飛行器的制作方法

專利名稱：飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及飛行器。
背景技術：
雖然可用在任何飛行器中，本發明及其基于的問題將參照飛行器更 詳細地說明。
多數飛行器具有連接到所述飛行器的機翼的一個或多個著陸襟翼。 著陸襟翼具有收回位置和伸出位置，在所述收回位置，所述著陸襟翼裝
載在機翼下面，在所述伸出位置，所述著陸襟翼向下彎曲進入到空氣流 內以產生對飛行器額外的升力。襟翼繞著與機翼的后緣大致平行延伸的 旋轉軸線在收回位置與伸出位置之間旋轉。通常，旋轉軸線由將襟翼以 關節的方式連接到機翼的多個軸承限定。軸承通常布置在機翼下的整流 器內。由于橫向(即，大致遠離飛行器的機身或朝向所述機身)作用在襟 翼上的航空動力載荷和其它力，軸承中的一個通常被構造成為定位軸 承，而其它軸承被構造成為非定位軸承。定位軸承防止襟翼沿橫向方向 相對于機翼運動。
這種定位軸承需要承擔高彎曲力矩。因此，所述定位軸承的尺寸必 須被形成地相對較大，這也導致所述定位軸承的整流器沿機翼的橫向方 向比較大。這增加了對飛行器的氣動阻力。這還具有多種負面影響，諸 如例如增加飛行器的油耗。

發明內容
因此，本發明的一個目的在于提供一種飛行器，其中可以減小由 定位軸承的相對較大整流器產生的阻力。
根據本發明，這個目標通過具有權利要求1的特征的飛行器實現。 根據本發明，提供了一種飛行器，包括機身；安裝到機身的翼面；和用于操縱飛行器的襟翼。連接裝置將襟翼以關節的方式連接到翼 面，使得允許襟翼在收回位置與伸出位置之間繞著大致平行于翼面的后 緣或前緣的旋轉軸線旋轉，并允許所述襟翼沿著大致平行于旋轉軸線的 方向平移。桿將襟翼以關節的方式連接到翼面或機身，其中桿限定襟翼 沿著與旋轉軸線大致平行的方向進行平移。
本發明基于的思想在于提供使襟翼相對于翼面旋轉的連接裝置和限 定襟翼沿著平行于旋轉軸線的方向進行平移的桿，其中連接裝置與桿空 間分離。因此，桿承受基本沿與旋轉軸線平行的方向(即，例如如前面所 述的襟翼的橫向方向)作用的載荷。因此，在連接裝置中基本上沒有產生 彎曲力矩，并且可以將所述連接裝置的尺寸形成得更小。這又減小了整 流器的尺寸，其中優選地布置連接裝置。因此，減小了飛行器的氣動阻 力，從而又使飛行器的油耗減小。
在本發明中，"平移"表示沿著與旋轉軸線大致平行的方向的襟翼運 動。"襟翼的平移"也可以僅表示襟翼的分量運動。例如，襟翼可以具有 沿相對于旋轉軸線的徑向方向的另一個分量運動。
對于本發明，"桿"是指剛性連桿。優選地，剛性連桿具有稍長形 狀，所述稍長形狀具有沿連桿的長度大致恒定的橫截面。
根據本發明，"桿限定平移"表示在收回位置與伸出位置(并且包 括)之間的任何位置處，桿防止襟翼在諸如來自作用在襟翼上的襟翼致 動器的內部載荷和諸如作用在襟翼上的氣動載荷的外部載荷下平移。此 外，在本發明中，"桿限定平移"表示當襟翼在所述襟翼的收回位置與 所述襟翼的伸出位置(并包括)之間旋轉為零時，這表示實際沒有平 移，或在幾毫米或厘米的范圍內的平移，桿在這兩種情況中的任何一種 之間控制襟翼的平移。
根據本發明的一個優選實施例，桿被構造成使得當襟翼在所述襟翼 的收回位置與所述襟翼的伸出位置之間旋轉時，襟翼沿著與旋轉軸線平 行的方向平移。因此，當襟翼在所述襟翼的收回與伸出位置之間旋轉 時，桿不僅防止在內部載荷或外部載荷作用下襟翼沿與旋轉軸線平行的 方向運動，而且使襟翼具有非零平移。例如，通過此實施例，可以利用 桿操縱飛行器的外襟翼相對于內襟翼的運動，所述襟翼和所述內襟翼被布置成相互鄰接。因此，當兩個襟翼從收回位置旋轉到伸出位置時，由 于桿可以被構造成使外襟翼遠離內襟翼移動，因此，可以分別防止內襟 翼和外襟翼在所述內襟翼和外襟翼的伸出位置中碰撞。此實施例的另一 優點在于可以布置在收回位置與伸出位置之間致動的致動器，使得即 使在掠翼后緣或前緣的情況下，所述致動器也基本上沿飛行方向延伸。 這將從圖的描述變得更明顯。
根據優選實施例，在襟翼的收回位置，桿大致平行于旋轉軸線延 伸，并且在伸出位置，所述襟翼與旋轉軸線形成一定角度。因此，當襟 翼繞著旋轉軸線旋轉時，桿平行于旋轉軸線將襟翼拉向桿與翼面的連接 點。
