CN109789920A - 对飞行器上的多功能后缘操纵面进行驱动和引导的系统 - Google Patents

Abstract

一种用于对被安排在飞行器机翼(2)的后缘区域(6)上的后缘操纵面(24)进行驱动和引导的系统，包括：第一引导设备(9)，能附接至机翼(2)并且与操纵面(24)相联接，用于在缩回位置与伸展位置之间相对于机翼(2)的后缘区域(6)沿着预定轨迹来引导操纵面(24)；第一驱动设备(9)，能与机翼(2)和操纵面(24)联接，用于使操纵面(24)沿着所述轨迹移动；以及第二驱动设备(40)，与操纵面(24)联接、并且能与机翼(2)和第一引导设备(9)中的一者联接，用于影响操纵面(24)的倾角，其中，第一驱动设备(9)和第二驱动设备(40)彼此分离并且能独立操作，使得操纵面(24)的倾角至少在操纵面(24)的缩回位置能受影响。

Description

对飞行器上的多功能后缘操纵面进行驱动和引导的系统

技术领域

本发明涉及一种用于对被安排在飞行器的机翼的后缘区域上的后缘操纵面进行驱动和引导的系统、一种后缘操纵面的用途、以及一种具有包括用于对被安排在机翼的后缘区域上的后缘操纵面进行驱动和引导的系统的机翼的飞行器。

背景技术

民用飞行器的机翼通常配备有多个不同的操纵面，这些操纵面可移动地支撑在机翼上。在飞行期间，操纵面暴露于空气流中，并且取决于它们相对于机翼的取向并且因此取决于它们相对于围绕机翼的空气流的取向，产生具有某一量值和方向的力。因此，通过移动操纵面，飞行器的姿态得以控制。

操纵面被定制并且被确定尺寸以满足它们相应的任务。常见的是，所有的操纵面用于不同的功能，并且被放置和设计成与这些功能相对应。例如，副翼影响飞行器的横滚运动、并且优选地放置在机翼的外侧区域中，以利用到飞行器纵向轴线的大的杠杆臂。它们属于所谓的主飞行控制系统，并且通常能够相当快地移动。

其他操纵面用于增加机翼的表面积和弯度，以便增大升力系数，并且从而使得能够降低特别是利于起飞和着陆的所需要的流动速度。这些“高升力”表面通常被安排在机翼的更靠内侧区域和中央区域上。它们属于所谓的“辅助飞行控制系统”，并且对于它们的启用或停用而言通常不需要大的速度。高升力表面可以示例性地以前缘缝翼和/或后缘襟翼的形式被实现，这些前缘缝翼和/或后缘襟翼可以在缩回位置与伸展位置之间移动，在缩回位置它们构成整齐的机翼的一部分，在伸展位置它们可以向主机翼结构提供扩大的表面积以及间隙。

已知不同的支撑和引导设备用于使后缘襟翼在缩回位置与伸展位置之间移动。例如，已知使用包括导轨和可移动地支撑在导轨上的承载架以及后链接件的轨道，其中导轨的空间形状和后链接件的尺寸和取向的组合限定了襟翼的轨迹。进一步，已知所谓的下垂式铰链(dropped hinge)机构，这些下垂式铰链机构导致绕铰链轴线的部分圆周运动。襟翼的取向和位置以及链接件与襟翼的连接限定了襟翼的轨迹。

作为示例，WO 2012 045 796 A1示出了一种用于飞行器机翼的高升力系统，该高升力系统包括可移动地固持的高升力襟翼、至少一个驱动单元、与该驱动单元相连接的至少一个传动轴、以及若干致动器设备，这些致动器设备分布在传动轴上并且连接到高升力襟翼，以用于使高升力襟翼移动。

发明内容

特别地，高升力襟翼和副翼在考虑到它们的特定的要求、它们的功能以及在后缘上的可用安装空间时在机翼的后缘处的布置需要被平衡。因此，本发明的目的是提供一种飞行控制系统或具有这种控制系统的机翼，利用这种系统，可以提高高升力襟翼和/或副翼的功能性和效率，而不需要扩大它们各自的安装空间，并且也不需要对机翼本身进行重大修改。

