CN109305327A - 用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法 - Google Patents

Abstract

本发明描述了用于收回飞机襟翼支撑件整流罩尾锥的示例性铰接组件以及相关方法。本文所公开的示例性襟翼支撑件整流罩包括：壳体，待在飞机的机翼的后缘上耦接至襟翼的底侧；尾锥，从壳体的后端向外设置；以及铰接组件，配置成使尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥的一部分设置成超出壳体的后端，在收回位置中，尾锥的该部分设置在壳体内。

Description

用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法

技术领域

本公开总体上涉及飞机，且更具体涉及用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法。

背景技术

许多飞机都会沿着机翼的前缘及后缘采用高升力装置(有时也称作辅助翼面或可移动控制表面)。例如，襟翼是一种常见类型的沿着机翼的后缘可移动地耦接的高升力装置。襟翼可从机翼的后缘向下移动(例如倾斜)以改变机翼的形状，从而产生较大或较小的升力。例如，襟翼通常在起飞及降落期间展开，以在较慢的速度下产生较大的升力。飞机通常具有由襟翼支撑件整流罩(fairing)覆盖的一个或多个襟翼支撑件，以便有助于将每个襟翼支撑在机翼上。襟翼支撑件整流罩向外延伸超出襟翼的后缘，并成形为流线型形状以减少阻力。

此处所做的本公开正是针对这些及其他考虑事项而提出的。

发明内容

本文所公开的一示例性襟翼支撑件整流罩包括：壳体，待在飞机的机翼的后缘上耦接至襟翼的底侧；尾锥(tailcone)，从壳体的后端向外设置；以及铰接组件，配置成使尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥的一部分设置成超出壳体的后端，在收回位置中，尾锥的该部分设置在壳体内。

本文所公开的一示例性飞机包括：机翼；襟翼，沿着机翼的后缘可移动地耦接至机翼；以及襟翼支撑件整流罩，耦接至襟翼的底侧。襟翼支撑件整流罩具有可收回尾锥，该可收回尾锥配置成在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。

本文所公开的一示例性方法包括，使襟翼支撑件整流罩相对于飞机的机翼的后缘向下移动。该示例性方法还包括，使襟翼支撑件整流罩的尾锥在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。

附图说明

图1示出了可在其中实施本文所公开的示例的一示例性飞机。

图2A是图1的示例性飞机的机翼中的一个的底视图，其示出了处于收起位置中的示例性襟翼，并示出了多个示例性襟翼支撑件，其中示例性襟翼支撑件整流罩耦接至机翼和示例性襟翼。

图2B是示出了图2A的机翼的底视图，其示出了处于展开位置中的示例性襟翼以及处于向下位置中的示例性襟翼支撑件整流罩。

图3是示出了图2A和图2B的示例性襟翼支撑件整流罩中的一个的局部剖视图，该示例性襟翼支撑件整流罩具有用于收回示例性襟翼支撑件整流罩的示例性尾锥的示例性铰接组件。

图4A至图4F例证了示出图3的示例性铰接组件在示例性襟翼支撑件整流罩向下移动时收回示例性尾锥的示例性顺序。

图5是示出了用于收回和延伸示例性襟翼支撑件整流罩的示例性方法的流程图，并且该示例性方法可使用图3的示例性襟翼支撑件整流罩和示例性铰接组件来实施。

附图未按比例绘制。相反，为了阐明多个层及区域，层的厚度可在附图中放大。只要可能，相同的附图标记将在附图以及伴随的书面说明中用于指代相同或相似的部件。如本专利中所使用的，叙述任何部件(例如，层、膜、区域或板)以任何方式定位(例如，定位、位于、设置或形成等)在另一部件之上表示所提及的部件与另一部件相接触，或者所提及的部件位于另一部件之上，并具有位于其间的一个或多个中间部件。叙述任何部件与另一部件相接触表示这两个部件之间没有中间部件。

具体实施方式

许多飞机通常都会沿着机翼的前缘和/或后缘采用一个或多个高升力装置。襟翼是一种常见类型的沿着机翼的后缘可移动地安装的高升力装置。例如，襟翼可在收回位置与展开位置之间移动，在收回位置中，襟翼与机翼成一直线，在展开位置中，襟翼从机翼的后缘向下移动(和/或成角度)。飞机可包括沿着机翼的后缘的一个或多个襟翼。当展开时，襟翼改变机翼的弦长以及弯度，这可用于产生较大或较小的阻力以及升力。如此，襟翼通常在起飞及降落期间展开。

通常在飞机机翼上采用襟翼支撑件，以有助于沿着机翼的后缘支撑襟翼。例如，襟翼支撑件可为用于展开襟翼的铰接组件的一部分。已知的襟翼支撑件包括耦接至机翼(例如，耦接至机翼的底部)的固定部分(其被称为固定侧支撑件或支撑梁)以及耦接至襟翼的底侧并在襟翼展开或收回时与襟翼一起移动的可移动部分(其被称为可移动侧支撑件)。可移动侧支撑件可旋转地耦接至固定侧支撑件，这使得可移动侧支撑件能够在襟翼从机翼的后缘向下移动时向下倾斜。襟翼支撑件通常被襟翼支撑件整流罩(有时被称作防震体、惠特科姆体或屈西曼体(Kuchemann carrot))覆盖，该襟翼支撑件整流罩提供覆盖襟翼支撑件(以及铰接组件的部分)的空气动力学外壳，并减少否则可由这些部件产生的阻力。襟翼支撑件整流罩可包括耦接至机翼的底侧并覆盖襟翼支撑件的固定侧支撑件的固定部分以及耦接至襟翼的底部并覆盖襟翼支撑件的可移动侧支撑件的可移动部分。襟翼支撑件整流罩的可移动部分延伸超出襟翼的后缘以及机翼以减少湍流和阻力。

