專利名稱：用于飛機的柔性控制表面的制作方法
用于飛機的柔性控制表面
本發(fā)明涉及用于飛機的柔性控制表面，并涉及定位這種控制表面的方法。
飛機設(shè)置有控制表面，以便在飛行中通過個別地定位控制表面來控制飛機。 在飛機的情形中，具體地說，這種控制表面是鉸接到主平面尾部邊緣的副翼， 以及用于在飛行任務(wù)過程中(特別是起飛和降落階段)適應(yīng)變化的約束。此外， 用于飛機的控制表面也可以是副翼、舵翼或提升翼。然而，控制表面也可以是 前導(dǎo)邊緣板條，即所謂的小翼或鼻部下垂。在直升機的情形中，下游氣流中的 鉸接到轉(zhuǎn)子葉片上的可控制轉(zhuǎn)子葉片副翼尤其可用作為控制表面。
在剛性控制表面的定位中會出現(xiàn)困難，通常借助于電動、液壓或電液壓的 致動器來進行這種定位。例如，它們包括阻止控制表面定位的阻塞致動器。舉 例來說，液壓致動器可通過旁路閥來啟動。為了保持小的阻塞致動器的效應(yīng)， 還建議借助于多個致動器來使控制表面撓曲，這些致動器各設(shè)置有滑動離合 器。這意味著阻塞致動器在相關(guān)的控制表面上不再起作用，然后用其它仍起作 用的致動器使控制表面定位。這樣的結(jié)構(gòu)操作可靠，但其設(shè)計復(fù)雜，因為離合 器緣故，所以從致動器觀點來看，它相對較重和效率不高。
控制表面定位中的另一問題由如下事實引起沿流動方向會發(fā)生不連續(xù)性， 諸如控制表面和鄰近于它的機身(例如主平面)之間的彎曲、間隙或狹縫。同樣 地，操作控制表面或伸展副翼時，在通常沿翼展寬度方向彼此橫靠地布置的鄰 近控制表面之間有間隙、以及沿翼展寬度方向輪廓的不連續(xù)性。從空氣動力學(xué) 的觀點來看，這意味著空氣中形成漩渦和噪音。當發(fā)生相對運動時，這些效應(yīng) 變得更壞，在飛行中，控制表面之間和/或控制表面和與之鄰近的機身之間， 相關(guān)間隙和狹縫的尺寸增大。
為了將殼體結(jié)構(gòu)曲率特別是飛機主平面的曲率匹配到不同的飛行狀態(tài)， DE197 09 917 Cl提出了彼此相對的肋，它們布置在形成主平面的上殼體和下 殼體內(nèi)，借助于致動器，所述相對肋隆起或曳拉在一起。連接到肋上的殼體可 以這樣伸展或球形地變形，以為主平面提供不同的外形。DE 198 58 872 Al提出了一種合適的飛機主平面，其中，以鉸接形式彼此 連接的多個桿借助于致動器而運動，以使覆蓋在主平面上的柔性蒙皮可以隆起 或伸展。
然而，要使全部主平面或翼變形是不可行的，因為一方面必須保證足夠的 承載能力，另一方面，必須容納通常布置在主平面內(nèi)的燃油箱。
在現(xiàn)有技術(shù)提出的設(shè)計中，主平面的幾何形因此分別匹配于位置已經(jīng)變化 的控制表面，但主平面和相關(guān)控制表面之間以及相鄰控制表面之間仍保持有間 隙和狹縫，于是，在空氣中仍發(fā)生大部分漩渦。
DE 197 32 953 Cl提出一種帶有副翼的主平面，其借助于布置在副翼外形外 面的致動器可在尾部邊緣區(qū)域內(nèi)彈性地彎曲。為此目的，副翼在由彈性材料組 成的吸氣側(cè)和壓力側(cè)上形成有覆蓋的蒙皮。這種設(shè)計能夠使全部副翼向上或向 下彈性地變形，并過渡到沿循環(huán)流動方向沒有彎曲的鄰近機身上。彈性材料代 之以導(dǎo)致連續(xù)的過渡，因此可減小噪音。即使這樣系統(tǒng)，仍明顯有相當?shù)奈膊?漩渦。
