專利名稱：包括可動飄動體的飛機或航天器機翼的制作方法
技術領域：
本發明涉及包括可動飄動體，例如襟翼或著陸襟翼的飛機或航天器機翼。
背景技術：
飛機機翼通常包括多個著陸襟翼。這些著陸襟翼例如在著陸過程中向外延伸或樞轉，以產生適當的阻力來制動飛機。著陸襟翼通常圍繞旋轉軸旋轉，著陸襟翼能夠僅垂直于旋轉軸運動。而且，著陸襟翼還特別用于在起飛過程中產生更強的升力。而且，包括著陸襟翼的機翼可從US 2007/0034748A1得知。在該例子中，提供了支架。支架的第一部分剛性地并且不可動地連接到飛機機翼。支架的第二部分通過第一連接元件連接到著陸襟翼的結構部件。支架的第二部分還通過第二連接元件連接到驅動裝置。 在該例子中，支架到第一和第二連接元件的連接形成剛性旋轉軸HA (鉸接線HA)。第一連接元件到著陸襟翼的結構部件的連接或連接點進一步形成第一補償裝置。第二連接元件到著陸襟翼的結構部件的連接或連接點進一步形成第二補償裝置。支架第二部分到第一和第二連接元件的連接或連接點形成第三補償裝置。補償裝置使得著陸襟翼可能同時圍繞剛性旋轉軸HA和另一個非平行軸線旋轉。US 2007/0034748A1具有缺點，即由于為了這個目的，需要復雜的結構，包括牢固安裝在機翼上的支架、第一和第二連接元件以及補償裝置，因此各著陸襟翼的操作復雜并
且昂貴。
發明內容
本發明的目的因此是提供改進的機翼，其包括可動飄動體，例如著陸襟翼。根據本發明，該目的通過包括具有權利要求1的特征的可動飄動體的機翼實現。本發明的第一方面涉及提供一種飛機或飛行器的機翼，-所述機翼包括至少一個飄動體，-所述機翼包括可動支撐裝置，其連接到所述飄動體，用于在所述機翼上圍繞虛擬軸旋轉所述飄動體，-所述機翼包括飄動體控制裝置，-所述飄動體控制裝置關于所述支撐裝置成角度布置，并且與所述支撐裝置一起形成軸，-所述飄動體控制裝置在圍繞該軸的預定平面中弓丨導所述飄動體或所述飄動體的一部分。在該例子中，所述機翼具有這樣的優點具有簡單的結構來在圍繞軸的預定平面中以使所述飄動體可沿例如飄動方向延伸的方式引導或傳送所述飄動體。出于該目的，根據本發明的機翼包括飄動體控制裝置，其關于所述機翼的支撐裝置成角度布置。所述飄動體控制裝置側向支撐所述飄動體和所述支撐裝置，并且吸收所述機翼的側向力。另一個優點是，如上所述，飄動體的一部分或一個點可由飄動體控制裝置在預定平面中引導，其結果是，所述飄動體整體可在虛擬軸上以這樣的方式旋轉所述飄動體可例如沿所述飛機的飄動方向樞轉或延伸。結果，可例如關于相鄰的飛機機翼或另一個相鄰的飄動體進一步不提供間隙或僅提供小的間隙，并且因而降低空氣動力阻力。本發明的有利的實施例和開發成果提供在從屬權利要求和參照附圖的說明書中。在本發明的一個實施例中，所述支撐裝置固定在所述機翼上的支承點中和所述飄動體上的至少一個或兩個支承點中。由于所述支撐裝置在兩個支承點固定到所述飄動體， 因此可進一步提高這兩個部件的連接的穩定性。根據本發明的又一個實施例，所述飄動體控制裝置固定在所述機翼上的支承點中和所述漂動體上的至少一個支承點中。結果，由于必須分別在所述飄動體和所述機翼上設置僅一個支承點，因此可實現飄動體裝置特別成本效益高的固定。在本發明的一個實施例中，所述飄動體控制裝置相對于所述支撐裝置以這樣的方式定位所述飄動體控制裝置沿預定方向吸收所述支撐裝置的力。例如，所述飄動體控制裝置可相對于所述支撐裝置以這樣的方式定位或傾斜所述飄動體裝置吸收所述支撐裝置的側向和軸向力。這具有這樣的優點可防止所述飄動體的軸向運動，并且結果，可至少減小或可甚至完全避免所述飄動體和相鄰的飄動體之間的間隙。在根據本發明的另一個實施例中，所述支撐裝置以框架元件或板形成，或包括一個或多個桿元件。在該例子中，所述支撐裝置形成例如弓形形狀或三角形形狀。所述弓形或三角形的平面形狀具有這樣的優點所述支撐裝置具有更好的穩定性。根據本發明的又一個實施例，所述飄動體控制裝置在所述飄動體上的支承點和所述支撐裝置在所述飄動體上的支承點形成公共支承點。這具有這樣的優點僅需要一個支承點來將所述飄動體控制裝置和所述支撐裝置連接到所述飄動體。或者，所述兩個支承點每一個也可形成為單獨的或不同的支承點。