CN110001926A - 飞行器的机翼 - Google Patents

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Abstract

披露飞行器(1)的机翼(5)，包括固定机翼(7)、高升力系统(9)、可折叠机翼尖端部分(11)、尖端致动单元(13)，高升力系统包括高升力表面(27)和高升力致动系统(29)，高升力表面可移动地安装至固定机翼(7)，高升力致动系统用于使高升力表面(27)相对于固定机翼(7)在缩回位置与至少一个展开位置之间移动，折叠机翼尖端部分以在伸展位置与折叠位置之间绕旋转轴线(35)枢转的方式安装至固定机翼(7)，尖端致动单元用于使可折叠机翼尖端部分(11)在伸展位置与折叠位置之间移动。提供简单、成本效益高并且重量轻的机翼的目的的实现是通过将高升力致动系统(29)驱动性地联接至尖端致动单元(13)以向其提供动力。

Description

飞行器的机翼
技术领域
本发明涉及一种飞行器的机翼，尤其是涉及一种包括可折叠机翼尖端部分的机翼。本发明的另一个方面涉及一种包括这种机翼的飞行器。
背景技术
可折叠机翼包括固定机翼和可折叠机翼尖端部分，该可折叠机翼尖端部分以可折叠的、即向上或侧向(优选为向后)可枢转的方式安装至固定机翼。特别地，为了向上折叠，可折叠机翼尖端部分优选地围绕轴线可枢转，所述轴线在水平平面中、和/或与翼弦方向平行地、和/或与机翼表面平行地、和/或沿飞行方向延伸。为了侧向折叠，可折叠机翼尖端部分优选地围绕竖直轴线可枢转，和/或围绕与翼厚方向平行的轴线可枢转，和/或围绕与由翼弦方向和翼展方向张成的平面正交的轴线可枢转。
开发可折叠机翼以便在机动期间和停放在地面上期间减小飞行器的空间需求。在飞行期间，可折叠机翼尖端部分被锁定在伸展位置。一旦飞行器已经着陆，可折叠机翼尖端部分就折叠起来，即向上或向后折叠，从而由此减小飞行器的整体跨度。
机翼包括固定机翼、高升力系统、可折叠机翼尖端部分、以及尖端致动单元。固定机翼在根部末端与尖端末端之间延伸、并且在前缘与后缘之间延伸。
高升力系统包括高升力表面(优选为多个高升力表面)和高升力致动系统。高升力表面可移动地安装至固定机翼，优选地安装在前缘或后缘处。高升力致动系统被配置成用于使高升力表面相对于固定机翼在缩回位置与至少一个展开位置(优选为部分展开位置和完全展开位置)之间移动。高升力致动系统优选地包括多个致动器，其中，采用一个或多个致动器来使每个高升力表面移动。
可折叠机翼尖端部分以在伸展位置(即，飞行位置)与折叠位置(即，地面位置)之间绕旋转轴线枢转的方式安装至固定机翼的尖端末端。在伸展位置，可折叠机翼尖端部分作为固定机翼的延长部在翼展方向上延伸。在折叠位置，可折叠机翼尖端部分折叠起来并且相对于翼展方向以一定角度延伸。旋转轴线优选地是在翼弦方向或机翼厚度方向延伸。
尖端致动单元被配置成用于致动可折叠机翼尖端部分在伸展位置与折叠位置之间移动。尖端致动单元可以包括线性致动器和/或旋转致动器。
通常，这种机翼的尖端致动单元包括其自身的马达，例如与齿轮箱组合的电动马达和/或液压马达。然而，这种马达给机翼和整个飞行器增加了额外的成本和重量。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种简单、成本效益高并且重量轻的机翼。
此目的的实现是通过将高升力致动系统驱动性地联接至尖端致动单元以向尖端致动单元提供动力。以这样的方式，尖端致动单元可以由已经存在的高升力致动系统驱动、并且自身不需要马达或动力单元。这允许机翼具有简单的构造以及减小的成本和重量。
根据优选的实施例，所述高升力致动系统包括旋转传动轴，所述旋转传动轴联接至所述尖端致动单元以向所述尖端致动单元提供旋转动力。传动轴可以沿机翼的翼展延伸很长的距离、并且可以向高升力致动系统的致动器以及尖端致动单元提供旋转动力。传动轴可以包括一个或多个齿轮部分，该一个或多个齿轮部分包括在两个或更多个轴区段之间。
特别地，优选的是，所述传动轴经由离合器联接至所述尖端致动单元，所述离合器被配置成用于使所述传动轴与所述尖端致动单元之间的旋转动力传输解除联接。当高升力表面有待致动、而同时可折叠机翼尖端部分将未被致动时，使传动轴与尖端致动单元解除联接可能是必要的。
尤其优选的是，提供了控制单元，所述控制单元被配置成用于控制所述离合器以联接模式和解除联接模式运行。在联接模式下，除了向高升力致动系统的致动器传递的旋转动力之外，传动轴还向尖端致动单元传输旋转动力。在解除联接模式下，传动轴与尖端致动单元之间的旋转动力传输被中断，使得旋转动力仅被传递至高升力致动系统的致动器。以这样的方式，可以控制尖端致动单元的致动。
根据优选的实施例，所述传动轴经由齿轮单元联接至所述尖端致动单元。齿轮单元被安排在传动轴与尖端致动单元之间、优选地在离合器与尖端致动单元之间，或形成尖端致动单元的一部分。通过齿轮单元，传动轴所传递的转矩和速度可以根据尖端致动单元的需求进行适配。
根据另一个优选的实施例，所述传动轴经由尖端致动轴联接至所述尖端致动单元。这意味着，传动轴不直接联接至尖端致动单元，而是经由另一个轴(尖端致动轴)联接至尖端致动单元。