因此，本發(fā)明的目的是提供這樣一種裝置和方法，借助于該裝置和方法可 減小由控制表面造成的形成在空氣中的漩渦，以此減小誘發(fā)的噪音和誘發(fā)的尾 流漩渦。
該目的通過具有獨立權(quán)利要求的特征的裝置和方法來實現(xiàn)。在從屬權(quán)利要 求內(nèi)說明了本發(fā)明有利的細化方案。
根據(jù)本發(fā)明的柔性控制表面包括至少兩個致動器，它們在不同點("作用 點")處作用在控制表面上，這些點相對于彼此側(cè)向地相對于流動方向(即， 沿翼展寬度方向)偏離地布置，當兩個致動器同時地操作時，兩個致動器設(shè)計 成以使這些作用點不同地偏轉(zhuǎn)。在本文中，"柔性"意指控制表面的至少形狀 和/或表面區(qū)域范圍是可變的，使控制表面具有連續(xù)的形式(即，控制表面內(nèi)沒 有間隙或狹縫)。例如，至少在某些地方，控制表面可具有正弦區(qū)域，或某些 其它波形平坦區(qū)域。作用點以不同方式偏轉(zhuǎn)能使控制表面彈性地變形而無彎 曲，尤其是沿翼展寬度方向達到均勻的過渡，例如，沿翼展寬度方向的控制表 面，均勻過渡到鄰近的機身(例如，主平面)。尤其是，雖然定位基本上不同， 但彼此相鄰的控制表面的彼此鄰近區(qū)域可偏轉(zhuǎn)成在間隙處生成連續(xù)過渡。這可減小由先前存在的控制表面和間隙誘發(fā)出的漩渦和噪音。
此外，當有致動器被阻塞時，借助于其余的致動器，根據(jù)本發(fā)明的控制表 面由于其柔性而仍可至少部分地偏轉(zhuǎn)，因為控制表面只在阻塞的致動器的作用 點處被阻塞。當有致動器被阻塞時，控制表面的有效性因此大大地被保留，而 不會如現(xiàn)有技術(shù)的裝置情形中那樣導(dǎo)致完全失效。不需要釋放阻塞的致動器的 離合器，因此與傳統(tǒng)裝置相比，與此相關(guān)的質(zhì)量增加、設(shè)計復(fù)雜性和控制復(fù)雜 性都較低。
最好可這樣地偏轉(zhuǎn)作用點，使控制表面可呈彎曲、扭轉(zhuǎn)和弧形狀柔性地變 形。這允許由控制表面誘發(fā)出的空氣動力學(xué)效應(yīng)(例如，在升力、曳力或顛簸 運動方面)特定地予以設(shè)定。尤其是，控制表面可沿翼展寬度方向(即側(cè)向地 相對于循環(huán)流的方向)彎曲或翹曲，和/或控制表面的尾部邊緣可呈弧形或逆著 流動方向。換句話說，控制表面有利地具有沿翼展寬度方向的波形(例如，類 似于正弦曲線)的區(qū)域。在飛機主平面的情形中，這可用來影響所需升力的分 布，以及在飛機起飛、巡航和降落過程中的翼展寬度載荷的分布。因此，特別 有利的是，致動器具有用個別驅(qū)動器個別地偏轉(zhuǎn)的能力。因此對于任何情形可 設(shè)定理想的狀態(tài)。
根據(jù)本發(fā)明的控制表面典型地是鉸接在飛機主平面尾部邊緣上的襟翼，但 也可以是舵翼、副翼，或飛機上的升降舵或配平補翼。當然，控制表面也可以 是前導(dǎo)邊緣板，所謂的小翼或鼻部下垂，并可以設(shè)置在某些點處，此刻沒有控 制表面設(shè)置在這些點，但在這些點目標是達到特定的空氣動力學(xué)的效果，或控 制這樣的效果。
