CN112441217A - 减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的方法和设备 - Google Patents

减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的方法和设备 Download PDF

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Abstract

公开了用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的示例性方法和设备。示例性设备包括整流罩、致动器和阻尼器。整流罩位于飞机机翼的底侧上。所述致动器设置在所述整流罩中。所述致动器联接至机翼和机翼的襟翼并在机翼和机翼的襟翼之间延伸。阻尼器设置在整流罩中。阻尼器联接至固定翼和可移动襟翼并在固定翼和可移动襟翼之间延伸。

Description

减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的方法和设备
技术领域
本公开总体上涉及飞机机翼襟翼，并且更具体地涉及用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的方法和设备。
背景技术
飞机通常沿飞机每个机翼的固定后缘采用控制面(例如，高升力装置)。例如，飞机的每个机翼可包括联接至机翼的一个或多个襟翼，其中该(一个或多个)襟翼可相对于机翼的固定后缘移动。在起飞和/或降落期间，(一个或多个)襟翼可有利地相对于机翼的固定后缘沿向下和/或向后的方向移动(例如，旋转和/或延伸)以改变机翼的整体形状，从而为机翼和/或飞机产生更多或更少的升力。
(一个或多个)襟翼相对于机翼的固定后缘的运动通常经由联接至(一个或多个)襟翼且联接至机翼的一个或多个致动机构(例如，一个或多个液压机械和/或机电致动器)进行。在一些已知的实施方式中，机翼的(一个或多个)襟翼可响应于一个或多个致动机构的操作失败而经历气动颤振(例如，振动)。在没有颤振减轻机构的情况下，这种气动颤振会达到不希望的水平，特别是在飞机的机翼和/或襟翼具有相对薄的构造的情况下。
发明内容
本文公开了用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的示例性方法和设备。在一些示例中，公开了一种设备。在一些公开的示例中，该设备包括整流罩、致动器和阻尼器。在一些公开的示例中，整流罩位于飞机机翼的底侧。在一些公开的示例中，致动器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，致动器联接至机翼和机翼的襟翼并在机翼和机翼的襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，阻尼器联接至机翼和襟翼并在机翼和襟翼之间延伸。
在一些示例中，公开了一种飞机。在一些公开的示例中，飞机包括机翼、整流罩、致动器和阻尼器。在一些公开的示例中，机翼具有固定部分和襟翼。在一些公开的示例中，襟翼可相对于固定部分移动。在一些公开的示例中，整流罩位于机翼的底侧。在一些公开的示例中，整流罩在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，致动器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，致动器联接至固定部分和襟翼并且在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，阻尼器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸。
在一些示例中，公开了一种方法。在一些公开的示例中，该方法包括使飞机机翼的襟翼相对于机翼的固定部分在缩回位置和展开位置之间移动。在一些公开的示例中，襟翼经由致动器移动，该致动器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，致动器布置在位于机翼的底侧上的整流罩中并且在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，该方法还包括阻尼襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。在一些公开的示例中，通过联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸的阻尼器来阻尼襟翼的运动。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。
附图说明
图1是示例飞机的透视图，其中可以根据本公开的教导实施用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的示例性方法和设备。
图2是图1的第一示例性机翼的第一透视图，其示出了处于收起位置的第一机翼的第一和第二示例性襟翼。
图3是图1和图2的第一示例性机翼的第二透视图，其示出了处于展开位置的第一机翼的第一和第二示例性襟翼。
图4是图1至图3的第一示例性机翼的第三透视图，其中图2和图3的第一示例性襟翼支撑整流罩以虚线示出。
图5是图1至图4的第一示例性机翼的第四透视图，其中图2至图4的第一示例性襟翼支撑整流罩以虚线示出。
图6是布置在图2至图5的第一示例性襟翼支撑整流罩中的示例阻尼器的透视图。
图7是图6的示例阻尼器的后视图，其设置在图2至图6的第一示例性襟翼支撑整流罩中。
图8是图6和图7的示例阻尼器的仰视图，其设置在图2至图7的第一示例性襟翼支撑整流罩中。
图9是图6至图8的示例阻尼器的俯视图，其设置在图2至图8的第一示例性襟翼支撑整流罩中。
图10是图6至图9的示例阻尼器的透视图。
图11是图6至图10的示例阻尼器的剖视图。
