包括飛行器機(jī)翼后緣部段和調(diào)節(jié)體的組合件的制作方法
【專利摘要】一種組合件，該組合件包括飛行器機(jī)翼后緣部段(2)和調(diào)節(jié)體(8)。該調(diào)節(jié)體(8)包括在機(jī)翼后緣部段(2)的局部翼弦軸線方向上的漸縮的橫截面、連接至飛行器機(jī)翼后緣部段(2)的頂表面的調(diào)節(jié)體下表面(16)以及具有高度(h)的后端表面(12)。調(diào)節(jié)體(8)定位成使得后端表面(12)與飛行器機(jī)翼后緣部段(2)的后緣(14)齊平。將調(diào)節(jié)體(8)附接在機(jī)翼后緣部段(2)的頂表面上使得補償了由于飛行器的不可避免的結(jié)構(gòu)形狀偏差引起的偏置翻滾力矩，并且相比于安裝在后緣的底表面上的邊緣楔形構(gòu)件，省去了對后緣上的額外結(jié)構(gòu)加強(qiáng)的需求。后緣部段(2)可以包括襟翼。
【專利說明】包括飛行器機(jī)翼后緣部段和調(diào)節(jié)體的組合件
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
[0002]本申請要求2012年I月6日提交的歐洲專利申請N0.12290007.9的優(yōu)先權(quán)以及2012年I月6日提交的美國臨時專利申請N0.61/583，812的優(yōu)先權(quán)，這兩個申請的公開內(nèi)容通過參引并入本文中。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003]本發(fā)明涉及一種飛行器機(jī)翼后緣部段和調(diào)節(jié)體的組合件。本發(fā)明還涉及一種具有兩個機(jī)翼的飛行器，每個機(jī)翼均具有前緣、后緣、位于所述前緣與所述后緣之間或者位于頂表面與機(jī)翼底表面之間的翼弦軸線、以及僅附接至一個機(jī)翼的調(diào)節(jié)體。
【背景技術(shù)】
[0004]由生產(chǎn)過程中產(chǎn)生的較小的、不可避免的并且可容許的結(jié)構(gòu)形狀偏差引起的飛行器的橫向不平衡一例如，不對稱機(jī)翼扭轉(zhuǎn)一是飛行器設(shè)計中周知的現(xiàn)象。這種橫向不平衡可能會導(dǎo)致需要在飛行期間永久性補償?shù)暮愣ㄆ梅瓭L力矩。已知若干種方式，例如副翼的恒定偏斜、配備襟翼、以及將楔形構(gòu)件在后緣處附接至襟翼底表面。
[0005]US 4 542 868公開了一種用于在飛行器機(jī)翼的后緣附近或沿著該飛行器機(jī)翼的后緣附接至飛行器機(jī)翼輪廓的底表面的楔形結(jié)構(gòu)部件。所述楔形結(jié)構(gòu)部件用來在巡航速度期間提聞升力系數(shù)并減小阻力。
[0006]US 6，382，561 BI公開了一種用于飛行器機(jī)翼的后緣楔形構(gòu)件，該后緣楔形構(gòu)件用于在飛行器的兩個機(jī)翼中的僅一個機(jī)翼的后緣附近沿著該機(jī)翼的后緣——優(yōu)選地與該機(jī)翼的后緣平行地——附接至該機(jī)翼的底表面。該后緣楔形構(gòu)件設(shè)計成通過局部增大相應(yīng)機(jī)翼的升力系數(shù)來補償由于所有不可避免的結(jié)構(gòu)公差的總和造成的任何不對稱飛行器特性。
[0007]補償不對稱飛行器特性的一種相當(dāng)簡單的方式是使一個機(jī)翼上的副翼永久性地略微偏斜以產(chǎn)生補償翻滾力矩。該偏斜引起了明顯的阻力效果并且因而應(yīng)當(dāng)避免該偏斜。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]將楔形構(gòu)件附接至機(jī)翼——即，襟翼的后緣處——的底表面可以產(chǎn)生比比偏斜的副翼情況下更小的阻力，但是由于升力的明顯局部增大可能需要對襟翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)加強(qiáng)。潛在地，襟翼支承結(jié)構(gòu)和翼盒可能也需要加強(qiáng)。這使得成本、重量增加以及交貨期延長。