此目的通过具有如独立权利要求1所述的特征的用于对被安排在飞行器机翼后缘区域上的后缘操纵面进行驱动和引导的系统来满足。有利的实施例和进一步的改进可以从从属权利要求和以下描述中获得。

提出了一种用于对被安排在飞行器的机翼的后缘区域上的后缘操纵面进行驱动和引导的系统。该系统包括第一引导设备，所述第一引导设备能附接至所述机翼并且与所述操纵面相联接，以用于在缩回位置与至少一个伸展位置之间相对于所述机翼的后缘区域沿着预定轨迹来引导所述操纵面。该系统进一步包括第一驱动设备，所述第一驱动设备能与所述机翼和所述操纵面相联接，以用于使所述操纵面沿着所述轨迹移动。第二驱动设备与所述操纵面相联接并且能与所述机翼和所述第一引导设备中的一者相联接，以用于额外地影响所述操纵面的倾角。所述第一驱动设备和所述第二驱动设备彼此分离并且能独立操作，使得所述操纵面的倾角至少在所述操纵面的缩回位置能受影响。

结果是，根据本发明的系统提供了一种用于集成到机翼后缘区域的多功能操纵面。该系统的目的是提供一种操纵面，该操纵面不仅相对于机翼是能伸展的，而且还是能移动的，以用于影响其倾斜，即其倾角。这意味着，上述后缘操纵面选择性地用作常见高升力襟翼和/或副翼。

因此，在机翼后缘处更有效地使用可用安装空间，并且甚至可以改进飞行器的飞行性能。在至少维持高升力功能的同时，增加了用于飞行器的横滚控制的可用表面积。

根据本发明的系统的基本构思解释如下。

首先，后缘操纵面优选地被实现为襟翼，该襟翼具有可比得上高升力系统的常见后缘襟翼的构造。它可以优选地被设计成在缩回位置形成机翼轮廓的一部分。取决于特别是第一引导设备的详细设计，需要选择用于将后缘操纵面与第一引导设备、第一驱动设备和第二驱动设备相联接的机械联结件。

后缘襟翼是可伸展和可缩回的，其中，缩回位置产生整齐的机翼并且主要用于巡航飞行。伸展位置用于高升力。

后缘操纵面可以示例性地包括多个呈以肋和/或翼梁形式的加强元件。蒙皮可以附接到肋，并且限定后缘操纵面的暴露于空气流的外表面。蒙皮的内侧可以装备有多个桁梁。肋可以示例性地包括用于将操纵面与第一引导设备、第一驱动设备以及第二驱动设备相联接的连接装置。然而，如果期望后缘操纵面的另一设计，则可以适当地选择连接装置。特别地，上述构造原理特别适用于金属构造。纤维增强复合材料的使用可以服从不同的构造原理。

后缘操纵面的轨迹取决于飞行器的设计、期望的高升力特性、后缘襟翼的详细设计以及其他参数。因此，轨迹不应被限制于某一形状。

合适的轨迹可以包括平移运动路径和旋转运动路径两者的组合。旋转运动路径可以叠加平移运动路径。作为替代性方案，两个运动路径可以被安排成基本上分开，即一前一后。为了增加机翼的表面积，需要后缘操纵面至少部分地相对于翼弦在弦向方向上移动。通过在这样的方向上移动后缘操纵面，机翼主结构的前缘与后缘操纵面的后缘之间的距离增大。通过额外地提供旋转运动路径，包括后缘操纵面的机翼的弯度增加，这积极地影响升力系数。

优选地，轨迹的尺寸被确定成使得在后缘操纵面的伸展位置，机翼主结构或扰流器、襟翼或固定到机翼主结构的另一辅助结构面板与后缘操纵面的前缘之间产生了间隙。

第一引导设备专门提供用于使后缘操纵面沿着这样的轨迹移动。第一引导装置的不同设计将在下面参照不同实施例进一步介绍。

能与机翼相联接并且与操纵面相联接的第一驱动设备使受第一引导设备引导的后缘操纵面沿着该轨迹移动。只要由第一驱动设备引起的力能到达操纵面以使运动，就没有必要将第一驱动设备直接连接到后缘操纵面。如上面进一步解释的那样，不需要具有快速移动的后缘襟翼，从而第一驱动设备不必提供高运动速度。因此，主轴驱动器可以构成有效的驱动设备，其能够提供大的移动力和固持力。然而，不排除其他驱动设备。

