专利名称：用于飞机的柔性控制表面的制作方法
用于飞机的柔性控制表面
本发明涉及用于飞机的柔性控制表面，并涉及定位这种控制表面的方法。
飞机设置有控制表面，以便在飞行中通过个别地定位控制表面来控制飞机。 在飞机的情形中，具体地说，这种控制表面是铰接到主平面尾部边缘的副翼， 以及用于在飞行任务过程中(特别是起飞和降落阶段)适应变化的约束。此外， 用于飞机的控制表面也可以是副翼、舵翼或提升翼。然而，控制表面也可以是 前导边缘板条，即所谓的小翼或鼻部下垂。在直升机的情形中，下游气流中的 铰接到转子叶片上的可控制转子叶片副翼尤其可用作为控制表面。
在刚性控制表面的定位中会出现困难，通常借助于电动、液压或电液压的 致动器来进行这种定位。例如，它们包括阻止控制表面定位的阻塞致动器。举 例来说，液压致动器可通过旁路阀来启动。为了保持小的阻塞致动器的效应， 还建议借助于多个致动器来使控制表面挠曲，这些致动器各设置有滑动离合 器。这意味着阻塞致动器在相关的控制表面上不再起作用，然后用其它仍起作 用的致动器使控制表面定位。这样的结构操作可靠，但其设计复杂，因为离合 器缘故，所以从致动器观点来看，它相对较重和效率不高。
控制表面定位中的另一问题由如下事实引起沿流动方向会发生不连续性， 诸如控制表面和邻近于它的机身(例如主平面)之间的弯曲、间隙或狭缝。同样 地，操作控制表面或伸展副翼时，在通常沿翼展宽度方向彼此横靠地布置的邻 近控制表面之间有间隙、以及沿翼展宽度方向轮廓的不连续性。从空气动力学 的观点来看，这意味着空气中形成漩涡和噪音。当发生相对运动时，这些效应 变得更坏，在飞行中，控制表面之间和/或控制表面和与之邻近的机身之间， 相关间隙和狭缝的尺寸增大。
为了将壳体结构曲率特别是飞机主平面的曲率匹配到不同的飞行状态， DE197 09 917 Cl提出了彼此相对的肋，它们布置在形成主平面的上壳体和下 壳体内，借助于致动器，所述相对肋隆起或曳拉在一起。连接到肋上的壳体可 以这样伸展或球形地变形，以为主平面提供不同的外形。DE 198 58 872 Al提出了一种合适的飞机主平面，其中，以铰接形式彼此 连接的多个杆借助于致动器而运动，以使覆盖在主平面上的柔性蒙皮可以隆起 或伸展。
然而，要使全部主平面或翼变形是不可行的，因为一方面必须保证足够的 承载能力，另一方面，必须容纳通常布置在主平面内的燃油箱。
在现有技术提出的设计中，主平面的几何形因此分别匹配于位置已经变化 的控制表面，但主平面和相关控制表面之间以及相邻控制表面之间仍保持有间 隙和狭缝，于是，在空气中仍发生大部分漩涡。
DE 197 32 953 Cl提出一种带有副翼的主平面，其借助于布置在副翼外形外 面的致动器可在尾部边缘区域内弹性地弯曲。为此目的，副翼在由弹性材料组 成的吸气侧和压力侧上形成有覆盖的蒙皮。这种设计能够使全部副翼向上或向 下弹性地变形，并过渡到沿循环流动方向没有弯曲的邻近机身上。弹性材料代 之以导致连续的过渡，因此可减小噪音。即使这样系统，仍明显有相当的尾波 漩涡。
因此，本发明的目的是提供这样一种装置和方法，借助于该装置和方法可 减小由控制表面造成的形成在空气中的漩涡，以此减小诱发的噪音和诱发的尾 流漩涡。
该目的通过具有独立权利要求的特征的装置和方法来实现。在从属权利要 求内说明了本发明有利的细化方案。