根據另一個優選的實施例，桿具有在所述桿的一端處將所述桿連 接到前緣、后緣或襟翼的側部中的一個的關節接頭，和在所述桿的另一 端處將所述桿連接到機身或翼面的關節接頭。在本發明中，"關節接頭" 指提供至少兩個，優選地三個旋轉自由度的接頭。關節接頭可以例如被 構造成為球窩接頭。在襟翼是所述襟翼的一端鄰接機身的襟翼的情況 下，將桿的另一端適當地連接到機身。因為幾何形狀的原因，在這種情 況下，將桿的一端通過關節接頭連接到鄰接機身的襟翼的側部也是實用 的。
根據另一個優選的實施例，利用多個支柱，優選地為四個支柱，將 在桿的另一端處將桿連接到翼面的關節接頭固定地連接到翼面的后翼梁 或前翼梁。這產生非常剛性和重量輕的結構，其中來自桿的載荷以分布 的方式傳遞給后翼梁或前翼梁。
優選地，相鄰支柱被布置成V形。這甚至更好地提高了載荷分布。
根據另一個優選的實施例，連接裝置包括至少兩個桿件，所述至少 兩個桿件沿旋轉軸線彼此分隔開，并將襟翼以關節的方式連接到翼面和/ 或機身。依此方式，提高了襟翼繞旋轉軸線的旋轉性，同時將襟翼保持 在大致平行于旋轉軸線的位置中。這還包括以下布置其中兩個桿件具 有不同的長度，從而使襟翼相對于旋轉軸線略微歪斜。
根據另一個優選的實施例，桿件中的至少一個為三角形形狀，所述桿件中的至少一個具有將所述桿件中的至少一個連接到翼面的、在所述 桿件中的至少一個的角處的關節接頭和將所述桿件中的至少一個連接到 襟翼的、沿著與所述關節接頭相對側的關節接頭。在本發明中，"鉸鏈接 頭"指優選地僅具有單個自由度的接頭。單個自由度例如可以利用鉸接在 襯套中的銷提供。這種布置以低重量提供了高剛性。
根據本發明的另一個優選實施例，桿件中的至少一個具有在所述桿 件中的至少一個的一端處連接到機身的關節接頭和在所述桿件中的至少 一個的另一端處連接到耳軸的關節接頭，所述耳軸固定到襟翼，其中， 耳軸在大致垂直于旋轉軸線的平面中不可旋轉地固定到桿件。正好類似 上述三角形桿件的這種類型的桿件允許襟翼繞著旋轉軸線旋轉和大致平 行于旋轉軸線進行平移。使桿件不可旋轉地連接到耳軸使得可以將旋轉 力矩從桿件傳遞給耳軸。然而，沿耳軸的方向的力不能在桿件與耳軸之 間進行傳遞。
根據本發明的另一個優選實施例，桿具有在所述桿的一端處將所述 桿連接到襟翼的耳軸的關節接頭和在所述桿的另一端處將所述桿連接到 機身的關節接頭。因此，通過此實施例，耳軸具有雙重功能所述耳軸 用作桿的連接點和桿件的關節接點。因此，可以減小部件的數量。
根據另一個優選的實施例，翼面具有連接到所述翼面的至少一個支 撐梁，其中支撐梁的端部區遠離機身延伸，其中桿件中的至少一個具有 將所述桿件中的至少一個連接到端部區的關節接頭。支撐梁通常布置在 翼面下方。因此，旋轉軸線可以被設置成遠離翼面一定距離。這使得襟
翼旋轉以增加總的沖面(lift surface)。
根據本發明的另一個實施例，至少一個支撐梁沿飛行方向延伸。這 減小了對飛行器的阻力。
根據本發明的另一個優選實施例，對于翼面的長度的至少一部分， 翼面具有相對于飛行方向以不等于90°的角度延伸的后緣或前緣。這也 稱作"后掠翼"，并提高了翼面的氣動性能。
根據另一個優選實施例，致動器安裝到支撐梁，所述致動器具有連 接到襟翼的連桿，連桿大致可在支撐梁的平面中延伸，以在襟翼的收回 位置與襟翼伸出位置之間操作襟翼。這允許覆蓋支撐梁的整流器沿垂直于飛行方向的尺寸被形成為比較小。再一次，這減小了飛行阻力。
根據另一個優選的實施例，致動器被構造成為主軸驅動裝置或桿件 臂驅動裝置。這些非常適合安裝在具有整流器的支撐梁上，所述整流器 沿垂直于飛行方向的方向被形成為小尺寸。
根據本發明的另一個優選實施例，飛行器包括鄰接襟翼的額外的襟 翼，其中額外的襟翼具有將額外的襟翼以關節的方式連接到翼面的額外 的連接裝置，使得允許額外的襟翼在收回位置與伸出位置之間繞著大致 平行于翼面的后緣或前緣的旋轉軸線旋轉，并沿平行于旋轉軸線的方向 平移。關于襟翼的運動學所述的內容也適用于額外的襟翼。在較大的飛 行器中，在每個翼面上具有多個襟翼是有用的。
根據另一個優選的實施例，襟翼或額外的襟翼至少部分地沿翼面的 一部分延伸，其中后緣或前緣相對于飛行方向以不等于90°的角度延 伸。因此， 一個襟翼可以是沿大致垂直于飛行方向的方向延伸的內襟 翼，而另一個襟翼可以是相對于飛行方向以不等于90°的角度延伸的鄰 接內襟翼的外襟翼。