在根據本發明的又一個實施例中，所述機翼包括至少兩個固定部分。在該例子中， 每一個固定部分包括相應的支撐裝置。而且，固定部分另外設置有飄動體控制裝置，以在預定平面中引導所述飄動體。根據本發明的另一個實施例，所述支撐裝置和/或所述飄動體控制裝置的一個、 多個或全部支承點形成為球面軸承。球面軸承具有這樣的優點使多個運動方向成為可能。在根據本發明的又一個實施例中，所述飄動體控制裝置至少包括控制桿元件。所述控制桿元件具有這樣的優點其制備簡單并且成本效益高。根據本發明的又一個實施例，所述可動飄動體為例如著陸襟翼。對于著陸襟翼特別重要的是實現預定運動，以例如不與相鄰的著陸襟翼或機翼的一部分抵觸。
下面將參照附圖，根據實施例更詳細地描述本發明，附圖中圖1是根據現有技術的飛機機翼的飄動體的視圖；圖2是根據本發明的飛機機翼的飄動體的視圖；圖3顯示了根據現有技術的包括處于初始位置和處于展開位置的作為飄動體的著陸襟翼的機翼；圖4顯示了根據本發明的包括處于初始位置和處于展開位置的作為飄動體的著陸襟翼的機翼；圖fe是根據本發明一個實施例的支撐裝置和控制桿元件的示圖；圖恥是根據本發明又一個實施例的支撐裝置和控制桿元件的示圖；圖6是根據現有技術的著陸襟翼的立體視圖；圖7是根據本發明的飄動體的立體視圖；圖8顯示了根據本發明的飛機機翼和作為飄動體的著陸襟翼的細部；圖9顯示了根據本發明的飄動體的上部固定部分的細部A ；圖10顯示了根據本發明的飄動體的上部固定部分的又一個細部；圖11是穿過根據圖2的下部固定部分中的飄動體的帶有其飄動體控制裝置的A-A 剖視圖；圖12是穿過根據圖11的下部固定部分中的飄動體的帶有其支撐裝置的B-B剖視圖；圖13是穿過根據圖2的上部固定部分中的飄動體的帶有其支撐裝置和飄動體控制裝置的A-A剖視圖；和圖14是穿過根據圖11的上部固定部分中的飄動體的帶有其支撐裝置和其飄動體控制裝置的B-B剖視圖。
具體實施例方式圖1首先是根據現有技術的飛機機翼12的可動飄動體10的高度簡化的純示意性視圖。在該例子中，可動飄動體10是著陸襟翼。在飄動體10連接到飛機機翼12處，飄動體10包括例如兩個第一和第二固定部分14，16和支撐裝置(所謂的襟翼支架)。在該例子中，第一固定部分14形成例如所謂的主支架，其吸收側部載荷。第二固定部分16依次形成例如所謂的可動支架。在隨后的圖6中，再次以立體視圖顯示了包括兩個固定部分14和 16的飄動體10。在該例子中，兩個支撐裝置14，16每一個固定在飛機機翼(未示出)上的各自點X和Y中，并且每一個形成用于飄動體10的各自的旋轉點X和Y，兩個旋轉點X和Y 形成旋轉軸HL，飄動體10可圍繞所述旋轉軸HL樞轉。在第二固定部分16上的第一旋轉點 Y具有兩個自由度，而在第一固定部分14上的第二旋轉點X僅具有一個自由度。在該例子中，由于僅具有一個自由度，因此第二旋轉點X防止飄動體10相對于旋轉軸HL縱向移動。 這確保飄動體10整體可僅圍繞旋轉軸HL樞轉，并且飄動體10不可能側向移動。在飄動體10為例如圖1中所示的著陸襟翼的例子中，根據現有技術的飄動體10 圍繞旋轉軸HL運動，但是飄動體10僅能夠圍繞該旋轉軸HL旋轉。運動方向預先確定，如由圖1中的箭頭所標示。但是在顯示根據本發明的飄動體10的圖2中，飄動體10可描繪不同于圖1的運動方向，所述方向對于后掠機翼上的飛機著陸襟翼特別有利。后掠機翼的示例顯示在例如后面的圖3或4中。在該例子中，例如為著陸襟翼的可動飄動體10優選沿圖2中由箭頭標示的飄動方向運動。該運動方向可在一定的限度內根據需要通過由點C和B形成的軸HL-I 的另一種布置方式預先確定。圖2是根據本發明的機翼12的可動飄動體10的高度簡化純示意性視圖。在該例子中，飄動體10為例如襟翼或襟翼元件，例如著陸襟翼。在飄動體10連接到機翼12處，飄動體10也包括至少兩個第一和第二固定部分 14，16和可動支撐裝置22，23 (所謂的可動襟翼支架)。但是，僅一個固定部分以第一固定部分14的形式形成，如下面更詳細所述。還可能提供不止兩個固定部分，用于將飄動體10 固定到機翼12，并且在該例子中，如上面所述，一個固定部分以第一固定部分14形成，其余固定部分例如以第二固定部分16的形式提供。