第一驱动设备可以是第一引导设备的集成的一部分。这可以例如通过让第一驱动设备的致动器或另一主动部件充当在多链接件链中具有可变长度的杠杆或链接件来完成。更进一步，第一驱动设备可以简单地被安排在机翼主结构的结构部分与第一引导设备的部件之间，使得通过使第一驱动设备的主动部件伸展或缩回，第一引导设备的相应部件相对于机翼的主结构移动。更进一步，第一驱动设备可以被安排在机翼的结构部分与后缘操纵面的联结件之间，使得操纵面由第一驱动设备直接驱动并且由第一引导设备引导。

旨在基本上专门影响后缘操纵面的倾角的第二驱动设备可以被安排在后缘操纵面的联结件与第一引导设备的部件之间。作为替代性方案，第二驱动设备可以集成到第一引导设备中并且作用于连接到操纵面的部件，以便影响操纵面的倾角。第二驱动设备与第一引导设备的部件相联接导致后缘控制面和第一引导设备的期望角位置保持独立于第一驱动设备的实际位置。因此，后缘操纵面的倾角在后缘操纵面的每个状态下都能受影响。

如上文背景技术部分所陈述的，与高升力表面相比，可以期望的是副翼能够更快地移动。因此，第二驱动设备可以包括致动器，该致动器等于或相当于通常驱动副翼的致动器。例如，它可以实现为流体致动器，如液压致动器。如果完整的后缘襟翼用于实现如以上解释的副翼功能性，则必须记住的是，与常见副翼相比，对于预期副翼功能所需要的偏向角更小，因为操纵面的面积大幅增加。总体而言，与高升力设备相比，可能需要更高的致动速度，但是致动速度的差异程度可以小于常见系统。

另外，关于高升力功能，两个机翼上的表面基本上被相等地驱动，即右襟翼和左襟翼两者上的伸展位置是相同的。然而，第二驱动设备使操纵面不同地移动，以用于达到副翼功能。

第一驱动设备和第二驱动设备两者彼此分离，使得这些驱动设备中的一者的操作不影响这些驱动设备中的另一者的操作。而且，这两个驱动设备能彼此独立地操作，使得倾角和高升力状态能独立地调节。

在优选的实施例中，第一驱动设备包括第一致动器，并且第二驱动设备包括第二致动器，其中，第一致动器和第二致动器的功能原理的类型不同。如上所解释的那样，在两个驱动设备中的两个致动器旨在完成不同的任务。虽然第一致动器旨在用于作用于操纵面以在某一时间段内改变飞行器的高升力状态，但是第二致动器旨在对临时控制命令连续且快速地做出反应。因此，两个致动器的功能原理不同，以便反映这些不同的需求。

为了进一步反映这些不同的需求，第一致动器和第二致动器包括不同的机械时间常数。例如，在第一驱动设备包括电驱动主轴驱动器的情况下，机械时间常数可以取决于驱动主轴的电动机的特性。进一步，如果第一驱动设备由液压马达驱动，则机械时间常数取决于另外的特性，例如马达的液压压力、构造类型和尺寸确定。在第二致动器包括液压缸的情况下，机械时间常数取决于活塞的大小、缸容积和其他参数。对于液压部件，液压流体的特性也进行尺寸确定。

在另外优选的实施例中，第一驱动设备的第一致动器是自锁式的。因此，在通过第一驱动装置使后缘操纵面移动之后，第一致动器可以停止，并且由于其自锁设计，保持其瞬时位置。例如，在第一致动器是主轴驱动器的情况下，主轴的螺纹和在主轴上移动的螺母被设计成当载荷作用在螺母上时防止主轴旋转。

在示例性实施例中，所述第一引导设备包括：导轨，所述导轨在轨道梁上；承载架，所述承载架能移动地接合所述导轨；以及后链接件，所述后链接件可旋转地安装在所述轨道梁上。所述操纵面与所述承载架和所述后链接件联接。第二致动器集成到后链接件中。第一引导设备构成襟翼轨道机构，其中，轨道梁上的导轨和后链接件一起限定操纵面的轨迹。导轨提供了承载架可以沿其移动的路径。优选地，导轨包括支承表面和凹进部，其中承载架被适配成在支承表面上滚动或滑行并且与凹进部接合。通过这种措施，承载架可以仅仅沿着轨道移动，并且阻止了背离轨道的任何运动(诸如从轨道上抬起)。

