用于飞行器的增升部件、增升系统、用于调整飞行器的增升特性的方法和飞行器

摘要

一种增升部件（4），其包括在至少一个侧面（8）上的至少一个中间密封件（33），其中，该中间密封件（33）包括由弹性材料制成的至少一个中空体（30，32），中空体（30，32）包括能够连接到流体源的流体入口（34）。可以灵活地以这种方式密封两个增升部件（4）之间的几何形状经受动态变化的间隙（10）。

说明书

该申请要求2011年4月28日提交的德国专利申请 No.102011018907.6和2011年4月28日提交的美国临时专利申请 No.61/479928的优先权，这些申请的公开内容就此以参引的方式纳入本 文。

技术领域

本发明涉及用于飞行器的增升（high lift）部件、增升系统、用于调 整飞行器的增升特征的方法、和飞行器。

背景技术

为了降低起飞和着陆的速度，现代商用飞行器经常包括增升部件， 该增升部件在需要时在机翼的表面及其弯曲度上将产生显著增大的影 响。除了具有各种设计的单件式和多件式后缘襟翼，在机翼前缘上还 有缝翼（slat）、前缘襟翼和前端襟翼（nose flap）。由于大型飞行器的 翼展、朝向外侧减小的翼型厚度、以及有时前缘襟翼外侧和内侧之间 的不同运动路径，此增升部件通常是分部段的。各个部段单独地运动。

众所周知，在相邻分部段的增升部件之间布置有中间密封件，此 中间密封件封闭了增升部件之间的间隙。因此，相邻的增升部件形成 了一个基本上不间断的轮廓，以至于由于可以在很大程度上避免间隙 流，增升系统的性能得到提高。

同时，本领域的状态显示了，特别是在较大的翼展中，相邻增升 部件之间的间隙在机翼偏转期间增大到使得布置在其中的中间密封件 不再能够完全封闭间隙的程度。这将导致增升系统的性能损失。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种改进的增升部件或增升系统以通 过改进的中间密封件而改善性能。即使在相邻增升部件的位移速度不 同的情况下以及即使在机翼的偏转相当大的情况下，性能应尽可能最 大程度地保持不变。

关于增升部件的目标由具有独立权利要求1所述特点的增升部件 所达到。从属权利要求中展示了有利的改进。

本发明的中心思想包括提供一种根据本发明的增升部件，该增升 部件在至少一个侧面上具有中间密封件，中间密封件包括由弹性材料 制成的至少一个中空体，其中所述中空体包括能够连接到流体源的流 体入口。

术语“增升部件”指的是升力体，该升力体包括两个侧面并且该 升力体能够借助于驱动器、传动运动学或一些其它装置以预定的方式 移动至机翼以实现机翼升力的增加。增升部件可以以多种方式实现。 如果增升部件被设计为克鲁格襟翼，那么其优选被枢转地保持在末端 处或末端区域中并且可以从机翼底侧沿飞行方向被偏转到气流中。与 此相反，缝翼可沿着移动路径远离机翼前缘部分移动，以平移的方式 沿曲线路径移动，其以这样的方式进入气流，以至于在缝翼和机翼前 缘部分之间产生间隙。依次地，前端襟翼应被视为机翼的一部分，该 部分基本上可以绕铰链轴枢转以增加机翼的弯曲度。原则上，增升部 件也可以被设计为后缘襟翼，该后缘襟翼可以例如以福勒襟翼的形式 沿着预定的移动路径从翼端向着流动方向移动，以增加机翼的弯曲度 和表面。此外，双缝襟翼是已知的，其可以用与福勒襟翼类似的方式 从机翼后缘移开，以在机翼后缘上形成两个间隙。

基本上所有这些增升部件包括或多或少的明显侧面，这些侧面与 相邻增升部件的相邻侧面形成间隙。此间隙是必要的，以避免单独致 动过程中发生增升部件的机械损伤。根据本发明的中间密封件特意具 有中空空间，该空间包括弹性材料，弹性材料要填充进去从而在间隙 的几何形状变化的情况下通过其中装有流体的中空体的弹性变形以自 动的方式根据需要增加或减少。通过对流体入口施加流体压力，在中 间密封件的间隙中的已有空间增大的情况下，通过流体源使中空体扩 张，使得所述中空体从侧面向外延伸，这样其抵接对应的中间密封件 或抵接相邻增升部件的相邻侧面。

