具有减小载荷的翼状元件的飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器，该飞行器具有：机身；机翼，该机翼附接至机身；机翼的翼梢装置，该翼梢装置附接至机翼；以及至少一个翼状元件。

背景技术：

在飞行器上的广泛使用的大型翼梢装置具有增大结构载荷的效果，这导致机翼区域特别是机翼根部区域中的附加的弯曲力矩。通过载荷减轻系统可以实现减小或防止飞行器上的最大载荷的增大，尤其是在阵风或严峻的操作条件的影响下最大载荷的增大。这些载荷减轻系统可以包括位于机翼后缘处或还位于机翼部分前方的可调节控制表面。另一可能的方法是将这些控制表面结合到翼梢装置中。

然而，由于翼梢装置通常大幅向上弯曲导致控制表面相对于水平面以非常大的角度作用的事实，与控制表面布置在机翼上的其他内侧位置相比，减小了与机翼根部有关的有效杆臂。此外，现今的翼梢装置通常设置有大的过渡弧并且仅具有小的平面区域或根本没有平面区域。然而，平面区域是结合这些常见类型的控制表面所必需的。

另外，结合相对大的控制表面可能受到在空气动力学性能方面通常有利的小轮廓深度和厚度的阻碍。

ep2610169b1示出了一种用于机翼外侧端的翼梢装置，该翼梢装置具有向上突出的翼状元件，该翼状元件具有平面部分和弧形过渡部分，下翼状元件刚性地附接至向上突出的翼状元件并向下突出，而上翼状元件与下翼状元件之间在翼展方向上的翼梢装置的外侧上的相交处的夹角小于或等于160度。

wo2014/118508a1示出了一种包括机翼的飞行器，机翼的端部具有翼梢装置，其中，翼梢装置包括可移动区域，该可移动区域能够向后折叠在机翼后面，使得翼梢装置的离地间隙增大。

技术实现要素：

本发明的目的使提供一种能够结合到飞行器中的装置或系统，该装置或系统能够减小作用在飞行器结构上的载荷，特别是与结合翼梢装置有关的载荷，该装置或系统应当尽可能的简单，并且优选地是无源的或非主动的。

该目的通过具有独立权利要求1的特征的飞行器来实现。有利实施方式和进一步的改进可以从从属权利要求和下面的描述获得。

本发明提供了一种飞行器，该飞行器包括：机身；机翼，该机翼附接至机身；翼梢装置，该翼梢装置附接至机翼的机翼端部；至少一个附加的翼状元件，该至少一个附加的翼状元件具有机翼根部、机翼前缘和机翼后缘；以及扭矩控制装置，该扭矩控制装置具有可旋转的接合装置，其中，扭矩控制装置适于在形成从接合装置延伸到翼状元件中的旋转轴线的情况下，将翼状元件的机翼根部以可旋转的方式支承在接合装置上，翼状元件能够绕旋转轴线旋转，其中，翼状元件适于在气流中引起绕旋转轴线的旋转，其中，扭矩控制装置适于根据由翼状元件引入到接合装置中的扭矩来限制旋转程度。至少一个翼状元件的机翼根部通过扭矩控制装置与翼梢装置、机翼和机身中的至少一者联接，使得前缘延伸到飞行器周围的气流中。

飞行器可以实现为商用飞行器或运输飞行器，这些飞行器可以包括中央的纵向机身以及附接至机身的主翼或者这些飞行器可以设计成翼身融合式。为了改善空气动力学特性，机翼包括附接至机翼的机翼端部的翼梢装置。翼梢装置的设计和尺寸取决于飞行器的预期服务并且可以包括各种不同类型。例如，用于中长范围服务的飞行器可以包括具有相对较大的翼梢装置，该翼梢装置沿向上方向强有力的扫掠，并且该翼梢装置包括位于机翼端部与相对于机翼成角度延伸的平面小翼之间的相对较大的过渡部分。