第一固定部分14可布置在飛機機翼上“內側”或機翼上“外側”。同樣也適用于第二固定部分16和可任選的其他第二固定部分16。這各自的第二固定部分16可因此布置在機翼上“外側”或機翼上“內側”。這適用于本發明的全部實施例。第二固定部分16上的支撐裝置23固定在飄動體10上的點a*和d和機翼(未示出)上的點b中。第一固定部分14上的支撐裝置22進一步固定在飄動體10上的A*和D 中和機翼(未示出)上的點B中。還設置有飄動體控制裝置18，其例如包括或成形為控制桿元件20。控制桿元件20固定在機翼上的點C中，并且與支撐裝置22的點B —起形成旋轉軸HL-1，支撐裝置22可圍繞所述旋轉軸HL-I旋轉。在該例子中，飄動體10的點在由控制桿元件20預定的平面中或在圍繞旋轉軸HL-I的圓內移動。所述平面或圓關于軸HL-I 例如正交或者垂直。控制桿元件20進一步固定到飄動體10上的點A#。換句話說，固定部分14和16 的兩個支撐裝置22和23每一個形成飄動體10的旋轉點。著陸襟翼10由飄動體控制裝置 18側向引導，并且飄動體10因此圍繞虛擬軸(未示出)旋轉。除了圍繞點b旋轉，第二固定部分16上的支撐裝置23還進行傾斜運動，在該例子中，例如沿著陸襟翼10的跨度方向進行傾斜運動，以使飄動體10或飄動體10的點可在圍繞軸線HL-I的預定平面中移動。為了實現飄動體10在預定平面中的運動，并且防止飄動體10沿旋轉軸軸向移動或橫向移動，根據本發明至少提供飄動體控制裝置18，或在該例子中提供控制桿元件20。 該飄動體控制裝置以這樣的方式連接到飄動體10 飄動體控制裝置18可僅在圍繞相應軸 HL-I的預定平面中旋轉(關于這點還參見后面的圖9)，并且附帶防止飄動體10的橫向或軸向移動。飄動體10整體不圍繞軸HL-I旋轉，而是圍繞虛擬軸旋轉。僅所謂的飄動體10 的點在圍繞軸HL-I的預定平面中移動，或在圍繞軸HL-I的預定平面或圓中由控制桿元件 20引導。控制桿元件20用于防止飄動體10側向移動。控制桿元件20進一步吸收飄動體 10的側向載荷，并且將所述側向載荷消散在機翼12的剛性翼結構中。根據飄動體控制裝置 18和控制桿元件20的布置方式，飄動體10進行例如沿飛行方向(順流運動)或沿另一個期望方向的運動。該系統的優點是，飄動體10在其端部處僅需要小的附加間隙，或不需要間隙，所述間隙另外將在飛行中形成空氣動力阻力。避免間隙還意味著，可免除因而用于該目的的非常需要的部件，結果可節約重量和成本。該控制桿元件20以高度簡化且純示意性方式顯示在圖2中。在圖2中，控制桿元件20確保第一固定部分14的支承點或旋轉點可僅在預定平面運動，因而確保飄動體10可僅在預定平面中運動。飄動體控制裝置18具有這樣的優點飄動體10可在限定的平面中或圍繞虛擬軸運動。以這種方式，可防止飄動體10由于飄動體10的側向運動與例如機翼12或相鄰的飄動體碰撞。也可防止飄動體和例如相鄰的飄動體或機翼12之間出現較大的間隙。結果，可改善整個機翼12的空氣動力特性，并且降低燃料消耗。圖3顯示了根據現有技術的包括作為飄動體10的著陸襟翼10的機翼12。著陸襟翼10由連續線顯示在初始位置中，并且以虛線顯示在展開或延伸位置中。如上面參照圖1 所述，飄動體10可僅圍繞其剛性旋轉軸運動。但是，如圖3中所標示的，這具有缺點，即在展開或延伸位置中，著陸襟翼10可能無意地妨礙相鄰的著陸襟翼11，最壞的情況是，兩個著陸襟翼10、11彼此接觸，并且可能損壞。因此，通常在相鄰的著陸襟翼10、11之間設置充分大的間隙，所述間隙防止著陸襟翼10、11之間無意的相互接觸。圖4顯示了根據本發明的包括作為飄動體10的著陸襟翼10的機翼12。在該例子中，著陸襟翼10也以連續線顯示在初始位置中，以虛線顯示在展開或延伸位置中。如上面參照圖2所述，當延伸時，根據本發明的著陸襟翼10描繪了例如沿飄動方向的運動。結果， 如圖4所示，防止著陸襟翼妨礙相鄰的著陸襟翼11。而且可避免兩個著陸襟翼10、11之間的間隙，或與根據現有技術的圖3中的技術方案相比較，可減小所述間隙。圖如和恥以高度簡化且純示意性方式顯示了根據本發明的原理。