专利名称：商用飞行器的方向舵的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种商用飞行器的方向舵。
技术背景众所周知，飞行器的方向舵用于绕飞行器的竖直轴线控制飞行器。 现代商用飞行器需要制动襟翼以增加着陆进场时以及着陆过程中的阻 力。在这方面， 一种已知的解决方案是设置在着陆襟翼和后梁之间机翼 上侧上的襟翼，且该襟翼通常被称之为扰流板。这种襟翼也可用于翻转 控制和用于减小升力。在一种不常用的解决方案中，制动襟翼设置在机 身上，通常i殳置在尾部。在上述两种情况下，所述襟翼实际上都是由阻 挡着围绕飞行器的气流设置的简单的薄板组成。为了减小进场时的噪音，可以减小源头(引擎和机体)处的噪音或以较陡的进场方式增加到达地面的距离。由于借助于制动襟翼或扰im使得阻力增大，所以飞行器能够以较陡的角度飞行着陆进场，使得尤其 能够减小进场通道中的噪音。然而，这样实现的噪音降低被制动襟翼本 身产生的噪音部分地抵消。在着陆操纵过程中，该制动襟翼还可用于减 速。然而，由于合理的升力/阻力比(即升力/阻力之间的比值，A/W)， 航向角g受到物理上的限制，因为维持飞行的稳定状态需要升力、阻力、 推力和重量之间存在平衡。<formula>formula see original document page 6</formula> (1)其中，<formula>formula see original document page 6</formula> (2)因此<formula>formula see original document page 6</formula> (3)从等式(3)可以迅速确定， 一旦达到慢车推力，就只能通过增加 阻力来进一步减小所述航向角。对此的传统解决方案是上述设置在着陆 襟翼和后梁之间的机翼上侧上的襟翼(扰流板)。该方案的缺陷是升力 系数CA的同步减小，其需要通过更高的进场速度v来补偿。<formula>formula see original document page 6</formula> (4)然而，进场速度增大对噪音具有不利的影响。可以看出，在制动襟翼上产生噪音的一个基4^理在于在所述襟翼 边缘上形成单个、非常强烈的涡流。制动襟翼通常在一侧上支撑在飞行 器上，而且边缘涡流主要形成在与支撑侧相反的自由边缘上。尽管这种展开式方向舵例如在航天飞机或模型飞行器上是已知的， 但是这种方向舵却未用于商用飞行器的着陆进场，更没有以能够降低空 气动力学产生的噪音的变型的方式进行应用。发明内容本发明的目的是提供一种用于增加商用飞行器着陆进场时阻力的 改进型装置。此目的通过具有如权利要求1所述特征的方向舵实现。从属权利要求中公开了该发明性方向舵的有利实施例和其它改进。本发明的商用飞行器方向舵的特征在于，所述方向航在至少一个区 域内沿纵向分开，并且所述方向舵的部件借助于致动器能够阻挡着飞行 器周围的气流展开以使所述飞行器减速。本发明的方向舵的一个显著优点是不需要减小升力就可增加阻力。 本发明的方向舵的另外一个优点是在商用飞行器着陆进场时能够实现地面上空气动力学产生的噪音的减小。才艮据本发明的有利实施例，所述方向舵在其纵向上沿对称面分开。根据本发明的另 一个有利实施例，所述方向舵的部件借助于所^ 动器能够相对于所述对称面展开。根据本发明的另一个有利实施例，所述方向舵具有连接基座，所述 连接基座以铰接方式支撑在飞行器上并且能够借助于用于实现飞行器 的横向控制的致动器而转动，并且所述方向舵的部件中的至少一个借助 于展开致动器能够阻挡着飞行器周围的气流展开以使所述飞行器减速。根据此处的有利实施例，其中所述方向舵的两个部件都相对所述连 接基座以铰接形式受到支撑，并且所述方向舵的两个部件借助于展开致 动器能够相对于所述连接基座阻挡着飞行器周围的气流对称地展开以 使飞行器减速。根据本发明的优选实施例，所述方向舵的一个部件以l^接形式相对 于所述连接基座受到支撑，并且借助于展开致动器能够阻挡着飞行器周 围的气流展开以使飞行器减速，而且所述方向舵的另一个部件与所述连 接基座刚性连接，其中，方向舵的以铰接形式受到支撑的部件借助于展 开所述方向舵的致动器而相对于所述连接基座转动，并且方向舵的与所 述连接基座刚性连接的部件借助于用于飞行器的横向控制的致动器与 连接基座一起朝相反侧枢转以在方向舵展开期间实现两个部件的对称 偏移。