图12是图6至图11的示例阻尼器的示意图，其操作性地联接至图1的示例飞机的示例液压系统。
图13是可以与本文公开的示例一起使用的另一示例阻尼器的剖视图。
图14是可以与本文公开的示例一起使用的另一示例阻尼器的剖视图。
图15是表示在飞机的操作期间用于实现图11至图14的示例阻尼器的示例性方法的流程图。
某些示例在上述附图中示出并且在下面详细描述。在描述这些示例时，类似或相同的附图标记用于标识相同或类似的元件。附图不一定按比例绘制，并且为了清楚和/或简洁起见，附图的某些特征和某些视图可以按比例放大或以示意图示出。
当标识可以单独指代的多个元件或组件时，在这里使用描述符“第一”，“第二”，“第三”等。除非基于它们的使用上下文另外指定或理解，否则这些描述符无意于赋予优先权或时间顺序的任何含义，而仅仅是为了便于理解所公开的示例而分别指代多个元件或组件的标签。在一些示例中，描述符“第一”可以用于指代详细描述中的元件，而在权利要求中可以使用诸如“第二”或“第三”之类的不同描述符来指代相同的元件。在这样的情况下，应该理解，仅仅为了易于引用多个元件或组件而使用这样的描述符。
具体实施方式
飞机通常沿飞机每个机翼的固定后缘采用控制面(例如，高升力装置)。例如，飞机的每个机翼可包括联接至机翼的一个或多个襟翼，其中该(一个或多个)襟翼可相对于机翼的固定后缘移动。在起飞和/或降落期间，(一个或多个)襟翼可有利地相对于机翼的固定后缘沿向下和/或向后的方向移动(例如，旋转和/或延伸)以改变机翼的整体形状，从而为机翼和/或飞机产生更多或更少的升力。
(一个或多个)襟翼相对于机翼的固定后缘的运动通常经由联接至(一个或多个)襟翼且联接至机翼的一个或多个致动机构(例如，一个或多个液压机械和/或机电致动器)进行。在一些已知的实施方式中，机翼的(一个或多个)襟翼可响应于一个或多个致动机构的操作失败而经历气动颤振(例如，振动)。在没有颤振减轻机构的情况下，这种气动颤振可能达到不希望的水平，特别是在飞机的机翼和/或襟翼具有相对薄的构造的情况下。
已知的颤振减轻技术包括用更高规格的材料构造襟翼以增加襟翼的刚度。用更高规格的材料构造襟翼需要使用更高规格的材料来构造蒙皮和翼梁组件，从而不利地增加了飞机的成本和重量。其他已知的颤振减轻技术包括缩短襟翼的翼展方向尺寸和/或弦向尺寸，这可以使襟翼更具刚度。然而，缩短襟翼的翼展方向尺寸和/或弦向尺寸会不利地影响由襟翼提供的气动效果，并且会降低飞机的高速和/或低速性能。例如，缩短襟翼的翼展方向尺寸和/或弦向尺寸会引起阻力的增加，并且因此降低巡航条件下飞机的燃料效率，从而增加操作飞机的成本。缩短襟翼的翼展方向尺寸和/或弦向尺寸也会降低飞机在起飞和降落期间的升力能力。这样，飞机可能需要更长的跑道才能起飞，或者在降落期间需要更高的进场速度，这两者都会增加操作飞机的成本。
本文公开了用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的示例性方法和设备。与上述已知的颤振减轻技术不同，本文公开的示例性方法和设备基于一个或多个阻尼器来减轻飞机机翼襟翼的气动颤振。更具体地，本文公开的示例性方法和设备实现和/或包括整流罩、致动器和阻尼器。在一些示例中，整流罩位于飞机机翼的底侧。在一些示例中，致动器设置在整流罩中。在一些示例中，致动器联接至机翼和机翼的襟翼并在机翼和机翼的襟翼之间延伸，其中致动器被构造成相对于机翼的固定后缘在缩回位置和展开位置之间移动襟翼。在一些示例中，阻尼器设置在整流罩中。在一些示例中，阻尼器联接至机翼和襟翼并且在机翼和襟翼之间延伸，并且该阻尼器构造成阻尼襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。在一些示例中，阻尼器被构造成响应于致动器的故障来减轻襟翼的气动颤振。
在一些示例中，本文公开的示例性方法和设备的阻尼器包括活塞杆，该活塞杆具有第一端和与第一端相反的第二端，其中第一端联接至机翼，第二端联接至襟翼。在一些示例中，活塞杆的第一端在致动器的固定部分附近联接至机翼，并且活塞杆的第二端在致动器的可移动部段附近联接至襟翼。在一些示例中，阻尼器包括具有第一腔室和第二腔室的圆柱体，并且活塞杆包括在活塞杆的杆头的第一侧上位于第一腔室内的第一部段和在杆头的第二侧上位于第二腔室内的第二部分，该第二侧与杆头的第一侧相反定位。为了阻尼襟翼的运动，杆头沿着圆柱体的纵向轴线移动，以向襟翼提供阻尼力。在一些示例中，阻尼器被构造成基于被供应到阻尼器的加压的液压流体而沿着纵向轴线移动。例如，阻尼器包括孔口，该孔口构造成接收加压的液压流体。在一些示例中，阻尼器被构造成产生阻尼力，该阻尼力的大小基于孔的尺寸。
在一些示例中，过滤器阀联接至飞机的液压系统，以向阻尼器提供加压的液压流体。可以包括示例压力换能器以监测阻尼器的液压流体压力。在一些示例中，阻尼器被构造成在致动器移动襟翼时处于被动模式，并且还被构造成响应于致动器的故障而处于主动模式。例如，当致动器失效时，襟翼可以提供阈值力来激活阻尼器。在一些示例中，负载释放阀被构造成释放来自阻尼器的压力。例如，当阻尼器的圆柱体内的液压压力高于阈值水平时，负载释放阀可重新引导来自阻尼器的一个或多个腔室的液压流体。在一些示例中，抗气蚀阀构造成在将加压的液压流体供应至阻尼器时减轻气蚀。例如，抗气蚀阀可以减轻由于向阻尼器供应液压流体而导致的过多的噪声和/或振动。在一些示例中，抗气蚀阀维持阻尼器中的流体压力。
本文公开的示例降低了与已知的颤振减轻技术相关的成本、复杂性和重量，并且对于其中飞机的机翼和/或襟翼具有相对薄的构造的实施方式是特别有利的。本文公开的示例避免了增加机翼和襟翼的厚度的需求，从而减轻了对飞机性能的负面影响。本文公开的示例避免了将后缘襟翼分段的需要，从而减轻了向飞机增加更多的重量(例如，更多的襟翼，更多的整流罩等)并降低了成本。本文公开的示例还避免了添加额外的襟翼支撑和致动器，从而减轻了对襟翼运动的过度约束，从而避免了机翼的中间支撑处的高负载。另外，本文公开的示例不会刚性地抵抗运动，从而提供足够的力来抵抗襟翼的振荡运动并减小气动颤振。
