折疊的機翼末梢和旋轉鎖定裝置的制作方法

本發明特別地涉及飛行器機翼中的折疊的機翼末梢和旋轉鎖定裝置。

背景技術：

目前的趨勢是載客飛行器越來越大，為此需要具有相應的大的機翼跨距。然而，最大飛行器跨距被機場操作規則有效地限制，所述機場操作規則管理當在機場附近操縱時各種所需間隙(比如用于登機口和安全滑行道的使用的所需跨距和/或離地間隙)。

因此，折疊機翼末梢裝置已經被引入載客飛行器，其中機翼末梢裝置可以在飛行期間使用的飛行構型與基于地面的操作期間使用的地面構型之間移動。在地面構型中，機翼末梢裝置移動離開飛行構型，使得飛行器機翼的跨距減小，從而允許使用現有的門和安全滑行道的使用。

為了將折疊機翼末梢裝置牢固地緊固于飛行構型，必須使用一個或更多個鎖定機構。然而，常規的鎖定機構可能不能提供折疊機翼末梢所需的牢固的緊固。特別地，鎖定機構中的磨損可能導致當處于飛行構型時飛行器的機翼末梢裝置與固定機翼之間的間隙(游隙)。間隙會增加機翼末梢裝置與固定機翼之間的連接中的磨損。替代性地或附加地，機翼末梢裝置中的間隙可導致振動，該振動沿著固定機翼傳遞至飛行器機身。

本發明力圖緩解上述問題。替代性地或附加地，本發明力圖提供改進的機翼末梢裝置和鎖定機構。

技術實現要素：

根據本發明的第一方面，提供了一種飛行器，飛行器包括飛行器機翼，飛行器機翼包括固定機翼和位于固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，機翼末梢裝置能夠在下述兩種構型之間設置：(i)在飛行期間使用的鎖定的飛行構型，以及(ii)在基于地面的操作期間使用的地面構型，在地面構型中，機翼末梢裝置移動離開鎖定的飛行構型使得飛行器機翼的跨距減小，飛行器機翼還包括鎖定機構，鎖定機構用于將折疊的機翼末梢裝置鎖定于鎖定的飛行構型，鎖定機構包括可旋轉的鎖定構件和鎖定銷，可旋轉的鎖定構件與折疊的機翼末梢裝置和固定機翼中的一者相聯，鎖定銷與折疊的機翼末梢裝置和固定機翼中的另一者相聯，可旋轉的鎖定構件包括布置成在可旋轉的鎖定構件的旋轉期間將鎖定銷導引至鎖定構型的導引表面，其中導引表面定形狀為使得通過導引表面在鎖定銷上的凸輪作用而朝向可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷，由此使鎖定機構預加載。

可旋轉鎖定構件用于使鎖定機構預加載，使得可旋轉的鎖定構件和/或鎖定銷的任何磨損被補償，由此減少了在鎖定機構中產生的游隙的機會。飛行器機翼可以包括第一止擋件，在機翼末梢裝置處于鎖定的飛行構型時鎖定銷與第一止擋件相接觸，其中，當處于鎖定位置時可旋轉的鎖定構件起作用而牽拉鎖定銷抵靠第一止擋件。這種結構是有利的，原因在于第一止擋件為鎖定銷提供了另一接觸點，這在機翼末梢裝置處于鎖定的飛行構型中時為穿過鎖定銷而起作用的載荷提供了另一支承表面。飛行器機翼可以包括第二止擋件，當機翼末梢裝置處于鎖定的飛行構型中時鎖定銷與第二止擋件相接觸，其中，當處于鎖定位置時可旋轉的鎖定構件牽拉鎖定銷抵靠第二止擋件。這種結構是有利的，原因在于第二止擋件為鎖定銷提供了另一接觸點，這在機翼末梢裝置處于鎖定的飛行構型中時為穿過鎖定銷而起作用的載荷提供了另一支承表面。為穿過鎖定銷而起作用的載荷提供多個支承表面可以提高鎖定機構的穩定性和/或強度。

