CN109895992B - 设计为与偏转状态下的襟翼密封的预变形飞机扰流板和下垂板 - Google Patents

Abstract

本申请涉及设计为与偏转状态下的襟翼密封的预变形飞机扰流板和下垂板，并描述了一种用于设计扰流板或下垂板的方法和包括设计的扰流板或设计的下垂板的空气动力学系统。在一个实施例中，扰流板和下垂板可以展开在具有襟翼系统的机翼上，襟翼系统提供后缘可变弯度(TEVC)系统。在飞行期间，机翼的固定部分、襟翼、扰流板和下垂板都可以变形。扰流板或下垂板可各自在地面上预变形为第一形状，使得在飞行中扰流板或下垂板在空气动力学载荷下变形为第二形状。在第二形状中，扰流板或下垂板被配置为更好地密封襟翼。扰流板或下垂板可以被配置为在襟翼作为TEVC系统的一部分的所有方位期间密封襟翼。

Description

设计为与偏转状态下的襟翼密封的预变形飞机扰流板和下 垂板

技术领域

本公开总体涉及用于飞机的机翼。更具体地，本公开涉及用于机翼的扰流板和下垂板。

背景技术

现代飞机(诸如大型客机)需要以各种速度运行，包括在起飞和着陆期间较低的速度以及在巡航期间较高的速度。为了适应各种速度的操作，飞机机翼包括控制表面。通常，控制表面可相对于机翼的固定部分致动。通过改变控制表面相对于机翼的固定部分的方位，实现各种空气动力学效果。空气动力学效果用于控制飞机。

控制表面的一种类型是扰流板。扰流板经常安装在机翼上的机翼襟翼附近和前面，使得扰流板覆盖机翼襟翼的一部分。扰流板可以设计成在飞行中向上延伸到在机翼上方流动的空气中。当延伸时，在其后面的机翼部分上产生受控制的失速，这减小了该机翼部分的升力并增加了阻力。展开扰流板的一个好处是在不增加速度的情况下增加飞机的下降率。

在着陆时，一旦飞机降落，扰流板就可以完全向上展开。阻力的增加加强了制动效果。此外，升力的损失会给车轮带来更多的重量，这有助于机械制动过程。

在起飞和爬升期间以及接近着陆期间时，扰流板和下垂板可以向下朝向延伸的襟翼缩回，以控制和优化襟翼和扰流板之间的间隙。对于扰流板，通过致动来实现缩回。对于从动下垂板，通过将面板机械地联接到配合襟翼或襟副翼来实现缩回。

在巡航条件下，扰流板通常不展开并且定位成使得扰流板表面和襟翼表面形成具有最佳空气动力学性能的空气动力学形状。然而，在巡航条件下的空气动力学载荷下，机翼、襟翼和扰流板都会变形。变形中的不匹配会导致几何形状的变化，从而降低机翼的空气动力学性能。例如，扰流板和襟翼之间或相邻扰流板之间可能形成间隙，该间隙允许空气流入机翼后缘腔。此外，扰流板之间或扰流板和襟翼之间的不匹配会导致多余阻力。这种不希望的气流和不匹配降低了机翼的空气动力学性能。鉴于上述情况，需要减少由飞行期间不同的载荷条件和结构条件导致的与扰流板相关的几何形状变化的方法和装置。

发明内容

本公开描述了一种用于设计扰流板或下垂板的方法。在一个实施例中，扰流板和下垂板可以展开在具有襟翼系统的机翼上，襟翼系统提供后缘可变弯度(TEVC)系统。在TEVC系统中，襟翼可围绕其铰链线旋转，以在巡航飞行期间修改机翼的弯度。扰流板或下垂板可以设置在机翼上的襟翼的前方，并且可以包括柔顺后缘(CTE)。扰流板或下垂板可以配置为在襟翼作为TEVC系统的一部分的所有方位期间沿着CTE密封襟翼。

在飞行期间，机翼的固定部分、襟翼、扰流板和下垂板都可以变形。扰流板或下垂板可各自在地面上预变形为第一形状，使得在飞行中扰流板或下垂板在空气动力学载荷下变形为第二形状。在第二形状中，扰流板或下垂板配置为更好地密封襟翼。扰流板和下垂板系统可以被提供，其中每个扰流板和下垂板在地面上预变形，但每个扰流板和下垂板都具有不同的形状。

可以将几何形状修改(诸如，向下弯曲边缘)添加到扰流板或下垂板的CTE。几何形状修改可以帮助增加每个扰流板或下垂板密封到相邻襟翼的条件范围。在一个实施例中，扰流板的几何形状修改可以足够灵活，使得当扰流板由于经由耦接到扰流板的致动器施加的旋转力以及由于扰流板上的空气动力学载荷而被压到襟翼上时，几何形状修改变平并沿着扰流板的CTE形成密封。

本发明的一个方面通常可以表征为用于飞机的空气动力学系统。空气动力学系统可以包括：(1)机翼的固定部分；(2)耦接到机翼的固定部分的可移动襟翼和(3)耦接到机翼的扰流板或下垂板。扰流板或下垂板可以具有预变形形状，包括(i)形成扰流板或下垂板的后缘的第一部分和(ii)配置成接收第一部分且附接到机翼的固定部分的第二部分。不在飞行时，扰流板或下垂板处于预变形形状，在抵靠可移动襟翼时与可移动襟翼部分接触并且不完全密封襟翼。然而，在一个或多个飞行条件下，扰流板或下垂板在空气动力的作用下从预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中扰流板或下垂板更完全地接触可移动襟翼以减少扰流板或下垂板与可动襟翼之间的空气流动。

本发明的另一方面通常可以表征为产生用于机翼的扰流板或下垂板的方法。该方法可以包括：(1)确定机翼的固定部分的形状、可移动襟翼以及扰流板或下垂板的预变形形状，其中扰流板或下垂板机械地耦接到机翼，使得其可以相对于机翼旋转，并且其中扰流板或下垂板包括形成扰流板或下垂板的后缘的第一部分和配置成接收第一部分并附接到机翼的固定部分的第二部分；(2)确定机翼的第一结构和第一材料、襟翼的第二结构和第二材料以及扰流板或下垂板的第三结构和第三材料；(3)指定飞行条件，其中，在不飞行时，扰流板或下垂板处于预变形形状，在抵靠可移动襟翼上时与可移动襟翼部分接触，并且其中，在飞行条件下，扰流板或下垂板在空气动力的作用下从预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中扰流板或下垂板更完全地接触可移动襟翼以减少扰流板和可移动襟翼之间或下垂板与可移动襟翼之间的空气流动。

本发明的又一方面通常可以表征为具有机翼的飞机。飞机可以在每个机翼上包括(1)机翼的固定部分；(2)耦接到机翼的固定部分的多个可移动襟翼和(3)耦接到机翼的具有预变形形状的扰流板或下垂板，包括形成扰流板或下垂板后缘的第一部分和配置为接收第一部分并附接到机翼的固定部分的第二部分。在不飞行时，扰流板或下垂板处于预变形形状，在抵靠多个可移动襟翼中的第一个时与多个可移动襟翼中的第一个部分接触。在一个或多个飞行条件下，扰流板或下垂板在空气动力的作用下从预变形形状变形为第二形状，使得在第二形状中，扰流板或下垂板更完全地接触多个可移动襟翼中的第一个，减少扰流板与可移动襟翼或下垂板与可移动襟翼之间的空气流动。

本发明的又一方面通常可以表征为用于飞机的空气动力学系统。用于飞机的空气动力学系统可以包括：(1)机翼的固定部分；(2)耦接到机翼的固定部分的多个可移动襟翼；(3)多个扰流板，多个扰流板中的每一个扰流板耦接到机翼，在不飞行时具有不同的预变形形状，每个扰流板包括形成扰流板后缘的第一部分和配置为接收第一部分并附接到机翼的固定部分的第二部分。每个不同的扰流板可以位于机翼上的不同翼展方向位置，并且可以选择不同的预变形形状以考虑在一个或多个飞行条件期间在每个不同翼展方向位置处产生的空气动力的差异。在一个或多个飞行条件下，每个扰流板可以在空气动力的作用下从不同的预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中，每个扰流板更完全地接触多个可移动襟翼的第一个以减少扰流板与多个可移动襟翼中第一个之间的空气流动。