图1是示例飞机100的透视图，其中可以实施根据本公开的教导实施用于减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的示例性方法和设备。在图1的图示示例中，飞机100包括示例性机身102、联接至机身102的第一示例性机翼104以及联接至机身102的第二示例性机翼106。飞机100还包括联接至第一机翼104的第一示例性发动机108和联接至第二机翼106的第二示例性发动机110。在其他示例中，飞机100可包括联接至第一机翼104和第二机翼106中的每个和/或设置在飞机100上其他位置(例如，与机身102相联、与飞机100的尾部相联等)的多个发动机。
图1的第一和第二机翼104、106中的每一个都具有沿着第一和第二机翼104、106的相应的固定后缘定位的一个或多个控制表面(例如，一个或多个高升力装置)。这样的(一个或多个)控制表面可以相对于第一和第二机翼104、106的相应的固定后缘被移动(例如旋转和/或延伸)，以改变第一和第二机翼104、106和/或更一般地飞机100的气动升力。在图1的图示示例中，第一机翼104包括第一示例性襟翼112(例如，内侧襟翼)和第二示例性襟翼114(例如，外侧襟翼)，其中第一和第二襟翼112、114中的每个沿着第一机翼104的示例性固定后缘116被设置。第一和第二襟翼112、114可以相对于第一机翼104的固定后缘116向下和/或向后移动(例如旋转和/或延伸)以改变第一机翼104的形状，在飞机100的起飞和/或降落期间这可以是有利的。在图1的图示示例中，第二机翼106类似地包括一个或多个襟翼，其以镜像上文结合第一机翼104的第一襟翼112和第二襟翼114描述的方式的方式被构造和/或操作。应理解，与第一机翼104相关的任何公开同样可以应用于第二机翼106。因此，为了避免冗余，在此不提供对第二机翼106的描述。
图2是图1的第一示例性机翼104的第一透视图，其示出了处于收起位置的第一机翼104的第一和第二襟翼112、114。例如，在巡航期间，第一襟翼112和第二襟翼114被收起在该位置，这通常在气动和燃料效率上更佳。图3是图1和图2的第一示例性机翼104的第二透视图，其示出了处于展开位置的第一机翼104的第一和第二襟翼112、114，其通常在起飞和降落期间被使用以增加第一机翼104的弦长以产生更大的升力。
为了帮助支撑第一襟翼112和第二襟翼114，飞机100可以包括多个襟翼支撑，其被襟翼支撑整流罩覆盖。在图2和图3的图示示例中，第一机翼104包括由三个襟翼支撑整流罩覆盖的三个襟翼支撑(结合图4至图9更详细地示出了其中之一)：第一襟翼支撑整流罩200、第二襟翼支撑整流罩202以及第三襟翼支撑整流罩204。但是，可以使用任何数量的襟翼支撑整流罩(例如，内侧襟翼上的两个襟翼支撑整流罩，外侧襟翼上的两个襟翼支撑整流罩)。第三襟翼支撑整流罩204(以及其中的襟翼支撑)与第一襟翼112相关联，并且第一和第二襟翼支撑整流罩200、202(以及其中的相应襟翼支撑)与第二襟翼114相关联。然而，在其他示例中，第一和第二襟翼112、114可以包括更多或更少的襟翼支撑(具有襟翼支撑整流罩)且/或襟翼支撑(和襟翼支撑整流罩)可以设置在其他位置。
如图2和图3中的位置之间所示，第一襟翼支撑整流罩200可与第二襟翼114一起向下移动。特别地，在所示的示例中，第一襟翼支撑整流罩200包括覆盖襟翼支撑的固定侧支撑的第一部段206(例如，固定部段或机翼侧部段)和覆盖襟翼支撑的可移动侧支撑的第二部段208(例如，可移动部段或襟翼侧部段)。第一部段206和第二部段208可被认为是分开的襟翼支撑整流罩，其形成覆盖其中的襟翼支撑的整体襟翼支撑整流罩。在所示的示例中，第一襟翼支撑整流罩200的第一部段206联接至第一机翼104的底侧210(例如，底表面)，并且第一襟翼支撑整流罩200的第二部段208联接至第二襟翼114的底侧212。在图2中，第一襟翼支撑整流罩200的第二部段208处于向上或静止位置(例如，巡航位置)。当第二襟翼114向下移动(图3)时，襟翼支撑整流罩200的第二部段208与第二襟翼114一起相对于第一机翼104的后缘116向下移动。在图2和图3的示意性示例中，第二和第三襟翼支撑整流罩202、204与第一襟翼支撑整流罩200基本相同。
图4是图1至图3的第一示例性机翼104的第三透视图，其中图2和图3的第一示例性襟翼支撑整流罩200以虚线示出。在图4的图示示例中，第二襟翼114可通过襟翼致动系统400在收起位置(如图2所示)和展开位置(图3)之间移动。在所示的示例中，襟翼致动系统400包括致动器支撑托架402(例如，用于齿轮旋转致动器(GRA))，其使联接至可移动侧支撑406并因此联接至第二襟翼114的襟翼连杆臂404移动。当致动时，襟翼连杆臂404向下旋转可移动侧支撑406，从而使第二襟翼114从第一机翼104的后缘116向外和向下移动，这导致第一襟翼支撑整流罩200与第二襟翼114一起向下移动。在其他示例中，襟翼致动系统400可包括更多的连杆或驱动装置，以使第二襟翼114在收起位置和伸出位置之间移动。第一襟翼支撑整流罩200可用于覆盖襟翼致动系统400和/或任何其他(一个或多个)襟翼致动系统部件，以减小阻力并因此增加飞机的燃料效率。
图5是图1至图4的第一示例性机翼104的第四透视图，其中图2至图4的第一示例性襟翼支撑整流罩200以虚线示出。
图6是设置在图2至图5的第一示例性襟翼支撑整流罩200中的示例阻尼器600的透视图。在所示的示例中，阻尼器600包括第一侧支撑602和第二侧支撑604。在一些示例中，第一侧支撑602联接至固定翼部(例如，底侧210)，而第二侧支撑604联接至第二襟翼114。然而，阻尼器600可联接至襟翼112、114中任意襟翼和/或飞行器100的任何其他可移动部分。在所示的示例中，阻尼器600设置在襟翼致动系统400附近的襟翼支撑整流罩200中。在所示示例中，在襟翼致动系统400的第一侧上示出了一个示例阻尼器600。然而，另一阻尼器600可以设置在襟翼致动系统400的第二侧上的襟翼支撑整流罩200中。也就是说，可以沿着飞机100的第一机翼104在襟翼支撑整流罩200中和/或在襟翼支撑整流罩200的外部设置任何数量的阻尼器600。
