CN110612251B - 具有可变外形的翼型形状主体 - Google Patents

Abstract

一种具有可变外形的翼型形状主体，包括：第一蒙皮，限定吸力表面；第二蒙皮，限定压力表面并且至少在翼型形状主体的前缘和/或后缘处连接到第一蒙皮；至少一个细长加强梁，被布置在翼型形状主体的腔内侧并被固定到所述第一蒙皮和所述第二蒙皮中的至少一个，加强梁至少包括一个接一个地布置的第一梁区段和第二梁区段、以及布置在梁区段的端部之间并与其连接的连接构件，所述连接构件适于通过弹性变形而允许梁区段之间的相对运动；和与所述细长加强梁可操作地关联的致动器，其中，在操作致动器时，第一梁区段相对于第二梁区段运动，反之亦然，从而改变梁区段相对于彼此的取向，这导致翼型形状主体的可变外形的变化。

Description

具有可变外形的翼型形状主体

技术领域

本发明尤其但不仅限于涉及一种具有可变外形的翼型形状主体。

背景技术

例如，飞机机翼通常具有可独立运动的机翼部件，比如襟翼、缝翼、方向舵、升降舵、副翼、扰流板等。这些可运动机翼部件可以例如被安装在机翼的后缘或前缘，并且可以相对于机翼的主要不可偏转部件向上或向下枢转。

这种可运动机翼部件的缺点之一是它们需要相对较重、复杂且昂贵的结构。该结构通常具有高的部件数和相对频繁的维护间隔。最重要的是，当所述可运动机翼部件偏转时，主翼的与可运动机翼部件邻接的弯曲部分的局部半径通常相对较小。这导致流过主体的空气的提前分离，并因此导致较低的升力和较高的阻力。与提前分离问题相关的是由该提前分离引起的噪声。

为了解决上述问题中的至少一个，飞机工业提出了所谓的变形机翼结构的不同概念：具有可变外轮廓的机翼，同时具有光滑的符合空气动力学原理的表面，尤其是具有不间断的上机翼表面。在US 6.491.262、US 7.384.016和EP 2 423 104中公开了示例。

本发明寻求提供一种具有可变外轮廓的替代翼型形状主体。

发明内容

因此，提出了根据权利要求1的具有可变外形的翼型形状主体。

由于本发明涉及翼型形状主体，所以空气在该主体上面流动，由此在第一蒙皮和第二蒙皮之间产生压力差。第一蒙皮位于相对压力低的一侧，即吸力侧，并且在本领域中也称为上蒙皮。第二蒙皮位于主体的相对压力高的一侧，即压力侧，并且在本领域中也称为下蒙皮。当翼型形状主体是对称的时，例如当翼型形状主体是飞机的竖直尾翼时，什么是第一侧和什么是第二侧取决于翼型形状主体相对于气流的侧滑角度。翼型形状主体的示例是飞机机翼及其部件，例如扰流板、襟翼、缝翼、方向舵、升降舵、副翼、翼尖、小翼等，但也可以是风力涡轮机叶片及其部件。

第一蒙皮和第二蒙皮之间的压力差将分散的载荷引入到第一蒙皮和第二蒙皮上。这些载荷可以高达20.000N/m²，当利用翼型形状主体或包括所述主体的装置进行操纵时甚至更高。为了能够承受这种载荷，翼型形状主体在其内侧通过梁区段(例如细长加强梁)进行了加固。这些梁区段至少部分地承载在主体的蒙皮上引入的载荷。主体中可以存在多于一个的细长加强梁。例如，可以在飞机机翼的展向(spanwise)方向上存在多个肋，不同的肋基本上彼此平行并且沿弦向方向布置，例如在肋之间存在150-300mm的间距。替代地，沿着飞机机翼的弦向(chordwise)方向可以存在多个翼梁，不同的翼梁基本上彼此平行并且沿展向方向布置。

第一蒙皮和第二蒙皮一起形成翼型形状主体的外轮廓，并且例如可以在主体的前缘和/或后缘处被连接。优选地，翼型形状主体的外轮廓是弯曲的，其中第一蒙皮和第二蒙皮都具有曲率。通过使梁区段相对于彼此运动，可以局部改变该曲率。例如，翼型轮廓的后缘可以向下枢转，从而增加第一蒙皮的曲率。替代地，机翼的翼尖可以向上或向下枢转，通过使梁区段相对于彼此枢转来改变第一蒙皮的曲率。本领域技术人员将理解，当第一蒙皮的曲率改变时，第二蒙皮的形状(例如曲率)也改变。

优选地，连接元件仅被连接至梁区段，而不连接至蒙皮。于是在蒙皮的内侧、连接元件和梁区段之间存在间隙或空白空间。该空白空间局部地降低了蒙皮的刚度，使得该蒙皮可以有利地弯曲并改变形状，从而使翼型形状主体的外轮廓可变。

用于改变梁区段的取向的致动器可以是任何合适的致动器。致动器可以例如作用在梁区段上，使它们相对于彼此枢转。通过连接构件的弹性变形允许梁区段的这种枢转。替代地，例如，当连接构件由形状记忆材料制成时，致动器可以直接作用在该连接构件上。优选地，由致动器施加在蒙皮，和/或连接构件，和/或加强梁上的载荷是平缓的，即分布在相对大的区域上。

根据本发明的比如加强梁的梁区段可以在翼型形状主体内在不同方向上延伸。在本发明的可能的实施例中，至少一个梁区段(例如，细长加强梁)是在飞机机翼的弦向方向上布置的肋。在本发明的另一个或同一实施例中，至少一个梁区段(例如，细长加强梁)是在飞机机翼的展向方向上布置的翼梁。

