固定机翼式飞机的自适应充气机翼

摘要

此要求保护的充气机翼具有一连续的由一种织物基底材料制成并由许多织物网膜(3)分成各小间(15)的气密封皮(8)。该封皮(8)构成一顶部蒙皮(1)和一底部蒙皮(2),以致顶部蒙皮(1)部分地(朝向下降气流边沿(5))、底部蒙皮(2)完全地或部分地可由一上部和一下部加层蒙皮(16、17)予以补充。各加层蒙皮(16、17)在各网膜(3)连接线之间连接于封皮(8),因而在封皮(8)与各加层蒙皮(16、17)之间构成了一些槽道(19),可以向其中同样地送入压缩空气。这样可改变翼型的形状。此外,各网膜(3)可部分地具有一种类似的气密和双壁结构,也会在此产生一些槽道(19),可向其中送入压缩空气。这样可减小翼型的高度,在适当组合这些方案的情况下,部分机翼可以设计成一副翼或起落翻板,或者机翼整体可以针对所选定的飞行速度予以优化。

说明书

本发明涉及一种充气的所谓自适应机翼，亦即按照权利要求1的前序部分，可充以压缩空气并可因压缩空气的施加效应而可修改形状的一种机翼

充气机翼本身已有多种设计提出并可从比如以下各类文件中得知：

第一类文件描述由许多管件构成的各种机翼结构：美国US3,473,761、美国US4,725,021和美国US3,957,232；

另一类机翼结构是由各有间距的线绳和织物条带(所谓“网膜”)保持形状的：德国DE949920，美国US2,886,265、美国US3,106,373和美国US3,481,569。

充气自适应机翼还未见于专利文献中。

充气机翼本身要实现合理的技术要求，必须在重量、生产成本、操纵和飞行特性超过其他非充气结构形式等方面提供各种优点并可在非操作情况下折叠起来；这些指定的优点不需要出现在所有提及的方面；不过，一种全面的评估应当使得一种充气机翼显现出是具有优点的。如果我们评估一下第一类之中的各项文件，则符合美国US3,473,761的一种充气机翼显得笨重、复杂和生产费用高，而且重量最大，不适于解决机翼的静力问题。按照美国US3,957,232的机翼，其与先前的实例相反是由具有一较大横截面的一些加压管制成的。然而，所提出的装置不适在机翼蒙皮中产生必需的流通或表面张力，或者会遭受各种变形，这些变形未画出来，或者未作提及。不过，如果人们把这些加压管的变形考虑在内，则可以看出，结构是沉重的，而且，在结构的加载方式上是不很稳定的。在第三种说明书中，只有一翼梁结构是由各充气构件制成的；机翼的其余部分由各翼部板条获得其形状。

机翼或翼型，自第二类文件中所知，基本上是由底面蒙皮和顶面蒙皮和一些连接此两个构件的绳索或网膜制成的。从美国US3,106,373了解到的解决办法与其他各种方法的不同之处在于，整个机翼封皮包括一种气密的有间距的网膜，其经弯折和粘接成为所需的形状。这一类别的各种问题由德国DE949920暴露得最为清楚。翼型在此是对称的。机翼必需的空气动力升力(C_A)，无论是一承载机翼或一旋翼叶片，只能通过调节角度产生。其他一些出版物由所说明的各种翼型在任何情况下都不采取在压力作用下所体现的形状：在各绳索或各网膜终止在机翼蒙皮上的区域内，压力与张力一起作用并给予机翼蒙皮以其最终的形状。特别是从美国US2,886,265所了解到的翼型，不过在某种程度上其他各种也是，基本上在压力下采取从德国DE 949920所了解到的形状，带有隐显的C_A。除此之外，一种充气机翼很不适合于装接操纵缆绳或杆，特别是很不适合于推动副翼。所有提出的副翼都是完全从刚硬机翼结构的副翼复制出来的，并不代表任何技术进展。

