CN113518745A - 机翼前缘装置和具有这种机翼前缘装置的机翼 - Google Patents

Abstract

提出了一种机翼前缘装置(2、42)，其包括缝翼本体(4、42)以及至少一个驱动装置(14)，该缝翼本体(4、42)具有带前蒙皮(8)的前侧(6)和带后蒙皮(12)的后侧(10)，所述至少一个驱动装置(14)具有至少一个凸出部(18、20)和缝翼导轨(16)，其中后侧(10)在前蒙皮(8)的上翼展边缘(26)与前蒙皮(8)的下翼展边缘(28)之间延伸，其中后侧(10)由连续弯曲的曲线轮廓限定，以用于接纳固定前缘(32)，其中所述至少一个凸出部(18、20)至少部分地布置在后侧(10)与前侧(6)之间，并且其中，缝翼导轨(16)与所述至少一个凸出部(18、20)联接。与缝翼本体(4、42)的连接点被向前移动地更靠前，以改善载荷引入并减小作用在驱动机构上的力矩。

Description

机翼前缘装置和具有这种机翼前缘装置的机翼

技术领域

本发明涉及一种机翼前缘装置、具有固定前缘和机翼前缘装置的机翼以及飞行器。

背景技术

为了增大商用飞行器机翼的升力系数，高升力系统是已知的。这些高升力系统可能包括后缘襟翼和前缘装置。在起飞和着陆期间，它们通常被启用、即从缩回位置移动到伸展位置。为此，使用了驱动机构，所述驱动机构通过适当的接头、齿轮和其他装置与相应的流动体和驱动器联接。

前缘缝翼通常包括前蒙皮、后蒙皮和用于与缝翼导轨联接的机械接合部。前缘缝翼设计为直接布置在机翼的固定前缘的前方，其中驱动机构从固定前缘朝向缝翼突出。常见的实施方式包括由布置在固定前缘中的履带支撑滚轮引导的缝翼导轨，其中缝翼导轨突出穿过固定前缘的前翼梁。对于许多载荷的情况，所产生的空气载荷矢量指向更前方，因此与前缘缝翼上的接合点有偏移。这种偏移导致在固定前缘结构中引入附加的力矩。

EP3395679A1示出了布置在机翼上的缝翼，以及用于将缝翼可移动地连接到主翼上使得缝翼能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间以预定运动进行移动的连接组件。机翼的固定前缘的前翼梁，其中连接组件的长型导引件完全布置在前翼梁与缝翼之间的内部空间中。

发明内容

本发明的一个目的是提出一种替代的机翼前缘装置，该机翼前缘装置改进了其与驱动机构的联接并且减少了穿过固定前缘的结构的穿透。

该目的通过具有独立权利要求1的特征的机翼前缘装置实现。有利的实施方式和进一步的改进可以由从属权利要求和以下描述中得到。

提出了一种机翼前缘装置，其包括缝翼本体以及至少一个驱动装置，该缝翼本体具有带前蒙皮的前侧和带后蒙皮的后侧，所述至少一个驱动装置具有至少一个凸出部和缝翼导轨，其中，后侧在前蒙皮的上翼展边缘与前蒙皮的下翼展边缘之间延伸，其中，后侧由连续弯曲的曲线轮廓限定，以用于接纳机翼的固定前缘，其中，所述至少一个凸出部至少部分地布置在后侧与前侧之间，并且其中，缝翼导轨与所述至少一个凸出部联接。

缝翼本体可以包括沿着翼展方向延伸的长型形状并且包括特定曲线轮廓。曲线轮廓主要由所需的空气动力学特性决定。优选地，缝翼足够强以用于预期目的。优选地，缝翼本体包括加强元件，诸如布置在前蒙皮的内侧上的肋和/或纵梁。此外，缝翼本体的一些部分可以包括载荷引入装置，所述载荷引入装置在机械上适于在缝翼本体与驱动机构之间进行可靠的载荷传递。