通常期望将襟翼支撑件定位成与机翼上的发动机成一直线，原因在于该位置在结构上往往是用于支撑襟翼的最佳位置，并能够提供最符合空气动力学的结构(而无需具有彼此偏移的两个结构)。然而，当襟翼和襟翼支撑件整流罩(襟翼支撑件整流罩的可移动部分)向下移动时，襟翼支撑件整流罩设置成直接与发动机羽流(即离开发动机的热排气)成一直线。因此，襟翼支撑件整流罩会经受大量不需要的热量以及振动。如此，襟翼支撑件整流罩由较高规格的材料构成，以应对较高的负载，这增加了重量以及成本。其他飞机已将襟翼支撑件(以及襟翼支撑件整流罩)从该位置进一步向内或向外移动，以避开发动机羽流。然而，这会对襟翼负载造成不利影响。例如，将襟翼支撑在进一步向外的位置处可导致襟翼的弯曲增大，这需要使用较高规格的蒙皮材料和翼梁材料来制造襟翼，并且由此提高了成本，并增加了飞机的重量。另一方面，将襟翼支撑在进一步向内的位置处有时候会需要另一襟翼支撑件来帮助分担负载。然而，由于襟翼支撑件的位置，襟翼支撑件中的一个所经受的负载大于另一襟翼支撑件，由此对于襟翼支撑件整流罩需要增大规格的材料，并且对于襟翼支撑件整流罩需要增大的驱动功率。此外，这种不平衡的负载对于故障安全问题而言可能是不利的，原因在于襟翼支撑件中的一个没有分担相当量的负载。

另外，一些已知的飞机利用双缝襟翼或深垂襟翼(deep drooping flap)，当展开时，这些双缝襟翼或深垂襟翼从机翼的后缘显著地向下延伸。在一些情况下，襟翼支撑件整流罩的端部可能会设置得过低，使得在降落时接触跑道或其他障碍物。因此，为了确保合适的间隙并避免与跑道或其他障碍物接触，已知的飞机已缩短襟翼支撑件整流罩或降低襟翼展开的量。然而，这两种解决方案会带来不利的空气动力学影响，并降低飞机的高、低速性能。例如，缩短襟翼支撑件整流罩会导致阻力增加，并且由此降低飞机在巡航条件下的燃油效率，并增加操作飞机的成本。此外，降低襟翼展开的量会降低起飞和降落期间的提升能力。如此，飞机可能会需要较长的跑道来起飞，或在降落期间需要较高的靠泊速度，这两者都会增加操作飞机的成本。

本文公开了一示例性襟翼支撑件整流罩，其可在襟翼支撑件整流罩处于向下位置中时收回和/或缩短。本文所公开的示例性襟翼支撑件整流罩包括壳体以及从壳体的后端向外延伸的尾锥。示例性尾锥在襟翼支撑件整流罩向下移动(例如，与襟翼支撑件一起向下移动)时移动(收回)到壳体中，这降低了襟翼支撑件整流罩的总体长度。特别地，尾锥可在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥位于壳体的后部，在收回位置中时，尾锥至少部分地设置在壳体内。如此，与延伸位置相比，在收回位置中，较少的尾锥设置成超出壳体的后端。

本文公开了示例性铰接组件，其用于使尾锥在收回位置与延伸位置之间移动。本文所公开的一示例性铰接组件包括一个或多个连杆(link)，该一个或多个连杆被配置成在襟翼支撑件整流罩向下移动(从巡航位置移动至起飞或降落位置)时将尾锥拉动到壳体中，以及在襟翼支撑件整流罩向上移动(从起飞或降落位置移动至巡航位置)时将尾锥从壳体中推出。在一些示例中，铰接组件被实施为机械连杆组件，该机械连杆组件在襟翼支撑件整流罩向下移动时自动地将尾锥移动(收回)到襟翼支撑件整流罩的壳体中。因此，在一些示例中，铰接组件可在没有额外电子装置、泵、致动器等的情况下被致动。在其他示例中，单独的致动系统(例如，机械、气动和/或电子致动系统)可用于使尾锥相对于壳体移动，并改变襟翼支撑件整流罩的长度。