通过弹性材料的使用，一方面，中间密封件具有了扩展能力，另 一方面，以这种方式设计的中间密封件也足够柔韧，以至于它可以被 外部机械运动压缩。如果在两个增升部件之间有这样的中间密封件， 并且如果机翼偏转至增升部件之间的间隙将减小的程度，那么相应的 中间密封件可以被挤压。然而，这并不会导致中间密封件被损坏；相 反，当机翼转回之后中间密封件可以再次扩展，还可以填充尺寸可能 增大了的任何间隙。

压力高于增升部件的相应环境压力的任何流体源都可以被认为是 流体源。在飞行器的情况下，以特别简单的方式，可以使用可能已经 以冲压空气进口、冷却空气出口、引气系统或类似物的形式存在的空 气源，并且这些空气源可以是能够通过合适的管线连接到增升部件的 中间密封件的。作为替代，也可以使用专用的泵或鼓风机。如果选择 液态流体用于中间密封件的扩展，那么应该指出的是，该流体在整个 工作温度范围内保持液态从而保护中空体不会因为固化过程中的结晶 或过度膨胀或者汽化过程中的压力过大而受损。

在本发明的有利实施方式中，所述中间密封件的所述中空体为沿 所述增升部件的所述侧面上的大体封闭的路径设置的软管状体。以这 种方式形成了最大可能的周向距离，这提供了对间隙的良好覆盖。渐 窄的间隙导致了从逐渐收窄的间隙端到逐渐扩大的间隙端的流体再分 布。

在本发明的有利实施方式中，增升部件包括上部外表面以及下部 外表面，上部外表面例如在操作时至少在某些区域中面向上游，下部 外表面例如在操作时至少在某些区域中面向下游，其中，通道从下部 表面或从上部表面延伸至增升部件，并且位于增升部件内部的末端被 连接到流体连接装置。与这种设计关联的独特优点涉及增升部件包括 下部表面和上部表面，其中这些表面的其中之一与周围环境没有直接 的流体接触。相关的通道优选被布置在该表面中，使得在增升系统停 止工作的情况下以及继而在增升部件缩回的情况下，一方面保护通道 免受周围环境的影响，并且另一方面，通道不会对机翼周围的空气流 产生任何影响。当相关的增升部件枢转出或伸展，通道与周围的空气 流建立了流体接触，使得施加在通道上的压力取决于增升部件周围的 空气流。通道的位置选择成使得在增升部件的伸展状态中，其压力是 高于静态环境压力的，并且因此在增升部件伸展的情况下，自动地从 通道给中空体加压。因此，没有必要提供主动的流体源。

在有利的实施方式中，增升部件被设计为克鲁格襟翼，该克鲁格 襟翼在其伸展状态中在其下部外表面处包括通道，该通道被连接到流 体连接装置。在克鲁格襟翼伸展的情况下，中间密封件的中空体膨胀 起来并压向任意相邻的克鲁格襟翼。

在本发明的有利实施方式中，通道被连接到阀上。该阀可以是连 接到控制单元的止逆阀或者开关阀，并且如果需要的话止逆阀或者开 关阀可以使流体从通道供给至中空体。以这种方式，可以确保只有在 需要的情况下或当需要时，中空体才被填充。开关阀可以要么是由驾 驶员要么是当到达增升部件的伸展位置时以自动方式自动或手动地加 以控制。

在更有利的实施方式中，所述流体源被设计为空速管，所述空速 管定位于所述增升部件、高级机翼（superordinate wing）、或所涉及 的飞行器的一些其它零部件的外侧上，并且所述空速管经由流体管路 连接到所述中空体的所述流体入口。

在有利的实施方式中，所述中空体为软管状设计，包括两个封闭 的末端，并沿所述增升部件的所述侧面上的路径延伸，所述路径在边 界上沿所述上部外表面和机翼前缘延伸。这样的设计是有道理的，特 别是在包括非常薄的翼型厚度的非常纤细的翼型的情况下。

在本发明的有利实施方式中，所述中空体被布置为与翼型轮廓大 体齐平，从而实现尽可能齐平地封闭间隙。

与增升系统相关的目标由这样一种增升系统达到，其包括至少一 个中间密封件，该中间密封件包括至少一个由弹性材料制成的中空体， 该中空体包括流体入口，该流体入口可连接至流体源。