前蒙皮是根据空气动力学要求设计的。前蒙皮包括上边缘和下边缘，所述上边缘和下边缘两者都沿翼展方向延伸。前蒙皮在这些边缘之间基本上以凹形形状延伸。在后面的位置处，即在前蒙皮的内侧的后面，形成缝翼本体的后侧。后侧的特征在于下述的至少理论上的、表面状的界线：该界线适配于固定前缘的外部形状，机翼前缘装置将附接到该固定前缘。缝翼本体的后侧旨在：在缩回状态下，以非常紧密的方式装配到固定前缘上。在一些实施方式中，整个后侧包括后蒙皮，该后蒙皮遵循该理论上的表面状形状。在一些实施方式中，这种后蒙皮可以包括切去部分或凹部。在更进一步的实施方式中，后蒙皮可包括沿其整个翼展延伸部的缩减部。

将缝翼导轨与所述至少一个凸出部联接并不一定意味着直接连接。还可以使用布置在缝翼导轨与所述至少一个凸出部之间的附加连杆、板或任何其他部件来联接所述至少一个凸出部和缝翼导轨。因此，在下文中，术语“联接”通常被理解为直接或间接连接。

本发明的要点在于：至少部分地在后侧与前侧之间、即在后侧与前蒙皮之间提供至少一个凸出部。因此，所需的接头和联接装置基本上完全在缝翼本体内部。这允许将对于空气载荷矢量产生的反作用力移动到前向方向上，以形成上文中提到的明显减小的偏移。因此，作用在固定前缘上的附加力矩也减小了。缝翼导轨不必需要被支撑在固定前缘的前翼梁后面的区域中。因此消除了穿过前翼梁的穿透，这反过来又减少了对固定前缘设计的影响。总的来说，固定前缘的设计因此得到了极大的改进。

还应当理解，根据本发明的机翼前缘装置优选地包括用于单个缝翼本体的两个上述的驱动装置，以提供整个缝翼本体在翼弦方向上的期望运动。

在有利的实施方式中，前蒙皮和后侧围出中空空间，其中，所述至少一个凸出部至少部分地布置在中空空间内。因此，所述至少一个凸出部和与驱动机构相关联的连接部被提供在更靠前的前向位置中，这产生与前缘装置的进一步改进的联接和针对预期空气载荷矢量冲击的进一步改进的机械设计。

在另一有利实施方式中，中空空间由前蒙皮和后蒙皮围出，其中，所述至少一个凸出部完全布置在中空空间内。因此，连接到驱动机构的最终位置是尽可能靠前的。

有利地，至少一个驱动装置包括第一凸出部、第二凸出部和支撑连杆，其中支撑连杆与第二凸出部和缝翼导轨可旋转地联接。支撑连杆因此使缝翼本体的旋转位置稳定。彼此相距一段距离的第一凸出部和第二凸出部的布置允许将相当大的力矩从缝翼本体传递到缝翼导轨中。为了最小化这种布置所需的空间，支撑连杆可以尽可能小。

缝翼导轨可以与第一凸出部可旋转地联接。第一凸出部可布置在第二凸出部的前方并且缝翼导轨因此可以尽可能靠前地布置。

在一个非常有利的实施方式中，至少一个凸出部布置在缝翼本体的加强肋上。因此，结合了两种功能、即经由肋本身的加强功能和经由结合到肋中的至少一个凸出部的载荷引入功能。

更进一步地，加强肋可以部分地延伸穿过后蒙皮。在该实施方式中，在紧凑性、可用空间、维护和轴承设计之间进行了平衡。虽然可以将肋和第一凸出部完全布置在由前蒙皮和后侧限定的空间内，但是可以容许肋穿过后蒙皮略微突出。

有利地，缝翼本体可以包括至少一个穿过后蒙皮的切去部分，以用于将缝翼导轨进给到缝翼本体中。该切去部分可以尽可能小以允许将缝翼导轨进给到缝翼本体中，但在考虑到振动、温度偏差、载荷和解载荷状态等因素的情况下，也可以留出足够的间隙。此外，切去部分可以被设计以满足安装、组装和拆卸要求。

在使用切去部分的情况下，如果切去部分布置在距上边缘和下边缘中的至少一者一段距离处，则可能是有益的。然后，切去部分可以仅在各边缘之间在后蒙皮的内部部分上延伸，并且如果需要，可以最大程度地到达各边缘中的一个边缘。