由于示例性襟翼支撑件整流罩可缩短，并在向下位置中时没有延伸得像已知的襟翼支撑件整流罩那么远，因此示例性襟翼支撑件整流罩(以及设置在其中的襟翼支撑件)可设置成与飞机的机翼上的发动机成一直线(或大体上成一直线)，而不会致使襟翼支撑件整流罩经受来自发动机羽流的力。因此，由于示例性襟翼支撑件整流罩所经受的负载、热量以及振动降低，因此该襟翼支撑件整流罩可利用较轻的、成本较低的材料制造。此外，如上所述，通常有利的是，将襟翼支撑件以及相关联的襟翼支撑件整流罩定位成与发动机成一直线，原因在于这可产生在巡航期间减少阻力的更加符合空气动力学的结构。此外，襟翼支撑件的固定侧支撑件以及襟翼支撑件整流罩可耦接至发动机挂架，和/或通过其他方式与发动机挂架成为一体，与沿着机翼在翼展方向上彼此间隔开的分离结构相比，这在结构上更加有效。此外，将襟翼支撑件(以及相关联的襟翼支撑件整流罩)设置成与发动机成一直线通常位于襟翼上的中央位置；因此，将襟翼支撑件设置在该位置中有助于降低襟翼的弯曲。因此，不同于襟翼支撑件从发动机进一步向内或向外设置并需要增大的蒙皮及翼梁规格的已知飞机设计，示例性襟翼支撑件整流罩可定位在与发动机成一直线的最有利位置中。因此，示例性襟翼支撑件整流罩降低了与飞机相关联的成本及重量。

此外，当襟翼展开时，通过收回示例性襟翼支撑件整流罩的尾锥，可缩短襟翼支撑件整流罩的总体长度。如上所述，双缝襟翼或深垂襟翼使得襟翼支撑件整流罩延伸成相对地接近地面，这可导致在降落时接触跑道和/或其他障碍物。因此，本文所公开的示例性襟翼支撑件整流罩降低或消除了襟翼支撑件整流罩可能会在起飞或降落期间接触跑道的可能性。如此，与已知襟翼相比，示例性襟翼以及襟翼支撑件整流罩可展开得更低或更接近地面。因此，本文所公开的示例可在起飞和降落期间获得更好的性能。

在一些示例中，铰接组件配置成使得在襟翼支撑件整流罩的向下移动的第一部分期间，尾锥保持在延伸位置中，而在向下移动的第二(随后)阶段期间，尾锥被收回。因此，示例性铰接组件使得尾锥在移动的部分期间保持延伸并处于最符合空气动力学的位置中。换言之，铰接组件避免使尾锥不必要地移动，直至襟翼支撑件整流罩处于或接近向下位置。如此，尾锥可在襟翼的较小移动期间保持在有利的延伸位置中，而无需不必要地收回尾锥。

图1示出了可在其中实施本文所公开的示例的示例性飞机100。在所示示例中，飞机100包括机身102、耦接至机身102的第一机翼104以及耦接至机身102的第二机翼106。飞机100还包括耦接至第一机翼104的第一发动机108以及耦接至第二机翼106的第二发动机110。在其他示例中，飞机100可具有多个发动机，该多个发动机耦接至第一机翼104和第二机翼106中的每一个和/或设置在飞机100上的其他位置中(例如，耦接至机身102、耦接至飞机100的尾翼段等)。

第一机翼104和第二机翼106可具有一个或多个诸如高升力装置的控制表面(例如，辅助翼面)，该一个或多个控制表面沿着第一机翼104和第二机翼106的前缘和/或后缘定位。此类高升力装置可从第一机翼104和第二机翼106的前缘和/或后缘移位或延伸以改变飞机100的空气动力学升力，而且通常在起飞和降落期间使用这些高升力装置。例如，在图1中，第一机翼104包括沿着第一机翼104的后缘116设置的第一襟翼112(内侧襟翼)和第二襟翼114(外侧襟翼)。例如，第一襟翼112和第二襟翼114可相对于第一机翼104的后缘116向下移动以改变第一机翼104的形状，这在起飞及降落期间是有利的。类似地，第二机翼106可包括一个或多个襟翼。应理解的是，与第一机翼104相关的任何公开内容同样可适用于第二机翼106。因此，为了避免重复，本文不提供对第二机翼106的描述。

图2A示出了飞机100的第一机翼104的底侧。在图2A所示的示例中，第一襟翼112和第二襟翼114处于收起位置或收回位置中。例如，在巡航期间，第一襟翼112和第二襟翼114收起在该位置中，这通常更加符合空气动力学，并使得燃油效率更高。图2B示出了处于展开或延伸位置中的第一襟翼112和第二襟翼114，这通常在起飞和降落期间使用，以增加第一机翼104的弦长，从而产生更多的升力。

为了有助于支撑第一襟翼112和第二襟翼114，飞机100可包括多个襟翼支撑件，该多个襟翼支撑件被襟翼支撑件整流罩覆盖。在图2A和图2B所示的示例中，飞机100包括被三个襟翼支撑件整流罩覆盖的三个襟翼支撑件(其中之一关于图3更加详细地示出)：第一襟翼支撑件整流罩200、第二襟翼支撑件整流罩202以及第三襟翼支撑件整流罩204。第一襟翼支撑件整流罩200(以及设置在其中的襟翼支撑件)与第一襟翼112相关联，且第二襟翼支撑件整流罩202和第三襟翼支撑件整流罩204(以及设置在其中的相应襟翼支撑件)与第二襟翼114相关联。然而，在其他示例中，第一襟翼112和第二襟翼114可包括更多或更少的襟翼支撑件(带有襟翼支撑件整流罩)，和/或襟翼支撑件(以及襟翼支撑件整流罩)可设置在其他位置中。