在操作期间，襟翼连杆臂404向下旋转可移动侧支撑406，从而使第二襟翼114从第一机翼104的后缘116向外和向下移动。在巡航期间(例如，当飞机100处于飞行状态时)，襟翼连杆臂404使可移动侧支撑406向上旋转，从而使第二襟翼114从第一机翼104的后缘116向内和向上移动到缩回(例如，收起)位置。在一些示例中，襟翼连杆臂404可能无法维持第二襟翼114上的负载，从而使第二襟翼114暴露于气动颤振。为了在襟翼连杆臂404不能维持第二襟翼114上的负载时减轻气动颤振，阻尼器600接合第二襟翼114以将负载保持在第二襟翼114上，如下面更详细地讨论的。
图7是图6的示例阻尼器600的后视图，其布置在图2至图6的第一示例性襟翼支撑整流罩200中。
图8是图6和图7的示例阻尼器600的仰视图，其设置在图2至图7的第一示例性襟翼支撑整流罩200中。
图9是图6至图8的示例阻尼器600的俯视图，其设置在图2至图8的第一示例性襟翼支撑整流罩200中。
图10是图6至图9的示例阻尼器600的透视图。在所示的示例中，阻尼器600包括壳体1000、圆柱体1002、管1004、连接器1006、第一杆端1008和第二杆端1010。在一些示例中，第一杆端1008经由第一侧支撑602在襟翼致动系统400的固定部分(例如，支撑托架402)附近联接至机翼104，并且第二杆端1010经由第二侧支撑604在襟翼致动系统400的可移动部分(例如，襟翼连杆臂404和/或可移动侧支撑406)附近联接至第二襟翼114。在一些示例中，壳体1000经由第一侧支撑602在襟翼致动系统400的固定部分(例如，支撑托架402)附近联接至机翼104，并且第二杆端1010经由第二侧支撑604在襟翼致动系统400的可移动部分(例如，襟翼连杆臂404和/或可移动侧支撑406)附近联接至第二襟翼114通过。在所示示例中，壳体1000具有长度1012、宽度1014和高度1016。在一些示例中，长度1012、宽度1014和高度1016的尺寸可设置为将阻尼器600设置在襟翼支撑整流罩中(例如，襟翼支撑整流罩200)。在一些示例中，长度1012、宽度1014和高度1016可以基于气动颤振的预期量来确定尺寸。即，可以基于液压流体的所需量来确定壳体1000的尺寸。在一些示例中，可以基于将要布置在壳体1000中的许多组件(例如，管道、传感器、阀等)来确定壳体1000的尺寸。在所示的示例中，管1004(例如，经由焊接)联接至壳体1000和连接器1006。在所示示例中，连接器1006联接至圆柱体1002。这样，管1004和连接器1006将壳体1000流体联接至圆柱体1002，如在下面更详细地讨论的。在示出的示例中，壳体1000包括入口1018，以从飞机100(例如，飞机100的液压流体系统)接收液压流体。
图11是图6至图10的示例阻尼器600的剖视图。在所示的示例中，阻尼器600包括第一腔室1100、第二腔室1102、杆1104、杆头1106、第一压盖保持器1108、第一压盖1110、第二压盖保持器1112和第二压盖1114。在示出的示例中，杆1104(例如，活塞杆)联接至第二杆端1010。在示出的示例中，圆柱体1002包括第一腔室1100和第二腔室1102。在所示的示例中，杆1104包括在杆头1106的第一侧1118上位于第一压盖保持器1108和第一腔室1100内的第一部段1116以及在杆头的第二侧1122上位于第二腔室1102内的第二部分1120，第二侧1122与杆头1106的第一侧1118相反定位。在所示的示例中，壳体1000包括流体腔室1124、第一出口1126和第二出口1128。在所示的示例中，流体腔室1124要容纳经由入口1018来自飞机100(例如，飞机100的液压流体系统)的液压流体排出。说明性示例的流体腔室1124经由第一出口1126经由第一流体供应管线1130在杆头1106的第一侧1118上将液压流体(例如，通过孔口)供应到第二腔室1102。为了将液压流体供应到第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122，流体腔室1124包括第二出口1128，第二出口1128经由管1004和连接器1006将第二流体供应管线1132联接至第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122。在所示的示例中，流体腔室1124被示为与示例性部件1134经由第三流体供应管线1136联接至飞机100的液压系统。在所示的示例中，第一流体供应管线1130、第二流体供应管线1132和第三流体供应管线1136由柔性材料制成以适应阻尼器600的运动。在一些示例中，第一流体供应管线1130、第二流体供应管线1132和第三流体供应管线1136由刚性材料制成。结合图12更详细地描述了部件1134。
为了在襟翼致动系统400不起作用时阻尼第二襟翼114的运动，杆头1106沿着圆柱体1002的纵向轴线1138移动，以将液压流体推过孔口1202以向第二襟翼114提供阻尼力。在一些示例中，杆头1106基于经由流体腔室1124供应到第二腔室1102的加压的液压流体而沿着纵向轴线1138移动。例如，当第二端1010沿着纵向轴线1138移动时，当杆头1106向第二压盖1114移动时，液压流体可通过第二流体供应管线1132从杆头1106的第二侧1122上的第二腔室1102(例如，通过孔口1202)通过第一流体供应管线1130流动到杆头1106的第一侧1118。在说明性示例中，第一压盖1110和第二压盖1114保持圆柱体1002内的密封。也就是说，第一压盖1110和第二压盖1114将液压流体保持在圆柱体1002内(例如，第二腔室1102内)。在一些示例中，杆头1106可包括孔口。也就是说，当杆头1106沿着纵向轴线1138移动时，液压流体可以通过杆头1106从第二腔室1102中的杆头1106的第一侧1118流到第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122。