起飛和降落階段需要用到副翼。舵用來使飛機圍繞豎直軸線轉(zhuǎn)向，而主平 面尾端上的副翼允許飛機圍繞縱向軸線運動。升降舵用來圍繞側(cè)向軸線使飛機 傾斜，于是，改變縱向的前后顛簸和飛機的顛簸角。飛機尾部處的配平補翼用 來配平顛簸。因此根據(jù)本發(fā)明的控制表面能夠設(shè)定飛行中由飛機任何位置處的 控制表面誘發(fā)的曳力和流動翼型。原則上和附加地，當然也可考慮不是用于主 要控制飛機的空氣動力學(xué)的控制表面。
根據(jù)本發(fā)明，控制表面也可以是轉(zhuǎn)子葉片的部件。例如，轉(zhuǎn)子葉片用于直 升機上水平布置的轉(zhuǎn)子。直升機上的轉(zhuǎn)子葉片像轉(zhuǎn)動固定機翼飛機上的主平面那樣作用，于是原則上，如上所述，如固定機翼飛機的情形那樣，適用同樣的 優(yōu)點。在此情形中，控制表面也可以是可控制的轉(zhuǎn)子葉片副翼，其鉸接在轉(zhuǎn)子 葉片上的下游流動內(nèi)。轉(zhuǎn)子葉片以及鉸接在葉片上的襟翼也可用于具有豎直布置的轉(zhuǎn)子的風(fēng)能裝 置，以便達到理想的曳力并形成較小的噪音。控制表面有利地用纖維復(fù)合材料制成。這種材料一般地具有塑料基體和容 納在基體內(nèi)的加強纖維作為主要成分。通過合適地選擇材料和/或?qū)μ囟ㄝd荷方 向選定纖維定向，可以按要求設(shè)定這種材料的彈性和強度，于是可特別地影響 控制表面的彎曲、扭轉(zhuǎn)或呈弧形，但另一方面確保所要求的強度。本發(fā)明還涉及偏轉(zhuǎn)如上所述控制表面作用點的相應(yīng)方法，其中，當至少兩 個致動器同時地操作時，致動器以不同方式偏轉(zhuǎn)作用點。這能特別地影響由控 制表面和對應(yīng)流動翼型誘發(fā)的曳力。根據(jù)一替代的實施例，致動器偏轉(zhuǎn)兩個相鄰控制表面的作用點，以使控制 表面的彼此相鄰的端部的至少一個端部朝向兩個端部中的對應(yīng)另一端彎曲。這 導(dǎo)致準連續(xù)的過渡，因此導(dǎo)致減小由控制表面形成的漩渦和減小的噪音。這對 尾流漩渦也具有有利的影響，因為它們快速地耗散掉。這允許飛機彼此跟從得 更加靠近，因此允許有較大的空中交通密度。例如，同樣在控制表面的一側(cè)端 和其上安裝控制表面的大致剛性連接區(qū)域之間，可類似地形成準連續(xù)的過渡。 從以下結(jié)合附圖的描述中，將會明白本發(fā)明其它的特征和優(yōu)點，其中

圖1示出根據(jù)帶有致動器的本發(fā)明的控制表面的立體示意圖； 圖2示出相對于流動方向側(cè)向地彎曲的控制表面的立體圖； 圖3示出相對于流動方向側(cè)向地翹曲的控制表面的立體圖； 圖4示出沿流動方向向前呈弧形的控制表面的立體圖；圖5示出空氣動力學(xué)外形的立體圖，尤其是帶有根據(jù)本發(fā)明的控制表面的 主平面；圖6示出另一空氣動力學(xué)外形，具體是帶有根據(jù)本發(fā)明的控制表面的主平 面的立體圖；圖7示出帶有兩個根據(jù)本發(fā)明的控制表面的飛機的主平面的立體圖； 圖8示出兩個根據(jù)本發(fā)明撓曲的控制表面的前視圖。圖1示出柔性控制表面1的立體示意圖。控制表面1具有兩個動作2點， 每個動作點上作用致動器3。這種致動器3通常包括電機4和線性的或轉(zhuǎn)動的 傳動裝置5。電機可以表現(xiàn)為力和運動發(fā)生器的形式，諸如電機、壓電晶體陶 瓷、氣動或液壓結(jié)構(gòu)等的形式。致動器3可以這樣操作，當多個致動器3同時 操作時，動作點2可以被致動器3以不同方式偏轉(zhuǎn)。因此控制表面l可彈性地 變形，例如，向上或向下變形，既可在兩動作點也可僅在一個動作點處。