圖如和恥都顯示了包括支撐裝置22的第一固定部分14。如上面所述，圖fe顯示了第一固定部分14的支撐裝置22，所述支撐裝置將飄動體 10致動或移動。支撐裝置22在第一端連接到飄動體10，并且形成支承點A。支撐裝置22 進一步在第二端處連接到機翼12，并且形成支承點B。支撐裝置22在其第二端處通過支承點B形成旋轉點，圍繞所述旋轉點，支撐裝置22樞轉或旋轉飄動體10。為了確保支撐裝置 22在預定平面中運動，并且因而確保飄動體10在預定平面中運動，根據本發明提供飄動體控制裝置18。飄動體控制裝置18可例如以控制桿元件20的形式提供，或包括控制桿元件 20。該控制桿元件20與支撐裝置22形成三角形的類型，或換句話說，控制桿元件20側向地并且軸向地，或換句話說，沿側向支撐所述支撐裝置22。控制桿元件20在其第一上端與支撐裝置22的上端或第一端一起固定到例如飄動體10上的公共點A。控制桿元件20進一步在其下部第二端固定到機翼12，并且形成支承點C。支撐裝置22和控制桿元件20的兩個下部支承點B和C形成公共軸HL-I，飄動體10 圍繞所述公共軸HL-I樞轉，即在公共點A位于其中的平面中樞轉。換句話說，飄動體10的點A在圍繞軸HL-I的圓內運動，形成所述圓的圓或平面垂直于軸HL-I設置。如圖恥中所示，控制桿元件20可作為選擇以其上部第一端固定到飄動體10的第一點A*，并且支撐裝置22的上部第一端可獨立于第一點A*固定到飄動體10上的第二點
A氺氺。支撐裝置22和控制桿元件20在其兩個下部或第二端固定到機翼12，并且也形成各自的支承點或旋轉點B，C。支撐裝置22和控制桿元件20的兩個下部支承點B和C形成公共旋轉軸HL-1，飄動體控制裝置18可圍繞所述旋轉軸HL-I旋轉。控制桿元件20進一步確保控制裝置22或其與所述飄動體10形成支撐點A*的上部第一端可僅在預定平面中樞轉，并且因而進一步確保飄動體10可僅在預定平面中樞轉。飄動體10圍繞虛擬旋轉軸 HL-I樞轉，并且在垂直于軸HL-I的平面中被引導。圖6是根據現有技術的著陸襟翼的立體視圖，著陸襟翼的固定部分14，16以高度簡化且純示意方式顯示。顯示了用于固定到機翼的著陸襟翼的第一固定部分14 (在該例子中所謂的主支架)和第二固定部分16 (在該例子中所謂的輔支架)。第一固定部分14包括附接部13，所述附接部13在其一端剛性連接到著陸襟翼10，并且在其另一端可旋轉地連接到機翼(未示出)，并且與其形成旋轉點X。第二固定部分16依次包括附接部13，其在其一端可旋轉地固定到著陸襟翼上的兩點，并且在其另一端可旋轉地固定到機翼(未示出)，并且與其形成旋轉點Y。第一和第二固定部分14，16的兩個旋轉點X和Y形成旋轉軸HL。在該例子中，著陸襟翼10具有這樣的缺點由于第一固定部分14防止側向運動，因此著陸襟翼10僅可垂直于其旋轉軸HL運動，如圖1和3中所示。圖7是根據本發明的飄動體10的立體視圖，在本發明的例子中，例如為著陸襟翼 10。著陸襟翼10的固定部分14，16以高度簡化且純示意性方式并不按比例顯示。圖7中的示例基本上與圖5中所示的原理相對應。顯示了用于固定到機翼的著陸襟翼10的第一固定部分14(在該例子中所謂的主支架)和第二固定部分(在該例子中所謂的輔支架)。第二固定部分16如圖7中所示包括附接部，在該例子中為支撐裝置23，其在其一端固定或安裝在例如著陸襟翼10上的兩點a*和d處，并且形成支承點a*和d。在其另一端，支撐裝置23進一步固定或安裝在機翼(未示出)上的點b中，并且與之形成支承點或旋轉點b。第一固定部分14還包括附接部，在該例子中為支撐裝置22，其固定或安裝在例如著陸襟翼10上的兩點A*和D處，并且形成支承點A*和D。在其下端處，支撐裝置22固定或安裝在機翼(未示出)上的點B處，并且與之形成支承點或旋轉點B。根據本發明，在第一固定部分14上以例如控制桿元件20的形式設置另外的飄動體控制裝置18。在圖7中的示例中，控制桿元件20的上部第一端固定或安裝在飄動體10上的點A**處，并且與之形成支承點A#。控制桿元件20在其第二下端處進一步固定或安裝在機翼(未示出)上的點C 中。