專利名稱：帶有可展開機翼前緣元件的低噪音機翼縫翼系統(tǒng)的制作方法
帶有可展開機翼前緣元件的低噪音機翼縫翼系統(tǒng)
背景技術(shù)：
在飛機制造エ業(yè)，降低與機場環(huán)境相關(guān)的噪音水平已變?yōu)橹饾u具有較高優(yōu)先級的項目。然而，日益嚴格的噪音管理已導致増加了空中交通低效性并且降低了機場的生產(chǎn)力。例如，在許多機場，目前容量主要是由操作時間控制的，為了防止或者減輕噪音污染，操作時間通常僅限于多半是白天時間。在飛機起飛、進場以及著陸操作過程中，噪音在很大程度上是由飛機發(fā)動機和機架組件產(chǎn)生。隨著高涵道比發(fā)動機出現(xiàn)，實現(xiàn)了顯著降低發(fā)動機噪音，對此作出不斷地進步。顯著的機架噪音源源于飛機的大升カ系統(tǒng)。特別地，因為在凹穴區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)的流動再循環(huán)，有槽的前緣縫翼會產(chǎn)生高噪音水平，其中凹穴區(qū)域位于被展開前緣機翼縫翼的后側(cè)。傳統(tǒng)的機翼縫翼經(jīng)構(gòu)造與飛機機翼前緣匹配，以便當縫翼相對機翼前緣縮回時，每個縫翼和機翼共同形成所需的翼型形狀。在這種情況下，傳統(tǒng)的縫翼可具有大體上類似機翼前緣形狀的前緣，但是通常具有的后側(cè)是凹入的形狀，因為其被成形為以便與機翼的大體 凸出前緣匹配。當縫翼向前延伸及向下旋轉(zhuǎn)以進行大升力操作時，縫翼后側(cè)的凹入形狀產(chǎn)生凹穴，其中圍繞縫翼流動的環(huán)境氣流再循環(huán)，形成噪音。相對于這些考慮以及其他在此做出本公開。

發(fā)明內(nèi)容
應理解，提供本概要是為了以簡化的形式介紹所選概念，其將在詳細說明中進ー步說明。本概要不是要用于限制所要求的主題事項的范圍。提供本文所述的概念和技術(shù)是為了降低與飛機大升力系統(tǒng)有關(guān)的氣動噪音水平。根據(jù)在此提供的本公開的ー個方面，降低飛機噪音的方法包括從飛機機翼的前緣展開縫翼。然后，機翼的前緣元件從機翼內(nèi)部的存放位置被重新放置到展開位置。在展開位置，前緣元件與機翼的上部和下部表面形成連續(xù)的外模線橫截面形狀。根據(jù)另ー個方面，大升カ系統(tǒng)包括可展開前緣機翼縫翼和前緣元件。飛機機翼的前緣元件在機翼內(nèi)部的存放位置和機翼外部的展開位置之間可移動。當可展開前緣機翼縫翼延伸時，機翼的前緣元件從存放位置移至展開位置，在此前緣元件形成機翼的連續(xù)外模線形狀。根據(jù)本公開的再ー個方面，與飛機機翼有關(guān)的大升カ系統(tǒng)包括主翼元件、剛性前緣元件以及前緣機翼縫翼。主翼元件包括上部機翼表面和下部機翼表面。剛性前緣元件連接至主翼元件，并且可移動以便當剛性前緣元件處于展開位置時前緣元件形成飛機機翼的連續(xù)外模線，并且向上部機翼表面和下部機翼表面的外緣后方移動至存放位置。前緣機翼縫翼還被連接至主翼元件，并且鄰接上部機翼表面和下部機翼表面的外緣，從而當縫翼縮回至存放位置吋，形成飛機機翼的連續(xù)外模線形狀。在本發(fā)明的不同實施例中能夠獨立實現(xiàn)，或者可在其他實施例中結(jié)合實現(xiàn)上述特征、功能和優(yōu)勢，其中可參考以下描述和附圖理解本發(fā)明進一歩細節(jié)。


圖I示出傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)的橫截面圖，其示出處于展開和存放構(gòu)造的傳統(tǒng)前緣縫翼，同時在縫翼凹穴內(nèi)具有相應的噪音誘導氣流再循環(huán)；圖2示出根據(jù)在此呈現(xiàn)的不同實施例的大升カ系統(tǒng)的橫截面圖，其示出處于展開和存放構(gòu)造的填充凹穴的前緣縫翼；圖3示出傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)的橫截面圖，其示出處于展開構(gòu)造內(nèi)的傳統(tǒng)的前緣縫翼；圖4示出根據(jù)在此呈現(xiàn)的不同實施例的大升カ系統(tǒng)的橫截面圖，其示出處于展開和存放構(gòu)造內(nèi)的單件式前緣元件；圖5示出根據(jù)在此呈現(xiàn)的不同實施例的大升カ系統(tǒng)的橫截面圖，其示出處于展開和存放構(gòu)造內(nèi)的兩件式前緣元件；
