CN110550189A - 用于飞行器的高升力装置的端密封装置 - Google Patents

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N·H·普瑞森
P·苏达拉姆
D·N·帕特尔
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Abstract

本发明涉及用于飞行器的高升力装置的端密封装置。一种用于翼型件的翼型件前缘上的高升力装置的端密封装置包括端密封主体，其被配置为被耦接到所述翼型件，并且具有密封主体翼展方向部分和密封端。所述端密封主体被配置为当所述高升力装置处于装置延伸位置时处于密封延伸位置。当所述端密封主体处于所述密封延伸位置并且所述高升力装置处于所述装置延伸位置时，所述密封主体翼展方向部分被设置在所述飞行器主体或翼型件前缘附近，并且所述密封端被布置在所述高升力装置的装置端附近。处于所述密封延伸位置的所述端密封主体填充要不然如果所述端密封主体被省略则在所述装置端与所述飞行器主体或翼型件前缘之间发生的不连续。

Description

用于飞行器的高升力装置的端密封装置
技术领域
本公开大体涉及飞行器构造，并且更具体地涉及用于减轻由飞行器的高升力装置(high-lift device)产生的涡流的端密封装置。
背景技术
许多飞行器包括被耦接到机翼的用于改善飞行器的空气动力学性能的高升力装置。这种高升力装置可以在飞行的某些阶段期间被延伸以改变机翼的升力特性。例如，飞行器可以具有可以在起飞、进场和/或着陆期间从机翼前缘延伸以增加机翼的面积和弯度从而改善机翼升力特性的前缘缝翼或Krueger襟翼。
当高升力装置处于延伸位置时，高升力装置的相反装置端中的一个或两个可以暴露于迎面而来的气流。空气在装置端上面的流动可以导致在机翼上面向后延伸的涡流的形成。对于具有位于机翼后面的发动机(例如，涡轮发动机)的飞行器，这种涡流可以影响进入发动机进口的空气。此外，这种涡流可以冲击一个或更多个尾翼面，从结构观点和/或从稳定性和控制观点，这会是不期望的。此外，装置端上面的气流可以影响飞行器的最大升力系数。
如能够看出的，在本领域中存在对用于减轻或防止可能由处于延伸位置的高升力装置产生的涡流的发生的装置和方法的需求。当高升力装置处于延伸位置时，所述装置和方法还优选地提高飞行器的最大升力系数。
发明内容
上面提及的与高升力装置相关联的需求具体地通过本公开来解决，本公开提供了一种用于翼型件的翼型件前缘上的高升力装置的端密封装置。所述端密封装置包括端密封主体，其被配置为被耦接到所述翼型件，并且具有密封主体翼展方向部分和密封端。所述端密封主体被配置为当所述高升力装置处于装置延伸位置时处于密封延伸位置。当所述端密封主体处于所述密封延伸位置并且所述高升力装置处于所述装置延伸位置时，所述密封主体翼展方向部分被设置在所述飞行器主体或翼型件前缘附近，并且所述密封端被布置在所述高升力装置的装置端附近。处于所述密封延伸位置的所述端密封主体填充要不然如果所述端密封主体被省略则在所述装置端与所述飞行器主体或翼型件前缘之间发生的不连续(discontinuity)。
还公开了一种飞行器，其具有至少一个翼型件，所述至少一个翼型件具有在翼型件前缘上的高升力装置。所述飞行器包括端密封装置，所述端密封装置具有端密封主体，所述端密封主体被配置为被耦接到所述翼型件，并且具有密封主体翼展方向部分和密封端。所述端密封主体被配置为当所述高升力装置处于装置延伸位置时处于密封延伸位置。当所述端密封主体处于所述密封延伸位置并且所述高升力装置处于所述装置延伸位置时，所述密封主体翼展方向部分被设置在所述飞行器主体或翼型件前缘附近，并且所述密封端被布置在所述高升力装置的装置端附近。处于所述密封延伸位置的所述端密封主体填充要不然如果所述端密封主体被省略则在所述装置端与所述飞行器主体或翼型件前缘之间发生的不连续。
此外，公开了一种改善具有被耦接到翼型件的高升力装置的飞行器的性能的方法。该方法包括使气流在位于处于装置延伸位置的所述高升力装置的装置端附近的端密封主体上面经过。所述端密封主体处于密封延伸位置，并且填充要不然如果所述端密封主体被省略则在所述装置端与所述飞行器主体或翼型件前缘之间发生的不连续。所述方法进一步包括使用所述端密封装置减轻要不然由于所述不连续而由所述气流产生的涡流。
已经讨论的特征、功能和优点可以在本公开的各种实施例中被单独实现，或者可以在其他实施例中被组合，参考以下说明和附图可以获知其进一步细节。
附图说明
在参照附图时，本公开的这些和其他特征将会变得更加显而易见，其中相同的编号始终指代相同的部件，并且其中：
图1是具有高升力装置的翼身融合飞行器的示例的透视图，所述高升力装置均被示为处于机翼的前缘上的装置缩回位置；
图2是图1的翼身融合飞行器的透视图，示出了处于装置延伸位置的高升力装置中的每一个，并且进一步图示了源自高升力装置的装置端的涡流；
图3是图1的翼身融合飞行器的俯视图，其示出了处于装置延伸位置的高升力装置中的每一个，并且进一步图示了冲击飞行器的尾翼面的涡流；
图4是图3的翼身融合飞行器的透视图，其示出了冲击尾翼面的涡流；
图5是图2的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，其示出了处于装置延伸位置的高升力装置的装置端，并且进一步图示了由于在机翼的前缘与处于装置延伸位置的高升力装置之间发生的不连续而源自装置端的涡流；
图6是沿着图5的线6获取的剖视图，并且图示了被示为处于装置延伸位置的被配置为前缘缝翼的高升力装置；
图7是具有端密封装置的翼身融合的透视图，所述端密封装置包括端密封主体，所述端密封主体被耦接到机翼，并且被示为处于密封缩回位置，并且被配置为可移动到密封延伸位置内以便填充要不然如果端密封主体被省略则在装置端与机翼前缘之间发生的不连续；
图8是图7的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，并且图示了端密封主体的示例，所述端密封主体被配置为围绕密封枢转轴线被旋转以便在密封缩回位置与密封延伸位置之间移动端密封主体；
图9是沿着图8的线9获取的剖视图，并且图示了被示为处于装置缩回位置的被配置为前缘缝翼的高升力装置；
图10是沿着图8的线10获取的剖视图，并且图示了端密封主体，当端密封主体处于密封缩回位置时端密封主体大致符合翼型件的轮廓；
图11是沿着图8的线11获取的剖视图，并且图示了用于在密封缩回位置与密封延伸位置之间旋转端密封主体的密封致动机构；
图12是图7的翼身融合飞行器的透视图，并且示出了分别处于密封延伸位置和装置延伸位置的端密封主体和高升力装置；
图13是图8的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，并且图示了围绕密封枢转轴线被旋转到密封延伸位置内的端密封主体，并且进一步图示了处于装置延伸位置的高升力装置；
图14是沿着图13的线14获取的剖视图，并且图示了处于装置延伸位置的前缘缝翼；
图15是沿着图13的线15获取的剖视图，并且图示了处于密封延伸位置的端密封主体；
图16是沿着图13的线16获取的剖视图，并且图示了端密封主体，当端密封主体处于密封延伸位置时，端密封主体在枢转轴线处；
图17是翼型件前缘的一部分的放大视图，其示出了被配置为密封马达的用于在密封缩回位置与密封延伸位置之间旋转端密封主体的密封致动器的示例；
图18是沿着图13的线18获取的剖视图，并且图示了界面密封元件，所述界面密封元件位于端密封主体的密封端与高升力装置的装置端之间，并且被配置为防止密封端与装置端之间的气流；
图19是具有高升力装置的翼身融合飞行器的示例的俯视图，所述高升力装置被配置为前缘缝翼并且其被示为处于装置延伸位置，并且进一步图示了被示为处于密封延伸位置以便密封要不然在装置端与机翼前缘之间发生的不连续的端密封装置；
图20是图19的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，并且示出了处于密封缩回位置并且被容纳在处于装置缩回位置的高升力装置内的端密封主体的示例；
图21是沿着图20的线21获取的剖视图，并且图示了端密封主体被容纳在其内的端密封装置的示例；
图22是图19的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，其示出了处于装置延伸位置并且容纳处于密封缩回位置的端密封主体的高升力装置；
图23是沿着图22的线23获取的剖视图，并且图示了被容纳在处于装置延伸位置的高升力装置内的端密封主体；
图24是图19的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，其示出了处于装置延伸位置的高升力装置和处于密封延伸位置并从高升力装置的装置端伸缩的端密封主体；
图25是沿着图24的线25获取的剖视图，并且图示了处于密封延伸位置的端密封主体；
图26是沿着图24的线26获取的剖视图，并且图示了具有密封主体后缘的端密封主体，所述密封主体后缘与翼身融合飞行器的机翼的翼型件上表面接触；
图27是具有间隙密封元件的密封主体后缘的放大视图，所述间隙密封元件沿着端密封主体的密封主体翼展方向部分延伸以便防止密封主体翼展方向部分与翼型件上表面之间的气流；
图28是沿着图24的线28获取的高升力装置的放大平面视图，并且图示了具有齿轮齿条组件的用于将端密封主体从密封缩回位置(图20和22)伸缩移动到密封延伸位置(图24)的密封致动系统的示例；
图29是翼身融合飞行器的一部分的放大视图，其示出了端密封装置的示例，其中翼型件前缘的横向地位于高升力装置(被示为处于装置缩回位置)的装置端附近的部分被配置为充当端密封主体，并且在密封缩回位置(图29-30)与密封延伸位置(图31-32)之间变形；
图30是沿着图29的线30获取的剖视图，并且图示了被配置为推拉致动器的用于在密封缩回位置与密封延伸位置之间致动端密封主体(例如，翼型件前缘的横向相邻部分)的变形致动器的示例；
图31是图31的翼身融合飞行器的一部分的放大视图，示出了处于装置延伸位置的高升力装置，并且图示了在被变形到密封延伸位置内之后的端密封；
图32是沿着图31的线32获取的剖视图，并且图示了在被变形到密封延伸位置内之后的端密封主体；
图33是管翼飞行器(tube-and-wing aircraft)的示例的透视图；
图34是图33的管翼飞行器的透视图，所述管翼飞行器具有均处于装置延伸位置的多个高升力装置；
图35是图34的管翼飞行器的一部分的放大视图，其示出了处于装置延伸位置的高升力装置，并且进一步图示了在每个高升力装置的相反装置端中的每一个上的端密封装置，所述端密封装置用于填充要不然将会在装置端与机翼前缘之间发生的不连续；
图36是图35的管翼飞行器的前视图，其图示了处于装置延伸位置的高升力装置和在高升力装置的相反装置端中的每一个上的一对端密封装置；
图37是沿着图36的线37获取的剖视图，并且图示了被配置为Krueger襟翼的高升力装置的示例，所述Krueger襟翼被示为处于装置延伸位置；