[0009]因此，本發(fā)明的目的可以是在不需要使副翼偏斜或?qū)⑿ㄐ螛?gòu)件附接至飛行器機(jī)翼的后緣部段的襟翼或其他部件的底表面的情況下對飛行器的不可避免的結(jié)構(gòu)公差以及相關(guān)的不對稱特性提供補償。另一目的可以是使飛行器的氣動阻力的增大最小化。
[0010]根據(jù)本發(fā)明，提供了一種飛行器機(jī)翼后緣部段和調(diào)節(jié)體的組合件，該調(diào)節(jié)體包括在機(jī)翼后緣部段的局部翼弦軸線方向上的漸縮的橫截面，該調(diào)節(jié)體具有調(diào)節(jié)體上表面、調(diào)節(jié)體下表面以及后端表面，其中，該調(diào)節(jié)體下表面連接至飛行器機(jī)翼后緣部段的頂表面，并且其中，該后端表面具有高度h，其中，該調(diào)節(jié)體具有在局部翼弦軸線方向上的長度1，并且其中，該調(diào)節(jié)體定位在機(jī)翼后緣部段上，使得后端表面與后緣齊平。
[0011]代替附接至飛行器機(jī)翼后緣部段的下側(cè)的楔形構(gòu)件，將調(diào)節(jié)體附接至相對機(jī)翼的上側(cè)，以便分別抵消飛行器的任何橫向不平衡和偏置翻滾力矩。這使得有效地減小了輪廓的拱形，從而導(dǎo)致例如包括機(jī)翼后緣的襟翼的局部升力損失，并且因而導(dǎo)致產(chǎn)生了補償翻滾力矩。為了完全補償結(jié)構(gòu)形狀偏差和偏置翻滾力矩的各自影響，補償翻滾力矩等于由結(jié)構(gòu)形狀偏差引起的偏置翻滾力矩。
[0012]由于升力局部減小，因此沒有額外的載荷作用在飛行中的襟翼結(jié)構(gòu)上。機(jī)翼后緣部段的復(fù)雜性較低，并且由于襟翼支承結(jié)構(gòu)的不必要的加強(qiáng)，因此根據(jù)本發(fā)明的解決方案另外非常地成本有效并且使得附加重量較小。
[0013]已經(jīng)發(fā)現(xiàn)拱形減小效應(yīng)主要由是調(diào)節(jié)體的后端表面的高度h引起的。由于位于機(jī)翼的上側(cè)上的比機(jī)翼的下側(cè)上更厚的邊界層，調(diào)節(jié)體的高度h需要比附接至飛行器后緣部段的下側(cè)的類似的楔形構(gòu)件的高度略大。為了實現(xiàn)平滑的流動過渡，應(yīng)當(dāng)避免輪廓中的尖銳邊緣、凹部或任何突然的變化。
[0014]調(diào)節(jié)體設(shè)計用于恰好在后緣附近并且優(yōu)選地與后緣平行地附接至后緣部段的頂表面。在現(xiàn)代商業(yè)飛行器中，主要由襟翼后緣構(gòu)成了機(jī)翼的后緣。因此，調(diào)節(jié)體優(yōu)選地附接至一個或多個襟翼的頂表面。為了考慮多個襟翼的使用，在必要的橫向延伸量超過單個襟翼的橫向延伸量的情況下，調(diào)節(jié)體可以是不連續(xù)的。
[0015]后端表面優(yōu)選地為平坦的矩形表面，其優(yōu)選地與飛行方向垂直地延伸，使得后端表面的法線與飛行方向平行。作為替代性方案，后端表面的法線可以與飛行器的X軸平行地延伸。此外，后端表面可以在與局部機(jī)翼翼弦相同的平面內(nèi)或0.5 %內(nèi)延伸。
[0016]由于飛行器的總升力系數(shù)因機(jī)翼中的一個機(jī)翼的局部拱形減小而減小，因此這種升力損失可能需要補償。一種實現(xiàn)此補償?shù)暮唵蔚姆绞娇梢詾榉浅］p微地分別增大攻角或迎角，從而使被引入到整個機(jī)翼結(jié)構(gòu)中的結(jié)構(gòu)載荷非常輕微地增大，從而不需要對單個后緣、襟翼結(jié)構(gòu)或這種結(jié)構(gòu)進(jìn)行任何結(jié)構(gòu)加強(qiáng)。