在所有引证的文件中所缺乏的是关于如何制作全部翼型的固有的技术知识，提出的问题在于，是否这种翼型曾经建造过而不在于指出是否它们曾经飞行过。

应当由本发明致力解决的问题一方面在于制造一种具有一规定翼型和一预定升力系数C_A的充气机翼，它带有一种附加充气副翼，该副翼可避免使用操纵绳或杆，以及另一方面在于此机翼翼型，作为一个整体或者部分地，应当通过应用充以压缩空气的各构件来针对飞行速度予以改进和优化。能用的速度范围因而得以全面增大。

所设定的任务的解决办法陈述在专利权利要求1关于此装置主要特征的特征部分之中，在关于其他有利和突出的特征的专利权利要求2至26之中：本发明利用所附各图更为详细地予以说明。所示各附图是：

图1是横过符合本发明的一非自适应机翼沿气流方向伸展的一第一横截面，不带副翼区域；

图2是与图1相同的截面，不过是在结构的一第二实例中；

图3是机翼制作中的一重要步骤，此种机翼在纵向轴线每单位长度上翼型具有很小的变化；

图4是示于图3中的方法，在纵向轴线每单位长度上翼型具有较大的变化；

图5是经过机翼的一小间的一截面；

图6是经过一小间的一纵向剖面，它具有更多的优点；

图7是在中性位置上通过机翼尾沿的一第一截面；

图8是在向上调定状态下通过机翼尾沿的一第二截面；

图9是在一非对称结构中通过机翼尾沿的一截面；

图10是图7、8或9的一种改型的细节；

图11a，b是不带副翼区域的一完整的自适应机翼；

图12是副翼操作的另一改型；

图13是图2的一改进型式。

图1表明横过一符合本发明然而并非自适应的机翼沿气流方向伸展的一剖面。该机翼具有一气密蒙皮，分作上部蒙皮1和下部蒙皮2。二者之间布置有多片织物网膜3，它们是比如一种几乎没有延展性的织成网状的材料；芳族聚酰胺纤维织物带可以举作一种材料实例，虽然较新的高抗拉而低伸缩的各种材料现在正出现在市场上。各种织物网膜3使得空气可以通过，而且为了由它们形成的各小室之间比较快速的平衡，甚至可以具有一些孔眼。另一方面，各个小室网膜3可以做成是气密的，以致任何偶然的压力下降都不会影响整个机翼。由上部和下部蒙皮1、2和各织物网膜3所形成的空心体在其未充气情况下是扁平的，并可以容易地折叠和卷起。在充气情况下，它采取示意性地示于图1之中的形状，由此，上部和下部蒙皮1、2显然在各网膜3之间隆起，这将按照图5更加仔细地予以说明。

上部和下部蒙皮1、2的周向或拉伸应力σ_z由各网膜3的高度H来确定，因为，对于机翼上的任何一点， $>{}_{}$

成立

其中L＝所述网膜的长度

  ΔP＝机翼中的内压

由此显然，应力σ_z随机翼厚度降低而减小，因而在前沿和尾沿4、5上最终低于一个可以用于机翼的稳定性和承载能力的数值。

图2表明一种符合本发明的措施，依靠这一措施，以下事实可供对照：在离开前沿和尾沿4、5的一定距离处，装入一种气密的网膜6、7，可使处于网膜6前面和网膜7后面的那部分机翼承受的压力ΔP2比中间部分机翼承受的压力ΔP1要大，如图2所示。显然，每一由网膜3限定的小室有可能以其自身的压力予以充气，这就要求一些气密的网膜3。不过，这也要求为个别小室提供个别的压缩气源。