可旋轉鎖定構件可以是包括凹槽的盤狀件，凹槽限定導引表面。 凹槽可以是盤狀件的已經被移除的部分。盤狀件的旋轉軸線可以為盤狀件的中心。凹槽可以從盤狀件的內部部分延伸至盤狀件的外部。可旋轉的鎖定構件布置成使得：旋轉鎖定構件而使凹槽的的初始部分與鎖定銷相接觸。鎖定構件的連續旋轉意味著鎖定銷沿著導引表面移動到完全鎖定位置中。導引表面上的點與可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線之間的距離從導引鎖定銷的導引表面的初始部分至當鎖定機構處于鎖定位置時導引表面的與鎖定銷相接觸的部分減小。盤狀件的外部可以包括多個齒。齒可以布置成由與盤狀件的外部相接觸的帶齒的驅動機構接合。帶齒的驅動機構的旋轉可以導致盤狀件繞盤狀件的旋轉軸線的旋轉。因此，驅動機構可以用于鎖定和解鎖鎖定機構。替代性驅動機構可以包括連接至可旋轉的鎖定構件的中心的驅動軸，驅動軸由布置成使可旋轉的鎖定構件旋轉的馬達單元或蝸輪或機械連桿機構提供動力。驅動機構可以由控制單元驅動。控制單元可以對在機翼處于飛行構型時鎖定機構的鎖定以及在機翼要移動至地面構型中時鎖定機構的解鎖進行控制。

飛行器機翼可以包括第二鎖定機構。第二鎖定機構可以包括布置成在第二可旋轉的鎖定構件的旋轉期間將導引銷導引至鎖定構型的導引表面，其中導引表面定形狀為使得通過凹槽在鎖定銷上的凸輪作用而朝向第二可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷，由此使第二鎖定機構預加載。其中，第一鎖定機構和第二鎖定機構與同一鎖定銷接合，鎖定銷可以包括分體支承，使得鎖定銷的第一外表面可以相對于并且可能地獨立于鎖定銷的第二外表面而旋轉。分體支承可以用于減小第一鎖定機構的導引表面和第二鎖定機構的導引表面與鎖定銷之間的摩擦——該摩擦可能會在接合和脫離鎖定機構時產生，原因在于鎖定銷的外表面——其由導引表面導引——可以在被導引入和導引出鎖定構型時旋轉。以這種方式減小摩擦可以減小部件的磨損，并且也減小接合和脫離鎖定機構所需的扭矩。減小的摩擦也可以減小部件被卡住的可能性。鎖定銷可以包括附加的接合表面，該附加的接合表面能夠相對于用于與第一鎖定機構和第二鎖定機構接合的表面旋轉。當鎖定機構處于鎖定構型中時，該接合表面可以被迫壓抵靠第一止擋件和/或第二止擋件。

第二鎖定機構可以包括第二可旋轉的鎖定構件和第二鎖定銷，第二可旋轉的鎖定構件包括布置成在第二可旋轉的鎖定構件的旋轉期間將第二鎖定銷導引至鎖定構型的導引表面，其中導引表面定形狀為使得通過凹槽在第二鎖定銷上的凸輪作用而朝向第二可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷，由此使第二鎖定機構預加載。

第二鎖定機構可以布置成在與第一鎖定機構平行的平面中沿相反的方向旋轉。設置這種結構可以提高機翼末梢裝置與內部機翼接合面的承載能力。第一鎖定機構和第二鎖定機構可以具有相同的旋轉軸線。

替代性地，第一鎖定機構和第二鎖定機構可以具有不同的旋轉軸線。給第一鎖定機構和第二鎖定機構提供不同的旋轉軸線可以增加鎖定機構的組合承載能力，從而允許在若干不同方向上的載荷通過第一旋轉鎖定機構和第二旋轉鎖定機構沿不同的方向而起作用。

飛行器機翼可以包括如所描述的、例如呈模塊化構型的多個鎖定機構，使得鎖定機構可以被更換或修改為模塊化單元，由此減少了維護或修理時間。

飛行器機翼可以包括第三可旋轉的鎖定機構和鎖定銷，該鎖定銷布置成由第三可旋轉的鎖定機構接合。第三可旋轉的鎖定機構可以布置成在與第一可旋轉的鎖定機構和第二可旋轉的鎖定機構不同的平面中旋轉。旋轉平面可以與第一可旋轉的鎖定機構和第二可旋轉的鎖定機構的旋轉平面垂直。