如所示的，第一襟翼支撑件整流罩200可与第一襟翼112一起在图2A和2B所示的位置之间向下移动。特别地，在所示示例中，第一襟翼支撑件整流罩200包括覆盖襟翼支撑件的固定侧支撑件(关于图3示出)的第一区段206(例如，固定区段或机翼侧区段)以及覆盖襟翼支撑件的可移动侧支撑件(关于图3示出)的第二区段208(例如，可移动区段或机翼侧区段)。第一区段206和第二区段208可被认为是形成覆盖设置在其中的襟翼支撑件(关于图3更加详细地公开)的总体襟翼支撑件整流罩的分离襟翼支撑件整流罩。在所示示例中，第一襟翼支撑件整流罩200的第一区段206耦接至第一机翼104的底侧210(例如，底部表面)，且第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208耦接至第一襟翼112的底侧212。在图2A中，第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208处于向上或静态位置(例如，巡航位置)中。当第一襟翼112向下移动时(图2B)，襟翼支撑件整流罩200的第二区段208相对于第一机翼104的后缘116与第一襟翼112一起向下移动。

在图2A和图2B所示的示例中，第二襟翼支撑件整流罩202和第三襟翼支撑件整流罩204与第一襟翼支撑件整流罩200大体上相同。因此，为了避免重复，本文不提供对第二襟翼支撑件整流罩202和第三襟翼支撑件整流罩204的描述。相反，感兴趣的读者可参考关于第一襟翼支撑件整流罩200公开的详细结构和操作，其可同等地适用于第二襟翼支撑件整流罩202和/或第三襟翼支撑件整流罩204。

如图2A和图2B所示，第一襟翼支撑件整流罩200(以及设置在其中的相关联的襟翼支撑件)与第一发动机108沿着第一机翼104大体上横向地对齐(例如，沿着第一机翼104的同一翼弦对齐)。在一些情况下，将襟翼支撑件设置在该位置中是有利的，这是因为该位置是用于支撑第一襟翼112的最佳位置。此外，与将第一襟翼支撑件整流罩200和第一发动机108在翼展方向上间隔开相比，使第一襟翼支撑件整流罩200(以及相关联的襟翼支撑件)与第一发动机108成一直线是更加符合空气动力学的结构。然而，如从图2B能看到，当处于展开位置中时，襟翼支撑件整流罩200在第一发动机108后方向下倾斜。如本文所更详细地公开的，示例性第一襟翼支撑件整流罩200具有可移动区段(例如，尾锥)，该可移动区段可收回以避开第一发动机108的羽流路径。因此，不同于已知的襟翼支撑件整流罩，示例性第一襟翼支撑件整流罩200可设置在与第一发动机108对齐的更有利位置中，而不会使第一襟翼支撑件整流罩200经受发动机108的羽流。在一些示例中，第一襟翼支撑件整流罩200的第一区段206(和/或其中的固定侧支撑件)耦接至挂架214或与该挂架成为一体，该挂架将第一发动机108耦接至第一机翼104。此外，在一些情况下，收回可移动区段可避免第一襟翼支撑件整流罩200在降落或起飞期间接触跑道和/或其他障碍物。

图3是示出了第一机翼104的后缘116以及第一襟翼支撑件整流罩200的局部剖视图。在所示示例中，第一襟翼112处于收回位置(例如，巡航位置)中。例如，第一襟翼112从第一机翼104的后缘116向后延伸，由此形成在巡航期间减少阻力的大致空气动力学表面。在所示示例中，第一襟翼支撑件整流罩200覆盖襟翼支撑件300，该襟翼支撑件具有固定侧支撑件302(例如，第一区段)以及耦接至固定侧支撑件302的可移动侧支撑件304(例如，第二区段)(有时也被称为承载梁)。在所示示例中，可移动侧支撑件304被示出为在接头305处可铰接地耦接至固定侧支撑件302。然而，在其他示例中，可移动侧支撑件304可经由一个或多个其他连接件和/或接头耦接至固定侧支撑件302，并可相对于该固定侧支撑件移动，以使第一襟翼112向下移动。在所示示例中，固定侧支撑件302耦接至第一机翼104的底侧210，且可移动侧支撑件304耦接至第一襟翼112的底侧212。在其他示例中，襟翼支撑件300的固定侧支撑件302和可移动侧支撑件304可分别耦接至第一机翼104和第一襟翼112上的其他位置。在所示示例中，第一襟翼支撑件整流罩200的第一区段206耦接至第一机翼104的底侧210，并覆盖襟翼支撑件300的固定侧支撑件302，并且第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208耦接至第一襟翼112的底侧212，并覆盖襟翼支撑件300的可移动侧支撑件304。

在所示示例中，第一襟翼112可经由襟翼致动系统306在收起位置(如图2A和图3所示)与展开位置(如图2B所示)之间移动。在所示示例中，襟翼致动系统306包括致动器307(例如，齿轮传动旋转致动器(GRA))，该致动器使耦接至可移动侧支撑件304并由此耦接至第一襟翼112的襟翼连杆臂308移动。当致动时，襟翼连杆臂308使可移动侧支撑件304向下旋转，由此使第一襟翼112从第一机翼104的后缘116向外并向下移动，这致使第一襟翼支撑件整流罩200(第二区段208)与第一襟翼112一起向下移动。在其他示例中，襟翼致动系统306可包括更多的连杆或驱动装置，以使第一襟翼112在收起位置与展开位置之间移动。第一襟翼支撑件整流罩200可用于覆盖襟翼致动系统306和/或任何其他襟翼致动系统部件，以减少阻力，并由此提高飞机的燃油效率。