根據另一個優選的實施例，襟翼和額外的襟翼在鄰接端部處通過額 外的桿以關節的方式相互連接。依此方式，可以通過額外的桿將由桿作 用在襟翼中的一個上的平移力從通過桿連接到翼面或機身的襟翼傳遞到 沒有通過桿連接到翼面或機身的另一個襟翼。因此，兩種襟翼沿平行所 述襟翼各自的旋轉軸線的方向在桿的作用下移動。
根據另一個優選的實施例，在襟翼和額外的襟翼的伸出位置，所述 襟翼和額外的襟翼在其之間形成間隙，其中間隙被密封件閉合，其中密 封件具有連接到一個襟翼的第一部件和連接到另一個襟翼的第二部件， 其中當襟翼在所述襟翼的收回與伸出位置之間操作時，第一和第二部件 優選地滑動接觸。由于可以防止由間隙引起的旋渦，密封件對間隙具有 正面氣動效果。此外，通過此實施例，間隙不僅在兩個襟翼完全延伸的 情況下而且在襟翼中的一個僅部分延伸的情況下被閉合。
根據另一個優選的實施例，第一部件由柔性材料制成，而第二部件 由剛性材料制成。甚至更優選地，柔性材料還是彈性的。利用這個實施 例，可以實現緊密密封，其中第一部件被彈性推靠在第二部件上。根據另一個優選的實施例，襟翼和/或密封件的鄰接端的側部具有 孔，所述孔用于使額外的桿通過所述孔，從而以關節的方式連接襟翼和 額外的襟翼。使額外的桿一體形成在兩個襟翼中產生有利的力流，并避 免了可能具有在襟翼外的桿的負面氣動效應。
根據另一個優選的實施例，翼面是機翼垂直安定面或水平安定面。 通常，所有所述翼面裝入繞著某一軸線旋轉的襟翼，這需要沿與旋轉軸 線平行或共軸的方向平移地定位。因此，本發明很好地適于所有所述翼 面但不只限于所述翼面。
根據另一個優選的實施例，襟翼是前襟翼或后襟翼，尤其是著陸襟 翼。在本發明中，"襟翼"將包括所有類型的前緣縫翼或方向舵。襟翼用 于操縱飛行器，這將包括但不局限于改變飛行方向、制動和/或增加氣動 升力。


參照附圖通過示例的方式說明本發明，其中
圖1顯示了根據本發明的一個優選實施例的機翼的透視圖2顯示了圖1的機翼的俯視圖3顯示了圖2的機翼的局部視圖，其中顯示了連接裝置和桿， 其中機翼的外襟翼處于其收回位置；
圖4顯示了圖3的其中外襟翼處于其伸出位置的視圖，； 圖5顯示了圖3的連接裝置和桿的放大視圖6顯示了根據本發明的另一個優選實施例的圖2的透視局部視 圖，其中內襟翼處于其收回位置；
圖7顯示了圖6的內襟翼處于其伸出位置的視圖； 圖8顯示了圖7的詳細視圖A;
圖9顯示了圖3或6中所示的致動器的詳細視圖，其中襟翼處
于其收回位置；
圖10顯示了圖9的襟翼處于其伸出位置的視圖11顯示了圖2的局部立體圖，其中顯示了根據本發明的另一個
優選實施例的連接兩個襟翼的額外的桿；圖12顯示了圖11的詳細視圖B;
圖13顯示如圖12中所示的兩個襟翼之間的密封件；
圖14顯示了圖13的密封件和額外的桿，其中一個襟翼伸出而另 一襟翼部分收回；和
圖15顯示了圖14的襟翼具有與圖14相比相反的方位的視圖。 在圖中，除非另外說明，相同附圖標記表示相同或功能相同的部件。
具體實施例方式
圖1顯示了根據本發明的第一優選的示例性實施例的飛行器的機翼
1 c
機翼1具有分別安裝到到所述機翼的后緣4和5的內襟翼2和 鄰接內襟翼2布置的外襟翼3。內襟翼2和外襟翼3處于如圖1中 所示的所述內襟翼和外襟翼的收回位置I。此外，圖1顯示了桿件81， 如以下所述，所述桿件允許內襟翼2從所述內襟翼的收回位置旋轉到所 述內襟翼的伸出位置。
圖2顯示了圖1的俯視圖，并且包括飛行器的機身8的一部分。
機翼1被安裝到由虛線所示的機身8的支撐粱7上。飛行器的飛 行方向由箭頭12表示。機翼1屬于"后掠翼型"，其中，后緣4相對 于飛行方向12垂直延伸，而后緣5相對于飛行方向12形成大于90° 的角度。機翼1具有安裝所述機翼上的發動機13，所述發動機沿飛行 方向12推動飛行器。
以下相對于圖3-5更詳細地說明將外襟翼3安裝到機翼1的方 法。在圖3中，機翼1和外襟翼3由分別顯示所述機翼和所述外襟翼 的輪廓的線示意性地指示。
根據本示例性實施例，具有連接到機翼1的下表面14的三個支撐 梁15、 16和17。每個支撐梁15、 16和17沿飛行方向12延伸。
此外，每個支撐梁15、 16、 17 (以下對支撐梁15作為示例進行說 明)具有端部區21，所述端部區從機翼1朝向外襟翼3延伸，并遠離 機翼1的下表面14延伸。支撐梁15通過配件22和23連接到機翼1。
