，所述双臂曲柄可旋转地附接到所述襟翼的内部构件并且被配置为接收所述驱动杆的端部；

枢轴，所述枢轴被设置成与所述驱动杆相对并且被配置为将所述双臂曲柄联接到安装架，所述安装架固定到所述后缘部分的下表面；

蒙皮搭接区，所述蒙皮搭接区被配置为允许所述后缘部分的所述下表面在所述驱动杆的作用下与所述襟翼的其余部分的下表面相邻地滑动；以及

缓冲器，所述缓冲器设置在所述飞机机翼内并且被配置为在所述襟翼移动到收缩状态时对所述驱动杆施加连续力。

19.根据权利要求18所述的致动器系统，其中所述致动器系统被配置为与襟翼驱动系统和连杆系统协作，所述襟翼驱动系统和所述连杆系统被配置为延伸、偏转和收缩所述飞机机翼的所述襟翼。

20.根据权利要求18所述的致动器系统，其中当所述襟翼处于所述收缩状态时，所述连续力保持所述后缘部分的拱形轮廓。

21.根据权利要求18所述的致动器系统，其中当所述襟翼远离所述飞机机翼延伸时，所述连续力被释放并且所述后缘部分恢复到初始轮廓。