在图3所示的示例中，第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208包括壳体310以及从壳体310向外设置并可移动地耦接至该壳体的尾锥312(例如，可移动区段)。如本文所更详细地公开的，尾锥312可移动到壳体310中和从壳体移出(例如，伸缩)以改变第一襟翼支撑件整流罩200的长度。特别地，尾锥312可在如图3所示的延伸或展开位置与收起或收回位置之间移动，在收起或收回位置中，尾锥312至少部分地移动到壳体310中。在所示示例中，壳体310具有带有开口316的后端314。当尾锥312处于延伸位置中时，如图3所示，尾锥312的前端318可与壳体310的后端314大体上对齐(或可与其间隔开)，且具有与壳体310的后端314中的开口316的直径大体上相似(例如，0.5英寸以内)的直径。如此，壳体310和尾锥312形成减少阻力的大体上平滑的空气动力学表面。在所示示例中，尾锥312向外延伸，并延伸超出第一襟翼112的后缘319。在所示示例中，第一襟翼112的后缘319与壳体310的后端314对齐。然而，在其他示例中，第一襟翼112的后缘319可延伸超出壳体310的后端314，或可位于壳体310的后端314前面。

为了使尾锥312在延伸位置与收回位置(和/或其间的任何位置)之间移动，示例性第一襟翼支撑件整流罩200包括示例性铰接组件320。铰接组件320配置成在壳体310相对于第一机翼104向下移动时，使尾锥312从延伸位置移动至收回位置。在所示示例中，铰接组件320包括第一轨道322以及第二轨道324，该第一和第二轨道可沿着设置在壳体310内的多个辊子326(其中两个参考图3)滑动。第一轨道322和第二轨道324耦接至尾锥312的前端318。如此，尾锥312可经由第一轨道322和第二轨道324与多个辊子326的滑动接合而移动到壳体310中和从壳体移出。虽然在所示示例中实施了两个轨道，但在其他示例中，可仅实施第一轨道322或第二轨道324中的一个，或者可实施两个以上的轨道。

为了使尾锥312相对地移动到壳体310中和从壳体移出，示例性铰接组件320包括驱动连杆臂328、凸轮330、开槽连杆臂332以及牵引连杆臂334。在图3所示的示例中，驱动连杆臂328具有第一端336以及与第一端336相对的第二端338。驱动连杆臂328的第一端336可旋转地耦接至襟翼支撑件300的固定侧支撑件302，且驱动连杆臂328的第二端338可旋转地耦接至凸轮330。凸轮330可旋转地耦接至襟翼支撑件300的可移动侧支撑件304。特别地，在所示示例中，凸轮330包括杠杆臂340以及可旋转地耦接至可移动侧支撑件304的套件(rider)342(其可被称为滑动表面、挡块或凸轮)。驱动连杆臂328的第二端338可旋转地耦接至杠杆臂340的第一端344。

在所示示例中，开槽连杆臂332包括第一端346以及与第一端346相对的第二端348。开槽连杆臂332可旋转地耦接至襟翼支撑件300的靠近开槽连杆臂332的第一端346的固定侧支撑件302。开槽连杆臂332包括用于接收杠杆臂340的第二端354上的销352的狭槽350。例如，当凸轮330的杠杆臂340旋转(图3中的逆时针方向)时，杠杆臂340的第二端354上的销352接合狭槽350，这致使开槽连杆臂332的第一端346向上移动，并在图3中的顺时针方向上旋转。因此，驱动连杆臂328配置成在第一襟翼支撑件整流罩200的壳体310向下移动时，使凸轮330旋转，并使开槽连杆臂332移动。在所示示例中，开槽连杆臂332的第二端348经由牵引连杆臂334耦接至尾锥312的前端318。当开槽连杆臂332的第二端348旋转时(图3中的顺时针方向)，牵引连杆臂334将尾锥312拉动到壳体310中。

图4A至图4F例证了示出铰接组件320在第一襟翼112展开且第一襟翼支撑件整流罩200(例如，第二区段208)向下移动时收回尾锥312的示例性顺序。在图4A中，第一襟翼112、襟翼支撑件300以及第一襟翼支撑件整流罩200处于收起位置或向上位置中，而尾锥312处于延伸位置(例如，巡航位置)中。如图4B和图4C所示，当待展开第一襟翼112时，例如在降落或起飞期间，致动器307使襟翼连杆臂308延伸，这推动可移动侧支撑件304，并由此使第一襟翼112相对于第一机翼104的后缘116向外并向下移动。如图4B和图4C所示，第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208与第一襟翼112一起在向下方向上移动。当第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208向下移动时，铰接组件320的驱动连杆臂328使凸轮330的杠杆臂340在图4A至图4C中的逆时针方向上旋转。在该移动阶段期间，尾锥312保持在延伸位置中。特别地，开槽连杆臂332不由于杠杆臂340而旋转，因此，开槽连杆臂332、牵引连杆臂334以及尾锥312相对于壳体310保持在相同位置中。另外，在某些示例中，为了避免尾锥312无意中移动到壳体310中或从壳体移出，套件342可防止开槽连杆臂332旋转。例如，如图4B中的标注所示，套件342沿着开槽连杆臂332的第一端346接合和/或以其他方式滑动。如此，防止开槽连杆臂332在任一方向上进行旋转，直至套件342越过开槽连杆臂332的第一端346。