根据本发明有利的另 一改进,在方向舵展开期间在飞行器周围的气 流中产生边缘涡流的自由边缘上实现有多个单独的边缘区段，所述边缘 区段用于将边缘涡流M成多个局部涡流。根据本发明的有利实施例，用于将边缘涡流M成多个局部涡流的 多个单独的边缘区段通过自由边缘的波浪形设计实现。根据本发明的有利实施例，用于将边缘涡流^t成多个局部涡流的 单独的边缘区段通过自由边缘的锯齿形设计实现。根据本发明的另一个有利实施例，用于将边缘涡流M成多个局部 涡流的单独的边缘区段通过设置在方向舵部件的自由边缘附近的孔或 凹部实现。根据本发明的有利实施例，所述孔或凹部以延伸穿过所述方向舵的 部件的穿孔的形式实现。根据本发明的有利实施例，设置在方向舵部件上的所述孔或凹部以 设置在方向舵部件的外侧上并且不延伸穿过所述方向舵部件的凹陷部 的形式实现。根据本发明的另一个有利实施例，用于将边缘涡流^t成多个局部 涡流的单独的边缘区段通过设置在方向舵部件上邻近自由边缘的表面 上的延伸部或凸部实现。根据本发明的有利实施例，用于将边缘涡流M成多个局部涡流的 单独的边缘区段均设置在方向舵的后部自由边缘上。替代地或附加地，用于将边缘涡流^t成多个局部涡流的单独的边 缘区段设置在方向舵的上部自由边缘上。设置在方向舵部件上的孔或凹部在方向舵的未展开状态下可以闭合。通过设置在方向舵部件上邻近自由边缘的表面上的延伸部或凸部 实现的、用于将边缘涡流^t成多个局部涡流的单独的边缘区段在方向 舵的未展开状态下可以^。根据本发明一个特别有利的实施例，所述方向舵与升降舵单元结合在一起设置在飞行器上，其中所述方向舵设置在升降舵单元(HTP + VTP)的上方，使得由展开状态的方向舵产生的空气动力学噪音通过升 降舵单元朝地面减弱。
下面将参考附图描述本发明的实施例。 附图示出图1是根据本发明一个实施例的处于闭合状态(图la))和处于展 开状态(图lb))的展开式方向舵的截面俯视图；图2是根据本发明另一个实施例的处于闭合状态(图2a))和处于 展开状态(图2b))的展开式方向舵的截面俯视图；图3是具有根据本发明一个实施例的展开式方向舵的飞行器的侧视图；图4是根据现有技术的用于飞行器的制动襟翼的局部立体示意图，其能够设定成阻挡飞行器周围的气流从而使飞行器减速；图5是根据本发明一个实施例的飞行器方向舵的后部自由边缘的局 部立体示意图；图6a)至e)是分别示出根据现有技术(图6a))和根据本发明几 个优选实施例(图6b)至6e))的飞行器方向舵的后部自由边缘的局部 立体示意图，其中，所述方向舵能够阻挡着飞行器周围的气流展开从而 使飞行器减速，其中图6c)示出图5中已经图示的实施例。
具体实施方式
图1和2分别示出根据本发明一个实施例的处于闭合状态(图la) 和2a))和处于打开状态图lb)和2b)的展开式方向舵100、 200的截 面俯视图。所述方向舵100、 200沿纵向分开，其中方向舵IOO、 200的 部件100a、 100b、 200a、 200b借助于致动器103、 203能够阻挡着飞行 器周围的气流展开从而使飞行器减速。在这两个实施例中，所述方向舵 100、 200均在纵向上沿对称面分开，而且方向舵100、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b借助于致动器103、 203能够相对于对称面展开。方 向舵IOO、 200的展开用于在独立于升力的情况下增加阻力。方向舵IOO、 200具有连接基座101、 201，连接基座IOI、 201以铰 接方式支撑在飞行器上并且能够借助于致动器102、 202而转动用于实 现飞行器的横向控制。为了使飞行器减速，方向舵100、200的部件100a、 100b、 200a、 200b中的至少一个借助于致动器103、 203能够阻挡着飞 行器周围的气力t^开。在图la)和lb)所示出的实施例中，方向航100的两个部件100a、 100b都相对连接基座101以铰接形式受到支撑，并且为了使飞行器减 速，所述两个部件借助于致动器103能够阻挡着飞行器周围的气^M目对 于连接基座101对称地展开。因此枢转功能与展开功能保持独立。在图2a)和2b)所示出的实施例中，方向航200的一个部件200a相对于连接基座201以铰接形式受到支撑，并且为了使飞行器减速，所 述部件200a借助于致动器203能够阻挡着飞行器周围的气流展开。