附图说明

已经一般性地描述了本公开的示例，现在将参考附图，附图不一定按比例绘制，并且其中相同的附图标记在若干视图中表示相同或相似的部分，并且其中：

图1是示出根据本公开的一个方面的飞机和空气动力学高升力设备表面的透视图。

图2是根据本公开的一个方面的机翼的平面图，该机翼包括独立致动的扰流板、机械联接到内侧襟翼的内侧下垂板(IDP)和机械联接到襟副翼的襟副翼铰链板(FHP)。

图3A、图3B、图3C和图3D是根据本公开的各个方面的在机翼的一部分上的扰流板和襟翼的透视图，包括在空气动力学载荷下在巡航条件下发生的形状变形。

图4A是根据本公开的一个方面的扰流板的俯视图。

图4B和图4C是根据本公开的一个方面的包括襟翼扰流板接口的襟翼和扰流板的侧视图。

图5A、图5B和图5C是根据本公开的一个方面的由于致动器控制而在不同取向上的襟翼和扰流板组件的横截面图。

图5D、图5E和图5F是根据本公开的一个方面的由于致动器控制而在不同取向上的机械耦接到内侧下垂板的内侧襟翼的透视图和横截面图。

图6A是根据本公开的一个方面的襟翼设计方法的框图。

图6B是根据本公开的一个方面的扰流板设计方法的框图。

图6C是根据本公开的一个方面的控制飞机的方法的框图。

图7是根据本公开的一个方面的飞机生产和服务方法的框图，该方法可以利用关于图1至图6B所描述的襟翼。

图8是根据本公开的一个方面的飞机的示意图，该飞机可以利用根据图1至图6B中的襟翼。

具体实施方式

在以下描述中，阐述了许多具体细节以便提供对所呈现概念的透彻理解。可以在没有这些具体细节中的一些或全部的情况下实践所呈现的概念。在其他情况下，没有详细描述公知的处理操作，以免不必要地模糊所描述的概念。虽然将结合具体示例描述一些概念，但是应该理解，这些示例并非旨在进行限制。

本文对“一个示例”或“一个方面”的引用意味着结合示例或方面描述的一个或多个特征、结构或特性包括在至少一个实施方式中。说明书中各处的短语“一个示例”或“一个方面”可以指相同的示例或方面或可以不指相同的示例或方面。

介绍

描述了一种用于设计扰流板的方法。在一个实施例中，扰流板可以展开在具有襟翼系统的机翼上，襟翼系统提供后缘可变弯度(TEVC)系统。在TEVC系统中，可移动襟翼可围绕其铰链线旋转，以在巡航飞行期间修改机翼的弯度。扰流板可以设置在机翼上的襟翼的前方，并且可以包括柔顺后缘(CTE)。扰流板可以配置为在襟翼作为TEVC系统的一部分的所有方位期间沿着CTE密封襟翼。

在飞行期间，机翼的固定部分、襟翼和扰流板都可以变形。每个扰流板可以在地面上预变形为第一形状，使得在飞行中扰流板在空气动力学载荷下变形为第二形状。在第二形状中，扰流板被配置为更好地密封襟翼。更好地密封可包括与可移动襟翼的更大接触面积，以减少扰流板(或下垂板)与可移动襟翼之间的空气流动。可以提供扰流板系统，其中每个扰流板在地面上预变形，但具有不同的形状。

更详细地，图1描述了飞机和在飞机上使用的空气动力学表面。图2讨论了包括扰流板位置的机翼的平面图。图3A、图3B、图3C和图3D描述了扰流板形状的预变形以在空气动力学载荷下(诸如在巡航条件下)产生变形。图4A、图4B和图4C描述了襟翼、扰流板和扰流板-襟翼接口。图5A、图5B和图5C讨论了襟翼和扰流板组件。图5D、图5E和图5F讨论了襟翼和下垂板组件。

图2至图5C与波音777x配置相关联。但是，提供该示例仅用于说明的目的。本文描述的制品和方法可以与许多不同类型的现代飞机一起使用。这些飞机可以具有不同数量的襟翼、扰流板、襟翼配置以及扰流板配置。因此，该示例并不意味着限制。

图6A和图6B描述了襟翼和扰流板设计的方法。参考图6C讨论了使用图6A和图6C中设计的扰流板的方法。参考图7，描述了可以利用图1至图6C中描述的空气动力学系统的飞机生产和服务方法。最后，参考图8，讨论了可以利用根据图1至图6C中的空气动力学系统的飞机的示意图。

飞机高升力设备表面

图1是示出飞机2及其相关的空气动力学高升力设备表面的透视图。在机翼25上，在每个翼的前缘附近使用缝翼5。在后缘附近，扰流板4、内侧(IB)襟翼6、襟副翼8和外侧(OB)襟翼10以及副翼12设置在每个机翼上。如上所述，提供这种襟翼配置仅用于说明的目的，并不意味着限制。高升力设备表面(诸如内侧襟翼6)可配置为相对于机翼25以某种方式进行铰接。

尾翼27设有垂直安定面13、方向舵16和方向舵片18。水平安定面14设有升降舵20。方向舵16和方向舵片18可被配置为相对于垂直安定面移动并且升降舵被配置为相对于水平安定面移动。

上述配置与现有的波音777^TM配置相关联。波音777x配置包括单开缝襟翼。777x配置包括每个机翼三个襟翼，而其他配置仅包括每个机翼两个襟翼。襟副翼提供高升力和侧倾控制。在某些飞机上，襟副翼是内侧(IB)副翼。在波音737上，没有襟副翼/IB副翼。相反，襟翼与这个机翼配置在一起。因此，这里描述的机翼示例仅出于说明的目的而提供，并不意味着限制。

在一个实施例中，机翼可包括后缘可变弯度系统。后缘可变弯度系统可包括下垂的扰流板和襟翼机构(参见图2中的外侧扰流板系统110和内侧扰流板系统114)、机械下垂的内侧下垂板(IDP)和机械下垂的襟副翼铰链板(例如，参见图2中的襟副翼103、FHP 109、内侧襟翼102和IDP 113)。后缘可变弯度系统可在巡航条件下提供一系列空气动力学密封的襟翼和扰流板方位。当飞机通过调整翼展方向的升力分布来飞过其任务时，它可以在襟翼向上(巡航条件下)方位稍微调整襟翼，以优化燃料燃烧。

扰流板设计方法

图2是机翼100的平面图。机翼配置与777x变型相关联，并且仅出于说明的目的而提供，并不意味着限制。机翼包括固定部分和可移动部分。可移动部分包括内侧襟翼102、襟副翼103、中跨襟翼104、外侧襟翼106、外侧扰流板系统110以及内侧扰流板系统114，其中外侧扰流板系统110包括OB扰流板108a-108f和FHP 109，内侧扰流板系统114包括IB扰流板112a-112c和IDP 113。距离105可以是大约一百零六英尺。在不同的飞机上，距离105可以更小或更大。

外侧扰流板系统110包括六个扰流板108a、108b、108c、108d、108e和108f以及FHP109。扰流板108a、108b和108c位于外侧襟翼106的前方。扰流板108d、108e和108f位于中跨襟翼104的前方，并且FHP 109位于襟副翼103的前方。内侧扰流板系统114包括位于内侧襟翼前方的三个扰流板112a、112b和112c以及IDP 113。

在这个例子中，扰流板的翼弦方向深度约为二十英寸至三十五英寸，翼展方向长度约为七十五英寸至一百零五英寸。每个襟翼上方的扰流板数量及其尺寸可以变化。因此，提供襟翼上方的三个或四个扰流板、FHP和IDP板及其相关尺寸的示例仅用于说明的目的。

每个扰流板和下垂板可以通过附接机构附接到机翼100，该附接机构允许绕铰链线旋转。扰流板和机翼之间的附接点的数量可以确定如何将诸如与机翼相关联的弯曲载荷的载荷传递到扰流板。载荷会影响扰流板在飞行中的变形情况。在一个实施例中，可以在机翼和扰流板之间使用四个附接点。然而，可以使用更多或更少的附接点，并且四个附接点仅出于说明的目的而提供。