图38是沿着图36的线38获取的剖视图，并且图示了处于与高升力装置的Krueger襟翼类似的襟翼构造的端密封主体的示例；
图39是沿着图36的线39获取的剖视图，并且图示了被刚性地耦接到处于示例构造的装置端的密封端，其中高升力装置和端密封装置一致地移动；
图40是管翼飞行器的一部分的透视图，其图示了被配置为被示为处于装置缩回位置的前缘缝翼的高升力装置，并且进一步图示了在高升力装置的相反装置端中的每一个上的一对端密封装置，所述对端密封装置被示为处于密封缩回位置；
图41是图40的高升力装置和端密封装置的透视图，所述高升力装置和端密封装置被示为分别处于装置延伸位置和密封延伸位置；
图42是沿着图41的线42获取的剖视图，并且图示了被配置为前缘缝翼的高升力装置；
图43是沿着图41的线43获取的剖视图，并且图示了以与高升力装置的前缘缝翼类似的缝翼构造配置的端密封装置；
图44是翼型件的示例的俯视透视图，其中翼型件前缘的一部分形成被配置为变形前缘的高升力装置，并且其被示为处于装置缩回位置；
图45是图44的翼型件的俯视透视图，其示出了处于装置延伸位置的变形前缘，并且图示了源自变形前缘的装置端的涡流；
图46是图42-43的翼型件的仰视透视图，并且图示了处于装置延伸位置的变形前缘，并且进一步图示了变形前缘内的均处于密封缩回位置的一对端密封装置；
图47是图46的翼型件的仰视透视图，其示出了在从变形前缘的装置端向外伸缩到密封延伸位置内之后的该对端密封装置；
图48是图47的翼型件的平面视图，其示出了处于装置延伸位置的变形前缘，并且示出了伸缩出装置端的该对端密封装置；
图49是沿着图48的线49获取的剖视图，并且图示了用于将翼型件前缘从装置缩回位置变形到装置延伸位置的联动装置系统的示例；
图50是沿着图48的线50获取的剖视图，并且图示了处于密封延伸位置的端密封主体的示例；
图51是图48的翼型件的一部分的放大视图，并且图示了用于在密封缩回位置与密封延伸位置之间沿翼展方向平移每个端密封主体的伸缩致动机构的示例；
图52是翼型件的示例的俯视透视图，其中翼型件前缘的一部分形成被配置为前缘封套的高升力装置，所述前缘封套永久处于装置延伸位置，并且进一步图示了源自前缘封套的装置端的涡流；
图53是图52的翼型件的仰视透视图，其示出了前缘封套；
图54是图53的翼型件的仰视透视图，其示出了前缘封套，所述前缘封套具有在前缘封套的相反装置端中的每一个上的端密封装置；
图55是图54的翼型件的平面视图，其示出了在前缘封套的相反装置端中的每一个上的端密封装置；
图56是沿着图55的线56获取的剖视图，并且图示了前缘封套的装置外模线；
图57是沿着图55的线57获取的剖视图，并且图示了与前缘封套的装置外模线基本上相匹配的端密封主体的密封外模线；
图58是具有高升力装置的翼型件的示例的俯视透视图，所述高升力装置被配置为被安装在翼型件前缘上的固定狭槽，并且进一步图示了源自固定狭槽的装置端的涡流；
图59是图58的翼型件的俯视图，所述翼型件具有在固定狭槽的相反装置端中的每一个上的端密封装置；
图60是图58-59的翼型件的平面视图，其示出了在固定狭槽的相反装置端中的每一个上的端密封装置；
图61是沿着图60的线64获取的剖视图，其图示了被安装在翼型件前缘上的固定狭槽；
图62是沿着图60的线62获取的剖视图，并且图示了与固定狭槽的装置外模线基本上相匹配的端密封主体的密封外模线；
图63是标绘迎角随最大升力系数变化的曲线图，并且图示了具有端密封装置的飞行器的最大升力系数相对于端密封装置被省略掉的飞行器的增加；
图64是具有高升力装置的翼身融合飞行器的一部分的透视图，所述高升力装置被配置为处于装置延伸位置的Krueger襟翼，并且其中端密封装置在风洞测试期间被省略掉，并且在插图中进一步图示了在第一机身部位处测量的流场中的纵向速度的图形表示；
图65是图64的并且具有端密封装置的翼身融合飞行器的透视图，并且在插图中进一步图示了在第一机身部位处的流场中的相对一致的高范围纵向速度；
图66-67是图65-65的翼身融合飞行器的透视图，并且图示了在第二机身部位处的流场中的纵向速度；
图68-69分别是图64-65的翼身融合飞行器的透视图，并且图示了在第三机身部位处的流场中的纵向速度；
图70是被包括在改善具有被耦接到翼型件的高升力装置的飞行器的性能的方法中的操作的流程图。
具体实施方式
现在参考附图，其中所图示的是出于图示说明本公开的优选和各种实施例的目的，在图1中示出了具有飞行器主体108和一对机翼128的翼身融合飞行器106的示例的透视图。机翼128可以包括一个或更多个后缘装置126，诸如后缘襟翼和副翼。此外，机翼128均可以包括翼梢装置130，诸如小翼(未示出)。翼身融合飞行器106可以进一步包括一个或更多个尾翼面132，诸如垂直尾翼面或向外倾斜的尾翼面。此外，翼身融合飞行器106可以包括推进单元，诸如在飞行器100的后端处位于飞行器主体108上方的一对涡轮发动机110。机翼128中的每一个包括一个或更多个高升力装置200，所述一个或更多个高升力装置200被示为处于机翼128的翼型件前缘118上的装置缩回位置224。高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间可以是可移动的。
参考图2，其示出了处于高升力装置200中的每一个已经从装置缩回位置224(图1)被移动到装置延伸位置226的构造的翼身融合飞行器106。还示出了源自处于装置缩回位置的相应高升力装置200的装置端222的涡流302。每个涡流由于装置端222与翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向相邻部分之间的不连续300而被产生。对于图2中的飞行器的飞行状况，涡流302从装置端222沿着可以导致涡流302扭曲进入涡轮发动机110的发动机进口112的气流的路径向后延伸。
图3-4图示了在导致涡流302沿着冲击飞行器100的尾翼面(例如，垂直尾翼136)并且从结构观点会是不期望的飞行状况下的飞行器100。例如，会需要尾翼面来操纵由于涡流302的冲击的增加的空气动力学负荷，并且导致由于尾翼面的结构质量的增加的重量惩罚。从稳定性和控制观点，涡流302也会是不期望的。例如，涡流302冲击垂直尾翼136和对应方向舵(未示出)可以影响飞行器100在偏航控制功率可以被降低的设计包络的区域中的偏航控制能力(例如，方向舵权限)。由于重量和/或空气动力学原因，设计飞行器100使得垂直尾翼136处于避免涡流302的位置会是不可行的。由于可以由高升力装置200的跨度的减小引起的最大升力系数的不期望的降低，减小高升力装置200的跨度作为将装置端222和对应涡流302重新定位到更舷外位置的手段也会是不可行的。
图5是被配置为前缘缝翼202并且被示为处于装置延伸位置226的图1-4的高升力装置200的舷内端的放大视图。在图5中还示出了当前缘缝翼202处于装置延伸位置226时被形成在前缘缝翼202的装置端222与飞行器100的翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向相邻部分之间的不连续300。不连续300可以是被形成在装置端222与翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向相邻部分之间的台阶状凹口。在不连续300处，装置端222可以暴露于迎面而来的气流，并且这可以导致源自装置端222的涡流302的形成。如上面提到的，涡流302可以在翼型件114上面向后延伸，并且可以扭曲飞行器100上或附近的其他位置处的气流。例如，在诸如在某些迎角下的飞行状况的某些组合期间和/或在飞行器100的侧滑期间，涡流302可以干扰或扭矩进入涡轮发动机110的发动机进口112的气流，如在图2中示出的，或涡流302可以冲击尾翼面132，如在图3-4所示并且在上面描述的。此外，装置端222与翼型件前缘118或飞行器主体108之间的不连续300可以降低可以影响飞行器100的起飞速度和/或着陆速度的飞行器100的最大升力系数。
图6是机翼128的剖视图，其图示了处于装置延伸位置226的前缘缝翼202并且示出了前缘缝翼202的装置致动系统232的示例。装置致动系统232可以包括一个或更多个弓形引导轨道238。每个引导轨道238可以由被安装到翼型件前缘118的一个或更多个引导辊242支撑。每个引导轨道238可以包括被耦接到前缘缝翼202的轨道前端240。装置致动器234可以被配置为扭矩管(未示出)或电动马达(未示出)，其具有用于啮合引导轨道238的齿(未示出)的小齿轮236，使得小齿轮236的旋转引起引导轨道238的移动，引导轨道238的移动进而引起前缘缝翼202在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的移动。
图7示出了具有目前公开的端密封装置400的翼身融合飞行器106的示例，所述端密封装置400在前缘缝翼202的舷内侧上被安装在机翼128中的每一个上。在本公开中，每个端密封装置400包括可耦接到翼型件114(诸如翼身融合飞行器106的机翼128)的端密封主体402。端密封主体402被配置为当高升力装置200处于装置缩回位置224时处于密封缩回位置420，并且被配置为当高升力装置200处于装置延伸位置226(图13)时处于密封延伸位置422(图13)。例如，端密封装置400可以包括被配置为在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间转变端密封主体402的密封致动器434(图11)。在一些示例中，端密封主体402可以独立于高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的转变而在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间被转变。在这方面，端密封装置400可以以如下构造来提供，在该构造中端密封主体402被配置为不被耦接到高升力装置200使得端密封主体402独立于高升力装置200移动。
图8是翼身融合飞行器106的一部分的放大视图，其示出了被配置为围绕端密封主体402的枢转端440处的密封枢转轴线442被旋转的实施例中的端密封主体402的示例。如在下面更详细地描述的，端密封主体402可以围绕密封枢转轴线442被旋转，以便在密封缩回位置420与密封延伸位置422(图13)之间移动端密封主体402，用于填充要不然在装置端222与飞行器100的翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向相邻部分之间发生的不连续300(图5)。有利地，在本文中公开的端密封装置400实施例中的任何一个中，端密封主体402可以填充不连续300，并且由此在装置端222与翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向地位于装置端222附近的部分之间形成平滑的非突然的过渡。