图12是图6至图11的示例阻尼器600的示意图，其可操作地联接至图1的示例性飞机100的示例性液压系统1200。图12示出了图10和11的壳体1000的部件1134。在所示的示例中，壳体1000(例如，阻尼器600)包括孔口1202、过滤器阀1204、第一压力换能器1206、第二压力换能器1208、第一压力限制器1210、第二压力限制器1212、第一安全止回阀1214、第二安全止回阀1216、第一防空蚀阀1218、第二防空蚀阀1220、负载溢流阀1222以及飞行控制电子单元(FCEU)1224。在其他示例中，第一压力限制器1210和第二压力限制器1212可以从壳体1000和/或阻尼器600中省去。在所示的示例中，过滤器阀1204过滤来自飞机100的液压系统1200的液压流体。例如，过滤器阀1204在到达孔口1202之前过滤来自液压流体的碎屑。在所示的示例中，阻尼器600构造成产生的阻尼力具有基于孔口1202的尺寸和液压流体被推动通过孔口1202的速率的量度/大小(magnitude)。例如，孔口1202的尺寸可以基于气动颤振的预期量度。在一些示例中，孔口1202可具有大约0.01至0.2英寸的直径。但是，孔口1202的直径可以小于或大于基于预期量度的气动颤振的近似范围。在一些示例中，孔口1202的尺寸可以设置成提供过大的阻尼力。即，孔口1202的尺寸可被设定为基于气动颤振的预期量而过阻尼(例如，提供比必要的更大的阻尼力)。
在所示的示例中，第一压力换能器1206、第一压力限制器1210、第一安全止回阀1214和第一抗气蚀阀1218在第二腔室1102中流体地联接至杆头1106的第一侧1118，并且第二压力换能器1208、第二压力限制器1212、第二安全止回阀1216和第二抗气蚀阀1220在第二腔室1102中流体联接至杆头1106的第二侧1122。第一压力换能器1206和第二压力换能器1208监测阻尼器600的第二腔室1102的液压流体压力。在一些示例中，第一压力换能器1206和第二压力换能器1208基于在孔口1202处测量的和/或在第二腔室1102内的压力产生电信号。在一些示例中，在正常飞机操作期间，第一压力换能器1206和第二压力换能器1208监测第二腔室1102中的压力，并输出信号通知飞行机组阻尼器600工作不正常。在一些示例中，当第二腔室1102内的压力超过第一压力换能器1206和第二压力换能器1208的阈值以及第一压力限制器1210和第二压力限制器1212的阈值时，第一安全止回阀1214和第二安全止回阀1216可以打开。例如，第二腔室1102内的压力可以超过第一压力限制器1210的压力阈值(例如，第一压力限制器1210不再能够限制压力的压力)，并且第一安全止回阀1214可以打开并重新引导液压流体至负载释放阀1222。所示示例的负载释放阀1222在液压流体由于高温而膨胀和/或如果孔口1202被碎屑阻塞时将液压流体重新引导至过滤器阀1204。过滤器阀1204构造成用作泄放阀，以减轻来自阻尼器600的任何过大压力。在所示的示例中，第一和第二抗气蚀阀1218、1220构造成在加压的液压流体被供应到阻尼器600的第二腔室1102时减轻气蚀。例如，第一抗气蚀阀1218减轻了气泡的形成，并且减轻了因向阻尼器600供给液压流体而产生的过多的噪声和/或振动。
在所示示例中，FCEU 1224可操作地联接至第一压力换能器1206和第二压力换能器1208(例如，与之通信)。FCEU1224可以从第一压力换能器1206和第二压力换能器1208发送和/或接收数据，以确定阻尼器600是否正常工作，阻尼器600是否发生故障，和/或阻尼器600是否在主动地减轻气动颤振。
在一些示例中，阻尼器600被构造成在致动器402移动第二襟翼114时处于被动模式。例如，阻尼器600在致动器402在展开位置和缩回位置之间移动第二襟翼114时在第二襟翼114上提供最小的力(例如，小于20磅的阻力)。在一些示例中，阻尼器600被构造成响应于致动器402的故障而处于主动模式。例如，当致动器402发生故障时，第二襟翼114可向第二杆端1010提供阈值力以致动阻尼器600，从而减轻了气动颤振。
如本文所用，术语“被动模式”是指其中当液压流体通过第二腔室1102中的杆头1106的第一侧1118和第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122之间的孔口时致动器正常操作(例如，致动器正在致动襟翼)并且阻尼器提供可忽略的阻力(例如，小于20磅的阻力)的操作状态。如本文所用，术语“主动模式”是指一种工作状态，其中，当液压流体通过第二腔室1102中的杆头1106的第一侧1118和第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122之间的孔口时，阻尼器提供阻尼力(例如，大于20磅的阻力)，以减轻气动颤振。
图13是可以与本文公开的示例一起使用的另一示例阻尼器1300的剖视图。在图13的图示示例中，阻尼器1300以与图11的阻尼器600类似的方式操作。然而，与图11的阻尼器600相反，该阻尼器1300的壳体1000与圆柱体1002分离。即，阻尼器1300的壳体1000可与飞机100的固定机翼部分联接，该固定机翼部分与第一端1008和1010的联接器分开。在第一些示例中，阻尼器1300的壳体1000可以定位在除整流罩(例如，整流罩200)的内部之外的位置处。