需要注意的是，第一梁区段并不总是与第一蒙皮关联，并且类似地，第二梁区段并不总是与第二蒙皮关联。在可想到的实施例中，第一梁区段和第二梁区段都被固定到第一蒙皮或第二蒙皮，或同时被固定到第一蒙皮和第二蒙皮。然而，其中第一梁区段被固定到第一蒙皮并且第二梁区段被固定到第二蒙皮，或者其中第一梁区段被固定到第二蒙皮并且第二梁区段被固定到第一蒙皮的实施例是可能的。

需要注意的是，以上文本提到了第一梁区段、连接构件和第二梁区段。完全可以想到的是，第一梁区段、连接构件和第二梁区段形成为一体，从而形成细长梁。在下文中，使用词语“第一梁区段”、“连接构件”和“第二梁区段”。这些词语可以替代地解释为“第一梁部分”、“连接部分”和“第二梁部分”。

在本发明的可能的实施例中，梁区段在翼型形状主体的展向方向上基本上彼此平行地布置，并且在翼型形状主体的弦向方向上彼此间隔开。例如，由连接构件的凸缘的取向限定的连接构件的纵向方向可以横向于梁区段的纵向方向布置。

在本发明的替代实施例中，两个梁区段一个接一个地布置，并且限定了细长加强梁，其中，连接构件被布置在梁区段的端部之间。例如，梁区段可以在翼型形状主体的弦向方向或展向方向上基本上成排布置。

在本发明的实施例中，主体包括基本上彼此平行地延伸的多个间隔开的细长加强梁，其中不同加强梁的至少第一梁区段是互相连接的，或者不同加强梁的第二梁区段是互相连接的。例如，当主体是飞机机翼时，所述机翼的多个肋可各自包括通过连接构件连接在一起的至少两个肋区段。从展向方向看，连续的肋然后交替地连接到第一蒙皮或第二蒙皮。更具体地，一个肋可以被固定到机翼的第一蒙皮，而从机翼的展向方向看，连续的肋被连接到机翼的第二蒙皮。然后将另一个连续的肋连接到机翼的第一蒙皮等。然后，不同肋中的最向后的肋区段，即，不同肋的最靠近飞机/机翼后端布置的肋区段，例如通过杆互相连接，而不同肋中的最向前的肋区段也可以互相连接，并且如果存在的话，在最向前的肋区段与最向后(后面的)的肋区段之间的其他对应的肋区段也可以互相连接。在该实施例中，第一蒙皮和第二蒙皮均优选形成为一体。

在本发明的另一替代实施例中，梁区段基本上彼此垂直地布置，两个梁区段中的一个布置在弦向方向上，两个梁区段中的另一个布置在展向方向上。

在本发明的可能的实施例中，第一梁区段相对于第二梁区段的运动至少包括枢转运动。由柔性连接构件限定的枢转轴线优选地基本上平行于主体的蒙皮，并且可以例如在飞机机翼中在弦向方向或展向方向上横向于细长加强梁的取向延伸。第一梁区段相对于第二梁区段的偏转角的绝对值，通常在1和20度之间，比如在10和15度之间，反之亦然，其中可以想到的是，可以利用根据本发明的翼型形状主体实现连续的偏转角范围。

完全可以想到的是，至少一个另外的，即两个或更多个连接元件被布置在细长加强梁中，并且加强梁包括至少一个另外的，即多于两个的梁区段，使得在第一梁区段和最后一个梁区段之间的角度取向的差可以超过前述的20度。

在本发明的可能的实施例中，连接构件在从第一蒙皮到第二蒙皮的方向(例如与连接构件的中心轴线一致的方向)上是刚性的。例如，当翼型形状主体是飞机机翼时，第一蒙皮和第二蒙皮将在基本上垂直于蒙皮的方向上被高度加载。在第一梁区段和第二梁区段彼此间隔开，例如一个接一个地布置的情况下，两个梁区段之间有间隙(例如纵向间隙)。该间隙导致应力集中。因此，连接构件在垂直于第一蒙皮和第二蒙皮的方向上有利地是相对刚性的，从而允许其被加载剪切力并承载作用在蒙皮上的一些力。这减少了间隙周围的应力集中。尽管连接构件在从第一蒙皮到第二蒙皮的方向上可以是相对刚性的，但是连接构件在所述方向上的刚性通常小于梁区段的刚性。

在本发明的可能的实施例中，第一梁区段和第二梁区段在翼型形状主体的弦向方向或展向方向上基本上成排布置。梁区段可以彼此间隔开，从而在它们之间限定出纵向间隙。梁区段被描述为彼此“成排”布置，尽管梁区段被固定到其上的蒙皮通常是弯曲的，并且梁区段布置所沿的“排”可以是弯曲的。

例如，梁区段都可以基本上在翼型形状主体的弦向方向上布置。替代地或同时地，梁区段都可以基本上在翼型形状主体的展向方向上布置。

在本发明的可能的实施例中，在第一蒙皮和/或第二蒙皮中引入的曲率半径为至少150mm。从空气动力学的角度来看，期望气流附着到翼型形状主体上直到大迎角。这可以通过使翼型形状主体的外形逐渐变化而没有扭结、间隙或尖锐边缘，并通过使第一蒙皮光滑来实现。这可以通过使蒙皮的相对较大的曲率半径大于150mm，比如在250mm和500mm之间来实现。用于改变翼型形状主体的曲率的大多数(如果不是全部的话)已知的系统以更小的曲率半径对偏转的翼型部件的外形施加更急剧的、更不平缓的变化。在一些已知的系统中，在第一蒙皮中甚至存在缝隙以允许枢转运动。

在本发明的可能的实施例中，第一蒙皮或上蒙皮形成为一体，从而得到光滑的、符合空气动力学原理的、不间断的第一蒙皮。与常规机翼-襟翼系统相比，这是有利的，在常规机翼-襟翼系统中，当襟翼偏转时，主翼和襟翼之间通常存在间隙。