外襟翼3通過連接裝置18以關節的方式連接到支撐梁15。連接
裝置18包括三角形形狀的桿件24。在桿件24的一個角處，桿件24 具有將所述桿件連接到支撐梁15的端部區21的球窩接頭25 。球窩接 頭25與支撐梁16和17的對應球窩接頭26和27 —起相應地限定 外襟翼3的旋轉軸線28。旋轉軸線28大致平行于與外襟翼3相關聯 的機翼1的后緣5延伸。沿著與球窩接頭25相對側，桿件24具有 鉸鏈接頭32和33，所述關節接頭限定桿件24鉸鏈軸線34，桿件24 相對于外襟翼3繞著所述鉸鏈軸旋轉。
此外，支撐梁15具有安裝到所述支撐梁上的致動器35，所述致動 器被構造成使臂36大致在支撐梁15的平面(參見圖9中的標號107) 中向前和向后旋轉。臂36以關節的方式連接到桿37的一端。桿37的 另一端通過球窩接頭42以關節的方式連接到外襟翼3的前緣38。這可 以在圖5中清楚地看到。桿37也被構造成大致在支撐梁15的平面 107內移動。
此外，飛行器具有桿43，所述桿在所述桿的一端通過球窩接頭44 以關節的方式連接到機翼1的后翼梁45(圖5中虛線示意性地指示)。 為此目的，機翼1具有四個支柱46、 47、 48和49，所述四個支柱每 一個在其一端處保持球窩接頭44 。支柱46、 47、 48和49相對于彼 此布置成V形，使得所述支柱中的每一個在具有在后翼梁45的另一端 處的與所述后翼梁連接的相應的連接點。桿43通過球窩接頭54在所述 桿的另一端處連接到外襟翼3的前緣38。
每個支撐梁15、 16和17以及與每個支撐梁15、 16、和17相關 聯的臂36、桿37和致動器35被覆蓋在機翼1下面的整流器50、 51 和52中，以減小氣動阻力。
精心設計根據飛行器的此示例性實施例，以下說明工作遠離
當致動器35前后操作臂36和桿37時，外襟翼3繞著旋轉軸線 28在所述外襟翼的收回位置I (參照圖3)與所述外襟翼的伸出位置II (參見圖4)之間旋轉。如可在圖3中看出，在外襟翼3的收回位置I， 桿43近似平行于旋轉軸線28延伸。在外襟翼3的伸出位置II ，桿43繞著球窩接頭44樞轉，并且從而與旋轉軸線28形成一角度。隨著 外襟翼3從所述外襟翼的收回位置I旋轉到所述外襟翼的伸出位置 II，產生的結果是外襟翼3沿由平行于旋轉軸線28的箭頭55a (參見圖 4)的方向平移。在以下所有時刻即，外襟翼處于收回位置I或處于伸 出位置II或在伸出位置II與收回位置I之間的位置處，外襟翼在例如 由于由致動器35的桿37施加在外襟翼3上的載荷的內部載荷下，或 外襟翼在例如沿平行于旋轉軸線28的方向作用在外襟翼3上的航空動 力載荷的外部載荷下，可防止外襟翼3沿平行于旋轉軸線28的方向 55a移動。因此，球窩接頭25、 26和27無需沿與旋轉軸線28平行 的方向55a承擔任何載荷，因此，外襟翼3沿所述方向55a被固定地 定位。利用桿37，球窩接頭25， 26和27可以被構造成非定位軸承， 因此，所述非定位軸承具有比定位軸承更小的尺寸。因此，整流器50、 51和52的尺寸可以形成為沿與飛行方向12垂直的方向具有較小的寬 度64。因此，減小了飛行器阻力。
在圖2中，內襟翼2和外襟翼3的伸出位置分別由具有附圖標記 55和56的虛線表示。每個襟翼2、 3從收回到伸出位置I、 II的移動 方向在沒有桿43的作用的情況下分別由相對于機翼1的后緣4和5 的箭頭57和58表示。如果內襟翼和外襟翼2、 3被布置成在圖2中 所示的收回位置相互鄰接(這在許多情況下這是期望的)，并且內襟翼 和外襟翼2， 3繞著所述內襟翼和所述外襟翼各自的旋轉軸線28簡單 地旋轉，這將時內襟翼2和外襟翼3在62所述的區域中碰撞。然而， 由于桿43在外襟翼3上的作用，當外襟翼3從所述外襟翼的收回位置 I旋轉到所述外襟翼的伸出位置II時，所述外襟翼沿箭頭55a方向平 移移動。在圖2的俯視圖中，外襟翼3產生的運動由箭頭63表示。 因此，可以有效地防止外襟翼3與內襟翼2在碰撞區62中碰撞。
另一個優點在于如下事實桿43可以被構造成使得產生的運動63 與支撐梁15的平面107 (參見圖9)平行(并且當然與支撐梁16和17 的平面平行，但以下相對于支撐梁15進行說明)。這可以通過使桿43 構造有適當的長度和/或適當地選擇所述桿與機翼1的連接點來實現。提 供的優點在于桿37和臂36以及致動器35可以布置在支撐梁15的平面中，這允許整流器50構造成沿與飛行方向12垂直的方向具有小
