專利名稱：用于控制飛行器襟翼和阻流板的系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于控制飛行器襟翼和阻流板的系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù)：
當前商業(yè)運輸飛行器典型地包括可展開的大升力設備，其根據(jù)飛^f亍狀況 而改變飛行器機翼形狀。這些設備可包括前緣襟翼且/或縫翼，以及后緣襟翼， 在起飛和降落期間它們伸展來增加升力，在飛行期間被收起來減少飛^f亍器阻 力。商業(yè)運輸飛行器也可包括阻流板，在下降、降落、側(cè)滾操縱以及中止起 飛期間用來選擇性地減小升力。
圖1A是根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)形成的機翼110的部分示意性的橫截面視圖。該 機翼110可包括后緣111、延伸后緣111的尾部的向前襟翼120a、以及延伸 向前襟翼120a尾部的尾部襟翼120b。機械聯(lián)動裝置122連接向前襟翼120a 和尾部襟翼120b到致動器121。圖1B說明了具有向前襟翼120a和尾部襟 翼120b的飛行器機翼110被展開來產(chǎn)生大升力的構(gòu)型。在此構(gòu)型中，襟翼 120a、 120b可形成向前襟翼間隙124a和尾部襟翼間隙124b,分別在向前襟 翼120a和尾部襟翼120b上提供受控的附體流。相應地，這種雙槽機翼結(jié)構(gòu) 可有效地在起飛和降落期間為大運輸飛行器提供大升力(當襟翼120展開 時)，并且對飛行器阻力產(chǎn)生明顯減小的影響(當襟翼120收起時)。
顯示在圖1A和1B中的機翼110的一個潛在缺點是機械聯(lián)動裝置122 相對復雜且因此構(gòu)造和操作稍微昂貴及較重。相應地，其它不太復雜的裝置 也被開發(fā)用于給大飛行器提供大升力性能。美國專利No. 4120470公開了一 種這樣的裝置，該專利轉(zhuǎn)讓給本發(fā)明的受讓人。該，470專利公開了一種單個 的后緣襟翼和控制該單個后緣襟翼和機翼之間的間隙大小的阻流板。該裝置 比參考圖1A和1B的上述的裝置要簡單，因為單個襟翼比雙襟翼裝置需要 更少的移動件。然而，該裝置釆用柔性面板和與襟翼致動裝置結(jié)合的阻流板 致動器。在一些情況下，這些特征可增加系統(tǒng)復雜性和重量，同時減少系統(tǒng) 的通用性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明大致涉及用于控制飛行器襟翼和阻流板的系統(tǒng)和方法。根據(jù)本發(fā) 明的 一個方面的系統(tǒng)包括具有后緣的機翼，以及設置成緊接機翼后緣的襟 翼。襟翼在第一致動器的作用下在第一襟翼位置和第二襟翼位置之間可相對 于機翼展開。該系統(tǒng)進一步包括至少緊接襟翼設置的阻流板，該阻流板可在 至少三個位置中移動，這三個位置包括第一阻流板位置，其中阻流板與機翼
的上表面形成大致連續(xù)的輪廓；第二阻流板位置，其中阻流板從第一阻流板 位置向下偏轉(zhuǎn)；以及第三阻流板位置，其中阻流板從第一阻流板位置向上偏 轉(zhuǎn)。第二致動器可被有效地連接到阻流板以在第一、第二和第三阻流^1位置 中移動阻流板，在機械上與襟翼的動作無關(guān)。在本發(fā)明的另一方面中，控制 器可被有效地連接到第一和第二致動器上。在又一個方面中，阻流板可被樞 轉(zhuǎn)地連接到機翼上，而沒有柔性面板與機翼和阻流板配合。
