用于飛行器的高升力系統(tǒng)和用于影響飛行器的高升力特性的方法
【專(zhuān)利摘要】一種用于飛行器的高升力系統(tǒng)（16），包括基體（20）、襟翼（18）和保持元件（26），該襟翼（18）以能夠移動(dòng)的方式安裝在基體（20）上并且具有襟翼邊緣（22）。高升力系統(tǒng)（16）設(shè)置成在襟翼邊緣（22）與基體（20）之間形成間隙（32）。保持元件（26）安裝在襟翼（18）的靠近襟翼邊緣（22）的區(qū)域中并且朝向基體（20）延伸以限制襟翼邊緣（22）與基體（20）之間的距離。保持元件（26）優(yōu)選地構(gòu)造為線狀附接裝置。因此，襟翼（18）和基體（20）之間的間隙尺寸能夠被影響以限制襟翼（18）和基體（20）的加載期間的彎曲效應(yīng)。
【專(zhuān)利說(shuō)明】用于飛行器的高升力系統(tǒng)和用于影響飛行器的高升力特性的方法
[0001]相關(guān)申請(qǐng)的引用
[0002]本申請(qǐng)要求于2011年4月28日提交的德國(guó)專(zhuān)利申請(qǐng)N0.102011018906.8的和于2011年4月28日提交的美國(guó)臨時(shí)專(zhuān)利申請(qǐng)N0.61/479，925的申請(qǐng)日的權(quán)益，這些申請(qǐng)的公開(kāi)內(nèi)容在此通過(guò)參引并入本文。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003]本發(fā)明涉及一種用于飛行器的高升力系統(tǒng)和一種影響飛行器的高升力特性的方法。
【背景技術(shù)】
[0004]為了實(shí)現(xiàn)預(yù)定的空氣動(dòng)力學(xué)特性，交通工具并且特別是飛行器通常具有襟翼系統(tǒng)，在襟翼系統(tǒng)中，襟翼以能夠移動(dòng)的方式安裝在基體上并且襟翼能夠通過(guò)致動(dòng)器而進(jìn)入空閑位置以及進(jìn)入不同的工作位置以影響環(huán)繞交通工具的氣流或者將力施加至交通工具上。例如，商用飛行器具有出于使用的不同目的而設(shè)置的相當(dāng)多的不同的襟翼系統(tǒng)。
[0005]飛行器的高升力系統(tǒng)的目的是例如針對(duì)起飛和降落階段通過(guò)擴(kuò)大機(jī)翼面積并且增大機(jī)翼的彎度而實(shí)現(xiàn)顯著增大的升力系數(shù)。出于這種目的，合適的襟翼以能夠移動(dòng)的方式安裝在機(jī)翼的前緣和后緣上。為了在特別高的攻角和特別低的飛行速度的情況下實(shí)現(xiàn)氣流的分離，襟翼通常能夠移動(dòng)使得間隙形成在襟翼與機(jī)翼之間，從而允許在機(jī)翼的上側(cè)上產(chǎn)生高能量氣流。
[0006]為了實(shí)現(xiàn)這種類(lèi)型的間隙形成襟翼系統(tǒng)的最優(yōu)化操作，必要的是，當(dāng)襟翼承受空氣負(fù)載時(shí)所實(shí)現(xiàn)的間隙尺寸與期望尺寸相同。特別地，當(dāng)襟翼構(gòu)造成作為機(jī)翼的前緣襟翼時(shí)一一其中在前緣襟翼的后部邊緣與機(jī)翼的前緣之間產(chǎn)生了間隙，空氣負(fù)載使襟翼的前緣變形，結(jié)果影響了間隙尺寸。由于在分布在機(jī)翼的前緣上的單獨(dú)的所謂的驅(qū)動(dòng)站處前緣襟翼的安裝和導(dǎo)引，前緣襟翼的一個(gè)區(qū)域或更多個(gè)區(qū)域定位成幾乎固定在機(jī)翼的前面的空間中，同時(shí)在前緣襟翼的相鄰的區(qū)域中能夠存在多個(gè)不同彎曲線。前緣襟翼的這種變形不受機(jī)翼的變形的影響，使得在極限情況下，在常規(guī)襟翼系統(tǒng)的一些區(qū)域中在前緣襟翼與機(jī)翼的前緣之間存在過(guò)小或過(guò)大的間隙尺寸。