在另一有利的实施方式中，缝翼本体可以包括后蒙皮的缩减部，该缩减部在翼展方向上基本上沿着缝翼本体的整个延伸部延伸，其中，至少一个凸出部布置在缩减部中。这种设计能够使得重量减轻并且使安装、组装和拆卸简化。

优选地，缝翼导轨包括弯曲导轨部分和前腿，其中，前腿以相对于弯曲导轨部分的在弯曲导轨部分与前腿之间的连接点处的切线成角度的方式固定地布置，并且其中支撑连杆可旋转地连接到前腿。

本发明还涉及一种具有固定前缘的机翼和根据上述描述的机翼前缘装置，其中至少一个驱动装置与固定前缘联接，使得缝翼导轨可移动地支撑在固定前缘上，使得缝翼能够在缩回位置与伸出位置之间移动，在缩回位置中，后蒙皮直接位于固定前缘的前蒙皮前方，在伸出位置，后蒙皮位于固定前缘的更靠前的前方。

有利地，固定前缘包括前翼梁，其中，缝翼导轨由多个导轨支撑滚子支撑，并且其中，导轨支撑滚子布置在固定前缘的前翼梁与固定前缘的前蒙皮之间。滚子能够可旋转地布置在位于固定前缘中的加强肋上。用于滚子的轴承因此可以布置在加强肋的一部分上，该部分被布置在固定前缘的前蒙皮之间。

更进一步地，驱动装置可以被设计成：使得至少在缝翼的缩回位置中，缝翼本体上的空气载荷的矢量延伸到第一凸出部与第二凸出部之间的区域中。在伸出位置中，空气载荷的矢量也可以延伸到第一凸出部与第二凸出部之间的区域中。伸出位置可以是完全伸出位置或程度较小的伸出位置。

附图说明

本发明的其他特征、优点和潜在应用源自以下对图中示出的示例性实施方式的描述。在这方面，所有描述的和/或图示的特征也单独地和以任意组合的方式构成本发明的对象，而不管它们在各个权利要求中的构成或它们对其他权利要求的引用。此外，相同或相似的对象在图中由相同的附图标记标识。

图1以侧视图示出前缘装置2的第一示例性实施方式。

图2以侧视图示出了典型的空气载荷矢量和所产生的结构载荷。

图3以侧视图示出了具有沿着翼展延伸部的缩减部的另一实施方式。

图4以侧视图示出了用于支撑缝翼导轨的滚子导引件。

图5以三维视图示出了飞行器。

具体实施方式

图1示出了机翼前缘装置2的第一实施方式，其包括缝翼本体4，该缝翼本体4具有带前蒙皮8的前侧6和带后蒙皮12的后侧10。驱动装置14与缝翼本体4联接并且包括缝翼导轨16和第一凸出部18。另外，第二凸出部20布置在缝翼本体4上并且与支撑连杆22联接，支撑连杆22继而与缝翼导轨16在连接接头24上可旋转地联接。前蒙皮8包括上翼展边缘26和下翼展边缘28。前蒙皮8在这两个边缘26与28之间延伸、具有在前向方向上向外凸出的凸起形状。在边缘26与28之间延伸并与前蒙皮8相距一段距离的后侧10构成下述界线：该界线通过后蒙皮12和延伸直至下边缘28的虚线30表示。后蒙皮12包括上后蒙皮边缘25和下后蒙皮边缘27。后蒙皮边缘25和27两者都附接到前蒙皮8。由于后侧10的设计，使得能够移动缝翼本体4靠近机翼的附接有装置2的固定前缘32。

在该示例性实施方式中，前蒙皮12包括切去部分34，该切去部分34与上边缘26和下边缘28两者都相距一段距离。切去部分34使得能够将缝翼导轨16引导到缝翼本体4的中空空间36。