[0017]將調(diào)節(jié)體附接至后緣部段的頂表面可以通過粘合、錫焊、焊接、鉚接、螺釘連接或進(jìn)行夾持件連接中的至少一種來實現(xiàn)。優(yōu)選的附接過程可以為粘合，這是因為其不具有對后緣部段的材料的顯著結(jié)構(gòu)效應(yīng)或熱效應(yīng)。
[0018]此外，應(yīng)當(dāng)確保調(diào)節(jié)體的調(diào)節(jié)體下表面以齊平的方式附接至后緣部段的頂表面，使得不存在允許氣流進(jìn)入開口并使調(diào)節(jié)體從頂表面上剝落的間隙、縫口、凹部或其他開口。優(yōu)選地，用于附接調(diào)節(jié)體的膠還用作密封劑并以彈性的方式密封調(diào)節(jié)體的前緣與后緣部段的頂表面之間的中間空間。如果該膠在中間空間的熱膨脹期間趨于易碎，則可以使用額外的或替代性的密封劑。
[0019]由于希望盡可能輕的重量，因此還優(yōu)選的是生產(chǎn)塑料材料的調(diào)節(jié)體。例如，調(diào)節(jié)體可以由諸如CFRP、GFRP和KFRP之類的纖維加強(qiáng)復(fù)合材料生產(chǎn)。作為替代性方案，還可以使用諸如合適的鋁或鈦合金之類的金屬材料。如果調(diào)節(jié)體具有顯著的高度，則其可以由蜂窩狀結(jié)構(gòu)制成以節(jié)省重量。通常，可以使用與附接調(diào)節(jié)體處的頂表面相同的材料。
[0020]當(dāng)述及局部翼弦軸線時，應(yīng)當(dāng)指出的是，在展開方向上存在多個局部翼弦軸線，其中，局部翼弦的長度隨著其展向位置而變化。
[0021]在另一有利的實施方式中，調(diào)節(jié)體具有楔形形狀。因此，調(diào)節(jié)體的前緣與后端表面之間的過渡區(qū)域可以沿著長度I成形以允許平滑的流動過渡。
[0022]調(diào)節(jié)體上表面可以為平坦的、凹形的或凸形的以進(jìn)一步改善平滑的流動過渡。
[0023]在另一有利的實施方式中，調(diào)節(jié)體下表面與調(diào)節(jié)體上表面形成在大約5°至大約25。的范圍內(nèi)的第一角度α，并且其中，所述第一角度α通過后端表面的高度h與在局部翼弦軸線方向上的長度I的比率來確定，以滿足所述第一角度α。此外，該長度可以對應(yīng)于所述飛行器機(jī)翼的局部翼弦長度的大約1%至2%，并且，所述后端表面的所述高度h可以對應(yīng)于所述局部翼弦長度的大約0.1%至大約0.6%之間的值，從而補償由飛行器的結(jié)構(gòu)公差的總和造成的不對稱特性。因而，具有三角形輪廓的楔形形狀為最不復(fù)雜的形狀中的一種形狀，從而使生產(chǎn)過程簡單并因而使生產(chǎn)成本較低。此外，楔形形狀允許與調(diào)節(jié)體上表面的前緣碰撞的氣流的相當(dāng)平滑的過渡。
[0024]作為替代性方案，調(diào)節(jié)體下表面與調(diào)節(jié)體上表面在調(diào)節(jié)體的前緣處形成第一角度α，并且其中，調(diào)節(jié)體下表面的平行線與調(diào)節(jié)體上表面形成第二角度β，其中，第二角度β大于第一角度α，從而使得與調(diào)節(jié)體的恒定斜率相比，穿過調(diào)節(jié)體的調(diào)節(jié)體上表面的氣流能夠更平滑地過渡。
[0025]在優(yōu)選實施方式中，調(diào)節(jié)體設(shè)置為具有達(dá)到或超過其應(yīng)當(dāng)被附接之處的相應(yīng)機(jī)翼上的最大展向延伸量的延伸量的帶材狀物體。例如，如果調(diào)節(jié)體的材料具有高彈性，則其可以設(shè)置為輥上的幾乎環(huán)形的自粘結(jié)帶材。如果調(diào)節(jié)體的材料具有相當(dāng)差的彈性，則其可以以與相關(guān)的橫向襟翼部段延伸量或相關(guān)的后緣部段自身的橫向延伸量對應(yīng)的特定長度來生產(chǎn)。