第一固定部分14的控制桿元件20和支撐裝置22的兩個下部支承點C和B形成公共軸HL-I，圍繞所述公共軸HL-I，飄動體控制裝置18可旋轉，并且飄動體10可被引導。第一固定部分14的支撐裝置22和控制桿元件20的支承點A*，D可進一步設置在公共軸HL-2上，如圖7中所示。但是，控制桿元件20的支承點A**不必設置在支撐裝置22 的支承點A*和D的軸HL-2上，而是也可設置在飄動體10上的另一個位置中。第二固定部分16的支承裝置23的支承點a*和d進一步形成公共軸HL-3。根據本發明的著陸襟翼10具有這樣的優點其可沿限定方向或例如沿飄動方向運動，如之前圖2和4中所示。換句話說，由于飄動體控制裝置18可僅圍繞軸HL-I旋轉， 因此著陸襟翼10例如垂直于軸HL-I引導。圖8還顯示了根據本發明的機翼和作為飄動體的著陸襟翼的細部。在該例子中， 第二固定部分16顯示為具有其支撐裝置23，第一固定部分14顯示為具有其支撐裝置22和另外的控制桿元件20。圖9進一步顯示了根據本發明的飄動體10的第一固定部分14的放大細部A。在該例子中，支撐裝置22固定或安裝在飄動體10或在該例子中為著陸襟翼10上的點A*和D中。一個或兩個支承點A*和D可以球面軸承的形式設置。球面軸承同樣也適用于支撐裝置22在機翼(未示出)上點B中的固定。支承點B優選也以球面軸承形成。 控制桿元件20固定或安裝在飄動體10上的點A**中，并且例如設置在軸HL-2上，所述軸
8HL-2由支撐裝置22的支承點A*和D形成。但是，這不是絕對需要的。支撐裝置22的點 A*和控制桿元件20的點A**也可接合或結合在一點中，如之前在圖fe中的示例示出的。控制桿元件20進一步固定或者安裝在機翼上的點C中，并且與支撐裝置22的支承點B —起形成軸HL-I。控制桿元件20的支承點A**和C也可以球面軸承形成。圖10顯示了根據本發明的飄動體10的第一固定部分14的又一個細部。其中飄動體10上的支撐裝置22的固定或支承點A*和D和飄動體10上的控制桿元件20的固定或支承點A**例如設置在公共軸HL-2上。如上面所述，控制桿元件20的支承點A**也可不設置在由支撐裝置22的支承點A*和D形成的軸HL-2上。支撐裝置22的固定或支承點 B和控制桿元件20的固定或支承點C形成軸HL-1。根據本發明，飄動體10或著陸襟翼10 圍繞未示出的虛擬旋轉軸(所謂的虛擬鉸接線)旋轉。在示出的示例中，所謂的主平面垂直于通過控制桿元件20限定的軸HL-I。飄動體10或著陸襟翼10在該平面或主平面中被引導。換句話說，飄動體10的點圍繞軸HL-I在該平面或主平面中運動。這意味著，該點位于主平面中，飄動體10在該主平面中被弓I導。圖11顯示了本發明的又一個實施例。圖11是在第二固定部分16(圖2)處穿過根據圖2的本發明的可動飄動體10及其支撐裝置23的A-A剖視圖。在該例子中，支撐裝置23不以圖7中所示的實心板的形式設置，而是例如以框架的形式設置。但是，這僅是可如何形成支撐裝置23的又一個示例。本發明不限于所示的支撐裝置23的實施例。關于第二固定部分16的支撐裝置23進行的說明相應地適用于第一固定部分14的支撐裝置22，因此將不再重復。如圖11中所示，僅支撐裝置23設置在飄動體10上的第二固定部分16上，沒有飄動體控制裝置。支撐裝置23的上部第一端固定或安裝在飄動體10上的第一點A*處，并且形成支承點A*。支撐裝置23的上部第二端進一步固定在飄動體10的第二點D處，并且形成支承點D。支撐裝置的兩個上部支承點A*和D形成公共軸HL-2。支撐裝置23的下部第二端進一步在機翼12上的第二點B中固定或安裝在機翼12 上。當在第二固定部分16上時，飄動體10可由此圍繞點B旋轉。如果點B或支承點B以球面軸承形成，則理論上球面軸承允許沿全部三個方向旋轉或圍繞全部三個軸旋轉。但是， 旋轉的主要方向是沿圖11中標示的箭頭方向和沿軸向(例如在假想平面中或在假想平面外)。例如，球面軸承也可設置為用于支承點A*和D的軸承。但是，本發明不限于球面軸承用于支承點A*、B和D。可提供任何其他類型的適當的軸承或托架，其可能用于支承點A*、 B和D每一個，以具有相同的托架或不同的托架。