圖2至4示出控制表面多個可能變形狀態(tài)，其也可用于任何理想的相互組 合中。圖2示出圍繞平行于流動方向6的軸線彎曲的控制表面1。控制表面1 的幾何中心la提升到左手端lb和右手端lc上方，這兩端可用水平線7彼此 相連，所述水平線7用虛線顯示。
控制表面1還可通過動作2點變形以使扭轉(zhuǎn)載荷施加在控制表面(見圖3) 上。圖3所示控制表面1的情形中的扭轉(zhuǎn)軸線相對于流動方向6側(cè)向地定位。 然而，如果有利的話，也可放置在任何理想的軸線上，以便達到理想流動效果 (例如，提升、拖曳、顛簸運動)和/或微小的流動漩渦。
此外，控制表面1可以呈弧形，使尾部邊緣ld的中心區(qū)域ld沿流動方向6 位于側(cè)端lb和lc的前面(見圖4)。所示示范實施例中的相對邊緣le彎曲的程 度大致與沿流動方向的尾部邊緣ld相同。然而，它也可被牢固地夾緊以防止 間隙形成。
諸如以上呈彎曲、扭轉(zhuǎn)和/或呈弧狀的控制表面1的種種變形，依賴于沿 預(yù)定軸線的相當高度的彈性，同時要有高的強度，例如，這可用纖維復(fù)合材料 制成的控制表面來實現(xiàn)。
圖5和6還示出根據(jù)本發(fā)明的控制表面可能的變形狀態(tài)。圖5示出空氣動 力學(xué)的外形8，例如，主平面或轉(zhuǎn)子葉片，柔性控制表面1沿下游流動布置在 主平面或葉片上，即，在外形的尾部邊緣處。在圖5中，流動方向再次用標號 6表示，而翼展寬度方向用標號9表示。為清楚起見，圖中未示出使柔性控制 表面1變形和/或撓曲的致動器。柔性控制表面1可變形為彎曲、扭轉(zhuǎn)和/或 呈弧形，就如結(jié)合圖2至4對始終具有連續(xù)平坦范圍(即，沒有任何間隙、狹 縫或狹槽)的控制表面1所描述的那樣。在圖5所示的示范實施例中，控制表 面1的尾部邊緣12具有連續(xù)的波紋形狀。圖6示出柔性控制表面1另一種變形的局部詳圖，該柔性控制表面1布置在空氣動力學(xué)外形8上，特別是在主平面或轉(zhuǎn)子葉片上，位于其下游流動方向 的尾部邊緣。如圖5所示，為了清楚起見，圖中未示出使控制表面l偏轉(zhuǎn)的致 動器。流動方向再次用標號6表示，而翼展寬度方向用標號9表示。圖6所示 柔性控制表面1沒有撓曲到過渡區(qū)域22的右邊，但在波紋形的過渡區(qū)域22內(nèi) 合并到一撓曲區(qū)域內(nèi)(過渡區(qū)域22左邊的區(qū)域)。圖7示出飛機21的主平面8的立體圖。多個致動器3沿主平面8的翼展寬 度方向9彼此并排地布置。在該實施例中，五個致動器3作用在帶有尾部邊緣 12和前導(dǎo)邊緣13的第一控制表面11上。在該實施例中，操作致動器使第一柔 性控制表面11變形，對于諸如起飛、巡航或降落等的各種飛行階段，借助于 沒有任何彎曲、間隙或邊緣的光滑輪廓達到良好的翼展寬度方向升力分布和載 荷分布。例如，圖7所示位置中的第一控制表面11在翼展寬度方向上彎曲和 翹曲。在圖7所示的結(jié)構(gòu)中，帶有尾部邊緣15和前導(dǎo)邊緣16的第二控制表面14 鄰近于第一控制表面11設(shè)置，其有五個致動器3，它們橫貫翼展彼此并排地布 置，同樣地作用在該第二控制表面14上。例如，第二控制表面14上的動作點 可以撓曲而將主平面8和第二控制表面14之間的間隙17減到最小。在此情形 中，為此目的第二控制表面14沿流動方向6呈弧形?？刂票砻?1和14可在 翼展寬度方向的波紋形中具有任何要求的連續(xù)區(qū)域范圍。