在本发明的可能的实施例中，第二蒙皮或下蒙皮，例如在加强梁的纵向方向上，由多个蒙皮部件组成，这些蒙皮部件通过缝隙间隔开并且相对于彼此可枢转，其中，所述多个蒙皮部件中的每一个被固定到所述第一梁区段和第二梁区段中的一个上，其中多个蒙皮部件通过各自的梁区段和连接构件彼此间接地连接，并且其中缝隙被布置在连接构件所在的区域中。翼型形状主体中需要一定的柔性，以使其外形变化。在该实施例中，这种柔性由多个蒙皮部件提供，这些蒙皮部件被允许相对于彼此枢转。因此，第二蒙皮和第一蒙皮可以在后缘处被连接。

当第二蒙皮由多个蒙皮部件构成时，有利的是第一梁区段和第二梁区段以其一侧固定到第一蒙皮，并以其相反的另一侧固定到第二蒙皮部件。这间接地将蒙皮部件连接在一起，并得到相对刚性/刚硬的翼型形状主体，该主体最适合承载机翼的升力。

在本发明的替代实施例中，第二蒙皮或下蒙皮形成为一体。当第一蒙皮和第二蒙皮均形成为一体时，主体相对刚硬并且相对难以改变其形状。因此，在第一蒙皮和第二蒙皮均形成为一体的实施例中，可以想到在主体的后缘处存在柔性元件，例如弹性体元件。然后，该元件将第一蒙皮和第二蒙皮的端部连接在一起，同时还提供了所需的柔性以使主体的外形可能发生变化。为了进一步增加柔性，在该实施例中，梁区段有利地被固定到仅一个蒙皮。即，一个加强梁的相应的第一梁区段和第二梁区段均被固定到第一蒙皮或均被固定到第二蒙皮。

在本发明的可能的实施例中，第一蒙皮是机翼的上蒙皮，并且第二蒙皮是机翼的下蒙皮。

在本发明的可能的实施例中，连接构件包括具有闭合边界的中空轮廓。闭合边界在横向于第一蒙皮和第二蒙皮的方向上赋予连接构件刚度，使得连接构件能够承载由主体产生的升力。中空轮廓赋予连接构件柔性以在加强梁的纵向方向上变形。

在本发明的另一实施例中，连接构件包括管状部件，该管状部件的中心轴线横向于梁区段(比如加强梁)的纵向方向延伸。于是，沿着管状部件的中心轴线限定的管状部件的高度小于第一蒙皮和第二蒙皮之间的垂直距离，而管状部件的直径小于或基本上等于沿纵向方向测量的梁区段之间的纵向间隙的长度。

在本发明的另一实施例中，管状部件具有相反的径向附接凸缘，该相反的径向附接凸缘从管状部件的相反侧向外延伸以将连接构件连接至梁区段，相反的径向附接凸缘限定了连接构件的纵向方向。例如，径向附接凸缘可各自连接至第一梁区段和第二梁区段的相应端部。梁区段可以例如利用粘合剂材料、利用铆钉连接到连接构件，或者它们可以被焊接在一起。更具体地，连接构件和梁区段可以利用超声焊接方法被连接在一起。

在该实施例中，连接构件的管状部件可以例如具有圆锥形状，其中，管状部件的一端的直径大于管状部件的另一端的直径。

更具体地，在该实施例中，如果管状部件在其面对第一上蒙皮的端部处比在其面对第二下蒙皮的端部处更窄，则可能是有利的。当要增加第一蒙皮的曲率时，这是特别有利的。在特定的非限制性示例中，飞机机翼的后缘或前缘适于向下旋转。在该示例中，利用连接构件的圆锥形状的管状部件更容易实现该向下旋转，其中面对第一蒙皮的端部比面对第二蒙皮的端部更窄。

在本发明的一个实施例中，连接构件的管状部件具有圆滑的横截面，例如圆形横截面或椭圆形横截面。

在本发明的替代实施例中，管状部件具有多边形横截面，优选地为六边形横截面。

在本发明的可能的实施例中，在连接构件所在的区域中的第一蒙皮具有减小的厚度。在所述区域中第一蒙皮的减小的厚度使得第一蒙皮的形状更容易变形，并因此更容易改变主体的外形。

在本发明的可能的实施例中，连接构件由热塑性复合纤维材料制成。与热固性材料相比，热塑性材料是优选的，因为热固性材料更坚硬，并且与反复改变热塑性材料的形状相比，反复改变热固性材料的形状会对材料造成更大的损坏。然而，可以用热固性复合纤维材料制成连接构件。使用复合纤维材料的优点是，与例如金属相比，这些材料通常不易疲劳。然而，可以使用任何不易疲劳的材料，比如热塑性纤维材料、热固性纤维材料、金属或任何其他类型的材料。

在本发明的可能的实施例中，梁区段由热塑性或热固性复合纤维材料制成。当连接构件也由复合纤维材料(比如热塑性复合纤维材料)制成时，这是特别有利的。于是，在部件的制造过程中，例如通过超声焊接，可以容易地将两个部件连接在一起，从而在梁区段和连接构件之间形成牢固、强劲且相对便宜的连接。

在本发明的可能的实施例中，当连接构件和梁区段均由复合纤维材料制成时，连接构件的复合纤维材料包含比相关梁区段的复合纤维材料的纤维短的纤维。这确保与梁区段相比，连接构件为相对柔性的，使得当致动器被启动时仅连接构件发生弹性变形。