在圖11中，框架形式的支撐裝置23具有例如弓形形狀或三角形形狀。這具有這樣的優點支撐裝置23具有特別好的穩定性。但是理論上，支撐裝置23可例如還包括僅至少一個支撐桿元件(未示出)，其形成兩個支承點 A*和B的連接。在該情況下，也可在支撐裝置23中設置其他支撐桿元件，例如僅在兩個示例中提到的形成支承點B和D，以及A*和D的連接的支撐桿元件。在該例子中，關于第二固定部分16的支撐裝置23進行的說明也相應地適用于第一固定部分14的支撐裝置22，將不再重復。圖12還顯示了穿過根據圖11中的本發明的可動飄動體10及其支撐裝置22的在第二固定部分16(圖2)處的B-B剖視圖。飄動體10可例如為襟翼，例如如上所述的著陸襟翼。圖11從側部顯示了飄動體10、機翼12和支撐裝置23，而圖12從后部或從前面顯示了飄動體10、機翼12和支撐裝置23。支撐裝置23的上端例如固定在飄動體10上的兩個位置處。在該例子中，支撐裝置23在飄動體10上形成兩個支承點A*和D，作為固定點，如之前也在圖11中顯示的。如圖12中所示，支撐裝置23可以預定角度附接到機翼12和飄動體10，或例如也可以90°角度或以垂直或基本上垂直方式(未示出)固定到機翼12和飄動體10。支撐裝置23的下端進一步在支承點B中固定到機翼12。支撐裝置可圍繞支承點 B旋轉，并且也可軸向或側向移動，如由圖12中箭頭所標示。支承點B包括例如球面軸承， 其使用螺栓元件26固定。圖12和隨后的圖14以高度簡化且純示意性方式顯示了支承點 A*、A#、B、C和D。而且，圖12中的飄動體10通過至少一個或多個驅動裝置28來移動。驅動裝置及其在機翼12上的定位以純舉例方式和高度簡化方式顯示。本發明不限于該驅動裝置及其定位。圖13是在第一固定部分14處穿過根據圖2的本發明的可動飄動體10和其支撐裝置22和飄動體控制裝置18的A-A剖視圖。在該飄動體10的例子中，控制桿元件20的上部第一端固定或安裝在飄動體10的第一點A**處。支撐裝置22的上部第一端進一步固定或安裝在飄動體10上的第二點A*處。如圖13中的示例中所示，控制桿元件20和支撐裝置22的兩個上部支承點A**和A*可設置在由支撐裝置22的點A*和D形成的公共軸 HL-2上。但是，這不是絕對需要的。控制桿元件20的支承點A**也可布置在軸HL-2外部的另一個位置中。控制桿元件20的下部第二端進一步固定或安裝在機翼12的第一點C處。支撐裝置22的下部第二端也固定或安裝在機翼12上的第二點B處。控制桿元件20和支撐裝置 22的兩個下部支承點C和B形成公共軸HL-1，飄動體控制裝置18可圍繞其旋轉或樞轉。 控制桿元件20進一步確保飄動體10在預定平面中圍繞軸HL-I被引導。在圖10中的示例中，飄動體10圍繞其被引導的平面通過與軸HL-I垂直來確定。在該示例中，如圖13中所示，支撐裝置22例如為弓形形狀，支撐裝置22例如在飄動體10上的兩個點處固定，并且在該例子中形成支承點A*和D。支撐裝置22進一步在機翼12上的某點處固定，在該點處，其形成支承點B。支撐裝置22具有這樣的優點由于弓形形狀和飄動體10上的兩個固定點或支承點A*和D，可進一步提高穩定性。飄動體控制裝置18進一步例如以控制桿元件20的形式設置。控制桿元件20的上端固定在飄動體10上的某點處，并且在該例子中形成支承點A#。支撐裝置22的兩個支承點A*和D和控制桿元件20的支承點A**優選設置在公共軸HL-2上，所述公共軸HL-2 如上面所述由支撐裝置20的支承點A*和D形成。但是，控制桿元件20的支承點A**也可布置在軸HL-2外部的其他位置中。控制桿元件20的下端進一步固定到機翼12，并且在該例子中形成支承點C。支承點B和C形成飄動體控制裝置18圍繞其旋轉的公共軸HL-1，支撐裝置22和控制桿元件20 通過支承點B和C固定到機翼12。通過提供飄動體控制裝置18及其控制桿元件20，飄動體10在垂直于軸HL-I的預定平面中引導。控制桿元件20防止飄動體10的不期望的側向或軸向運動。結果，球面軸承M可在每個例子中設置用于支承點A*、A**、B、C和/或D。 支承點可最佳通過相應的螺栓元件26以這樣的方式固定住可設置該類型的球面軸承M。 