沿翼展寬度方向在第一控制表面11和第二控制表面14之間存在間隙18， 如圖7和8所示。為了保持該間隙的效果，其結(jié)果在拖曳、漩渦形成和誘發(fā)噪 音方面盡可能地低，彼此鄰近布置的兩個控制表面11和14上的動作點可被致 動器偏轉(zhuǎn)，以使對應(yīng)控制表面11、 14的彼此相鄰端lla、 14a中的至少一端lla 或14a朝向兩端中的相應(yīng)另一端14a或lla彎曲，由此，有效地導(dǎo)致一連續(xù)的 過渡。在圖8所示控制表面11和14的情形中，兩端lla、 14a可通過虛直線 彼此連接，以在兩個控制表面之間形成連續(xù)的過渡，由此在空氣中僅誘發(fā)出微 小的漩渦。當然，這種準連續(xù)過渡也可以類似的方式形成在控制表面一端和相鄰的剛 性連接區(qū)域之間，例如，所述連接區(qū)域與主平面8形成一體(見圖7中虛線圓標出的區(qū)域)；這意味著在圖8中控制表面14也可用剛性連接區(qū)域代替。圖8還示出已經(jīng)形成的第一控制表面11的不理想的撓曲19，例如，因阻塞 的致動器所引起。代替第一控制表面11的這種不理想撓曲的理想的撓曲20用 虛線表示。撓曲20和撓曲19之間的比較表明，存在著與理想外形的差異。然 而，因為第一控制表面11的彈性柔性，撓曲19僅導(dǎo)致第一控制表面11輪廓 微小的變化，于是，在低漩渦的形成和噪音方面，仍然提供了第一控制表面ll 的大部分有效性。原則上，每一控制表面的致動器數(shù)量沒有限制，于是，控制表面非常細微 的逐漸變形不僅在翼展寬度方向而且在流動方向上都是可能的。在圖7所示的結(jié)構(gòu)中，也可采用單一的控制表面(如圖5或圖6中實例所示) 來代替兩個控制表面11和14，單一控制表面基本上可在主平面8的全部翼展 寬度上延伸(例如，從虛線圓標記出的左手區(qū)域到虛線圓標記出的右手區(qū)域)。 在此情形中，變形可準連續(xù)地發(fā)生在從控制表面一側(cè)端到連接區(qū)域的過渡內(nèi)， 如結(jié)合圖8所述那樣。如上所述的柔性控制表面1、 11和14能夠避免從控制表面到對應(yīng)剛性連接 區(qū)域的過渡處的沿翼展寬度方向和流動方向的間隙、彎曲或不連續(xù)。
權(quán)利要求
1.用于飛機(21)的柔性控制表面(1；11、14)，包括至少兩個致動器(3)，所述兩個致動器在不同的作用點(2)處作用在所述控制表面(1；11、14)上，所述作用點(2)相對于循環(huán)流動方向(6)側(cè)向地彼此偏離，其特征在于，所述至少兩個致動器(3)設(shè)計成當所述至少兩個致動器(3)同時地操作時以使作用點(2)不同地偏轉(zhuǎn)。
2. 如權(quán)利要求1所述的控制表面(1; 11、 14),其特征在于，所述致動 器(3)可單獨驅(qū)動。
3. 如權(quán)利要求1或2所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述 作用點(2)可偏轉(zhuǎn)，使所述控制表面(1; 11、 14)可呈彎曲、扭轉(zhuǎn)和弧形狀 柔性地變形。
4. 如權(quán)利要求3所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述作用 點(2)可偏轉(zhuǎn)，使所述控制表面(1; 11、 14)可在側(cè)向地相對于所述流動方 向(6)呈彎曲和/或扭轉(zhuǎn)狀柔性地變形。