在本发明的另一实施例中，连接构件是压缩或注射成型的部件，其中，优选地，具有相对较短的纤维的材料被注射到模具中。

在本发明的替代实施例中，连接构件例如通过增材制造工艺至少部分地由钛制成。

在本发明的另一实施例中，至少梁区段和连接构件形成为一体，例如，形成包括第一梁部分、连接部分和第二梁部分的细长梁区段。

本发明进一步涉及一种具有可变形状的连接构件，该连接构件被配置成布置在至少两个梁区段之间、翼型形状主体的腔内侧，并且被连接至所述两个梁区段，所述连接构件适于通过所述连接构件的弹性变形允许所述梁区段之间的相对运动。

本发明进一步涉及一种飞机机翼或机翼部件，该飞机机翼或机翼部件包括如上所述的具有翼弦方向和翼展方向的上述翼型形状主体，其中，梁区段中的至少一个是在机翼的翼弦方向上延伸的肋。

替代地，本发明还涉及一种飞机机翼或机翼部件，该飞机机翼或机翼部件包括如上所述的具有翼弦方向和翼展方向的翼型形状主体，其中，梁区段中的至少一个是在机翼的翼展方向上延伸的翼梁。

在飞机机翼中，主体的可变外形可以位于前缘和/或后缘附近或处。

而且，飞机机翼通常具有翼尖或小翼。主体的可变外形可以另外地或替代地位于所述飞机机翼的翼尖或小翼附近或处。

需要注意的是，词语“飞机机翼”不仅仅涉及飞机的主翼。在非限制性列表中，竖直尾翼、水平尾翼和前翼也被认为是飞机机翼。

类似地，机翼部件可以是机翼的任何部件，比如襟翼、副翼、升降舵、小翼、缝翼、方向舵、扰流板、减速板、襟副翼等。

在特定的实施例中，根据本发明的翼型形状主体形成飞机主翼、飞机的竖直尾翼、飞机的水平尾翼、旋翼飞行器的叶片或风力涡轮机叶片(的一部分)。然后，连接构件可以例如被布置在所述主体的前缘附近或后缘附近。

本发明的这些方面和其他方面将更容易被领会，因为它们通过参考下面的详细说明并结合附图考虑而变得更好理解，在附图中，相同的附图标记表示相同的部件。

附图说明

图1示意性地示出包括多个细长加强梁的翼型形状主体的一部分，

图2示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的第一实施例的详细视图，

图3示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的第二实施例的详细视图，

图4示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的连接构件、两个梁区段和蒙皮的组件，

图5示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的连接构件和两个梁区段在其未变形状态下的组件，

图6示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的连接构件和两个梁区段在其变形状态下的组件，

图7示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的连接构件和两个梁区段的组件的沿纵向方向的截面视图，

图8示意性地示出根据本发明的处于未变形以及一种可能的变形形状的翼型形状主体，

图9示意性地示出根据本发明的布置在翼型轮廓的前缘附近的翼型形状主体，

图10示意性地示出根据本发明的布置在翼型轮廓的后缘附近的翼型形状主体，

图11示意性地示出根据本发明的布置在机翼的翼尖附近的翼型形状主体，

图12A示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的蒙皮、两个梁区段和一组连接构件，

图12B示意性地示出根据本发明的翼型形状主体的另一实施例。

具体实施方式

参考图2和图3，描述根据本发明的翼型形状主体1、101的第一实施例和第二实施例。下面将在飞机机翼的背景下描述两个实施例，其中，根据本发明的主体1、101被布置在所述飞机机翼的后缘3附近。这样，图2和图3示出在飞机机翼的弦向方向上的局部翼型截面。在飞机机翼的背景下，在弦向方向上布置的梁通常被称为肋，因此，在下文中使用该术语。此外，参照图2和图3，第一蒙皮7将被称为上蒙皮，并且第二蒙皮6将被称为下蒙皮。

然而，需要注意的是，本发明不限于飞机机翼。根据本发明的主体还可以应用于例如风力涡轮机的涡轮机叶片、直升机的转子叶片或受益于可变外形的任何其他翼型形状表面。

图2示出根据本发明的翼型形状主体1的第一实施例。主体具有压力相对较低的吸力侧5和压力相对较高的压力侧4。吸力侧5由主体的上蒙皮7限定，并且压力侧4由主体1的下蒙皮6限定。

需要注意的是，在图2中，下蒙皮6和上蒙皮7基本上都是直的。一般地，这些表面将通常是弯曲的或成曲线的，上蒙皮7具有大致凸起的形状，即具有正曲率，而下蒙皮6的形状取决于特定的翼型几何形状，是凸起的、凹入的或具有更复杂的形状。

布置在翼型形状主体1的腔内侧的是细长加强肋8。在图2中，肋8在主体的弦向方向上延伸，并且以顶侧固定到上蒙皮7，以前侧固定到后翼梁12。肋8为翼型形状主体1的上蒙皮7提供刚度。需要注意的是，在所示的截面中，肋8仅被连接到上蒙皮7，而没有连接到下蒙皮6。

肋8包括第一肋区段8a和第二肋区段8b。肋区段8a、8b一个接一个地布置。在图2中，肋区段8a、8b基本被布置成一行，其中肋区段8a、8b的两个面对的端部间隔开，并且在它们之间存在纵向间隙8c。该纵向间隙8c通过连接构件9被部分地桥接，该连接构件9布置在所述面对的端部之间并且被连接到两个肋区段8a、8b。连接构件9没有桥接整个间隙8c，使得主体的中空部分存在于第一肋区段8a和第二肋区段8b、连接构件9与上蒙皮7之间。该中空部分在横向于纵向方向L的方向上局部地弱化上蒙皮7，使得上蒙皮7是相对柔性的并且可以弯曲。

连接构件9适于例如在加强肋的弦向方向L上弹性变形，以允许两个肋区段8a、8b之间的相对运动，例如至少枢转运动。连接构件9优选地在从上蒙皮7到下蒙皮6的方向上是相对刚性的。