此外，在该示例性实施方式中，第一凸出部18和第二凸出部20布置在缝翼本体4内部的肋38上。肋38可以以加强肋的形式实现，其被设置成用于至少在设计空气载荷下支撑缝翼本体4的外部几何形状。通过将切去部分34布置到后蒙皮12中，肋38的后侧能够容易接近，以用于与缝翼导轨16和支撑连杆22联接。因此，与普通前缘装置相比，缝翼导轨16、支撑连杆22以及凸出部18和20被安置地更靠前，使得驱动机构14几乎处于最前方的位置。这改善了空气载荷向驱动机构14的传递并减少了需要在缝翼导轨16的外端处补偿的力矩。此外，用于支撑缝翼导轨16(见图4)的滚子可以通畅地沿前向方向移动以被安置在固定前缘32的前翼梁的前面(见图4)。

在该示例性实施方式中，缝翼导轨16包括弯曲导轨部分17和前腿19，连接点21位于弯曲导轨部分17与前腿19之间。前腿19与弯曲导轨部分17的在连接点21处的切线21成角度α地布置。支撑连杆22可旋转地连接到前腿19。

图2示出了前缘装置2内部的取决于作用在缝翼本体4上的空气载荷的合力。示出了两个稍微不同的例子，所述两个例子用I和II编号。载荷工况I代表空气载荷矢量40，其方向直接延伸穿过第一凸出部18。在另一载荷工况II中，空气载荷矢量40与载荷工况I相比有轻微的偏移。在此，矢量延伸穿过第一凸出部18与连接接头24之间的位置。在第一工况I中，基本上只有第一凸出部18需要通过相应的反作用力41来补偿空气载荷，并且因此该反作用力41可以基本上是空气载荷的反向力。然而，在第二种工况II中，第一凸出部18和连接接头24两者都需要通过各自的反作用力43a和43b来补偿空气载荷40。然而，在常见的前缘装置中，空气载荷矢量40沿前向方向偏移，使得反作用力43a和43b大得多。

在图3中示出了机翼前缘装置45中的略微修改的缝翼本体42，该缝翼本体42包括大致沿缝翼本体42的整个翼展延伸部延伸的完整的缩减部44。在此，肋38可以伸出到缩减部44中并且在前蒙皮8与后侧10之间能够容易地接近第一凸出部18和第二凸出部20。该示例性实施方式具有有利的低重量并且仍然允许缝翼本体42靠近固定前缘32定位。

图4图示出了支撑缝翼导轨16的可能的滚子或滚子导引件46。滚子导引件46被可旋转地支撑并且分布在固定前缘32中，以便为缝翼导轨16提供单一运动路径。因此，缝翼导轨16可以仅沿着取决于缝翼导轨16的形状和滚子导引件46的位置的单一运动路径移动。引入驱动机构14的所有载荷可以通过滚子导引件46传递到固定前缘32中。

使用常见的设计理念，固定前缘32包括加强结构，该加强结构可以包括多个翼梁。前翼梁48布置在距实际前缘一段距离的前向位置处。与普通前缘装置相比，通过移动驱动机构14并因此使滚子导引件46更靠前，前翼梁48不需要被缝翼导轨16穿过。因此，固定前缘32的结构稳定性不受为了缝翼导轨16的可移动性而需要的任何凹部或切去部分的影响。

最后，图5示出了具有机翼52的飞行器50，机翼前缘装置2布置在机翼52上。

另外，需要指出的是，“包括”不排除其他要素或步骤，“一个”或“一”不排除复数。此外，应当指出，已经参考上述示例性实施方式中的一个实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤结合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。

附图标记列表

2机翼前缘装置

4缝翼本体

6前侧

8前蒙皮

10后侧

12后蒙皮

14驱动装置

16缝翼导轨

17弯曲导轨部分

18第一凸出部

19前腿

20第二凸出部

21连接点21

22支撑连杆

23切线

24连接接头

26上翼展边缘

28下翼展边缘

30虚线

32固定前缘

34切去部分

36中空空间

38加强肋

40空气载荷矢量

41反作用力

42缝翼本体

43a、43b反作用力

44缩减部

45机翼前缘装置

46滚子导引件

48前翼梁

50飞行器

52机翼

Claims (15)

1.一种机翼前缘装置(2、45)，包括缝翼本体(4、42)以及至少一个驱动装置(14)，所述缝翼本体(4、42)具有带前蒙皮(8)的前侧(6)和带后蒙皮(12)的后侧(10)，所述至少一个驱动装置(14)具有至少一个凸出部(18、20)和缝翼导轨(16)，