5. 如權(quán)利要求3或4所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述作用點(2)可偏轉(zhuǎn)，使所述控制表面(1; 11、 14)的尾部邊緣可在沿所述流動方向(6)或逆著所述流動方向(6)呈弧形狀柔性地變形。
6. 如權(quán)利要求1至5中任一項所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)是襟翼、舵、副翼、升降舵或配平補翼。
7. 如權(quán)利要求1至5中任一項所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)是轉(zhuǎn)子葉片尤其是轉(zhuǎn)子葉片襟翼的部件。
8. 如權(quán)利要求1至7中任一項所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)由纖維復(fù)合材料制成。
9. 定位飛機上如權(quán)利要求1至8中任一項所述的控制表面(1; 11、 14) 的方法，其特征在于，當所述至少兩個致動器(3)同時地操作時，所述作用 點(2)以不同方式偏轉(zhuǎn)。
10. 如權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于，所述作用點(2)偏轉(zhuǎn)，使所 述控制表面(1; 11、 14)彎曲、翹曲和/或呈弧形。
11. 如權(quán)利要求10所述的方法，其特征在于，所述作用點(2)偏轉(zhuǎn)，使所 述控制表面(1; 11、 14)相對于所述流動方向(6)側(cè)向地呈彎曲和/或扭轉(zhuǎn)狀柔性地變形。
12. 如權(quán)利要求10或11所述的方法，其特征在于，所述作用點(2)偏轉(zhuǎn)， 使所述控制表面(1; 11、 14)的尾部邊緣在沿所述流動方向(6)或逆著所述 流動方向(6)呈弧形狀柔性地變形。
13. 如權(quán)利要求9至12中任一項所述的方法，其特征在于，所述致動器(3) 使兩個相鄰控制表面(11、 14)的作用點(2)偏轉(zhuǎn)，使所述控制表面(11、 14)的彼此鄰近的端部(lla、 14a)的至少一端(lla、 14a)朝向兩個端部(lla、 14a)的對應(yīng)的另一端(lla、 14a)呈弧形。
全文摘要
柔性控制表面(1；11、14)，包括至少兩個致動器(3)，它們在不同的作用點(2)處作用在控制表面(1；11、14)上，作用點(2)相對于循環(huán)流動方向(6)側(cè)向地彼此偏離。當至少兩個致動器(3)同時地操作時，至少兩個致動器(3)設(shè)計成使作用點(2)以不同方式偏轉(zhuǎn)。因此，能使控制表面(1；11、14)彈性地變形，尤其是沿著翼展寬度方向(9)，沒有彎曲，在此情形中，能沿著控制表面?zhèn)认虻叵鄬τ诹鲃臃较?6)達到均勻的過渡。本發(fā)明能減小由控制表面誘發(fā)的漩渦和噪音。
文檔編號B64C3/48GK101336192SQ200680052356
公開日2008年12月31日 申請日期2006年12月20日 優(yōu)先權(quán)日2005年12月21日
發(fā)明者B·格羅曼, P·康斯坦?jié)? T·洛克沃斯基 申請人:空中客車德國有限公司