附加的翼状元件构成一种附加至飞行器的一个或多个合适位置的小的附加翼。因此，翼状元件可以优选地以关于飞行器的xz平面对称的方式附接至飞行器的一个或所有翼梢装置和/或飞行器的机翼和/或机身。例如，两个翼状元件可以附接至机翼的两个半翼的端部上的两个翼梢装置。附加地或替代性地，一个或两个翼状元件可以附接至机身的一个侧面或两个相对的侧面。此外，附加地或替代性地，一个或两个翼状元件可以附接至一个半翼或分别附接至两个半翼的两个相对的、优选地侧向对称的位置。

翼状元件可以是大致平面的部件，或者可以包括在至少一个方向上弯曲的形状。小翼装置的整体形状可以是矩形、梯形、三角形或这些形状的任何组合，其中，定界的边缘比如前缘和后缘可以具有倒圆或包括其他不同的曲率。

扭矩控制装置构成一种下述设备，该设备布置在飞行器上的结构上固定的位置中，并且扭矩控制装置能够在可旋转的接合装置附接至附加翼状元件时借助于可旋转的接合装置使附加翼状元件旋转。允许的旋转程度取决于作用在接合装置上的扭矩，该扭矩根据附加翼状元件的尺寸和形状以及旋转轴的位置和取向由作用在附加翼状元件上的气动力产生。此外，旋转程度取决于扭矩控制装置的特性或行为，该特性或行为影响接合装置的作为对由翼状元件引起的扭矩的反应的旋转。扭矩控制装置可以实现为基于弹簧装置的无源装置。这产生了扭矩控制装置和飞行器上的小翼装置的布置的简化设计。

旋转轴线的取向可以根据飞行器主轴来限定，例如，在iso1151-2中限定为，纵向(x)轴线或横滚轴线在飞行的正常方向上从尾部至头部穿过飞行器的机身描绘，横向(y)轴线在驾驶的飞行器中从左至右延伸并且平行于机翼，并且法向(z)轴线或偏航轴线从顶部延伸至底部并垂直于另外两个轴线。在下文中被称为“辅助x轴”的翼状元件的x轴可以平行于飞行器坐标系的xz平面布置，并且可以沿翼状元件的弦向轴线延伸。辅助y轴垂直于辅助x轴布置并且位于由翼状元件前缘的内点的切线和后缘的内点跨越的平面中。辅助z轴垂直于辅助x轴和辅助y轴两者布置。旋转轴可以安置在辅助xy平面中并且可以示例性地平行于辅助y轴，这取决于翼状元件的机翼根部的设计和到飞行器上的翼状元件的安装位置的过渡的设计。

当暴露于气流时，翼状元件尤其会产生作用在飞行器上的升力。特别地，通过翼梢装置上的安装位置使翼状元件也沿翼展方向延伸，则翼状元件可以具有相对于飞行器的主翼的机翼根部的相对大的杆臂。因此，由翼状元件产生的升力导致在整个机翼上引入力矩。

通过允许绕旋转轴线的一定旋转，空气动力学升力取决于翼状元件的旋转位置。因此，翼状元件还可以用作控制表面，以用作载荷减小系统或用于载荷减小系统。当飞行器进行上拉操纵或经历阵风比如强的上风时，翼状元件的攻角可能增大，从而导致环流增大并因此导致机翼和翼状元件上的升力增大。如果翼状元件的空气动力学中心不在翼状元件和接合装置的旋转轴线上，则翼状元件上的升力导致在旋转轴线上产生与升力相关的非恒定扭矩。在适当地选择旋转轴线的情况下，通过产生的翼状元件绕旋转轴线的旋转使翼状元件的迎角减小。然后，由翼状元件产生的环流将相应地大大减小，这导致飞行器上的总载荷减小。对于下风的情况而言，通过使用相同设置也可以在相反的几何方向和力方向的情况下实现相同的效果。

如果考虑柔性的后掠翼，则翼状元件上的减小的环流可能导致飞行器总载荷增大。如果在此情况下由翼状元件产生的外翼上的扭矩减小，则机翼的扭转分布可以以使得与没有翼状元件或具有固定安装的翼状元件的飞行器相比机翼的载荷分布向外侧移动的方式受到影响。在这种情况下，将旋转轴线相对于前缘定位在空气动力学中心后方可能是有益的。