在图2的特定实施例中，连接构件9包括管状部件19和相反的径向附接凸缘29a、29b。管状部件19具有中心轴线A，该中心轴线A横向于肋8的弦向方向L延伸。在特定实施例中，中心轴线A和弦向方向L可以彼此垂直。在替代实施例中，中心轴线A可以垂直于上蒙皮7或下蒙皮6。在图2的特定实施例中，管状部件19具有大体上凹入的形状，其中面向上蒙皮7的端部比面向下蒙皮6的端部窄。

相反的径向附接凸缘29a、29b各自从管状部件19的相对侧向外延伸，并且各自被连接到第一肋区段8a和第二肋区段8b的相应端部。

在图2中进一步示出致动器10。在图2的特定实施例中，致动器10包括两个铰链臂10a、10b，每个铰链臂10a、10b与细长加强肋8的一个肋区段8a、8b可操作地关联。需要注意的是，图2中所示的铰链臂机构10a、10b仅仅是可以用于肋区段8a、8b的致动的许多不同致动原理中的一个实施例。

在使用中，在操作致动器10时，第一梁区段相对于第二梁区段运动，反之亦然，从而改变梁区段相对于彼此的取向。在图2的实施例中，两个肋区段8a、8b中的一个相对于肋区段8a、8b中的另一个向上u或向下d枢转。这改变了肋区段8a、8b相对于彼此的取向，并且导致了主体1的可变外形的改变。特别地，可以通过操作致动器10来改变上蒙皮7和下蒙皮6的曲率。这将在下面进一步参考图8来更好地理解。

需要注意的是，在图2的实施例中，上蒙皮7和下蒙皮6均形成为一体。这使得两个蒙皮6、7是相对刚性的，并且相对难以变形。为了在主体中引入一些更多的柔性，下蒙皮6和上蒙皮7在后缘3处被连接到橡胶元件13。橡胶元件13允许上蒙皮7在达到一定的偏转角的情况下独立于下蒙皮6变形，其中上蒙皮7和下蒙皮6通过橡胶元件13间接连接。橡胶元件13容易变形，并且可以根据第一肋区段8a和第二肋区段8b相对于彼此的相对取向而具有许多形状。

在图3中示出根据本发明的翼型形状主体101的第二实施例。由于图2和图3的两个实施例都涉及相同的发明构思，因此下面将仅强调图2和图3之间的区别。

在图3的实施例中，细长肋8包括三个(即一个另外的)肋区段8a、8b、8d，和两个(即一个另外的)连接构件9a、9b。第一连接构件9a连接肋区段8b和8d，而第二连接构件9b连接肋区段8b和8a。

在图3所示的实施例中，下蒙皮6在加强梁的纵向方向上由多个蒙皮部件6a、6b、6c组成。各个蒙皮部件6a、6b、6c通过缝隙16a、16b间隔开并且相对于彼此可枢转。肋区段8a、8b、8d以其一侧固定到上蒙皮7，并且以其相反的另一侧固定到下蒙皮6。多个下蒙皮部件6a、6b、6c中的每一个固定到所述第一肋区段8a或第二肋区段8b或第三肋区段8d中的一个。蒙皮部件6a、6b、6c通过各自的肋区段8a、8b、8d和连接构件9b、9a彼此间接地连接，从而允许蒙皮部件6a、6b、6c相对于彼此枢转。注意，在蒙皮部件6a、6b、6c之间的缝隙16a、16b被布置在连接构件9b、9a所在的区域中。

进一步参考图3，仅示出一个致动器10，其作用在第二肋区段8b和第三肋区段8d上。因此，在图3所示的实施例中，仅这些肋部分8d、8b可以相对于彼此运动，例如枢转。完全可以想到的是，第二致动器被布置在主体中，例如至少作用在第一肋区段8a上，比如作用在第三肋区段8d和第一肋区段8a上，或者作用在第二肋区段8b和第一肋区段8a上。替代地，致动器10可以作用在第三肋区段8d和第一肋区段8a上。

在图3的实施例中进一步可见的是闭合的后缘3，即，下蒙皮6和上蒙皮7形成为具有局部闭合横截面的一个部件。因为后缘3是闭合的，所以它是相对刚性的。这是可能的，因为由多个蒙皮部件6a、6b、6c构成的下蒙皮6提供主体变形所需的柔性。

图9和图10示出图3的主体，其中该主体被包含在翼型轮廓中，具有不直的第一蒙皮7和第二蒙皮6。注意，致动器在图9和图10中未示出。

图9示出布置在翼型区段的前缘2附近的主体101。主体101包括三个梁区段8a、8b、8d，其中最向后(后面)的梁区段8d被连接至翼型区段的前翼梁22。梁区段8a、8b、8d以类似于图3的方式与连接构件9a、9b连接。在图9中进一步可见的是缝隙16a、16b，其提供了所需的柔性以允许主体变形。

在图9中，所示的主体101的一种可能的变形形状以虚线表示，对应于向下的偏转。例如，也可以想到，主体向上偏转、更少地向下偏转或更多地向下偏转。

图10示出布置在翼型区段的后缘3附近的主体101。主体101包括三个梁区段8a、8b、8d，其中最向后的梁区段8d被连接至翼型区段的后翼梁12。梁区段8a、8b、8d以类似于图3的方式与连接构件9a、9b连接。在图10中进一步可见的是缝隙16a、16b，其提供所需的柔性以允许主体变形。

