专利名称：用于飞行器的空气动力绕流体的扰流器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于具有空气动力学有^^面的飞行器的空气动力绕 流体的扰流器，尤其是用于飞行器的翼型的扰流器，其中所述扰流器支撑 在空气动力绕流体上使得扰流器沿横向于气流方向延伸的轴线铰接并且 能够相对于气流调整。
背景技术：
通常，扰流器为在飞行器的空气动力学有效表面上提供的表面，其 可相对于沿该表面流动的气流被调整以实现其功能。最广泛应用的扰流 器是在飞行器的翼型的上侧提供的，即在其后部区域，用于升空倾翻(lift
dumping)和用于增加升力和用于与布置在主翼后面的高升力面一起摆 动(roll)控制目的。例如在降落操纵的最后通过调整扰流器，实现升 空倾翻，其中扰流器被支撑成使得其绕着横向于气流方向延伸的轴线相 对于所述气流方向铰接，其中，该方向上的调整导致气流轮廓在该位置 的流动突然分离并且导致升力的大大减小。另一方面，扰流器也可被用 于增加升力，尤其是在小攻角范围内(O升力)，其中在高升力面伸展时， 扰流器被降下并相对于气流被调整，并且其中所述气流通过高升力面和 主翼之间的间隙从主翼的下部流动到高升力面的上部，其中所述间隙在 高升力面伸展时露出。
为了在前述小攻角范围内提高升力，现行普遍实践釆用的是利用双 间隙或多间隙襟翼，即所谓的固定叶片襟翼或MCS (多操纵面Multi Control Surface)组件。这些系统的空气动力学的有效性与关于结构和 系统体系结构大大增加的复杂性相关，以及与大大增加的额外重量相 关。然而，额外重量主要削弱了巡航性能，而且额外的系统组件和增加 的复杂性导致了更高的制造成本、运行和维修成本。
传统扰流器代表性地是由扰流器有效表面形成，其通过关节支撑从 而使其可绕沿基本上横向于气流方向即翼型的翼展方向延伸的轴线枢 转，如在图1中以截面形式示出。该图示出了翼型，其中扰流器5以枢 转形式通过扰流器关节11被支撑在主翼1的上后侧。高升力面4以伸展状态示出，这样就露出了间隙16，通过间隙空气从主翼l的下侧流到 高升力面(着陆襟翼)4的上侧。这样以绕着关节11的旋转运动形式产 生的扰流器5的偏移导致扰流器5的后边和高升力面4的上侧之间的间 距减小而且在该位置相应地为了增加升力空气流动被加速。当为了增加 机翼曲率而扰流器5被降低时，在关节11上的关节线成为空气动力学 的局限，由于气流不再能够在该位置沿着不连续的机翼表面流动从而被
入
勿、两。
扰流器的基本作用适于如下三个应用
a) 最简单的例子如摆动控制作用，间隙被关闭而且扰流器在小偏移 范围如同分裂式襟翼一样运作。简单地说，分裂式襟翼使翼型后面沿偏 移方向的流动偏转从而产生与偏移方向相反的升力作用。看起来就像是 主翼的后缘实质上被类似于常规枢转的襟翼取代。阻力由于在开放的扰 流器"里边"的分流形成的涡流而增加，其中这样所增加的阻力仅部分 理想地作为二次效应。当由于副翼偏移使得升力增加时，向上运动的主 翼通常具有滞后的趋势并且被降低的边具有领先的趋势。扰流器额外的 阻力抵消了这种领先的趋势。在两主翼侧对称偏移时，滑行角可被影响 而从巡航高度下降期间没有额外地增加阻力。
b) 在同样简单的例子如升空倾翻作用(着陆后在场上的转出期间首 先完全偏移)中也具有两种效应升力减小而且主要的减小效应由在扰 流器内测和高升力系统上侧的分流产生。在扰流器前侧的"积聚"也具 有减小效应。试图使飞行器保持在场上(升力减小)而且自然地也使飞 行器停止(减小效应)。
c) 试图在起飞/着陆操纵期间减速飞行时增加升力。这样通过扰流 器可达到两种效应"影响整个系统的有效曲率"和"参与的高升力组 件(这里为扰流器/襟翼)之间间隙的优化设计"。