发生两种效果中的哪一种效果取决于例如机翼的刚度、机翼的后掠角、翼状元件的弦向位置以及翼状元件的几何形式或形状。在后面描述的效果的情况下，可以通过以使得增大飞行器攻角将增大翼状元件的迎角的方式对翼状元件的旋转轴线的位置进行选择来实现飞行器的减小的总载荷。

因此，以可旋转的方式安装的翼状元件允许在某些条件下由于翼状元件简单地适应于气流参数而减小飞行器上的结构载荷。

当设置组合的翼状元件和扭矩控制装置以使翼状元件进行旋转时，可以理解的是，翼状元件在不同的飞行或操作阶段中呈现不同的角度。例如，翼状元件在基本上不存在气流时可以处于第一角度，即地面上的松弛的中立位置。在具有可预测的平稳气流的正常巡航飞行期间，在没有间隙的情况下，翼状元件可以呈现第二角度，这取决于影响飞行器的飞行参数的飞行器的实际飞行速度、高度以及瞬时重量。第二角度可以处于可能角度的相当窄的范围内。翼状元件以及扭矩控制装置应当设计成对于该操作状态产生最小总阻力。此外，在其他更动态的操作状态期间，例如，当经历下风、上风或进行某些操纵时，翼状元件呈现至少一个第三角度，其中，计翼状元件和旋转轴线的位置以及扭矩控制装置的部件应当设计成以便于减小飞行器上的载荷。这可以示例性地为减少升力的上升。

在优选实施方式中，旋转轴线大致垂直于翼状元件的机翼根部延伸。旋转轴线优选地延伸通过至少一个翼状元件的整个内部。至少一个翼状元件的可旋转性可以实现为与例如战斗飞行器上的鸭式翼的可旋转性类似。

此外，旋转轴线可以相对于前缘延伸通过距翼状元件的空气动力学中心一定距离的点。空气动力学中心为在其周围动量系数相对于攻角是恒定的并且因此升力是恒定的点。如果旋转轴线位于空气动力学中心的前方，即相应地更靠近前缘或上游，则翼状元件上的升力增大将使后缘沿气动力方向移动同时前缘将沿相反方向移动的扭矩增大。这种运动的量取决于反作用的力矩控制装置的布局。然而，旋转轴线在一些情况下也可以延伸通过位于空气动力学中心后方的点，即更靠近后缘或下游。旋转轴线相对于空气动力学中心的位置基于飞行器的细节设计而被考虑。作为大致的方法，在机翼包括相当低的柔性或弹性可变形性的情况下，旋转轴线可以安置在空气动力学中心的前方，而在机翼具有高的柔性或弹性可变形性的情况下，旋转轴线的位置在空气动力学中心后方可能是有益的。

停留于考虑旋转轴线的位于空气动力学中心前方的位置的示例，由翼状元件上的升力的瞬时增大导致的迎角的减小将使翼状元件上的载荷减小。为了实现如上所述的效果，翼状元件上的载荷的增大必须使围绕翼状元件的旋转轴线的扭矩减小，这将通过将旋转轴线定位在翼状元件的空气动力学中心前方来实现。当绕旋转轴线的扭矩的正方向由翼状元件的y轴限定时，该y轴几乎平行于翼状元件的旋转轴线，旋转轴线被限定为沿从翼状元件的根部至翼状元件的翼梢的方向延伸，通过对该轴线应用右手定则限定正扭矩或正旋转。结果，翼状元件的示例性地相对于外翼或翼梢装置的迎角将减小，而翼状元件上的载荷由于飞行器攻角的增大而增大。与固定连接相比，这将导致在飞行器攻角的范围内翼状元件上的载荷增加较小。然而，这在具有机翼的明显更高的柔性或弹性可变形性的飞行器设计中可能是不同的，其中，旋转轴线的位置可以选择为位于空气动力学中心的后方，因为机翼的弯曲效应需要由翼状元件引入到机翼结构中的载荷的不同方向。