·
圖6示出根據(jù)在此呈現(xiàn)的不同實施例的傳統(tǒng)大升カ系統(tǒng)、在展開操作期間用單件式前緣元件的大升カ系統(tǒng)以及使用兩件式前緣元件的大升カ系統(tǒng)；以及圖7示出根據(jù)在此呈現(xiàn)的不同實施例，示出用于降低與大升カ系統(tǒng)有關(guān)的飛機噪音方法的流程圖。
具體實施例方式下列詳細的描述涉及提供大升カ系統(tǒng)的系統(tǒng)和方法，其中大升カ系統(tǒng)使用填充凹穴的前緣機翼縫翼，從而消除或者降低與傳統(tǒng)的前緣機翼縫翼有關(guān)的產(chǎn)生噪音的空氣再循環(huán)。在下列詳細的描述中，參考形成作為其中一部分的附圖，且其通過圖解、具體實施例或者例子的方式示出。貫穿附圖中幾幅圖的標識號指示同一元件?，F(xiàn)在參考圖I將描述傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100。傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100可包括傳統(tǒng)的前緣縫翼102和副翼108，其共同作用以改變飛機機翼104的形狀，從而形成額外的氣動升力。傳統(tǒng)的前緣縫翼102經(jīng)構(gòu)造與飛機機翼104的前緣匹配，以便傳統(tǒng)的縫翼102和機翼104共同形成所需的翼型形狀，如圖所示，其中傳統(tǒng)的縫翼102被放置在存放位置。因為當傳統(tǒng)的縫翼102相對于處于存放構(gòu)造的飛機機翼104的前緣縮回時，傳統(tǒng)的縫翼104和機翼104必須形成所需的翼型形狀，以及因為當傳統(tǒng)的縫翼102延伸至展開構(gòu)造時，飛機機翼104必須保持翼型形狀，所以通常傳統(tǒng)的縫翼102的后側(cè)具有凹入形狀，其大體相應于飛機機翼104前緣的凸出形狀，從而當傳統(tǒng)的縫翼102被存放時，允許兩個表面匹配。然而，如上所述，如圖I所示，傳統(tǒng)的縫翼102后側(cè)的凹入形狀形成凹穴區(qū)域，當環(huán)境氣流圍繞傳統(tǒng)的縫翼102流動時凹穴區(qū)域?qū)е颅h(huán)境氣流的再循環(huán)106。在飛機起飛和著陸操作期間，正是環(huán)境氣流的這種再循環(huán)106成為大量噪音的來源。除了由傳統(tǒng)縫翼102的凹穴區(qū)域形成噪音之外，凹穴區(qū)域內(nèi)的空氣再循環(huán)106也不是空氣動カ最優(yōu)的，其降低升力量、増加阻力量，從而降低相應的飛機性能優(yōu)勢，其可能導致再循環(huán)106應被消除。圖2示出大升カ系統(tǒng)200，其利用填充凹穴的前緣縫翼202減少或者消除空氣再循環(huán)106以及由再循環(huán)106導致的相應噪音和性能降級。如圖2所示，前緣機翼縫翼為填充凹穴的縫翼202，其中凹穴區(qū)域204已被填充，從而消除縫翼后側(cè)的凸出部分，這在傳統(tǒng)的縫翼102中是常見的。填充的凹穴區(qū)域204提供平穩(wěn)、逐漸轉(zhuǎn)動的環(huán)境氣流，從而形成顯著降低噪音的大體上連續(xù)的流動206，其中該噪音與傳統(tǒng)縫翼中呈現(xiàn)的再循環(huán)106有關(guān)。應明白，根據(jù)大升カ系統(tǒng)200的精準的設計特點以及在任何給定情況中的相應飛行特點，大體連續(xù)流動206可包括層流、湍流或者其組合。