用于飞行器的可动表面的负载导入元件、具有至少一个可动表面和至少一个负载导入元件的飞行器、以及用于松开与负载导入元件连接的可动表面的方法

摘要

一种用于飞行器的可动表面（2）的负载导入元件（10），包括能够与表面（2）连接的负载导入本体（12）。以第一部分（40）和第二部分（42）与负载导入本体（12）连接的配件（14）在第一部分中包括第一支承装置（16）、在第二部分（42）中包括第二支承装置（18）、并且在第一或第二部分中包括第三支承装置（20）。此外，配件（14）通过第一支承装置（16）与负载导入本体（12）可枢转地连接。调节单元（24）在可变位置将第二支承装置（18）与负载导入本体（12）连接并且定位在负载导入本体（12）的与配件（14）相反的一侧。以这种方式，能够对表面的参考位置进行简单调节而无需接盖口。通过松开调节单元，能够使可动表面枢转而不移动襟翼驱动件。

说明书

相关文件的交叉引用

本申请要求2011年3月22日提交的德国专利申请No.102011014 687.3以及2011年3月22日提交的美国临时专利申请No.61/466,322 的申请日的权益，上述申请的公开内容通过参引结合到本文中。

技术领域

本发明涉及用于飞行器的可动表面的负载导入元件、具有至少一个 可动表面和至少一个负载导入元件的飞行器、以及用于松开与负载导入 元件连接的可动表面的方法。

背景技术

位于飞行器上的空气动力学上有效的缝翼和襟翼或其他可动表面 通常定位于机翼单元上或尾翼单元上并由驱动单元驱动。除了仅能够在 一条枢转轴线上枢转的简单襟翼之外，还存在执行更多复杂的运动顺序 的表面，例如高升力系统的机翼前缘襟翼。为了执行特定的运动顺序， 使用以弧形齿条或多铰接链的方式执行的运动机构，以实现平移运动和 旋转运动二者。

为了在飞行器机翼的前缘内部上进行必要的检查和维护任务，在现 有技术状态下，前缘襟翼常常要完全展开。为此，在襟翼驱动系统阻挡 于静止状态的情况下，必须断开前缘襟翼本体与驱动单元之间的连接， 并且必须采用外部致动。然而，在回缩襟翼位置，前缘襟翼本体与驱动 单元之间的要被分离的机械连接还定位在前缘内部中，并且在现有技术 状态下该机械连接通过为此设置的接口盖来实现。这些接口盖对与襟翼 系统有关的生产性支出和结构力学特性（强度、损伤容限、重量）具有 不利的影响。

此外，由于生产和安装因素，会发生从前缘襟翼相对于主机翼的预 期位置偏离的情况，并且因此会导致空气动力性能参数的不期望的变 化。为了实现空气动力学上有利的襟翼位置，襟翼系统相对于主机翼的 对准设计成可调节的。在现有技术状态下，对襟翼位置的调节常常要借 助偏心支承和纵向可调节齿杆的使用来完成。对这些元件的调节在回缩 襟翼位置是不可行的。

发明内容

因此可以认为本发明的目的是提出一种减少或完全消除上述缺点 的设备。具体地，本发明的目的是提出一种负载导入元件，借助该负载 导入元件，能够在可动表面与驱动单元以及动力学齿轮元件之间建立连 接，而同时能够尽可能容易地设定表面在参考位置中的位置，其中，为 此，驱动单元的运动或维护或接盖口应该都不是必需的。

通过具有独立权利要求1的特征的负载导入元件来实现该目的。从 属权利要求中示出了有利的改进。

根据本发明的负载导入元件包括负载导入本体，负载导入本体能够 与可动表面连接并且优选呈与要被连接的表面的结构相对应的形状。可 动表面——例如飞行器上的机翼前缘上的高升力襟翼——通常包括与 翼梁连接并由外蒙皮封闭的肋。原则上，负载导入本体可以呈相邻的肋 的形状并且能够与可动表面的肋齐平地连接，从而能够提供从可动表面 向负载导入元件的平滑连续的转变。由气流中的可动表面产生的负载通 过负载导入本体传递至运动学路径引导设备并传递至驱动单元。