如上面提到的，端密封装置400可以减轻或防止要不然可能由于不连续300而发生的气流的扰乱。在这方面，端密封主体402可以减轻或防止要不然会由于装置端222暴露于迎面而来的气流而产生的涡流302(图2和5)的形成。涡流302的减轻或防止可以减少或避免这种涡流302在飞行器100的一个或更多个尾翼面132(例如，垂直尾翼136)上的冲击(例如，图3-4)，这可以减少或避免尾翼面132上的不期望的抖振。端密封主体402可以可选地被配置为相对于没有端密封装置的相同飞行器的最大升力系数增加飞行器100的最大升力系数。在一个实施例中，端密封主体402可以被提供有非提升形状。对于新的飞行器设计，端密封装置400可以被设计为减轻或防止要不然会影响发动机(例如，涡轮发动机110)、尾翼面132(例如，垂直尾翼136)的涡流302的形成，并且这也会提高飞行器100的最大升力系数。
在图8中，端密封主体402具有限定端密封主体402的密封长度406的密封主体翼展方向部分404。端密封主体402还具有密封主体前缘408和密封主体后缘410。此外，端密封主体402具有被配置为至少当端密封主体402和高升力装置200分别处于密封延伸位置422(图13)和装置延伸位置226(图13)时被布置在高升力装置200的装置端222附近的密封端412。端密封主体402具有沿着局部垂直于密封主体前缘408的方向测量的密封宽度418。在所示出的示例中，端密封主体402可以具有密封宽度418一般从端密封主体402的密封端412渐缩到端密封主体402的枢转端440的细长三角形的形状。
在本文中公开的端密封装置示例中的任何一个中，端密封主体402可以具有不小于1的密封长度406与密封宽度418的长宽比。例如，端密封主体402可以具有至少为2的长宽比。以不小于1的长宽比提供端密封主体402可以导致当高升力装置200处于延伸位置时翼型件114的翼展方向轮廓中相对平滑或非突然的过渡。然而，在一些示例中，端密封主体402可以具有小于1的长宽比，并且这可以能够减轻或防止要不然会源自高升力装置200的装置端222的涡流302的形成。
图9示出了处于装置缩回位置224的前缘缝翼202。如上面提到的，前缘缝翼202可以借助于装置致动系统232被移动到装置延伸位置226(图14)。装置致动系统232可以沿着翼型件上表面120将前缘缝翼202从装置缩回位置224向前且向下地移动到装置延伸位置226。然而，前缘缝翼202可以通过用于装置缩回位置224与装置延伸位置226(图14)之间的移动的各种装置中的任一种来致动。高升力装置200不限于被配置为前缘缝翼202，并且可以以下面描述的其他构造来提供，诸如Krueger襟翼204(图34-35)、变形前缘206(图40-47)或其他装置构造。
图10示出了处于端密封主体402的密封端412(图8)与枢转端440(图8)之间的大致中间的位置处的密封缩回位置420的端密封主体402的横截面。
图11示出了密封枢转轴线442处的端密封主体402的横截面，并且图示了用于在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间可旋转地移动端密封主体402的密封致动系统432的示例，如在下面更详细地描述的。在沿着密封长度406的任何位置处，端密封主体402可以具有密封外模线424，所述外模线424具有当端密封主体402处于密封缩回位置420时与翼型件外模线124的轮廓互补(例如，基本上匹配)和/或大致相符的轮廓。
参考图12，示出了翼身融合飞行器106和每个机翼128上的被移动到密封延伸位置422的端密封主体402，并且还示出了处于装置延伸位置226的高升力装置200(例如，前缘缝翼202)。尽管飞行器100仅在每个高升力装置200的舷内侧上包括端密封装置400，但是飞行器100可以在一个或更多个高升力装置200的舷内侧和舷外侧两者上包括端密封装置400。在未示出的更进一步实施例中，飞行器100可以仅在飞行器100的一个或更多个高升力装置200的舷外侧上包括端密封装置400。
图13是翼身融合飞行器106的一部分的放大视图，其示出了在被从以虚线示出的装置缩回位置224移动之后处于装置延伸位置226的高升力装置200(例如，前缘缝翼)。端密封主体402被示为围绕密封枢转轴线442被旋转到密封延伸位置422。密封端412被示为邻近高升力装置200的装置端222布置。在一些示例中，密封端412可以被配置为当端密封主体402处于密封延伸位置422并且高升力装置200处于装置延伸位置226时处于与装置端222的抵靠和/或接触关系。端密封主体402在装置端222和与装置端222横向相邻的翼型件前缘118的部分之间延伸，并且由此填充要不然如果端密封主体402被省略则将会在装置端222与飞行器100的翼型件前缘118和/或飞行器主体108(例如，机身104)的横向相邻部分之间发生的不连续300(图3)。
在图13中，处于装置延伸位置226的高升力装置200具有装置外模线220，所述装置外模线220可以通过装置上表面228并且可选地通过装置下表面(未示出)来限定。装置外模线220具有轮廓。处于密封延伸位置422的端密封主体402具有密封外模线424，所述密封外模线424可以通过密封上表面426和密封下表面(未示出)来限定。密封外模线424具有轮廓。在本文中公开的端密封装置实施例中的任何一个中，处于密封端412的位置处的密封延伸位置422的端密封主体402的轮廓可以与处于装置端222的位置处的装置延伸位置226的高升力装置200的轮廓互补和/或基本上相匹配。在一个示例中，密封端412处的密封外模线的轮廓可以导致密封端412处的轮廓与装置端222处的轮廓之间的不大于0.25英寸(6.35mm)的最大高度失配。
图14是翼型件114和处于装置延伸位置226的高升力装置200(例如，前缘缝翼)的剖视图。高升力装置200可以经由上面描述的装置致动系统232从装置缩回位置224(图9)移动到装置延伸位置226。如上面提到的，至少当端密封主体402处于密封延伸位置422并且高升力装置200处于装置延伸位置226时，密封端412处的端密封主体402的轮廓(图13)可以基本上类似于装置端222处的高升力装置200的轮廓(图13)。
图15示出了处于密封端412与枢转端440(图13)之间的近似中间的位置处的密封延伸位置422的端密封主体402。在一些示例中，端密封主体402可以被配置为使得，至少当端密封主体402处于如在图13中示出的密封延伸位置422时，密封主体后缘410被维持与翼型件前缘118的翼型件上表面120密封接合。维持密封主体后缘410与翼型件上表面120之间的密封接合可以防止要不然会不利地影响翼型件114的空气动力学的端密封主体402与翼型件114之间的气流。在一些示例中，密封主体后缘410可以在端密封主体402在密封缩回位置420(图8)与密封延伸位置422(图13)之间的移动期间被维持与翼型件上表面120密封接合。
图16示出了当端密封主体402处于密封延伸位置422时在密封枢转轴线442处的端密封主体402。在密封枢转轴线442处和在沿着密封主体翼展方向部分404的任何其他位置处，端密封主体402的轮廓可以与翼型件外模线124的轮廓互补。
图17示出了用于在密封缩回位置420(图13)与密封延伸位置422(图13)之间旋转端密封主体402的密封致动系统432的示例。在所示出的示例中，密封致动系统432被配置为具有密封致动器434的旋转机构436，密封致动器434诸如为被安装到或在翼型件前缘118内的机电致动器或电动马达。旋转机构436可以包括与密封枢转轴线442一致并且被密封致动器434可旋转地驱动的轴438。端密封主体402的枢转端440可以被固定地耦接到轴438，以便在密封缩回位置420到密封延伸位置422之间旋转端密封主体402。密封枢转轴线442和轴438可以以如下方式被取向：使得处于密封缩回位置420(图9)的端密封主体402嵌靠翼型件上表面120，并且使得处于密封延伸位置422(图13)的端密封主体402的密封端412(图13)被定位为与处于装置延伸位置226的高升力装置200(图13)的装置端222(图13)互补。
在未示出的实施例中，密封致动系统可以替代地被配置为线性致动系统(未示出)，其位于密封端412附近并且被配置为围绕枢转端440处的简单枢轴(未示出)旋转端密封主体402。这种线性致动系统可以包括引导轨道(未示出)或驱动螺杆(未示出)，其具有在密封端412附近耦接到端密封主体402的一端。线性致动系统还可以包括密封致动器(未示出)，诸如旋转致动器或线性致动器，其可以被可操作地耦接到引导轨道或驱动螺杆以便在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间移动端密封主体402的密封端412。这种线性致动系统可以以机电构造、液压构造或气动构造来提供。
在本文中公开的端密封装置400实施例的任何一个中，密封致动器434可以是旋转致动器或线性致动器，并且可以被配置为密封马达，诸如伺服马达、无刷DC马达、步进马达或其他马达构造。替代地，密封致动器434可以是可以被耦接到飞行器100的液压飞行控制系统(未示出)的液压致动器。在更进一步的实施例中，密封致动器434可以是气动致动器。在图17中，旋转机构436可以被配置为以如下方式移动端密封主体402：使得至少当端密封主体402处于密封延伸位置422时并且可选地还在端密封主体402在密封缩回位置420(图13)与密封延伸位置422之间的移动期间，密封主体后缘410(图13)被维持与翼型件上表面120(图13)接触。然而，在未示出的示例中，端密封主体402可以被配置为使得，当端密封主体402被旋转到密封延伸位置422内时，间隙429(例如，图43)发生在密封主体后缘410与翼型件上表面120之间。
图18是高升力装置200的装置端222与端密封主体402的密封端412之间的界面的剖视图。端密封装置400可以包括位于密封端412与高升力装置200的装置端222之间并且可以被耦接(例如，机械地紧固、粘附地粘结等)到密封端412和/或到装置端222的界面密封元件414。界面密封元件414可以至少当端密封装置400和高升力装置200分别处于密封延伸位置422和装置延伸位置226时减少或防止密封端412与装置端222之间的气流。在一实施例中，界面密封元件414可以是由弹性可压缩材料(诸如泡沫橡胶或其他弹性可压缩和/或弹性体材料)形成的非承载部件。在其他实施例中，界面密封元件414可以被配置为球状密封件或其他密封构造。对于端密封主体402和高升力装置200独立于彼此被延伸和缩回的构造和/或对于端密封主体402和高升力装置200在不同的时间和/或以不同的速率被延伸和/或缩回的构造，界面密封元件414可以被固定地耦接到密封端412或到装置端222。对于端密封主体402和高升力装置200被一致地延伸和/或缩回的构造，界面密封元件414可以被固定地耦接到密封端412和装置端222两者。