方 向舵200的一个部件200b与连接基座201刚性连接.方向舵200的以 铰接形式受到支撑的部件200a借助于用于展开所述方向舵200的致动 器203而相对于所述连接基座201转动，并且为了在方向舵200展开时 实现两个部件200a、 200b的对称偏移，借助于用于飞行器的横向控制 的致动器202，方向航200的与连接基座201刚性连接的部件200b与连 接基座201 —起朝相反侧枢转。另外，为了减小展开所述方向舵产生的噪音可以改变方向舵的形 状。飞行器的方向舵100、 200沿对称面在连接线后面分开并借助于致 动器103、 203展开。在图l所示的设计中，方向舵的两个半部100a、 100b均是可旋转的。两个半部100a、 100b可实现对称偏移。在图2所 示的设计中，则只有半部200a是可旋转的。为了实现对称偏移，方向 舵需要在连接基座201处同时被枢转。作为具有平行于方向航设置的致 动器103、 203的本构思的替代，可以想到具有垂直延伸的致动器的解 决方案。方向舵100、 200的展开使得增加阻力成为可能。由于升力没 有减小所以速度不必增加。由于方向航单元在机身上的布置以及常规升 降航单元的利用，所以也实现了展开襟翼100a、 100b、 200a、 200b生 成的噪音的减弱。图3示出具有根据本发明一个实施例的展开式方向舵100、 200的 飞行器的侧视图，其中方向舵IOO、 200的后部自由边缘21分成了单独 的锯齿形边缘区段22，这样根据本发明的一个实施例可实现噪音的进一 步减小。这将在下面进行更详细的描述。图4示出根据现有技术的传统制动襟翼10的局部示意性立体图。 该制动襟翼具有自由边缘11;当制动襟翼10设置成阻挡着飞行器周围 的气流并在其中产生边缘涡流时，自由边缘ll与飞行器蒙皮相隔特定 距离。边缘涡流是在制动襟翼设置成阻挡着气流时生成噪音的重要来源 并且在着陆进场时会产生干扰。在上述方向舵100、 200展开期间同样 也会生成这样边缘涡流。图5示出根据本发明实施例的飞行器方向舵100、 200的后部自由 边缘的示意性立体图，其中，如上面参照图l和图2的描述，为了使飞 行器减速，方向舵可阻挡着飞行器周围的气流展开。方向舵100、 200具有当方向舷100、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b展开时在飞行 器周围气流中产生边缘涡流的自由边缘21。根据本发明，自由边缘21 具有将边缘涡流^t成多个局部涡流的多个单独的边缘区段22。在根据 图5的实施例中，与才艮据图3所描述的实施例设计类似，所述单独的边 缘区段22通过自由边缘21的锯齿形设计实现。图6a)示出已在图4中示出的根据现有技术的飞行器制动襟翼10 的局部示意性立体图。图6b)至6e)分别示出根据本发明几个优选实 施例的飞行器方向舵100、 200的局部示意性立体图，其中，在自由边 缘21、 31、 41、 51上实现了用于将边缘涡流^t成多个局部涡流的多 个单独的边缘区段22、 32、 42、 52。在图6b)示出的实施例中，用于将边缘涡流^L成多个局部涡流的 单独的边缘区段32通过自由边缘31的波浪形设计实现。在图6c)再次描述图5示出的实施例，其中，所述单独的边缘区段 22通过自由边缘21的锯齿形设计实现。在图6d)示出的实施例中，用于将边缘涡流^t成多个局部涡流的 单独的边缘区段通过设置在方向舵100、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b上邻近自由边缘41的孔或凹部42实现。所述孔或凹部42可以以 如根据图6d)所示实施例一样延伸穿过方向舵IOO、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b的穿孔的形式实现，或以设置在方向舵100、 200的 部件100a、 100b、 200a、 200b的外侧上但并不延伸穿过这些部件的凹 陷部的形式实现。在图6e)示出的实施例中，用于将边缘涡流分軟成多个局部涡流的 单独的边缘区段通过设置在方向舵100、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b表面上邻近自由边缘51的延伸部、凹部、突部或凸部52实现。