承载架可以包括多个滚轮，这些滚轮在支承表面上和在凹进部之上或之中滚动。这允许在宽的温度范围内提供非常低的摩擦以及尺寸稳定性。

后链接件和承载架两者都可以附接到后缘操纵面下侧的两个间隔开的联结件。后链接件可以与比附接到承载架的联结件距后缘操纵面的后缘更远的联结件联接。取决于轨道梁的形状以及被安排在轨道梁上的导轨，后缘操纵面跟从预定轨迹。通过将第二致动器集成到后链接件中，可以主动地影响后缘控操纵面的一部分与轨道梁之间的距离。通过将承载架和后链接件两者与在后缘操纵面下侧的两个间隔开的联结件联接，操纵面的倾角随着第二致动器长度的变化而变化。因此，独立于承载架在导轨上的位置，操纵面的倾角能受影响。

第一致动器可以与例如承载架上的联结件和主机翼结构的结构部分相联接。第一致动器旨在使承载架沿着导轨移动，以便使操纵面相对于主机翼结构伸展或缩回。

在优选的实施例中，第二致动器是被适配成通过施加一定的流体压力来调节其长度的流体缸，如液压缸。通常，液压缸包括活塞和延伸穿过缸端部的活塞杆，其中，由于施加流体压力，活塞在缸内移动并且推动或拉动活塞杆。结果是，第二致动器的两个端部之间的距离被选择性地改变。而且，这种第二致动器的反应时间非常快，使得通过将第二致动器集成到后链接件中，用后缘操纵面可以实现快速反应的副翼功能。

应当理解的是，当然为此目的还可以使用其他致动器。各种类型的致动器可以提供这种功能。还可以使用机电致动器，通常用于高升力系统的致动器也同样可以使用。

在另外的实施例中，后链接件被安排在轨道梁的后端部上。常见襟翼驱动运动机构的轨道梁通常不延伸超过后缘襟翼的后缘。被安排在轨道梁的后端部处的后链接件可以在操纵面的中性位置示例性地竖直地或否则横向地延伸到后缘操纵面的后端部。通过第二致动器调节后链接件的长度，后缘控操纵面的倾角被调节。为了允许后缘操纵面的平滑且连续的运动来调节其倾角，将后链接件的与轨道梁相反的外端部稍微向下游移位是有利的。这允许当随着通过第一驱动设备使操纵面缩回增加倾角时避免后链接件与轨道梁之间发生碰撞。

更进一步，第一致动器可以是被安排在轨道梁上的旋转致动器。旋转致动器的旋转轴线可以垂直于轨道梁。为了优化机翼的空气动力学行为，轨道梁以及围绕轨道梁的襟翼轨道导流件被安排成大致平行于飞行器的纵向轴线。因此，旋转轴线可以垂直于飞行器的纵向轴线，并且因此大致平行于飞行器的侧向轴线。旋转致动器可以包括杠杆，该杠杆与旋转致动器的轴相联接、并且延伸到与操纵面相联接的链接件。这可以示例性地与操纵面的前缘或在襟翼前缘区域中的联结件或链接件相联接。

在有利的实施例中，第一引导设备包括支撑结构、被安排在支撑结构上的第一联结件与操纵面上的在前联结件之间的第一链接件、被安排在操纵面上的第二联结件与在后联结件之间的第二链接件，其中该第二联结件被能相对于支撑结构移动地支撑并且与第二驱动设备相联接，该第二驱动设备被适配成相对于支撑结构移动第二联结件。忽略第二联结件的可移动性，第一引导设备构成常见下垂式铰链运动机构。下垂式铰链运动机构的基本工作原理在于在后缘操纵面下方整齐地提供铰链，并且通过两个刚性链接件将操纵面支撑在铰链上。通过将这些伸展链接件中的一者推向或拉向方向，操纵面沿着大致圆形的轨迹移动，这取决于铰链的取向和位置。在本实施例中，下垂式铰链运动机构的修改之处在于，用于支撑操纵面的这两个链接件中的一者被安排在可移动的第二联结件上，该第二联结件与第一联结件分离。因此，通过移动第二联结件，操纵面的相关联部分也相对于主机翼结构移动。由于通过独立于第一驱动设备的第二驱动设备使第二联结件移动，倾角可独立于操纵面的伸展状态进行调节。