但是，也可設置任何其他適當的托架或任何其他適當的軸承。本發明不限于球面托架或球面軸承M。圖14進一步顯示了在第一固定部分14處穿過圖13中根據本發明的可動飄動體 10和其支撐裝置22和飄動體控制裝置20的B-B剖視圖。如上面所述，飄動體10可例如為襟翼，例如為著陸襟翼。雖然飄動體10和機翼12 在圖13中以側剖視圖顯示，但是圖14從前部顯示了飄動體10和機翼12。在該例子中，圖 14顯示了支承點B，在所述支承點B處，支撐裝置22的下端固定到機翼12。支撐裝置22的上端進一步固定在例如飄動體10上的兩個位置或兩點A*和D處。支撐裝置22在飄動體 10上形成兩個支承點A*和D，作為固定點。如圖14中所示，支撐裝置22可以關于軸HL-I 成預定角度α附接到機翼12和飄動體10，或可例如關于軸HL-I成90°的角度或垂直或基本上垂直于軸HL-I (未示出)附接到機翼12和飄動體10。該軸HL-I由點C和點B形成，在點C處，支撐裝置22固定到機翼12，在點B處，飄動體控制裝置18或控制桿元件20 固定到機翼12。飄動體控制裝置18及其控制桿元件20相對于支撐裝置22以這樣的方式進一步定位飄動體10在預定平面中被引導，并且還防止飄動體10的不期望的側向或軸向運動。 出于該目的，飄動體控制裝置18及其控制桿元件20關于支撐裝置22和軸HL-I以相應的角度β布置，或以這樣的方式定位飄動體控制裝置18側向或軸向支撐所述支撐裝置22。 換句話說，飄動體控制裝置18和支撐裝置22布置在不同的平面中，并且不在相同的平面中。飄動體控制裝置18或其控制桿元件22在其下端處固定到機翼12，并且形成上面提到的支承點C。控制桿元件20的上端在支承點A**中固定到飄動體10。兩個支承點B 和C形成上面提到的軸HL-1，支撐裝置22和控制桿元件20在所述兩個點B和C中固定到機翼12，飄動體控制裝置18圍繞所述軸HL-I旋轉。支撐裝置22在其中固定到飄動體10 的支承點Α*和C形成軸HL-2，控制桿元件20在其中固定到飄動體10的支承點A**位于軸HL-2中，但是這不是絕對需要的。飄動體18由控制桿元件20圍繞軸HL-I在平面中被引導。該平面在軸HL-I上的虛擬旋轉點M與軸HL-I相交。圖14進一步以舉例方式示出用于通過支撐裝置22致動或樞轉飄動體10的驅動裝置28。但是，該驅動裝置28僅是示例性的，并且本發明不限于該特定結構及其布置方式或者其定位。如上面參照圖13和14所述，飄動體10在至少兩個固定部分14，16處連接到機翼 12或可動支撐裝置(可動襟翼支架)，如之前在圖2中所示。飄動體10通過支撐裝置22 和控制桿元件20在第一固定部分14上形成支承點B和C。飄動體10在預定平面圍繞軸HL-I的點中引導，其由支撐裝置22和控制桿元件20 的點或固定或支承點B和C形成。總體上，飄動體10圍繞虛擬軸旋轉，飄動體10的點圍繞軸HL-I在預定平面中被引導。換句話說，固定部分14 (可動襟翼支架)上的支承點B和C通過虛擬旋轉軸(鉸接線)引導飄動體10，軸向最初是自由的，如上面關于圖2所說明的。軸向隨后通過將控制桿元件20固定在飄動體10而受到限制。圍繞虛擬旋轉軸的力矩由一個或多個驅動裝置 28傳遞或施加，如在圖14中以舉例方式所示。驅動裝置28可例如包括至少一個或多個心軸驅動裝置或旋轉驅動裝置或線性驅動裝置，僅舉三個例子。本發明不限于驅動裝置28的該實施例。軸向運動以及軸向載荷或側向運動和側向載荷由飄動體控制裝置18及其控制桿元件20吸收。結果，可例如沿飛行方向實現飄動體10的運動(順流運動)。雖然本發明目前已經根據優選實施例進行了描述，但是其不限于此，而是可以多種不同方式進行修改。因而，飄動體控制裝置18可除了形成控制桿元件20之外例如還以弓的形式(未示出)形成，類似于支撐裝置22，并且在飄動體10上的一個或兩個點或支承點處固定。飄動體上的飄動體控制裝置的支承點和支撐裝置的支承點可例如位于軸HL-2上。但是，這不是要點。而且，支撐裝置可代替以板或框架構造，而是以單件弓形形狀或三角形形狀構造， 或構造成桿狀元件，一個桿狀元件提供支承點B和A*的連接，并且可任選地，另一個桿狀元件另外提供支承點B和D的連接。也可任選地提供另外的桿狀元件，用于支承點A*和D的連接。附圖標記列表10可動飄動體11又一個著陸襟翼(與飄動體或著陸襟翼相鄰)12 機翼13附接部14第一固定部分16第二固定部分18飄動體控制裝置20控制桿元件22支撐裝置(第一固定部分)23支撐裝置(第二固定部分)24球面軸沈螺栓元件28驅動裝置
