專(zhuān)利名稱(chēng)：飛機(jī)的控制表面的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)的控制表面的結(jié)構(gòu)，特別是用于飛機(jī)穩(wěn)定器表面的控制表
背景技術(shù)：
飛機(jī)的升力面，主要是機(jī)翼和穩(wěn)定器，包括控制表面(機(jī)翼和舵中的襟翼、副翼、 板條和擾流器，以及穩(wěn)定器中的升降舵)，控制表面是能夠?qū)︼w機(jī)的飛行施加各種影響的可 移動(dòng)的部分。這些控制表面的通用結(jié)構(gòu)是以控制表面相對(duì)升力面轉(zhuǎn)動(dòng)的方式的簡(jiǎn)單鉸鏈， 控制表面設(shè)置于所述升力面上。用于飛機(jī)升力面的控制表面的在前設(shè)計(jì)是已知的，稱(chēng)為雙鉸鏈，其中控制表面包 括兩個(gè)表面，主要控制表面和次要控制表面，這兩個(gè)表面可相對(duì)彼此和相對(duì)于飛機(jī)的升力 面移動(dòng)。因此，雙鉸鏈控制表面的這些設(shè)計(jì)中的一個(gè)，稱(chēng)為跳格設(shè)定，其通常定位在飛機(jī)的 穩(wěn)定器上，包括兩個(gè)可移動(dòng)表面，其中次要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)在與主要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)相反 的旋向上，以這樣一種方式，以減少由飛機(jī)的氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的鉸鏈力矩，由于主要控制表面 的轉(zhuǎn)動(dòng)幫助次要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)，隨后減少移動(dòng)控制表面所需要的作用力。隨這種控制表 面而出現(xiàn)的問(wèn)題是控制表面不允許控制功率的增加，即，由控制表面產(chǎn)生的空氣動(dòng)力，實(shí)際 上，由于控制表面降低翼面的有效曲率，因此控制表面降低控制功率。用于飛機(jī)的升力面的雙鉸鏈控制表面的結(jié)構(gòu)也是已知的，其中的主要和次要控制 表面的轉(zhuǎn)動(dòng)是在相同旋向上受影響。這些控制表面通常是全跨度結(jié)構(gòu)，控制表面包括升力 面的整個(gè)跨度的，即，次要控制表面包括主要控制表面的整個(gè)跨度。這種結(jié)構(gòu)造成的問(wèn)題是 當(dāng)其上的攻角(angle of attack)高時(shí)升力面停止，以及控制表面的次要元件的剛度不足 引起的問(wèn)題。雙鉸鏈飛機(jī)控制表面的結(jié)構(gòu)也已知，其中主要和次要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)以相同的旋 向發(fā)生，并具有部分跨度，次要控制表面只是部分地占據(jù)主要控制表面的跨度。在這種情況 下，主要控制表面的致動(dòng)通過(guò)通常位于升力面的梁(spar)的背后的致動(dòng)器實(shí)現(xiàn)。與此結(jié)構(gòu) 的問(wèn)題在于，其中例如，用于波音777的舵，次表面的偏離上的有效曲率中的跳躍產(chǎn)生分離 的氣流的旋渦，其增加控制表面的氣動(dòng)阻力。本發(fā)明的目的是解決那些剛剛指出的缺點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明涉及一種用于飛機(jī)升力面的雙鉸鏈控制表面，特別是用于穩(wěn)定器表 面，所述控制表面包括主要控制表面和次要控制表面，次要控制表面僅部分地占據(jù)主要控 制表面的跨度，主要控制表面通過(guò)與所述主要控制表面一體的扭桿或定位在升力面的后梁 背后的致動(dòng)器被移動(dòng)，所述扭桿由位于飛機(jī)機(jī)身內(nèi)的一個(gè)或多個(gè)致動(dòng)元件致動(dòng)，次要控制 表面圍繞相對(duì)主要控制表面固定的鉸鏈軸轉(zhuǎn)動(dòng)，在其轉(zhuǎn)動(dòng)中，所述次要控制表面通過(guò)一個(gè)或多個(gè)連接元件機(jī)械地連接到升力面，以這樣一種方式，次要控制表面的運(yùn)動(dòng)與主控制表 面的運(yùn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)學(xué)地關(guān)聯(lián)，使得次要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)與主要控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)以相同的旋向發(fā) 生，從而實(shí)現(xiàn)控制功率的增加，即，由控制表面以其全部產(chǎn)生的空氣動(dòng)力。