根据本发明的负载导入元件还包括能够连接至负载导入本体的配 件。配件的第一部分包括第一支承装置，例如孔眼或球面接头，第一支承 装置能够连接至负载导入本体的第一支承点并且使得可以实施配件在第 一支承点上的可枢转安装的布置。此外，配件包括布置在配件的第二部分 上并且与第一支承装置相对的第二支承装置。第二支承装置能够与负载导 入本体的第二支承点连接并且允许配件与负载导入本体之间的牢固的联 接。布置在配件上的第三支承装置用于接收驱动单元的驱动元件以引起负 载导入本体的运动并且因此引起可动表面的运动。

为了能够调节配件的几何位置以及负载导入本体的几何位置，在负 载导入本体的第二支承点与配件的第二支承装置之间布置有调节单元， 调节单元设计成在可变位置将配件的第二支承装置牢固地固定至负载 导入本体。由于配件的第一支承装置与负载导入本体的第一支承点总是 彼此连接，因此通过选择第二支承点的位置，能够改变配件相对于负载 导入本体的角位置。根据本发明，调节单元延伸至负载导入本体的与配 件相反的一侧，使得处于回缩表面位置——通常位于飞行器结构的内部 中的位置——的配件的位置能够相对于负载导入本体从负载导入元件 的、在参考位置位于飞行器结构外侧的一侧改变。

因此，与现有技术领域相比，本发明的核心方面构成与负载导入本 体连接的配件上的总计三个支承装置的明显更有利的布置。通过借助调 节单元而相对于负载导入本体枢转配件，对与负载导入元件连接的上述 表面进行定位。调节单元不像现有技术领域中那样设计为长度可调节的 联接元件，该联接元件为了其调节需要可动表面向外枢转。根据本发明， 借助回缩的表面，配件的参考角能够从自外侧可接近的位置调节，并且 这导致可动表面的参考角也能够从自外侧可接近的位置调节。为此，不 需要布置另外在调节可动表面的位置时所需的通道或维护襟翼，并且因 此能够节省相当一部分重量。

术语“可动表面”主要指包括空气动力学上有效的表面且能够移动 以提供其功能的可动元件。这些元件可以包括例如副翼、方向舵或升降 舵、或襟翼之类的控制表面，襟翼例如为机翼或任何其他有关种类的本 体的前缘或后缘上的高升力襟翼、扰流板。

在有利的实施方式中，调节单元包括可枢转地安装在配件中的第一 连接装置，以及设计成与第一连接装置相对应的第二连接装置，其能够 从负载导入本体的与配件相反的一侧插入，以便延伸至第一连接装置 中。连接装置可以例如实施为第一和第二螺纹连接装置的形式。通过插 入第一螺纹连接装置，在负载导入本体与配件之间形成连接，其中，由 于第一连接装置的可枢转支承布置，导致第一连接装置的定向适配，这 种适配对于对于拧入而言是必须的，并且这种适配取决于配件与负载导 入本体之间的角度，并且随第二连接装置的放置深度——例如拧入深度 ——而变化。第一连接装置可设计为第一螺纹连接装置并且在最简单的 情况下可设计为包括具有第一纵向轴线的内螺纹的筒式螺母，其中，筒 式螺母被保持为能够在如下轴线上枢转，即，该轴线对准为与筒式螺母 的第一纵向轴线垂直。第二连接装置可设计成第二螺纹连接装置并且以 可能的最简单形式设计为具有第二纵向轴线的螺栓或螺钉，该螺栓或螺 钉插入到对应布置的孔中、延伸穿过负载导入本体、并且能够拧入到筒 式螺母中，其中该孔包括负载导入本体中的凹部或凹陷。于是，由于第 一螺纹连接装置的枢转安装的布置导致第二纵向轴线和第一纵向轴线 自动地匹配。