图3是用于确定各网膜3的位置和方位的产生过程的第一种图示。这适用于在机翼轴线方向上每单位长度的翼型变化较小或绝对为零的一些机翼或一些机翼分段。为使图形简单，图中包含的各网膜3比实际需要的要少得多。如果机翼的目标翼型，在若干分段上相似于图1中的视图，是由寻求飞行特性曲线而确定的，则这就导致一种机翼封皮8。一系列在每两点10、11处接触上部和下部蒙皮1、2亦即封皮8的环状轨迹圈9可以嵌入其中。这样在所考查的翼型分段上，所获得的点10、11是各网膜3的装接点。按照本发明，这样具有的效果是，机翼处在压力下时实际上采取期望的形状，但在松驰情况下则作好加工处理的准备，因为在两点10、11处网膜3与封皮8之间的角度是一样的。因此，在上部和下部蒙皮1、2二者之中以及所考查的网膜3之中的各最终分力，作为各镜象，始终基本上是一样的。由于图3中各网膜3的结构，各接触点10、11的坐标可以精确地计算出来，这些接触点同时是在封皮8上与各网膜3的平面的接触点。各网膜3的高度H可以同样方式得知。据此，可以既设计出用于各网膜3的织物网膜的尺寸，也可以设计出各网膜3应当沿之以装接于封皮的各直线的位置。

如果一种已经气密的编织物用于封皮8，缝合的线随后用一种其本身也将粘合于有待密封的塑料上的塑料予以密封。如果封皮8只在各网膜缝制之后才予以密封，则可以按照已知的各种编织材料塑料层压工艺方法来实现这一点。

在一缝合接缝位置处，也可以按照本发明而使用焊接。在此可以预见到几种改型：

各种所用的纺织物是可直接焊接的；各网膜3随后比如在它们的上部和下部边缘处弯折大约90°，而因此形成的各带条用热或用超声焊接于上部和下部蒙皮1、2上。或是，如果另一方面，这些纺织材料不能直接焊接，则上述由弯折形成的各带条可在弯折之前涂以塑料而后利用各种指定的工艺方法之一焊接于事先已作塑料层压的上部和下部蒙皮1、2。

一按照本发明的第三改型包括不仅是以上述方式制备各网膜3，还要为上部和下部蒙皮1、2配备上一些塑料带条，然后利用这些带条焊接各网膜3。最后，整个封皮经层压处理成为气密的。

图4：如果一完整的机翼或者甚至只是一部分机翼在纵向上显示出一种剧烈变化的翼型，则必须修改图3的方法。如果给定所寻求的翼型，则比如按照必需的机翼的抗弯刚度为各织物网膜3将各装接线25设置在上部蒙皮1上。然后嵌入同时接触装接线25和下部蒙皮2的各轨迹圆球26。各轨迹圆球26对于下部蒙皮2的各接触点系列给出了对于下部蒙皮2的各装接线，由参考标号27指出。

图5是由上部和下部蒙皮1、2和两片相邻网膜3形成的一个基本上伸过机翼的长度的小间12的示意简图。如果机翼容积被置于压力作用之下，则上部和下部蒙皮1、2，如所说明的那样，向外隆起。这些向外隆起具有一半径为R的一种圆弧形状，由各网膜3的高度H和它们的间隔距离B来确定。由于所使用的编织物材料只具有很小的、与力有关的延展性，隆起的高度ΔH是依赖于H和B，而只要ΔP＞0，则不依赖于压力ΔP，原因是施加在上部和下部蒙皮1、2上的压力以及二者上的拉伸应力，线性地依赖于压力ΔP。另一方面，为了机翼的稳定性和承载能力，各网络3之中的拉伸应力是决定性的。如果一个符合本发明的机翼承受着生成的各种升力，则这些弯矩在此机翼根部发生作用，它们基本上减小了各网膜3的上半部之中在机翼方向上的拉伸应力，不过却增大了在下半部之中的拉伸应力。在超过各网膜的下半部之中一定的最大应力会影响材料拉伸强度的极限的同时，在各网膜3的上半部之中减少的张力会导致机翼的屈曲。对屈曲的阻抗正比于压力ΔP并依赖于各小室12的高度H和宽度B。

因此，按照本发明提出的，各小室12的宽度B随着降低机翼的高度H而减小到各小间12的宽度B基本上正比于其高度H的程度。作为一种有利的改进，考虑要把符合图2或图13的两片气密网络6、7包括在内，这样可以使得，在封皮8之中减小了拉伸应力的区域内，压力ΔP得以增大，以便既提高机翼的稳定性，也提高机翼的承载能力。