图14是可以与本文公开的示例一起使用的另一示例阻尼器1400的剖视图。在图14的图示示例中，阻尼器1400以与图11的阻尼器600和图13的阻尼器1300类似的方式操作。然而，与图11的阻尼器600和图13的阻尼器1300相反，阻尼器1400包括示例性线性可变差分换能器(LVDT)1402。LVDT1402包括位于杆头1106的第一侧1118上的杆1104内的主体1404和芯1406。在所示的示例中，主体1404联接至第一端1008，芯1406联接至杆头1106。这样，例如，当杆1104沿纵向轴线1138移动时，芯1406在主体1404内运动以测量位移。LVDT 1402感测、测量和/或检测图14的杆1104的位置(例如，缩回位置，伸出位置等)。在一些示例中，LVDT1402可操作地联接至远程电子单元(REU)1408(例如，与之通信)，使得REU 1408可以接收和/或获得经由LVDT 1402感测、测量和/或检测的阻尼器位置反馈数据。在所示的示例中，将LVDT 1402定位在杆1104内允许REU 1408和/或FCEU 1224确定阻尼器1400是否正在主动阻尼襟翼。另外，将LVDT 1402定位在杆1104内消除了对测量襟翼位置的外部传感器的需要。这样，将LVDT 1402定位在杆1104内减轻了对外部传感器以及与外部传感器相关联的托架和连杆的需求，从而降低了成本和重量。
图15是表示用于在飞机的操作期间实现示例阻尼器600、1300、1400的示例性方法1500的流程图。方法1500开始于从压力换能器获得测量值(方框1502)。例如，FCEU 1224(或REU 1408)从第一压力换能器1206和第二压力换能器1208获得测量值。
在框1504处，确定绝对值是否大于阈值。例如，FCEU 1224确定(i)在第二腔室1102中的杆头1106的第一侧1118上的压力与(ii)在第二腔室1102中的杆头1106的第二侧1122上的压力之间的压力差的绝对值是否大于阈值。在一些示例中，阈值取决于孔口1202的尺寸和液压流体的流动速率。如果FCEU 1224确定绝对值不大于阈值，则方法1500进行到框1506，并且FCEU1224不发送消息。然后，方法1500结束。
如果FCEU 1224确定绝对值大于阈值，则方法1500进行到框1508，并且FCEU 1224发送消息以要求检查。例如，FCEU 1224在降落之后发送消息以要求对致动器402和阻尼器600进行检查。
在框1510处，FCEU 1224确定该结构是否完好。例如，FCEU确定压力差是否高，因为阻尼器600正在减轻气动颤振并且以比正常情况更快的速率运动。如果FCEU 1224确定该结构不是完好的，则方法1500进行到框1512，并且FCEU 1224发送消息以修理/更换该结构(例如，阻尼器、致动器等)。然后，方法1500结束。
如果FCEU 1224确定该结构是完好的，则方法1500进行到框1514，并且FCEU 1224发送消息以检查阻尼器并根据需要进行修理/更换。然后，方法1500结束。
根据前述内容，将认识到，以上公开的方法和设备减轻了气动颤振。本文公开的示例降低了与已知的颤振减轻技术相关的成本、复杂性和重量，并且对于其中飞机的机翼和/或襟翼具有相对薄的构造的实施方式是特别有利的。本文公开的示例避免了增加机翼和襟翼的厚度的需求，从而减轻了对飞机性能的负面影响。本文公开的示例避免了将后缘襟翼分段的需要，从而减轻了向飞机增加更多的重量(例如，更多的襟翼、更多的整流罩等)并降低了成本。本文公开的示例还避免了添加额外的襟翼支撑和致动器，从而减轻了对襟翼运动的过度约束，从而避免了机翼的中间支撑处的高负载。另外，本文公开的示例不刚性地抵抗运动，从而提供足够的力来抵抗襟翼的振荡运动并减小气动颤振。
在一些示例中，公开了一种设备。在一些公开的示例中，该设备包括整流罩、致动器和阻尼器。在一些公开的示例中，整流罩位于飞机机翼的底侧。在一些公开的示例中，致动器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，致动器联接至机翼和机翼的襟翼并在机翼和机翼的襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，阻尼器联接至机翼和襟翼并在机翼和襟翼之间延伸。
在一些公开的示例中，致动器被构造成使襟翼相对于机翼的固定后缘在缩回位置和展开位置之间移动。在一些公开的示例中，阻尼器被构造成阻尼襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。
在一些公开的示例中，阻尼器被构造成响应于致动器的故障而减轻襟翼的气动颤振。
在一些公开的示例中，阻尼器被构造成在襟翼处于缩回位置时减轻襟翼的气动颤振。
在一些公开的示例中，其中，阻尼器包括活塞杆，该活塞杆具有第一端和与该第一端相反的第二端。在一些公开的示例中，第一端联接至机翼，并且第二端联接至襟翼。
在一些公开的示例中，活塞杆的第一端在致动器的固定部分附近联接至机翼。在一些公开的示例中，活塞杆的第二端在致动器的可移动部分附近联接至襟翼。
在一些公开的示例中，阻尼器包括具有第一腔室和第二腔室的圆柱体。在一些公开的示例中，活塞杆包括在活塞杆的杆头的第一侧上位于第一腔室内的第一部分和在活塞杆的杆头的第二侧上位于第二腔室内的第二部分，该第二侧与杆头的第一侧相反定位。
在一些公开的示例中，杆头可沿着圆柱体的纵向轴线移动以向襟翼提供阻尼力。在一些公开的示例中，阻尼器构造成基于要被供应到阻尼器的加压的液压流体沿着纵向轴线移动。
在一些公开的示例中，阻尼器包括构造成接收加压的液压流体的孔口。在一些公开的示例中，阻尼器被构造成产生阻尼力，该阻尼力的大小基于孔口的尺寸。
在一些公开的示例中，该设备还包括过滤器阀和压力换能器。在一些公开的示例中，过滤器阀联接至飞机的液压系统。在一些公开的示例中，过滤器阀被构造成将加压的液压流体提供给阻尼器。在一些公开的示例中，压力换能器被构造成监测阻尼器的液压流体压力。
在一些公开的示例中，阻尼器被构造成在致动器使襟翼移动时处于被动模式。在一些公开的示例中，阻尼器被构造成响应于致动器的故障而处于主动模式。
在一些公开的示例中，该设备还包括负载释放阀，该负载释放阀被构造成释放来自阻尼器的压力。
在一些公开的示例中，该设备还包括抗气蚀阀，该抗气蚀阀被构造成在将加压的液压流体供应至阻尼器时减轻气蚀。