参考图19-32，在图19中示出了具有处于装置延伸位置226的高升力装置200的翼身融合飞行器106的俯视图，所述高升力装置200被配置为前缘缝翼202。还示出了处于密封延伸位置422并且位于高升力装置200中的每一个的舷内侧上的端密封装置400。图20示出了被配置用于如下面描述的那样从密封缩回位置420沿翼展方向伸缩到密封延伸位置422(图24)的端密封主体402的示例。端密封主体402处于密封缩回位置420，并且被容纳在处于装置缩回位置224的高升力装置200内。图21是图20的翼型件114的剖视图，其示出了被容纳在处于装置缩回位置224的高升力装置200内的端密封主体402的示例。端密封主体402具有可以与高升力装置200的内部的横截面形状互补和/或基本上类似的横截面形状。端密封主体402可以是中空的，或端密封主体402可以具有非中空的横截面。
图22示出了在从装置缩回位置224(以虚线示出)移动到装置延伸位置226之后的高升力装置200。处于密封缩回位置420的端密封主体402可以在装置端222附近的位置处被完全容纳在高升力装置200的内部内。图23是被容纳在被示为处于装置延伸位置226的高升力装置200内的端密封主体402的剖视图。
图24示出了处于装置延伸位置226的高升力装置200和处于密封延伸位置422并且伸出高升力装置200的装置端222的端密封主体402。端密封主体402可以被配置为借助于端密封主体402的翼展方向伸缩从密封缩回位置420(图22)被平移到密封延伸位置422。在这方面，端密封主体402可以沿着高升力装置200的翼展方向移动，并且可以突出装置端222。图25是翼型件114的剖视图，其示出了处于密封延伸位置422的端密封主体402。在翼展方向伸缩期间，端密封主体402的至少一部分可以移动出高升力装置200的装置端222(图24)。端密封主体402可以沿翼展方向移动，直至密封主体翼展方向部分404到达密封延伸位置422，所述密封延伸位置422可以被描述为密封主体翼展方向部分404与飞行器100的翼型件前缘118或飞行器主体108的横向相邻部分接触的点。
图26示出了与翼型件114的翼型件上表面120接触的密封主体后缘410。在一些示例中，端密封主体402可以沿翼展方向平移，直至密封主体后缘410与飞行器100的翼型件前缘118和/或飞行器主体108(图24)接触。对于伸缩移动，当端密封主体402处于密封缩回位置420时，端密封主体402可以被完全容纳在高升力装置200内，并且当端密封主体402处于密封延伸位置422时，端密封主体402的一部分可以被容纳在高升力装置200内。
图27示出了具有间隙密封元件430的密封主体后缘410，所述间隙密封元件430沿着端密封主体402的密封主体翼展方向部分404的下侧被安装用于密封要不然在密封主体翼展方向部分404与翼型件上表面120之间发生的间隙429(图43)，并且由此防止密封主体翼展方向部分404与翼型件上表面120之间的气流。间隙密封元件430可以被包括在端密封装置400中，为此处于装置延伸位置226(图42)的高升力装置200(例如，前缘缝翼202)形成高升力装置200的后缘与如在图42中示出并且在下面描述的翼型件上表面120之间的间隙429(图42)。在图27中，间隙密封元件430可以是弹性可压缩材料的条带，或间隙密封元件430可以以挤压形状(诸如球状形状)方式来形成。间隙密封元件可以经由粘附粘结、机械紧固或其他附接手段被耦接到密封主体翼展方向部分404。间隙密封元件430可以位于密封主体后缘410附近，并且可以将端密封主体402密封到翼型件上表面120，并且至少当端密封主体402处于密封延伸位置422时，可以防止从翼型件下表面122(图26)到翼型件上表面120的气流，或反之亦然。
图28示出了被配置为伸缩致动机构444的密封致动系统432的示例，所述伸缩致动机构444用于在密封延伸位置422(图22)与密封缩回位置420(图24)之间沿翼展方向移动端密封主体402(图24)。在所示出的示例中，伸缩致动机构444可以包括被安装到或在高升力装置200内的密封致动器434，诸如电动马达。伸缩致动机构444可以包括用于在密封延伸位置422与密封缩回位置420之间线性地平移端密封主体402的齿轮齿条组件446。替代地，伸缩致动机构444可以包括具有螺纹轴(未示出)的螺杆驱动组件(未示出)，所述螺纹轴(未示出)由密封致动器434(例如，电动马达)可旋转地驱动，并且端密封主体402可以通过可以被可螺纹地安装在螺纹轴上的螺母(未示出)被接合到所述螺纹轴上。密封端412可以被可操作地耦接到螺母，使得通过密封致动器434的螺纹轴的旋转被转换成端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间的翼展方向平移。伸缩致动机构444(诸如齿轮齿条组件446或螺杆驱动组件(未示出))可以被液压地致动或被气动地致动。伸缩致动机构444可以可选地被配置为电动、液压或气动类型的线性致动器。
图29是翼身融合飞行器106的一部分的放大视图，其示出了处于变形构造的端密封装置400的示例。高升力装置200被示为处于装置缩回位置224，并且可以被配置为前缘缝翼202(图9)、Krueger襟翼204(图35-38)、变形前缘206(图44-49)或其他类型的高升力装置200。在变形构造中，端密封主体402包含与高升力装置200的装置端222横向相邻的翼型件前缘118或飞行器主体108的部分。在这方面，翼型件前缘118或飞行器主体108的横向相邻部分被配置为充当端密封主体402，并且在密封缩回位置420(图29-30)与密封延伸位置422(图31-32)之间变形。端密封主体402(例如，翼型件前缘118或飞行器主体108的横向相邻部分)可以包括变形结构(未示出)，和/或可以至少在由密封主体后缘410(被示为虚线)和密封端412界定的大致三角形区域内由可变形材料(未示出)构成。
在本公开中，可变形结构和/或可变形材料可以被描述为允许端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间进行变形同时提供用于在空气动力学和/或结构负荷下支撑端密封主体402所需的强度特性和/或刚度特性的结构或材料。可变形结构的示例包括多个变形致动器214和连杆212，所述连杆212可以如在图49中示出并且在下面描述的那样被耦接到变形前缘206的弹性柔性蒙皮。然而，可变形结构可以以任何数量的构造来提供，并不限于变形致动器214和连杆212的布置。可变形材料的示例可以包括上面提到的柔性蒙皮，所述柔性蒙皮可以由金属材料(例如，钛、钢)和/或非金属材料(诸如纤维增强聚合物基材料，诸如复合材料(例如，环氧树脂))形成。替代地或额外地，处于变形构造的端密封装置400可以包括被可操作地耦接到端密封主体402的变形致动机构450，所述端密封主体402可以由柔性且弹性可伸展蒙皮(未示出)形成，所述蒙皮由具有能够在密封缩回位置420和密封延伸位置422两者中在空气动力学负荷下支撑端密封主体402的强度和刚度特性的弹性柔性衬层或芯体(未示出)支撑。
图30是图29的剖视图，示出了用于在密封缩回位置420与密封延伸位置422(图31-32)之间致动端密封主体402(例如，翼型件前缘118或飞行器主体108的横向相邻部分)的变形致动机构450的示例。在所示出的示例中，变形致动机构450包括至少一个变形致动器214，其被配置为被安装到和/或在翼型件前缘118内的推拉致动器。变形致动器214的一端可以被耦接到翼型件114的翼梁116，并且变形致动器214的相反端可以被耦接到端密封主体402的蒙皮208的内部，使得变形致动器214的缩回和延伸引起端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422(图31-32)之间的变形。
图31示出了图29的翼身融合飞行器106的部分，其图示了处于装置延伸位置226的高升力装置200。还示出了在被变形到密封延伸位置422之后的端密封主体402。在密封延伸位置422中，端密封主体402填充要不然将会在装置端222与翼型件前缘118或飞行器主体108的横向相邻部分之间发生的不连续300(例如，图5)。当被变形到密封延伸位置422时，端密封主体402在密封端412的位置处的轮廓可以与处于装置延伸位置226的高升力装置200的装置端222的轮廓互补和/或基本上匹配。
图32是图31的剖视图，其示出了在通过变形致动器214被变形到密封延伸位置422之后的端密封主体402。端密封主体402的蒙皮208和/或内部支撑结构(未示出)可以被配置为在变形期间从密封缩回位置420伸展到密封延伸位置422，并且可以被配置为当变形致动器214将端密封主体402变形回到密封缩回位置420时返回到蒙皮208的原始未伸展形状。尽管被示为具有位于密封端412附近的单个变形致动器214，变形致动机构450可以包括被安装在沿端密封主体402的长度的一个或更多个位置处的任何数量的各种不同类型的致动器(例如，旋转、线性、机电、液压、气动等)中的任何一种或更多种。
尽管图29-32在翼身融合飞行器106的背景下图示了端密封主体402，端密封主体402的变形构造可以被实施在各种不同类型的飞行器中的任一种(诸如在图33-34中示出并且在下面描述的管翼飞行器102)上。此外，端密封主体402不限于从翼型件前缘118的横向相邻部分变形，并且可以替代地被配置为从飞行器主体108的横向相邻部分变形。尽管未示出，但是对于高升力装置200和端密封主体402与彼此一致地移动的构造，处于变形构造的端密封主体402的密封端412可以被耦接到高升力装置200的装置端222(例如，图18)。替代地，处于变形构造的端密封主体402可以不被耦接到高升力装置200，使得端密封主体402可以独立于高升力装置200移动。
有利地，端密封主体402的变形构造(图29-32)可以减少或避免端密封主体402的表面轮廓沿着密封主体后缘410在与翼型件上表面120的界面处和在与翼型件下表面122的界面处的骤然或突然变化的发生。例如，在密封缩回位置420(图30)和密封延伸位置422(图32)两者中，在密封上表面426处和在密封下表面428处的端密封主体402的表面可以在密封主体后缘410处分别相切于翼型件上表面120和翼型件下表面122。通过避免当端密封主体402处于密封缩回位置420和密封延伸位置422时翼型件114的表面的骤然或突然变化，翼型件114上面的气流的扰乱可以被避免，这可以有利地在高迎角下促进翼型件114上面的层流。
参考图33-34，其示出了可以具有目前公开的端密封装置400中的一个或更多个的管翼飞行器102的示例。图33示出了具有机身104和一对机翼128的管翼飞行器102。在本公开中，管翼飞行器102的机身104包含飞行器主体108。机身104可以具有管状形状。管翼飞行器102进一步包括尾翼面132，诸如水平尾翼134和垂直尾翼136，其中任何一个可以包括一个或更多个端密封装置400。管翼飞行器102的机翼128可以包括一个或更多个后缘装置126，诸如副翼和襟翼。此外，机翼128可以包括一个或更多个高升力装置200，其在图33中可以处于装置缩回位置224。高升力装置200中的一个或更多个可以是在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间可移动。图34示出了管翼飞行器102，其中高升力装置200被配置为Krueger襟翼204并且被示为处于装置延伸位置226。