其中，所述后侧(10)在所述前蒙皮(8)的上翼展边缘(26)与所述前蒙皮(8)的下翼展边缘(28)之间延伸，

其中，所述后侧(10)由连续弯曲的曲线轮廓限定以用于接纳机翼(52)的固定前缘(32)，

其中，所述至少一个凸出部(18、20)至少部分地布置在所述后侧(10)与所述前侧(6)之间，并且

其中，所述缝翼导轨(16)与所述至少一个凸出部(18、20)联接。

2.根据权利要求1所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述前蒙皮(8)和所述后侧(10)围出中空空间(36)，其中，所述至少一个凸出部(18、20)至少部分地布置在所述中空空间(36)内。

3.根据权利要求2所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述中空空间(36)由所述前蒙皮(8)和所述后蒙皮(12)围出，以及

其中，所述至少一个凸出部(18、20)完全地布置在所述中空空间(36)内。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述至少一个驱动装置(14)包括第一凸出部(18)、第二凸出部(20)和支撑连杆(22)，并且

其中，所述支撑连杆(22)与所述第二凸出部(20)和所述缝翼导轨(16)可旋转地联接。

5.根据权利要求4所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述缝翼导轨(16)与所述第一凸出部(18)可旋转地联接。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述至少一个凸出部(18)布置在所述缝翼本体(4、42)的加强肋(38)上。

7.根据权利要求6所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述加强肋(38)部分地延伸穿过所述后蒙皮(12)。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述缝翼本体(4、42)包括至少一个穿过所述后蒙皮(12)的切去部分(34)，以用于将所述缝翼导轨(16)进给到所述缝翼本体(4、42)中。

9.根据权利要求8所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述后蒙皮(12)包括附接到所述前蒙皮(8)的上后蒙皮边缘(25)和下后蒙皮边缘(27)，并且

其中，所述切去部分(34)布置在距所述上后蒙皮边缘(25)和所述下后蒙皮边缘(27)中的至少一者一段距离处。

10.根据权利要求1至7中的任一项所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述缝翼本体(4、42)包括在翼展方向上基本上沿着所述缝翼本体(4、42)的整个延伸部延伸的所述后蒙皮(12)的缩减部(44)，其中所述至少一个凸出部(18、20)布置在所述缩减部(44)中。

11.根据权利要求4所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述缝翼导轨(16)包括弯曲导轨部分(17)和前腿(19)，其中，所述前腿(19)以相对于所述弯曲导轨部分(17)的在所述弯曲导轨部分(17)与所述前腿(19)之间的连接点(21)处的切线(23)成角度(α)的方式固定地布置，并且

其中，所述支撑连杆(22)可旋转地连接到所述前腿(19)。

12.一种机翼(52)，所述机翼(52)具有固定前缘(32)和根据前述权利要求中的任一项所述的机翼前缘装置(2、45)，

其中，所述至少一个驱动装置(14)与所述固定前缘(32)联接，使得所述缝翼导轨(16)以使得所述缝翼本体(4、42)能够在缩回位置与伸出位置之间移动的方式可移动地支撑在所述固定前缘(32)上，在所述缩回位置中，所述后蒙皮(12)直接位于所述固定前缘(32)的前蒙皮的前方，在所述伸出位置中，所述后蒙皮(12)位于所述固定前缘(32)的更靠前的前方。

13.根据权利要求12所述的机翼(52)，

其中，所述固定前缘(32)包括前翼梁(48)，

其中，所述缝翼导轨(16)由多个滚子导引件(46)支撑，并且

其中，所述滚子导引件(46)布置在所述固定前缘的所述前翼梁(48)与所述固定前缘的前蒙皮之间。

14.根据权利要求12或13和权利要求4所述的机翼(52)，

其中，所述驱动装置(14)被设计成使得：至少在所述缝翼本体(4、42)的缩回位置中，所述缝翼本体(4、42)上的空气载荷矢量(40)延伸到所述第一凸出部(18)与所述第二凸出部(20)之间的区域中。

15.一种飞行器(50)，所述飞行器(50)具有至少一个根据权利要求12至14中的任一项所述的机翼(52)。

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