機翼末梢裝置可以是機翼末梢延伸部；例如，機翼末梢裝置可以是平面狀末梢延伸部。在其他實施方式中，機翼末梢裝置可以包括例如小翼之類的非平面狀裝置或者由例如小翼之類的非平面狀裝置構成。在飛行構型中，機翼末梢裝置的后緣優選地是固定機翼的后緣的延續部分。機翼末梢裝置的前緣優選地是固定機翼的前緣的延續部分。從固定機翼至機翼末梢裝置優選地存在平順的過渡部。應當理解的是，即使在固定機翼與機翼末梢裝置之間的接合部處存在扭曲或掃掠變化的情況下仍可存在平順的過渡部。然而，在固定機翼與機翼末梢裝置之間的接合部處優選地不存在間斷點。 機翼末梢裝置的上表面和下表面可以是固定機翼的上表面和下表面的延續部分。

當機翼末梢裝置處于地面構型時，飛行器可能不適于飛行。例如，處于地面構型的機翼末梢裝置可能在空氣動力學上和/或在結構上不適于飛行。飛行器優選地構造成使得機翼末梢裝置在飛行期間不能夠移動至地面構型。飛行器可以包括用于感測飛行器何時處于飛行狀態的傳感器。當傳感器感測到飛行器處于飛行狀態時，控制系統優選地布置成使機翼末梢裝置移動至地面構型的可行性喪失。

飛行器優選地為載客飛行器。載客飛行器優選地包括客艙，該客艙包括用于容置多名乘客的多行和多列座椅單元。飛行器的容納量可以為至少20名、更優選地為至少50名乘客，并且更優選地為多于50名的乘客。飛行器優選地為動力飛行器。飛行器優選地包括用于推進飛行器的發動機。飛行器可以包括裝于機翼的并且優選地裝在機翼下的發動機。

根據第二方面，本發明提供了一種飛行器機翼，飛行器機翼包括固定機翼和位于固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，機翼末梢裝置能夠在下述兩種構型之間設置：(i)在飛行期間使用的鎖定的飛行構型，以及(ii)在基于地面的操作期間使用的地面構型，在地面構型中，機翼末梢裝置移動離開鎖定的飛行構型使得飛行器機翼的跨距減小，飛行器機翼還包括鎖定機構，鎖定機構用于將折疊的機翼末梢裝置鎖定于鎖定的飛行構型，鎖定機構包括可旋轉的鎖定構件和鎖定銷，可旋轉的鎖定構件與折疊的機翼末梢裝置和固定機翼中的一者相聯，鎖定銷與折疊的機翼末梢裝置和固定機翼中的另一者相聯，可旋轉的鎖定構件包括布置成在可旋轉的鎖定構件的旋轉期間將鎖定銷導引至鎖定構型的導引表面，其中導引表面定形狀為使得通過導引表面在鎖定銷上的凸輪作用而朝向可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷，由此使鎖定機構預加載。

根據第三方面，本發明提供了一種在如上所述的飛行器上將機翼末梢裝置鎖定于鎖定的飛行構型中的方法，該方法包括下述步驟： 使機翼末梢裝置移動至飛行構型中并且使可旋轉的鎖定構件旋轉以與鎖定銷接合，使得朝向可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷。

根據第四方面，本發明提供了一種在如上所述的飛行器上將機翼末梢裝置從鎖定的飛行構型解鎖的方法，該方法包括下述步驟：使可旋轉的鎖定構件旋轉以與鎖定銷脫離接合，使得鎖定銷不再被可旋轉的鎖定構件阻擋。

根據第五方面，本發明提供了一種鎖定機構，該鎖定機構包括可旋轉的鎖定構件和鎖定銷，可旋轉的鎖定構件包括布置成在可旋轉的鎖定構件的旋轉期間將導引銷導引至鎖定構型的導引表面，其中導引表面定形狀為使得通過導引表面在鎖定銷上的凸輪作用而朝向可旋轉的鎖定構件的旋轉軸線迫壓鎖定銷，由此使鎖定機構預加載。

當然，應理解的是，參照本發明的一個方面所描述的特征可以并入到本發明的其他方面中。例如，本發明的方法可以結合參照本發明的設備所描述的任何特征，并且本發明的設備可以結合參照本發明的方法所描述的任何特征。