寬度64。因此，進一步減小了飛行器的阻力。
在本實施例中，應注意到隨著桿43沿箭頭55a的方向拉外襟翼 3，鉸鏈32和33繞著基本垂直于軸線28的軸線53旋轉，其中軸線 53繞著旋轉軸線28旋轉。這使外襟翼3不僅當所述外襟翼繞著軸線 28旋轉時具有平行于旋轉軸線28的平移分量55a，而且具有朝向旋轉 軸線28的徑向分量55b。
應理解用于將外襟翼3以關節的方式連接到機翼1以及桿43 的連接裝置18也可以應用于圖2的內襟翼2。還應理解到外襟翼3 不需要被布置成鄰接內襟翼2，而所述外襟翼本身可以布置在機翼1 上。此外，外襟翼3不需要布置在后緣5上，從而相對于飛行方向12 形成不等于90。的角度。所述外襟翼也可以布置在大致垂直于飛行方向 12的后緣上。此外，內襟翼2也可布置在后緣上，從而相對于飛行方 向形成不等于90。的角度。
以下相對于圖6-8說明本發明的另一個優選的實施例。
連接裝置79將內襟翼以關節的方式連接到機翼1和機身8。裝置 80大致對應于與圖3-5中所述的實施例中的支撐梁15相關聯的連接裝 置18。因此，以下不再進行詳細說明。裝置80與桿件81 —起允許內 襟翼2可以在收回位置I (參見圖6)與伸出位置II (參見圖7)之間繞 著旋轉軸線82旋轉。旋轉軸線82與機翼1的后緣4大致平行。在 本發明中，大致平行也優選地包括旋轉軸線82與機翼1的后緣4不 嚴格平行延伸的情況，但是也包括桿件81以及桿件81和裝置80的 桿件24所通過的角度使得內襟翼2實際上保持與機翼1的后緣4平 行的情況。
桿件81在其一端處通過球窩接頭連接到機身8的機身支撐梁7 (僅示意性地指示，并且也在圖7中顯示)。在桿件81的另一端處，桿件 81具有耳軸84延伸通過的圓孔83，其中球窩接頭將桿件81連接到耳 軸84。耳軸84固定地連接到鄰接飛行器的機身8的內襟翼2的側部 85。為了固定到內襟翼2，耳軸84具有大致垂直于襟翼2內的耳軸 84延伸的前端87。在桿件81的另一端處，桿件81具有前端87 (在圖8中更清楚地所示)。桿件81的前端87通過銷92不可旋轉地連接到耳軸84的相對應的前端93。銷92通過球窩接頭(未顯示)連接到前端87。
因此，裝置80不會使內襟翼2沿與旋轉軸線82平行的方向平移地定位，桿件81也不會使內襟翼2沿與旋轉軸線82平行的方向平移地定位。根據本實施例，這通過桿95來實現，所述桿通過球窩接頭96連接到耳軸84的端部，并且在所述桿的另一端通過球窩接頭97連接到機身支撐梁7。
桿95優選地被構造使得當內襟翼2從圖6中所示的收回位置I旋轉到圖7中所示的伸出位置II時，總平移運動98基本上等于零。這將通過將桿95布置成使得所述桿在內襟翼2在完全伸出與完全收回位置之間的近似一半的行程的位置中大致沿與旋轉軸線82平行的方向延伸來實現。這通過適當地選擇桿95與機身支撐梁7的連接點來實現。因此，裝置80的桿37和臂36可以大致在支撐梁15的平面107 (參見圖9)中移動。因此，整流器102 (參見圖2)可以被構造成在與飛行器飛行方向12大致垂直的方向上具有小寬度103。
圖9和10顯示了根據本發明的另一個優選實施例的致動器35和與所述致動器相關聯的、在襟翼3的收回位置I和伸出位置II中的連桿36和37的詳細視圖。應理解以下所述也適于內襟翼2。
致動器35由驅動軸104驅動，所述驅動軸繞著其自身的軸線旋轉，并且優選地由位于機身8內的驅動單元驅動。驅動軸104連接到將扭矩傳遞給與支撐梁16相關聯的致動器的驅動軸105。驅動軸104和105大致平行于機翼1的后緣5延伸。通過齒輪箱106將扭矩從驅動軸104傳遞給致動器35。
致動器35安裝在支撐梁15上。這產生如由附圖標記108表示的期望的短力流，從而產生重量輕的結構。通過使致動器35、臂36、桿37和支撐梁15在一個平面107內對齊，這種力流108甚至被進一步地減小。
應理解圖3-5和圖6-8的實施例可組合在例如如圖2所示的單個機翼1上。可選地，實施例還可以獨立地使用。參照圖11和圖12說明本發明的另一個優選的實施例。在本實施例中，組合了圖3-5禾B圖6-8的實施例。然而，如圖7中所示的桿95不是圖11的實施例的部分。然而，圖7的桿95可以是圖11和12中的實施例的部分，但是應該移除桿43。