在有利实施方式中，距空气动力学中心的距离为翼状装置的机翼根部的弦的至少5％。根据翼状元件的尺寸、设计和位置，需要或多或少的杆臂以通过基本上在空气动力学中心处产生的升力来产生绕旋转轴线的扭矩。尽管5％对于杆臂可能是相当低的量度，但是距离也可以选择为在5％与25％之间的范围内，并且优选地在5％与20％之间的范围内，特别是在7.5％与15％之间的范围内。

在有利实施方式中，扭矩控制装置包括至少一个弹簧，该至少一个弹簧与可旋转的接合装置和飞行器的结构上的固的定点以使得可旋转的接合装置的旋转会导致至少一个弹簧的压缩或拉伸的方式联接。根据胡克定律，将拉伸或压缩弹簧一定距离所需的力与该距离成比例。根据弹簧的刚度，可以设定拉伸或压缩与力之间的关系。通过使用与接合装置联接的弹簧装置，可以被动地确定翼状元件的旋转。弹簧装置可包括纵向弹簧或旋转弹簧。如果期望，弹簧还可以包括渐进特性，利用该特征，拉伸或压缩与力之间的关系不成比例。

为了防止振动，扭矩控制装置还包括阻尼单元，该阻尼单元与弹簧并行连接。阻尼单元可以包括油阻尼器，该油阻尼器与接合装置联接并且通过粘性阻力消减引入到接合装置中的扭矩峰值。阻尼单元可以实现为紧凑的弹簧阻尼单元的形式，其中，弹簧和阻尼单元构成一体部件。

当使用具有弹簧和阻尼系统的这种无源扭矩控制装置时，需要以下述方式选择旋转轴线的位置、翼状元件的表面积的尺寸以及弹簧和阻尼器系统的布局或设计的组合：为了提供性能益处，翼状元件在稳定状态飞行中为最瞬时飞行器重量提供足够的载荷量。这可以通过使用合理硬度的弹簧或通过借助于可调阻尼器调节弹簧阻尼器系统来实现。

然而，弹簧阻尼器系统需要足够柔韧以允许足够的旋转用以在飞行器经受相关载荷情况时能够实现令人满意的迎角改变。

作为替代方案，扭矩控制装置可包括致动器和控制单元，致动器与接合装置机械地联接，其中，控制单元连接至致动器，并且控制单元适于根据对作用在可旋的转接合装置上的扭矩进行指示的物理参数来使接合装置旋转。控制单元可以简单地实现源自已经存在于飞行器中的载荷减轻系统的特定控制逻辑或由该载荷减轻系统传输的特定控制逻辑。控制单元可以构成飞行控制计算机的一部分，或者控制单元可以是与合适的控制命令源耦接的独立单元。

优选地，控制单元可以适于根据对作用在致动器上的扭矩进行指示的物理参数来使翼状元件旋转。物理参数可以源自与接合装置耦接以用于测量作用在接合装置上的扭矩的传感器装置。致动器可以实现为电动马达，特别是步进马达，该马达配置为用于输出扭矩值。因此，控制单元以及扭矩控制装置将完全独立于集成到飞行器中的任何其他控制装置。

有利的是至少一个翼状元件布置在翼梢装置的过渡区域中。因此，源自于施加在翼状元件上的升力的力矩可以作用在机翼的整个结构上。

在另一有利实施方式中，机翼相应地包括两个半翼或翼侧部，其中，每个半翼包括均翼梢装置，并且其中，两个翼梢装置均包括至少一个翼状元件。

优选地，当翼状元件通过利用翼的弯曲的柔性布置在翼梢装置的过渡区域上时，至少在巡航飞行中，翼状元件沿翼展方向延伸超过翼梢装置。这在用作载荷减轻装置或负载控制装置时是有益的，因为飞行器的主翼上的杆臂将尽可能大。

此外，可能优选的是，在地面上，翼状元件基本上不延伸超过翼梢装置。这允许在地面上的翼展限制方面优化飞行器，因为翼状元件由于机翼的弹性变形仅在飞行期间在翼展方面超过翼梢装置。