在特定实施例中，一个或多个致动器可与每个扰流板相关联。一个或多个致动器可以被配置为向上或向下旋转每个扰流板以改变扰流板中的一个相对于机翼的固定部分的方位。扰流板可以配置为相对于彼此和襟翼致动。在一些情况下，如下面更详细描述的，扰流板可以旋转以在扰流板抵靠在可移动襟翼上时更好地与襟翼密封或更好地与襟翼接触。

在一个实施例中，一个或多个扰流板可以配置成根据襟翼的一个移动。因此，可以在襟翼与下垂板之间或襟副翼与铰链板之间提供机械联动装置。经由机械联动装置，当襟翼/襟副翼被致动时，从属面板也可以移动(例如，如图5D、图5E和图5F所示，下垂板和襟翼的示例性机械联动装置)。这里描述的扰流板系统作为一般描述而提供，包括下垂板，例如IDP和FHP，但并不意味着限制位于高升力设备(例如襟翼或襟副翼)前方的其他面板。

内侧襟翼102和/或外侧襟翼可以是后缘可变弯度(TEVC)系统的一部分。在TEVC系统中，襟翼可以绕其各自的铰链线旋转，以在巡航飞行期间修改机翼的弯度。扰流板可以配置为对襟翼TEVC在扰流板的柔顺后缘(CTE)位置处的所有巡航方位密封扰流板的尾端处的襟翼。通常，内侧襟翼102可以向上旋转，并且外侧襟翼106可以向下旋转，反之亦然。通过这些动作，可以改变机翼的整体扭曲。这些动作(包括施加到每个襟翼的旋转量)可以在整个飞行过程中进行调整，以在重量随着燃料的消耗而变化时补偿和优化飞机的性能。

可以对飞行控制系统进行编程以定位扰流板来匹配每个特定襟翼TEVC方位处的襟翼。在一个实施例中，可以为此目的提供查找表。除了当前襟翼TEVC方位之外，还可以调节扰流板方位以补偿高度和飞机速度。飞行试验数据表明，这些变量足以影响外部空气压力，扰流板指令定位可用于确保扰流板CTE对所有这些情况进行襟翼密封。扰流板定位可以是飞机水平要求。

对于每个扰流板，可以对一个或多个致动器进行编程以将扰流板旋转到给定方位。飞行计算机可以集成许多变量来确定这个方位。同样，该确定可以基于称为“查找表”的数据库，飞行控制系统负责该数据库。一般来说，扰流板的上升方位“破坏”机翼的空气动力学升力、增加阻力和/或滚动飞机。此外，扰流板的巡航方位确保在TEVC方位的整个范围(大约20个不同的离散TEVC襟翼角度范围，从约1.5度后缘上升和0.7度后缘下降)内襟翼和扰流板CET之间的密封，并且扰流板的下降方位实现了用于着陆和起飞性能的七种不同高升力变型的扰流板和襟翼之间的期望间隙。飞行控制系统和几个扰流板方位如图5A、图5B和图5C所示。

接下来，描述了在飞行期间空气动力学载荷下的形状变形的一些影响。图3A、图3B、图3C和图3D是图2中所示的机翼100的机翼段120上的扰流板和襟翼的透视图。机翼段120包括机翼的固定部分、外侧襟翼106、中跨襟翼104和外侧扰流板系统110中的扰流板(参见图2)。

为了确定形状变形的一些影响，可以规定机翼、襟翼和扰流板系统的初始形状，诸如机翼的期望空气动力学形状。然后，可以对每个部件的结构(包括材料和附接点)进行建模。然后，可以在诸如巡航条件下模拟空气动力学载荷并将其应用于模拟结构来确定形状变形。

在第一示例中，机翼、襟翼和扰流板具有这样的形状，使得机翼、襟翼和扰流板在地面上时全部平滑地配合在一起。然后，在巡航条件下的空气动力学载荷被应用于机翼、襟翼和扰流板。对于图2中所示的机翼100的机翼段120的结果如图3A和图3B所示。

在图3A中，响应于巡航条件下的空气动力学载荷，中跨襟翼104和外侧襟翼106变形。例如，外侧襟翼106相对于固定结构122向上扭转。在图3B中，细节124示出了与中跨襟翼104和扰流板108d、扰流板108e以及扰流板108f相关联的变形。在翼展方向上，扰流板108e在拐角处向上弯曲形成弧形。在翼弦方向上，扰流板108e在后缘处向上弯曲并且远离中跨襟翼104弯曲。

扰流板108e在后缘处的向上弯曲在扰流板108e和中跨襟翼104之间引起阶梯间隙128。该间隙的尺寸在翼展方向上变化。从扰流板到扰流板的空气动力是变化的。因此，扰流板108e比扰流板108f弯曲得更多。因此，在扰流板108e和扰流板108f之间形成阶梯间隙130。最后，因为中跨襟翼104也变形，在中跨襟翼104和相邻结构126之间形成阶梯132。扰流板108f和相邻结构126之间也有不期望的阶梯。在另外的实施例中，IDP机械联动装置中的偏转(参见图5D、图5E和图5F)可以在IDP和襟翼之间产生显著的间隙。因此，下垂板(诸如IDP和FHP)可能会受到额外挑战，这对于致动扰流板是不存在的。

在巡航条件下，这些变形会降低机翼的空气动力学性能。例如阶梯132可以允许空气从机翼的上表面流到底表面进而减小升力。作为另一示例，伸到流中的扰流板可以增加阻力。

处理变形的一种方法是使襟翼和扰流板预变形为第一形状，使得在巡航条件下，襟翼和扰流板变形为期待的空气动力学形状。例如，在地面上，图3A和图3B中的中跨襟翼104和外侧襟翼106以及扰流板初始可以具有平滑的空气动力学形状。在载荷下，襟翼和扰流板变形为图3A和图3B所示的形状。为了在载荷下获得平滑的空气动力学形状，襟翼和扰流板可以赋予与图3A和图3B所示的形状相反的形状。

因此，建议采用以下过程。首先，不考虑空气动力学载荷，指定机翼、襟翼和扰流板的空气动力学形状。接下来，将载荷施加到第一空气动力学形状以确定在载荷下的变形形状。接下来，确定变形形状的相反形状。然后，机翼、襟翼和扰流板被赋予相反的形状，作为在地面上没有载荷的第二空气动力学形状。然后，将载荷施加到第二空气动力学形状，以确定机翼、襟翼和扰流板在受载时是否平滑地配合在一起。如果机翼、襟翼和扰流板在载荷下没有平滑地配合在一起，则可以对第二空气动力学形状进行调整以获得第三空气动力学形状，并且然后将载荷重新施加到第三空气动力学形状。该过程可以根据需要重复。

作为示例，中跨襟翼104和外侧襟翼106可以预变形，具有如图3A和图3B所示的相反的形状。结果可以是在飞行中反向变形到更平滑的空气动力学形状，并且显著地减小如图3A和图3B中所示的阶梯间隙。图6A和图6B描述了该方法的额外细节。

图3C和图3D示出了在地面上被预变形的襟翼和扰流板的示例，使得在巡航条件下获得期望的形状。在图3C中，示出了在地面上和在巡航条件下的扰流板108a(参见图2)的形状。形状152是在地面上的预变形形状。当扰流板的预变形形状152抵靠在可移动襟翼上时，由于扰流板的弯曲形状，扰流板和襟翼之间可存在间隙。在一个实施例中，预变形形状152可以是弓形的。在巡航条件下，因为扰流板在空气动力的作用下变形，形状150更平坦。例如，预变形形状152可以弯曲，然后可以在空气动力的作用下变直。

形状150可以允许扰流板和襟翼之间的改进的密封。因此，处于预变形形状152的扰流板或下垂板在抵靠可移动襟翼时可以与可移动襟翼形成部分接触。在一个或多个飞行条件下，扰流板或下垂板可在空气动力的作用下从预变形形状变形为第二形状(例如，形状150)，使得在第二形状中的扰流板或下垂板具有与可移动襟翼更大的接触面积，或与可移动襟翼更充分地接触，以减少扰流板与可移动襟翼之间或下垂板与可移动襟翼之间的空气流动。可以选择扰流板或下垂板的不同预变形形状以考虑在一个或多个飞行条件期间在每个不同翼展方向位置处的空气动力的差异。