与飞行器相关的目标由包括至少一个如上所述的增升部件的飞行 器达到。

与所述方法相关的目标由一种用于调整飞行器的增升特性的方法 达到，该方法包括以下步骤：使飞行器的两个相邻的增升部件从缩回 位置伸展到伸展位置；以及使在所述两个增升部件的所述伸展位置中 位于所述增升部件之间的至少一个中间密封件扩展的扩展步骤，使得 在所述增升部件的所述伸展位置中所述至少一个中间密封件以所述增 升部件之间的空隙基本上被所述至少一个中间密封件所封闭的方式进 行扩展。优选地，通过将流体引入到中间密封件的至少一个中空体中 发生扩展，其中在有利的实施方式中，这也可以包括引入冲压空气， 冲压空气可以源自于突伸到增升部件中的通道或源自于空速管。通过 对阀进行控制，可以实现选择性的流体引入。

附图说明

本发明的另外的特征、优点和应用选项公开在以下对示例性实 施方式以及附图的描述中。所有描述和/或示出的特征本身及其任意 组合形成本发明的主题，甚至与它们在独立权利要求中的组成或者 与它们之间的相互关系无关。此外，图中相同或相似的部件具有相 同的附图标记。

图1a至1c显示了具有增升部件的机翼的总体视图（图1a），以 及增升部件之间区域的详细视图（图1b和1c）。

图2a和2b显示了两个示例性实施方式的中间密封件结构的三 维视图。

图3显示了与中间密封件结构的连接的详细截面。

图4a至4e显示了增升部件的另外的实施方式的部分截面视图 （图4a，4b和4e）及详细截面视图（图4c和4d）。

图5显示了包括至少一个根据本发明的增升部件的飞行器。

图6显示了根据本发明的方法的示意性框视图。

具体实施方式

图1a显示了机翼2，作为示例，在其上并排安置有增升部件4。 由于作用在机翼2上的静态和动态的升力引起的负载，在飞行器操 作过程中，可能会发生显著的偏转，该偏转体现在翼尖6的向上运 动和向下运动上。为了防止在机翼2的这种行为期间例如通过侧面 8的相互摩擦或相互打击而损坏增升部件4，在增升部件4之间设置 有间隙10。

增升部件4有助于增加机翼2的升力，因为机翼2的表面和弯 曲度都有所增加。然而，与间隙10关联的缺点在于，它们让气流通 过，这会导致增升部件4的效力降低。

如图1b所示，间隙10可以由中间密封件12封闭。因此，增升 部件4之间大部分被封闭的表面总是存在的，因此具有这种增升部 件4的增升系统的效力被提升了。

图1b还显示，间隙10具有渐窄的形状，其中中间密封件12有 足够的弹性，以完全封闭例如面向下游的较宽的末端14、和较窄的 末端16。其上布置有带有根据本发明的中间密封件12的增升部件4 的机翼2的动态运动也因此可以在可变间隙几何形状的情况下以特 别有效的方式进行。

图1c显示了中间密封件12的一部分。该插图显示了两个增升 部件4的部分，它们被并排安置，并具有彼此面对的侧面8，在各 个侧面8上，作为示例，示出了两个间隔开的部分的中空体18和 20与各自对应的空心体20或18接触。根据本发明，中空体18和 20包括流体，该流体优选具有一定的可压缩性，从而产生中空体的 类似弹簧的弹性行为。中空体的材料优选为弹性体或热塑性材料形 式的合成材料，该材料即使在低温下也提供足够的弹性，并且不会 倾向于变脆。

优选地，整个间隙10用中间密封件密封。根据增升部件4的型 面厚度d进而侧面8的面积，中间密封件12可以包括间隔或大或小 的一个或多个中空体。优选地，如图2a所示，在各自边缘区8上靠 近边缘的路径上有中空体22的延伸，该路径包括大体封闭的周长。

在来自图2b的替代变型中，尽管中空体24靠近边缘安置在侧 面8上，但是所述中空体仅在前缘26的区域内以及到后缘28的一 侧上延伸，并且该中空体在某些区域是开放的。这个变化是有道理 的，特别是就增升部件29的尺寸来说，其尺寸对于结合图2a中所 示的具有大体封闭的周长的软管状中空体22来说过于狭窄。

不能设想所示的中空体在单纯填充合适的流体后总是提供允许 柔性密封相应的间隙10的足够的张力。为此，可以在中空体30或 32上设置流体连接件34，如图3所示，该流体连接件34包括填料 颈部38，该填料颈部38以流体密封方式被粘接或焊接到相应的中 空体30或32上。自由端用来接收流体管线36，该流体管线也可以 被粘接或焊接到填料颈部38上，或作为替代通过夹持组件进行安 装。