在一些示例中，公开了一种飞机。在一些公开的示例中，飞机包括机翼、整流罩、致动器和阻尼器。在一些公开的示例中，机翼具有固定部分和襟翼。在一些公开的示例中，襟翼可相对于固定部分移动。在一些公开的示例中，整流罩位于机翼的底侧。在一些公开的示例中，整流罩在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，致动器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，致动器联接至固定部分和襟翼并且在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。在一些公开的示例中，阻尼器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸。
在一些公开的示例中，致动器被构造成使襟翼相对于机翼的固定后缘在缩回位置和展开位置之间移动。在一些公开的示例中，阻尼器被构造成阻尼襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。
在一些公开的示例中，阻尼器被构造成响应于致动器的故障而减轻襟翼的气动颤振。
在一些公开的示例中，阻尼器被构造成在襟翼处于缩回位置时减轻襟翼的气动颤振。
在一些示例中，公开了一种方法。在一些公开的示例中，该方法包括使飞机机翼的襟翼相对于机翼的固定部分在缩回位置和展开位置之间移动。在一些公开的示例中，襟翼经由致动器移动，该致动器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，致动器布置在位于机翼的底侧上的整流罩中，并且在固定部分和襟翼之间延伸。在一些公开的示例中，该方法还包括阻尼襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。在一些公开的示例中，通过联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸的阻尼器来阻尼襟翼的运动。在一些公开的示例中，阻尼器设置在整流罩中。
在一些公开的示例中，响应于致动器的故障而发生襟翼的运动的阻尼。
在一些公开的示例中，当襟翼处于缩回位置时，发生襟翼的运动的阻尼。
尽管本文已经公开了某些示例性方法、设备和制品，但是该专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利的权利要求范围内的所有方法、设备和制造的物品。
条款1：一种设备，包括位于飞机(100)的机翼(104)的底侧(210)上的整流罩(200)；布置在整流罩中的致动器(400)，该致动器联接至机翼和机翼的襟翼(114)并在机翼和机翼的襟翼之间延伸；以及布置在整流罩中的阻尼器(600、1300、1400)，该阻尼器联接至机翼和襟翼并在机翼和襟翼之间延伸。
条款2：根据条款1所述的设备，其中，所述致动器被构造成使所述襟翼相对于所述机翼的固定后缘(116)在缩回位置和展开位置之间移动，并且所述阻尼器被构造成阻尼所述襟翼的运动，以减轻襟翼的气动颤振。
条款3：根据条款2所述的设备，其中，所述阻尼器被构造成响应于所述致动器的故障而减轻所述襟翼的气动颤振。
条款4：根据条款2所述的设备，其中，所述阻尼器被构造成当所述襟翼处于所述缩回位置时减轻所述襟翼的气动颤振。
条款5：根据条款1至4中任一项所述的设备，其中，所述阻尼器包括活塞杆(1104)，所述活塞杆具有第一端(1008)和与所述第一端相反定位的第二端(1010)，所述第一端联接至所述机翼，所述第二端联接至襟翼。
条款6：根据条款5所述的设备，其中，活塞杆的第一端在致动器的固定部分附近联接至机翼，并且活塞杆的第二端在致动器的可移动部分附近联接至襟翼。
条款7：根据条款5所述的设备，其中，阻尼器包括具有第一腔室(1100)和第二腔室(1102)的圆柱体(1002)，并且其中活塞杆包括在活塞杆的杆头(1106)的第一侧(1118)上位于第一腔室内的第一部分(1116)以及在杆头的第二侧(1122)上位于第二腔室内的第二部分(1120)，该第二侧与杆头的第一侧相反定位。
条款8：根据条款7所述的设备，其中，所述杆头可沿所述圆柱体的纵向轴线(1138)移动，以向所述襟翼提供阻尼力，所述阻尼器被构造成基于被供应到阻尼器的加压的液压流体而沿所述纵向轴线移动。
条款9：根据条款1至条款8中的任一项所述的设备，其中，所述阻尼器包括被构造成接收加压的液压流体的孔口(1202)，所述阻尼器被构造成产生具有基于所述孔口的大小的量度的阻尼力。
条款10：根据条款1至条款9中的任一项所述的设备，还包括：过滤器阀(1204)，其联接至所述飞机的液压系统(1200)，所述过滤器阀被构造成向所述阻尼器提供加压的液压流体，以及被构造成监测阻尼器的液压液位的压力换能器(1206、1208)。
条款11：根据条款10所述的设备，其中，所述阻尼器被构造成在所述致动器使所述襟翼移动时处于被动模式，并且其中，所述阻尼器被构造成响应于所述致动器的故障而处于主动模式。
条款12：根据条款10所述的设备，还包括负载释放阀(1222)，该负载释放阀被构造成释放来自阻尼器的压力。
条款13：根据条款10所述的装置，还包括被构造成在将加压的液压流体供应至阻尼器时减轻气蚀的抗气蚀阀(1218、1220)。
条款14：一种飞机(100)，包括具有固定部分和襟翼(114)的机翼(104)，所述襟翼可相对于所述固定部分移动；位于机翼的底侧(210)上的整流罩(200)，该整流罩在固定部分和襟翼之间延伸；致动器(400)，其设置在整流罩中，该致动器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸，以及设置在整流罩中的阻尼器(600、1300、1400)，该阻尼器联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸。