本發(fā)明的還涉及操作飛行器機翼系統(tǒng)的方法。在一實施例中，該方法包 括以如下方式在大升力構(gòu)型中設置機翼，即通過使襟翼向下偏轉(zhuǎn)與機翼的后 緣形成間隙，并且通過使阻流板向下偏轉(zhuǎn)與襟翼間隙，而不將襟翼的動作與 阻流板的動作在機械上相聯(lián)系。該方法可進一步包括在減速器構(gòu)型中如下設 置機翼，即通過使襟翼向下偏轉(zhuǎn)以及使阻流板向上偏轉(zhuǎn)，而再一次不將襟翼 的動作與阻流板的動作在機械上相聯(lián)系。在本發(fā)明的再一個方面中，該方法
可進一 步包括控制電磁信號通過非機械的連接從控制器到連接襟翼的第一 致動器及連接阻流板的第二致動器。


圖1A和1B說明了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)形成的具有襟翼的機翼；
圖2是具有可致動且在機械上沒有彼此聯(lián)系的襟翼和阻流板的機翼的部
分示意性的橫截面圖3A和3B示出了圖2所示的機翼，其襟翼展開到大升力位置；
圖4示出了圖2所示的機翼，其阻流板展開到減速器且/或滾動控制位置；
圖5示出了圖2所示的機翼，其襟翼和阻流板展開到減速器構(gòu)型；
圖6是包括控制器和與參考圖2-5描述的那些機翼構(gòu)型大致相似的機翼
的飛行器的部分示意性的俯視圖。
具體實施例方式
本發(fā)明內(nèi)容描述了用于控制飛行器襟翼和阻流板的系統(tǒng)和方法，包括襟
翼的致動與阻流板的致動機械上無關(guān)的構(gòu)型。在隨后的描述和圖2-6中說明
了某些特定的細節(jié)，以徹底理解本發(fā)明的各種實施例。眾所周知的結(jié)構(gòu)、系 統(tǒng)和與系統(tǒng)相關(guān)的方法沒有被詳細顯示或描述，以避免不必要的使本發(fā)明的 各種實施例的描述模糊。此外，本領(lǐng)域技術(shù)人員可理解本發(fā)明的附加的實施 例沒有下面描述的一些細節(jié)也可實現(xiàn)。
下面描述的本發(fā)明的許多實施例可采用這種形式的控制器，其包括計算 機可執(zhí)行的指令，包括由可編程的計算機執(zhí)行，或者作為替換地，由非可編 程的電子設備執(zhí)行的程序。本領(lǐng)域技術(shù)人員將意識到本發(fā)明可被應用到計算 機系統(tǒng)或并非如下所述的控制器。本發(fā)明在特定目的的計算機、控制器或數(shù) 據(jù)處理器中實施，該特定目的的計算機、控制器或數(shù)據(jù)處理器被特定編程、 設定或構(gòu)造來執(zhí)行一條或多條下面描述的計算機可執(zhí)行的指令。相應地，控 制器或其它計算機設備可包括被設定來執(zhí)行計算機可執(zhí)行的指令的各種數(shù) 據(jù)處理器的任一種。相應于這些控制器的信息可呈現(xiàn)在任何合適的顯示媒體
上，包括CRT顯示器或LCD。
圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的用于控制飛行器升力和阻力的系統(tǒng)200的部 分示意性的橫截面圖。在本實施例的一個方面中，系統(tǒng)200可包括具有上表 面212和具有固定后緣211的下表面213的機翼210。襟翼220設置成緊接 后緣211,并且阻流板230設置在上表面212上緊接襟翼220。阻流才反230 可被連接到阻流板230上的阻流板致動器231在不同的位置中移動?？刂破?201通過沿阻流板信號連接器233傳送信號控制阻流板致動器231的致動。 在本實施例的特殊方面中，該阻流板信號連接器233是非機械的連接器(例 如，電纜、光纜、或其它設定來傳送控制器201和阻流板致動器231之間的 電磁信號的連接器)?？刂破?01可接收來自飛行員或其它飛行器操作者的 操縱輸入202,并且可進一步從一個或多個傳感器205接收輸入。操縱輸入 202可包括(但不限于)指令的襟翼設置、指令的阻流板設置(例如指令的 減速器輸入)和滾轉(zhuǎn)角指令。傳感器205可提供襟翼位置指示且/或襟翼偏轉(zhuǎn) (例如任何襟翼展開到非指令設置的程度，特別是相對于鄰近的襟翼)、且/ 或其它相關(guān)數(shù)據(jù)?；趤碜燥w行員且/或傳感器205的輸入，控制器201通過 阻流板致動器231可指揮阻流板230的動作。