在一个实施例中，在巡航时的形状150到预变形的地面形状152的变形量可以在形状150的翼弦方向长度155的0％到5％之间。例如，在具有翼弦方向长度155的边缘158处，预变形的地面形状152向下移动量156，量156在翼弦方向长度155的0％到5％之间(此外，移动量可以为零，并且表面可以在某些位置处对齐)。向下移动的量并且因此翼弦方向长度的百分比在预变形的地面形状152的表面上变化。虽然未示出，但是预变形的地面形状152也可以在某些位置中被移动到形状150的表面上方。

图3D示出了在巡航条件下抵靠外侧襟翼106的具有形状150的扰流板108a。扰流板108a的形状150更平滑，可以为外侧襟翼106提供更好的密封，然后襟翼是未预变形的。还示出了预变形的地面形状152。在该示例中，预变形的地面形状152在外侧襟翼106的顶表面下方延伸。在地面上的操作中，扰流板108a可绕其铰链线旋转以防止其撞击外侧襟翼106。

如上所述，施加到每个扰流板的预变形可以在沿着机翼的不同翼展方向位置处从扰流板到扰流板变化。可以选择不同的预变形形状以考虑在一个或多个飞行条件期间在每个不同翼展方向位置处产生的空气动力的差异。此外，扰流板(或下垂板)的方位也可以在每个翼展方向位置处在机翼上具有不同的翼弦方向方位。机翼上的翼弦方向方位可以影响特定位置处的空气动力，并因此影响在特定位置处施加到扰流板的预变形量。因此，预变形的地面形状152仅出于说明的目的而提供，并不意味着限制。

在各种实施例中，扰流板或下垂板仅可以在翼弦方向方向上变形，诸如经由图3C中的向下曲线153a和向下曲线153b。因此，曲线153a和曲线153b可以是相同的。此外，在曲线153a和曲线153b之间，中间曲线可以是恒定的。

在其他实施例中，向下弯曲可以在翼展方向上变化。例如，在图3C中，曲线153a和曲线153b可以是不同的，诸如曲线153a相对曲线153b更多地向下弯曲。在翼展方向上，中间曲线可以在两条曲线153a和153b之间线性变化。在另一个实施例中，曲线153a和曲线153b可以类似地成形。但是，如图3C所示，在翼展方向的中间曲线中，向下弯曲的量可以大于或小于曲线153a和曲线153b的向下弯曲。

通常，曲线153a可以具有第一向下弯曲，曲线153b可以具有第二向下弯曲，并且中间曲线在翼展方向上的向下弯曲可以大于或小于曲线153a或曲线153b中的任一个或两个在翼展方向上的向下弯曲。作为示例，在图3C中，中间曲线在翼展方向上的向下弯曲量在曲线153a和曲线153b之间减小然后增加。如上所述，在翼展方向上的其他变化是可能的，并且提供图3C仅出于说明的目的。

图4A、图4B和图4C描述了扰流板及其与襟翼的接口。图4A是扰流板205的俯视图。在图4A中，扰流板205包括具有柔顺后缘(CTE)的第一部分212和被配置为接收具有CTE的第一部分的第二部分202。

在一个实施例中，扰流板205的第二部分202可以由金属(诸如铝)或碳复合材料(诸如碳键组件)形成。在另一个实施例中，具有CTE的第一部分212可以由碳复合材料形成，诸如碳固体层压板或玻璃纤维固体层压板。通常，第一部分可以比配置为接收第一部分的第二部分更柔韧。

图4B示出了系统200，其包括襟翼204和扰流板205的侧视图。在该示例中，襟翼204上的斜率204a与扰流板205上的斜率204b对齐。在一个实施例中，第一部分212可具有与斜率204a匹配的恒定斜率。因此，第一部分可以在接触点处与襟翼204基本相切。

在另一个实施例中，第一部分可以成一定角度的或可以向下弯曲，使得当斜率204a和斜率204b对齐时，第一部分212的CTE在襟翼204的表面下方几何地延伸。物理上，由于襟翼204的顶表面是实心的，当斜率204a和斜率204b对齐时，第一部分212不能延伸到襟翼204中。相反，第一部分212可以从与襟翼的表面的接触处向上推动。结果，第一部分212可以趋于变平和伸直。这种向下成角度或弯曲的特征可以帮助增加扰流板和襟翼之间的密封。

在另一个实施例中，扰流板205可以绕其铰链线向上旋转，使得第一部分212轻轻地抵靠在襟翼204上。在空气动力学载荷下，第一部分212可以变形并且变平。在各种实施例中，可以规定第一部分212的地面形状。然后，第一部分212的地面形状可以响应于经由致动器、经由空气动力或其组合施加的力而变形。在致动器的情况下，对于扰流板205的固定方位，襟翼204可以旋转到第一部分212中以使第一部分212变形。此外，对于襟翼的固定方位，扰流板205可以旋转到襟翼204中以使第一部分212变形。另外，扰流板205和襟翼204均可以旋转到彼此中以使第一部分变形。

图4C示出了图4B中的细节210。线207与襟翼204上的斜率204a和第一部分212上的斜率204b对齐。第二部分包括配置为接收第一部分212的第一节214。第一部分212可以在第一节214中附接到第二部分。

第一部分212包括在线207下方延伸的CTE 216。在一个实施例中，包括CTE 216的第一部分212可以被弯曲，其具有从线207的斜率到线209的斜率以多个增量变化的斜率。在一个实例中，CTE 216可以被连续弯曲。在另一个实施例中，CTE 216可以成一定角度的，使得从线207的斜率到线209的斜率的改变在单个位置处以不连续的方式发生。

CTE在线207下方延伸的量可以在预变形状态下在翼展方向上沿CTE从位置到位置变化，如图3C所示。另外，CTE 216在线207下方延伸以及在襟翼204的表面下方几何地延伸的量可以从扰流板到扰流板变化。尽管不是典型的，但CTE 216可以向上弯曲，使其在线207上方延伸。

接下来，描述了具有致动器的扰流板和襟翼的配置。图5A、图5B和图5C是由于致动器控制而在不同取向上的襟翼和扰流板组件的横截面。在图5A中，空气动力学系统300的侧视图包括襟翼314、具有柔顺后缘316的扰流板310、襟翼314、扰流板致动器308和襟翼致动器305。扰流板致动器308可以被配置为调节位置扰流板310的方位，并且襟翼致动器305可以被配置为控制襟翼314的方位。因此，扰流板致动器308可以控制扰流板310的旋转方位。

飞行控制系统(FCS)306可以被配置为接收输入，诸如飞行员输入302和传感器输入304。传感器输入可以包括飞行信息，诸如当前高度、当前速度、襟翼314的当前方位和扰流板310的当前方位。响应于飞行员输入和/或传感器输入304，飞行控制系统306可以配置为控制扰流板310的方位。

在一个实施例中，如上所述，飞行控制系统306可以配置成调节扰流板310的方位，以在飞行条件期间更好地密封襟翼314。例如，在飞行条件下，可以命令扰流板致动器308旋转扰流板310，使得扰流板310将柔顺后缘316压入襟翼314中。当柔顺后缘316被压入襟翼314时，可以在襟翼314和扰流板310之间形成更好的密封。飞行控制系统306可以配置为以这种方式用致动器控制每个扰流板。

在图5A中，襟翼314和扰流板310的取向可以代表巡航条件。如上所述，作为TEVC的一部分，飞行控制系统306可以在各种巡航条件期间使用襟翼致动器305稍微地向上和稍微地向下调节襟翼314的方位。因为襟翼314的方位被调节，飞行控制系统306也可以配置为使用扰流板致动器308调节扰流板310的方位以改善襟翼314和扰流板310之间的密封。这些调节可以根据速度和高度来确定。此外，从飞行测试接收的数据也可用于确定扰流板的方位。

在图5B中，示出了襟翼314和扰流板的取向320，其中扰流板310被向上成角度以破坏襟翼314上方的流动。扰流板310响应于扰流板致动器308的致动而向上成一定角度，扰流板致动器308由飞行控制系统306控制。该方位通常发生在着陆期间。扰流板的CTE 316在该方位以一定角度向下并且接近其在地面上的形状。