发明内容
本发明的目的是开发一种飞行器的空气动力绕流体的改良扰流器。 特别地，本发明的目的是开发一种用于包括主翼和布置在主翼后面的高 升力面的飞行器的翼型的改良扰流器，并且所述高升力面能够伸展使得 露出气流间隙。该目的通过具有权利要求1的技术特征的扰流器得到。优选实施方式和本发明扰流器的其它改进在从属权利要求中已经公开。
本发明提出一种用于飞行器空气动力学操纵体或表面的扰流器，特别是用于飞行器的翼型，其中所述扰流器支撑在空气动力学有效表面上
整^倾斜。根据本发明，所述扰流器,包括至少两个依照气流方向彼此前后布置且横向于气流方向延伸的节段，其中所述节段以铰接形式相互连接并且可相对于气流调整或倾斜至不同角度。
在该部分，术语相对于气流倾斜意味着所述扰流器或其节段可分别相对气流以一特定的倾斜角度调整，倾斜角度相对原始位置可以是正的或负的。对于布置在翼型上侧和在其后端的扰流器，这意味着扰流器或其节段可分别向上和/或向下调整，即在横向于假定的气流方向的第一方向和/或在与第一方向相反的第二方向。
可以看出本发明扰流器的一个优点是其分成多个单独节段使其可以使扰流器更好地适应被影响的气流，这样可以提高其空气动力学效应。由于扰流器在其用作摆动控制表面时增加的效应，以及用作"升空
倾翻器(lift dumper)"来减小升力或增加升力时，可以减小整个扰流器表面或偏移角度。
根据本发明的一个实施方式，提供一种具有如下特征的扰流器第一节段，该第一节段依照气流方向位于前面且通过第一关节或接合点连接至具有空气动力学有效表面的空气动力绕流体尤其是主翼的支撑结构；至少一个第二节段，该第二节段依照气流方向位于后面或在所述第一节段之后并且(分别)连接至节段中位于前面的节段，即第一节段或至少一个第二节段。
所述扰流器彼此前后布置的节段可优选地通过致动装置以后面节段比前面节段相对气流(向上或向下)调整的角度更大的方式而被致动。特别地，可以使依照气流方向在后面的各个节段受到比位于其前面的各自的节段从原始位置更大的偏移。所述致动装置由驱动器驱动。在这方面，所述驱动器可由飞行控制设备控制或命令。
才艮据本发明的一个实施方式，所述致动装置包括致动器，该致动器分别联接于顺次布置的扰流器的节段并且相对于气流以(各自)后面节段比(各自)前面节段更大的角度进行调整。
这样，第一致动器可联接在扰流器的前面节段的支座和主翼的支撑结构的支座之间，而第二致动器可联接在前面节段的支座和后面节段的支座之间。
由致动器与支座配合形成的致动装置可以实现成使得第一扰流器节段通过第一致动器进行的向上调整引起第二致动器以更大角度向上调整第二扰流器节段，并且，第一扰流器节段通过第一致动器进行的向下调整引起第二致动器以更大角度向下调整第二扰流器节段。
根据本发明的另一实施方式，所述致动装置包括用于调整扰流器的致动器，致动器在空气动力学有a面的支撑结构即特别是主翼或主翼的支撑结构元件和扰流器之间联接，而且还包括联接机构，该联接机构在扰流器的调整过程中使后面节段比各自前面节段相对气流以更大角度被调整。
这样，特别地是，致动器可被联接至扰流器的前面节段，而所述联接机构可联接至扰流器的(各自)后面节段。
在该实施方式中，所述致动器可联接在空气动力学有^面的空气动力绕流体的支撑结构和前面的扰流器节段之间，而且所述联接机构包括具有刚性联接或旋转联接于所述后面节段的肘节杆或第 一杆，还包括联接于第一杆和关节处支座之间的第二杆，其中所述肘节杆形成逐级传动使得在扰流器致动时通过致动器以后面节段比前面节段更大的角度进行调整。特别地，所述支座可布置在空气动力绕流体或空气动力学有^面的支撑结构元件上。
根据该实施方式的一种变型，提出第一杆刚性联接于后面扰流器节段的下侧且以直角弯曲使得第 一杆在前面的扰流器节段的下面向前延伸，