根据本发明的柔性控制表面包括至少两个致动器，它们在不同点("作用 点")处作用在控制表面上，这些点相对于彼此侧向地相对于流动方向(即， 沿翼展宽度方向)偏离地布置，当两个致动器同时地操作时，两个致动器设计 成以使这些作用点不同地偏转。在本文中，"柔性"意指控制表面的至少形状 和/或表面区域范围是可变的，使控制表面具有连续的形式(即，控制表面内没 有间隙或狭缝)。例如，至少在某些地方，控制表面可具有正弦区域，或某些 其它波形平坦区域。作用点以不同方式偏转能使控制表面弹性地变形而无弯 曲，尤其是沿翼展宽度方向达到均匀的过渡，例如，沿翼展宽度方向的控制表 面，均匀过渡到邻近的机身(例如，主平面)。尤其是，虽然定位基本上不同， 但彼此相邻的控制表面的彼此邻近区域可偏转成在间隙处生成连续过渡。这可减小由先前存在的控制表面和间隙诱发出的漩涡和噪音。
此外，当有致动器被阻塞时，借助于其余的致动器，根据本发明的控制表 面由于其柔性而仍可至少部分地偏转，因为控制表面只在阻塞的致动器的作用 点处被阻塞。当有致动器被阻塞时，控制表面的有效性因此大大地被保留，而 不会如现有技术的装置情形中那样导致完全失效。不需要释放阻塞的致动器的 离合器，因此与传统装置相比，与此相关的质量增加、设计复杂性和控制复杂 性都较低。
最好可这样地偏转作用点，使控制表面可呈弯曲、扭转和弧形状柔性地变 形。这允许由控制表面诱发出的空气动力学效应(例如，在升力、曳力或颠簸 运动方面)特定地予以设定。尤其是，控制表面可沿翼展宽度方向(即侧向地 相对于循环流的方向)弯曲或翘曲，和/或控制表面的尾部边缘可呈弧形或逆着 流动方向。换句话说，控制表面有利地具有沿翼展宽度方向的波形(例如，类 似于正弦曲线)的区域。在飞机主平面的情形中，这可用来影响所需升力的分 布，以及在飞机起飞、巡航和降落过程中的翼展宽度载荷的分布。因此，特别 有利的是，致动器具有用个别驱动器个别地偏转的能力。因此对于任何情形可 设定理想的状态。
根据本发明的控制表面典型地是铰接在飞机主平面尾部边缘上的襟翼，但 也可以是舵翼、副翼，或飞机上的升降舵或配平补翼。当然，控制表面也可以 是前导边缘板，所谓的小翼或鼻部下垂，并可以设置在某些点处，此刻没有控 制表面设置在这些点，但在这些点目标是达到特定的空气动力学的效果，或控 制这样的效果。
起飞和降落阶段需要用到副翼。舵用来使飞机围绕竖直轴线转向，而主平 面尾端上的副翼允许飞机围绕纵向轴线运动。升降舵用来围绕侧向轴线使飞机 倾斜，于是，改变纵向的前后颠簸和飞机的颠簸角。飞机尾部处的配平补翼用 来配平颠簸。因此根据本发明的控制表面能够设定飞行中由飞机任何位置处的 控制表面诱发的曳力和流动翼型。原则上和附加地，当然也可考虑不是用于主 要控制飞机的空气动力学的控制表面。
根据本发明，控制表面也可以是转子叶片的部件。例如，转子叶片用于直 升机上水平布置的转子。直升机上的转子叶片像转动固定机翼飞机上的主平面那样作用，于是原则上，如上所述，如固定机翼飞机的情形那样，适用同样的 优点。在此情形中，控制表面也可以是可控制的转子叶片副翼，其铰接在转子 叶片上的下游流动内。转子叶片以及铰接在叶片上的襟翼也可用于具有竖直布置的转子的风能装 置，以便达到理想的曳力并形成较小的噪音。控制表面有利地用纤维复合材料制成。这种材料一般地具有塑料基体和容 纳在基体内的加强纤维作为主要成分。通过合适地选择材料和/或对特定载荷方 向选定纤维定向，可以按要求设定这种材料的弹性和强度，于是可特别地影响 控制表面的弯曲、扭转或呈弧形，但另一方面确保所要求的强度。本发明还涉及偏转如上所述控制表面作用点的相应方法，其中，当至少两 个致动器同时地操作时，致动器以不同方式偏转作用点。这能特别地影响由控 制表面和对应流动翼型诱发的曳力。根据一替代的实施例，致动器偏转两个相邻控制表面的作用点，以使控制 表面的彼此相邻的端部的至少一个端部朝向两个端部中的对应另一端弯曲。这 导致准连续的过渡，因此导致减小由控制表面形成的漩涡和减小的噪音。这对 尾流漩涡也具有有利的影响，因为它们快速地耗散掉。这允许飞机彼此跟从得 更加靠近，因此允许有较大的空中交通密度。例如，同样在控制表面的一侧端 和其上安装控制表面的大致刚性连接区域之间，可类似地形成准连续的过渡。 从以下结合附图的描述中，将会明白本发明其它的特征和优点，其中