在本发明的有利实施方式中，配件包括布置在配件的面对负载导入 本体的一侧的第一支撑表面。在面对配件的一侧，负载导入本体包括用 于靠在第一支撑表面上的可变位置端部止挡件。以这种方式，实现配件 在第一铰接点上的枢转运动的一侧定界。例如，如果采用用于在负载导 入本体和配件之间建立连接的一对螺纹连接装置，则通过将配件靠着可 变位置端部张紧，就能够实现配件相对于负载导入本体的位置的简单的 定界。在这种情况下，由于调节单元以及端部止挡件的对应设计导致实 际上能够吸收任何的力，因此该机械设计非常稳健且可靠。

通过将第一螺纹连接装置和第二螺纹连接装置用作将负载导入本 体与配件连接的第一和第二连接装置，通过松开螺纹连接装置中的至少 一个，能够在无需移动或松开与第三铰接点连接的驱动元件的情况下实 现负载导入本体以及配件的枢转。特别是在用于机翼前缘襟翼的路径引 导动力学的设计中，提供了出于维护目的而对机翼前缘的内部的可接近 性，即使在不伸展可动表面的情况下亦是如此。

在本发明的有利实施方式中，第三支承装置上的配件包括球面支承 件或枢转支承件。因此通过驱动元件导入的力还能够倾斜于配件，此外， 通过松开调节单元，提高了可动表面的运动性。

在本发明的有利实施方式中，负载导入本体设计成用于机翼前缘襟 翼的负载导入肋，其中，在负载导入肋部的机头侧区域上的第一铰接点上， 第三连接装置形成配件与负载导入本体之间的枢转安装的布置。该第三连 接装置可以设计成能拧入螺纹孔中的螺栓的形式的螺纹连接装置。

在本发明的有利实施方式中，负载导入本体包括延伸至配件的保持元 件，其中，配件通过第一支承装置与保持元件连接。因此保持元件提供第 一铰接点。因此，与第一铰接点连接的配件能够在第一部分中缩短，因此 使得需要吸收更少的弯曲应力。保持元件能够实施为卡夹或卡夹状本体， 其借助附接表面附接至负载导入本体的结构并且包括悬突物、杠杆臂、凸 缘或使得可以将配件枢转连接的类似特征。

通过使用这种保持元件，在本发明的有利实施方式中，配件的第一支 承装置布置在负载导入本体的轮廓之外。在这种布置中，负载导入本体的 轮廓包括负载导入本体的由外表面封闭或包围的区域，其中，该外表面优 选与附接至负载导入本体的表面相对应。这意味着保持装置优选在可动表 面的外表面之上延伸。保持元件的这种形状导致另外提高了对松开第一支 承装置的可达性，并且明显减少了用于松开该表面的费用。

通过具有借助至少一个负载导入元件而与至少一个驱动单元连接 的至少一个可动表面的飞行器，实现了与飞行器有关的目的。

通过用于松开与这种负载导入元件连接的可动表面的方法，实现了 与该方法有关的目的，在该方法中，实现了将第一支承装置上的负载导 入本体与配件之间的连接松开的步骤。

附图说明

在对附图中的示例性实施方式的以下描述中公开了本发明的另外 的特性、优点和应用选择。全部所描述的和/或所示出的特征自身及其 任意的结合都构成本发明的主题，甚至是不论它们在单独的权利要求中 的组成或它们的相互关系如何亦是如此。此外，附图中相同或相似的部 件具有相同的附图标记。