在另外的有利的实施例中，第二驱动设备包括具有旋转装置和第二联结件的框架元件，其中旋转装置可旋转地支撑在支撑结构上，其中第二联结件被安排成距旋转装置一定距离、并且被连接到第二链接件的第一端部，并且其中第二链接件的第二端部与操纵面相联接。第二联结件从而通过不对称支撑的框架元件来实现。

优选地，框架元件包括连接到第二致动器的连接装置。连接装置可以实现为联结件或者包括联结件或可联接到联结件的类似元件。从而，可通过第二致动器直接移动框架元件，以独立于第一驱动设备的运动而直接影响后缘操纵面的倾角。

进一步优选的，旋转装置、第二联结件以及连接装置都被安排成彼此相距一定距离。在最简单的情况下，框架元件可以包括三角形的形状，其中每条边包括一个联结件。取决于下垂式铰链运动机构的总体设计，框架元件可以包括处于第一驱动设备的缩回位置和关于操纵面的倾角的中性位置的某一取向。通过移动第二致动器，框架元件绕旋转装置旋转，并且从而承载操纵面的后端部的第二链接件与之相应地移动。因此，改变了倾角。

在另外的优选的实施例中，第一致动器和第二致动器两者都可旋转地安装在支撑结构上。这允许增强在相关部分中的支撑结构以承载由这些致动器引入的载荷。

在另一有利的实施例中，存在支撑结构、支撑结构上的第一联结件与操纵面之间的第一链接件、以及第一联结件与操纵面之间的第二链接件，其中，第二致动器被集成到第二链接件中。因此，通过移动第二致动器，操纵面的后端部与支撑结构之间的距离自动地改变。第一致动器可以以与如上面关于下垂式铰链运动机构解释的相同方式与操纵面相联接。事实上，这里解释的实施例是对上述下垂式铰链运动机构的修改。然而，通过将第二致动器集成到第二链接件中，可移动的第二联结件被替换。

本发明进一步涉及一种具有机翼的飞行器，该机翼具有机翼主结构和至少一个根据上述描述的系统。

飞行器可以另外包括在机翼主结构与后缘操纵面之间延伸的扰流器，其中扰流器至少部分地跟从后缘操纵面的运动。当操纵面相对于机翼主结构处于缩回位置时，对于允许操纵面的倾角减小，即后缘操纵面的后缘被提升，跟从后缘操纵面的运动的功能可能是重要的。

该功能可以被动地实现，即通过弹簧加载扰流器并且操纵面能够将扰流器移开。

作为替代性方案，扰流器可以由控制设备控制，该控制设备与控制后缘操纵面的控制设备相联接，其中，当后缘操纵面的倾角改变时，该控制设备将扰流器自动地移开。

更进一步，本发明涉及通过独立使用第一驱动设备和第二驱动设备来使得后缘操纵面作为高升力襟翼和副翼的用途。

附图说明

从以下对附图中所展示的示例性实施例的描述中得出本发明的其他特征、优点、以及潜在应用。在此方面，描述和/或图示地展示的所有特征还单独地和以任意组合形成本发明的目的，而不管它们在独立权利要求中的组成或它们对其他权利要求的参考。另外，在附图中，相同或相似的物体由相同的附图标记标识。

图1a至图1f示出了基于襟翼轨迹机构的系统的第一示例性实施例。

图2a至图2f示出了基于下垂式铰链机构的系统的第二示例性实施例，该下垂式铰链机构具有用于后链接件的可移动联结件。

图3a至图3f示出了基于下垂式铰链机构的系统的第三示例性实施例，该下垂式铰链机构具有长度可调的后链接件。

图4示出了具有根据本发明的系统的飞行器。

具体实施方式

图1a示出了根据本发明的系统的第一示例性实施例。这里，机翼2以侧向截面示出为具有前缘4和后缘区域6。在机翼2的下侧8处，并且延伸到后缘区域6中，存在轨道梁10。轨道梁10承载导轨12，该导轨面向机翼2的下侧8并且提供支承表面14以及凹进部16。