图1示出根据带有致动器的本发明的控制表面的立体示意图； 图2示出相对于流动方向侧向地弯曲的控制表面的立体图； 图3示出相对于流动方向侧向地翘曲的控制表面的立体图； 图4示出沿流动方向向前呈弧形的控制表面的立体图；图5示出空气动力学外形的立体图，尤其是带有根据本发明的控制表面的 主平面；图6示出另一空气动力学外形，具体是带有根据本发明的控制表面的主平 面的立体图；图7示出带有两个根据本发明的控制表面的飞机的主平面的立体图； 图8示出两个根据本发明挠曲的控制表面的前视图。图1示出柔性控制表面1的立体示意图。控制表面1具有两个动作2点， 每个动作点上作用致动器3。这种致动器3通常包括电机4和线性的或转动的 传动装置5。电机可以表现为力和运动发生器的形式，诸如电机、压电晶体陶 瓷、气动或液压结构等的形式。致动器3可以这样操作，当多个致动器3同时 操作时，动作点2可以被致动器3以不同方式偏转。因此控制表面l可弹性地 变形，例如，向上或向下变形，既可在两动作点也可仅在一个动作点处。
图2至4示出控制表面多个可能变形状态，其也可用于任何理想的相互组 合中。图2示出围绕平行于流动方向6的轴线弯曲的控制表面1。控制表面1 的几何中心la提升到左手端lb和右手端lc上方，这两端可用水平线7彼此 相连，所述水平线7用虚线显示。
控制表面1还可通过动作2点变形以使扭转载荷施加在控制表面(见图3) 上。图3所示控制表面1的情形中的扭转轴线相对于流动方向6侧向地定位。 然而，如果有利的话，也可放置在任何理想的轴线上，以便达到理想流动效果 (例如，提升、拖曳、颠簸运动)和/或微小的流动漩涡。
此外，控制表面1可以呈弧形，使尾部边缘ld的中心区域ld沿流动方向6 位于侧端lb和lc的前面(见图4)。所示示范实施例中的相对边缘le弯曲的程 度大致与沿流动方向的尾部边缘ld相同。然而，它也可被牢固地夹紧以防止 间隙形成。
诸如以上呈弯曲、扭转和/或呈弧状的控制表面1的种种变形，依赖于沿 预定轴线的相当高度的弹性，同时要有高的强度，例如，这可用纤维复合材料 制成的控制表面来实现。
图5和6还示出根据本发明的控制表面可能的变形状态。图5示出空气动 力学的外形8，例如，主平面或转子叶片，柔性控制表面1沿下游流动布置在 主平面或叶片上，即，在外形的尾部边缘处。在图5中，流动方向再次用标号 6表示，而翼展宽度方向用标号9表示。为清楚起见，图中未示出使柔性控制 表面1变形和/或挠曲的致动器。柔性控制表面1可变形为弯曲、扭转和/或 呈弧形，就如结合图2至4对始终具有连续平坦范围(即，没有任何间隙、狭 缝或狭槽)的控制表面1所描述的那样。在图5所示的示范实施例中，控制表 面1的尾部边缘12具有连续的波纹形状。图6示出柔性控制表面1另一种变形的局部详图，该柔性控制表面1布置在空气动力学外形8上，特别是在主平面或转子叶片上，位于其下游流动方向 的尾部边缘。如图5所示，为了清楚起见，图中未示出使控制表面l偏转的致 动器。流动方向再次用标号6表示，而翼展宽度方向用标号9表示。图6所示 柔性控制表面1没有挠曲到过渡区域22的右边，但在波纹形的过渡区域22内 合并到一挠曲区域内(过渡区域22左边的区域)。