其中所述第 一杆的前端通过第 一联接关节与第二杆的 一端相连，其中所述第二杆以相对第一杆成一定角度的形式布置并且以其另一端通过第二联
接关节固定在所述支座上，并且通过致动器进行的第一扰流器节段的向上调整所引起的肘节杆的延伸使第二扰流器节段以更大角度向上调整，而且通过致动器进行的第一扰流器节段的向下调整所引起的肘节杆的偏角调节使第二扰流器节段以更大角度向下调整。根据本发明的一个实施方式，支座被布置在空气动力学有效表面的 支撑结构上，其中第二杆通过第二联接关节固定在支座。
根据本发明的另一个实施方式，支座由致动器的支点、尤其是致动 器的基座支点形成，致动器在基座支点连接于空气动力绕流体或空气动 力学有效表面的支撑结构，其中第二杆通过第二联接关节固定在支座上。
根据本发明的一个实施方式，扰流器设置在飞行器的翼型上，所述 翼型包括主翼和依照气流方向布置在主翼后面的高升力面，其中高升力 面可从缩回位置伸展使得将空气从主翼下侧导引至高升力面上侧的间 隙在主翼和高升力面之间露出，并且扰流器被布置在主翼的上侧且能够 绕着沿翼型的翼展方向延伸的轴线枢转。
根据该实施方式的一个变型，扰流器能够向上调整以减小升力，其 中后面的节段以比前面的节段更大的角度相对于气流向上调整，其中当 高升力面伸展时扰流器能够向下调整至间隙中以增加升力，并且后面的 节段以比前面的节段更大的角度相对于气流向下调整。后述变型的一个 最大的优点在于扰流器被分离成多个单独的节段，这样可以实现最大的偏 移角度而不分流，这样就实现了在高升力区域增加的空气动力学效应。同
样，因为扰流器和襟翼之间的间隙可通iit目应的扰流器偏移以优化方式被 调整，所以增加的偏移在i殳计襟翼运动学上具有更大的自由。所述固有的 受限的设计自由，尤其是对于高升力襟翼(降下的铰接襟翼)的圆5^逸动 学可被有利M宽。由于设计简单，所以可实现关于重量、结构和系统复 杂性方面以及维修方面的显著优点，同时可达到高的空气动力学效应。
接下来将参考附图描述本发明的实施方式。
其中
图1根据现有技术以代表性示意图的形式示出传统扰流器运动学原 理，其中示出的所述扰流器在具有伸出的高升力襟翼的飞行器的翼型的 较低位置；
图2根据本发明的一个实施方式以代表性示意图的形式示出多节段 扰流器原理，其中所述扰流器被布置在具有高升力襟翼的飞行器的翼型上；
图3和图4分别以稍微放大的代表性示意图的形式示出本发明的第一实施方式，其中该图示出具有用于与导致强制联接的联接机构一起调整两个扰流器节段的独立致动器的致动装置，而且其中图3示出受到向下偏移的扰流器的高升力作用，而图4示出受到向上偏移的扰流器的"升空倾翻器"作用或摆动控制作用；
图5和图6分别以另外放大的代表性示意图形式示出本发明的第二实施方式，其中该图示出具有用于调整两个扰流器节段的两个致动器的致动装置，而且其中图5示出受到向上偏移的扰流器的"升空倾翻器"作用或摆动控制作用，而图6示出受到向下偏移的扰流器的高升力作用。
具体实施例方式
图2示出具有主翼1、高升力面4和布置在主翼1上的扰流器5的飞行器的翼型部分。高升力面4依照气流方向布置在主翼1的后面且可从缩回位置伸展从而导引空气从主翼1的下侧流至高升力面上侧的间隙16露出。图2示出在伸展状态的高升力面4，其中位于主翼l和高升力面4之间的间隙16露出。所述扰流器5被布置在主翼1的上侧，即依照气流方向在主翼的后端，而且扰流器被支撑从而使其可通过第一关节11绕沿翼型翼展方向延伸的轴线枢转。