图1a和图1b示意性地示出本发明意义上的设计为克鲁格型前缘襟 翼的可动表面的运动学路径引导设备。

图2a和图2b示出根据本发明的负载导入元件的剖视图，其具有负 载导入本体的两个不同的相对位置。

图3示出根据本发明的改型的负载导入元件的剖视图。

图4a、4b和4c示出可动表面的运动的示意图，其中根据本发明的 负载导入元件的调节单元松开。

图5示出具有改型的调节单元的负载导入元件的改型。

图6示出具有襟翼系统的飞行器，该襟翼系统具有与根据本发明的 负载导入元件连接的数个可动表面。

具体实施方式

图1a和1b示出飞行器的可动表面2，该可动表面设计为克鲁格型 前缘襟翼形式的高升力襟翼。这种类型的襟翼通常能够从图1a所示的 襟翼位于与机翼4齐平的收起位置移动至图1b所示的启用位置，以增 大机翼4的曲率和空气动力学上有效的表面。另外，由于高能量的气流 经过机翼4的前缘与表面2之间的间隙8而给送至机翼4的顶部，因此 延迟了机翼4的顶部处的气流分离或失速。因此表面2的必要运动路径 相对复杂并且优选由以图1a和图1b所示的铰接节点P1、P2、P3和P4 为特点的四节点链执行。在这种布置中，铰接节点P1和P3位于机翼4 上或机翼4中，而铰接节点P2和P4布置在表面2上。铰接节点P1与 P2之间以及P3与P4之间存在刚性齿轮元件，其长度与铰接节点P1、 P2、P3和P4一起构成用于运动路径的设计参数。在运动路径上执行枢 转运动需要例如由第五铰接节点P5中的驱动单元提供并通过具有铰接 节点P5、P6和P7的三节点链而传递至表面2的驱动力矩M。

如图1a所示，表面2在收起位置中的位置取决于上述齿轮元件经受容 差的实际结构，并且取决于铰接节点P2和P4的位置；在现有技术状态下， 上述位置能够通过调节相关联的齿轮元件的长度进行调节，然而，为此， 必须确保通过接盖口等来接近齿轮元件，同时需要表面2至少局部伸展。 接口盖对与表面2有关的生产费用和结构力学特性（强度、损伤容限、 重量）具有不利的影响。

图2a示出根据本发明的负载导入元件10，其具有设计为负载导入肋 的负载导入本体12、配件14，配件14具有第一支承装置16、第二支承装 置18及第三支承装置20，其中，第一支承装置16设计为孔眼，第一紧固 装置22能够穿过该孔眼插入负载导入本体12的相对应的第一支承点中。 所述第一紧固装置22可设计成螺纹连接装置，该螺纹连接装置为借助锁 紧螺母进行紧固的螺栓的形式。由此，第一支承装置16使得配件14能够 在第一支承装置16的轴线上或在负载导入被本体12的第一支承点上枢 转。

在负载导入本体12上，要被移动的表面2借助板状或点状连接而附接， 其中，为此，例如可在负载导入本体12与可动表面2之间设置重叠部分 （未示出）。相对于负载导入本体12的相对位置能够进行调节的可松开的 配件14设计成在驱动元件、路径引导运动机构、负载导入本体12以及因 而表面2之间传递负载。

为了补偿在安装根据本发明的负载导入元件10的过程中的容差，特别 地，负载导入本体12的轮廓翼弦线30与固定在飞行器中的可选参考轴线 之间的角度将被调节。由于负载导入本体12的位置以及因而表面2的位 置取决于负载导入本体12上的第三支承装置20的位置，因此能够通过对 调节单元24进行调节而实现适配。为此，第二螺纹连接装置26的长度或 拧入深度变化并且通过可调端部止挡件28的对应设定而确保，使得配件 14的支撑表面32能够在适合位置靠在端部止挡件28的定界表面34上。 端部止挡件28自身还可以设计为螺纹连接装置，其被拧入负载导入本体 12中以便随后借助第二螺纹连接装置26将第二支承装置18拉动至支撑表 面34并在该位置中引起支撑。

第二支承装置18能够设计成筒式螺母的形式，筒式螺母可枢转地保持 在配件14的对应形成的座36中并且包括优选地垂直于中心轴线38延伸 的旋转轴线。

此外，配件14包括从靠近第三支承装置20或靠近支撑表面32的区域 延伸至第一支承装置16的第一部分40，其中，第一支承装置16与第二支 承装置18相比更显著地远离第三支承装置20。为此，第一部分40的轮廓 宽度小于配件14的其余部分的轮廓宽度，上述其余部分在后文中称为第 二部分42。