襟翼220可以與上面參考阻流板230的描述大致相類似的方式一皮致動和 控制。相應地，系統(tǒng)200可包括用襟翼連接器222連接到襟翼220的襟翼致 動器221。圖2所示的截面圖是穿過阻流板致動器231而不是穿過襟翼致動 器221得到的，襟翼致動器221沿翼展方向與阻流板致動器231偏移，且相 應地在圖2中被顯示為虛線。參考圖3B下面提供了襟翼致動器221的進一 步細節(jié)。襟翼致動器221也可通過襟翼信號連接器223 (例如非機械連接器) 連接到控制器201。相應地，控制器201可獨立地控制阻流板致動器231和 襟翼致動器221的動作來產(chǎn)生期望的機翼形狀。在一些實施例中，襟翼220 和阻流板230的動作可被控制器201協(xié)調(diào)，但是一個控制器的動作不依賴于 另一個的動作，并且相應地襟翼220和阻流板230不需要通過可展開的機械 聯(lián)動裝置而彼此連^l妻。
圖2示出了在巡航或中性位置時的襟翼220和阻流板230。在此位置， 阻流板230和襟翼220的上表面與機翼的上表面212形成大致平滑的上輪廓 214。襟翼220的下表面與機翼210的下表面213形成大致平滑的下4侖廓215。
圖3A示出了襟翼220和阻流板230展開到大升力構(gòu)型的系統(tǒng)200。在 此構(gòu)型中，襟翼致動器221使襟翼220從顯示在圖2中的位置向下移動。阻 流板致動器231使阻流板230相對于顯示在圖2中的位置向下移動以此來控 制阻流板230和襟翼220之間間隙224的大小。在此位置，阻流板230引導 氣流越過機翼的上表面212，同時間隙224的大小控制從機翼下表面213到 上表面的氣流量，因此當空氣流過襟翼220時其保持附在翼型表面上。間隙 224可具有一定大小和位置，其可被選定為在襟翼220上產(chǎn)生最佳的或有條 件的最佳流體流動。為了達到選定的間隙大小，控制器201可根據(jù)預定的基 于襟翼220的位置的計劃表操縱阻流板230移動。控制器201可從一個或多 個傳感器205 (可包括襟翼位置傳感器)接收襟翼位置的指示。
傳感器205可被設置來檢測襟翼位置，如上所述，和/或其它系統(tǒng)參數(shù)， 包括襟翼偏轉(zhuǎn)。襟翼偏轉(zhuǎn)通常指的是襟翼的至少一端沒有移動到其指令位置 的情況。如果該情況被檢測到，系統(tǒng)200可自動地阻止任何剛好位于受影響 的襟翼前的阻流板230的運動。相應地，如果特定的襟翼220并不是一直移 動到指令的向下展開狀態(tài)，相關(guān)聯(lián)的阻流板230可被阻止向下移動一定的量， 這一移動量會導致襟翼220和阻流板230之間的機械干擾。
現(xiàn)在一起參考圖2和圖3A，襟翼致動器221可被啟動來移動襟翼220
返回到顯示在圖2中的位置。在正常操作期間，信號被傳送到襟翼致動器221 和阻流板致動器231，因此襟翼220和阻流板230退回而沒有干擾;波此。在 本實施例的一方面，系統(tǒng)200可#:構(gòu)造成允許此動作，即使因為一些原因退 回信號沒有被傳送到阻流板致動器231。例如，阻流板致動器231可被"反 驅(qū)動"，在該模式操作期間，當襟翼220移動到其退回位置時襟翼220與阻 流板230物理接觸且推動阻流板230到其退回位置。如果阻流板致動器231 被液壓驅(qū)動，其可包括釋放值，其釋放施加到阻流板230上的液壓壓力且允 許阻流板230被反驅(qū)動而沒有干擾阻流板致動器231 。如果阻流板致動器231 被機械驅(qū)動(例如通過導桿)，其可包括允許阻流板230被反驅(qū)動而不與阻 流板致動器231發(fā)生干涉的離合器機構(gòu)。在其它實施例中，其它類型的阻流 板致動器可包括相應的釋放機構(gòu)。在這些實施例的任何一個中，此設置可減 少或消除襟翼220和阻流板230之間的機械連接，在信號失敗情況下不會使 襟翼220受阻流板230的干擾。