[0007]關(guān)于高升力部件的構(gòu)型的現(xiàn)有技術(shù)的概況能夠例如在由Peter K.C.Rudolph所著的NASA合同戶(hù)報(bào)告4746 “關(guān)于商用亞音速飛機(jī)的高升力系統(tǒng)(High lift Systems onCommercial Subsonic Airliners)，，中發(fā)現(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]實(shí)現(xiàn)用于交通工具的襟翼系統(tǒng)的預(yù)先定義的空氣動(dòng)力學(xué)特性是非常重要的，特別是在襟翼系統(tǒng)的安全-關(guān)鍵應(yīng)用的情況下。因此，本發(fā)明的目的是提出一種用于飛行器的高升力系統(tǒng)，該高升力系統(tǒng)包括基體和襟翼，襟翼以能夠移動(dòng)的方式安裝在基體上，并且該襟翼具有襟翼邊緣，襟翼邊緣能夠移動(dòng)使得在襟翼邊緣與基體之間能夠形成間隙，所述間隙的張開(kāi)沿著襟翼保持盡可能精確且盡可能恒定并且以預(yù)定的公差局部地定向。
[0009]通過(guò)具有獨(dú)立權(quán)利要求1的特征的高升力系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)該目的。在從屬權(quán)利要求中提供了有利的發(fā)展方案。用于飛行器的根據(jù)本發(fā)明的高升力系統(tǒng)包括基體、襟翼和保持元件，該襟翼以能夠移動(dòng)的方式安裝在基體上并且具有襟翼邊緣。高升力系統(tǒng)被設(shè)置成在襟翼邊緣與基體之間形成間隙。保持元件安裝在襟翼的靠近襟翼邊緣的區(qū)域上并且延伸至在基體上的安裝點(diǎn)，使得襟翼邊緣能夠通過(guò)保持元件而沿基體的方向被牽拉和/或彎曲以限制襟翼邊緣與基體之間的距離。
[0010]因此，高升力系統(tǒng)通過(guò)保持元件來(lái)補(bǔ)充，保持元件的目的是限制由襟翼邊緣與基體之間的距離限定的間隙尺寸。由于空氣負(fù)載和振動(dòng)現(xiàn)象而變化的間隙尺寸能夠通過(guò)保持元件至少針對(duì)不允許的增加而被限制至預(yù)定長(zhǎng)度。
[0011]保持元件能夠以多種不同方式實(shí)現(xiàn)。由于襟翼相對(duì)于基體以能夠移動(dòng)的方式安裝并且襟翼邊緣的運(yùn)動(dòng)能夠通過(guò)拉力限制，對(duì)于保持元件而言合適的是構(gòu)造成特別地接收拉力。以這種方式，能夠使用不抵抗襟翼的向后運(yùn)動(dòng)的柔性保持元件。
[0012]保持元件也能夠構(gòu)造成使得保持元件在襟翼的運(yùn)動(dòng)期間縮短或者使得保持元件移動(dòng)至基體中或移動(dòng)至襟翼中或移動(dòng)至基體和襟翼兩者中。出于這種目的，基體和/或襟翼必須具有允許保持元件的相對(duì)運(yùn)動(dòng)的合適的通道開(kāi)口。如果襟翼構(gòu)造成為Krilger襟翼，開(kāi)口能夠位于襟翼邊緣的區(qū)域中。
[0013]在有利的實(shí)施方式中，在延伸狀態(tài)下，襟翼安裝或保持在遠(yuǎn)離于保持元件的位點(diǎn)處，使得當(dāng)保持元件沿基體的方向被牽拉和/或彎曲時(shí)該位點(diǎn)不沿基體的方向移動(dòng)。這意味著襟翼能夠相對(duì)于由運(yùn)動(dòng)學(xué)限定的安裝點(diǎn)而移動(dòng)并且也在該處通過(guò)保持元件對(duì)準(zhǔn)或緊固。