至少一个小翼装置的旋转轴线可以以相对于飞行器的竖向平面至少10°且相对于飞行器的水平面至少10°的角度延伸。因此，翼状元件的旋转轴线可以相对于横向延伸即飞行器的y轴呈现100°至170°的角度。

优选地，至少一个翼状元件的旋转轴线垂直于飞行器的纵向轴线延伸，这本质上导致翼状装置的前缘的与旋转程度无关的均匀的后掠角。

此外，根据本发明的飞行器可以包括在机身的位于机翼前方的前部部分处的翼状元件。控制这种鸭式翼的迎角是有益的，因为在飞行器配装有鸭式翼的情况下这减小了阵风对飞行器的影响。不言而喻的是，该实施方式中的翼状元件可以包括旋转轴线，该旋转轴线可以平行于飞行器的横向(y)轴线沿略微向上的方向或略微向下的方向、即在飞行器的水平(y)轴线的任一方向上的约15°至20°的范围内布置。

根据以上描述并且考虑到在以上描述中所阐述的所有可能的特征组合，本发明还涉及一种可旋转的翼状元件的用途，该翼状元件与飞行器的翼梢装置、机翼和机身中的至少一者联接，并且该翼状元件具有前缘，该前缘延伸到飞行器的流中，以用于通过执行气流引起的绕延伸穿过翼状元件的旋转轴线的旋转来暂时减小所述飞行器上的载荷，其中，旋转程度根据产生在翼状元件的机翼根部上的扭矩而受到限制。

附图说明

本发明的其他特征、优点和潜在的应用通过对附图中示出的示例性实施方式的以下描述而获得。在这方面，所有描述的和/或图示的特征还单独地以及以任意的组合形式构成本发明的目的，而不论这些特征在单独的权利要求或在其所引用的其他权利要求中的组成如何。此外，相同或类似的物体在附图中通过相同的附图标记来标识。

图1a和图1b以两个不同的三维视图示出了机翼的具有翼状元件的一部分，翼状元件附接至翼梢装置的过渡区域。

图2以俯视图示出了翼状元件。

图3a和图3b示出了飞行器机构中的翼状元件和力矩控制装置的连接的细节。

图4a和图4b以示意图示出了不同力矩控制装置。

图5示出了具有附接至其的多个翼状元件的飞行器。

具体实施方式

图1a示出了附接至飞行器的机身(未示出)的机翼2，机翼2具有机翼端部4，翼梢装置6安装至机翼端部4。示例性地，翼梢装置6包括平面小翼8和弯曲的过渡区域10，弯曲的过渡区域10在平面小翼8的连接区域12与机翼2的机翼端部4之间延伸。平面小翼8相对于飞行器的xy平面以近似直角延伸。由于空气动力学力和质量力，翼梢装置6根据实际飞行状态在飞行器结构上产生额外的结构载荷。示例性地，翼梢装置6被示出为处于飞行状态。

示例性地，翼状元件14安置在过渡区域10的下侧并且在翼展方向上延伸，由此导致翼展的增加。如点划线所示，翼状装置14能够绕旋转轴线16旋转，这将在下面进一步详细说明。翼状元件14包括前缘18和后缘20，其中，前缘18面向飞行方向x。

当翼状元件14在飞行中暴露于气流时，被施加有垂直于迎面而来的流的方向的升力。升力根据翼状元件14的取向、即迎角而变化。由于如该示例中示出的翼状元件的布置，产生了绕飞行器的x轴的作用在机翼2上的力。通过调整翼状元件14的迎角的行程，特定流动条件导致在机翼2上提供下述力矩：该力矩部分地补偿了由翼梢装置6发生的那些结构载荷。

翼状元件14可以沿向下方向和向上方向延伸，使得示例性地，旋转轴线16包括相对于飞行器的横向(y)轴线的角度β，该角度β可以在100°至170°的范围内，并且优选地在115°至135°的范围内。