然而，填充凹穴的前緣縫翼202大體上降低或者消除了存在于傳統(tǒng)縫翼102的凹穴內(nèi)的相當大的再循環(huán)106，這樣極大地降低了與該再循環(huán)106有關(guān)的機架噪音。根據(jù)特定的應用和相應的所需空氣動カ特性，填充凹穴的縫翼202可被成形以及按尺寸形成。根據(jù)在此描述的不同實施例，填充凹穴的縫翼是剛性的，以便當被存放時，填充凹穴的縫翼202的后側(cè)因為保持與被展開時相同的橫截面形狀，所以不是柔性的或者可膨脹的。在尚待批準的題為 “Low Noise Wing Slat System With Rigid Cove-FilledSlat”的U. S.專利申請12/751468中描述了關(guān)于填充凹穴的縫翼202的不同的實施例和進一步細節(jié)，其本申請同時地于2010年3月31日提交，該申請包括在此以供參考。如圖2所示，填充凹穴的縫翼202的存放構(gòu)造形成重疊區(qū)208，在此凹穴區(qū)域204 重疊或者干涉于傳統(tǒng)的飛機機翼104的前緣210。使用在此描述的概念和技術(shù)，該重疊區(qū)208是由可移動的前緣元件容納，其中前緣元件與填充凹穴的縫翼202協(xié)調(diào)地縮回和展開。當填充凹穴的縫翼202縮回至存放位置時，前緣元件縮回至飛機機翼內(nèi)側(cè)的存放位置，從而容納填充凹穴的縫翼202的凹穴區(qū)域204。類似地，當填充凹穴的縫翼202從機翼延伸至飛機機翼前方的大升カ位置時，前緣元件從機翼內(nèi)側(cè)的存放位置展開至展開位置，在此其與機翼的上部和下部表面一起完成了連續(xù)外模線形狀。在尚待批準的題為“Low NoiseWing Slat System With A Fixed Wing Leading Edge And Deployable Bridging Panels”的U. S.專利申請序列號為12/751468中描述了使用飛機機翼104的固定前緣解決重疊區(qū)208的方法，其與本申請同時地于2010年3月31日提交，該申請包括在此以供參考。在討論與填充凹穴的縫翼202以及相應的大升カ系統(tǒng)200有關(guān)的各種實施例之前，參考圖3，將更為詳細地討論傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100，以便比較。參看圖3，實線示出處于展開位置的傳統(tǒng)的縫翼102。虛線示出處于存放位置的傳統(tǒng)的縫翼102。如在存放位置中所觀看到的，傳統(tǒng)的縫翼102的后側(cè)通常是凹入的，從而補充飛機機翼104的大體凸出前緣。導軌302將傳統(tǒng)的縫翼102連接至翼梁304或者飛機機翼104的其他結(jié)構(gòu)組件。旋轉(zhuǎn)致動器和行星小齒輪306經(jīng)操作在展開和存放位置之間在導軌302上延伸和縮回傳統(tǒng)縫翼102。從圖中可以看出，通過底板308，導軌302可被連接至傳統(tǒng)的縫翼102。該底板308不僅為導軌302提供連接點，還提供了在傳統(tǒng)的縫翼102的底側(cè)和飛機機翼104的下部表面之間的空氣動カ轉(zhuǎn)換，從而當縫翼被構(gòu)造在存放位置時，引導環(huán)境氣流圍繞傳統(tǒng)的縫翼102和飛機機翼104下部表面。然而，當傳統(tǒng)的縫翼102被構(gòu)造在展開位置吋，與縫翼后表面的凹入形狀聯(lián)接的底板308形成凹穴，在此當環(huán)境氣流圍繞縫翼底部流動時，出現(xiàn)產(chǎn)生空氣再循環(huán)106的噪音。現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖4，將討論低噪音大升カ系統(tǒng)的第一實施例。根據(jù)該實施例，大升カ系統(tǒng)400包括填充凹穴的縫翼202、主翼元件以及前緣元件。主翼元件包括上部機翼表面408和下部機翼表面410，以及飛機機翼104內(nèi)的結(jié)構(gòu)組件和其他組件。