减缓飞行器的飞行控制表面与机身之间的表面不连续性的制作方法

本公开涉及飞行器领域，并且具体地涉及减缓飞行器的飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙效应。

背景技术：

为了使飞行器的飞行控制表面相对于机身移动，在飞行控制表面和机身之间存在间隙。当飞行控制表面移动时，在间隙两端形成不连续的表面。在飞行期间，这个不连续的表面生成横穿间隙的湍流气流和额外的噪音，这两者都是不期望的。湍流气流增加飞行器上的阻力，这降低了燃料经济性。由飞行器生成的额外的噪音也是不期望的，因为飞行器噪音是居住在高空交通区域附近(例如，靠近机场或在航空航行路线下)的人们通常抱怨的。因此，期望通过减缓在飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙两端生成的不连续的表面来改进飞行器的性能和/或降低由飞行器产生的噪音。

技术实现要素：

本文提供的实施例描述过渡元件，其利用多个可移动的肋条横跨飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙。过渡元件的肋条具有与飞行控制表面相符的轮廓，并且能够随着飞行控制表面移动而偏转或移动。位于最靠近机身的不可移动部分的边缘的肋条偏转较少，而位于最靠近飞行控制表面的边缘的肋条偏转较多。这产生了跨越间隙的平滑过渡表面。本文提供的实施例还描述致动过渡元件的方法。

一个实施例包含过渡元件，该过渡元件桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙。该过渡元件包括横跨间隙的多个肋条。多个肋条中的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓并且被配置为枢转飞行控制表面的旋转角的一部分以生成跨越间隙的过渡表面。

另一实施例是用于致动过渡元件的方法，该过渡元件桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙。该过渡元件包括横跨间隙的多个肋条，其中多个肋条的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓。该方法包含将多个肋条中的第一肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第一部分，其中第一肋条被定位为比多个肋条中的第二肋条更靠近飞行控制表面的边缘。该方法进一步包含将第二肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第二部分，其中旋转角的第一部分大于旋转角的第二部分。另外，多个肋条生成跨越间隙的过渡表面。

又一实施例是包含过渡元件的装置，该过渡元件桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙。该过渡元件包括横跨间隙的多个肋条，其中多个肋条中的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓。该装置进一步包含用于将多个肋条中的第一肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第一部分的装置，其中第一肋条被定位为比多个肋条中的第二肋条更靠近飞行控制表面的边缘。该装置进一步包含用于将第二肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第二部分的装置，其中飞行控制表面的旋转角的第一部分大于飞行控制表面的旋转角的第二部分。

以上概要提供说明书一些方面的基本了解。该概要不是说明书的详尽概述，其旨在既不确定说明书的主要或关键元素，也不描绘说明书具体实施例的任何范围或权利要求书的任何范围，唯一目的是以简化形式呈现说明书的一些概念，作为随后呈现更详细的描述的前序。

附图说明

现参考附图仅以示例的方式描述一些实施方式。在所有附图上，相同的附图标记表示相同的元件或相同类型的元件。

图1在示例性实施例中图示说明包括多个飞行控制表面的飞行器。

图2在示例性实施例中图示说明图1的飞行器的机翼的一部分的视图。

图3在示例性实施例中图示说明以关于图2的机翼的旋转角向上移动的副翼。

图4在示例性实施例中图示说明用于桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙的过渡元件。

图5在示例性实施例中图示说明图4的过渡元件的放大视图。

图6在示例性实施例中图示说明移除一些肋条的过渡元件。

图7在示例性实施例中图示说明过渡元件的侧视图。

图8在示例性实施例中图示说明沿前缘的过渡元件。

图9在示例性实施例中图示说明另一过渡元件。

图10是在示例实施例中用于致动过渡元件的方法的流程图。

具体实施方式

附图及以下描述说明具体示例性实施例。因此将理解，尽管本文中没有明确描述或示出，但是本领域技术人员将能够设计体现实施例和包括实施例的范围内的原理的各种配置。此外，本文所描述的任何示例旨在帮助理解实施例的原理，并且被解释为不限于这种具体列举的示例和条件。因此，(多个)发明构思不限于如下所述的具体实施例或示例，而是由权利要求及其等同物来限定。