圖3B是機翼210的截面圖，其在與圖3A所示稍微不同的翼展方向上 截取，以致于穿過襟翼致動器221。襟翼致動器221可包括一個或多個連接 到襟翼220的機械連接器。如上說述，襟翼致動器221和襟翼220的相關(guān)連 接在機械上與阻流板致動器231和阻流板230的相關(guān)連接無關(guān)(圖2 )。
圖4是根據(jù)本發(fā)明實施例的具有阻流板230向上展開的在與顯示在圖2 中大致上相同的截面位置的機翼210的截面圖。在本實施例的一方面中，在 飛行器飛行期間阻流板230可被向上設置以作為減速器(或其它飛行器控制 設備)，同時襟翼220保持在巡航或中性位置。相應地，位于飛行器縱向中 心線的相對兩側(cè)的阻流板230可被展開同樣的量來提供空氣動力減速效應， 而不會產(chǎn)生偏航或側(cè)滾力矩。在其它實施例中，位于飛行器縱向中心線一側(cè) 的阻流板230可被展開，同時位于飛行器中心線相對側(cè)的阻流板230可保持 未展開，或可被展開到較小的程度，來產(chǎn)生幫助飛行員翻轉(zhuǎn)飛行器的偏航和 /或側(cè)滾力矩。
圖5是機翼210的截面圖，其中襟翼220設置在大升力構(gòu)型中，并且阻 流板230設置在減速器或地面阻流板構(gòu)型中。襟翼和阻流板設置的組合可用 于在降落操縱期間飛行器接觸到地面后立即減小飛行器速度和在地的空氣 動力升力。襟翼和阻流板設置的相似組合可用于在被拒絕的起飛操縱中減小 飛行器速度和在地的空氣動力升力。相應地，襟翼220和阻流板230可沿相
反方向^^開來產(chǎn)生減速效應，同時襟翼220被延伸。
圖6為具有機翼210的飛行器603的等比示意圖，每個機翼包括多個與 如上所述大致相似的襟翼220和阻流板230。飛行器603可進一步包括飛行 曱板604,操縱輸入202可從飛行曱板604被引導到控制器201?？刂破?01 然后可以對稱的方式(例如提供統(tǒng)一的大升力和減速效應)且/或非對稱的方 式(提供側(cè)滾且/或偏航力矩)引導信號到襟翼220和阻流板230如上所述。
在圖6所示的實施例的具體方面中，控制器201可包括接收操縱輸入202 和來自傳感器205的信號的接收部606。控制器201還可包括可以協(xié)同方式 操作來引導合適的信號到襟翼220和阻流板230的襟翼控制部607和阻流板 控制部608。
取決于具體的安裝方式，各個阻流板230可被相同的或不同類型的致動 器致動。例如，飛行器603可包括14個阻流板(由標號230a-230n區(qū)別)， 一些阻流板(例如阻流板230d、 230e、 230j和230k)由電氣致動器驅(qū)動， 并且剩余的阻流板被液壓致動器驅(qū)動。至少阻流板230的一些(至少在一個 實施例中為全部)可從鄰近的襟翼220被機械地連4妻，且相應地可具有簡化 致動配置，如上所述。此外，簡化的機械配置(例如分開地致動的襟翼和阻 流板連接)可以更容易地安裝在機翼210的厚度內(nèi)。相應地，在一些傳統(tǒng)配
置中覆蓋阻流板和襟翼之間的機械連接器的整流罩可除去，這減小了飛行器 重量和阻力。