导轨12支撑承载架18，该承载架可以包括多个滚轮20，这些滚轮使摩擦最小化并且特别是在大的温度范围内允许承载架18在导轨12上滚动，以便承受高的空气载荷并且具有较低的维护需求。滚轮20的数量仅示例性地示出。提供分布在承载架18两侧的两对滚轮20可能是有益的，这些滚轮使得能够接合具有支承表面14和凹进部16的导轨12，以便总是保持在导轨12上并且防止导轨12抬起。

在这个示例中，承载架18以可旋转的方式支撑后缘操纵面24的在前端部22。可想到的是，承载架18还可以与后缘操纵面24的更靠中心或更靠后放置的部分相联接。在轨道梁10的中央区域中，存在第一驱动设备28的第一致动器26。第一致动器26被实现为旋转致动器，其能够围绕旋转轴线30旋转，该旋转轴线垂直于轨道梁10的主延伸部延伸，该轨道梁进而可以被安排成平行于飞行器的纵向轴线。杠杆32附接到第一致动器26，该杠杆通过第一链接件36联接到操纵面24的前缘34。通过旋转第一致动器26，第一链接件36在导轨12上来回地推拉操纵面24的前缘34。

在轨道梁10的后端部38处，呈线性致动器形式的第二驱动设备40可旋转地安装在第一端部42处。相反的第二端部44可旋转地安装到操纵面24的后端部46。

通过旋转第一致动器26，机翼2的高升力状态被更改。假设第二致动器40具有恒定长度，操纵面24通过使第一致动器26沿顺时针方向旋转来增加机翼2的表面积以及弯度。完全独立的，第二致动器40能够影响操纵面24的后端部46的位置，使得其倾角改变。

换句话说，操纵面24包括后链接件41，第二驱动设备40、即第二致动器集成至该后链接件中。

为了完整起见，扰流器48示出为被安排在操纵面24的前缘34上方、并且封闭在机翼2的后缘区域6与操纵面24之间的间隙。

应陈述的是，图1a中所示的设置类似于中性状态，在该中性状态下操纵面24完全缩回，并且机翼2具有整齐构型。通过移动第二致动器40，实现副翼功能，而通过移动第一致动器26，可以呈现独立的高升力状况。

在图1b中，与在图1a中所示的设置相比，第二致动器40伸展出。因此，第二致动器40的两个端部42和44之间的距离增大，使得操纵面24的后端部46被提升，而承载架18和操纵面的前缘34保持就位。因此，增加了倾角。这允许操纵面24充当副翼。在图1b中所示的设置中，操纵面24将提供向下的力。

与此相反，图1c示出了第二致动器40的两个端部42和44之间明显减小的距离。因此，操纵面24的后端部46降低，这导致向上指向的力。

图1d示出了操纵面24从机翼主结构的后部伸展出。基本上，图1d示出了高升力状态，在该高升力状态下在机翼主结构上产生了明显的间隙50。第一致动器26在最后方的位置，使得链接件36已经将前缘34和承载架18推动到最后方的位置。如果第二致动器40包括恒定长度，即两个端部42和44之间的距离，则仅进行高升力运动。

即使在操纵面24的这个位置，操纵面24的倾角也可能受到影响，如图1e和图1f所示。在图1e中，与图1f相比，第二致动器40在两个端部42和44之间提供了更大的距离。因此，完全独立于高升力运动，操纵面24可以充当副翼，以用于例如在着陆或起飞期间提供姿态控制。

在图2a中，示出了与第一引导设备51不同的途径。这里，支撑结构52被安排在机翼2的下侧8处，该支撑结构固持第一驱动设备54和第一链接件56，该第一驱动设备使以线性第一致动器54的形式实现的，该第一链接件可旋转地安装在支撑结构52上的第一联结件58上、并且具有位于操纵面24的前缘34上的第二端部60。在图2a中表示的是，第一链接件56的第一联结件58隐藏在框架元件60后面。

作为第二驱动设备59的一部分，框架元件60包括旋转装置64、第二联结件66以及连接装置68。旋转装置64可旋转地安装在支撑结构52上，而第二联结件66连接到第二链接件70，该第二链接件延伸到操纵面24的后端部46。连接装置68进而与第二致动器72联接，该第二致动器可旋转地安装在支撑结构52上。当第二致动器72移动时，框架元件62绕支撑结构52上的旋转装置64旋转。因此，第二联结件66并且因此第二链接件70被来回地推拉，以提升或降低操纵面24的后端部46。