图1在示例性实施例中图示说明包括多个飞行控制表面102-107的飞行器100。在飞行过程中，飞行控制表面102-107允许飞行员调节和控制飞行器100的姿态。关于飞行器100图示说明的飞行控制表面102-107的特定配置基于飞行器100的设计和期望的飞行特性而改变，并且因而在其它实施例中，飞行器100可以包括更多或更少的飞行控制表面102-107。

在这个实施例中，飞行控制表面102-107包括主飞行控制表面和次飞行控制表面两者。当飞行器100飞行时，主飞行控制表面偏转通过其上的空气。空气的这种偏转在飞行器100上生成不平衡力，并且在飞行期间引起飞行器100滚动、偏航和俯仰。主飞行控制表面包括副翼102、升降舵103和方向舵104。副翼102被安装在每个机翼108的后缘上，并且沿相反的方向运动。在飞行过程中，飞行员使用副翼102改变飞行器100的滚动。升降舵103靠近飞行器100的尾部110被安装，并且在飞行过程中，飞行员使用升降舵103改变飞行器100的俯仰。方向舵104也在尾部110附近，并且在飞行过程中，飞行员使用方向舵104改变飞行器100的偏航。

次飞行控制表面包括扰流板105、襟翼106和缝翼107。扰流板105安装在机翼108的后缘附近，并且通过扰动气流降低由机翼108生成的升力。飞行器100的飞行员可以使用扰流板105突降(dump)升力并且允许飞行器100下降，而不使飞行器100以俯冲配置俯仰。这可以允许飞行员在不增加飞行器100的速度的情况下下降。襟翼106被安装在机翼108的后缘和/或机翼108的前缘上，并且被用于增加机翼108的有效曲率。襟翼106降低飞行器100的失速速度，并且被用于低速起飞和着陆机动期间。缝翼107被安装在机翼108的前缘上，并且在低速起飞和着陆机动期间被用于降低飞行器100的失速速度。

图2在示例性实施例中图示说明飞行器100的机翼108的一部分的视图。在这个视图中，间隙202被示出在副翼102的边缘206与机翼108的不可移动部分的边缘208之间。间隙202允许副翼102关于机翼108偏转、移动、旋转等(例如，利用铰链204或沿副翼的旋转轴线可旋转地将副翼102耦接到机翼108的其它设备)。然而，间隙202关于机翼108上的气流可以产生问题。当副翼102处于中性位置时(例如，关于机翼108的主表面既不旋转也不向上或向下)，间隙202对副翼102周围生成湍流气流的影响是相当小的。然而，在偏转位置或旋转位置，在间隙202两端的机翼108与副翼102之间形成不连续的表面。

图3在示例性实施例中图示说明以关于机翼108的旋转角310向上移动的副翼102。副翼102包括由机翼108包围的前缘306，以及后缘308。多个箭头图示说明副翼102与机翼108之间的轮廓如何横穿间隙202变成不连续的。当空气从机翼108的前缘302越过机翼108的后缘304在机翼108上流过时，由于由间隙202形成的不连续的表面，流过间隙202的空气变为湍流的。湍流增加机翼108上的阻力，并且增加由机翼108产生的噪音。增加的阻力将降低飞行器100的燃料效率，并且通常由飞行器100生成的噪音的任何增加都是不期望的。当副翼102关于机翼108旋转到向下位置时，类似的不连续的表面形成。另外，虽然与间隙202相关的问题已经并且将关于副翼102被讨论，但是类似的问题也会在飞行器100的机身与其它飞行控制表面103-107之间存在的间隙内出现。

图4在示例性实施例中图示说明过渡元件402，该过渡元件被用于桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙。在这个实施例中，过渡元件402由多个薄肋条生成，这些肋条具有类似于副翼102的轮廓。如果副翼102具有不同于机翼108的轮廓，则肋条可以改变轮廓被制造以允许从机翼108的轮廓过渡到副翼102的轮廓，该副翼102可以跨越间隙202而存在。