在图5C中，襟翼314的取向330以一定角度向下。响应于从飞行控制系统306发送到襟翼致动器305的命令，襟翼314可以向下成角度。扰流板310还响应于从飞行控制系统306发送到扰流板致动器308的命令而向下成角度。扰流板310可以以一定角度地向下以改善自机翼的固定部分、经扰流板上方并到襟翼314上面的空气动力学流动。可以选择扰流板310的角度，使得流动不被“破坏”，即，不会发生流动分离。

在图5C中，襟翼314也可以平移，诸如向后平移。例如，襟翼314可以向后平移远离扰流板并向下旋转。扰流板310可以在空气动力学载荷下变形时伸长，以更好地与向后移动/平移的襟翼密封。

接下来，图5D、图5E和图5F描述了襟翼和下垂板配置。如上面图2所述，襟翼和下垂板配置的两个示例是：(1)襟副翼103和襟副翼铰链板(FHP)109，以及(2)内侧襟翼102和内侧下垂板(IDP)113。图5D、图5E和图5F出于说明的目的描述了内侧襟翼102和IDP 113的实施例。

图5D是包括IDP 113的透视图。IDP 113包括柔顺后缘(CTE)332，柔顺后缘(CTE)332可以在飞行中密封襟翼，诸如内侧襟翼102。IDP 113可以经由固定铰链334a和固定铰链334b耦接到扰流板梁338，扰流板梁338是机翼的固定部分的部件。

机械联动装置可以将IDP 113机械地耦接到内侧襟翼102，使得内侧襟翼102的移动引起IDP 113的移动。机械联动装置包括构件340、构件342a、构件342b和构件344。构件340经由固定铰链336附接到扰流板梁。

构件342a和构件342b在一端耦接到构件340，在另一端耦接到IDP 113。构件342a和构件342b经由联动装置346a和联动装置346b耦接到IDP 113。构件344在一端附接到构件340，并且在另一端经由联动装置附接到内侧襟翼102(参见图5E)。

在操作中，当内侧襟翼102远离扰流板梁338移动时，通过构件344施加力，这使得构件340以顺时针方向绕固定铰链336旋转。顺时针旋转通过构件342a和构件342b传递力，这拉动IDP 113向下。向下拉动使得IDP 113绕固定铰链334a和固定铰链334b顺时针旋转，并向下移动。

当内侧襟翼102朝向扰流板梁338移动时，通过构件344施加力，这使得构件340以逆时针方向绕固定铰链336旋转。逆时针旋转通过构件342a和构件342b传递力，这推动IDP113向上。向上推动使得IDP 113绕固定铰链334a和固定铰链334b逆时针旋转，并向上移动。

接下来，图5E和图5F进一步描述了在IDP 113和内侧襟翼102之间的机械联动装置及其操作。图5E示出了在巡航条件取向335下的IDP 113和内侧襟翼102的侧视图。虚线示出了在巡航条件取向335下的标称机翼形状341。

在图5E中，构件342a在一端经由联动装置346a附接到IDP 113，并且在另一端经由联动装置348附接到构件340。联动装置348允许构件342a和构件340相对于彼此旋转。构件344在一端经由联动装置349附接到内侧襟翼102，并且在另一端经由联动装置343附接到构件340。联动装置349允许内侧襟翼102相对于构件344旋转。联动装置343允许构件344相对于构件340旋转。

在图5F中，示出了在条件370下的IDP 113和内侧襟翼102的侧视图，其中襟翼从标称机翼形状341向下展开。如上面图5C所述，耦接到襟翼的致动器可以使襟翼向下移动。内侧襟翼102经由包括构件340、构件342a、构件342b和构件344的机械联动装置的向下运动拉动IDP 113向下并使IDP 113绕固定铰链334a顺时针旋转。

图6A是根据本公开的一个方面的襟翼设计方法350的框图。在352中，确定初始机翼形状。初始机翼形状可以基于飞机的初始设计规格、性能要求和空气动力学模拟。在一些情况下，三维初始机翼形状可以初始地被指定为连续部件，该连续部件没有任何被建模的高升力设备表面或仅部分地指定的高升力设备表面。用于设计初始机翼形状的空气动力学模拟可以涵盖从起飞和着陆到巡航条件的各种飞行条件。

在354中，可以指定襟翼尺寸和初始机翼上的位置。如果初始机翼形状是连续的且不包括高升力设备表面，则可以移除初始机翼的一部分以容纳襟翼。此外，可以指定附接接口及其位置。附接接口包括硬件，该硬件允许襟翼附接到机翼并相对于机翼移动。

此外，可以指定襟翼的运动范围。运动范围可以影响附接接口的设计，诸如襟翼围绕旋转的轴线距襟翼底部的距离以及容纳襟翼组件所需的机翼上的整流罩。当襟翼用于后缘可变弯度(TEVC)系统时，运动范围还可以包括与该系统相关联的襟翼方位。如上所述，可以设计完工(as-built)的襟翼形状以确保襟翼在与TEVC系统相关联的不同方位中适当地密封。

在356中，可以选择初始襟翼形状。例如，初始襟翼形状可以被选择以通常遵循移除襟翼的机翼的形状。与襟翼的前缘相邻的机翼的固定部分的后缘可以是相对平坦的竖直表面。然而，如上所述，襟翼的前缘可以是圆形的。襟翼的前缘可以成形为在向下展开时提高襟翼的空气动力学性能以获得高升力性能。

在358中，可以指定机翼结构和材料。机翼结构可以包括诸如蒙皮、翼肋、翼梁和纵梁这类部件的规格及其相关位置。诸如铝(一般金属)或复合材料的材料可用于构造机翼。机翼结构影响机翼在施加的空气动力学载荷下将扭转和弯曲的程度。特定的机翼结构和材料可用于有限元分析，以确定在空气动力学载荷下襟翼的变形。

在360中，可以用与机翼类似的方式指定襟翼结构和材料。襟翼的内部结构与机翼不同，因为诸如襟翼被设计为移动、襟翼不携带燃料、襟翼经历与机翼不同的载荷以及襟翼在离散位置处附接到机翼之类的因素。因此，襟翼的刚度可以与机翼不同。因此，襟翼的气动弹性响应与机翼不同。指定的襟翼结构和材料可用于有限元分析，以确定在空气动力学载荷下襟翼的变形。

在362中，可以指定一个或多个飞行条件和飞机重量分布。这些条件影响机翼和襟翼的气动弹性响应。特别地，气动弹性响应的大小可以从条件到条件变化。在许多不同的条件下可以进行模拟和实验测试来确定襟翼的气动弹性是否在期望的操作范围内是符合要求的。

作为示例，波音777的典型巡航速度在巡航高度为35,000英尺时约为0.84马赫(554MPH)。取决于型号，操作空重可以在300,000磅到400,000磅之间变化。取决于型号，最大起飞重量可以在545,000磅和775,000磅之间变化。取决于型号，最大着陆重量可以在445,000磅和557,000磅之间。因此，对于任何特定的飞机型号，在特定飞行条件下的燃料和货物载荷可以被指定为机翼和襟翼的测试范围的一部分。

在364中，可以确定在指定飞行条件下的机翼和襟翼形状。例如，指定的飞行条件可以是在飞机被加载到大于其空重的某一重量的情况下巡航。可以确定机翼和襟翼上的空气动力学载荷的数值模拟，然后确定机翼和襟翼的变形量。如上所述，变形量取决于诸如空气动力学载荷、飞机的重量、机翼和襟翼的结构以及机翼和襟翼的初始无负载三维形状之类的因素。

在一些实施例中，该过程可以重复多次，因为空气动力学载荷可随着机翼和襟翼变形而改变。例如，基于使用机翼和襟翼的初始形状确定的空气动力学载荷，可以确定机翼和襟翼的第二形状。然后，使用机翼和襟翼的第二形状，可以确定新的空气动力学载荷。基于新的空气动力学载荷，可以确定第二形状到第三形状的变形。该迭代过程可以重复直到机翼和襟翼的形状在特定一组条件下收敛到特定形状。然后，在飞行中，可移动襟翼在空气动力的作用下从第一预变形形状变形为期望的第二形状。

该过程可以在每个选择的飞行条件下重复。在该示例中，初始无负载形状是相同的。然而，形状对空气动力学的影响和空气动力学对形状的影响以耦合方式考虑。因此，该过程是迭代性质的。在可替代的实施例中，形状改变对空气动力学的影响可以不考虑。