在图10中，所示的主体101的一种可能的变形形状以虚线表示，对应于向下的偏转。例如，也可以想到，主体向上偏转、更少地向下偏转或更多地向下偏转。

图1中显示的是具有多个细长加强梁8、108、208、308和多个连接构件9、109、209、309的翼型形状主体。翼型形状主体例如是飞机机翼，其中细长加强梁8、108、208、308被布置在弦向方向C上，所述弦向方向C对应于梁8、108、208、308的纵向方向L。当在机翼的展向方向S上观察时，梁8、108、208、308彼此间隔开一定距离，并且基本上彼此平行地以例如150mm至300mm的间距延伸。在图1中可见的是，最左侧的梁8和第三梁208(当从图的右侧数时)仅被固定到第一蒙皮7，而第二梁108和最右侧的梁308仅被固定到第二蒙皮6，类似于图2的实施例。如图1中可见，不同加强梁8、108、208、308的第一梁区段8a、108a、208a、308a与扭矩杆14互相连接。扭矩杆14和致动器10、110、210、310允许不同的加强梁8、108、208、308同时运动，并因此允许展向机翼区段的形状变化。

在图8中更清楚地示出这种变化的形状，其中以实线示出主体101的未变形状态S1，并且以虚线示出主体101的一种可能的变形状态S2。本领域技术人员将认识到，原则上，利用本发明的主体101可以实现无限多的变形形状。偏转例如可以向上或向下，同时可以达到连续的偏转角度范围，即原则上每个连接构件可以达到上至约20°的最大值的任何偏转角度。

可以看出，与在缝隙16a附近存在尖角的第二蒙皮6相比，在变形状态S2下第一蒙皮7的曲率是相对平缓的。特别是对于第一蒙皮7，当曲率是平缓的而没有任何扭结、间隙或尖角时是有利的，因为这减少了阻力并延缓了翼型形状主体失速的攻角。优选地，引入到第一蒙皮中的曲率半径为至少150mm，例如在250mm和500mm之间。需要注意的是，许多传统的襟翼系统在其偏转位置具有30mm和80mm之间的曲率，从而在第一蒙皮中引入了更急剧的弯曲。

在图5和图6中，示出连接构件9和梁区段8a、8b的组件的更详细的视图。在图5和图6的实施例中，连接构件9和梁区段8a、8b形成为一体，其中梁区段8a、8b一个接一个地布置并且被纵向间隙间隔开，其中，连接构件9被布置在梁区段8a、8b的端部之间并与其连接。在图5和图6的实施例中可见的是，连接构件9具有带有闭合边界的中空轮廓。在图5和图6中进一步可见的是，连接构件9包括管状部件，该管状部件具有圆滑的横截面，更具体地，椭圆形的横截面。

图5示出在未变形状态下的连接构件9和梁区段8a、8b的组件。在图6中，梁区段8b相对于梁区段8a枢转。这通过连接构件9的弹性变形来允许。

在图4中可见的是当被固定到蒙皮板上时的图5和图6的组件，在图4的实施例中为第一蒙皮7。在连接构件9、第一梁区段8a和第二梁区段8b与第一蒙皮7之间存在间隙8c。进一步可见的是，第一蒙皮7在连接构件9所在的区域中具有减小的厚度。在图4的实施例中，蒙皮7、第一梁区段8a、第二梁区段8b和连接构件9形成为一体。

图7示出连接构件9的替代形式，其中示出连接至梁区段8a、8b的连接构件9的横截面。可以看出，图7的连接构件9具有局部管状部件19，以及从局部管状部件19的相反侧向外延伸的相反的径向附接凸缘29a、29b。凸缘29a、29b被连接到相关的梁区段8a、8b。凸缘29b邻接，而凸缘29a被间隔开。用棒29c加固连接构件9。图7的实施例使连接构件9在纸张的进出方向上，即在横向于第一蒙皮和第二蒙皮(未示出)的方向上具有相对较大的刚度，同时连接构件9仍然能够弹性变形。

优选地，连接构件9、细长加强梁8和蒙皮6、7由常规材料、利用常规制造技术并且利用常规连接技术制成。

更具体地，连接构件9应由适于多次弹性变形而不遭受疲劳的材料制成。连接构件9可以例如由热塑性复合纤维材料例如通过注射成型制成。

梁区段8a、8b也可以由热塑性复合纤维材料制成。当连接构件9和梁区段8a、8b均由热塑性复合纤维材料制成时，将连接构件9连接到梁区段8a、8b相对容易。这可以例如通过将连接构件9焊接到梁区段8a、8b来实现，更具体地通过电阻焊接、注射焊接或超声焊接来实现。由于成本原因，优选后一种技术。

梁区段8a、8b也可以被注射成型。在连接构件9、梁区段8a、8b、8d和高载荷蒙皮6、7之间存在间隙8c、8e的情况下，在所述间隙8c、8e附近将出现应力集中。当梁区段8a、8b通过注射成型技术制造时，可以实现相对较大的形状自由度。这使得可以在间隙8c、8e附近局部加固梁区段8a、8b的凸缘，从而减小梁区段8a、8b的材料中的应力集中。

当梁区段8a、8b、8d和连接构件9a、9b均由热塑性复合纤维材料例如通过注射成型制成时，优选地，连接构件9中使用的纤维短于梁区段8a、8b、8d中使用的纤维。这确保了连接构件9与梁区段8a、8b相比容易变形。

图11示意性地示出在飞机机翼的展向方向上布置的翼型形状主体。这样，图11示出机身200和飞机机翼201。

飞机机翼201包括翼梁8，翼梁8包括在机翼201的展向方向上布置的几个翼梁区段8a、8b、8d、8f。在展向方向上观察，机翼的尖端可以向下(以虚线示出)偏转，或向上(未示出)偏转。

图12A和12B示意性地示出翼型形状主体的另一实施例，其中图12A仅示出第一蒙皮7，而图12B示出第一蒙皮7和第二蒙皮6两者。这里，梁8a、8b在翼型形状主体1的展向方向上布置并且彼此间隔开。梁区段8a、8b基本上彼此平行地布置，并且在翼型形状主体的弦向方向上彼此间隔开。如在图12A中特别可见，同样在该实施例中，连接构件9通过连接构件9的弹性变形而允许梁区段8a、8b的相对取向的改变。