在一些实施例中，肋条可以被安装在横跨间隙202的构件上(例如，杆，在这个视图中未被示出)。机翼108的边缘208不移动，但是副翼102的边缘206移动。随着副翼102移动，构成过渡元件402的一些肋条与副翼102一起移动。特别地，最靠近副翼102的边缘206的肋条比最靠近机翼108的边缘208的肋条移动得更多。例如，认为副翼102移动到在副翼102与机翼108之间建立角(例如，图3的角310)的位置。最靠近副翼102的第一肋条关于机翼108移动有效角，该有效角通常小于由副翼102关于机翼108建立的角。下一个相邻的肋条或第二肋条移动通常小于第一肋条的有效角。远离副翼102定位的每个连续肋条都移动逐步减小的角。每个连续肋条之间的角差大致相等。

当肋条偏转或移动时，肋条形成从副翼102的边缘206过渡到机翼108的边缘208的表面，并且用于桥接间隙202。过渡表面是移动或旋转的肋条之间一系列的阶梯式距离。过渡表面的阶梯高度、平滑度或有效连续性由肋条的宽度和每个连续肋条之间的角确定，以建立阶梯式过渡表面。在一些实施例中，每个肋条之间的角差可以改变。在一些实施例中，肋条可以具有相等的宽度或不等的宽度。

在一些实施例中，肋条被固定到构件，并且响应于构件的扭转或旋转而移动，其中构件的扭转或旋转沿构件的长度变化。在其它实施例中，肋条基于副翼102的移动关于或围绕构件旋转。肋条填充间隙202并且形成从副翼102的边缘206到机翼108的边缘208的相对平滑的过渡表面。过渡元件402降低机翼108上的阻力，这改进飞行器100的燃料效率。过渡元件402也可以降低由间隙202生成的声学噪音。在一些情况下，通过降低由间隙202生成的湍流，过渡元件402也可以改进副翼102的性能。

图5在示例性实施例中图示说明过渡元件402的放大视图。在图5中，肋条500和构件504是可见的。构件504可以包含能够横穿间隙202扭转或旋转的任何材料。可以用于构件504的材料的一些示例包括镍钛合金(其是镍与钛的金属合金)。其它示例包括复合材料。构件504沿着从机翼108到副翼102延伸的轴线512横穿间隙202被布置。

图5中图示说明的肋条502在副翼102的边缘206附近，而肋条503在机翼108的边缘208附近。在这个实施例中，肋条500被固定到构件504。当副翼102向上移动时(见图4)，构件504的扭转或旋转量沿着长度506变化，其中与在端部510处相比，构件504在端部508处扭转或旋转更接近副翼102的边缘206。构件504中增加的扭转使肋条502向上移动多于肋条503。位于肋条502与肋条503之间的肋条将移动成比例的量。例如，肋条507可以移动肋条502的近一半，因为肋条507大约在肋条502与肋条503的中间。

图6在示例性实施例中图示说明移除一些肋条500的过渡元件402。在图6中，更容易发现肋条500具有可以与副翼102的前缘306相符的前缘602和可以与副翼102的后缘308相符的后缘604。从图6中也可以看出一些肋条500可以是中空的。这对降低过渡元件402的重量可以是期望的。因而，根据需要，形成过渡元件402的一些肋条500可以是中空的、实体的或两者的组合。在图6中也可以看出肋条500包括允许构件504横穿肋条500的孔606。在这个实施例中，肋条500沿着孔606被粘结或焊接到构件504，使得肋条500仅随着构件504扭转而移动。在其它实施例中，肋条500未被粘结或焊接到构件504。

图7在示例性实施例中图示说明过渡元件402的侧视图。当副翼102以旋转角310关于机翼向上移动时，每个肋条500以旋转角310的一部分移动或偏转。在这个视图中，很明显肋条502旋转多于肋条503，其中位于肋条502与肋条503之间的肋条均旋转总旋转角310的一部分。肋条500形成形状上从副翼102朝后过渡到机翼108的表面702。表面702基本上是平滑的，并且可以具有取决于肋条500的厚度的平滑度。

图8在示例性实施例中图示说明沿前缘604的过渡元件402。在这个视图中，在肋条500形成的表面上可见阶梯状图案，该阶梯状图案取决于肋条500的厚度。虽然较少的肋条500可以用于形成过渡元件402(肋条可能较厚)，但是这将导致跨越间隙202的较粗糙的过渡表面。然而，即使较薄的肋条形成跨越间隙202的较平滑的过渡表面，但是也限制肋条500可以薄到何种程度。