代替所示实施例，也可以用不同的方式实现设置在方向舵IOO、 200 的部件100a、 100b、 200a、 200b的自由边缘上、用于将边缘涡流^: 成多个局部涡流的单独的边缘区段，但重要的是产生多个单独的较小的 边缘涡流代替如图4中所示单个的、产生噪音的边缘涡流，并且所述单 独的较小的边缘涡流产生的噪音较小，并且如果可能的话，甚至可以彼 此减弱或消除生成的噪音。在本发明中应以如下方式理解术语边缘区 段，即，其设置在边缘附近，但并非必须像图6b)和6c)所示实施例一样由方向舵100、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b的边缘自身形 成，即其还可以像图6d)和6e)所示的实施例一样设置在邻近边缘的 位置。用于将所述边缘涡流分散成多个局部涡流的单独的边缘区段22、 32、 42、 52可设置在如图3所示方向舵100、 200的后部自由边缘21、 31、 41、 51上，其中，所述单独的边缘区段可替代地或额外地设置在方 向舵IOO、 200的上部边缘上。在图6d)所示的实施例中，在方向舵IOO、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b未展开的状态下，能够闭合以延伸穿过方向舵100、 200的 部件100a、 100b、 200a、 200b的穿孔形式实现的孔或凹部42。这能够 通it^目应设计的挡板或闭合元件实现。在图6e)所示的实施例中，在方向舵IOO、 200的部件100a、 100b、 200a、 200b;Ml开的状态下，能够^通过设置在方向舵100、 200的 部件100a、 100b、 200a、 200b表面上邻近自由边缘51的突部或凸部 52实现的、用于将所述边缘涡流分軟成多个局部涡流的单独的边缘区 段。这可通it^目关设计的机构实现。所述方向舵可如图1和2中所示一样完全分开，或者仅在一个区域 中分开，即，其可以以通常用作方向舵的一体部件和具有上述功能的展 开部件为特征。关于所l艮开部件，其采用如图l所示具有对称致动的 部件100a、 100b的结构或类似结构是有利的。另外应当指出的是"包括"并不排除其它元件和步骤，并且"一" 或"一个，，也并不排除复数。进一步地，应当指出的是参考一个上述示例性实施例所描述的特征或步骤也可与其它上述示例性实施例的其它 特征或步骤结合使用。权利要求中的附图标记不应解释为是限制性的。附图标记列表10 制动襟翼100、 200 方向舵101、 201 连接基座102、 202 致动器12103、 203 致动器111、 21、 31、 41、 51 自由边缘12、 22、 32、 42、 52 边缘区段
权利要求
1.一种商用飞行器的方向舵，其中所述方向舵(100；200)在至少一个区域内沿其纵向分开，并且所述方向舵(100；200)的部件(100a，100b；200a，200b)能够借助于致动器(103；203)阻挡着飞行器周围的气流展开以使所述飞行器减速。
2. 如权利要求1所述的方向舵，其中所述方向舵(100; 200)在 其纵向上沿对称面分开。
3. 如权利要求2所述的方向舵，其中所述方向舵(100; 200)的 部件(100a， 100b; 200a， 200b)借助于所述致动器(103; 203)能够 相对于所述对称面展开。
4. 如权利要求l、 2或3所示的方向舵，其中所述方向舵(100; 200)具有连接基座(101; 201)，所述连接基座以铰接方式支撑在飞行 器上并且能够借助于用于实现飞行器的横向控制的致动器(102; 202) 而转动，并且所述方向舵(100; 200)的部件(100a， 100b; 200a， 200b ) 中的至少一个借助于致动器(103; 203)能够阻挡着飞行器周围的气流 展开以使所述飞行器减速。
5. 如权利要求4所述的方向舵，其中所述方向舵(100; 200)的 两个部件(100a， 100b)都相对于所述连接基座(101)以铰接形式受 到支撑，并且借助于所述致动器(103 )能够相对于所述连接基座(101) 阻挡着飞行器周围的气流对称地展开。