根據(jù)該實施例，前緣元件包括在存放位置和展開位置之間可移動的單件式板件402。單件式板件402可由與主翼元件和/或填充凹穴的縫翼202相同的結(jié)構(gòu)和飛機蒙皮材料制成。單件式板件402具有大體凸出的外部表面，并且根據(jù)填充凹穴的縫翼202被展開至大升力位置時飛機機翼橫截面的理想外模線形狀來成形該外部表面。也就是，當單件式板件402被構(gòu)造在展開位置時，板件的頂緣鄰接上部機翼表面408，并且板件的下緣鄰接下部機翼表面410，以便單件式板件變?yōu)橹饕碓那熬墶ｏw機機翼的橫截面與處于展開位置的單件式板件402構(gòu)成表示所需翼型形狀的連續(xù)外模線。當單件式板件402被構(gòu)造在存放位置時，板件被擱置在主翼元件內(nèi)，在上部和下部機翼表面的外緣后方。通過向展開位置后方移動單件板件402，對于上述重疊區(qū)208，機翼內(nèi)的空間變得可用。結(jié)果，通過使用具有飛機機翼的可移動前緣元件，在此公開的前緣縫翼不被限制具有凹入后表面，而這是傳統(tǒng)大升カ系統(tǒng)100中的情況。根據(jù)ー個實施例，通過使用線性驅(qū)動器404，單件式板件402在存放和展開位置之間轉(zhuǎn)換。應明白，旋轉(zhuǎn)致動器和行星小齒輪以及任何其他類型的致動器，其包括所有類型的液壓、氣動或者電致動器，可替代地被使用。為了輔助單件式板件402在展開和存放位置之間恰當?shù)剞D(zhuǎn)換，導向器406可將板件引導和/或旋轉(zhuǎn)就位?？商娲?，一個或更多個軌道可被用于在構(gòu)造之間弓I導單件式板件。 現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖5，將討論低噪音大升カ系統(tǒng)的第二實施例。根據(jù)該實施例，大升カ系統(tǒng)500包括填充凹穴的縫翼202、主翼元件以及前緣元件，如上關(guān)于圖4所述。然而，與大升カ系統(tǒng)500 —起,而不是包括單件式板件402的前緣元件,前緣元件是由兩件式板件502組成。兩件式板件502包括上部板件502A和下部板件502B。兩件板件502中的每個板件均在展開位置和存放位置之間獨立地移動。根據(jù)ー個實施例，通過鉸鏈和致動器506，上部板件502A在板件的上緣處附著至主翼元件。當填充凹穴的縫翼202被展開時，上部板件502A向外旋轉(zhuǎn)至展開位置。相反地，當填充凹穴的縫翼202被縮回吋，上部板件502A向內(nèi)旋轉(zhuǎn)至存放位置。通過橫動致動器，下部板件502B附著至主翼元件，其中與填充凹穴的縫翼202和上部板件502A的展開和縮回相結(jié)合，該橫動致動器經(jīng)操作將下部板件502B向外推至展開位置并且將下部板件502B向內(nèi)拉至存放位置。在存放位置中，上部板件502A和下部板件502B相互重疊。當用于前緣元件的在主翼元件內(nèi)的存放空間達到最小時，該構(gòu)造可提供優(yōu)于單件式板件402大升カ系統(tǒng)400的優(yōu)勢。由于兩件式板件502的重疊設計，與單件式板件402大升カ系統(tǒng)400相比，在翼梁304的上游機翼內(nèi)需要較少空間來用于前緣元件的縮回和存放。由圖5所示的大升カ系統(tǒng)500的示意圖應清楚,處于完全展開的大升カ系統(tǒng)500時，填充凹穴的縫翼202延伸并且向下旋轉(zhuǎn)到大升カ構(gòu)造，而上部板件502A向外旋轉(zhuǎn)，并且下部板件502B被向外推至展開位置。在展開位置吋，上部和下部板件502A和502B與上部機翼表面408和下部機翼表面410的固定機翼蒙皮板件結(jié)合地形成主翼輪廓或者外模線形狀。該外模線形狀可以與傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100的外模線形狀相似或者相同，但是允許使用填充凹穴的縫翼202。