图6表明一网膜3在机翼的纵向方向上的一种有利的改进；翼尖应当想象为左面，而翼根为右面。在网膜3的整个长度范围内，所使用的由参考标号13表示的非延展性编织物是为此组装的，即线绳的走向一方面是沿着纵向，而另一方面与之垂直：因而，各网膜3之中的拉伸应力直接由水平和铅直作用力生成。在靠近翼根处的拉伸应力，如图4所详细表明的那样，各网膜3的下部之中增大，而在上部之中则减小。织物13在此由一第二种、同样非延展性织物14予以补强，其织物线绳的方向相对于第一种织物13的方向比如转过45°。在第二种织物14的范围内有一个示于图中的破洞20，使得可以看到铺在它后面的第一种织物。这种配置使得可以改进铅直与水平方向之间的张力变换并防止各网膜的下部边缘的可能过载。

在按照本发明的研制范围内，也可能应用两层或多层第一种或第二种织物13、14。

图7以示意性方式表明一种自适应机翼的尾沿的构成形式。从一个在此以参考标号15标记的小间，上部蒙皮1和下部蒙皮2二者都覆盖有一第二种蒙皮，在此标记为16、17。这些蒙皮在所有情况下大致在随着小间15的小间18的宽度的中间处缝制于上部和下部蒙皮1、2上。借此，各槽道19大致以示于图10的形式产生在副翼的整个宽度上，从而必须考虑到，图中各隆起的高度ΔH是显著放大了。

如果各小室18中的压力具有的大小是ΔP1，则各槽道19中的压力具有基本上相同的大小。因此，上部和下部蒙皮1、2在各小间18的区域中变形成为某种直线弯折的形状，而只有双层蒙皮16、17现出弧形的隆起。如果随后增大双层蒙皮16、17之下的各槽道19中的压力ΔP2，以致ΔP2＞ΔP1，则双层蒙皮16或17上的隆起加大，而在直线弯折状受拉的上部蒙皮中在各小间18的方向上产生隆起。各槽道19因此而加厚，而且由于所用的织物的低延展性，其在气流的方向上变短，从而机翼在各小间18区域中采取了图8所示的形状。为了提高效果，可以降低机翼的底面上的各槽道19之中的压力ΔP3，以致

ΔP₂＞ΔP₁＞ΔP₃。

如果所引述的各压力以某种方式予以调节，以致

ΔP₂＜ΔP₁＜ΔP₃。

则机翼的隆起向下发生。

机翼的这一构形，以采用图7、8为特征，只包含一机翼的一部分或整个翼展。此特性所影响的小间18的数量在任何情况下均取决于所选定的机翼特征。

在图9所描绘的改型中，下部双层蒙皮17伸过小间18的伸展多于上部双层蒙皮16。机翼的形状和因而C_A值可通过增加各下槽道19内的压力在较大范围内予以改变。唯有通过修改尾沿还会改变机翼的最佳速度范围。按照本发明，类似地应当使符合图9的机翼构成形式基本上伸过机翼的整个底面，必要时结合其他的形状改变手段，诸如图11a、11b所示。

图7、8或9中符合本发明的机翼构成形式作为一种副翼也是适合的，必要时减少槽道19的数量或者局部地有限地布置槽道19。如果各槽道19基本上遍及整个半翼，则可以减小为飞机的一给定倾斜所需的副翼偏移。

图10表明上述各槽道19的结构的一种改型；只是一条槽道19画出来作为示例，其余的具有类似的结构。在由上部蒙皮1与上部蒙皮16之间的空间所形成的槽道19中插入一根由合成橡胶制成的薄壁管子21。这根管子在其两端是封闭的；在此情况下，加压管22在最靠近翼根的端部通进槽道19。显然，加压管22可以在几个位置装入合成橡胶管21，以便加快压力的变化。如果选择示于图10的改型，则上部和下部双层蒙皮16、17的密封就成为不必要的，因为密封功能此时由合成橡胶管21接替了。