6. 如权利要求4所述的方向舵，其中所述方向舵(200)的一个部 件(200a)相对于所述连接基座(201)以铰接形式受到支撑，并且借 助于所述致动器(203)能够阻挡着飞行器周围的气流展开以使所述飞 行器减速，而且所述方向舵(200)的另一个部件(200b)与所述连接 基座(201)刚性连接，其中，方向舵(200)的以铰接形式受到支撑的部件(200a)借助于用于展开所述方向舵(200)的致动器(203)而相 对于所述连接基座(201)转动，并且方向舵(200)的与所述连接基座 (201)刚性连接的部件(200b)借助于用于飞行器的横向控制的致动 器(202)与连接基座(201) —起朝相反侧枢转以在方向舵(200)展 开期间实现两个部件(200a， 200b)的对称偏移。
7. 如权利要求1至6中任一项所述的方向舵，其中，所述方向舵 (100; 200)具有在所述方向舵(100; 200)展开期间在飞行器周围气流中产生边缘涡流的自由边缘(21; 31; 41; 51)，并且在所述自由边 缘(21; 31; 41; 51)上设置有用于将边缘涡流分軟成多个局部涡流的 多个单独的边缘区段(22; 32; 42; 52)。
8. 如权利要求7所述的方向舵，其中，用于将边缘涡流M成多 个局部涡流的单独的边缘区段(32)通过自由边缘(31)的波浪形设计 实现。
9. 如权利要求7所述的方向舵，其中，用于将边缘涡流*成多 个局部涡流的单独的边缘区段(22)通过自由边缘(21)的锯齿形i殳计 实现。
10.如权利要求7、 8或9所述的方向舵，其中，用于将边缘涡流 ^t成多个局部涡流的单独的边缘区段形成有邻近所述自由边缘(41) 设置在所述制动襟翼(40)中的孔或凹部(42)。
11.如权利要求10所述的方向舵，其中，设置在所述制动襟翼(40 ) 中的所述孔或凹部(42)呈延伸穿过所述襟翼(40)的穿孔的形式。
12.如权利要求10所述的方向舵，其中，设置在所述制动襟翼(40 ) 中的所述孔或凹部(42)呈设置在所述襟翼(40)的外侧上并且不延伸穿过所述襟翼(40)的凹陷部的形式。
13. 如权利要求7至11中任一项所述的方向舵，其中，用于将边 缘涡流分散成多个局部涡流的单独的边缘区段具有邻近自由边缘(51) 设置在方向舵(100; 200)的部件(lOOa， 100b; 200a， 200b)的表面 上的延伸部、凹部、突部和凸部(52)中的至少一种。
14. 如权利要求7至13中任一项所述的方向舵，其中，用于将边 缘涡流^t成多个局部涡流的单独的边缘区段(22; 32; 42; 52)设置 在所述方向航(100; 200)的后部自由边缘(21; 31; 41; 51)上。
15. 如权利要求7至14中任一项所述的方向舵，其中，用于将边 缘涡流^t成多个局部涡流的单独的边缘区段(22; 32; 42; 52)设置 在所述方向航(100; 200)的上部自由边缘(21; 31; 41; 51)上。
16. 如权利要求11所述的方向航，其中，以延伸穿过所述方向舵 (100; 200)的部件(100a， 100b; 200a， 200b)的穿孔的形式实现的孔或凹部(42)在所述方向舵(100; 200)的l艮开状态下闭合。
17. 如权利要求13所述的方向舵，其中，邻近自由边缘(51)设 置在所述方向舵(100; 200)的部件(100a， 100b; 200a， 200b)表面 上并且将边缘涡流^lt成多个局部涡流的延伸部或凸部(52)在所述方 向舵(100; 200)的m开状态下M。
18. 如权利要求1至17中任一项所述的方向舵，其中，所述方向 舵(100; 200)与升降航单元结合在一起设置在飞行器上，并且所述方 向舵(100; 200)设置在所述升降航单元的上方，使得由展开状态的方 向舵(100; 200)产生的空气动力学噪音通过升降航单元朝地面减弱。
全文摘要
本申请涉及一种商用飞行器的方向舵。根据本发明，方向舵(100)在至少一个区域内沿纵向分开，并且方向舵(100)的部件(100a，100b)可借助于致动器(103)阻挡着飞行器周围的气流展开以使飞行器减速。
文档编号B64C23/06GK101326100SQ200680046455
公开日2008年12月17日 申请日期2006年12月12日 优先权日2005年12月13日
发明者克劳斯·本德 申请人:空中客车德国有限公司