[0014]在本發(fā)明有利的實(shí)施方式中，保持元件布置在移位設(shè)備上，該移位設(shè)備布置為使保持元件在第一端處緊固并且提供延伸離開(kāi)移位設(shè)備的自由端，該端距移位設(shè)備的距離能夠通過(guò)移位設(shè)備自身而單獨(dú)地并且可變化地調(diào)節(jié)。在這一方面，保持元件的自由端可以安裝在襟翼的靠近邊緣的區(qū)域上，移位設(shè)備布置在基體本身上或優(yōu)選地布置在基體本身中，保持元件以其自由端從基體朝向襟翼邊緣延伸。同時(shí)，在優(yōu)選實(shí)施方式中，移位設(shè)備還可以布置在靠近襟翼邊緣的區(qū)域中，使得保持元件的自由端通過(guò)通道開(kāi)口并且朝向基體延伸出襟翼，隨后保持元件的自由端在基體處被安裝或緊固。
[0015]操作移位設(shè)備能夠主動(dòng)地調(diào)節(jié)襟翼邊緣與基體之間的距離或至少將襟翼邊緣與基體之間的距離限制于最大尺寸。在本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式中，保持元件構(gòu)造為在尺寸上彈性的和柔性的線狀附接裝置并且保持元件特別地設(shè)置為吸收拉力。這種類(lèi)型的保持元件可以構(gòu)造為繩、線/金屬線、弦等等，并且材料的選擇應(yīng)當(dāng)由若干邊際條件來(lái)引導(dǎo)。這些條件尤其在于保持元件在安裝期間體驗(yàn)到的特別廣的溫度范圍。特別地，當(dāng)這種類(lèi)型的高升力系統(tǒng)用于商用飛行器上時(shí)，在機(jī)翼結(jié)構(gòu)上溫度會(huì)上升，溫度范圍在-50°C與+60°C之間。盡管當(dāng)這種類(lèi)型的高升力系統(tǒng)用于飛行器上時(shí)外部溫度并不處于極限值，應(yīng)當(dāng)指出的是，當(dāng)飛行器在炎熱天氣在地面上等待時(shí)，保持元件達(dá)到特定的溫度，該特定溫度將導(dǎo)致在高升力系統(tǒng)啟動(dòng)期間的減小的初始抗拉強(qiáng)度。同時(shí)，在飛行器的巡航飛行期間，這種類(lèi)型的保持元件可以冷卻至相當(dāng)大的程度使得在高升力系統(tǒng)啟動(dòng)期間的初始彈性在巡航飛行之后將是太低的并且撕裂的風(fēng)險(xiǎn)一由于脆性斷裂的傾向一將大于例如處于室溫的風(fēng)險(xiǎn)。推薦作為用于保持元件的合適材料特別地是金屬材料，例如編織鋼纜，而且還有能夠耐先前提到的溫度范圍的高強(qiáng)力/拉力塑性材料，例如聚酰胺或玻璃纖維增強(qiáng)聚酰胺。
[0016]在本發(fā)明的有利的實(shí)施方式中，移位設(shè)備包括卷繞體，保持元件在卷繞體上通過(guò)第一端附接，卷繞體設(shè)置成將連續(xù)的拉(伸)力施加在保持元件上，該拉力不阻止保持元件從卷繞體展開(kāi)，而同時(shí)允許獨(dú)立地卷繞至所述卷繞體上。通過(guò)預(yù)先設(shè)定機(jī)械最大可能的旋轉(zhuǎn)，移位設(shè)備在實(shí)際的術(shù)語(yǔ)上將是用于保持元件的同步存儲(chǔ)裝置和用于調(diào)節(jié)間隙尺寸的裝置。保持元件于是將實(shí)現(xiàn)為從卷繞體向外延伸的并且通過(guò)通道開(kāi)口延伸的線狀附接裝置。卷繞體還能夠構(gòu)造為牽引絞車(chē)，驅(qū)動(dòng)單元結(jié)合于該牽引絞車(chē)中，并且卷繞體還可選地為棘輪以防止不期望的旋轉(zhuǎn)。
[0017]在本發(fā)明的有利的實(shí)施方式中，移位設(shè)備包括旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器，該旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器聯(lián)接至卷繞體以便卷繞保持元件。因此，力能夠主動(dòng)地施加在保持元件上，使得例如當(dāng)襟翼移動(dòng)至空閑位置時(shí)，保持元件同步地卷繞至卷繞體上并且因此不影響襟翼的運(yùn)動(dòng)。