在366中，可以执行检查以确定在模拟条件下襟翼的形状是否与密封件接触。如果襟翼没有密封，则在372中，可以确定新的襟翼形状。例如，如果襟翼没有密封，因为襟翼由于气动弹性影响而在一个方向上弯曲，则可以在襟翼无负载状态下沿相反方向调节襟翼形状，以减轻这种影响。类似地，如果由于气动弹性影响而使襟翼在一个方向上扭转并且扭转防止密封，则初始襟翼形状可以在相反方向上扭转以减轻这种影响。

在一个实施例中，除了调节襟翼的形状之外，还可以调节襟翼上的附接点的位置。例如，附接位置可以一起向较远处或较近处移动。在又一个实施例中，可以改变襟翼的内部结构或改变襟翼中使用的材料，诸如使其在某些位置处更硬或较不硬。内部结构的变化可以影响襟翼变形的程度和位置。因此，可以改善密封性能。在另一个实施例中，可以调节密封的形状、位置和/或尺寸以改善襟翼的密封特性。

在368中，襟翼的形状是否满足制造约束的确定可以被确定。例如，可以指定在机翼/襟翼接口处襟翼的斜率稍微连续，即机翼尾部处的机翼斜率和机翼后缘附近的襟翼斜率可以在彼此的某个百分比内，例如5％。在另一示例中，可以指定机翼的后缘和与机翼的后缘相邻的襟翼之间的高度差在某个特定的余量内。在又一个示例中，可以指定襟翼不会将密封件向下推动超过一定量。在另一示例中，可以指定在附接点处到机翼的载荷小于某个最大值。在又一个示例中，可以指定襟翼的前缘和后缘襟翼之间的距离保持在某个最小距离之上并且低于某个最大距离。

在372中，如果不满足制造约束，则可以调节襟翼的形状。例如，可以调节襟翼的形状，使襟翼变形为更好地匹配机翼后缘的斜率的形状。作为另一示例，可以调节以减少在附接点处到机翼的载荷。

在345中，如果襟翼密封和制造约束得到满足，则可以在各种飞行条件下确定机翼和襟翼组合的空气动力学性能。该分析可以涉及在各种条件下(例如起飞或着陆)执行机翼和襟翼的模拟。此外，可以在襟翼处于不同方位的情况下进行模拟，诸如处于为着陆而向下延伸的方位。

空气动力学约束可以在某种程度上与密封约束无关。例如，可以调节襟翼的形状，使得在襟翼完全密封并不重要的飞行条件下空气动力学性能更好。因此，只要在期望的条件(诸如巡航条件)下调节的形状密封，就可以对襟翼进行稍微调整，从而改善空气动力学性能。例如，可以使襟翼的前缘更圆，以改善空气动力学性能。

在374中，如果襟翼密封，满足制造约束并且满足空气动力学约束，则可以固定襟翼的完工几何形状。复合襟翼内置于夹具中。因此，可以指定夹具形状。夹具形状是可以安装在飞机上的未加载形状。接下来，可以包括图6中设计的襟翼的飞机的一些细节参考图7和图8来描述。

图6B是根据本公开的一个方面的扰流板设计方法402的框图。在402中，机翼和襟翼设计可以从图6A中的襟翼设计方法350得到。机翼和襟翼设计可以包括机翼和襟翼的内部结构、材料和外部形状的规格，包括襟翼位置。如上所述，在一个实施例中，一个或多个襟翼可以在地面上预变形，使得一个或多个襟翼在飞行中呈现更优化的空气动力学形状。

在404中，可以确定扰流板位置和尺寸。通常，扰流板将位于襟翼的前方。尺寸取决于机翼的尺寸和襟翼的尺寸。在该示例中，如上所述，扰流板可以在翼弦方向方向上约为30英寸，在翼展方向上约为85英寸。但是，尺寸可以从扰流板到扰流板变化。此外，具有不同尺寸的机翼和襟翼的不同飞机配置可以包括更小或更大的不同尺寸的扰流板。因此，提供这些实施例仅用于说明的目的。

扰流板的一部分可以耦接到至少一个致动器。致动器可以允许扰流板的方位独立于相邻的襟翼进行调节。特别地，致动器可以配置为相对于机翼的固定部分向上或向下旋转扰流板。在一些实施例中，下垂板可经由机械联动装置耦接到襟翼。因此，下垂板和襟翼配置为作为单元移动。在这种情况下，下垂板的方位不能独立于襟翼进行调节，诸如以改善襟翼和下垂板之间的密封。

接口可以包括扰流板到机翼的固定部分的多个附接点以及多个附接点位置。在一个实施例中，每个扰流板可以包括到铰链线的四个附接点，每个扰流板围绕铰链线旋转。附接点的数量可以多于或少于四个。此外，附接点的数量可以从扰流板到扰流板变化。

在406中，可以确定扰流板形状。如上所述，在一些实施例中，扰流板可以具有第一部分和第二部分，其中第一部分包括柔顺后缘(CTE)。第一部分可以附接到第二部分。在特定实施例中，包括CTE的第一部分可以向下成角度或弯曲并且包括向下弯曲的边缘。这种形状可以有助于在更广泛的条件下改善襟翼和扰流板之间的密封。特别地，可以选择第一部分的形状以增加可移动襟翼和扰流板或下垂板之间的密封。

在408中，可以确定扰流板的内部结构和材料。第一部分可以附接到第二部分，并且第一部分可以由比第二部分更柔韧的材料形成。在一个实施例中，第二部分可以由金属(诸如铝)或碳复合材料形成。用于第二部分的材料可以从扰流板到扰流板变化。例如，扰流板的一部分可以由铝形成，而一部分可以由碳复合材料形成。

在410中，可以确定飞行条件和飞机重量分布。这些条件中的一些可以从图6A中的襟翼设计方法350接收。此外，还可以从襟翼设计方法350接收包括空气动力学载荷的加载条件。在412中，可以确定在载荷下的机翼、襟翼和扰流板形状。

在414中，对于每个扰流板，可以检查密封条件。例如，可以确定每个扰流板是否对TEVC系统中襟翼的所有方位都密封襟翼。因此，处于预变形形状的扰流板或下垂板抵靠在可移动襟翼上时，可以与可移动襟翼部分接触。在一个或多个飞行条件下，扰流板或下垂板可以在空气动力的作用下从预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中扰流板或下垂板与可移动襟翼具有更大的接触面积或更完全地接触可移动襟翼以减少扰流板或下垂板与可移动襟翼之间的空气流动。

在416中，可以检查制造约束，诸如制造具有选择的形状的扰流板是否效能成本合算。在418中，可以检查空气动力学约束。空气动力学约束可以包括确定扰流板之间或扰流板和襟翼之间的任何间隙或阶梯是否在可接受的公差范围内。

当不满足密封、制造约束或空气动力学约束中的一个或多个时，则在420中，可以确定一个或多个新的扰流板形状。新的扰流板形状可以包括调节扰流板的第一部分的CTE向下位移的量。当第一部分向下弯曲时，该形状可以被称为向下预弯曲或向下弯曲。

在422中，当满足密封、空气动力学约束和制造约束时，扰流板设计可以被接受和建造。在424中，飞机可以用扰流板组装，然后在426中飞行。在428中，可以接收飞行数据。飞行数据可以包括显示飞行中一个或多个扰流板相对于彼此的方位的图片。

在430中，基于在428中接收的飞行数据，可以调节一个或多个扰流板的方位，从而得到扰流板的新方位。例如，可以向上或向下调节一个或多个扰流板的方位。调节可以改善襟翼和扰流板之间的密封。此外，调节可以减少相邻扰流板之间的阶梯，这可以改善空气动力学性能。这些调节可取决于不同的飞行条件而变化，诸如高度和速度。例如，扰流板的方位可以响应于可移动襟翼中的一个的方位的变化而被调节。在一些情况下，方位的改变可以增加扰流板和可移动襟翼之间的接触量，即，扰流板(或下垂板)可以更完全地接触可移动襟翼，使得接触面积增加。飞行控制系统可以配置为自动进行这些调节。在432中，可以使用这些编程的调节来飞行飞机。