图7示出飞机21的主平面8的立体图。多个致动器3沿主平面8的翼展宽 度方向9彼此并排地布置。在该实施例中，五个致动器3作用在带有尾部边缘 12和前导边缘13的第一控制表面11上。在该实施例中，操作致动器使第一柔 性控制表面11变形，对于诸如起飞、巡航或降落等的各种飞行阶段，借助于 没有任何弯曲、间隙或边缘的光滑轮廓达到良好的翼展宽度方向升力分布和载 荷分布。例如，图7所示位置中的第一控制表面11在翼展宽度方向上弯曲和 翘曲。在图7所示的结构中，带有尾部边缘15和前导边缘16的第二控制表面14 邻近于第一控制表面11设置，其有五个致动器3，它们横贯翼展彼此并排地布 置，同样地作用在该第二控制表面14上。例如，第二控制表面14上的动作点 可以挠曲而将主平面8和第二控制表面14之间的间隙17减到最小。在此情形 中，为此目的第二控制表面14沿流动方向6呈弧形。控制表面11和14可在 翼展宽度方向的波纹形中具有任何要求的连续区域范围。沿翼展宽度方向在第一控制表面11和第二控制表面14之间存在间隙18， 如图7和8所示。为了保持该间隙的效果，其结果在拖曳、漩涡形成和诱发噪 音方面尽可能地低，彼此邻近布置的两个控制表面11和14上的动作点可被致 动器偏转，以使对应控制表面11、 14的彼此相邻端lla、 14a中的至少一端lla 或14a朝向两端中的相应另一端14a或lla弯曲，由此，有效地导致一连续的 过渡。在图8所示控制表面11和14的情形中，两端lla、 14a可通过虚直线 彼此连接，以在两个控制表面之间形成连续的过渡，由此在空气中仅诱发出微 小的漩涡。当然，这种准连续过渡也可以类似的方式形成在控制表面一端和相邻的刚 性连接区域之间，例如，所述连接区域与主平面8形成一体(见图7中虚线圆标出的区域)；这意味着在图8中控制表面14也可用刚性连接区域代替。图8还示出已经形成的第一控制表面11的不理想的挠曲19，例如，因阻塞 的致动器所引起。代替第一控制表面11的这种不理想挠曲的理想的挠曲20用 虚线表示。挠曲20和挠曲19之间的比较表明，存在着与理想外形的差异。然 而，因为第一控制表面11的弹性柔性，挠曲19仅导致第一控制表面11轮廓 微小的变化，于是，在低漩涡的形成和噪音方面，仍然提供了第一控制表面ll 的大部分有效性。原则上，每一控制表面的致动器数量没有限制，于是，控制表面非常细微 的逐渐变形不仅在翼展宽度方向而且在流动方向上都是可能的。在图7所示的结构中，也可采用单一的控制表面(如图5或图6中实例所示) 来代替两个控制表面11和14，单一控制表面基本上可在主平面8的全部翼展 宽度上延伸(例如，从虚线圆标记出的左手区域到虚线圆标记出的右手区域)。 在此情形中，变形可准连续地发生在从控制表面一侧端到连接区域的过渡内， 如结合图8所述那样。如上所述的柔性控制表面1、 11和14能够避免从控制表面到对应刚性连接 区域的过渡处的沿翼展宽度方向和流动方向的间隙、弯曲或不连续。
权利要求
1.用于飞机(21)的柔性控制表面(1；11、14)，包括至少两个致动器(3)，所述两个致动器在不同的作用点(2)处作用在所述控制表面(1；11、14)上，所述作用点(2)相对于循环流动方向(6)侧向地彼此偏离，其特征在于，所述至少两个致动器(3)设计成当所述至少两个致动器(3)同时地操作时以使作用点(2)不同地偏转。
2. 如权利要求1所述的控制表面(1; 11、 14),其特征在于，所述致动 器(3)可单独驱动。