[0018]在本發(fā)明有利的實(shí)施方式中，旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器構(gòu)造為彈簧元件，該彈簧元件設(shè)置為使卷繞體承受足夠用于卷繞保持元件的扭矩。這具有如下有利的效果:對(duì)于保持元件而言不需要主動(dòng)裝置以不斷地跟蹤移動(dòng)的襟翼。這意味著當(dāng)襟翼被縮回時(shí)，保持元件實(shí)際上自動(dòng)地返回至根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)觀點(diǎn)無(wú)破壞性的空閑位置等。
[0019]在本發(fā)明有利的實(shí)施方式中，卷繞體僅能夠旋轉(zhuǎn)成遠(yuǎn)至具體點(diǎn)，并且卷繞體具有防止保持元件被牽引出太遠(yuǎn)的止動(dòng)件。在高升力系統(tǒng)的具體構(gòu)型中，這在預(yù)先設(shè)定間隙的最大尺寸和在防止襟翼的向外彎曲以增大間隙方面是足夠的。
[0020]在本發(fā)明有利的實(shí)施方式中，旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器是能夠主動(dòng)地移動(dòng)卷繞體的電氣致動(dòng)器、液壓致動(dòng)器或氣動(dòng)致動(dòng)器。當(dāng)相關(guān)的襟翼執(zhí)行特別顯著的平移運(yùn)動(dòng)并且扭轉(zhuǎn)彈簧不能確保在保持元件的整個(gè)長(zhǎng)度上的恒定拉力時(shí)這是特別有用的。例如，電氣驅(qū)動(dòng)，優(yōu)選地具有傳動(dòng)裝置的電氣驅(qū)動(dòng)，可以出于這種目的而被考慮。
[0021]在有利的實(shí)施方式中，保持元件連接至機(jī)械安全單元，在超載的情況下，該機(jī)械安全單元將襟翼與保持元件分離。因此，如果保持元件保持在原處，能夠防止對(duì)襟翼的損壞。
[0022]可以理解的是，根據(jù)本發(fā)明的高升力系統(tǒng)不限于單個(gè)保持元件的使用。替代地，將會(huì)有利的是，將這種類(lèi)型的多個(gè)保持元件沿著整個(gè)襟翼分布并且在整個(gè)高升力系統(tǒng)中限制了在襟翼或多個(gè)襟翼的各個(gè)離散點(diǎn)處的可能的變形。保持元件的長(zhǎng)度能夠通過(guò)在地面上的調(diào)節(jié)而預(yù)定。
[0023]根據(jù)本發(fā)明的高升力系統(tǒng)優(yōu)選地包括能夠進(jìn)入縮回狀態(tài)和至少一個(gè)延伸狀態(tài)的Kriiger襟翼。在縮回狀態(tài)下，Kriiger襟翼布置成在基體的下側(cè)上的凹部中平齊并且能夠圍繞樞軸通過(guò)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)而旋轉(zhuǎn)，該樞軸優(yōu)選地位于Krilger襟翼的外側(cè)以便于進(jìn)入延伸狀態(tài)。使用這種類(lèi)型的高升力系統(tǒng)的布置形式，當(dāng)襟翼延伸時(shí)，從后襟翼邊緣相對(duì)于基體的恒定的距離產(chǎn)生。因此，使用保持元件的布置形式，保持元件的延伸長(zhǎng)度能夠被限制為使得當(dāng)高升力系統(tǒng)完全啟動(dòng)時(shí)，實(shí)現(xiàn)了在襟翼的后緣與基體的前部邊緣之間的最大距離。
[0024]通過(guò)用于影響飛行器的高升力特性的方法而進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)了上述目的，該方法包括:使飛行器的高升力襟翼從縮回位置延伸至延伸位置的步驟，高升力襟翼具有襟翼邊緣，該襟翼邊緣在襟翼的延伸位置與基體在襟翼邊緣與基體之間形成間隙；以及通過(guò)在襟翼邊緣與基體之間延伸的保持元件延伸沿基體的方向牽拉和/或彎曲襟翼邊緣的步驟。