特别地，优选的是，尖端致动轴以第一末端经由离合器联接至传动轴，并且以相反的第二末端经由齿轮单元联接至尖端致动单元。以这样的方式，提供了一种灵活且高效的安排。
根据优选的实施例，所述高升力系统是前缘高升力系统，其中，所述高升力表面形成为缝翼。可替代地，高升力表面还可以形成为例如克鲁格襟翼(Krueger flap)或下垂鼻(droop nose)。特别地，优选的是，所述传动轴沿所述机翼的前缘延伸、并且驱动性地联接至一个或多个缝翼致动器以用于使所述缝翼移动。现有前缘高升力系统通常采用旋转传动轴以用于驱动致动器，所以前缘高升力系统还驱动尖端致动单元只需要很少的修改。
根据替代性实施例，所述高升力系统是后缘高升力系统，其中，所述高升力表面形成为襟翼。特别地，优选的是，所述传动轴沿所述机翼的后缘延伸、并且驱动性地联接至一个或多个襟翼致动器以用于使所述襟翼移动。现有后缘高升力系统通常采用旋转传动轴以用于驱动致动器，所以后缘高升力系统还驱动尖端致动单元只需要很少的修改。
根据进一步优选的实施例，所述机翼包括捕获单元，所述捕获单元用于将所述可折叠机翼尖端部分锁定在所述伸展位置和/或所述折叠位置。优选地，所述高升力致动系统经由所述传动轴驱动性地联接至所述捕获单元以向所述捕获单元提供旋转动力。以这样的方式，捕获单元可以由高升力致动系统驱动、并且自身不需要马达或动力单元。
根据进一步优选的实施例，提供了用于驱动所述传动轴的动力单元，优选是驱动飞行器的两个机翼上的传动轴的中央动力单元。这意味着，整个前缘高升力系统和/或后缘高升力系统可以由动力单元驱动。动力单元可以包括电动马达和/或液压马达。
本发明的另一个方面涉及一种飞行器，所述飞行器包括根据以上描述的实施例中任一项所述的机翼。前文结合机翼所描述的特征、实施例以及效果相应地适用于飞行器。
附图说明
下文中，借助于附图更详细地描述了本发明的优选的实施例。附图说明
图1是包括根据本发明的机翼的飞行器的示意性俯视图，并且
图2是图1中示出的机翼的可折叠机翼尖端部分的详细视图。
具体实施方式
在图1中，展示了根据本发明实施例的飞行器1。飞行器1包括机身3和安装至机身3的机翼5。每个机翼5包括固定机翼7、高升力系统9、可折叠机翼尖端部分11、以及尖端致动单元13。固定机翼7在翼展方向15上在根部末端17与尖端末端19之间延伸，并且在翼弦方向21上在前缘23与后缘25之间延伸。
高升力系统9包括多个高升力表面27和高升力致动系统29。在本实施例中，高升力系统9形成为前缘高升力系统9a，其中，高升力表面27形成为缝翼。每个高升力表面27可移动地安装至固定机翼7，具体为安装在前缘23处。高升力致动系统29被配置成用于使高升力表面27相对于固定机翼7在缩回位置与至少一个展开位置之间移动。高升力致动系统29包括旋转传动轴31和多个缝翼致动器33，其中，传动轴沿固定机翼7的前缘23延伸、并且驱动性地联接至缝翼致动器33，用于使缝翼(即高升力表面27)移动。
可折叠机翼尖端部分11以在伸展位置与折叠位置之间绕旋转轴线35枢转的方式安装至固定机翼7的尖端末端19。在伸展位置，可折叠机翼尖端部分11作为固定机翼7的延长部在翼展15方向上延伸。在折叠位置，可折叠机翼尖端部分11折叠起来并且相对于翼展方向15以一定角度延伸。在本实施例中，旋转轴线35在翼弦方向21上延伸。尖端致动单元13被配置成用于致动可折叠机翼尖端部分11在伸展位置与折叠位置之间移动。
高升力致动系统29(具体为传动轴31)驱动性地联接至尖端致动单元13，以向尖端致动单元13提供旋转动力。这意味着，传动轴31向高升力致动系统29的缝翼致动器33以及尖端致动单元13提供旋转动力。
传动轴31经由离合器37联接至尖端致动单元13，该离合器被配置成用于使传动轴31与尖端致动单元13之间的旋转动力传输联接和解除联接。提供了控制单元39，该控制单元被配置成用于控制离合器37以联接模式和解除联接模式运行。在联接模式下，除了向高升力致动系统29的缝翼致动器33传递的旋转动力之外，传动轴31还向尖端致动单元13传输旋转动力。在解除联接模式下，传动轴31与尖端致动单元13之间的旋转动力传输被中断，使得旋转动力仅被传递至高升力致动系统29的缝翼致动器33。
传动轴31经由齿轮单元41和尖端致动轴43联接至尖端致动单元13。齿轮单元被安排在离合器37与尖端致动单元13之间。尖端致动轴43以第一末端45经由离合器37联接至传动轴31，并且以相反的第二末端47经由齿轮单元41联接至尖端致动单元13。
提供了中央动力单元49以用于驱动飞行器1的两个机翼5上的传动轴31。动力单元49包括电动马达和/或液压马达。
除了前缘高升力系统9a，飞行器1进一步包括后缘高升力系统9b。类似于前缘高升力系统9a，后缘高升力系统9b包括高升力致动系统29和形成为襟翼的多个高升力表面27。高升力致动系统29包括旋转传动轴31和联接至传动轴31的多个襟翼致动器51。传动轴31由中央动力单元49驱动。在本实施例中，后缘高升力系统9b不像前缘高升力系统9a那样驱动性地联接至尖端致动单元13。然而，在其他实施例中，后缘高升力系统9b可以代替前缘高升力系统9a或与其一起驱动性地联接至尖端致动单元13。