图35示出了管翼飞行器102的一部分，其图示了处于装置延伸位置226的Krueger襟翼204。还示出了被安装在每个Krueger襟翼204的相反装置端222中的每一个上用于填充要不然如果端密封装置400从飞行器100省略掉则将会发生的不连续300(图3)的端密封装置400。图36是管翼飞行器102的前视图，其示出了处于装置延伸位置226的Krueger襟翼204中的一个。一对端密封装置400位于Krueger襟翼204的相反装置端222中的每一个上。图37是机翼128的剖视图，其示出了在从装置缩回位置224移动到装置延伸位置226之后的Krueger襟翼204的示例。在装置缩回位置224中，Krueger襟翼204可以形成翼型件前缘118的下侧的一部分，并且可以被向外和/或向下旋转到装置延伸位置226内，以便增加机翼128的弯度和/或表面积。Krueger襟翼204可以通过装置致动器234来致动，在所示出的示例中，所述装置致动器234可以被配置为机电致动器、气动致动器或液压致动器，其可以被耦接到飞行器100的液压飞行控制系统。
图38是处于襟翼构造的端密封主体402的示例的剖视图。端密封主体402可以以与Krueger襟翼204的致动类似的方式被移动到密封延伸位置422内。例如，端密封主体402的前部分可以被铰接地耦接到翼型件前缘118，并且可以被配置为使用相对小的密封致动器434(诸如机电致动器、气动致动器或液压致动器)被向外且向下旋转到密封延伸位置422内。
在本文中公开的端密封装置实施例中的任何一个中，端密封主体402可以被配置为使得高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的致动还引起端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间移动。在图36-37中示出的Krueger襟翼204的示例中，端密封主体402可以被配置为使得装置致动器234在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间与Krueger襟翼204在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的移动一致地移动端密封主体402。图39是端密封主体402的一部分和高升力装置200的一部分的剖视图，并且图示了密封端412被刚性地耦接到装置端222的布置。刚性附接可以包括一个或更多个机械紧固件416，其将密封端412固定地固定到装置端222，使得高升力装置200和端密封主体402诸如在通过装置致动器234(图37)的高升力装置200的致动期间一致地移动。
参考图40-42，在图40中示出了管翼飞行器102的一部分，所述管翼飞行器102的高升力装置200被配置为被可移动地耦接到机翼128的前缘缝翼202。前缘缝翼202被示为处于装置缩回位置224。还示出了在高升力装置200中的每一个的相反侧上的一对端密封装置400，其均具有被示为处于密封缩回位置420的端密封主体402。端密封主体402中的每一个可以具有大致三角形形状。端密封主体402位于前缘缝翼202中的每一个的相反装置端222附近。图41示出了处于装置延伸位置226的前缘缝翼202。端密封装置400均被示为处于密封延伸位置422。
图42是翼型件(例如，机翼128)的剖视图，示出了处于装置延伸位置226的前缘缝翼202。类似于上面描述的在图4中示出的装置致动系统232，前缘缝翼202可以通过装置致动器234来致动，诸如扭矩管(未示出)或电动马达(未示出)，其中每一个可以具有用于啮合弓形引导轨道238的齿(未示出)的小齿轮236。装置致动器的旋转引起引导轨道238的移动，以便在在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间移动前缘缝翼202。在所示出的示例中，前缘缝翼202被配置为当前缘缝翼202处于装置延伸位置226时形成前缘缝翼202与翼型件上表面120之间的间隙429。间隙429可以允许空气向上流过间隙，并且然后大致向后流动以激励翼型件上表面120上面的气流，并且由此诸如在高迎角下促进气流到翼型件上表面120的附接。
图43是所获取的处于与前缘缝翼202的构造类似地布置的缝翼构造的端密封装置400的剖视图。端密封装置400可以被配置为经由端密封主体402相对于和/或在翼型件前缘118上面的弦向移动在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间移动。例如，端密封主体402可以被配置为沿着翼型件上表面120大致平行于前缘缝翼202的移动方向移动。类似于上面描述的当前缘缝翼202处于装置延伸位置226时在前缘缝翼202的后缘与翼型件上表面120之间形成的间隙429，处于装置延伸位置226的端密封装置400也可以被配置为形成密封主体翼展方向部分404的密封主体后缘410与翼型件上表面120之间的间隙429。间隙429可以允许空气在密封主体翼展方向部分404与翼型件上表面120之间向上流动，并且然后沿着翼型件上表面120向后流动以在高迎角下促进气流到翼型件上表面120的附接。
在图43中，端密封装置400可以包括弦向致动机构448，其包括被耦接到翼型件前缘118用于致动端密封主体402的密封致动器434。弦向致动机构448可以包括与在上面针对前缘缝翼202描述的引导轨道238类似的至少一个弓形引导轨道238。用于端密封主体402的引导轨道238可以由被安装到翼型件前缘118的一个或更多个引导辊242来支撑。如上面描述的，引导轨道238可以包括被耦接到端密封主体402的轨道前端240。密封致动器434可以被配置为具有用于啮合引导轨道238的齿(未示出)的小齿轮236的电动马达，使得经由电动马达的小齿轮236的旋转引起端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间的弦向移动。替代地，密封致动器434可以耦接到装置致动器234(例如，扭矩管)，使得前缘缝翼202的致动引起端密封主体402的同时致动。
参考图44-50，在图44中示出了翼型件114的示例，其中翼型件前缘118的一部分被配置为充当用于翼型件114的高升力装置200的变形前缘206。在图44中，变形前缘206被示为处于装置缩回位置224。有利地，变形前缘206提供了用于暂时增加翼型件114的弯度同时由于避免了与常规前缘装置的部署相关联的台阶、间隙和/或锋利边缘而维持翼型件114上面的层流的装置。
图45示出了处于装置延伸位置226的变形前缘206，并且这可以导致由于装置端222暴露于迎面而来的气流而源自变形前缘206的装置端222的涡流302的形成。
图46示出了处于装置延伸位置226的变形前缘206。还示出了处于密封缩回位置420的一对端密封装置400。端密封装置400中的每一个具有可以在变形前缘206的装置端222附近的位置处被容纳在变形前缘206内的端密封主体402。图47示出了在分别从变形前缘206的相对的一对装置端222被伸缩地向外平移之后的一对端密封主体402。
图48是翼型件114的平面视图，其示出了处于装置延伸位置226的变形前缘206，并且还示出了被配置为伸缩地平移出装置端222的一对端密封主体402。图49是翼型件114的剖视图，其示出了可以被实施用于将翼型件前缘118从装置缩回位置224变形到装置延伸位置226的联动装置系统210的示例。联动装置系统210可以包括多个连杆212，其可以在一端处被可枢转地耦接到翼型件114的翼梁116并且在相反端处被耦接到限定变形前缘206的蒙皮208。联动装置系统210可以进一步包括一个或更多个变形致动器214，其被耦接到翼梁116并且被可枢转地连接到连杆212中的一个或更多个。连杆212可以被配置为使得变形致动器214的致动引起变形前缘206的蒙皮208在当变形前缘206处于装置缩回位置时基本上匹配翼型件外模线124的轮廓的第一形状207到变形前缘206在装置延伸位置226中被向下弯曲或下垂的第二形状209之间平移。
图50是变形前缘206的剖视图，其示出了在端密封主体402伸缩平移出变形前缘206的内部之后处于密封延伸位置422的端密封主体402的示例。在一实施例中，端密封主体402可以被伸缩地移动出装置端222(图48)，直至端密封主体402的密封端412(图48)与变形前缘206的装置端222对齐。当端密封主体402处于密封延伸位置422时，端密封主体402在密封端412处的轮廓可以基本上匹配变形前缘206在装置端222处的轮廓，使得防止气流在端密封主体402的密封端412与变形前缘206的装置端222之间流动。
图51示出了用于在密封缩回位置420(图48)与密封延伸位置422(图48)之间沿翼展方向平移每个端密封主体402的伸缩致动机构444的示例。类似于上面描述的在图28中示出的示例，每个伸缩致动机构444可以包括具有小齿轮236的密封致动器434，所述小齿轮236被可操作地啮合到齿轮齿条组件446。经由密封致动器434的小齿轮236的旋转可以导致端密封主体402在密封延伸位置422与密封缩回位置420之间的线性平移。然而，伸缩致动机构444可以以替代性构造(诸如螺杆驱动组件(未示出))来提供。
参考图52-62，示出了被配置为被不可移动地固定在密封延伸位置422中的端密封装置400(例如，图54-55、59-60)的示例。这种端密封装置400可以结合也可以在装置延伸位置226中被永久地固定到翼型件114的高升力装置200使用。被不可移动地固定到翼型件114的端密封装置400可能不能够被移动到装置缩回位置(未示出)。
例如，图52-53示出了翼型件114，其中翼型件前缘118的一部分被配置为前缘封套218，并且其充当翼型件114的高升力装置200。如本领域中已知的，前缘封套218可以被固定地包含到翼型件前缘118内或安装在翼型件前缘118上，并且可以具有导致翼型件114的局部减小的冲角的稍微下垂的下部分，这可以改善飞行器100的失速特性。图52-53图示了可以由于装置端222暴露于迎面而来的气流而源自前缘封套218的装置端222的涡流302。
图54示出了具有端密封装置400(例如，端密封主体402)的翼型件114的示例，所述端密封装置400位于前缘封套218的相反装置端222中的每一个上。每个端密封装置400可以被包含到翼型件114内或与翼型件114一体。替代地，每个端密封装置400可以诸如经由机械紧固和/或粘附粘结或经由其他手段被附接到翼型件114。图55是翼型件114的平面视图，其示出了可以在前缘封套218的相反装置端222中的每一个处被固定地安装到翼型件114的一对端密封主体402。在一实施例中，端密封主体402中的每一个可以具有在尺寸上从密封端412渐缩到端密封主体402的相反端的半圆锥形形状。每个端密封主体402在密封端412处的轮廓可以与在前缘封套218的装置端222处的轮廓互补。图56是前缘封套218的装置外模线220的剖视图，其示出了前缘封套218相对于翼型件前缘118的轮廓下垂的下部分。图57示出了端密封主体402的密封外模线424在密封端412处的轮廓，其基本上匹配前缘封套218的装置外模线220在装置端222处的轮廓。