[0025]在方法的有利的實(shí)施方式中，當(dāng)高升力襟翼被延伸時(shí)而通過(guò)移位設(shè)備來(lái)延伸保持元件。在根據(jù)本發(fā)明的方法中，高升力襟翼優(yōu)選地移動(dòng)至縮回位置以停用高升力系統(tǒng)，并且同時(shí)保持元件優(yōu)選地縮回。在該方面，保持元件的縮回和延伸優(yōu)選地涉及將保持元件卷繞至以可旋轉(zhuǎn)方式安裝的卷繞元件上并且將保持元件從以可旋轉(zhuǎn)方式安裝的卷繞元件展開(kāi)。
【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0026]在下列實(shí)施方式的描述和附圖中提供了本發(fā)明的另外的特征、優(yōu)點(diǎn)和可能的使用。在該方面中，描述的所有特征和/圖形化示出的形式，本身或以任何組合的方式，本發(fā)明的主題，也不論其在各單個(gè)權(quán)利要求或其反向引用中的組成。此外，在附圖中的相同附圖標(biāo)記代表相同或類(lèi)似的對(duì)象。
[0027]圖1a至圖1d示出了根據(jù)本發(fā)明的包括線狀保持元件的高升力系統(tǒng)。
[0028]圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的包括線狀保持元件的替代性高升力系統(tǒng)。
[0029]圖3示出了包括根據(jù)本發(fā)明的高升力系統(tǒng)的飛行器。
[0030]圖4為根據(jù)本發(fā)明的方法的基于方框的示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0031]圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的高升力系統(tǒng)16，在高升力系統(tǒng)16中，Kriiger襟翼18能夠相對(duì)于作為基體的示例的機(jī)翼20而從在機(jī)翼20的下側(cè)上的收納位置21向外移動(dòng)。保持元件26的自由端24安裝在襟翼的邊緣22上。這例如能夠通過(guò)在靠近邊緣的區(qū)域22中位于自由端24與襟翼18之間的點(diǎn)狀固定連接而實(shí)現(xiàn)。
[0032]保持元件26構(gòu)造為線狀保持元件并且卷繞至卷繞體28上,該卷繞體28在圖1b中的三維視圖中示出并且具有卷繞表面30。如從圖1c能夠觀察到的，扭轉(zhuǎn)彈簧34安裝在機(jī)翼2的結(jié)構(gòu)36上并且設(shè)置為以從動(dòng)端38使卷繞體28沿逆時(shí)針?lè)较蛐D(zhuǎn)以便于連續(xù)地張緊保持元件26——該保持元件26通過(guò)開(kāi)口 40延伸出機(jī)翼的內(nèi)部并且朝向靠近邊緣的區(qū)域22延伸，并且在襟翼18的移位運(yùn)動(dòng)期間再次將保持元件26卷上。
[0033]限制保持元件26的可獲得的長(zhǎng)度能夠限制襟翼18的邊緣22的位置。因此，襟翼18能夠僅被變形，使得間隙32能夠僅被減小而不能被擴(kuò)大。另外，邊緣22的運(yùn)動(dòng)能夠跟隨基體20的運(yùn)動(dòng)。如果能夠選擇具有旋轉(zhuǎn)軸線27的如圖1d所示的卷繞體29的直徑、使得不完全的旋轉(zhuǎn)將足夠提供保持元件26的充分的長(zhǎng)度，則與在結(jié)構(gòu)36上的止動(dòng)件對(duì)應(yīng)的止動(dòng)件31的設(shè)置將是方便的以限制保持元件26的可延伸的長(zhǎng)度。
[0034]在圖2示出的并且將會(huì)移動(dòng)在機(jī)翼20的上側(cè)上的襟翼42的顯著的平移運(yùn)動(dòng)的情況下，位于機(jī)翼20的上側(cè)中的開(kāi)口 44將是必需的以支承襟翼的邊緣41。由于保持元件26的顯著的平移和由于攻角——未按比例繪制/保持元件——對(duì)襟翼邊緣41的振動(dòng)的抑制與在圖1a中示出的Kriiger襟翼18的情況相比將是略微較不顯著的。