在图2中示出的实施方式中，所述扰流器5具有两个相对于气流方向彼此前后布置且横向于气流方向(即，实际上为沿着翼型的翼展方向)延伸的节段6， 7。所述扰流器节段6， 7通过第二关节12相互联接并且可相对气流被调整至不同的角度。这就意味着所述扰流器5具有下述节段第一节段6，其相对于气流方向位于前面且通过第一关节ll连接至主翼l的支撑结构，还包括第二节段7，其相对于气流方向位于后面且通过所述第二关节12连接至第一节段6。和图2中示出的实施方式相对比，也可以具有依照气流方向彼此前后布置的多于两个的节段，其中这些节段通过相应地较多数量的关节依次连接。这样，各自后面的节段可相对于气流以比各自位于节段中前面的节段更大的角度而(向上或向下)调整。
示出的实施方式中，如图3和4所示，顺次布置的扰流器5的节段6， 7可通过致动装置以后面节段7相对于气流比前面节段6更大角度调 整的方式进行致动。
在图3和4所示的实施方式中，其中更加详细地示出了用于致动扰 流器5的致动装置8， 9， 10，其具有联接在主翼l的支撑结构和扰流器 5之间的致动器8,还具有在扰流器5的调整过程中使得后面节段7相 对于气流以比前面节段6更大角度进行调整的联接机构9， 10，即如图 4示出的向上或如图3示出的向下。
在该典型实施方式中，特别地，所述致动器8以可变长度的线性致 动器形式实现，其被联接在扰流器5的前面节段6的支座17和主翼1 的支撑结构的支座15之间，其中所述联接机构9， IO被联接在后面节 段7和主翼1的支撑结构之间。
根据图3和图4，所述联接机构9， 10包括肘节杆，其具有刚性联 接于后面节段7的第一杆和在关节13， 14处联接于第一杆9和支座15 之间的第二杆10。这样，第一杆9刚性联接于后面扰流器节段7的下侧 且以直角弯曲从而使其在前面扰流器节段6的下面向前延伸，其中第一 杆的前端通过第一联接关节13联接于第二杆10的一端，而且第二杆以 相对第一杆9成一定角度的形式布置并且以其另一端通过第二联接关节 14固定在所述支座15上。在图3中示出的肘节杆9， IO成一定角度的 状态，第一杆9大约平行于第一扰流器节段6延伸直至邻近第一扰流器 关节11，所述第一扰流器关节将前面扰流器节段6连接至主翼1的支撑 结构，如图3和4中所示其中第二杆10远离第一节段6相对第一杆9 成一定角度的形式延伸。所述肘节杆9， IO形成逐级传动使得当扰流器 5通过致动器8致动时后面节段7分别比前面节段6以更大角度向上或 向下如图3和4中所示进行调整。由于通过致动器8第一扰流器节段6 向上调整，第二扰流器节段7以更大角度如图4中所示被向上调整，使 得肘节杆9， IO展开，同时由于通过致动器8第一扰流器节段6向下调 整促成第二扰流器节段7以更大角度如图3中所示向下调整使得肘节杆 9， IO更大的偏角调整。
支座15被布置在如实施方式中示出的主翼1的支撑结构上，即在 致动器8的基座支点处，在该支点致动器被连接至主翼1的支撑结构， 其中，第二杆10通过第二联接关节14被固定在支座15上。因此扰流器5可以被向上调整以减小升力，其中如图4中所示后面节段7相对气流比前面节段6以更大角度向上调整。另一方面，当高升力面4如图2中所示伸展时，扰流器5也可以被向下调整至间隙16以增加升力，其中如图3中所示后面节段7相对气流比前面节段6以更大角度向下调整。
在图5和6中所示的实施方式中，用于致动扰流器5的致动装置包括两个致动器81， 82，致动器在扰流器5的调整过程中使后面节段7相对气流比各自的前面节段6以更大角度调整，即如图5中所示的向上或图6中的向下。
在该实施方式中，特别地，致动器81， 82还是以可变长度的线性致动器形式实现。第一致动器81被联接在扰流器5前面节段6的支座17和主翼1的支撑结构的支座15之间，而第二致动器82被联接在前面扰流器节段6和后面扰流器节段7之间，即在前面节段6的支座25和后面节段7的支座27之间。由两个致动器81， 82与支座15， 17， 25,27配合形成的致动装置设计成使得通过第一致动器81进行的第一扰流器节段6的向上调整引起第二致动器82以更大角度如图5所示向上调整第二扰流器节段7，并且通过第一致动器81进行的所述第一扰流器节段6的向下调整引起第二致动器82以更大角度如图6所示向下调整第二扰流器节段7。