進(jìn)一步優(yōu)選地，調(diào)節(jié)體可以設(shè)置有兩個或更多個不同的高度，使得為了對不同飛行器的結(jié)構(gòu)形狀偏差進(jìn)行單獨補償，可以根據(jù)所需的或必需的補償翻滾力矩來選擇調(diào)節(jié)體的不同高度。因此，本發(fā)明的調(diào)節(jié)體提供了一種用于有利的補償?shù)娜嵝匝b置，其不僅補償由于不可避免的結(jié)構(gòu)公差引起的飛行器自身的不對稱特性，并且還補償可能特別地在飛行器的巡航飛行期間意外地發(fā)生的不對稱飛行特性。
[0026]本發(fā)明還涉及一種具有兩個機(jī)翼的飛行器，每個機(jī)翼均包括前緣、機(jī)翼后緣、位于所述前緣與所述后緣之間的翼弦軸線、機(jī)翼頂表面以及機(jī)翼底表面。一種具有在機(jī)翼后緣的局部翼弦軸線的方向上的漸縮的橫截面和調(diào)節(jié)體下表面的調(diào)節(jié)體連接至這兩個飛行器機(jī)翼中的僅一個機(jī)翼的頂表面。后端表面從而與機(jī)翼前緣齊平?；旧?，所有以上提到的特征也適用于該飛行器。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0027]圖1示出了位于機(jī)翼的頂表面上的調(diào)節(jié)體的示例性實施方式。
[0028]圖2示出了調(diào)節(jié)體的另一示例性實施方式。
[0029]圖3示出了調(diào)節(jié)體的另一示例性實施方式。
[0030]圖4示出了具有兩個機(jī)翼以及附接至所述兩個機(jī)翼中的一個機(jī)翼的調(diào)節(jié)體的飛行器的一部分。
[0031]圖5示出了取決于調(diào)節(jié)體的選擇的阻力增大的曲線圖。
[0032]圖6示出了取決于調(diào)節(jié)體的位置的升力變化的曲線圖。
【具體實施方式】[0033]圖1示出了具有下表面4、頂表面6以及局部翼弦軸線I的示例的飛行器機(jī)翼后緣部段2。當(dāng)述及局部翼弦軸線I時，并非必須使用圖1中指示的局部翼弦軸線I的精確位置。在飛行器的兩個機(jī)翼中的一個機(jī)翼的頂表面6上附接有調(diào)節(jié)體8。飛行方向由箭頭“X”指示。調(diào)節(jié)體的前緣10指向飛行方向x(上游)，并且后端表面12與后緣部段2的后緣14齊平。
[0034]后端表面12具有主要負(fù)責(zé)用于減小后緣部段2中的飛行器機(jī)翼的拱形效應(yīng)的高度h。由于機(jī)翼的升力系數(shù)也取決于機(jī)翼彎度，因此機(jī)翼的升力系數(shù)在存在有調(diào)節(jié)體8的情況下局部地減小。由于升力系數(shù)在兩個機(jī)翼中的一個機(jī)翼上的局部減小，另一機(jī)翼具有不變的升力系數(shù)，因而產(chǎn)生了補償翻滾力矩。在設(shè)計調(diào)節(jié)體8時，通過選擇高度h和在展開方向上沿著翼展的充分的橫向延伸量實現(xiàn)了對因飛行器的結(jié)構(gòu)公差的總和造成的偏置翻滾力矩的補償。
[0035]調(diào)節(jié)體8可以實施為具有三角形輪廓的楔形部件，該三角形輪廓具有形成在調(diào)節(jié)體8的調(diào)節(jié)體下表面16與調(diào)節(jié)體上表面18之間的第一角度α，該調(diào)節(jié)體下表面16設(shè)計成附接至后緣部段2的頂表面6。第一角度α通過調(diào)節(jié)體8的高度h與調(diào)節(jié)體下表面16的在局部翼弦軸線I的方向上的長度I的比率來確定。為了產(chǎn)生流動的平滑過渡，第一角度α應(yīng)當(dāng)在大約5°至大約25°的范圍內(nèi)，優(yōu)選地小于17°。