[0035]圖3示出了裝配有這種類(lèi)型的高升力系統(tǒng)16、43的飛行器46。
[0036]最后，圖4為根據(jù)本發(fā)明的用于影響飛行器的高升力特性的方法的可能的順序的基于方框的示意圖。為了啟動(dòng)高升力系統(tǒng)，飛行器的高升力襟翼18、42從縮回位置移動(dòng)至延伸位置48。在這一方面，高升力襟翼18、42具有襟翼邊緣22、41，該襟翼邊緣22、41在高升力襟翼18、42的延伸位置與基體20形成了在襟翼邊緣22、41與基體20之間的間隙32，如先前詳細(xì)描述的。同時(shí)或隨后，襟翼邊緣22、41通過(guò)保持元件26沿基體20的方向被彎曲或牽拉50，保持元件26在襟翼邊緣22、41與基體20之間延伸。當(dāng)高升力襟翼18、42延伸時(shí)，保持元件26能夠通過(guò)移位設(shè)備而延伸52，該延伸優(yōu)選地同時(shí)發(fā)生。為了停用高升力系統(tǒng)，高升力襟翼18、42移動(dòng)至縮回位置54，保持元件26同時(shí)被縮回56?？s回過(guò)程和延伸過(guò)程能夠通過(guò)將保持元件卷繞至卷繞體上以及將保持元件從卷繞體上展開(kāi)而執(zhí)行。
[0037]此外，應(yīng)當(dāng)指出的是,“包括(comprising)”不排除任何其他的元件或步驟,并且“一個(gè)(one)”或“不指明是單數(shù)還是復(fù)數(shù)的情況(a/an)”不排除復(fù)數(shù)。還應(yīng)當(dāng)指出的是，已經(jīng)參照上文實(shí)施方式中的一個(gè)實(shí)施方式而描述的特征也能夠與上文描述的其他實(shí)施方式的其他特征結(jié)合地使用。在權(quán)利要求中的附圖標(biāo)記不應(yīng)當(dāng)被認(rèn)為是限制。
[0038]附圖標(biāo)記清單
[0039]16 高升力系統(tǒng)
[0040]18 襟翼
[0041]20 機(jī)翼
[0042]21 收納位置
[0043]22 襟翼邊緣
[0044]24 自由端
[0045]26 保持元件
[0046]27 旋轉(zhuǎn)軸線
[0047]28 卷繞體
[0048]30 卷繞表面
[0049]31 止動(dòng)件
[0050]32 間隙
[0051]34 扭轉(zhuǎn)彈簧
[0052]36 結(jié)構(gòu)
[0053]38 從動(dòng)端
[0054]40 開(kāi)口
[0055]41 襟翼邊緣
[0056]42 襟翼
[0057]43 襟翼系統(tǒng)
[0058]44 開(kāi)口
[0059]46 飛行器
[0060]48 (高升力)襟翼的延伸
[0061]50 襟翼邊緣的牽拉/彎曲
[0062]52 保持元件的延伸
[0063]54 (高升力)襟翼的縮回
[0064]56 保持元件的縮回
【權(quán)利要求】
1.一種用于飛行器的高升力系統(tǒng)(16、43),包括 -基體(20)， -襟翼(18、42)，所述襟翼(18、42)以可移動(dòng)方式安裝在所述基體(20)上并且具有襟翼邊緣(22、41)，以及 -保持元件(26), 其中，襟翼系統(tǒng)(16、43)設(shè)置成在所述襟翼邊緣(22、41)與所述基體(20)之間形成間隙(32)， 所述保持元件(26)安裝在所述襟翼(18、42)的靠近所述襟翼邊緣(22、41)的區(qū)域中并且朝向所述基體(20)延伸以限制所述襟翼邊緣(22、41)與所述基體(20)之間的距離，使得所述襟翼邊緣(22、41)能夠通過(guò)所述保持元件(26)沿所述基體(20)的方向被牽拉和/或彎曲。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，還包括移位設(shè)備，所述移位設(shè)備設(shè)置成使所述保持元件(26)在第一端處緊固并且具有延伸離開(kāi)所述移位設(shè)備的自由端。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述移位設(shè)備布置在所述基體(20)中。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的 高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述移位設(shè)備布置在所述襟翼(18,42)中。