图6C是根据本公开的一个方面的控制飞机的方法450的框图。在452中，可以接收根据图6A和图6B的方法设计的具有机翼、襟翼和扰流板的飞机。此外，该飞机可以包括飞行控制系统，该飞行控制系统被配置为控制扰流板方位以确保适当的密封并且在多个飞行条件下使空气动力学缺陷最小化。如上所述，可以基于所接收的飞行数据来选择一些扰流板方位。

在454中，可以在飞机飞行时接收飞行信息和传感器输入。飞行信息可以包括高度和速度以及飞行员输入。在456中，基于飞行信息，飞行控制系统可以确定扰流板方位。在458中，飞行控制系统可以命令扰流板致动器以将扰流板取向在456中确定的扰流板方位。

飞机应用的例子

现在描述图7中示出的飞机制造和维护方法500以及图8中示出的飞机600以更好地说明本文提出的过程和系统的各种特征。机身托架支撑组件可用于飞机寿命的任何阶段，诸如样机设计、制造、操作和维修。如上所述，托架支撑组件设计可用于支撑其他类型的物体，并且不限于仅支撑机身。例如，托架支撑组件可用于在制造期间支撑坦克或火箭部分。

在预生产期间，飞机制造和维护方法500可以包括飞机600的规格和设计504以及材料采购506。生产阶段涉及飞机600的部件和子组件制造508和系统集成510。系统集成也可以在材料采购506之前进行。图1至图6C描述了用于飞机600的扰流板系统的规格和设计的方面。此后，飞机600可以通过认证和交付512以便投入使用514。在客户使用时，飞机600被安排用于例行维修和维护516(其还可以包括修改、重新配置、翻新，等等)。虽然这里描述的实施例通常涉及商用飞机的维护，但是它们可以在飞机制造和维护方法500的其他阶段实施。

飞机制造和维护方法500的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行。出于本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞机制造商和主要系统分包商；第三方可以包括例如但不限于，任何数量的供应商、分包商和供应商；运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、维护机构等。

如图8所示，通过图7中的示例性飞机制造和维护方法500生产的飞机600可以包括具有多个高级系统620和内部622的机身618。高级系统620的示例包括推进系统624、电气系统626、液压系统628和环境系统630中的一个或多个。任何数量的其他系统也可以被包括。例如，上述的襟翼设计可以用作空气动力学控制系统的一部分，如图1所示。

本文所示或所述的装置和方法可以在飞机制造和维护方法500的任何一个或多个阶段中使用。例如，对应于部件和子组件制造608的部件或子组件可以以类似于在飞机600服役期间生产的部件或子组件的方式构造或制造。而且，可以在步骤508和步骤510期间利用装置、方法或其组合的一个或多个方面，例如，通过充分加快飞机600的组装或降低飞机600的成本。类似地，装置或方法实现方式或其组合的一个或多个方面可以被利用，例如但不限于，飞机600在使用期间，例如维修和维护516。

结论

本文公开了包括各种部件、特征和功能的装置和方法的不同示例和方面。特别地，讨论了与在飞机上使用的机翼上的扰流板系统相关联的装置和方法。应当理解，本文公开的装置和方法的各种示例和方面可以包括本公开所述装置和方法的任何其他示例和方面的任何组合的任何部件、特征和功能中的任何一个，并且全部这些可能性旨在落入本公开的精神和范围内。

1.条款1.一种飞机，其包括：

(a)机翼100的固定部分；

(b)耦接到机翼100的固定部分的多个可移动襟翼(104,106)；

(c)扰流板310，其耦接到机翼100，扰流板310具有预变形形状，扰流板310包括形成扰流板310的后缘的第一部分212和被配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202，

(d)其中，在不飞行时，处于预变形形状的扰流板310在抵靠多个可移动襟翼中的第一个襟翼时与多个可移动襟翼中的第一个襟翼部分接触，并且其中，在一个或多个飞行条件下，扰流板310在空气动力的作用下从预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中，扰流板310更完全地接触多个可移动襟翼中的第一个襟翼以减少扰流板310和可移动襟翼314之间的空气流动。

2.条款2.根据条款1所述的飞机，下垂板113耦接到机翼100并且经由机械联动装置机械地耦接到多个可移动襟翼中的第一个襟翼，下垂板113具有预变形形状，包括形成下垂板113的后缘的第一部分212和配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202，其中，在不飞行时，处于预变形形状的下垂板113在抵靠多个可移动襟翼中的第一个襟翼时与多个可移动襟翼中的第一个襟翼部分接触，并且其中，在一个或多个飞行条件下，下垂板113在空气动力的作用下从预变形形状变形为第二形状，使得在第二形状中，下垂板113更完全地接触多个可移动襟翼中的第一个襟翼以减少下垂板113和可移动襟翼之间的空气流动。

条款3.根据条款1所述的飞机，还包括多个扰流板，多个扰流板中的每一个耦接到机翼100，多个扰流板中的每一个具有不同的预变形形状，多个扰流板中的每一个包括形成扰流板310的后缘的第一部分212和被配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202；

其中，在不飞行时，处于不同的预变形形状的扰流板中的每一个在抵靠多个可移动襟翼中的第一个襟翼时与可移动襟翼中的第一个襟翼部分接触，并且其中，在一个或多个飞行条件下，扰流板中的每一个在空气动力的作用下从不同的预变形形状变形到第三形状，使得在第三形状中，扰流板的每个更完全地接触可移动襟翼中的第一个以减少扰流板310和可移动襟翼中的第一个襟翼之间的空气流动。

条款4.一种用于飞机的空气动力学系统，其包括：

机翼100的固定部分；

耦接到机翼100的固定部分的多个可移动襟翼(104,106)；

多个扰流板(108a、108b、108c、108d、108e、108f)，多个扰流板中的每一个耦接到机翼100，在不飞行时多个扰流板中的每一个具有不同的预变形形状，多个扰流板中的每一个包括形成扰流板310的后缘的第一部分和被配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202；

其中，多个扰流板中的每一个位于机翼100上的不同翼展方向位置，并且选择不同的预变形形状以在一个或多个飞行条件期间发生在每个不同翼展方向位置处产生空气动力的差异；

其中，在一个或多个飞行条件下，扰流板中的每一个在空气动力的作用下从不同的预变形形状变形为第二形状，使得在第二形状中，多个扰流板中的每一个更完全地接触多个可移动襟翼中的第一个襟翼以减少扰流板310和多个可移动襟翼中的第一个襟翼之间的空气流动。

条款5.根据条款4所述的空气动力学系统，还包括：

一个或多个下垂板，下垂板中的每一个经由机械联动装置耦接到机翼100和一个可移动襟翼，在不飞行时下垂板中的每一个具有不同的预变形形状，下垂板中的每一个包括形成下垂板的后缘的第一部分212和被配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202；

其中下垂板中的每一个位于机翼100上的不同翼展方向位置，并且选择不同的预变形形状以考虑在一个或多个飞行条件期间在每个不同翼展方向位置处产生的空气动力的差异；

其中，在一个或多个飞行条件下，下垂板中的每一个在空气动力的作用下从不同的预变形形状变形为第二形状，使得在第二形状中，多个下垂板中的每一个更完全地接触多个可移动襟翼中的第二个襟翼以减少下垂板和多个可移动襟翼中的第二个襟翼之间的空气流动。

条款6.一种用于飞机的空气动力学系统，其包括：

机翼100的固定部分；

耦接到机翼100的固定部分的可移动襟翼314；

耦接到机翼100的扰流板310或下垂板113，扰流板310或下垂板113具有预变形形状，扰流板310或下垂板113具有形成扰流板310的后缘的第一部分212和被配置为接收第一部分212并附接到机翼100的固定部分的第二部分202，

其中，在不飞行时，处于预变形形状的扰流板310或下垂板113在抵靠可移动襟翼314时与可移动襟翼314部分接触，并且其中，在一个或多个飞行条件下，扰流板310或下垂板113在空气动力的作用下从预变形形状变形到第二形状，使得在第二形状中，扰流板310或下垂板113具有与可移动襟翼314更大的接触面积以减少扰流板310或下垂板113和可移动襟翼314之间的空气流动。

条款7.根据条款6所述的空气动力学系统，还包括耦接到扰流板310的致动器308，致动器308配置为使扰流板310相对于机翼100的固定部分向上或向下旋转。

条款8.根据权利要求1所述的空气动力学系统，还包括在下垂板113和可移动襟翼314之间的机械联动装置，机械联动装置使得可移动襟翼314和下垂板113作为单元一起移动。