此外，在根據(jù)本發(fā)明的用于飛機(jī)升力面的雙鉸鏈控制表面中，次要控制表面沿其 鉸鏈軸的長(zhǎng)度明顯小于主要控制表面的長(zhǎng)度，而且所述次要控制表面的寬度或弦沿其鉸鏈 軸線方向并且朝向升力面的尖端顯著縮小，導(dǎo)致在升力面上的氣動(dòng)載荷的有利分布，從而 在機(jī)身附近的控制表面的內(nèi)部區(qū)域中實(shí)現(xiàn)更大的有效曲率，和因而通過(guò)控制表面的偏轉(zhuǎn)， 造成氣動(dòng)升力的更高的失速角。參照附圖，從用于其對(duì)象的說(shuō)明性實(shí)施方式的如下所給出的詳細(xì)說(shuō)明中，本發(fā)明 的其它特征和優(yōu)點(diǎn)將變得清楚。


圖1是用于根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)升力面的控制表面的結(jié)構(gòu)的示意性平面圖。圖2是用于根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)升力面的控制表面的結(jié)構(gòu)的示意圖。圖3是根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的全跨度、雙鉸鏈控制表面的結(jié)構(gòu)的示意圖。圖4是根據(jù)本發(fā)明的部分跨度、雙鉸鏈控制表面的運(yùn)動(dòng)聯(lián)接機(jī)構(gòu)的示意圖。
具體實(shí)施例方式在優(yōu)選的實(shí)施方式中，本發(fā)明涉及一種控制表面1，具有雙鉸鏈10和11，用于飛機(jī) 的升力面2，特別是用于穩(wěn)定器表面，穩(wěn)定器表面包括肋條3、后梁5和前梁4，所述控制表 面1包括主要控制表面6和次要控制表面7，主要控制表面6包括在其轉(zhuǎn)動(dòng)中的鉸鏈軸10， 次要控制表面7包括在其轉(zhuǎn)動(dòng)中的鉸鏈軸11，次要控制表面7只部分地占據(jù)主要控制表面 6的跨度，主要控制表面6通過(guò)與所述主要控制表面6 —體的扭桿8移動(dòng)，所述扭桿8由位 于飛機(jī)機(jī)身內(nèi)的一個(gè)或多個(gè)致動(dòng)器元件9致動(dòng)，或者替換地由定位在后梁5和主要控制表 面6之間的致動(dòng)機(jī)構(gòu)(未顯示)致動(dòng)，次要控制表面7圍繞相對(duì)于主要控制表面6固定的 鉸鏈軸11轉(zhuǎn)動(dòng)，在其轉(zhuǎn)動(dòng)中，所述次要控制表面7通過(guò)一個(gè)或多個(gè)連接元件12機(jī)械地連接 到升力面2，以這樣一種方式，次要控制表面7的運(yùn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)學(xué)地與主要控制表面6的運(yùn)動(dòng)關(guān) 聯(lián)，從而次要控制表面7的轉(zhuǎn)動(dòng)與主要控制表面6的轉(zhuǎn)動(dòng)以相同的旋向發(fā)生，并且主要控制 表面和次要控制表面之間的轉(zhuǎn)動(dòng)角度的比例由該機(jī)構(gòu)的幾何結(jié)構(gòu)確定，其已經(jīng)設(shè)計(jì)具有獲 得所需的空氣動(dòng)力特性的具體目的，從而實(shí)現(xiàn)控制功率的增加，即控制表面1產(chǎn)生的全部 用于控制表面的轉(zhuǎn)動(dòng)的給定角度的空氣動(dòng)力。根據(jù)本發(fā)明，主要控制表面6和次要控制表面7之間的距離20盡可能小，由于控 制表面1的生產(chǎn)過(guò)程的固有的特性，總是具有局限性，從而控制表面1的曲率分布沿著弦的 方向具有更大的連續(xù)性。本發(fā)明的一個(gè)重要特征在于，次要控制表面7的弦的縮小使得其弦或局部寬度在 其外端21處趨于零，在制造過(guò)程的固有的局限性的情況下，以由升力面2、主要控制表面6 和次要控制表面7形成的翼面的曲率分布沿控制表面1的跨度方向趨向于連續(xù)的這樣一種 方式。