参考图58-62，在图58中示出了具有高升力装置200的翼型件114的示例，所述高升力装置200被配置为被安装在翼型件前缘118上的固定狭槽216。还示出了可以由于迎面而来的气流冲击装置端222而源自固定狭槽216的装置端222的涡流302。图59示出了具有端密封装置400(例如，端密封主体402)的翼型件114，所述端密封装置400位于固定狭槽216的相反装置端222中的每一个上，并且其可以有利地减少或防止否则由于要不然在装置端222处发生的不连续300而产生的涡流302(图58)的形成。图60是翼型件114的平面视图，其示出了分别位于固定狭槽216的相反装置端222上的一对端密封主体402。类似于上面描述的前缘封套218(图52)的示例，用于固定狭槽216的端密封主体402也可以具有半圆锥形形状。
图61是示出被安装在翼型件前缘118上的固定狭槽216的示例的剖视图。
图62是与固定狭槽216的装置外模线220基本上相匹配的端密封主体402的密封外模线424的剖视图。如在上面针对前缘封套218提到的，用于固定狭槽216的端密封主体402可以与翼型件114和固定狭槽216一体地形成。替代地，用于前缘封套218的端密封主体402可以诸如通过使用机械紧固件和/或粘附粘结被安装在翼型件114上。在这方面，在本文中公开的端密封装置400实施例中的任一个中，端密封装置400可以被配置为在翼型件114的制造期间进行组装。替代地，端密封装置400可以被配置为作为售后零部件被安装在翼型件114上。
尽管目前公开的端密封装置400在机翼128的背景下进行示出和描述，但是端密封装置400可以被配置为被包括在各种不同类型的翼型件114和/或提升表面(诸如鸭翼、尾翼面132(图1)(诸如水平尾翼134(图1)或垂直尾翼136(图1))、方向升降舵、翼梢装置130(图1)、或任何其他类型的翼型件114和/或提升表面)中的任何一种中和/或被安装到各种不同类型的翼型件114和/或提升表面(诸如鸭翼、尾翼面132(图1)(诸如水平尾翼134(图1)或垂直尾翼136(图1))、方向升降舵、翼梢装置130(图1)、或任何其他类型的翼型件114和/或提升表面)中的任何一种，并且不限于被耦接到飞行器100的机翼128。此外，尽管端密封装置400在图7、13和19中被示为被安装到如上面描述的翼身融合飞行器106的机翼128，但是目前公开的端密封装置400可以被安装到各种不同类型的固定翼飞行器(包括但不限于如在图33-34中示出并且在上面描述的管翼飞行器102)中的任一种的翼型件114。此外，目前公开的端密封装置400可以被安装到旋翼飞行器、倾斜翼飞行器、垂直起降(VTOL)飞行器和任何其他类型的动力或非动力飞行器的一个或更多个翼型件114。
图63是标绘翼身融合飞行器106(例如，图2和10)在风洞测试期间的迎角500随最大升力系数502(CLmax)变化的曲线图。翼身融合飞行器106在风洞测试期间具有处于装置延伸位置226(图2和12)的Krueger襟翼204。该曲线图示出了迎角500随最大升力系数502变化的两个曲线，包括针对端密封装置400从翼身融合飞行器106省略掉的第一飞行器构造504(类似于在图2中示出的构造)的曲线和针对处于密封延伸位置422的端密封装置400被包括在翼身融合飞行器106中的第二飞行器构造506(类似于在图12中示出的构造)的曲线。如能够看出的，具有端密封装置400的第二飞行器构造506导致最大升力系数502相对于省略掉端密封装置400的第一飞行器构造504的显著增加。
参考图64-69，在每个图中示出了具有处于装置延伸位置226的Krueger襟翼204的翼身融合飞行器106的多个部分。翼身融合飞行器106经受风洞测试，以便测量端密封装置400对发动机进口112上游的位置处的流场的影响。翼身融合飞行器106被取向为使得机翼128在纵向速度的测量期间处于20度的正迎角。纵向速度使用允许流场的光学可视化的粒子图像测速仪来测量。图64-69中的每一图包括根据位于图64-69中的每一个的右下角的纵向速度的图例516图形地图示速度测量的插图514。每个图例516中的纵向速度被分成包括低、中和高的三(3)个速度范围。
在图64-65中，纵向速度在被安装在翼身融合飞行器106的右手侧上的涡轮发动机110上游的第一机身部位508处进行测量。在图64中，端密封装置400从处于与图2的构造类似的构造的翼身融合飞行器106省略掉。图64中的插图514的左下区域图形地图示了大面积的低纵向速度，并且这指示由于位于Krueger襟翼204(图3)的舷内侧上的装置端222(图3)之间的不连续300(例如，图3)而产生的涡流302(图3)的存在。在图65中，处于密封延伸位置422的端密封装置400被安装在处于与图12的构造类似的构造的Krueger襟翼204中的每一个的舷内侧上。图65中的插图514图形地图示了相对大面积的高速纵向速度，其指示由于端密封装置400的添加的涡流302的不存在。
图66-67分别是类似于图64-65的翼身融合飞行器106的视图，但纵向速度在位于第一机身部位508后面的第二机身部位510处进行测量除外。在图66中，端密封装置400从翼身融合飞行器106省略掉，并且导致如在插图514的左下区域中示出的大面积的低纵向速度，并且这指示涡流302的存在。相比之下，在图67中，处于密封延伸位置422的端密封装置400被安装在Krueger襟翼204的舷内侧上，并且导致如在插图514中示出的相对大面积的高速纵向速度，并且这指示涡流302的不存在。
除了纵向速度在位于第二机身部位510后面的第三机身部位512处进行测量外，图68-69分别类似于图66-67。在图68中，插图514中的低纵向速度的面积在尺寸上大于图66的对应插图514，从而指示第三机身部位512处的涡流302的尺寸(例如，直径)相对于第二机身部位510处的涡流302的尺寸的增加。相比之下，在图69中，插图514示出了相对大面积的高速纵向速度，这指示由于端密封装置400的添加导致涡流302的不存在。
参考图70，其示出了改善具有被耦接到飞行器100的翼型件114的高升力装置200的飞行器100的性能的方法600。方法600可以包括将高升力装置200从装置缩回位置224移动到装置延伸位置226的步骤602。例如，该方法可以包括在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间移动前缘缝翼202，如在图9、14、20-22和40-42中示出并且在上面描述的。在另一示例中，该方法可以包括在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间移动Krueger襟翼204，如在图34-37中示出并且在上面描述的。在进一步的示例中，该方法可以包括在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间致动变形前缘206，如在图40-47中示出并且在上面描述的。然而，该方法可以包括在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间致动其他类型的高升力装置200，并不限于致动前缘缝翼202、Krueger襟翼204或变形前缘206。在下面描述的更进一步的示例中，高升力装置200可以在装置延伸位置226中被永久地固定到翼型件114，并且可能不能够移动到装置缩回位置224。
方法600的步骤604可以包括将端密封主体402从密封缩回位置420移动到密封延伸位置422。在密封延伸位置422中，端密封主体402的密封端412可以与当处于装置延伸位置226时的高升力装置200的装置端222对齐。在这方面，在密封端412处的轮廓可以基本上符合或匹配高升力装置200的轮廓。在一些示例中，该方法可以包括使用密封致动器434在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间独立于高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的移动来移动端密封主体402。例如，参考图8-9和13-14，将端密封主体402从密封缩回位置420移动到密封延伸位置422的步骤604可以包括围绕如在图13中示出的密封枢转轴线442旋转端密封主体402。端密封主体402围绕密封枢转轴线442的旋转可以包括使用如上面描述的旋转机构436来旋转端密封主体402。在一些示例中，旋转机构436可以被配置为旋转端密封主体402，使得至少当端密封主体402处于密封延伸位置422时，密封主体后缘410被维持与翼型件上表面120接触以防止其间的气流。
参考图20-28，在进一步的示例中，将端密封主体402从密封缩回位置420移动到密封延伸位置422的步骤604可以包括沿着翼展方向将在密封缩回位置420中被容纳在高升力装置200内的端密封主体402至少部分伸缩地移动出高升力装置200的装置端222。如上面描述的，端密封主体402可以在装置缩回位置224中和/或在高升力装置200从装置缩回位置224到装置延伸位置226的部署期间被容纳在高升力装置200内。端密封主体402可以被伸缩地移动出装置端222，至少直至密封主体翼展方向部分404接触飞行器100的翼型件前缘118和/或飞行器主体108，如在图24中示出的。参考图28，伸缩地移动端密封主体402可以如在上面描述的那样使用如在上面描述的用于在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间线性地平移端密封主体402的伸缩致动机构444来执行。
参考图35-39和40-43，在进一步的示例中，将端密封主体402从密封缩回位置420移动到密封延伸位置422的步骤604可以包括沿大致弦向方向相对于翼型件前缘118和/或在翼型件前缘118上面(诸如沿着翼型件上表面120)移动端密封主体402。例如，其中高升力装置200被配置为如在图40和42中示出的前缘缝翼202，端密封主体402的移动可以大致平行于前缘缝翼202的移动方向。在一些示例中，沿大致弦向方向移动端密封主体402的步骤可以包括使用弦向致动机构448(包括被安装到翼型件前缘118的密封致动器434)来移动端密封主体402。例如，如在图43中示出的，弦向致动机构448可以包括用于实现端密封主体402在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间的弦向移动的弓形引导轨道238和密封致动器434(例如，电动马达)。对于其中高升力装置200被配置为如在图35-37中示出的Krueger襟翼204的示例，端密封主体402(例如，图38)的枢转移动可以使用如在图38中示出的密封致动器434来执行。