如图4D所示，当第一襟翼112和第一襟翼支撑件整流罩200向下移动时，杠杆臂340的第二端354上的销352旋转到开槽连杆臂332的狭槽350中。如图4E和图4F所示，当该运动继续时，杠杆臂340使开槽连杆臂332的第一端346向上移动。特别地，如图4E的标注所示，杠杆臂340上的销352沿着狭槽350的第一壁400滑动，这向上推动开槽连杆臂332的第一端346。该移动使开槽连杆臂332的第二端348旋转(图4E和图4F中的顺时针方向)，由此使开槽连杆臂332的第二端348以及牵引连杆臂334远离壳体310的后端314移动。如此，牵引连杆臂334将尾锥312拉动到壳体310中。如图4D至图4F所示，尾锥312在箭头的方向上通过后端314中的开口316移动到壳体310中。

在图4F中，第一襟翼112处于展开位置中，且襟翼致动系统306停止移动。如所示的，尾锥312处于收回位置中，并已移动到壳体310中。如此，第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度较小，且比已知的整流罩向下延伸得较小，这防止将第一襟翼支撑件整流罩200的一端(例如，尾锥312)设置在第一发动机108(图1)的羽流路径中，和/或防止可能在降落或起飞期间接触跑道。因此，示例性第一襟翼支撑件整流罩200可与内侧襟翼一起使用，并可定位成与机翼上的发动机成一直线(或大体上成一直线)。

如从图4A至图4F能看到，尾锥312的设置成在延伸位置中超出壳体310的后端314的一部分(例如，设置在图4F中的壳体310内的部分)在收回位置中时移动到壳体310中。因此，第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度减小。在图4F所示的收回位置中，尾锥312至少部分地设置在壳体310内，且该尾锥的一部分(例如，第二部分)延伸超出壳体310的后端314。然而，在其他示例中，尾锥312可完全设置在壳体310内，使得尾锥312全部都没有向外延伸超出壳体310的后端314。

如在图4A至图4F中能看到，在移动的第一阶段期间(例如，图4A至图4C)，尾锥312保持延伸，而在移动的第二阶段期间(图4D至图4F)，尾锥312移动或收回。在一些示例中，尾锥312的的收回的这种延迟避免了不必要地收回尾锥312。例如，在一些示例中，在飞行期间(例如，在上仰期间)，可能有利的是，部分地展开第一襟翼112而不收回尾锥312。因此，示例性铰接组件320使得尾锥312能够保持延伸，直至接近襟翼向下顺序结束，此时，收回尾锥312是有利的。另外，接近襟翼向下顺序结束时，第一襟翼支撑件整流罩200的空气动力学影响是最小的，因此在该阶段收回尾锥312所造成的影响是可忽略不计的。此外，当使第一襟翼112和第一襟翼支撑件整流罩200往回移动到巡航或静态位置时，尾锥312在移动顺序的相对早期往回移动到延伸位置。在其他示例中，铰接组件320可配置成使尾锥312在顺序的早期或后期移动。

为了使尾锥312往回移动到延伸位置，图4A至图4F的示例性顺序可相反地执行。特别地，襟翼致动系统306可使襟翼支撑件300与第一襟翼112以及第一襟翼支撑件整流罩200一起相对于第一机翼104的后缘116向上移动。当第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208向上移动时，驱动连杆臂328使凸轮330在相反方向上旋转。因此，杠杆臂340的第二端354上的销352使开槽连杆臂332在相反方向(逆时针方向)上旋转。例如，如图4E的标注所示，销352抵靠狭槽的第二壁402滑动，从而迫使开槽连杆臂332的第二端348向下，由此使开槽连杆臂332在相反方向上旋转并朝着壳体310的后端314推动牵引连杆臂334。牵引连杆臂334使尾锥312向外移动至延伸位置(图4A至图4C)。因此，例如，在巡航期间，铰接组件320可使尾锥312移动至延伸位置(例如，图4A)，而且，例如，在起飞或降落期间，铰接组件320可使尾锥312移动至收回位置(例如，图4F)。

虽然在所示示例中尾锥312移动到壳体310以缩短第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度，但在其他示例中，相反，尾锥312可在向前方向上移动以接收壳体310的区段，由此缩短第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度。例如，壳体310的后部区段的直径可与尾锥312的前端318的直径相同或小于该直径。当尾锥312向前移动(至收回位置)时，壳体310的后部区段移动到尾锥312中，由此缩短第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度。

图5是示出了用于使用示例性铰接组件收回和延伸襟翼支撑件整流罩的尾锥(例如，可移动区段)的示例性方法500的流程图。示例性方法500结合上文所公开的示例性第一襟翼支撑件整流罩200以及示例性铰接组件320描述。然而，在其他示例中，可使用其他类型的铰接组件来收回和/或延伸襟翼支撑件整流罩的尾锥。

在块502处，示例性方法500包括，使第一襟翼支撑件整流罩200(例如，第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208)相对于第一机翼104的后缘116向下移动。如图3所示，第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208耦接至第一襟翼112的底侧212，且襟翼支撑件300的可移动侧支撑件304也耦接至第一襟翼112的底侧212并耦接至(例如，可铰接地耦接至)第一机翼104上的固定侧支撑件302。在一些示例中，当第一襟翼112经由襟翼致动系统306展开时，第一襟翼支撑件整流罩200与第一襟翼112一起向下移动。例如，当襟翼致动系统306使可移动侧支撑件304向下移动时，第一襟翼112和第一襟翼支撑件整流罩200也向下移动。在其他示例中，可使用单独的致动系统来与第一襟翼112分开地移动第一襟翼支撑件整流罩200。