在根據圖11和12的實施例中，內襟翼2通過桿111連接到外襟翼3。桿111通過球窩接頭112連接到外襟翼3的一端113，并且通過球窩接頭114連接到鄰近外襟翼3的端部113的內襟翼2的一端115。
桿111沿與內襟翼和外襟翼2、 3相應的旋轉軸線28、 82平行的方向平移地連接內襟翼和外襟翼2、 3。因此，僅通過使用將外襟翼3以關節的方式連接到機翼1的桿43就可以防止由于內部力或外部力而產生的外襟翼3的與所述外襟翼的旋轉軸線28平行不期望的平移運動55a和內襟翼2的沿與旋轉軸線82平行的方向98的移動。明顯地，代替如圖7所示的桿43，通過使用桿95可以實現相同的效果。
圖13、 14和15顯示了本發明的另一個優選的實施例。通過根據圖13-15的實施例中所示的密封件121閉合圖12中所示的間隙120。密封件121具有連接到內襟翼2的側部115的第一部件122和連接到外襟翼3的側部113的第二部件123。第一和第二部件122和123分別通過接觸表面124和125彼此滑動接觸。
即使襟翼2、 3具有不同的相對位置，但是對于例如圖14中所示的外襟翼在比內襟翼2更收回的位置中的情況或圖15中所示的外襟翼3在比內襟翼2更伸出的位置中的情況下，間隙120仍至少部分的閉合。優選地，部件122、 123中的一個由剛性材料制成，甚至更優選地由彈性材料制成，而另一個部件122、 123由剛性材料制成。依此方式，可以取得緊密密封并且基本沒有空氣可以通過間隙120。
這種密封件121，具體地第一和第二部件122和123具有通常由附圖標記126表示的、允許桿111通過的孔。然而，密封件123也可以應用于間隙120，所述間隙沒有連接兩個襟翼2和3的桿111。
雖然已參照優選的實施例說明了本發明，但是本發明并不局限于所述優選的實施例，而是可以以不同的方式修改本發明。本發明提供了一種飛行器，包括機身；安裝到機身的翼面；和用于操縱飛行器的襟翼。此外，連接裝置將襟翼以關節的方式連接到翼面，使得允許襟翼在收回位置與伸出位置之間繞著大致平行于翼面的后緣或前緣的旋轉軸線旋轉，并允許襟翼沿著大致平行于旋轉軸線的方向平移。桿將襟翼以關節的方式連接到翼面或機身，其中桿限定襟翼沿著與旋轉軸線平行的方向進行平移。因此，利用本發明，襟翼沿著與旋轉軸線平行的方向作用的力能夠由桿承擔。因此，無需使用定位軸承，所述定位軸承由于定位軸承沿著與飛行器的飛行方向大致垂直的方向比較大的尺寸而具有負面航空動力效應。附圖標記列表
1機翼
2內襟翼3外襟翼4后緣5后緣7支撐梁8機身12飛行方向13發動機14下表面；15支撐梁16支撐梁17支撐梁18連接裝置21端部區22配件23配件24桿件25球窩接頭26球窩接頭27球窩接頭28旋轉軸線32鉸鏈接頭33鉸鏈接頭34鉸鏈軸線35致動器36臂37桿38前緣38前緣
42球窩接頭 43桿
44球窩接頭 45后翼梁 46支柱 47支柱 48支柱 49支柱 50整流器 51整流器 52整流器 53軸線 54球窩接頭 55a平移分量 55b徑向分量 55伸出位置 56伸出位置 57運動方向 58運動方向 62碰撞區 63合力 79連接裝置 80裝置 81桿件 82旋轉軸線 83孔 84耳軸 85側部 86前端87目ij順 92銷 93前端 94軸線 95桿
96球窩接頭 97球窩接頭 98平移分量 102整流器 103寬度 104驅動軸； 105驅動軸； 106齒輪 111桿 112球窩接頭 113端部 114球窩接頭 115端部 120間隙 121密封件 122第一部件 123第二部件 124接觸表面 125接觸表面 126孔
I收回位置 II伸出位置
權利要求
1.一種飛行器，包括機身(8)；翼面(1)，所述翼面安裝到所述機身(8)；用于操縱所述飛行器的襟翼(2；3)；連接裝置(18；79)，所述連接裝置將所述襟翼(2；3)以關節的方式連接到所述翼面(1)，使得允許所述襟翼(2；3)在收回位置(I)與伸出位置(II)之間繞著大致平行于所述翼面(1)的后緣或前緣(4；5)的旋轉軸線(28；82)旋轉，并且允許所述襟翼(2；3)沿著大致平行于所述旋轉軸線(28；82)的方向(55a；98)平移；和桿(43；95)，所述桿將所述襟翼(2；3)以關節的方式連接到所述翼面(1)或所述機身(8)，其中所述桿(43；95)限定所述襟翼(2；3)在與所述旋轉軸線(28；82)平行的方向(55a；98)上的平移。