在一些示例中，在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间移动端密封主体402的步骤604可以与步骤602中的高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的移动同时被执行。例如，如在图39中示出的，Krueger襟翼204的装置端222可以诸如通过使用机械紧固件416被刚性地耦接到端密封主体402的密封端412。通过装置致动器234的Krueger襟翼204的致动可以引起端密封主体402与Krueger襟翼204一致地被致动。然而，在其他示例中，端密封主体402可以不被耦接到高升力装置200，使得端密封主体402可以独立于高升力装置200被移动。在一些示例中，端密封主体402可以通过密封致动器434独立于高升力装置200通过装置致动器234的致动，但是与其同时被致动。在密封缩回位置420与密封延伸位置422之间移动端密封主体402的步骤604可以在高升力装置200在装置缩回位置224与装置延伸位置226之间的移动之前后或之后被执行。在更进一步的示例中，端密封主体402在密封缩回位置420和/或密封延伸位置422之间的移动的正时可以与高升力装置200在装置缩回位置224和/或装置延伸位置226之间的移动的正时至少部分地重叠。
方法600的步骤606包括使气流(例如，在飞行期间)在位于处于装置延伸位置226的高升力装置200的装置端222附近的端密封装置400上面经过。如上面描述的，处于密封延伸位置422的端密封主体402被配置为填充要不然如果端密封主体402被省略则在翼型件前缘118与装置端222之间发生的不连续300(图3)。如上面提到的，当端密封主体402处于密封延伸位置422并且高升力装置200处于装置延伸位置226时，密封端412可以处于与装置端222的抵靠和/或接触关系。
简短地参考图18，在一些示例中，该方法可以包括至少当端密封主体402和高升力装置200分别处于密封延伸位置422和装置延伸位置226时使用界面密封元件414防止密封端412与装置端222之间的气流。如上面描述的，界面密封元件414可以是被固定地耦接到密封端412和/或到装置端222的非承载元件。界面密封元件414可以由弹性可压缩材料形成，其防止在密封端412与装置端222之间的气流，要不然该气流会干扰气流并且潜在地引起小涡流302的形成。
简短地参考图24-27，在一些示例中，该方法可以包括至少当端密封主体402处于密封延伸位置422时，使用间隙密封元件430防止端密封主体402的密封主体翼展方向部分404与翼型件114的翼型件上表面120之间的气流。密封主体翼展方向部分404与翼型件上表面120之间的这种气流可以干扰翼型件114上面的正常气流。如上面提到的，间隙密封元件430可以沿着密封主体翼展方向部分404在端密封主体402的内表面上延伸，并且可以经由粘结和/或机械紧固被耦接到端密封主体402。在一个示例中，间隙密封元件430可以被包括在如在图25-27、41和43中示出的端密封主体402的缝翼构造上。间隙密封元件430可以密封在密封主体翼展方向部分404与翼型件上表面120之间发生的间隙429(例如，图43)，并且可以结合高升力装置200来使用，当高升力装置处于装置延伸位置时，所述高升力装置200被配置为形成高升力装置200与翼型件上表面120之间的间隙429(图42)，如在图42中示出并且在上面描述的。
简短地参考图52-62，在一些示例中，高升力装置200可以是不可移动的，并且可以被永久地固定在装置延伸位置226中。例如，图52-57图示了翼型件前缘118上的可以被永久地固定在装置延伸位置226中的前缘封套218。图58-62图示了翼型件前缘118上的可以被永久地固定在装置延伸位置226中的固定狭槽216。对于具有被永久地固定在装置延伸位置226中的高升力装置200的飞行器100，端密封主体402可以被可选地固定在密封延伸位置422中，并且可能不能够被移动到密封缩回位置420内。如在图52-62中示出的，这种端密封装置400可以与翼型件114和/或高升力装置200的装置端222一体地形成或被固定地安装到翼型件114和/或高升力装置200的装置端222，并且可以由此填充要不然将会在翼型件前缘118与高升力装置200的装置端222之间发生的不连续300。
方法600的步骤608包括使用端密封装置400减轻由于要不然在密封端412与翼型件前缘118和/或飞行器主体108的横向相邻部分之间发生的不连续300(图3)而导致的由气流产生的涡流302。有利地，如在上面讨论的并且如在图64-69中图形地图示的，端密封主体402可以填充不连续300，并且由此产生装置端222与翼型件前缘118和/或飞行器主体108的所述部分之间的平滑的非突然的过渡。通过填充不连续300，端密封主体402可以防止涡流302的形成。此外，端密封主体402可以防止或减少要不然会由于不连续300而发生的气流的扰乱。如在图63中图形地图示的，对于具有处于装置延伸位置226的高升力装置200的飞行器100，端密封装置400的添加可以导致最大升力系数相对于省略掉端密封装置400的飞行器100的最大升力系数的显著增加。
进一步地，本公开包含根据以下条款的实施例：
1.一种用于具有飞行器主体(108)的飞行器(100)的翼型件(114)的翼型件前缘(118)上的高升力装置(200)的端密封装置(400)，包含：
端密封主体(402)，其被配置为被耦接到所述翼型件(114)，并且具有密封主体翼展方向部分(404)和密封端(412)；
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置延伸位置(226)时处于密封延伸位置(422)；以及
当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)并且所述高升力装置(200)处于所述装置延伸位置(226)时，所述密封主体翼展方向部分(404)被设置在所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)附近，并且所述密封端(412)被布置在所述高升力装置(200)的装置端(222)附近，处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)。
2.根据条款1所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置缩回位置(224)时处于密封缩回位置(420)。
3.根据条款2所述的端密封装置(400)，其中所述端密封主体(402)被配置为根据以下中的一个从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)：
所述端密封主体(402)围绕位于所述端密封主体(402)的枢转端(440)处的密封枢转轴线(442)的旋转；
所述端密封主体(402)从所述高升力装置(200)的翼展方向伸缩；
所述端密封主体(402)相对于所述翼型件前缘(118)的弦向移动；以及
所述端密封主体(402)从所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)的横向地位于所述装置端(222)附近的部分的变形。
4.根据条款2所述的端密封装置(400)，进一步包括：
密封致动器(434)，其被配置为在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)。
5.根据条款1所述的端密封装置(400)，其中：
所述密封端(412)被配置为被直接耦接到所述装置端(222)。
6.根据条款1所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为不被耦接到所述高升力装置(200)，使得所述端密封主体(402)独立于所述高升力装置(200)移动。
7.根据条款1所述的端密封装置(400)，其中：
处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)在所述密封端(412)处具有与处于所述装置延伸位置(226)的所述高升力装置(200)在所述装置端(222)处的轮廓互补的轮廓。
8.根据条款1所述的端密封装置(400)，进一步包括：
界面密封元件(414)，其位于所述密封端(412)与所述装置端(222)之间，并且被配置为至少当所述端密封装置(400)和所述高升力装置(200)分别处于所述密封延伸位置(422)和所述装置延伸位置(226)时防止所述密封端(412)与所述装置端(222)之间的气流。
9.根据条款1所述的端密封装置(400)，进一步包括：
间隙密封元件(430)，其沿着所述密封主体翼展方向部分(404)延伸，并且被配置为至少当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)时将所述密封主体翼展方向部分(404)密封到所述翼型件上表面(120)。
10.一种飞行器(100)，包含：
飞行器主体(108)；
至少一个翼型件(114)，其具有在翼型件前缘(118)上的高升力装置(200)；
端密封装置(400)，其包括：
端密封主体(402)，其被配置为被耦接到所述翼型件(114)，并且具有密封主体翼展方向部分(404)和密封端(412)；
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置延伸位置(226)时处于密封延伸位置(422)；以及
当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)并且所述高升力装置(200)处于所述装置延伸位置(226)时，所述密封主体翼展方向部分(404)被设置在所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)附近，并且所述密封端(412)被布置在所述高升力装置(200)的装置端(222)附近，处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)。
11.根据条款10所述的飞行器(100)，其中：
所述飞行器(100)是管翼飞行器(102)和翼身融合飞行器(106)中的一个。
12.根据条款10所述的飞行器(100)，其中：
所述至少一个翼型件(114)包含均具有至少一个高升力装置(200)的一对机翼(128)；以及
所述飞行器(100)具有至少一个涡轮发动机(110)，所述至少一个涡轮发动机(110)具有位于所述一对机翼(128)下游的发动机进口(112)。
13.一种改善具有飞行器主体(108)和被耦接到翼型件(114)的高升力装置(200)的飞行器(100)的性能的方法(600)，包含：
使气流在位于处于装置延伸位置(226)的所述高升力装置(200)的装置端(222)附近的端密封主体(402)上面经过，所述端密封主体(402)处于密封延伸位置(422)，并且填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)；以及