在本發(fā)明中，次要控制表面7相對(duì)于主要控制表面6的偏轉(zhuǎn)比率在其轉(zhuǎn)動(dòng)中在1和3之間。上述連接元件12優(yōu)選地是在其末端處鉸接的剛性桿，連接元件12以連接桿的方 式運(yùn)動(dòng)學(xué)地連接次要控制表面7到升力面2。扭桿8的致動(dòng)器元件9優(yōu)選地是包括杠桿系統(tǒng)的伺服致動(dòng)器。根據(jù)本發(fā)明的控制表面1的平面視圖中的形狀具有相當(dāng)大的錐度(尖端變細(xì))， 即，在沿跨度的平面中看的穩(wěn)定器和控制表面的弦或?qū)挾认鄬?duì)于目前使用的已知解決方案 被減小，并且這個(gè)結(jié)構(gòu)有助于產(chǎn)生沿著升力面2的控制表面1的跨度分布的空氣動(dòng)力學(xué)負(fù) 載，其特別適用于控制表面1，基于如下原因-次要控制表面7相對(duì)于主要控制表面6的偏轉(zhuǎn)在更靠近機(jī)身的區(qū)域中的升力面 2的空氣動(dòng)力學(xué)輪廓中產(chǎn)生更大的有效曲率，從而空氣動(dòng)力在控制表面1的內(nèi)部區(qū)域中更 大，由于根據(jù)本發(fā)明的結(jié)構(gòu)的大錐度比的平面形狀，當(dāng)控制表面1的橫截面越大，控制表面 1就具有更大的扭轉(zhuǎn)剛度，這對(duì)于減少控制表面的由氣動(dòng)載荷引起的有害變形是希望的，和-沿著升力面2的跨度的有效曲率的分布，所述曲率朝向尖端減小，有助于增加控 制表面1的偏轉(zhuǎn)上的氣動(dòng)升力的失速角，因?yàn)樵趦?nèi)部區(qū)域中空氣動(dòng)力學(xué)輪廓具有更大的有 效曲率，因此，與已知的單鉸鏈控制表面的情況、或已知的全部跨度、雙鉸鏈的控制表面的 情況、或控制表面縮小不多的情況相比，該內(nèi)部區(qū)域中的局部升力系數(shù)的分布也更高，由于 通過(guò)升力面2的翼尖漩渦引起的攻角的增加的影響，當(dāng)在尖端處達(dá)到最大的升力系數(shù)時(shí)產(chǎn) 生失速。根據(jù)本發(fā)明，次要控制表面7沿其鉸鏈軸11的長(zhǎng)度明顯小于主要控制表面6沿其 鉸鏈軸10的長(zhǎng)度。此外，次要控制表面7的寬度或弦沿其鉸鏈軸11的方向朝升力面2的 尖端明顯縮小。有了這個(gè)結(jié)構(gòu)，我們?cè)谏γ?上獲得非常有利的氣動(dòng)載荷分布，從而由于 根據(jù)發(fā)明的控制表面1的結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)更大的有效曲率，以及實(shí)現(xiàn)用于所述升力面2的氣動(dòng)升 力的更大的損角?？梢詫?duì)我們已經(jīng)剛剛描述的優(yōu)選實(shí)施方式進(jìn)行由如下權(quán)利要求限定的范圍內(nèi)的 修改。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，包括主要控制表面(6)和次要控制表面 (7)，主要控制表面(6)包括鉸鏈軸(10)，次要控制表面(7)包括鉸鏈軸(11)，次要控制表 面(7)通過(guò)其鉸鏈軸(11)相對(duì)于主要控制表面(6)旋轉(zhuǎn)，所述次要控制表面(7)僅部分地 占據(jù)主要控制表面(6)的跨度，其特征在于，次要控制表面(7)沿其鉸鏈軸(11)的長(zhǎng)度顯著地小于主要控制表面(6)沿其鉸鏈 軸(10)的長(zhǎng)度，而且根據(jù)設(shè)計(jì)的收縮法則，所述次要控制表面(7)的寬度或弦沿其鉸鏈軸 (11)的方向朝升力面⑵的尖端顯著地縮小，所述設(shè)計(jì)的收縮法則用于使沿升力面⑵的 跨度的扭轉(zhuǎn)剛度的分布適應(yīng)于其上的氣動(dòng)載荷的分布，然而，由于所述控制表面(1)的偏 轉(zhuǎn)，有效曲率的分布使得升力面O)的失速角增加。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于飛機(jī)升力面(2)的控制表面(1)，其特征在于，以控制表 面(1)的曲率的分布沿著弦的方向具有更大的連續(xù)性的方式，主要控制表面(6)和次要控 制表面(7)之間的距離00)盡可能小。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在于，次要 控制表面(7)沿其跨度的縮小使得次要控制表面(7)在其外端處的弦或局部寬度以 如下方式盡可能小即在主要控制表面(6)和次要控制表面(7)被偏轉(zhuǎn)的結(jié)構(gòu)中、控制表面 (1)的曲率的分布沿跨度的方向在由制造過(guò)程設(shè)置的限度內(nèi)盡可能連續(xù)。