由于第一支承装置16位于负载导入本体12的轮廓截面内，因而配件 14的第一部分40包括弯折部44。配件14的第一部分40在延伸至使得平 行于负载导入本体12的定界表面46的可能的最大程度之前，从负载导入 本体12的轮廓截面向外延伸至第三支承装置20。

图2b示出为改变的位置角α形式的第二螺纹连接装置的变化的拧入 深度的效果。如果采用更长的第二螺纹连接装置26，则第二支承装置18 以第三支承装置20从负载导入本体12的轮廓进一步移动或者移动离开该 轮廓的方式移置，使得由于驱动元件（未示出）的确定的固定位置而导致 负载导入本体12从驱动元件移置角度α。如果采用更短的螺纹连接装置 26，或者如果采用更大的拧入深度，则朝向配件14进一步拉动并且因此 朝向驱动元件进一步拉动负载导入本体12。

图3示出替代性视图，其中，改型的配件50的第一部分48朝向第三 支承装置20以仅平行于负载导入本体12的定界表面46的可能的最大程 度延伸。为此，负载导入本体12上设置有保持元件52，保持元件52从负 载导入本体12的轮廓朝向其提供替代性的第一支承装置54的外侧延伸。 由于第一铰接点54与第三支承装置20之间的距离较短而导致弯曲力矩较 低，这导致配件50在第三支承装置20周围的区域中受到的负载较小。另 外，通向负载导入本体12的内部的通道间隙扩大，并且对第一支承装置 16的接近得以改善。

图4a、4b和4c示意地示出实施为通过使用根据本发明的负载导入元 件来松开表面2而不移动驱动元件的措施，这对于机翼前缘的内部上或内 部中的维护工作而言是特别切合实际的。在第一步骤中，松开调节单元24， 例如由于移除第二螺纹连接装置26而松开调节单元24。负载导入本体12 因此能够伸展由动力学确定的路径的有限距离。在这个过程中，发生负载 导入本体12在支承装置16或54上的旋转。伸展运动的定界取决于联接 至第三支承装置20的驱动元件56的具体设计。与此同时，这导致驱动元 件56的、在图4a-4c中由P6示意地标示的铰接点与由和紧固装置22或和 第一支承装置16或54重合的由P8标示的点之间的距离增大。

图4b示出表面2的伸展运动的可能的端部位置，由于通过第三支承装 置20与驱动元件54的连接，该伸展运动是受限的。通过将驱动元件56 从配件14的第三支承装置20松开，能够完全地执行表面2的伸展运动。 在图4c所示的位置，表面2提供通向机翼4内部的足够的通道。

图5提供与图2的负载导入元件10基本上相对应的负载导入元件58。 然而，在该变型方案中，第二螺纹连接装置26的位置与可调节端部止挡 件28的位置相反以便引起在配件的第三支承装置20周围的区域中的不同 的张力。这两种变型方案哪一个是优选的问题取决于配件的各自的设计和 实施；无法提供一般性的答案。

最后，图6示出包括实施为克鲁格型前缘襟翼的高升力襟翼形式的 数个可动表面2的飞行器60，可动表面2与根据本发明的负载导入元件 10、58连接。飞行器60能够支持表面2的参考位置的简化的可调性并 同时节省现有技术领域中普遍使用的接口盖，从而使飞行器60与已知 的飞行器相比提供重量优势。

另外，应当指出，“包括”不排除其他的元件或步骤，并且“一” 或“一个”不排除复数。此外，应当指出，已经参考上述示例性实施方 式中之一描述的特征或步骤也能够与上述的其他示例性实施方式的其 他特征或步骤结合使用。权利要求书中的附图标记并不解释为是限制性 的。