[0036]在其他實施方式中，調(diào)節(jié)體可以包括具有在下游方向上增大的斜率的形狀，使得調(diào)節(jié)體上表面22在恰好位于與調(diào)節(jié)體8的后端部12的相交處與平行于調(diào)節(jié)體下表面16的平面之間形成的第二角度β大于調(diào)節(jié)體的前緣10處的第一角度α。圖2示例性地示出了具有與圖1中示出的示例性實施方式的調(diào)節(jié)體下表面16對應(yīng)的調(diào)節(jié)體下表面16的調(diào)節(jié)體8。調(diào)節(jié)體上表面22具有在下游方向上增大的斜率。由此可以實現(xiàn)更加更平滑的流動過渡，并且可以減小從后端表面12上方流過的空氣的速度。
[0037]圖3示出了具有位于調(diào)節(jié)體上表面26與調(diào)節(jié)體下表面28之間的相當(dāng)陡的第一角度α的調(diào)節(jié)體24，該第一角度α可能僅對于具有明顯低于超音速的巡航速度的飛行器是可行的，因為例如40°或更大的這種陡角度可能引起渦旋的產(chǎn)生。
[0038]圖4示出了在飛行器30的兩個機(jī)翼32中的一個機(jī)翼上，調(diào)節(jié)體34恰好在主要由多個襟翼35構(gòu)成的后緣處的一般布置。由于調(diào)節(jié)體34用于對飛行器30的由于不可避免的、可容許的結(jié)構(gòu)形狀偏差引起的偏置翻滾力矩進(jìn)行補償，因此其附接至飛行器30的僅一個機(jī)翼32，在示出的示例中為左機(jī)翼。在該示例中，左機(jī)翼32的升力系數(shù)減小以補償飛行器30的順時針方向偏置翻滾力矩。
[0039]為了提高效率并減小重量，調(diào)節(jié)體34可以是不連續(xù)的，使得在調(diào)節(jié)體34的相鄰子部段之間——優(yōu)選地在襟翼軌道整流罩36的上方——存在間隙。
[0040]可以將調(diào)節(jié)體34生產(chǎn)為輥上的自粘合帶材，該調(diào)節(jié)體34優(yōu)選地具有兩個或三個不同的高度選項、可以鋪開并切割成單件以將其布置在相應(yīng)的機(jī)翼32上。在調(diào)節(jié)體34的材料不包括用于滾卷的足夠的彈性的情況下，其可以生產(chǎn)為具有某些不同長度的棒狀物。優(yōu)選地，在飛行器的生產(chǎn)完成之后，應(yīng)當(dāng)進(jìn)行試飛。在該試飛期間，可以確定要補償?shù)钠梅瓭L力矩。這可以通過將副翼設(shè)置在偏置翻滾力矩消失的略微偏斜的位置來實現(xiàn)。通過知道所產(chǎn)生的偏斜角，可以計算翻滾力矩。在知道翻滾力矩的情況下，可以容易地計算對于給定高度，附接至機(jī)翼的調(diào)節(jié)體的必要橫向延伸量。為了優(yōu)化調(diào)節(jié)體的高度和橫向延伸量，可以生成矩陣，在該矩陣中，調(diào)節(jié)體的必要橫向延伸量和不同高度是相互關(guān)聯(lián)的。
[0041]優(yōu)選地，調(diào)節(jié)體8設(shè)置在相應(yīng)的機(jī)翼在展開方向上的最外側(cè)位置，以利用負(fù)責(zé)產(chǎn)生補償翻滾力矩的可能的最大的杠桿臂。此外，如果杠桿臂增大，則調(diào)節(jié)體的橫向延伸量可以減小，反之亦然。
[0042]圖5示出了翻滾力矩系數(shù)C1U軸)與微分阻力值A(chǔ)cD(y軸)相互關(guān)聯(lián)的曲線圖，其中，Acd表示通過具有必要的高度h的調(diào)節(jié)體產(chǎn)生的阻力。在調(diào)節(jié)體的恒定橫向延伸量的情況下增大高度導(dǎo)致了 Acd的增大?？梢酝ㄟ^增大必要的翻滾力矩系數(shù)C1來選擇離散的可用高度h1、h2和h3，其中，所述高度對應(yīng)于后端表面的高度，并且其中，所需的翻滾力矩系數(shù)可以通過遵循以下簡化等式用已知的必要補償翻滾力矩來計算:
【權(quán)利要求】