在块504处，示例性方法500包括，在第一襟翼支撑件整流罩200向下移动时使尾锥312移动到壳体310中。如图4D至图4F所示，在第一襟翼支撑件整流罩200向下移动时铰接组件320将尾锥312拉动到壳体310的后端314中的开口316中，并由此减小第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度。一旦第一襟翼支撑件整流罩200的移动停止(例如，通过停用襟翼致动系统306)，铰接组件320就停止移动。在一些示例中，在移动的第一部分期间(例如，图4A至图4C)，尾锥312相对于壳体310保持静止，而在移动的第二部分期间(例如，图4D至图4F)，尾锥312平移到壳体310中。

为了使尾锥312延伸，示例性流程相反地执行。例如，在块506处，示例性方法500包括，使第一襟翼支撑件整流罩200(第一襟翼支撑件整流罩200的第二区段208)向上移动。例如，当襟翼致动系统306收回第一襟翼112时，第一襟翼支撑件整流罩200可向上移动。在块508处，示例性方法包括，在第一襟翼支撑件整流罩200向上移动时使尾锥312相对于壳体310的后端314向后移动。如与图4D至图4F相反地示出的，当第一襟翼支撑件整流罩200向上移动时，铰接组件320使尾锥312向后移动以从壳体310的后端314延伸，并由此增加第一襟翼支撑件整流罩200的总体长度。

此外，本公开包括根据以下款项的实施例：

1.一种襟翼支撑件整流罩，包括：

壳体，在飞机的机翼的后缘上耦接至襟翼的底侧；

尾锥，从所述壳体的后端向外设置；以及

铰接组件，配置成使尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥的一部分设置成超出壳体的后端，在收回位置中，尾锥的该部分设置在壳体内。

2.根据款项1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，铰接组件配置成在壳体相对于机翼向下移动时使尾锥从延伸位置移动至收回位置。

3.根据款项1或2所述的襟翼支撑件整流罩，其中，铰接组件包括耦接至尾锥的轨道以及设置在壳体内的多个辊子，并且其中，尾锥配置成经由轨道与辊子的滑动接合而移动到壳体中和从壳体移出。

4.根据任一前述款项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，铰接组件包括可旋转地耦接至襟翼支撑件的设置在壳体中的可移动侧支撑件的开槽连杆臂，并且其中，开槽连杆臂配置成在开槽连杆臂旋转时使尾锥移动。

5.根据款项4所述的襟翼支撑件整流罩，其中，开槽连杆臂经由牵引连杆臂耦接至尾锥。

6.根据款项4或5所述的襟翼支撑件整流罩，其中，铰接组件进一步包括：

凸轮，可旋转地耦接至可移动侧支撑件，并且其中，凸轮配置成接合开槽连杆臂；以及

驱动连杆臂，具有可旋转地耦接至襟翼支撑件的固定侧支撑件的第一端以及可旋转地耦接至凸轮的第二端，其中，驱动连杆臂配置成在壳体相对于所述机翼向下移动时使凸轮旋转以接合并移动开槽连杆臂。

7.根据任一前述款项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，该部分为第一部分，并且在收回位置中，尾锥的第二部分延伸超出壳体的后端。

8.根据任一前述款项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，铰接组件被配置成在飞机的巡航期间使尾锥保持在延伸位置中，而且配置成在飞机的起飞或降落期间使尾锥移动至收回位置。

9.根据任一前述款项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，壳体的后端具有的直径与尾锥的前端的直径大体上相同。

10.一种飞机，包括：

机翼；

襟翼，沿着机翼的后缘可移动地耦接至机翼；以及

襟翼支撑件整流罩，耦接至襟翼的底侧，其中，襟翼支撑件整流罩具有可收回尾锥，该可收回尾锥配置成在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。

11.根据款项10所述的飞机，进一步包括耦接至机翼的发动机，其中，襟翼支撑件整流罩与发动机沿着机翼大体上横向地对齐。

12.根据款项11所述的飞机，其中，发动机经由挂架耦接至机翼，并且其中，襟翼支撑件整流罩耦接至挂架。

13.根据款项10至12中任一项所述的飞机，进一步包括耦接至机翼和襟翼的襟翼支撑件，其中，襟翼支撑件整流罩覆盖襟翼支撑件。

14.根据款项10至13中任一项所述的飞机，进一步包括襟翼致动系统，其中，襟翼致动系统配置成使襟翼和襟翼支撑件整流罩相对于机翼的后缘在向下方向上移动。

15.根据款项10至14中任一项所述的飞机，其中，可收回尾锥可在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，可收回尾锥的前端设置成位于或超出壳体的后端，在收回位置中，可收回尾锥至少部分地设置在壳体内。