例如，颈部38延伸穿过壁40进入增升部件4的内部，其中所 述壁40被实施为凹部，凹部的基底偏移回到增升部件4的侧面8 上。在该图中，中空体30和32包括宽度b，该宽度大于由壁40限 定的伸到增升部件4内部中的伸长h。因此，当从相应的壁40观察 时，所述中空体30和32稍微突出超过了侧面8以便提供密封面。 此外，通过将中空体定位在凹部中，可以防止中空体滑落。在这种 布置中，凹部可以继续确定中空体30和32延伸的路径。

例如位于增升部件4内部或翼2内部或在飞行器机身内部或外 部的一些其它位置的泵或鼓风机可以被用来作为合适的流体源，其 中环境空气可以用来作为流体。作为替代方案，也可以使用压缩气 体罐，该气体罐可定期填充或更换。

在根据图4a-4d的完全不同的示例性实施方式中，中空体43 被连接到通道42，该通道从增升部件44的外下表面46延伸进所述 增升部件的内部，该外下表面46在伸展状态下至少在某些区域内面 向下游，使得基于此，静态压力和动态压力之间的压力差沿相应的 增升部件44存在以将空气引入中间密封件的中空体内。在这种布置 中，增升部件44被特别设计为克鲁格襟翼，其在收起位置被布置在 机翼2下侧的凹部48中，并且在起用期间通过调整偏转成运动学上 逆着在飞行方向x上的气流方向，其中从增升部件44下侧上的某一 偏转点向前，压力高于增升部件44内部中的压力，这可以被利用来 使中空体膨胀。此外，与本实施方式关联的特别的优点在于当增升 部件44被安置在收存位置时，延伸进入内部的通道42由机翼下侧 上的凹部的底表面封闭，并且因此在巡航飞行期间对气流没有影响。

如图4c和4d所示，也可以使用阀47和49，它们被设计为止逆 阀或开关阀。开关阀可以被连接到控制单元51，例如，如果在相邻 的增升部件已经沿最长位移路径行进时达到了增升部件44的设定 点位置，所述开关阀被打开。相应的信号可以由飞行控制系统自动 产生。

当然，根据本发明的中间密封件12也可以实施成使用不具有软 管状设计的中空体，但取而代之的是更大面积的、单独的和形状适 应的枕状中空体，其中这可能导致重量上的劣势并且将需要更大的 流体量。然而，由于更大的延伸，中空体使用更大的壁厚也是可行 的，这又导致了提高了耐磨性，从而提高了使用寿命。当与软管状 中空体相比较时，由于中间密封件12的空间增大的伸展，变形行为 可能会有所改善，并且另外面接触会更好，在相邻增升部件之间不 同位移速度的情况下尤其如此。

也可以使用空速管19作为流体源，图4e中的空速管19被连接 到增升部件41的软管状中空体43上。通过使空速管19经受气流， 在流体入口上会产生压力，该压力是高于环境压力的。

图5展示出飞行器56，它包括增升系统50，该增升系统50包 括具有中间密封件12的多个增升部件52和54。

图6中示出的用于调整飞行器的增升特性的根据本发明的方法 例如包括以下步骤：使飞行器的两个相邻的增升部件4、29、31、 41、44从缩回位置伸展到伸展位置的伸展步骤56；以及使至少一个 中间密封件12、25、33扩展的扩展步骤58，所述至少一个中间密 封件12、25、33在两个增升部件4、29、31、41、44的伸展位置下 位于两个增升部件4、29、31、41、44之间，以至于在增升部件4、 29、31、41、44的伸展位置下，所述至少一个中间密封件12、25、 33以增升部件4、29、31、41、44之间的空隙基本上被所述至少一 个中间密封件12、25、33所封闭的方式扩展。作为示例，此方法包 括将流体引入到中间密封件的至少一个中空体18、20、24、30、32、 43内的步骤60，其中这可包括引入冲压空气的步骤62。如上所述， 引入冲压空气的步骤62可以经由通道42或空速管19进行。控制阀 打开和关闭的步骤64使得能够有选择地将流体引入到中间密封件 内。

另外，应当指出的是，“包括”并不排除其他元件或步骤，并且“一” 并不排除复数。此外，应当指出的是，已经参照上面的示例性实施方 式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例 性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应 被解释为限制。