如果第一致动器54移动，第一链接件56向后推动操纵面24的前缘34或沿向前方向拉动该前缘。由于与第二链接件70连接，因此存在某些运动约束。通过第一链接件56的位置以及框架元件62的位置，操纵面24的位置和取向取决于第一致动器54的运动。操纵面24的倾角可以通过移动第二致动器72来调节。两个致动器可以彼此独立地移动，使得可以实现甚至更复杂的轨迹。例如，弯度和表面积可以受到不同比率的影响。

在图2b至图2f中示出了可能运动的一些示例。在图2b中，第二致动器72伸展出，使得框架元件62沿逆时针方向旋转。结果是，第二链接件70提升操纵面24的后端部46，使得该操纵面的倾角改变。由于倾角的这种改变，操纵面24将提供向下的力。当第一致动器54仍然完全缩回时，操纵面24排他地充当副翼。

在图2c中，第一致动器54也处于完全缩回的位置，而第二致动器72也完全缩回。与图2b相比，框架元件62沿顺时针方向旋转，使得第二链接件70降低操纵面24的后端部46。这在不增加机翼表面积的情况下增加了机翼的弯度。结果是，操纵面24提供向上指向的力。

图2d示出了已伸展的操纵面24，其中第二致动器72处于中心位置。因此，操纵面24仅充当高升力表面，以增加机翼2的表面积以及弯度。

通过额外地移动第二致动器72，例如通过使其伸展或缩回，可以额外地调节操纵面24的倾角。在图2e中，与完全缩回的位置(即整齐的机翼)相比，操纵面24几乎平行地移位。这里，第二致动器72完全伸展，而在图2f中，第二致动器72完全缩回。

图3a示出了更进一步的工作原理，其也基于具有第一引导设备73的下垂式铰链运动机构。这里，使用相同的支撑结构52，呈线性致动器形式的第一驱动设备54(参加图2a至图2f)再次附接至该支撑结构。操纵面24通过第一链接件76和第二链接件79与铰链74相联接。以线性第二致动器78的形式实现的第二驱动设备78被集成到第二链接件79中。第一链接件76从铰链74延伸至操纵面24的前缘34，而第二致动器78从铰链74延伸至操纵面24的后端部46。因此，通过移动第一致动器54，操纵面24被从机翼2伸展出。

如果第二致动器78保持恒定伸展，则操纵面24简单地跟从高升力运动轨迹。通过移动第二致动器78，操纵面24的后端部46被额外地提升或降低，使得它的倾角独立于第一致动器54的运动来调节。

在图3b中，通过使第二致动器78缩回来增大操纵面24的倾角，而第一致动器54保持在缩回位置。因此，由操纵面24产生向上指向的力。

在图3c中，第二致动器78完全伸展，使得倾角明显改变。再一次，第一致动器54保持完全缩回。结果是，操纵面24简单地充当副翼，并且在图3C中提供向下指向的力。

在图3d中，第二致动器78保持在中心位置，而第一致动器54完全伸展。结果是，操纵面24移动到已伸展的高升力位置。

更进一步，在第一致动器54处于此位置时，第二致动器78可以完全伸展(图3e)或缩回(图3f)。因此，同样在高升力状态下，操纵面24可以充当副翼，以提供额外的正或负竖直力来影响飞行器的姿态控制。

示例性地，图4示出了具有机翼2的飞行器80，多个操纵面24可以附接至该机翼。不是依靠外侧定位的副翼82，而是另外的内侧定向的操纵面24也可以充当副翼。

此外，应当指出的是，“包括(comprising)”不排除其他元件或步骤，并且“一(a)”或“一(an)”不排除复数。另外，应当指出的是，已经参考上述示例性实施例之一所描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施例的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。

Claims (14)

1.一种用于对被安排在飞行器的机翼(2)的后缘区域(6)上的后缘操纵面(24)进行驱动和引导的系统，所述系统包括

第一引导设备(9，51，73)，所述第一引导设备能附接至所述机翼(2)并且与所述操纵面(24)相联接，以用于在缩回位置与至少一个伸展位置之间相对于所述机翼(2)的后缘区域(6)沿着预定轨迹来引导所述操纵面(24)，