被展開的大升カ系統(tǒng)500的平滑連續(xù)外模線形狀結(jié)合于從填充凹穴的縫翼202的前表面到填充凹穴的縫翼的后表面的平滑轉(zhuǎn)換，從而允許平穩(wěn)氣流穿過大升カ系統(tǒng)500并且相應地降低噪音。應明白，當縫翼被存放時，通過縮回至機翼的內(nèi)部空間內(nèi)，在此描述的單件式板件402和兩件式板件502容納填充凹穴的縫翼202，或者沒有與對應的飛機機翼104的前緣相符的后表面的任何縫翼。不同的實施例不被限制于任何用于展開或者縮回本發(fā)明前緣元件的特定機構(gòu)。例如，雖然實施例可被描述為使用線性致動器、旋轉(zhuǎn)致動器和/或行星小齒輪，但是這些平移機構(gòu)的任何組合或者是任何其他類型的平移機構(gòu)可被用于該公開范圍內(nèi)。轉(zhuǎn)向圖6，示出一系列展開的前進步驟示意圖，其中將描述傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100、使用包括單件式板件402的可移動前緣元件的大升カ系統(tǒng)400以及使用包括兩件式板件502的可移動前緣元件的大升カ系統(tǒng)500。為簡單起見，各附圖具有大量且尺寸較小組件，圖6示出未使用附圖標記標識的各組件，不過為了清晰的目的，在描述中將使用附圖標記。如圖6所示，為了比較的目的并排顯示三個系統(tǒng)。從頂部開始向下，系統(tǒng)以存放構(gòu)造開始，然后經(jīng)過展開過程直到縫翼和前緣元件(可應用時)被完全展開至大升力位置。能夠看出傳統(tǒng)的大升カ系統(tǒng)100的展開包括延伸和向下旋轉(zhuǎn)傳統(tǒng)縫翼102。如前所述，因為傳統(tǒng)縫翼102被設計成當被存放時與飛機機翼104的前緣鄰接并且相符合，所以縫翼的后表面是凹入的，這樣形成了誘導空氣再循環(huán)106的凹穴，并且產(chǎn)生不想要的噪音。 能夠在頂部中心圖中看出單件式板件402處于飛機機翼104內(nèi)的存放位置。在該存放構(gòu)造中，填充凹穴的縫翼202鄰接上部和下部機翼表面408和410的外緣，以便填充凹穴的縫翼202、上部機翼表面408以及下部機翼表面410 —起形成翼型的連續(xù)外模線形狀。應理解，當縫翼被存放時，在附圖中示出處于填充凹穴的縫翼202與上部和下部機翼表面408和410之間的空隙，以及當可移動前緣元件被展開時，處于可移動前緣元件與上部和下部機翼表面408和410之間的空隙，以便清晰地區(qū)分不同的組件。然而，在實施中，鄰近的表面可鄰接彼此，以形成翼型的平滑連續(xù)外模線形狀，而不存在空隙。在展開期間，填充凹穴的縫翼202延伸并且向外和向下旋轉(zhuǎn)，同時單件式板件402被向外推，直到板件外緣鄰近上部機翼表面408和下部機翼表面410的邊緣。在該展開位置，如底部中心圖所示，填充凹穴的縫翼202提供圍繞縫翼下部后側(cè)的平滑逐漸轉(zhuǎn)動的半徑，以便消除空氣再循環(huán)106和減少相關(guān)的噪音，同時單件式板件402與上部機翼表面408和下部機翼表面410對齊，從而形成翼型的連續(xù)外模線形狀。能夠在頂部右圖中看出兩件式板件502處于飛機機翼104內(nèi)的存放位置。如圖單件式板件402處于存放位置的情況時，大升カ系統(tǒng)500的填充凹穴的縫翼202鄰接上部和下部機翼表面408和410的外緣，以便填充凹穴的縫翼202、上部機翼表面408以及下部機翼表面410 —起形成翼型的連續(xù)外模線形狀。在展開過程中，填充凹穴的縫翼202延伸并且向外和向下旋轉(zhuǎn)，同時上部板件502A向外旋轉(zhuǎn)并且下部板件502B被向外推至展開位置。在該展開位置中，如底部右圖所示，填充凹穴的縫翼202提供圍繞縫翼的下部后側(cè)的平滑逐漸轉(zhuǎn)動的半徑，以便消除空氣再循環(huán)106和減少相關(guān)的噪音，同時兩件式板件502與上部機翼表面408和下部機翼表面410對齊，從而形成翼型的連續(xù)外模線形狀?