图9在示例性实施例中图示说明另一过渡元件902。在这个实施例中，肋条500未被固定到构件504，而是能够围绕构件504自由地枢转或旋转。柔性元件904被耦接到肋条500的后缘604。柔性元件904还被耦接到副翼102的后缘308和机翼108的后缘304。当副翼102向上移动时，柔性元件904跟随副翼102的后缘308的移动。这引起肋条500以先前关于过渡元件402已经描述的方式移动。在这个实施例中，由于构件504的扭转未被用于偏转肋条500，所以构件504可以不扭转。相反地，构件504可以是可旋转地安装到机翼108的边缘208附近和副翼102的边缘206附近。

图10是在示例性实施例中致动过渡元件的方法1000的流程图。将关于过渡元件502和过渡元件902讨论方法1000，但是方法1000也可以由其它过渡元件(未示出)执行。用于方法1000的流程图的步骤可以包括未示出的其它步骤。另外，用于方法1000的流程图的步骤可以以交替的顺序被执行。

对于这个实施例，认为飞行器100在飞行，并且副翼102处于中性位置。在这种情况下，中性位置指副翼102与机翼108的主表面对齐。例如，副翼102既不关于机翼108向上旋转也不关于机翼108向下旋转。图2图示说明副翼102的这个取向。在中性位置中，肋条500未关于彼此偏转或旋转。这在图5和图9中被图示说明。例如，肋条514(见图5)(其紧邻肋条516)关于肋条514平齐(例如，未枢转)。

为了引起飞行器100的飞行取向的改变，可以将副翼102旋转到不同于中性位置的命令位置。例如，飞行器100的飞行员可以移动副翼102，以便引起飞行器100的滚动。这样做，副翼102被指令旋转出中性位置。图3中图示说明副翼102的这个定向的一个示例。在偏转或旋转位置，肋条500枢转，其中较靠近副翼102的边缘的肋条枢转多于位于较靠近机翼108的边缘208的肋条。

当副翼102旋转时，肋条514(其比肋条516更靠近副翼102的边缘206)枢转副翼102的旋转角的一部分(见步骤1002)。肋条516也枢转副翼102的旋转角的一部分，然而，肋条516枢转少于肋条514，因为肋条512比肋条514更靠近边缘206(见步骤1004)。图8图示说明肋条512-514枢转如何不同。如果旋转角310是副翼102的总旋转，则从图8中可以看出肋条514枢转多于肋条514，因为肋条514的偏转804大于肋条516的偏转802。这种情况发生是因为肋条514比肋条516更靠近副翼102的边缘206。肋条516与机翼108的边缘208之间的每个连续肋条都偏转或枢转较少。这导致每个连续肋条朝机翼108的边缘208旋转较小部分的副翼102的旋转角310。

虽然过渡元件402和过渡元件902的先前讨论关于特定的飞行控制表面(即，副翼102)已经被描述，但是过渡元件402和/或过渡元件902可以被用于相对于飞行器的机身的固定部分移动的任何飞行控制表面。一些示例表面包括图1中图示说明的飞行控制表面103-107，虽然其它表面在先前未被示出或描述，但是其它表面也可以利用过渡元件402和/或过渡元件902被增强以减缓当表面移动时生成的不连续的表面。

利用过渡元件402和/或过渡元件902来桥接飞行控制表面102-107与飞行器100的机身的不可移动部分之间产生的间隙，由间隙生成的不连续的表面被减少或消除，从而导致跨越间隙的更平滑的过渡表面。这降低了由间隙生成的湍流，从而提供先前描述的多种益处。

在下面的条款中，各种实施例被进一步描述：

条款1.一种装置，其包含过渡元件，过渡元件被配置为桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙，该过渡元件包括横跨间隙的多个肋条，其中多个肋条中的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓并且被配置为枢转飞行控制表面的旋转角的一部分以生成跨越间隙的过渡表面。

条款2.根据条款1所述的装置，其中过渡元件进一步包含构件，该构件横跨间隙并且具有耦接到飞行控制表面的边缘附近的第一端和耦接到机身的不可移动部分的边缘附近的第二端；并且其中多个肋条中的每一个沿着构件的长度被耦接到构件。

条款3.根据条款2所述的装置，其中构件的第一端刚性地耦接到飞行控制表面的边缘附近；构件的第二端刚性地耦接到机身的不可移动部分的边缘附近；响应于飞行控制表面的旋转角，构件的扭转沿着构件的长度变化；并且多个肋条中的每一个被配置为响应于构件的扭转而枢转飞行控制表面的旋转角的一部分以生成跨越间隙的过渡表面。