因此扰流器5可以被向上调整以减小升力，其中如图5中所示后面节段7相对气流比前面节段6以更大角度向上调整。另一方面，当高升力面4如图2中所示伸展时，扰流器5也可以被向下调整至间隙16以增加升力，其中如图6中所示后面节段7相对气流比前面节段6以更大角度向下调整。
图3和4及图5和6分别示出的两个实施方式中的支座17,以及图5和6示出的实施方式中的支座25和27分别相对扰流器节段6和7定位成使得形成相应的杆，各个致动器8或81和82可以结合在所述相应的杆上，以便实现各个扰流器节段6和7期望的枢转或调整运动。根据这种定位使得图3和4中示出的实施方式的第一杆9被刚性连接于后面扰流器节段7的下侧。
本发明的扰流器可在不需要额外的控制表面情况下增加升力，也就是，实质上不会产生额外的重量或增加系统复杂性。当采用如图3和4 中的强制联接或其它联接时，可实现各自扰流器节段的不同角度的偏 移，且不需要额外的致动器或控制系统，其中独立致动器的使用，如图 5和6示出的实施方式中，在实现各自扰流器节段相对彼此的不同调整 过程中提供了更大的自由。
空气动力学有效表面的升力随空气越过的表面的曲率/凸率的增 加而增加(仅横向于气流的曲率是有效的)。在一定间隙宽度(甚至没 有间隙)，随后的襟翼7也需要通过更大的扰流器偏移来降低。这增加 了整个系统的最高点与前面扰流器节段6前缘和后面节段7后缘间连线 之间的间距。才艮据其定义，该间距与系统的凸率成比例。通过相对于周 围增加空气流过的表面的上侧的流速而增加升力。随后要求的"延迟/ 间距"的量(在系统末端接近环境速度) 一一进而是可得到的升力增 加一一受到物理限制。气流越过弯曲位置如曲率的边界线的一个特性是 超速度的值决定于弯曲角度。以可觉察的间隙相互隔开且与单个弯曲具 有相同角度和的顺次布置的两个弯曲产生较小的局限超速度峰值，从而 减小了延迟问题或当问题同样严重存在时允许更大的极限和。
通过高升力系统间隙16的流动是复杂的。扰流器6， 7的内侧和襟 翼或高升力面4上侧的周线形成间隙16形式的通道，其总具有"喷嘴" 的截面形状直至在所有襟翼位置上的扰流器6， 7的后缘，也就是说， 在下游方向其截面被减小而不是增加。关于方向和尺寸，所提出的扰流 器形状显然使其在襟翼4的弯曲表面上比根据图1的传统的单件扰流器 5更好观测。这就使得襟翼具有更好的使用性且在设计襟翼外形时具有 更大的灵活性。
本发明允许两种用于发挥扰流器的改善潜能的替代方式
(i) 相对于偏移角增加的整个偏移增加空气动力学的效力，
(ii) 第一扰流器节段6的偏移和因此导致的所述(第一 )致动器8; 81的尺寸可在相对于偏移角具有相同的整个偏移时被减小。
高升力作用在慢飞行时增加升力通过 (i)增加翼型凸率(ii)相对间隙尺寸和间隙几何结构(这涉及扰流器6， 7和着陆襟翼4之间的间隙16 )改进的间隙调整。
另外，本发明在襟翼设计和襟翼运动学上提供额外的自由度由结构产生的广泛的运动学设计自由允许后面扰流器边缘显著的运动，也就是第二扰流器节段7的后端，在Z方向(向上/向下)，使得襟翼系统的运动学设计自由更加宽。在传统的应用中，也就是在为了消除升力或摆动控制目的向上偏移的过程中，扰流器的效力增加，从而使得整个扰流器表面可被减小而且可以达到关于要求的结构空间的优点。