第一驱动设备(28，54)，所述第一驱动设备能与所述机翼(2)和所述操纵面(24)相联接，以用于使所述操纵面(24)沿着所述轨迹移动，

第二驱动设备(40，59，78)，所述第二驱动设备与所述操纵面(24)相联接并且能与所述机翼(2)和所述第一引导设备(9，51，73)中的一者相联接，以用于额外地影响所述操纵面(24)的倾角，

其中，所述第一驱动设备(28，54)和所述第二驱动设备(40，59，78)彼此分离并且能独立操作，使得所述操纵面(24)的倾角至少在所述操纵面(24)的缩回位置是可影响的。

2.如权利要求1所述的系统，

其中，所述第一驱动设备(28，54)包括第一致动器(26，54)，

其中，所述第二驱动设备(40，59，78)包括第二致动器(40，72，78)，并且

其中，所述第一致动器(26，54)和所述第二致动器(40，59，78)具有不同类型的功能原理。

3.如权利要求2所述的系统，

其中，所述第一致动器(26，54)和所述第二致动器(40，59，78)包括不同的机械时间常数。

4.如权利要求2或3所述的系统，

其中，所述第一致动器(26，54)是自锁式的。

5.如前述权利要求中任一项所述的系统，

其中，所述第一引导设备(9)包括：导轨(12)，所述导轨在轨道梁(10)上；承载架(18)，所述承载架能移动地接合所述导轨(12)；以及后链接件(41)，所述后链接件可旋转地安装在所述轨道梁(10)上，

其中，所述操纵面(24)与所述承载架(18)和所述后链接件(41)相联接，并且

其中，所述第二驱动设备(40)集成到所述后链接件(18)中。

6.如权利要求5所述的系统，

其中，所述后链接件(41)被安排在所述轨道梁(12)的后端部(38)上。

7.如权利要求5或6所述的系统，

其中，所述第一驱动设备(28)包括旋转致动器(26)，所述旋转致动被安排在所述轨道梁(10)上。

8.如权利要求2至4中任一项所述的系统，

其中，所述第一引导设备(51，73)包括：支撑结构(52)、到所述支撑结构(52)上安排的第一联结件(58)的第一链接件(56)、以及到第二联结件(66)的第二链接件(70)，

其中，所述第二联结件(66)被相对于所述支撑结构(52)能移动地支撑、并且与所述第二驱动设备(40，59，78)相联接，并且

其中，所述第二驱动设备(59，78)被适配成使所述第二联结件(66)相对于所述支撑结构(52)移动。

9.如权利要求8所述的系统，

其中，所述第二驱动设备(59)包括框架元件(62)，所述框架元件具有旋转装置(64)和所述第二链接件(66)，

其中，所述旋转装置(64)能旋转地支撑在所述支撑结构(52)上，

其中，所述第二联结件(66)被安排成距所述旋转装置(64)一定距离、并且连接到所述第二链接件(70)的第一端部，并且

其中，所述第二链接件(70)的第二端部与所述操纵面(24)相联接。

10.如权利要求9所述的系统，

其中，所述框架元件(62)包括与所述第二致动器(72)相连接的连接装置(68)。

11.如权利要求1至4中任一项所述的系统，

进一步包括：支撑结构(52)；第一链接件(76)，所述第一链接件位于所述支撑结构(52)上的第一联结件(74)与所述操纵面之间；以及第二链接件(79)，所述第二链接件位于所述第一联结件(74)与所述操纵面(24)之间，

其中，所述第二驱动设备(78)集成到所述第二链接件(79)中。

12.一种具有机翼(2)的飞行器(80)，所述机翼具有机翼主结构和至少一个根据权利要求1至11所述的系统。

13.如权利要求12所述的飞行器，

进一步包括扰流器(48)，所述扰流器在所述机翼主结构与所述后缘操纵面(24)之间延伸，

其中，所述扰流器(48)至少部分地跟从所述后缘操纵面(24)的运动。

14.通过独立使用第一驱动设备(28，54)和第二驱动设备(40，59，78)来使得后缘操纵面(24)作为高升力襟翼和副翼的用途。