本文所阐述的本公开的许多修改和其他示例对于受益于前述描述和相关附图中呈现的教导的本领域的技术人员来说是容易想到的。

Claims (17)

1.一种用于飞机的空气动力学系统，其包括：

机翼(100)的固定部分；

可移动襟翼(314)，其耦接到所述机翼(100)的所述固定部分；

扰流板(310)或下垂板(113)，其耦接到所述机翼(100)，具有预变形形状，并包括第一部分(212)和第二部分(202)，所述第一部分(212)形成所述扰流板(310)的后缘，所述第二部分(202)被配置为接收所述第一部分(212)并附接到所述机翼(100)的所述固定部分，

其中，在不飞行时，处于所述预变形形状的所述扰流板(310)或所述下垂板(113)在抵靠所述可移动襟翼(314)时与所述可移动襟翼(314)部分接触，并且其中在一个或多个飞行条件下，所述扰流板(310)或所述下垂板(113)在空气动力的作用下从所述预变形形状变形到第二形状，使得在所述第二形状中，所述扰流板(310)或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)具有更大的接触面积以减少所述扰流板(310)或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)之间的空气流动。

2.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述第一部分(212)具有向下弯曲的边缘。

3.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，其中所述一个或多个飞行条件包括巡航条件。

4.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述预变形形状是弓形的并且在所述空气动力的作用下伸直。

5.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，其中所述第一部分(212)由比所述第二部分(202)更柔韧的材料形成。

6.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，还包括飞行控制系统(306)，所述飞行控制系统(306)被配置为接收表征所述飞行条件的飞行信息，并且响应于所述飞行信息，命令致动器(308)调节所述扰流板(310)的旋转方位。

7.根据权利要求6所述的空气动力学系统，其中所述扰流板(310)的所述旋转方位被向下调节以将所述第一部分(212)压入所述可移动襟翼(314)中，从而使得所述第一部分(212)变形以增加可移动襟翼(314)与所述扰流板(310)之间的密封。

8.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，还包括多个巡航条件，其中选择所述第一部分(212)的形状以在所述多个巡航条件中的每一个下增加所述可移动襟翼(314)和所述扰流板(310)或所述下垂板(113)之间的密封。

9.根据权利要求8所述的空气动力学系统，其中相对于所述机翼(100)的所述固定部分，所述可移动襟翼(314)的第一方位在所述多个巡航条件中的每一个下改变，并且所述扰流板(310)的第二方位响应于所述可移动襟翼(314)的所述第一方位的改变而被调节。

10.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，其中所述可移动襟翼(314)具有第一预变形形状，其中，在一个或多个飞行条件下，所述可移动襟翼(314)在空气动力的作用下从所述第一预变形形状变形到第三形状，使得在所述第三形状中，所述扰流板(310)或所述下垂板(113)更完全地接触所述可移动襟翼(314)以减少所述扰流板(310)或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)之间的空气流动。

11.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，还包括多个扰流板，所述多个扰流板中的每一个耦接所述机翼(100)，并具有不同的预变形形状，每个扰流板包括所述第一部分(212)和所述第二部分(202)，所述第一部分(212)形成所述扰流板的后缘并且所述第二部分(202)被配置为接收所述第一部分(212)并附接到所述机翼(100)的所述固定部分；其中，当不飞行时，处于不同的预变形形状的每个所述扰流板在抵靠所述可移动襟翼(314)时与所述可移动襟翼(314)部分接触，并且其中在一个或多个飞行条件下，每个所述扰流板在空气动力的作用下从所述不同的预变形形状变形到所述第二形状，使得在所述第二形状中，每个所述扰流板更完全地接触所述可移动襟翼(314)，以减少所述扰流板(310)和所述可移动襟翼(314)之间的空气流动。

12.根据权利要求11所述的空气动力学系统，其中，不在飞行中时，当所述多个扰流板中的第一扰流板和第二扰流板抵靠在所述可移动襟翼(314)上时，在所述第一扰流板的第一后缘的第一拐角与所述第二扰流板的第二后缘的第二拐角之间存在阶梯间隙，并且其中在一个或多个飞行条件下，所述第一扰流板在空气动力的作用下从第一预变形形状变形到第三形状，并且所述第二扰流板在空气动力的作用下从第二预变形形状变形到第四形状使得所述阶梯间隙减小。

13.根据权利要求11所述的空气动力学系统，还包括耦接到所述多个扰流板中的每一个的至少一个致动器(308)和耦接到所述致动器的飞行控制系统(306)，其中每个所述致动器被配置为相对于所述机翼(100)的所述固定部分向上或向下旋转所述多个扰流板中的一个的方位，并且其中所述飞行控制系统被配置为接收表征所述飞行条件的飞行信息并且响应于所述飞行信息，命令每个致动器调节所述多个扰流板中的一个的方位以：(1)增加所述可移动襟翼(314)与所述多个扰流板中的一个之间的密封，(2)减少相邻扰流板之间的阶梯间隙，或其组合。

14.根据权利要求1或2所述的空气动力学系统，还包括第二可移动襟翼和第二扰流板，每个都耦接到所述机翼(100)的所述固定部分，所述第二扰流板具有与所述预变形形状不同的第二预变形形状，并包括第三部分和第四部分，所述第三部分形成所述第二扰流板的所述后缘，所述第四部分配置为接收所述第三部分并附接到所述机翼(100)的所述固定部分；其中，不在飞行中时，处于所述第二预变形形状的所述第二扰流板在抵靠所述第二可移动襟翼时与所述第二可移动襟翼部分接触，并且其中，在一个或多个飞行条件下，所述第二扰流板在空气动力的作用下从所述第二预变形形状变形到第三形状，使得在所述第三形状中，所述第二扰流板更完全地接触所述第二可移动襟翼以减少所述第二扰流板与所述第二可移动襟翼之间的空气流动。

15.一种产生用于机翼(100)的扰流板(310)或下垂板(113)的方法，包括：

确定所述机翼(100)的固定部分的形状、可移动襟翼(314)和所述扰流板(310)或所述下垂板(113)的预变形形状，其中所述扰流板(310)或所述下垂板(113)机械地耦接到所述机翼(100)，使得所述扰流板(310)或所述下垂板(113)可以相对于所述机翼(100)旋转，其中所述扰流板(310)或所述下垂板(113)包括第一部分(212)和第二部分(202)，所述第一部分(212)形成所述扰流板(310)或所述下垂板(113)的后缘，所述第二部分(202)被配置为接收所述第一部分(212)并附接到所述机翼(100)的所述固定部分；

确定所述机翼(100)的第一结构和第一材料、所述可移动襟翼(314)的第二结构和第二材料以及所述扰流板(310)或所述下垂板(113)的第三结构和第三材料；以及

指定飞行条件；

其中，在不飞行时，处于所述预变形形状的所述扰流板(310)或所述下垂板(113)在抵靠可移动襟翼(314)时处于与可移动襟翼(314)部分接触，并且其中，在所述飞行条件下，所述扰流板(310)或所述下垂板(113)在空气动力的作用下从所述预变形形状变形到第二形状，使得在所述第二形状中，所述扰流板(310)或所述下垂板(113)更完全地接触所述可移动襟翼(314)以减少所述扰流板(310)与所述可移动襟翼(314)之间或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)之间的空气流动。

16.根据权利要求15所述的方法，还包括指定多个不同的飞行条件，在每个不同的飞行条件下确定所述扰流板(310)与所述可移动襟翼(314)或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)之间的接触量，确定所述扰流板(310)与所述可移动襟翼(314)或所述下垂板(113)与所述可移动襟翼(314)之间的所述接触量是否可接受，并且当所述接触量不可接受时，调节所述第一部分(212)的第一形状以增加所述接触量。

17.根据权利要求15或16所述的方法，还包括在多个不同的飞行条件下接收包括所述扰流板(310)的第一形状的包括所述飞行条件的飞行数据，以及在所述多个不同飞行条件中的至少第一个飞行条件下，确定所述扰流板(310)的新方位以增加所述机翼(100)的空气动力学性能并配置飞行控制系统以在所述第一个飞行条件下实施所述扰流板(310)的所述新方位。