在具體實施例中，控制器201提供的功能可被分攤。相應地，控制器201 可包括中心或聯(lián)合控制器(例如設置在飛行器603的機身中)和多個局部控 制器(例如， 一個局部控制器201b與每個襟翼致動器和每個阻流致動器相 關(guān))。中心控制器可以是通過數(shù)據(jù)總線傳送數(shù)字信號的數(shù)字控制器。每個局 部控制器可包括數(shù)字/模擬轉(zhuǎn)換器來提供模擬信號到相應的致動器。
上述系統(tǒng)的實施例的另 一 特征在于，在需要大升力的飛行器動作期間 (例如起飛和降落期間)，可在每個翼展方向包括單獨的襟翼220來提供大 升力性能。此配置的優(yōu)點在于具有單獨向前間隙224的單獨襟翼220與雙槽 襟翼相比具有更少部件，且相應地除了具有更輕重量之外可更簡單和較少花 費來安裝和維護。相應地，此配置可減少飛行器購買和操作成本。
上述系統(tǒng)的實施例的另 一特征在于，其可包括分開的致動器用于阻流板 230和襟翼220。在此實施例的另一方面中，在正常操縱中一個設備(例如
襟翼220)的致動并不影響其它(例如阻流板230)的動作。這不同于一些 現(xiàn)有設備，在現(xiàn)有設備中至少阻流板的部分動作與襟翼的動作在機械上直接 聯(lián)系。相應地，不同于這些傳統(tǒng)系統(tǒng)，本發(fā)明的實施例可通過運行襟翼220 和阻流板230展開到任何位置而不要求其它設備的相應動作來提供增加的操 作靈活性。
在一些實施例中，襟翼220和阻流板230的操作可被協(xié)同，例如該協(xié)同 產(chǎn)生空氣動力學上的有益效果。在這些實施例中，可編程控制器201可通過 與阻流板致動器231和襟翼致動器221的電磁連接提供必要協(xié)同。這種"通 過電線傳送(fly by wire)"的配置的優(yōu)點在于可減少^/L翼系統(tǒng)的機械復雜性， 反過來又減少生產(chǎn)系統(tǒng)的初始成本和隨著時間的推移維護系統(tǒng)的成本。因 此，操作包括機翼系統(tǒng)的飛行器可比操作現(xiàn)有飛行器系統(tǒng)更有效。
上述特征的另一優(yōu)點在于減少部件不僅可導致制造和維護成本的減少 而且可導致整個飛行器重量的減少。有助于此優(yōu)點的附加因素在于系統(tǒng)不需 要包括柔性面板來密封阻流板和機翼之間的間隙。特別地，阻流板可被設置 成移動足夠控制阻流板的間隙尾的量，而沒有大到卩吏阻流4反向前的間隙(例 如阻流板和機翼的后緣之間)必須被密封的量。通過消除對柔性面板需要， 此配置可進一步減少飛行器的部件數(shù)、成本和重量。當飛行器的重量減少， 整個操作成本(例如燃料成本)可被減少，這導致與系統(tǒng)有關(guān)的進一步效率。
從如上的描述可意識到本發(fā)明的具體實施例為了說明的目的在此已被 描述，但是在未脫離本發(fā)明的精神和范圍的前提下可以進行各種修改。在具
掉。盡管與本發(fā)明的某些實施例有關(guān)的優(yōu)點已在這些實施例的上下文中被描 述，其它實施例也可展現(xiàn)這些優(yōu)點。此外，任一前述的實施例均非必需展現(xiàn) 這些優(yōu)點才落入本發(fā)明的范圍。相應地，本發(fā)明僅由所附的權(quán)利要求限定。
權(quán)利要求
1.一種飛行器機翼系統(tǒng)，包括具有后緣的機翼；襟翼，設置成緊接所述機翼后緣且在第一襟翼位置和第二襟翼位置之間相對于所述機翼可展開；第一致動器，有效地連接到所述襟翼以在所述第一襟翼位置和第二襟翼位置之間移動所述襟翼；阻流板，至少緊接所述襟翼設置，所述阻流板可在至少三個位置中移動，包括第一阻流板位置，其中所述阻流板與所述機翼的上表面形成大致連續(xù)的輪廓；第二阻流板位置，其中所述阻流板從所述第一阻流板位置向下偏轉(zhuǎn)；以及第三阻流板位置，其中所述阻流板從所述第一阻流板位置向上偏轉(zhuǎn)；以及第二致動器，有效地連接到所述阻流板以在所述第一、第二和第三阻流板位置中移動所述阻流板，而在機械上與所述襟翼的動作無關(guān)。
2. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述第二致動器連接到所述^L翼且 包括連接到所述阻流板的連接器，且其中所述機翼不包括收容所述連接器的 整流罩。
3. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進一步包括有效地連接到所述第一和第二致動器的控制器，其中所述控制器被構(gòu)造成引導所述阻流板在巡^:期間到 達所述第一阻流板位置，在起飛和降落期間到達所述第二阻流板位置，在減 速和側(cè)滾動作期間到達所述第三阻流板位置。
4. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述襟翼機械連接到所述機翼，且所述阻流板機械連接到所述機翼，但是所述阻流板不是機械地直接連接到所 述襟翼。
5. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進一步包括有效地連接到所述第一和第 二致動器來協(xié)調(diào)所述第 一和第二致動器的動作的控制器。
6. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進一步包括用非機械連接器有效地連接 到所述第 一和第二致動器來協(xié)調(diào)所述第 一和第二致動器的動作的控制器。
7. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述第二致動器被構(gòu)造為在第一操 作模式期間與所述襟翼無關(guān)地移動所述阻流板，并且其中所述第二致動器被 構(gòu)造為釋放施加到所述阻流板上的力，允許當所述襟翼從所述第二襟翼位置 移動到所述第一襟翼位置時所述阻流板通過直接機械接觸襟翼而驅(qū)動從第 一阻流板位置到第二阻流板位置。
8. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述機翼具有后緣和弦線并且其中所述襟翼是設置成在所述弦線處緊接所述機翼后緣的單獨襟翼。
9. 一種用于控制飛行器機翼的系統(tǒng)，包括控制器，有效地與襟翼致動器和阻流板致動器連接，所述控制器一皮編程 具有指令以通過引導所述襟翼致動器使所述襟翼向下偏轉(zhuǎn)而與所述機翼的后緣形 成間隙，以及通過引導所述阻流板致動器使所述阻流板向下偏轉(zhuǎn)而與所述襟 翼形成間隙，在機械上不將所述襟翼的動作與所述阻流板的動作相關(guān)聯(lián)，而 將所述機翼設置在大升力構(gòu)型中；以及通過引導所述襟翼致動器使所述襟翼向下偏轉(zhuǎn)，以及通過引導所述阻流 板致動器使所述阻流板向上偏轉(zhuǎn)，在機械上不將所述襟翼的動作與所述阻流 板的動作相關(guān)聯(lián)，而將所述機翼設置在減速器構(gòu)型中。
10. 如權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述控制器構(gòu)造為接收對應于所述 襟翼的位置的信號，并且構(gòu)造為根據(jù)阻流板和襟翼的位置的計劃表來引導所 述阻流板致動器。
11. 如權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述控制器構(gòu)造為接收對應于所述 襟翼的位置的信號，并且構(gòu)造為如果所述襟翼未能移動到命令位置至少限制 所述阻流板的動作。