在图1b中，更详细地说明了旋转轴线16的取向。根据例如iso1151-2，可以相对于附接有翼梢装置6的飞行器限定具有主轴x、y和z的固定坐标系。对于翼状元件14，可以限定包括轴x1、y1和z1的辅助坐标系。x1轴示例性地位于飞行器的固定坐标系的xz平面上，并且可以与翼状元件14的弦15对准。y1轴垂直于x1轴，并且y1轴可以限定在由后缘20的内点p1和前缘18的内点p2处的切线跨越的平面中。示例性地，旋转轴线16可以平行于y1轴，或者反之亦然。此外，为了完整起见，根据右手定则，z1轴垂直于x1轴和y1轴。

图2以俯视图示出了翼状元件14。在此，翼状元件14的形状由前缘18限定，前缘18在第一侧向部分中包括相对于辅助y轴y1约45°的角度，该角度沿翼展方向增大。机翼根部22限定辅助x轴x1，后缘20从该机翼根部22延伸，机翼根部22与前缘18相交。因此，由翼状元件14形成的平面示例性地为三角形。当然，根据安装位置以及飞行参数所有其他形状也是合适的。

取决于机翼的刚度、机翼的后掠角、翼状元件的弦向位置和翼状元件的几何形式，旋转轴线16包括沿辅助x轴x1的特定位置，该特定位置被选择为位于空气动力学中心24的前方或后方。因此，施加在翼状元件14上的升力可以被认为是作用在空气动力学中心24上，使得升力的增大导致绕旋转轴线16的旋转，使得翼状元件14的迎角减小或增大以便减小总的飞行器载荷。

在图3a中，示意性地示出了翼状元件14的安装。在此，存在扭矩控制装置26，该扭矩控制装置26固定地附接至飞行器30的结构28。呈轴连接形式的接合装置32伸入到结构28中或从结构28伸出并连接至翼状元件的机翼根部22。扭矩控制装置26适于根据由翼状元件14引起的扭矩而允许特定旋转。这意味着通过提高扭矩，允许更大程度的旋转。

图3b示出了另一示例，其中，接合装置32由另一连接元件33支承，另一连接元件33在翼状元件14的机翼根部22的另一点与扭矩控制装置26之间延伸，以用于反作用于由翼状元件14引起的扭矩。例如，连接元件33可以为能够示例性地传递张紧力的线材或另一纵向元件。

图4a示出了扭矩控制装置26的第一示例性实施方式，其中，接合装置32连接有杆34，杆34附接有弹簧36，使得弹簧36在接合装置32旋转时拉伸或压缩。此外，杆34连接有阻尼单元38，使得产生与弹簧36并行的连接。因此，接合装置32的运动受到阻尼。弹簧36和阻尼单元38两者都还与飞行器50的比如翼梢装置、机翼或机身的结构上的固定点37联接。

引入到接合装置32中的扭矩越大，弹簧36将被压缩(或拉伸)得越多，从而产生接合装置32的扭矩与旋转角度之间的关系。根据弹簧36的可以是线性或渐进特性的特性，可以调节接合装置32的可旋转性，并因此调节翼状元件14的可旋转性。

图4b示出了扭矩控制装置26b的另一示例性实施方式，该扭矩控制装置26b包括旋转致动器40，比如电动(步进)马达，该电动(步进)马达与控制单元42耦接，控制单元42又连接至电源44以及控制命令源46，控制命令源46可以是飞行控制计算机、集成到载荷减轻系统或任何其他可能的源中的控制单元，控制命令源46也可以通过比如来自附接至接合装置32的扭矩传感器48来对引入到接合装置32中的扭矩进行指示。

最后，图5示出了具有机身51和机翼2的飞行器50，翼梢装置6附接至机翼2。飞行器50配备有根据上述的位于翼梢装置6处的翼状元件14。

此外，作为另一示例性实施方式，鸭式翼52可布置在飞行器机身的前部部分中，鸭式翼52能够以与可旋转翼状元件14绕翼梢装置处的旋转轴线16相同或类似的方式绕旋转轴线54旋转。

此外，应该指出的是，“包括”不排除其它元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除复数。此外，应当指出的是，已参照上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤还可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤结合使用。权利要求书中的附图标记不被解释为限制性的。