1.一種組合件，包括飛行器機(jī)翼后緣部段(2、2’、2”)和調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)，所述飛行器機(jī)翼后緣部段(2、2’、2”)包括機(jī)翼后緣(14)，所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)包括: 在所述機(jī)翼后緣部段(2、2’、2”)的局部翼弦軸線方向上的漸縮的橫截面，并且所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)具有調(diào)節(jié)體上表面(18、22、26)、調(diào)節(jié)體下表面(16、28)以及后端表面(12、23、25)， 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16、28)連接至所述飛行器機(jī)翼后緣部段的頂表面(6)，并且其中，所述后端表面(12、23、25)具有高度(h)， 其中，所述調(diào)節(jié)體具有在局部翼弦軸線方向上的長度(1)， 其中，所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)在所述機(jī)翼后緣部段(2、2’、2”)上定位成使得所述后端表面(12、23、25)與所述機(jī)翼后緣(14)齊平。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組合件，其中，所述調(diào)節(jié)體(8)具有楔形形狀。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組合件， 其中，所述調(diào)節(jié)體上表面(18、26)是平坦的。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組合件， 其中，所述調(diào)節(jié)體上表面(22)是凹形的。
5.根據(jù)權(quán)利要求 1所述的組合件， 其中，所述調(diào)節(jié)體上表面是凸形的。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的組合件， 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16、28)與所述調(diào)節(jié)體上表面(18、22、26)形成在大約5°至大約25°的范圍內(nèi)的第一角度(α)， 其中，所述第一角度(α)由所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)與在局部翼弦軸線方向上的所述長度(I)的比率來確定，以滿足所述第一角度(α)的所述范圍， 其中，所述長度(I)對應(yīng)于所述飛行器機(jī)翼后緣部段(2)的局部翼弦長度的大約1%至2%，以及 其中，所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)對應(yīng)于所述局部翼弦長度的大約0.1%至大約0.6%，從而補償由飛行器的結(jié)構(gòu)公差的總和造成的不對稱特性。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的組合件， 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16)與所述調(diào)節(jié)體上表面(22)在所述調(diào)節(jié)體(21)的前緣(10)處形成在大約5°至大約25°的范圍內(nèi)的第一角度(α)，以及 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16)的平行線與所述調(diào)節(jié)體上表面(22)在所述調(diào)節(jié)體(21)的所述后端表面(23)處形成第二角度(β)，其中，所述第二角度(β)大于所述第一角度(a )。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的組合件，其中，所述飛行器機(jī)翼后緣部段(2、2’、2”)是至少一個襟翼(35)的一部分。