如图12A中可见，连接构件9在此被连接到T形凸缘39a、39b，以允许连接构件9与梁区段8a、8b之间的连接。完全可以想到的是，连接构件本身具有T形附接凸缘。

尽管已经讨论了本发明的各个实施例，但是本发明也包括那些实施例的组合。

可以根据下面一项或多项条款来替代地描述本发明的实施例：

1、一种具有可变外形的翼型形状主体，包括：

第一蒙皮，限定吸力表面；

第二蒙皮，限定压力表面并且至少在翼型形状主体的前缘和/或后缘处连接到第一蒙皮；

至少一个细长加强梁，被布置在翼型形状主体的腔内侧并被固定到所述第一蒙皮和所述第二蒙皮中的至少一个，加强梁至少包括一个接一个地布置的第一梁区段和第二梁区段以及布置在梁区段的端部之间并与其连接的连接构件，所述连接构件适于通过弹性变形而允许梁区段之间的相对运动；和

与所述细长加强梁可操作地关联的致动器，

其中，在操作致动器时，第一梁区段相对于第二梁区段运动，反之亦然，从而改变梁区段相对于彼此的取向，

这导致翼型形状主体的可变外形的变化。

2、根据条款1所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段相对于所述第二梁区段的运动至少包括枢转运动。

3、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件在从第一蒙皮到第二蒙皮的方向上是刚性的。

4、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述梁区段在翼型形状主体的弦向方向或展向方向上基本成排布置。

5、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，引入到所述第一蒙皮和/或第二蒙皮中的曲率半径为至少150mm。

6、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一蒙皮形成为一体。

7、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第二蒙皮在所述加强梁的纵向方向上由多个蒙皮部件组成，所述蒙皮部件通过缝隙间隔开并且相对于彼此可枢转，其中所述多个蒙皮部件中的每一个被固定到所述第一梁区段或所述第二梁区段中的一个，其中所述多个蒙皮部件通过相应的梁区段和所述连接构件彼此间接地连接，并且其中所述缝隙布置在所述连接构件所在的区域中。

8、根据条款1至6中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第二蒙皮形成为一体。

9、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段和所述第二梁区段以其一侧固定到第一蒙皮，并且以其相反的另一侧固定到第二蒙皮。

10、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述翼型形状主体包括基本上彼此平行地延伸的多个间隔开的细长加强梁，其中，不同加强梁的至少第一梁区段互相连接或不同加强梁的第二梁区段互相连接。

11、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中所述第一蒙皮是机翼的上蒙皮，并且其中所述第二蒙皮是机翼的下蒙皮。

12、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件包括具有闭合边界的中空轮廓。

13、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件包括管状部件，所述管状部件的中心轴线基本上垂直于所述加强梁的纵向方向延伸。

14、根据条款13所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件具有相反的径向附接凸缘，该相反的径向附接凸缘从管状部件的相反侧向外延伸并且各自连接到第一梁区段和第二梁区段的相应端部。

15、根据条款13或14所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的管状部件具有圆锥形状。

16、根据条款15所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件在其面对第一蒙皮的端部处比在其面对第二蒙皮的端部处窄。

17、根据条款13-16中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件具有圆滑的横截面。

18、根据条款13-16中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件具有多边形横截面。

19、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一蒙皮在连接构件所在的区域中具有减小的厚度。

20、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述细长加强梁包括至少一个另外的梁区段和至少一个另外的连接构件。

21、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件由热塑性复合纤维材料制成。

22、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述梁区段由热塑性复合纤维材料制成。

23、根据条款21和22所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的复合纤维材料包含比相关的梁区段的复合纤维材料的纤维短的纤维。

24、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件是注射成型部件。

25、根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段、所述第二梁区段和所述连接构件形成为一体，所述细长加强梁包括第一梁部分、连接部分和第二梁部分。

26、一种飞机机翼，包括根据前述条款中的一项所述的翼型形状主体，并且具有翼弦和翼展，其中，所述加强梁是在翼弦方向上延伸的肋。

27、一种飞机机翼，包括根据条款1至25中的一项所述的翼型形状主体，并且具有翼弦和翼展，其中，所述加强梁是在翼展方向上延伸的翼梁。

28、根据条款26或27所述的飞机机翼，其中，所述主体的可变外形位于所述飞机机翼的前缘和/或后缘和/或翼尖或小翼附近或处。

Claims (36)

1.一种具有可变外形的翼型形状主体，包括：

第一蒙皮，限定吸力表面；

第二蒙皮，限定压力表面并且至少在所述翼型形状主体的前缘和/或后缘处连接到所述第一蒙皮；

至少两个梁区段，被布置在所述翼型形状主体的腔内侧并被固定到所述第一蒙皮和所述第二蒙皮中的至少一个，所述至少两个梁区段彼此间隔开；

连接构件，被布置在所述至少两个梁区段之间并与所述至少两个梁区段连接，所述连接构件适于通过所述连接构件的弹性变形而允许所述至少两个梁区段之间的相对运动；以及

与所述至少两个梁区段可操作地关联的致动器，

其中，在操作所述致动器时，所述至少两个梁区段的第一梁区段相对于所述至少两个梁区段的第二梁区段运动，或者所述第二梁区段相对于所述第一梁区段运动，从而改变所述至少两个梁区段相对于彼此的取向，

这导致所述翼型形状主体的所述可变外形的变化，并且

其中，所述连接构件包括管状部件，所述管状部件的中心轴线基本上垂直于所述至少两个梁区段的纵向方向延伸。

2.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件具有相反的径向附接凸缘，所述相反的径向附接凸缘从所述管状部件的相反侧向外延伸以将所述连接构件连接至所述至少两个梁区段，所述相反的径向附接凸缘限定所述连接构件的纵向方向。