1權利要求
1.一種飛機或航天器的機翼，所述機翼(12)至少包括可動飄動體(10)，其中所述機翼包括可動支撐裝置(22)，其連接到所述飄動體(10)，用于旋轉所述機翼(12)上的所述飄動體(10)，所述機翼(1 包括飄動體控制裝置(18，20)，所述飄動體控制裝置(18，20)在第一點(C)固定到所述機翼(12)，所述支撐裝置02) 在第二點(B)固定到所述機翼(12)，所述飄動體控制裝置(18，20)和所述支撐裝置02)的兩個點(C，B)形成軸(HL-I)，所述飄動體控制裝置(18，20)關于所述軸(HL-I)以預定角度(β)形成，并且其中，所述飄動體控制裝置(18，20)在預定平面中圍繞所述軸(HL-I)引導所述飄動體(10)。
2.根據權利要求1所述的機翼，其特征在于，所述支撐裝置02)在至少一個或兩個點 (A*，D)固定到所述飄動體(10)。
3.根據權利要求1或權利要求2所述的機翼，其特征在于，所述飄動體控制裝置(18， 20)在至少一個點(A**)固定到所述飄動體(10)。
4.根據權利要求1，2或3所述的機翼，其特征在于，所述飄動體控制裝置(18，20)相對于所述支撐裝置0 以這樣的方式定位所述飄動體控制裝置沿預定方向吸收所述支撐裝置0 的力，所述飄動體控制裝置(18，20)吸收所述支撐裝置0 的側向和軸向力。
5.根據權利要求1到4中至少一項所述的機翼，其特征在于，所述支撐裝置02)形成為框架元件或板，或包括一個或多個桿元件，所述支撐裝置0 特別地具有弓形形狀或三角形形狀。
6.根據權利要求2到5中至少一項所述的機翼，其特征在于，所述飄動體控制裝置 (18，20)的在所述飄動體控制裝置固定到所述飄動體(10)上的點(A**)和所述支撐裝置 (22)的在所述支撐裝置固定到所述飄動體(10)上的點(A*)在所述飄動體(10)上形成公共固定點，或每一個形成單獨的固定點。
7.根據前述權利要求中至少一項所述的機翼，其特征在于，所述機翼(12)包括至少兩個固定部分(14，16)，每一個固定部分(14，16)包括支撐裝置(22，23)，固定部分(14)另外設置有所述飄動體控制裝置(18，20)。
8.根據權利要求2到7中至少一項所述的機翼，其特征在于，用于固定到所述機翼 (12)和所述飄動體(10)上的所述支撐裝置(22，2 和/或所述飄動體控制裝置(18)的多個或全部點(A*，A#，B, C，D)形成為球面軸承。
9.根據前述權利要求中的至少一項所述的機翼，其特征在于，所述飄動體控制裝置 (18,20)至少包括控制桿元件00)。
10.根據前述權利要求中的至少一項所述的機翼，其特征在于，所述飄動體(10)為著陸襟翼或機翼元件。
11.一種飛機，其至少包括根據權利要求1到10中任一項所述的機翼(12)。
全文摘要
本發明涉及飛機或航天器的機翼，所述機翼(12)至少包括可動飄動體(10)，所述機翼包括可動支撐裝置(22)，其連接到所述飄動體(10)，用于旋轉在所述機翼(12)上的所述飄動體(10)，所述機翼(12)包括飄動體控制裝置(18，20)，所述飄動體控制裝置(18，20)在第一點(C)固定到所述機翼(12)，所述支撐裝置(22)在第二點(B)固定到所述機翼(12)，所述飄動體控制裝置(18，20)和所述支撐裝置(22)的兩個點(C，B)形成軸(HL-1)，所述飄動體控制裝置(18，20)關于軸(HL-1)以預定角度(β)形成，所述飄動體控制裝置(18，20)在預定平面中圍繞該軸(HL-1)引導所述飄動體(10)。
文檔編號B64C9/16GK102378719SQ201080015042
公開日2012年3月14日 申請日期2010年3月31日 優先權日2009年4月6日
發明者馬克·海因特耶斯 申請人:空中客車運營有限公司