由于扰流器增加的效力和其用作摆动控制表面和"升空倾翻器"的作用，可以减小整个扰流器表面或偏移的角度。前者使得如果关节线(关节线是指这种线在该线上第一扰流器节段6通过第一扰流器关节11而被支撑在主翼1上)固定则扰流器可缩短，从而实现"覆缘线"(覆缘线是指这种线在该线上扰流器5的后端遮住高升力面4)的向前延伸，如果考虑这种延伸是高升力系统的优点，其中如果"覆缘线"是一定的，也可考虑向后移动关节线11，从而使得主翼1的后梁可向下游移动并可增加翼盒的尺寸。附图标记列表
1 主翼
2 上侧
3 下侧
4 高升力面
5 扰流器
6 第一扰流器节段
7 第二扰流器节段
8 致动器
81 第一致动器
82 第二致动器
9 第一杆
10 第二杆
11扰流器的第一关节 12扰流器的第二关节 13联接机构的第一关节 14联接机构的第二关节
15 支座
16 间隙
17 支座 25 支座 27 支座
权利要求
1、一种用于飞行器的空气动力绕流体的扰流器，其中所述扰流器支撑在空气动力绕流体(1)上使得所述扰流器绕着横向于气流方向延伸的轴线铰接并且能够相对于气流进行调整，其特征在于，所述扰流器(5)包括至少两个依照气流方向彼此前后布置且横向于气流方向延伸的节段(6，7)，其中所述节段以铰接形式相互连接而且能够依照气流而调整至不同角度。
2、 根据权利要求l所述的扰流器，其特征在于，所述扰流器(5) 包括第一节段(6)，该第一节段依照气流方向位于前面且通过第一关节(11)连接至所述空气动力绕流体(1)的支撑结构，所述扰流器(5) 还包括至少一个第二节段(7)，该第二节段依照气流方向位于后面且通 过第二关节(12)连接至位于其前面的节段(6, 7)。
3、 根据权利要求1或2所述的扰流器，其特征在于，所述扰流器 (5)的彼此前后布置的所述节段(6， 7)可通过致动装置(8， 9， 10;81， 82)而被致动成使得后面的所述节段(7)以比前面的所述节段(6) 更大的角度相对于气流被调整。
4、 根据权利要求3所述的扰流器，其特征在于，所述致动装置(8, 9， 10)包括致动器(81， 82)，所述致动器分别联接于所述扰流器(5) 的顺次布置的所述节段(6， 7 )并且相对于气流以比前面的所述节段(6 ) 更大的角度来调整后面的所述节段(7)。
5、 根据权利要求4所述的扰流器，其特征在于，第一致动器(81) 联接在所述扰流器(5)的前面的所述节段(6)上的支座(17)和主翼(1)的支撑结构上的支座(15)之间，而第二致动器(82)联接在前 面的所述节段(6)的支座(25)和后面的所述节段(7)的支座(27) 之间。
6、 根据权利要求5所述的扰流器，其特征在于，由所述致动器(81， 82)与所述支座(15， 17, 25, 27)配合形成的所述致动装置设计成使 得所述第一扰流器节段(6)通过所述第一致动器(81)进行的向上调 整引起所述第二致动器(82)以更大角度向上调整所述第二扰流器节段(7)，其中，所述第一扰流器节段(6)通过所述第一致动器(81)进 行的向下调整引起所述第二致动器(82)以更大角度向下调整所述第二 扰流器节段(7)。
7、根据权利要求3所述的扰流器，其特征在于，所述致动装置(8， 9， 10)包括用于调整所述扰流器(5)并且联接在所述空气动力绕流体 (1)的支撑结构和所述扰流器(5)之间的致动器(6)，而且所述致动 装置(8， 9， 10)还包括在所述扰流器(5)的调整期间使后面的所述 节段(7)以比前面的所述节段(6)更大的角度相对于气流被调整的联 接机构(9, 10)。
8、 根据权利要求7所述的扰流器，其特征在于，所述致动器(8) 联接至所述扰流器(5)的前面的所述节段(6)，而所述联接机构(9， 10)连接至所述扰流器(5)的至少一个后面的所述节段(7)。