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖7，所示程序700用于提供降低的噪音，現(xiàn)在將詳細地描述用于飛機起飛和著陸操作的大升カ系統(tǒng)。應明白，可執(zhí)行比所示附圖和在此描述的要多或者要少的操作。還可以不同于在此描述的順序執(zhí)行這些操作。程序700開始于操作702，其中大升カ系統(tǒng)(400、500)被致動。當檢測和分析出指示出填充凹穴的縫翼202的展開是令人滿意且合適的任何質(zhì)量和類型的飛行標準時，通過駕駛艙開關(guān)或者通過飛行計算機系統(tǒng)來開始該致動。當大升カ系統(tǒng)(400、500)被致動時，程序700大體上同時繼續(xù)至操作704和706。在操作704處，填充凹穴的縫翼202從存放位置延伸至大升力位置。在操作706處，前緣元件經(jīng)展開與飛機機翼104的上部機翼表面408和下部機翼表面410—起形成連續(xù)外模線形狀。如上述詳細討論，前緣元件可以是單件式板件402或者是兩件式板件502。應明白，前緣元件可以替代性地包括大量具有任何數(shù)量和類型的展開機構(gòu)的板件。雖然未被示出，但是應明白，填充凹穴的縫翼202的展開可與副翼108展開同時發(fā)生，這將增加由飛機機翼104形成的升力。當不再需要大升カ系統(tǒng)(400、500)時，其在操作708處停用。與致動ー樣，可通過手動選擇開關(guān)或者觸發(fā)器實現(xiàn)停用，或者根據(jù)當前的飛行標準，通過飛行計算機可自動化該停用。當大升カ系統(tǒng)(400、500)被停用時，程序700大體同時繼續(xù)至操作710和712。在 操作710處，填充凹穴的縫翼202縮回直到縫翼鄰近上部和下部機翼表面408和410的外緣且其處于如下位置，即在該位置中實現(xiàn)飛機機翼104的連續(xù)外模線形狀。在操作712處，單件式板件402或者兩件式板件502縮回至飛機機翼104的前方空穴內(nèi)的存放位置，并且程序700結(jié)束。雖然未被示出，同樣應明白地是填充凹穴的縫翼202的縮回可以與副翼108的縮回同時地發(fā)生。根據(jù)上述公開，應理解在此呈現(xiàn)的概念提供在起飛和著陸操作過程中，傳統(tǒng)縫翼102對形成噪音的消極影響的解決方法。除了降低與在傳統(tǒng)縫翼102凹穴區(qū)域內(nèi)的再循環(huán)有關(guān)的噪音之外，填充凹穴的縫翼202和相應可移動前緣元件(402、502)的使用具有增強飛機起飛性能的益處。通過填充傳統(tǒng)縫翼102的凹穴區(qū)域和消除空氣再循環(huán)106，與空氣再循環(huán)106相關(guān)的阻カ被極大地降低。阻力降低允許增加飛機的有效負荷、增加飛機范圍、減少跑道距離和/或減小發(fā)動機，這是因為需要更小的推力來克服飛行器阻力。發(fā)動機尺寸和/或推力輸出的減小對飛機重量、燃燒消耗以及通常對環(huán)境友好性方面具有直接和有利的意義?；谇笆觯瑧靼?，在此描述用于提供低噪音、大升カ系統(tǒng)的技木。應理解在權(quán)利要求中限定的本發(fā)明不必限制于在此描述的具體特征、構(gòu)造、操作、或者媒體。更確切地說，具體特征、構(gòu)造、操作和媒體作為實形權(quán)利要求的示例形式被公開。僅通過圖解的方式提供了上述主題事項，并且不應被理解為限制?？蓪υ诖嗣枋龅闹黝}事項作出不同修正和改變，而無需遵循所示和描述的示例性實施例和應用，并且不背離本發(fā)明的真實精神和范圍，其在所附權(quán)利要求中被提出。
權(quán)利要求