4.根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在 于，次要控制表面(7)通過(guò)至少一個(gè)連接元件(12)機(jī)械地連接至升力面O)，次要控制表 面(7)的運(yùn)動(dòng)因而運(yùn)動(dòng)學(xué)地與主要控制表面(6)的運(yùn)動(dòng)相關(guān)聯(lián)，從而次要控制表面(7)的 轉(zhuǎn)動(dòng)與主要控制表面(6)的轉(zhuǎn)動(dòng)以相同的旋向發(fā)生，而且主要控制表面和次要控制表面之 間的轉(zhuǎn)動(dòng)角度比由該機(jī)構(gòu)的幾何結(jié)構(gòu)決定。
5.根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在 于，次要控制表面(7)相對(duì)于主要控制表面(6)的偏轉(zhuǎn)比在1和3之間。
6.根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在 于，連接元件(1 是剛性桿，連接元件(1 在其兩端處以連接桿的方式鉸接。
7.根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在 于，主要控制表面(6)通過(guò)與所述主要控制表面(6) —體的扭桿(8)被移動(dòng)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在于，扭桿(8) 通過(guò)位于飛機(jī)的機(jī)身內(nèi)的至少一個(gè)致動(dòng)元件(9)致動(dòng)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征在于，致動(dòng)元件 (9)是包括杠桿系統(tǒng)的伺服致動(dòng)器。
10.根據(jù)權(quán)利要求1-6中任何一項(xiàng)所述的用于飛機(jī)升力面O)的控制表面(1)，其特征 在于，主要控制表面(6)通過(guò)定位在升力面O)的后梁(5)和所述主要控制表面(6)之間 的至少一個(gè)致動(dòng)器被移動(dòng)。
11.根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于飛機(jī)升力面( 的控制表面(1)，其特征在 于，升力面(2)是穩(wěn)定器表面。
12.—種飛機(jī)，包括根據(jù)上述任何一項(xiàng)權(quán)利要求所述的用于升力面O)的控制表面⑴。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)一種飛機(jī)控制表面(1)，特別是用于飛機(jī)升力面(2)，包括主要控制表面(6)和次要控制表面(7)，主要控制表面(6)包括鉸鏈軸(10)，次要控制表面(7)包括鏈軸(11)，次要控制表面(7)通過(guò)其鉸鏈軸(11)相對(duì)于主要控制表面轉(zhuǎn)動(dòng)(6)轉(zhuǎn)動(dòng)，所述次要控制表面(7)僅部分地占據(jù)主要控制表面(6)的跨度，次要控制表面(7)沿其鉸鏈軸(11)的長(zhǎng)度相當(dāng)?shù)匦∮谥饕刂票砻?6)沿其鉸鏈軸(10)的長(zhǎng)度，而且根據(jù)設(shè)計(jì)的收縮法則，次要控制表面(7)的寬度或弦沿其鉸鏈軸(11)的方向朝升力面(2)的尖端顯著地縮小，前述設(shè)計(jì)的收縮法則用于將沿升力面(2)的跨度的扭轉(zhuǎn)剛度的分布適應(yīng)于其上的氣動(dòng)載荷的分布，然而，由于所述控制表面(1)的偏轉(zhuǎn)，有效曲率的分布增加升力面(2)的失速角。
文檔編號(hào)B64C9/02GK102105355SQ200980128895
公開(kāi)日2011年6月22日 申請(qǐng)日期2009年7月15日 優(yōu)先權(quán)日2008年7月23日
發(fā)明者帕布魯?shù)倌貖W·山子馬丁內(nèi)斯, 羅爾卡洛斯·拉馬沙丁 申請(qǐng)人:空客運(yùn)營(yíng)有限公司