12. 如權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述控制器被編程具有指令以獨立 于風道的位置而移動所述阻流板。
13. —種用于操作飛行器機翼系統(tǒng)的方法，包括 通過使所述襟翼向下偏轉(zhuǎn)以與所述機翼的后緣形成間隙，以及通過使所述阻流板向下偏轉(zhuǎn)以與所述襟翼形成間隙，在機械上不將所述襟翼的動作與 所述阻流板的動作相聯(lián)系，而將所述機翼設置在大升力構(gòu)型中；以及通過使所述襟翼向下偏轉(zhuǎn)以及使所述阻流板向上偏轉(zhuǎn)，在機械上不將所 述襟翼的動作與所述阻流板的動作相聯(lián)系，而將所述機翼設置在減速器構(gòu)型 中。
14. 如權(quán)利要求13所述的方法，其中將所述機翼設置在大升力構(gòu)型中 機械信號從控制器到連接所述襟翼的第 一致 動器和連接所述阻流板的第二致動器。
15. 如權(quán)利要求13所述的方法，進一步包括通過將所述襟翼i殳置在中 性位置以及設置所述阻流板與所述機翼的上表面來形成大致連續(xù)的輪廓，在 機械上不將所迷襟翼的動作與所述阻流板的動作相聯(lián)系，而將所述機翼設置 在巡航構(gòu)型中。
16. 如權(quán)利要求13所述的方法，進一步包括通過使位于飛行器纟從向中 心線一側(cè)的阻流板以第一量向上偏轉(zhuǎn)，并且引導位于飛行器中心線相對側(cè)的 阻流板以第二量偏轉(zhuǎn)或不偏轉(zhuǎn)，而控制所述飛行器的側(cè)滾動作。
17. 如權(quán)利要求13所述的方法，進一步包括從襟翼位置傳感器^^妾收所 述襟翼的位置的指示，并且根據(jù)所述襟翼位置和阻流板位置的計劃表使所述 阻流^1向下偏轉(zhuǎn)。
18. 如權(quán)利要求13所述的方法，進一步包括通過將所述襟翼設置在中性位置且設置所述阻流板與所述機翼的上表 面形成大致連續(xù)的輪廓，在機械上不將所述襟翼的動作與所述阻流板的動作 相聯(lián)系，而將所述機翼設置在巡航構(gòu)型中；以及通過使位于飛行器縱向中心線一側(cè)的阻流板以第一量向上偏轉(zhuǎn)，并且引 導位于飛行器中心線相對側(cè)的阻流板以比所述第 一 量少的第二量偏轉(zhuǎn)或不 偏轉(zhuǎn)，而控制所述飛行器的側(cè)滾動作。
19. 一種飛行器機翼系統(tǒng)，包括 具有后緣的機翼；襟翼，設置成緊接所述機翼后緣且相對于所述機翼可被展開； 第一致動器，有效地連接到所述襟翼以相對于所述機翼移動所述襟翼； 阻流板，至少緊接所述襟翼設置，所述阻流板相對于所述機翼可4皮展開；以及第二致動器，有效地連接到所述阻流板以在第一操作^^莫式期間驅(qū)動所述 阻流板，所述第二致動器構(gòu)造為在第二操作模式期間釋放施加到所述阻流板 上的驅(qū)動力的至少一部分，以允許所述襟翼枳4戒地接觸和驅(qū)動所述阻流才反。
20. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，其中所述襟翼在第一襟翼位置和第二 襟翼位置之間可展開，并且其中所述阻流板在至少三個位置中可展開，包括 第 一 阻流板位置，其中所述阻流板與所述機翼的上表面形成大致連續(xù)的輪 廓；第二阻流板位置，其中所述阻流板從所述第一阻流板位置向下偏轉(zhuǎn)；以 及第三阻流板位置，其中所述阻流板從所述第一阻流板位置向上偏轉(zhuǎn)。
21. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，其中在第一操作模式期間所述襟翼和 阻流板在機械上彼此獨立地運動。
22. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，進一步包括用第一非機械連接器有效 連接到所述第 一致動器的控制器，并且其中所述控制器用第二非機械連接器 被有效連接到所述第二致動器。
23. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，其中第二致動器包括液壓致動器，并 且其中所述液壓致動器包括在第二模式的操作期間至少限制施加到所述阻 流板上的力的安全閥。
24. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，其中第二致動器包括機械致動器，并 且其中所述機械致動器包括在第二模式的操作期間至少減d、施加到所述阻 流板上的力的離合器。
25. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，進一步包括有效地連接到所述第一和 第二致動器來傳送操作信號到所述第一和第二致動器的控制器，并且當操作 信號沒有傳送到所述第二致動器時所述系統(tǒng)構(gòu)造為進入第二模式。
26. 如權(quán)利要求19所述的系統(tǒng)，進一步包括在第二操作模式期間用于 限制施加到所述阻流板上的力的裝置。
27. —種用于操作飛行器的機翼系統(tǒng)的方法，包括通過在第 一操作模式期間使襟翼向下偏轉(zhuǎn)以與所述機翼的后緣形成間 隙，并且通過使阻流板向下偏轉(zhuǎn)以與所述襟翼形成間隙，而將所述才幾翼設置 在大升力構(gòu)型中；以及在允許所述襟翼機械地接觸和驅(qū)動所述阻流板的第二操作模式期間，釋 放施加到所述阻流板上的驅(qū)動力的至少 一部分。
28. 如權(quán)利要求27所述的方法，其中將所述機翼設置到大升力構(gòu)型中 包括在第 一搡作模式期間偏轉(zhuǎn)所述襟翼和阻流板且在機械上不將所述襟翼 的動作與所述阻流板的動作相聯(lián)系。
29. 如權(quán)利要求27所述的方法，其中將所述機翼設置到大升力構(gòu)型中 包括通過第一非機械連接器引導第一信號到連接所述襟翼的第一致動器，并 且通過第二非機械連接器引導第二信號到連接所述阻流板的第二致動器。
30. 如權(quán)利要求27所述的方法，其中所述阻流板;陂液壓致動器移動， 并且其中所述方法包括使液壓致動器的安全閥釋放，以致在第二模式的操作 期間至少減'J 、施加到所述阻流板上的力。
31.如權(quán)利要求27所述的方法，其中所述阻流板被機械致動器移動， 并且其中所述方法包括使機械致動器的離合器滑動，以致在第二模式的操作 期間至少減小施加到所述阻流板上的力。
全文摘要
本發(fā)明公開了用于控制飛行器襟翼和阻流板的系統(tǒng)和方法。根據(jù)一些實施例的系統(tǒng)(200)包括具有后緣(211)的機翼(210)以及襟翼(220)，該襟翼至少局部地設置在機翼后緣(211)的尾部，且在第一襟翼位置和第二襟翼位置之間通過第一致動器的操作相對于機翼(210)被展開。阻流板(230)至少緊接后緣(211)設置，且可在至少三個位置中移動，這三個位置包括第一阻流板位置，其中阻流板與機翼(210)的上表面形成大致連續(xù)的輪廓；第二阻流板位置，其中阻流板從第一阻流板位置向下偏轉(zhuǎn)；以及第三阻流板位置，其中阻流板從第一阻流板位置向上偏轉(zhuǎn)。第二致動器(231)可以機械上與襟翼的動作無關(guān)的方式被有效地連接到阻流板以在第一、第二和第三阻流板位置中移動阻流板。
文檔編號B64C9/32GK101115655SQ200680004131
公開日2008年1月30日 申請日期2006年2月3日 優(yōu)先權(quán)日2005年2月4日
發(fā)明者尼爾·V·休因, 布賴恩·L·博克希, 斯科特·佩珀, 約翰·A·斯坦德利, 羅伯特·J·布利格 申請人:波音公司