9、 根据权利要求8所述的扰流器，其特征在于，所述致动器(8) 联接在所述空气动力绕流体(1)的支撑结构和前面的所述节段(6)之 间，而且所述联接机构(9, 10)包括肘节杆，所述肘节杆具有刚性连 接于后面的所述节段(7)的第一杆(9)和在所述关节(13， 14)处连 接于所述第一杆(9)和所述支座(15)之间的第二杆，其中所述肘节 杆形成逐级传动使得当所述扰流器(5)由所述致动器(8)致动时后面 的所述节段(7)以比前面的所述节段(6)更大的角度被调整。
10、 根据权利要求9所述的扰流器，其特征在于，所述第一杆(9) 刚性连接于后面的所述扰流器节段(7)的下侧且以直角弯曲使得所述 第一杆(9)在前面的所述扰流器节段(6)的下面向前延伸，其中所述 第一杆的前端通过第一联接关节(13 )联接于所述第二杆(10 )的一端， 其中所述第二杆以相对所述第一杆(9)成角度的形式布置并且以其另 一端通过第二联接关节(14)固定在所述支座(15)上，并且通过所述 致动器(8)进行的所述第一扰流器节段(6)的向上调整所引起的所述 肘节杆(9, 10)的延伸使所述第二扰流器节段(7)以更大角度向上调 整，而且通过所述致动器(8)进行的所述第一扰流器节段(6)的向下 调整所引起的所述肘节杆(9， 10)的偏角调节使所述第二扰流器节段(7)以更大角度向下调整。
11、 根据权利要求10所述的扰流器，其特征在于，所述支座(15) 被布置在所述空气动力绕流体(1)的支撑结构上，其中所述第二杆(10 ) 通过所述第二联接关节(14)固定在所述支座(15)。
12、 根据权利要求10所述的扰流器，其特征在于，所述支座(15) 由支点、尤其是所述致动器(8)的基座支点形成，所述致动器在所述 基座支点连接于所述空气动力绕流体(1)的支撑结构，其中所述第二 杆(10)通过所述第二联接关节(14)固定在所述支座(15)上。
13、 根据权利要求1至12的任一项所述的扰流器，其特征在于， 所述扰流器(5)设置在飞行器的翼型上，所述翼型包括主翼(1)和依 照气流方向布置在所述主翼(1)后面的高升力面(4)，其中所述高升 力面可从缩回位置伸展使得将空气从所述主翼(1)下侧导引至所述高 升力面(4)上侧的间隙(16)在所述主翼(1)和所述高升力面(4) 之间露出，并且所述扰流器(5)被布置在所述主翼(1)的上侧且能够 绕着沿所述翼型的翼展方向延伸的轴线枢转。
14、 根据权利要求13所述的扰流器，其特征在于，所述扰流器(5 ) 能够向上调整以减小升力，其中后面的所述节段(7)以比前面的所述 节段(6)更大的角度相对于气流向上调整，其中当所述高升力面(4) 伸展时所述扰流器能够向下调整至所述间隙(16)中以增加升力，并且 后面的所述节段(7)以比前面的所述节段(6)更大的角度相对于气流 向下调整。
全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器(1)的空气动力学有效表面的扰流器(5)，尤其是用于飞行器的翼型，其中所述扰流器支撑在空气动力学有效表面上使得所述扰流器绕着横向于气流方向延伸的轴线(11)铰接并且可相对于气流方向调整。根据本发明，所述扰流器特征在于具有两个或多个依照气流方向彼此前后布置且横向于气流方向延伸的节段(6，7)，其中所述节段以铰接形式相互连接而且可依照气流调整至不同角度。扰流器(5)的顺次布置的节段可被致动，尤其是通过致动装置(8，9，10)致动成使得后面的所述节段(7)以比前面的所述节段(6)更大的角度相对于气流被调整。
文档编号B64C9/32GK101668681SQ200880013144
公开日2010年3月10日 申请日期2008年2月25日 优先权日2007年2月23日
发明者约阿希姆·勒尔克, 蒂莫·沃斯 申请人:空中客车营运有限公司