附圖說明

現在將參照示意性附圖僅出于示例目的對本發明的實施方式進行描述，在附圖中：

圖1A示出了根據本發明的第一實施方式的機翼的示意圖；

圖1B示出了包括如圖1A中所示的機翼的飛行器的示意圖；

圖2示出了根據本發明的第二實施方式的鎖定機構；

圖3示出了根據本發明的第三實施方式的鎖定機構；

圖4示出了與如圖3中所示的鎖定機構相關聯的支撐裝置；

圖5示出了根據本發明的第四實施方式的鎖定機構；以及

圖6示出了可以用在根據本發明的上述實施方式中的任意實施方式的鎖定機構中的鎖定銷。

具體實施方式

圖1A示出了機翼10，該機翼10包括機翼末梢裝置12和固定機翼14。圖1B示出包括機翼10的飛行器100。機翼末梢裝置12能夠在下述兩種構型之間設置：(i)如圖1B中所示的在飛行期間使用的鎖定飛行構型，以及(ii)如圖1A中所示的在基于地面的操作期間使用的地面構型，在所述地面構型中機翼末梢裝置12移動離開鎖定的飛行構型使得飛行器機翼10的跨距減小。

圖2示出了根據本發明的第一實施方式的鎖定機構20的局部視圖，該鎖定機構20包括可旋轉的盤狀件22，其中，切除的部段包括凹槽24，該凹槽24提供了用于導引鎖定銷的導引表面。盤狀件以可旋轉的方式圍繞旋轉軸線X安裝。如圖所示為處于鎖定位置，盤狀件22經由支撐構件安裝至固定機翼14。由凹槽24提供的導引表面包括外部部分26和內部部分28，其中，從外部部分26至內部部分28延伸有光滑的導引表面30。導引表面的外部部分26上的點與旋轉軸線X之間的距離大于導引表面的內部部分28上的點與旋轉軸線X之間的距離，這意味著隨著鎖定銷被沿著導引表面導引，該鎖定銷被有效地朝向旋轉軸線X牽拉。此外，圖2示出了定位成與內部部分28相接觸的鎖定銷32，在內部部分28處與鎖定銷32相接觸的導引表面30垂直于在接觸點與旋轉軸線X之間繪制的線。鎖定銷32附接至機翼末梢裝置12，并且定位成使得當機翼末梢裝置12處于飛行構型時，鎖定銷32處于盤狀件22的區域中，并且可以由凹槽24接合。一旦由凹槽24接合并且可旋轉的盤狀件22旋轉使得鎖定銷32被導引至導引表面的內部部分28時，鎖定銷32不能移動，并且機翼末梢裝置12被鎖定于飛行構型。當機翼末梢裝置12處于地面構型時，鎖定銷32已經移動離開盤狀件22的區域并且不阻擋機翼末梢裝置的運動。為了鎖定及解鎖鎖定裝置，旋轉鎖定機構20旋轉至與鎖定銷32接合以及旋轉至與鎖定銷32脫開接合。為了解鎖如圖2中所示的旋轉鎖定機構20，盤狀件22圍繞旋轉軸X以順時針方向旋轉，由此鎖定銷32被沿著導引表面從內部部分28沿著凸輪表面30導引至外部部分26，并且從而脫開與盤狀件22的接觸。當鎖定銷32 與盤狀件22之間不再存在任何接觸時，鎖定銷32不再被盤狀件22阻擋，并且機翼末梢裝置12可以被致動器(未示出)從飛行構型移動至地面構型。為了將機翼末梢裝置12從處于地面構型鎖定為處于飛行構型，將進行與上述過程相反的過程。機翼末梢裝置12被致動器(未示出)從地面構型致動至飛行構型。因此，鎖定銷32被帶入盤狀件22的區域。盤狀件22圍繞旋轉軸線X以逆時針方向旋轉，使得鎖定銷32被導引表面的外部部分26捕獲，并且隨著盤狀件22的旋轉而被沿著導引表面30導引至內部部分28。由于導引表面30上的點與旋轉軸線X之間的距離減小，因此凹槽24的尺寸將牽拉鎖定銷32朝向旋轉軸線X，并且，一旦旋轉停止還迫壓鎖定銷32朝向軸線X并且使鎖定銷32定位于內部部分28處。