9.一種飛行器(30)，所述飛行器(30)具有兩個機(jī)翼(32)，每個機(jī)翼(32)均包括前緣(31)、機(jī)翼后緣(14)、機(jī)翼頂表面以及機(jī)翼底表面， 其中，調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)附接至所述兩個機(jī)翼(32)中的一個機(jī)翼(32)的所述頂表面，所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)包括在所述機(jī)翼后緣的局部翼弦軸線方向上的漸縮的橫截面，并具有調(diào)節(jié)體上表面(18、22、26)和調(diào)節(jié)體下表面(16、28)，其中，所述后端表面(12、23、25)具有高度(h)，以及 其中，所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)在所述機(jī)翼上定位成使得所述調(diào)節(jié)體(8、21、24、34)的所述后端表面(12、23、25)與所述機(jī)翼后緣(14)齊平。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛行器，其中，所述調(diào)節(jié)體(8)具有楔形形狀。
11.根據(jù)權(quán)利要求9或10所述的飛行器， 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16、28)與所述調(diào)節(jié)體上表面(18、22、26)形成在大約5°至大約25°的范圍內(nèi)的第一角度(α)， 其中，所述第一角度(α)由所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)與在局部翼弦軸線方向上的所述長度(I)的比率來確定，以滿足所述第一角度(α)的所述范圍， 其中，所述調(diào)節(jié)體上表面(18)的所述長度(I)對應(yīng)于所述飛行器機(jī)翼后緣部段(2)的局部翼弦長度的大約1%至2%，以及 其中，所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)對應(yīng)于所述局部翼弦長度的大約0.1%至大約0.6%，從而補償由飛行器的結(jié)構(gòu)公差的總和造成的不對稱特性。
12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛行器， 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16)與所述調(diào)節(jié)體上表面(22)在所述調(diào)節(jié)體(21)的前緣(10)處形成在大約5°至 大約25°的范圍內(nèi)的第一角度(α)，以及 其中，所述調(diào)節(jié)體下表面(16)的平行線與所述調(diào)節(jié)體上表面(22)在所述調(diào)節(jié)體(21)的所述后端表面(23)處形成第二角度(β)，其中，所述第二角度(β)大于所述第一角度(a )。
13.根據(jù)權(quán)利要求9至12中任一項所述的飛行器，其中，所述飛行器機(jī)翼包括至少一個襟翼(35)，并且其中，所述機(jī)翼后緣(14)由所述至少一個襟翼(35)構(gòu)成。
【文檔編號】B64C3/14GK104039646SQ201380004919
【公開日】2014年9月10日 申請日期:2013年1月4日 優(yōu)先權(quán)日:2012年1月6日
【發(fā)明者】亞德里恩·埃貝勒, 托比亞斯·紐斯利, 讓·巴杜（已逝） 申請人:空中客車德國運營有限責(zé)任公司, 空中客車股份有限公司