2. 根據權利要求1所述的飛行器，其特征在于所述桿(43; 95)被構造成使得當所述襟翼(2; 3)在所述襟翼的所述收回位置(i)與所述襟翼的所述伸出位置(n)之間旋轉時，所述襟翼(2; 3)沿著平行于所述旋轉軸線(28; 98)的所述方向(55a; 98)平移。
3. 根據權利要求1或2所述的飛行器，其特征在于在所述襟翼(2; 3)的收回位置(1)，所述桿(43)大致平行于所述旋轉軸 線(28)延伸，并且在所述襟翼(2; 3)的伸出位置(n)，所述桿(43)與所述旋 轉軸線(28)形成角度。
4. 根據前述權利要求中至少一項所述的飛行器，其特征在于 所述桿(43; 95)具有關節接頭(54; 96)和關節接頭(44)，所述關節接頭(54; 96)在所述桿的一端處將所述桿連接到所述襟翼(2; 3)的前緣 (38)、后緣或側部(85)中的一個，所述關節接頭(44)在所述桿的另一端 處將所述桿連接到所述翼面(1)或所述機身(8)。
5. 根據權利要求4所述的飛行器，其特征在于 將所述桿(43)連接到所述翼面(1)的、在所述桿的另一端處的關節接頭(44)通過多個支柱，優選地通過四個支柱的方式固定地連接到所述翼面翼面(1)的后翼梁(45)或前翼梁。
6. 根據權利要求5所述的飛行器，其特征在于相鄰支柱(46， 47， 48， 49)被布置成V形。
7. 根據前述權利要求中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述連接裝置(18; 79)包括至少兩個桿件(24; 81)，所述至少兩個桿件沿著所述旋轉軸線(28; 82)彼此分隔開，并將所述襟翼(2; 3)以關節的方式連接到所述翼面(l)和/或所述機身(8)。
8. 根據權利要求7所述的飛行器，其特征在于-所述桿件(24)中的至少一個為三角形形狀，所述桿件(24)中的至少一個具有-在所述桿件(24)中的至少一個的一個角處的關節接頭(25)，所述關節接頭(25)將所述桿件(24)中的至少一個連接到所述翼面(l);和鉸鏈接頭(32， 33， 34)，所述鉸鏈接頭沿著與所述關節接頭(25)相對側將所述桿件(24)中的至少一個連接到所述襟翼(2; 3)。
9. 根據權利要求7或8所述的飛行器，其特征在于所述桿件(81)中的至少一個具有在所述桿件(81)中的至少一個的一端處連接到所述機身(8)的關節接頭和在所述桿件(81)中的至少一個的另一端處連接到耳軸(84)的關節接頭，所述耳軸固定到所述襟翼(2)，其中，所述耳軸(84)在大致垂直于所述旋轉軸線(82)的平面內不能夠旋轉地固定到所述桿件(81)。
10. 根據權利要求9所述的飛行器，其特征在于所述桿(95)具有關節接頭(96)和關節接頭(97)，所述關節接頭(96)在所述桿(95)的一端處將所述桿(95)連接到所述襟翼(2)的耳軸(84)，所述關節接頭(97)在所述桿(95)另一端處將所述桿(95)連接到機身(8)。
11. 根據前述權利要求7-10中至少一項所述飛行器，其特征在于-所述翼面(1)具有至少一個支撐梁(15， 16， 17)，所述至少一個支撐梁連接到所述翼面，其中，所述支撐梁(15)的端部區(21)遠離所述機身(1)延伸，并且其中，所述桿件(24)中的至少一個具有關節接頭(25)，所述關節接頭(25)將所述桿件(24)中的至少一個連接到所述端部區(21)。
12. 根據前述權利要求7-11中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述至少一個支撐梁(15， 16， 17)沿著飛行器的飛行方向(12)延伸。
13. 根據前述權利要求7-12中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述翼面(l)在其長度的至少一部分上具有后緣或前緣(5)，所述后 緣或前緣相對于所述飛行方向(12)以不等于90°的角度延伸。