3. 如权利要求1或2所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述 作用点(2)可偏转，使所述控制表面(1; 11、 14)可呈弯曲、扭转和弧形状 柔性地变形。
4. 如权利要求3所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述作用 点(2)可偏转，使所述控制表面(1; 11、 14)可在侧向地相对于所述流动方 向(6)呈弯曲和/或扭转状柔性地变形。
5. 如权利要求3或4所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在于，所述作用点(2)可偏转，使所述控制表面(1; 11、 14)的尾部边缘可在沿所述流动方向(6)或逆着所述流动方向(6)呈弧形状柔性地变形。
6. 如权利要求1至5中任一项所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)是襟翼、舵、副翼、升降舵或配平补翼。
7. 如权利要求1至5中任一项所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)是转子叶片尤其是转子叶片襟翼的部件。
8. 如权利要求1至7中任一项所述的控制表面(1; 11、 14)，其特征在 于，所述控制表面(1; 11、 14)由纤维复合材料制成。
9. 定位飞机上如权利要求1至8中任一项所述的控制表面(1; 11、 14) 的方法，其特征在于，当所述至少两个致动器(3)同时地操作时，所述作用 点(2)以不同方式偏转。
10. 如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述作用点(2)偏转，使所 述控制表面(1; 11、 14)弯曲、翘曲和/或呈弧形。
11. 如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述作用点(2)偏转，使所 述控制表面(1; 11、 14)相对于所述流动方向(6)侧向地呈弯曲和/或扭转状柔性地变形。
12. 如权利要求10或11所述的方法，其特征在于，所述作用点(2)偏转， 使所述控制表面(1; 11、 14)的尾部边缘在沿所述流动方向(6)或逆着所述 流动方向(6)呈弧形状柔性地变形。
13. 如权利要求9至12中任一项所述的方法，其特征在于，所述致动器(3) 使两个相邻控制表面(11、 14)的作用点(2)偏转，使所述控制表面(11、 14)的彼此邻近的端部(lla、 14a)的至少一端(lla、 14a)朝向两个端部(lla、 14a)的对应的另一端(lla、 14a)呈弧形。
全文摘要
柔性控制表面(1；11、14)，包括至少两个致动器(3)，它们在不同的作用点(2)处作用在控制表面(1；11、14)上，作用点(2)相对于循环流动方向(6)侧向地彼此偏离。当至少两个致动器(3)同时地操作时，至少两个致动器(3)设计成使作用点(2)以不同方式偏转。因此，能使控制表面(1；11、14)弹性地变形，尤其是沿着翼展宽度方向(9)，没有弯曲，在此情形中，能沿着控制表面侧向地相对于流动方向(6)达到均匀的过渡。本发明能减小由控制表面诱发的漩涡和噪音。
文档编号B64C3/48GK101336192SQ200680052356
公开日2008年12月31日 申请日期2006年12月20日 优先权日2005年12月21日
发明者B·格罗曼, P·康斯坦泽, T·洛克沃斯基 申请人:空中客车德国有限公司