1.一種用于降低與大升カ系統(tǒng)有關(guān)的飛機噪音的方法，其包含 將縫翼從飛機機翼的前緣展開到大升カ位置；以及 將至少一個前緣元件從所述飛機機翼內(nèi)側(cè)的存放位置重新放置到展開位置，該展開位置形成所述飛機機翼的連續(xù)外模線橫截面形狀，該連續(xù)外模線橫截面形狀通過上部機翼表面、所述至少一個前緣元件以及下部機翼表面限定。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述至少一個前緣元件包含單件式板件，并且其中重新放置所述單件式板件包含將所述單件式板件向外線性平移至所述展開位置，在此所述單件式板件的頂緣鄰近所述上部機翼表面并且所述單件式板件的下緣鄰近所述下部機翼表面。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中線性平移所述單件式板件包含延伸被連接至所述單件式板件的線性致動器。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述至少一個前緣元件包含具有上部板件和下部板件的兩件式板件，并且其中重新放置所述兩件式板件包含將所述上部板件向外旋轉(zhuǎn)至所述展開位置以及將所述下部板件向外線性平移至所述展開位置，以便所述上部板件的頂緣鄰近所述上部機翼表面、所述上部板件的下緣鄰近所述下部板件的頂緣以及所述下部板件的下緣鄰近所述下部機翼表面。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，還包含 將所述縫翼從所述大升力位置縮回到所述飛機機翼的所述前緣；以及將所述至少ー個前緣元件從所述展開位置重新放置到所述飛機機翼內(nèi)部的所述存放位置，其中在所述展開位置形成所述飛機機翼的連續(xù)外模線橫截面形狀。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其中所述至少一個前緣元件包含單件式板件，并且其中重新放置所述單件式板件包含將所述單件式板件從所述展開位置向內(nèi)線性平移至所述飛機機翼內(nèi)部的所述存放位置，其中在所述展開位置所述單件式板件的頂緣鄰近所述上部機翼表面并且所述單件式板件的下緣鄰近所述下部機翼表面。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其中所述至少一個前緣元件包含具有上部板件和下部板件的兩件式板件，并且其中重新放置所述兩件式板件包含在所述飛機機翼內(nèi)所述上部板件從所述展開位置向內(nèi)旋轉(zhuǎn)到所述飛機機翼內(nèi)的所述存放位置，以及將所述下部板件從所述展開位置向內(nèi)線性平移至所述飛機機翼內(nèi)部的所述存放位置。
8.一種大升カ系統(tǒng),其包括 可展開的前緣機翼縫翼；以及 至少ー個前緣元件，其在飛機機翼內(nèi)部的存放位置和所述飛機機翼外部的展開位置之間可移動，以便當展開所述可展開的前緣機翼縫翼時，所述至少一個前緣元件被構(gòu)造成從所述存放位置移至所述展開位置，并且與所述飛機機翼形成大體連續(xù)的外模線形狀。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述至少一個前緣元件包含單件式板件。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的大升力系統(tǒng)，還包含被安裝在所述飛機機翼內(nèi)并且被附接至所述單件式板件的線性致動器，其中所述線性致動器被構(gòu)造成當所述前緣機翼縫翼展開時將所述單件式板件從所述飛機機翼內(nèi)的所述存放位置驅(qū)動至所述飛機機翼外的所述展開位置。
11.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述至少一個前緣元件包含兩件式板件。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述兩件式板件包含上部板件和下部板件，并且其中所述大升力系統(tǒng)還包含被安裝在所述飛機機翼內(nèi)且被附接至所述下部板件的橫動致動器，其中所述橫動致動器被構(gòu)造成當所述前緣機翼縫翼展開時將所述下部板件從所述飛機機翼內(nèi)的所述存放位置驅(qū)動至所述飛機機翼外的所述展開位置以及當所述前緣機翼縫翼縮回時將所述下部板件從所述展開位置縮回至所述存放位置。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述上部板件在頂緣處旋轉(zhuǎn)連接至所述飛機機翼的上部機翼表面，以便所述上部板件經(jīng)操作圍繞所述頂緣向外旋轉(zhuǎn)至所述展開位置并且圍繞所述頂緣向內(nèi)旋轉(zhuǎn)至所述存放位置。