使用所述端密封主体(402)减轻要不然由于所述不连续(300)而由所述气流产生的涡流(302)。
14.根据条款13所述的方法(600)，进一步包括在使所述气流在所述端密封主体(402)上面经过之前的以下步骤：
将所述高升力装置(200)从装置缩回位置(224)移动到所述装置延伸位置(226)；以及
将所述端密封主体(402)从密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)。
15.根据条款14所述的方法(600)，其中将所述端密封主体(402)从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)的步骤包含以下中的一个：
围绕位于所述端密封主体(402)的枢转端(440)处的密封枢转轴线(442)旋转所述端密封主体(402)；
从所述高升力装置(200)伸缩地移动所述端密封主体(402)；
沿大致弦向方向相对于所述翼型件前缘(118)移动所述端密封主体(402)；以及
将所述端密封主体(402)从所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)的横向地位于所述装置端(222)附近的部分变形。
16.根据条款14所述的方法(600)，其中将所述端密封主体(402)从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)的步骤包含：
独立于所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动，在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)。
17.根据条款14所述的方法(600)，其中：
在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)与所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动同时被执行。
18.根据条款14所述的方法(600)，其中：
在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)在所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动之前或之后被执行。
19.根据条款13所述的方法(600)，进一步包括：
至少当所述端密封装置(400)和所述高升力装置(200)分别处于所述密封延伸位置(422)和所述装置延伸位置(226)时，使用界面密封元件(414)防止所述端密封主体(402)的密封端(412)与所述高升力装置(200)的所述装置端(222)之间的气流。
20.根据条款13所述的方法(600)，进一步包括：
至少当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)时，使用间隙密封元件(430)防止密封主体翼展方向部分(404)与所述翼型件上表面(120)之间的气流。
已经从前述说明书和相关附图所示的教导中受益的本公开所属领域的技术人员将想到关于本公开的很多修改和其他配置。在此描述的配置旨在是图示性的并且不旨在是限制性的或详尽的。虽然在此利用了具体的术语，但是它们仅以概括性和描述性意义被使用并且不是为了限制的目的。

Claims (15)

1.一种用于具有飞行器主体(108)的飞行器(100)的翼型件(114)的翼型件前缘(118)上的高升力装置(200)的端密封装置(400)，包含：
端密封主体(402)，其被配置为被耦接到所述翼型件(114)，并且具有密封主体翼展方向部分(404)和密封端(412)；
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置延伸位置(226)时处于密封延伸位置(422)；以及
当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)并且所述高升力装置(200)处于所述装置延伸位置(226)时，所述密封主体翼展方向部分(404)被设置在所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)附近，并且所述密封端(412)被布置在所述高升力装置(200)的装置端(222)附近，处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)。
2.根据权利要求1所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置缩回位置(224)时处于密封缩回位置(420)。
3.根据权利要求2所述的端密封装置(400)，其中所述端密封主体(402)被配置为根据以下中的一个从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)：
所述端密封主体(402)围绕位于所述端密封主体(402)的枢转端(440)处的密封枢转轴线(442)的旋转；
所述端密封主体(402)从所述高升力装置(200)的翼展方向伸缩；
所述端密封主体(402)相对于所述翼型件前缘(118)的弦向移动；以及
所述端密封主体(402)从所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)的横向地位于所述装置端(222)附近的部分的变形。
4.根据权利要求2或3所述的端密封装置(400)，进一步包括：
密封致动器(434)，其被配置为在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)，其中所述密封端(412)被配置为被直接耦接到所述装置端(222)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为不被耦接到所述高升力装置(200)，使得所述端密封主体(402)独立于所述高升力装置(200)移动。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，其中：
处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)在所述密封端(412)处具有与处于所述装置延伸位置(226)的所述高升力装置(200)在所述装置端(222)处的轮廓互补的轮廓。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，进一步包括：
界面密封元件(414)，其位于所述密封端(412)与所述装置端(222)之间，并且被配置为至少当所述端密封装置(400)和所述高升力装置(200)分别处于所述密封延伸位置(422)和所述装置延伸位置(226)时防止所述密封端(412)与所述装置端(222)之间的气流；以及
间隙密封元件(430)，其沿着所述密封主体翼展方向部分(404)延伸，并且被配置为至少当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)时将所述密封主体翼展方向部分(404)密封到所述翼型件上表面(120)。
8.一种改善具有飞行器主体(108)和被耦接到翼型件(114)的高升力装置(200)的飞行器(100)的性能的方法(600)，包含：
使气流在位于处于装置延伸位置(226)的所述高升力装置(200)的装置端(222)附近的端密封主体(402)上面经过，所述端密封主体(402)处于密封延伸位置(422)，并且填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)；以及
使用所述端密封主体(402)减轻要不然由于所述不连续(300)而导致的由所述气流产生的涡流(302)。
9.根据权利要求8所述的方法(600)，在使所述气流在所述端密封主体(402)上面经过之前进一步包括以下步骤：
将所述高升力装置(200)从装置缩回位置(224)移动到所述装置延伸位置(226)；以及
将所述端密封主体(402)从密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)。
10.根据权利要求9所述的方法(600)，其中将所述端密封主体(402)从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)的步骤包含以下中的一个：
围绕位于所述端密封主体(402)的枢转端(440)处的密封枢转轴线(442)旋转所述端密封主体(402)；
从所述高升力装置(200)伸缩地移动所述端密封主体(402)；
沿大致弦向方向相对于所述翼型件前缘(118)移动所述端密封主体(402)；以及
将所述端密封主体(402)从所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)的横向地位于所述装置端(222)附近的部分变形。
11.根据权利要求9或10所述的方法(600)，其中将所述端密封主体(402)从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)的步骤包含：
独立于所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动，在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)。
12.根据权利要求9或10所述的方法(600)，其中：
在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)与所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动同时被执行。
13.根据权利要求9或10所述的方法(600)，其中：
在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)在所述高升力装置(200)在所述装置缩回位置(224)与所述装置延伸位置(226)之间的移动之前或之后被执行。
14.根据权利要求8至10中任一项所述的方法(600)，进一步包括：
至少当所述端密封装置(400)和所述高升力装置(200)分别处于所述密封延伸位置(422)和所述装置延伸位置(226)时，使用界面密封元件(414)防止所述端密封主体(402)的密封端(412)与所述高升力装置(200)的所述装置端(222)之间的气流。
15.根据权利要求8至10中任一项所述的方法(600)，进一步包括：
至少当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)时，使用间隙密封元件(430)防止密封主体翼展方向部分(404)与所述翼型件上表面(120)之间的气流。
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