在一如上述的制作方法中，不是线材或棒材，而是副翼加压管22引向机翼，即直接进入槽道19。操纵可以按通常方式进行，比如借助于一操纵杆和一种在符合图9的改型中的起落翻板操作，无论如何不受操纵钢绳中的某种张力的影响，而是由槽道19中的某种压力变化来施加影响。

图11a、b是一整个的自适应机翼的图示。在此，各织物网膜3，图中数量减少，各自具有一槽道28。这些槽道28制作得类似于符合图7、8、9的各槽道19，或者制作成各袋束29，如按照图10所述。机翼的底面制作得如图9所示。

在图11a中，在机翼的底面上的各槽道19相对于机翼的内部处于高压之下，在各网膜3上的各槽道19几乎是不受压力的，或是只供以压力而达到各网膜3不会经受任何的短缩的程度。

如果此时各网膜3上各槽道19之中压力增大了，各网膜3的高度则减小而整个机翼变得更平一些，如图11b所示。形状的变化也可以通过各网膜上各槽道19的尺寸以及压力予以控制；原则上，每一槽道19以一种个别的压力予以充气。如果不过只使用单独一种压力，则各槽道19的尺寸是改变翼型高度的唯一参数。

由于各网膜的短缩，则机翼的隆起也发生变化。于是为了补偿隆起的扩大，机翼的底面上的各槽道19可卸除压力。这样，由于隆起可以控制变化，机翼变得较小。

尾沿在图11a、b中没有画出。可以按照图7中的图示予以设计。不过，在每结构实例中，可以不用符合图7的方案，而预见一种符合图12的构形。

机翼在此是由原先分离的两部分制作而成的，一承载机翼31和一副翼32。此两部分31、32比如用焊接或粘接在两小室33、34的外部区域处连接起来，而且遍及副翼32的整个宽度。小间33使承载机翼31毗连于后部，而小间34使副翼32毗连于前部。可以认为，由于承载机翼31的静力作用，小间33之中的压力高于小间34之中的压力。承载机翼31和副翼32由二个扁平的致动器35、36连接起来，两致动器在原则上制作得和尺寸定得完全一样。每一致动器35、36的构造在每一情况下包括一双层蒙皮37、38，带有各气密的槽道19，它们出现在各纵向直线39之间，而双层蒙皮37、38即沿着这些直线连接起来。在副翼32的中性位置上，两个致动器35、36都是充气的，以致发生某种均匀的缩短。这样具有的效果是，副翼32被拽向承载机翼31的端部，而且，由于两部分31、32之间的压差，如图所示，发生各小室34的凹进形状。

如果副翼此时必须比如向上枢转，则增大上部致动器35之中的压力而减小下部致动器36之中的压力。因而致动器35缩短，致动器36伸长，导致副翼的预期偏斜。

对于本发明来说，重要的是，致动器35、36各自沿着一条直线连接于承载机翼31和副翼32并与直线相关的作用力。代替示于图12的致动器35、36，其他一些生成直线作用力的致动器也符合所需的目的。

一种对于符合图2的结构实例的改型示于图13。符合图2的此结构实例一方面借助在前沿与尾沿4、5之间的一预定压差，而另一方面借助处于它们之间的机翼部分，从事运作。于此，各网膜6、7的隆起以及它们的弦长可予以确定，以致机翼采取预定的形状。不过，如果前沿4、机翼的中间部分和尾沿5之中的压力必须保持是可变的，则示于图13之中的改型应当是可取的，在此只画了前沿之中的气密网膜6。尾沿的结构是完全相似的。气密网膜6尺寸定得使之构成远离机翼的头部的轨迹圆9的一部分，此部分要构成机翼与前沿4和中间部分的分隔。然后，此气密网膜6由一些透气的网膜3穿过。在各连接点24处网膜6对各网膜3的接合是用与关于网膜3对于上部和下部蒙皮1、2的接合所述一样的工艺方法来完成的。