14.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述飛機機翼包含上部機翼表面、下部機翼表面以及所述至少一個前緣元件，以便當展開所述可展開的前緣機翼縫翼時，所述上部機翼表面、所述下部機翼表面以及所述至少一個前緣元件形成連續(xù)的外模線形狀，以及當所述可展開的前緣機翼縫翼縮回至所述存放位置時形成不連續(xù)的外模線形狀。
15.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述至少一個前緣元件包含至少ー個剛性結(jié)構(gòu)，并且其中移動所述至少ー個剛性結(jié)構(gòu)包含通過至少一個致動器機械地移動所述至少ー個剛性結(jié)構(gòu)。
16.一種與飛機機翼有關(guān)的大升カ系統(tǒng)，其包含主翼元件，其包含上部機翼表面和下部機翼表面；剛性前緣元件，其可移動地連接至所述主翼元件，其中當所述剛性前緣元件被構(gòu)造在展開位置時所述剛性前緣元件鄰接所述上部機翼表面的外緣和所述下部機翼表面的外緣從而形成所述飛機機翼的連續(xù)外模線形狀，并且其中當所述剛性前緣元件被構(gòu)造在存放位置時其被放置在所述上部機翼表面的外緣和所述下部機翼表面的外緣的后方；以及前緣機翼縫翼，其經(jīng)操作連接至所述主翼元件，其中當所述前緣機翼縫翼縮回至存放位置時，所述前緣機翼縫翼鄰接所述上部機翼表面的外緣和所述下部機翼表面的外緣，從而形成所述飛機機翼的連續(xù)外模線形狀。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述剛性前緣元件包含單件式板件。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述剛性前緣元件被構(gòu)造成向前線性平移至所述展開位置，從而形成所述飛機機翼的連續(xù)外模線形狀，并且向后線性平移至所述主翼元件內(nèi)以到達所述存放位置。
19.根據(jù)權(quán)利要求16所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述剛性前緣元件包含兩件板件。
20.根據(jù)權(quán)利要求19所述的大升カ系統(tǒng)，其中所述兩件板件包含上部板件和下部板件，其中所述上部板件旋轉(zhuǎn)地連接至所述上部機翼表面的所述外緣，并且經(jīng)構(gòu)造向前旋轉(zhuǎn)至所述展開位置，并且將尾部旋轉(zhuǎn)至所述主翼元件內(nèi)到達所述存放位置，并且其中所述下部板件經(jīng)構(gòu)造向前線性平移至所述展開位置，并且將尾部線性平移至所述主翼元件內(nèi)到達所述存放位置。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種在此描述的提供低噪音飛機機翼縫翼系統(tǒng)的概念和技術(shù)。根據(jù)在此提供的本公開的一個方面，填充凹穴的機翼縫翼(202)與飛機機翼的可移動前緣元件(402、502)相結(jié)合，從而提供大升力系統(tǒng)?？梢苿忧熬壴砂s回在飛機機翼內(nèi)的單件(402)或者兩件式板件(502)，從而容納處于存放位置的填充凹穴的縫翼。當填充凹穴的縫翼展開時，可移動前緣元件向外展開從而形成與機翼連續(xù)的外模線形狀。
文檔編號B64C3/50GK102834315SQ201180016630
公開日2012年12月19日 申請日期2011年2月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月31日
發(fā)明者A·什米洛維奇, Y·亞德林 申請人:波音公司