圖2還示出了第一止擋件34和第二止擋件36(該第二止擋件36由于被盤狀件22遮擋而看不見因此以虛線示出)。第一止擋件34和第二止擋件36定位成使得當鎖定機構處于鎖定飛行構型時所述第一止擋件34和第二止擋件36由定位銷32接觸，并且由于凹槽的尺寸而迫壓或牽拉鎖定銷32抵靠第一止擋件34和第二止擋件36。第一止擋件34和第二止擋件36提供了附加的支承表面，鎖定銷32上的載荷可以通過所述附加的支承表面起作用。如在圖2中可以看到，第一止擋件34和第二止擋件36可以位于介于內部部分28與定位銷之間的接觸點與旋轉軸線X之間。因此，凹槽24作用在鎖定銷32上以牽拉鎖定銷32抵靠第一止擋件34和第二止擋件36，以及牽拉鎖定銷32朝向旋轉軸線X。因此，鎖定銷32沿三個不同的方向被牢固地緊固，并且為由鎖定銷32承受的起作用(反作用)的載荷提供了三個不同的支承表面。

圖3示出了本發明的第二實施方式，其中，如參照圖2描述第一盤狀件22以及與第一盤狀件22形狀相同的第二盤狀件22'具有相同的旋轉軸線X，但是在定向上相反，從而盤狀件22'以與盤狀件22相反的方向旋轉，以與鎖定銷32接合及脫離接合。圖3還示出了驅動機構40，該驅動機構40驅動盤狀件22沿一個方向旋轉，同時還驅動盤狀件22'沿相反方向旋轉。其可以由用于每個盤狀件20、22'的齒及棘輪結構或者如本領域技術人員將理解的任何其他適合的驅 動機構而實現。圖4還示出了支撐臂42以及呈可旋轉的滾子的形式的止擋件44和46，鎖定盤狀件22、22'以可旋轉的方式安裝至該支撐臂42。如參照圖2所描述的，止擋件44和止擋件46與鎖定銷32相接觸。

圖5示出了本發明的第三實施方式。圖5示出了呈與圖3和圖4中描述的構型類似的構型的第一盤狀件222和第二盤狀件222'，但是第一盤狀件222和第二盤狀件222'的旋轉軸線X、X'彼此間隔開。可以看到，該結構為鎖定銷232提供了不同點處的支承表面，從而允許由鎖定銷232承受的載荷沿不同的方向起作用。

圖6示出了可以用作如本發明的上述實施方式中描述的鎖定機構的一部分的鎖定銷600。鎖定銷600包括中央銷602，可旋轉的第一外表面604和可旋轉的第二外表面606安裝在該中央銷602上。兩個外表面604、606定位成被第一鎖定機構和第二鎖定機構的導引表面導引，并且在被導引的同時自由旋轉。圖6中的箭頭指示出所述外表面可以獨立地并以彼此相反的方向旋轉。因此，與外表面604和606不能旋轉的結構相比，減小了兩個外表面604與606之間的摩擦。鎖定銷600還包括位于外表面604與606之間的滾子接合面608，其定位成用于被迫壓而抵靠鎖定機構的止擋件。在本發明的一些實施方式中滾子接合面可以是圍繞中央銷602可旋轉的，或者替代性地滾子接合面可以相對于中央銷602固定。在圖6中可旋轉的第一外表面604和可旋轉的第二外表面606示出將滾子接合面608夾在中間，但是在替代性實施方式中，根據鎖定機構布置的方式，第一外表面604和第二外表面606可以相鄰于彼此，并且滾子接合面608可以定位在第一外表面604和第二外表面606的任一側或者第一外表面604和第二外表面606的兩側上。

盡管已經參照特定的實施方式描述和圖示了本發明，但是本領域技術人員將理解的是，本發明可以將其本身引向未在本文中具體圖示的許多不同變型。現在將僅出于示例目的描述某些可能的變型。

雖然鎖定構件已經被描述為盤狀件，但是本領域技術人員將認識到可以使用替代性外部形狀并且提供相同效果，只要鎖定構件中的 凹槽的形狀以適當的方式作用在鎖定銷上即可。如本領域技術人員應理解的，也可以提供替代性的用于使鎖定構件旋轉的致動方式。

在前面的描述中提到具有已知的、明顯的或可預見的等同物的整體件或元件時，那么這些等同物如同單獨列出那樣被并入在本文中。應當對權利要求進行參照以確定本發明的真實范圍，權利要求應該被理解為包括任何這些等同物。讀者也將理解的是，被描述為優選、有利、方便等的本發明的整體件或特征是可選的并且不限制獨立權利要求的范圍。此外，應當理解的是，這樣的可選的整體件或特征雖然在本發明的一些實施方案中可能是有益的，但是在其他實施方式中可能是不期望的，并且因此可以缺省。