16.根据款项15所述的飞机，其中，在飞机的巡航期间，可收回尾锥处于延伸位置中，而在飞机的起飞或降落期间，可收回尾锥处于收回位置中。

17.一种方法包括：

使襟翼支撑件整流罩相对于飞机的机翼的后缘向下移动；以及

使襟翼支撑件整流罩的尾锥在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。

18.根据款项17所述的方法，其中，在襟翼支撑件整流罩的移动的第一部分期间，尾锥相对于壳体保持静止，而在襟翼支撑件整流罩的移动的第二部分期间，尾锥平移到壳体中。

19.根据款项17或18所述的方法，其中，机翼包括从机翼的后缘延伸出的襟翼，其中，使襟翼支撑件整流罩向下移动的操作包括经由襟翼致动系统展开襟翼，并且其中，襟翼支撑件整流罩耦接至襟翼的底侧，使得展开襟翼可使襟翼支撑件整流罩向下移动。

20.根据款项17至19中任一项所述的方法，进一步包括：

使襟翼支撑件整流罩向上移动；以及

使尾锥在襟翼支撑件整流罩向上移动时相对于壳体的后端向后移动。

根据上文的描述，将理解的是，上文所公开的襟翼支撑件整流罩具有可移动尾锥，这些可移动尾锥可收回以减小襟翼支撑件整流罩的长度。因此，当襟翼展开且襟翼支撑件整流罩处于向下位置中时，襟翼支撑件整流罩可缩短以避免设置在发动机羽流中，和/或避免在降落期间接触地面，如在已知的襟翼支撑件整流罩中所看到的。此外，由于襟翼支撑件整流罩能够缩短，因此襟翼支撑件整流罩可沿着机翼设置成与发动机成一直线，这是用于支撑襟翼的更佳位置，同时还降低或消除将襟翼支撑件整流罩置于发动机羽流的可能性。

虽然本文已公开了一些示例性方法、设备以及制品，但本专利的覆盖范围并不局限于此。相反，本专利覆盖所有合法地落入本专利的权利要求书的范围内的方法、设备以及制品。

Claims (13)

1.一种襟翼支撑件整流罩，包括：

壳体(310)，待在飞机(100)的机翼(104、106)的后缘上耦接至襟翼(112、114)的底侧(212)；

尾锥(312)，从所述壳体的后端(314)向外设置；以及

铰接组件(320)，配置成使所述尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在所述延伸位置中，所述尾锥的一部分设置成超出所述壳体的所述后端，在所述收回位置中，所述尾锥的所述部分设置在所述壳体内。

2.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)配置成在所述壳体(310)相对于所述机翼(104、106)向下移动时，使所述尾锥(312)从所述延伸位置移动至所述收回位置。

3.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)包括耦接至所述尾锥(312)的轨道(322、324)以及设置在所述壳体(310)内的多个辊子(326)，并且其中，所述尾锥配置成经由所述轨道与所述辊子的滑动接合移动到所述壳体中和从所述壳体移出。

4.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)包括能旋转地耦接至襟翼支撑件(300)的设置在所述壳体(310)中的能移动侧支撑件(304)的开槽连杆臂(332)，并且其中，所述开槽连杆臂配置成在所述开槽连杆臂旋转时使所述尾锥(312)移动。

5.根据权利要求4所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述开槽连杆臂(332)经由牵引连杆臂(334)耦接至所述尾锥(312)。

6.根据权利要求4所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)进一步包括：

凸轮(330)，能旋转地耦接至所述能移动侧支撑件(304)，其中，所述凸轮配置成接合所述开槽连杆臂(332)；以及

驱动连杆臂(328)，具有能旋转地耦接至所述襟翼支撑件(300)的固定侧支撑件(302)的第一端(336)以及能旋转地耦接至所述凸轮的第二端(338)，其中，所述驱动连杆臂配置成在所述壳体(310)相对于所述机翼(104、106)向下移动时使所述凸轮旋转以接合并移动所述开槽连杆臂。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述部分为第一部分，并且在所述收回位置中，所述尾锥(312)的第二部分延伸超出所述壳体(310)的所述后端(314)。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)配置成在所述飞机(100)的巡航期间使所述尾锥(312)保持在所述延伸位置中，而且所述铰接组件配置成在所述飞机的起飞或降落期间使所述尾锥移动至所述收回位置。

9.根据权利要求1至6中任一项所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述壳体(310)的所述后端(314)具有的直径与所述尾锥(312)的前端(318)的直径大体上相似。

10.一种方法，包括：

使襟翼支撑件整流罩(200、202、204)相对于飞机(100)的机翼(104、106)的后缘向下移动；以及

使所述襟翼支撑件整流罩的尾锥(312)在所述襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到所述襟翼支撑件整流罩的壳体(310)中。

11.根据权利要求10所述的方法，其中，在所述襟翼支撑件整流罩(200、202、204)的移动的第一部分期间，所述尾锥(312)相对于所述壳体(310)保持静止，而在所述襟翼支撑件整流罩的移动的第二部分期间，所述尾锥平移到所述壳体中。

12.根据权利要求10或11所述的方法，其中，所述机翼(104、106)包括从所述机翼的所述后缘延伸出的襟翼(112、114)，其中，使所述襟翼支撑件整流罩(200、202、204)向下移动的操作包括经由襟翼致动系统(306)展开所述襟翼，并且其中，所述襟翼支撑件整流罩耦接至所述襟翼的底侧(212)，使得展开所述襟翼使所述襟翼支撑件整流罩向下移动。

13.根据权利要求10或11所述的方法，进一步包括：

使所述襟翼支撑件整流罩(200、202、204)向上移动；以及

使所述尾锥(312)在所述襟翼支撑件整流罩向上移动时相对于所述壳体(310)的后端(314)向后移动。