14. 根據前述權利要求11-13中至少一項所述的飛行器，其特征在于致動器(35)安裝到所述支撐梁(15)，所述致動器具有連接到所述襟翼 (2; 3)的連桿(36， 37)，所述連桿(36， 37)能夠大致在所述支撐梁(15)的平 面(107)內延伸，以在所述襟翼(2; 3)的收回位置(I)與所述襟翼(2; 3)的伸 出位置(II)之間操作所述襟翼(2; 3)。
15. 根據權利要求14所述的飛行器，其特征在于 所述致動器(35)被構造成主軸驅動裝置或桿件臂驅動裝置。
16. 根據前述權利要求中至少一項所述的飛行器，其特征在于 所述飛行器包括鄰接所述襟翼(2; 3)的額外的襟翼(2; 3),其中，所述額外的襟翼(2; 3)具有額外的連接裝置(18; 79)，所述額外的連接裝置 將所述額外的襟翼(2; 3)以關節的方式連接到所述翼面(1)，使得允許所述 額外的襟翼(2; 3)在收回位置(I)與伸出位置(II)之間繞著大致平行于所述 翼面(1)的后緣或前緣(4; 5)的旋轉軸線(28; 82)旋轉，并且允許所述額外 的襟翼(2; 3)沿著大致平行于所述旋轉軸線(28; 82)的方向(55a; 98)平 移。
17. 根據權利要求16所述的飛行器，其特征在于 所述襟翼(2; 3)或所述額外的襟翼(2; 3)至少部分地沿著所述翼面(1)的一部分延伸，所述翼面具有后緣或前緣(5)，所述后緣或前緣相對于所 述飛行方向(12)以不等于90°的角度延伸。
18. 根據權利要求16或17所述的飛行器，其特征在于-所述襟翼(2; 3)和所述額外的襟翼(2; 3)通過額外的桿(111)在鄰接端部(113; 115)處以關節的方式相互連接。
19. 根據前述權利要求16-18中至少一項所述的飛行器，其特征在于在所述襟翼(2; 3)和所述額外的襟翼(2; 3)的伸出位置(n)，所述襟翼(2; 3)與所述額外的襟翼(2; 3)在所述襟翼(2; 3)與所述額外的襟翼(2;3)之間形成間隙，其中所述間隙(120)通過密封件(121)閉合，其中所述密封件(121)具有連接到一個襟翼(2; 3)的第一部件(122)和連接到另一個襟翼(2; 3)的第二部件(123)，其中當在所述襟翼(2; 3)的縮回(I)位置與延伸(n)位置之間操作所述襟翼(2; 3)時，所述第一部件和所述第二部件(122;123)滑動接觸。
20. 根據權利要求19所述的飛行器，其特征在于所述第一部件(122)由柔性材料制成，而所述第二部件(123)由剛性材料制成。
21. 根據前述權利要求18-20中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述密封件(121)具有孔(126)，所述孔用于使所述額外的桿(111)通過所述孔，從而以關節的方式連接所述襟翼(2; 3)和所述額外的襟翼(2; 3)。
22. 根據前述權利要求中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述翼面(l)是機翼、垂直安定面或水平安定面。
23. 根據前述權利要求中至少一項所述的飛行器，其特征在于所述襟翼(2; 3)是前襟翼或后襟翼，尤其是著陸襟翼。
全文摘要
本發明提供了一種飛行器，包括機身(8)；安裝到機身(8)的機翼(1)；和用于操縱飛行器的襟翼(2；3)。此外，連接裝置(18；79)將襟翼(2；3)以關節的方式連接到機翼(1)，使得允許襟翼(2；3)在收回位置(I)與伸出位置(II)之間繞著大致平行于機翼(1)的后緣或前緣(4；5)的旋轉軸線(28；82)旋轉，并允許所述襟翼沿著大致平行于旋轉軸線(28；82)的方向(54a；98)平移。桿(43；95)將襟翼(2；3)以關節的方式連接到機翼(1)或機身(8)，其中桿(43；95)限定襟翼(2；3)沿著與旋轉軸線(28；82)平行的方向(55a；98)進行平移。因此，利用本發明，襟翼(2；3)沿著與旋轉軸線(28；82)平行的方向(55a；98)作用的力可以由桿(43；95)來承擔。因此，無需使用定位軸承，所述定位軸承由于定位軸承沿著與飛行器的飛行方向(12)大致垂直的方向比較大的尺寸而具有負面航空動力效應。
文檔編號B64C9/16GK101678893SQ200880013449
公開日2010年3月24日 申請日期2008年4月24日 優先權日2007年4月24日
發明者格爾德·塞潤 申請人:空中客車運營有限公司