条款4.根据条款2和3中任一项所述的装置，其中构件的第一端和构件的第二端中的至少一个可旋转地耦接到边缘的附近；并且多个肋条沿构件的长度可旋转地安装到构件；并且过渡元件进一步包含耦接到多个肋条的后缘部分的柔性元件，该柔性元件被配置为耦接到飞行控制表面的后缘部分和机身的不可移动部分的后缘部分；其中该柔性元件被配置为响应于飞行控制表面的旋转角而移动；并且其中多个肋条中的每一个都被配置为响应于柔性元件的移动而枢转飞行控制表面的旋转角的一部分，以生成跨越间隙的过渡表面。

条款5.根据条款2-4中任一项所述的装置，其中构件限定从飞行控制表面的边缘延伸到机身的不可移动部分的边缘的轴线；并且多个肋条围绕构件的轴线枢转。

条款6.根据条款2-5中任一项所述的装置，其中构件沿飞行控制表面的旋转轴线耦接到飞行控制表面的边缘附近。

条款7.根据条款1-6中任一项所述的装置，其中多个肋条包含第一肋条和邻近第一肋条的第二肋条，第一肋条被定位为比第二肋条更靠近飞行控制表面的边缘；第一肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第一部分；第二肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第二部分；并且第一部分大于第二部分。

条款8.根据条款1-7中任一项所述的装置，其中多个肋条建立跨越间隙的阶梯式过渡表面。

条款9.根据条款1-8中任一项所述的装置，其中基于飞行控制表面从第一位置到第二位置的移动生成飞行控制表面的旋转角；第一位置是中性位置；而第二位置是不同于第一位置的命令位置。

条款10.根据条款1-9中任一项所述的装置，其中多个肋条中的至少一个是中空的。

条款11.根据条款1-10任一项所述的装置，其中多个肋条包括与飞行控制表面的前缘对齐的前缘。

条款12.根据条款1-11中任一项所述的装置，其中多个肋条包括与飞行控制表面的后缘对齐的后缘。

条款13.根据条款1-12中任一项所述的装置，其中飞行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一个。

条款14.一种使用过渡元件桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙的方法，该过渡元件包含横跨间隙的多个肋条，其中多个肋条中的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓，该方法包含将多个肋条中的第一肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第一部分，其中第一肋条被定位为比多个肋条中的第二肋条更靠近飞行控制表面的边缘；以及将第二肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第二部分；其中旋转角的第一部分大于旋转角的第二部分；其中多个肋条生成跨越间隙的过渡表面。

条款15.根据条款14所述的方法，进一步包含将多个肋条中的第三肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第三部分，其中第三肋条被定位为比第二肋条更远离飞行控制表面的边缘，其中旋转角的第二部分大于旋转角的第三部分。

条款16.根据条款14和15中任一项所述的方法，进一步包含建立跨越间隙的阶梯式过渡表面，其中阶梯式过渡表面包含多个肋条。

条款17.根据条款14-16中任一项所述的方法，其中飞行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一个。

条款18.一种装置，其包含过渡元件，该过渡元件桥接飞行控制表面的边缘与机身的不可移动部分的边缘之间的间隙，该过渡元件包括横跨间隙的多个肋条，其中多个肋条中的每一个具有与飞行控制表面相符的轮廓；用于将多个肋条中的第一肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第一部分的装置，其中第一肋条被定位为比多个肋条中的第二肋条更靠近飞行控制表面的边缘；以及用于将第二肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第二部分的装置，其中旋转角的第一部分大于旋转角的第二部分。

条款19.根据条款18所述的装置，进一步包含用于将多个肋条中的第三肋条枢转飞行控制表面的旋转角的第三部分的装置，其中第三肋条被定位为比第二肋条更远离飞行控制表面的边缘，其中旋转角的第二部分大于旋转角的第三部分。

条款20.根据条款18和19中任一项所述的装置，其中飞行控制表面包含副翼、升降舵和方向舵中的至少一个。

尽管本文中已描述了具体实施例，但是范围不限于那些具体实施例。相反地，范围由随附权利要求及其任何等同物来限定。