3.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的所述管状部件具有圆锥形状。

4.根据权利要求3所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件在其面对所述第一蒙皮的端部处比在其面对所述第二蒙皮的端部处窄。

5.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述管状部件具有圆滑的横截面或多边形横截面。

6.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件在从所述第一蒙皮到所述第二蒙皮的方向上是刚性的。

7.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述至少两个梁区段在所述翼型形状主体的展向方向上基本上彼此平行地布置，并且在所述翼型形状主体的弦向方向上彼此间隔开。

8.根据权利要求2所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的纵向方向横向于所述至少两个梁区段的纵向方向布置。

9.根据权利要求1所述的翼型形状主体，其中，所述至少两个梁区段一个接一个地布置，并且限定细长加强梁，其中，所述连接构件被布置在所述至少两个梁区段的端部之间。

10.根据权利要求9所述的翼型形状主体，其中，所述至少两个梁区段在所述翼型形状主体的弦向方向或展向方向上基本上成排布置。

11.根据权利要求2所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的所述附接凸缘各自被连接到所述第一梁区段和所述第二梁区段的相应端部。

12.根据权利要求9-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述翼型形状主体包括基本上彼此平行地延伸的多个间隔开的细长加强梁，其中，不同加强梁的至少所述第一梁区段互相连接或不同加强梁的所述第二梁区段互相连接。

13.根据权利要求9或10所述的翼型形状主体，其中，所述细长加强梁包括至少一个另外的梁区段和至少一个另外的连接构件。

14.根据权利要求1-6中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述至少两个梁区段基本上彼此垂直地布置，所述至少两个梁区段中的一个布置在所述翼型形状主体的弦向方向上，所述至少两个梁区段中的另一个布置在所述翼型形状主体的展向方向上。

15.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段相对于所述第二梁区段的运动至少包括枢转运动。

16.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，引入到所述第一蒙皮和/或所述第二蒙皮中的曲率半径为至少150mm。

17.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一蒙皮形成为一体。

18.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第二蒙皮由多个蒙皮部件组成，所述蒙皮部件通过缝隙间隔开并且相对于彼此可枢转，其中所述多个蒙皮部件中的每一个被固定到所述第一梁区段或所述第二梁区段中的一个，其中所述多个蒙皮部件通过相应的梁区段和所述连接构件彼此间接地连接，并且其中所述缝隙被布置在所述连接构件所在的区域中。

19.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第二蒙皮形成为一体。

20.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段和所述第二梁区段以其一侧固定到所述第一蒙皮，并且以其相反的另一侧固定到所述第二蒙皮。

21.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一蒙皮是机翼的上蒙皮，并且其中所述第二蒙皮是机翼的下蒙皮。

22.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一蒙皮在所述连接构件所在的区域中具有减小的厚度。

23.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件由热塑性复合纤维材料制成。

24.根据权利要求23所述的翼型形状主体，其中，所述至少两个梁区段由热塑性复合纤维材料制成。

25.根据权利要求24所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件的复合纤维材料包含比相关的所述至少两个梁区段的复合纤维材料的纤维短的纤维。

26.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件是注射成型部件。

27.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件至少部分地由钛制成。

28.根据权利要求27所述的翼型形状主体，其中，所述连接构件通过增材制造工艺制成。

29.根据权利要求1-11中任一项所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段、所述第二梁区段和所述连接构件形成为一体。

30.根据权利要求29所述的翼型形状主体，其中，所述第一梁区段、所述第二梁区段和所述连接构件形成包括第一梁部分、连接部分和第二梁部分的细长加强梁。

31.一种具有可变形状的连接构件，被配置成布置在至少两个梁区段之间、翼型形状主体的腔内侧，并且连接至所述至少两个梁区段，所述连接构件适于通过所述连接构件的弹性变形而允许所述至少两个梁区段之间的相对运动，其中，所述连接构件包括管状部件，所述管状部件的中心轴线基本上垂直于所述至少两个梁区段的纵向方向延伸。

32.一种飞机机翼，包括根据权利要求1-30中任一项所述的翼型形状主体，具有翼弦方向和翼展方向，其中，所述至少两个梁区段中的至少一个是在所述机翼的翼弦方向上延伸的肋。

33.根据权利要求32所述的飞机机翼，其中，所述主体的可变外形位于所述飞机机翼的前缘和/或后缘和/或翼尖或小翼附近或处。

34.一种飞机机翼，包括根据权利要求1-30中任一项所述的翼型形状主体，具有翼弦方向和翼展方向，其中，所述至少两个梁区段中的至少一个是在所述机翼的翼展方向上延伸的翼梁。

35.根据权利要求34所述的飞机机翼，其中，所述主体的可变外形位于所述飞机机翼的前缘和/或后缘和/或翼尖或小翼附近或处。

36.一种具有可变外形的翼型形状主体，包括：

第一蒙皮，限定吸力表面；

第二蒙皮，限定压力表面并且至少在所述翼型形状主体的前缘和/或后缘处连接到所述第一蒙皮；

至少两个梁区段，被布置在所述翼型形状主体的腔内侧并被固定到所述第一蒙皮和所述第二蒙皮中的至少一个，所述至少两个梁区段彼此间隔开；

连接构件，被布置在所述至少两个梁区段之间并与所述至少两个梁区段连接，所述连接构件适于通过所述连接构件的弹性变形而允许所述至少两个梁区段之间的相对运动；以及

与所述至少两个梁区段可操作地关联的致动器，

其中，在操作所述致动器时，所述至少两个梁区段的第一梁区段相对于所述至少两个梁区段的第二梁区段运动，或者所述第二梁区段相对于所述第一梁区段运动，从而改变所述至少两个梁区段相对于彼此的取向，

这导致所述翼型形状主体的所述可变外形的变化，并且

其中，所述连接构件包括具有闭合边界的中空轮廓。