5.根據(jù)權(quán)利要求2至4中任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述保持元件(26)為線狀附接裝置，并且所述移位設(shè)備包括用于卷繞所述保持元件(26)的以可旋轉(zhuǎn)方式安裝的卷繞體(28、29)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，還包括運(yùn)動(dòng)裝置，所述運(yùn)動(dòng)裝置聯(lián)接至所述卷繞體(28、29)并且設(shè)置成使所述卷繞體旋轉(zhuǎn)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述運(yùn)動(dòng)裝置為彈簧元件(34)。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述運(yùn)動(dòng)裝置為致動(dòng)器。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)(16、43)，其中，所述保持元件(26)選自保持元件(26)的組,所述組包括: -金屬絲繩； -具有有機(jī)基纖維和無(wú)機(jī)基纖維的編織的纖維復(fù)合物； -金屬絲繩與有機(jī)基纖維和無(wú)機(jī)基纖維的混合物。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)，其中，所述基體(20)為飛行器的機(jī)翼，并且所述襟翼(18、42)為布置在機(jī)翼的前緣上的襟翼(18、42)。
11.一種用于影響飛行器的高升力特性的方法，包括下述步驟: -使所述飛行器的高升力襟翼(18、42)從縮回位置延伸至延伸位置(48)，其中，所述高升力襟翼(18、42)具有襟翼邊緣(22、41)，所述襟翼邊緣(22、41)在所述高升力襟翼(18、42)的所述延伸位置與所述基體(20)在所述襟翼邊緣(22、41)與所述基體(20)之間形成間隙(32);以及 -通過(guò)在所述襟翼邊緣(22、41)與所述基體(20)之間延伸的保持元件(26)沿所述基體(20)的方向牽拉和/或彎曲(50)所述襟翼邊緣(22、41)。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，還包括下述步驟:-當(dāng)所述高升力襟翼(18、42)延伸時(shí)通過(guò)移位設(shè)備使所述保持元件(26)延伸。
13.根據(jù)權(quán)利要求11或權(quán)利要求12所述的方法，還包括下述步驟: -使所述高升力襟翼(18、42)縮回至縮回位置；以及 -使所述保持元件(26)縮回。
14.根據(jù)權(quán)利要求12或權(quán)利要求13所述的方法，其中，所述保持元件(26)的所述縮回或所述延伸包括卷繞至以可旋 轉(zhuǎn)方式安裝的卷繞元件上或者從以可旋轉(zhuǎn)方式安裝的卷繞元件展開(kāi)。
【文檔編號(hào)】B64C9/22GK103502095SQ201280020819
【公開(kāi)日】2014年1月8日 申請(qǐng)日期:2012年4月27日 優(yōu)先權(quán)日:2011年4月28日
【發(fā)明者】格扎維?！び诎? 伯恩哈德·施利普夫 申請(qǐng)人:空中客車(chē)德國(guó)運(yùn)營(yíng)有限責(zé)任公司