条款15：根据条款14所述的飞机，其中，所述致动器被构造成使所述襟翼相对于所述机翼的固定后缘(116)在缩回位置和展开位置之间移动，并且所述阻尼器被构造成阻尼所述襟翼的运动，以减轻襟翼的气动颤振。
条款16：根据条款15所述的飞机，其中，阻尼器被构造成响应于致动器的故障而减轻襟翼的气动颤振。
条款17：根据条款15所述的飞机，其中，阻尼器被构造成在襟翼处于缩回位置时减轻襟翼的气动颤振。
条款18：一种方法，包括相对于机翼的固定部分在缩回位置和展开位置之间移动飞机(100)的机翼(104)的襟翼(114)，该襟翼通过致动器(400)被移动，致动器(400)联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸，致动器被设置在位于机翼的底侧(210)上的整流罩(200)中，并在固定部分和襟翼之间延伸；以及襟翼的阻尼运动以减轻襟翼的气动颤振，襟翼的运动通过联接至固定部分和襟翼并在固定部分和襟翼之间延伸的阻尼器(600、1300、1400)被阻尼，阻尼器设置在整流罩中。
条款19：根据条款18所述的方法，其中，响应于所述致动器的故障，发生所述襟翼的运动的阻尼。
条款20：根据条款18所述的方法，其中，当襟翼处于缩回位置时，会发生襟翼的运动的阻尼。

Claims (15)

1.一种设备，包括：
位于飞机(100)的机翼(104)的底侧(210)上的整流罩(200)；
布置在所述整流罩中的致动器(400)，所述致动器联接至所述机翼和所述机翼的襟翼(114)并在所述机翼和所述襟翼之间延伸；和
阻尼器(600、1300、1400)，其设置在所述整流罩中，所述阻尼器联接至所述机翼和所述襟翼并在所述机翼和所述襟翼之间延伸。
2.根据权利要求1所述的设备，其中，所述致动器被构造成使所述襟翼相对于所述机翼的固定后缘(116)在缩回位置和展开位置之间移动，并且所述阻尼器被构造成阻尼所述襟翼的运动，以减轻所述襟翼的气动颤振。
3.根据权利要求2所述的设备，其中，所述阻尼器被构造成(a)响应于所述致动器的故障或(b)当所述襟翼处于所述缩回位置时，减轻所述襟翼的气动颤振。
4.根据权利要求1所述的设备，其中，所述阻尼器包括活塞杆(1104)，所述活塞杆具有第一端(1008)和与所述第一端相反定位的第二端(1010)，所述第一端联接至所述机翼，所述第二端联接至所述襟翼。
5.根据权利要求4所述的设备，其中，所述活塞杆的所述第一端在所述致动器的固定部分附近联接至所述机翼，并且所述活塞杆的所述第二端在所述致动器的可移动部分附近联接至所述襟翼。
6.根据权利要求4所述的设备，其中，所述阻尼器包括具有第一腔室(1100)和第二腔室(1102)的圆柱体(1002)，并且其中，所述活塞杆包括在所述活塞杆的杆头(1106)的第一侧(1118)上位于所述第一腔室内的第一部分(1116)和在所述杆头的第二侧(1122)上位于所述第二腔室内的第二部分(1120)，所述第二侧与所述杆头的所述第一侧相反定位，并且可选地，其中所述杆头可沿所述圆柱体的纵向轴线(1138)移动以向所述襟翼提供阻尼力，该阻尼器被构造成基于要被供应至所述阻尼器的加压的液压流体而沿所述纵向轴线移动。
7.根据权利要求1所述的设备，其中，所述阻尼器包括被构造成接收加压的液压流体的孔口(1202)，所述阻尼器被构造成产生具有基于所述孔口的尺寸的大小的阻尼力。
8.根据权利要求1至7中的任一项所述的设备，还包括：
过滤器阀(1204)，其联接至所述飞机的液压系统(1200)，所述过滤器阀被构造成向所述阻尼器提供加压的液压流体；和
压力换能器(1206、1208)，其被构造成监测所述阻尼器的液压液位。
9.根据权利要求8所述的设备，其中，所述阻尼器被构造成在所述致动器正移动所述襟翼时处于被动模式，并且其中，所述阻尼器被构造成响应于所述致动器的故障而处于主动模式。
10.根据权利要求8所述的设备，其进一步包括被构造成从所述阻尼器释放压力的负载释放阀(1222)或被构造成在所述加压的液压流体正被提供给所述阻尼器时减轻气蚀的抗气蚀阀(1218、1220)中的至少一个。
11.一种飞机(100)，包括：
具有固定部分和襟翼(114)的机翼(104)，所述襟翼可相对于所述固定部分移动；
位于所述机翼的底侧(210)上的整流罩(200)，所述整流罩在所述固定部分和所述襟翼之间延伸；
设置在所述整流罩中的致动器(400)，所述致动器联接至所述固定部分和所述襟翼并在所述固定部分和所述襟翼之间延伸；以及
设置在所述整流罩中的阻尼器(600、1300、1400)，所述阻尼器联接至所述固定部分和所述襟翼并在所述固定部分和所述襟翼之间延伸。
12.根据权利要求11所述的飞机，其中，所述致动器被构造成使所述襟翼相对于所述机翼的固定后缘(116)在缩回位置和展开位置之间移动，并且所述阻尼器被构造成阻尼所述襟翼的运动以减轻襟翼的气动颤振。
13.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述阻尼器被构造成(a)响应于所述致动器的故障或(b)当所述襟翼处于所述缩回位置时，减轻所述襟翼的气动颤振。
14.一种方法，包括：
使飞机(100)的机翼(104)的襟翼(114)相对于所述机翼的固定部分在缩回位置和展开位置之间移动，所述襟翼经由致动器(400)被移动，所述致动器联接至所述固定部分和所述襟翼并在所述固定部分和所述襟翼之间延伸，所述致动器被设置在位于所述机翼的底侧(210)上的整流罩(200)中并在所述固定部分和所述襟翼之间延伸；和
阻尼所述襟翼的运动以减轻所述襟翼的气动颤振，所述襟翼的所述运动通过联接至所述固定部分和所述襟翼并在所述固定部分和所述襟翼之间延伸的阻尼器(600、1300、1400)被阻尼，所述阻尼器设置在所述整流罩中。
15.根据权利要求18所述的方法，其中，(a)响应于所述致动器的故障，或(b)当所述襟翼处于所述缩回位置时，发生对所述襟翼的所述运动的所述阻尼。
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