Claims (14)

1.一种飞行器(1)的机翼(5)，所述机翼包括
固定机翼(7)，
高升力系统(9)，所述高升力系统包括高升力表面(27)和高升力致动系统(29)，所述高升力表面可移动地安装至所述固定机翼(7)，所述高升力致动系统用于使所述高升力表面(27)相对于所述固定机翼(7)在缩回位置与至少一个展开位置之间移动，
可折叠机翼尖端部分(11)，所述可折叠机翼尖端部分以在伸展位置与折叠位置之间绕旋转轴线(35)枢转的方式安装至所述固定机翼(7)，
尖端致动单元(13)，所述尖端致动单元用于使所述可折叠机翼尖端部分(11)在所述伸展位置与所述折叠位置之间移动，
其特征在于，
所述高升力致动系统(29)驱动性地联接至所述尖端致动单元(13)以向所述尖端致动单元(13)提供动力。
2.根据权利要求1所述的机翼，其中，所述高升力致动系统(29)包括旋转传动轴(31)，所述旋转传动轴联接至所述尖端致动单元(13)以向所述尖端致动单元(13)提供旋转动力。
3.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述传动轴(31)经由离合器(37)联接至所述尖端致动单元(13)，所述离合器被配置成用于使所述传动轴(31)与所述尖端致动单元(13)之间的旋转动力传输解除联接。
4.根据权利要求3所述的机翼，其中，提供了控制单元(39)，所述控制单元被配置成用于控制所述离合器(37)以联接模式和解除联接模式运行，在所述联接模式下，所述传动轴(31)向所述尖端致动单元(13)传输旋转动力，在所述解除联接模式下，所述传动轴(31)与所述尖端致动单元(13)之间的旋转动力传输被中断。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的机翼，其中，所述传动轴(31)经由齿轮单元(41)联接至所述尖端致动单元(13)。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的机翼，其中，所述传动轴(31)经由尖端致动轴(43)联接至所述尖端致动单元(13)。
7.根据从属于权利要求5和权利要求3时的权利要求6所述的机翼，其中，所述尖端致动轴(43)经由所述离合器(37)联接至所述传动轴(31)、并且经由所述齿轮单元(41)联接至所述尖端致动单元(13)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的机翼，其中，所述高升力系统(9)是前缘高升力系统(9a)，其中，所述高升力表面(27)形成为缝翼。
9.根据权利要求8所述的机翼，其中，所述传动轴(31)沿所述机翼(5)的前缘(23)延伸、并且驱动性地联接至一个或多个缝翼致动器(33)以用于使所述缝翼移动。
10.根据权利要求1至7中任一项所述的机翼，其中，所述高升力系统(9)是后缘高升力系统(9b)，其中，所述高升力表面(27)形成为襟翼。
11.根据权利要求10所述的机翼，其中，所述传动轴(31)沿所述机翼(5)的后缘(25)延伸、并且驱动性地联接至一个或多个襟翼致动器(51)以用于使所述襟翼移动。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的机翼，其中，所述机翼(5)包括捕获单元，所述捕获单元用于将所述可折叠机翼尖端部分(11)锁定在所述伸展位置和/或所述折叠位置，并且其中，所述高升力致动系统(29)驱动性地联接至所述捕获单元以向所述捕获单元提供动力。
13.根据权利要求2至12中任一项所述的机翼，其中，提供了动力单元(49)以用于驱动所述传动轴(31)。
14.一种飞行器(1)，所述飞行器包括根据权利要求1至13中任一项所述的机翼(5)。
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