本发明涉及一种飞机机翼，包括主翼、缝翼和用于将缝翼可移动地连接到主翼的连接组件，使得缝翼可在缩回位置和至少一个延伸位置之间移动。
连接组件包括诸如缝翼轨道或连杆的第一连接元件以及诸如缝翼轨道或连杆的第二连接元件。第一连接元件可移动地安装到主翼并安装到缝翼。第二连接元件可移动地安装到主翼并且在翼展方向上在与第一连接元件间隔开的位置安装到缝翼。此外，所述连接组件包括驱动单元，所述驱动单元设置在所述主翼处，并且所述驱动单元连接到所述缝翼以用于启动所述缝翼在所述缩回位置和所述延伸位置之间的移动。特别地，所述驱动单元布置在第一连接元件和第二连接元件之间，优选居中地位于第一连接元件和第二连接元件之间。驱动单元包括在翼展方向上彼此间隔开的第一驱动站和第二驱动站。第一驱动站具有连接到驱动轴的第一输入部分、第一齿轮单元和连接到缝翼的第一输出部分。第二驱动站具有连接到驱动轴的第二输入部分、第二齿轮单元和连接到缝翼的第二输出部分。第一和第二驱动单元将来自第一和第二输入部分(即来自驱动轴)的高转速低转矩转变为在第一和第二输出部分处的低转速高转矩。
背景技术：
这种机翼在本领域中是已知的。对于本领域中已知的机翼，可能会发生歪斜的情况，其中第一和第二连接元件或第一和第二驱动站不同步移动并且所述缝翼可能绕垂直轴线歪斜。
技术实现要素：
因此，本发明的目的是防止缝翼的这种歪斜情况。
这个目的是这样实现的，所述驱动单元包括将第一输出部分耦接到第二输出部分的同步轴，用于使第一和第二输出部分同步移动。以这种方式，达到同步轴提供了第一和第二输出部分的同步移动，即平行移动，使得由于第一和第二驱动站在翼展方向上间隔开，从而防止了缝翼的歪斜。
根据优选实施例，第一输出部分包括第一旋转臂和呈驱动支柱形式的第一连杆。第一旋转臂在其一端旋转地耦接到第一驱动单元，并且在其相对的另一端可枢转地耦接到第一连杆。第一连杆在其与第一旋转臂相对的端部处可枢转地耦接到缝翼。第二输出部分包括第二旋转臂和呈驱动支柱形式的第二连杆。第二旋转臂在其一端旋转地耦接到第二驱动单元，并且在其相对的另一端可枢转地耦接到第二连杆。第二连杆在其与第二旋转臂相对的端部处可枢转地耦接到缝翼。以这种方式，提供了高效的驱动单元。作为旋转臂和连杆结构的优选替代方案，第一和第二输出部分还可以包括齿条和小齿轮驱动装置，其中第一小齿轮驱动安装到第一轨道的第一齿条，所述第一轨道安装到所述缝翼上，并且其中第二小齿轮驱动安装到第二轨道的第二齿条，所述第二轨道安装到所述缝翼上。
特别优选的是，所述同步轴耦接第一和第二旋转臂，特别是安装到第一和第二旋转臂上或者与第一和第二旋转臂啮合。以这种方式，提供了可靠的连接。
优选地，所述同步轴布置成与第一和第二旋转臂的旋转轴线同轴。以这种方式，所述同步轴只加载扭矩。
进一步优选的是，所述同步轴啮合第一和第二齿轮单元，并且第一和第二旋转臂固定地安装到同步轴。这代表了一个简单而可靠的结构。
替换地，所述同步轴优选地以齿轮方式连接到第一和第二旋转臂。以这种方式，由于所述同步轴不需要安装到第一和第二旋转臂，因此提供了柔性结构。
替换地，所述同步轴优选地固定安装到与第一和第二旋转臂，与第一和第二旋转臂的旋转轴线平行地间隔开。这允许驱动轴布置成与第一和第二旋转臂的旋转轴线同轴，而不会干扰同步轴。
根据另一个优选实施例，所述同步轴包括经由耦接机构彼此连接的第一轴部和第二轴部，所述耦接机构提供了在连接组件的正常操作期间第一轴部和第二轴部的扭转解耦，以及在第一和第二驱动站之一失效时第一和第二轴部的扭转耦接。以这种方式，可以在正常操作期间避免例如由于机翼弯曲而引起的约束力，而在一个驱动站发生故障时，另一个驱动站可以仍然连接到所述一个驱动站并且驱动所述缝翼而没有歪斜。
特别地，优选的是，所述耦接机构形成为离合器(clutch)，或形成为扭转游隙(play)机构，例如滑键(featherkey)连接，其中滑键在相应的槽内具有一定的扭转游隙，或者形成为具有一定的扭转弹性的扭转顺应性元件。这些代表了耦接机构的简单而有效的例子。
根据另一优选实施例，所述驱动轴布置成与同步轴间隔开并且与第一和第二旋转臂的旋转轴线间隔开，优选平行于同步轴并且与第一和第二旋转臂的旋转轴线平行。这样，所述驱动轴就不会干扰同步轴和旋转臂。
根据又一个优选实施例，所述驱动轴布置成与第一和第二旋转臂的旋转轴线同轴。特别优选的是，所述同步轴布置成与驱动轴同轴。优选地，同步轴是空心的并且绕驱动轴同轴地形成，其中所述同步轴和驱动轴两者都布置成与第一和第二旋转臂的旋转轴线同轴。以这种方式，提供了非常紧凑的结构。
根据另一个优选实施例，第一输入部分和第二输入部分一体形成为一个共同输入部分，其中第一齿轮单元和第二齿轮单元一体地形成为一个共同齿轮单元。优选地，所述同步轴耦接到共同齿轮单元并且第一和第二旋转臂安装到同步轴。以这种方式，提供了代表简单结构的仅有一个共同齿轮单元。
根据优选实施例，第一连接元件和/或第二连接元件被形成为缝翼轨道，所述缝翼轨道在主翼处被引导以相对于主翼平移移动，并且被固定地安装到缝翼。沿着它们的纵向延伸来看，所述缝翼轨道可以具有直线形式或弯曲形式。
根据可选的优选实施例，第一连接元件和/或第二连接元件形成为包括两个连杆元件的连杆，所述两个连杆元件彼此间隔开并且可旋转地安装到主翼和可旋转地安装到缝翼。优选地，连杆元件可以通过杆连接到缝翼。
以下借助附图描述本发明的实施例。
附图说明
图1是本发明所基于的现有技术机翼的透视图，
图2是根据本发明的机翼的第一实施例的透视图，
图3是根据本发明的机翼的第二实施例的透视图，
图4是根据本发明的机翼的第三实施例的透视图，
图5是根据本发明的机翼的第四实施例的透视图，
图6是根据本发明的机翼的第五实施例的透视图，
图7是根据本发明的机翼的第六实施例的透视图。
具体实施方式
图1中示出了用于飞机机翼1'的现有技术示例。机翼1'包括主翼3'、缝翼5'和用于将缝翼5'可移动地连接到主翼3'的连接组件7'，使得缝翼5'可以在缩回位置和至少一个延伸位置之间移动。
连接组件7'包括第一连接元件9'和第二连接元件11'。第一连接元件9'和第二连接元件11'两者都可移动地安装到主翼3'并安装到缝翼5'。第一和第二连接元件9'、11'在翼展方向13'上彼此间隔开。连接组件7'进一步包括驱动单元15'，该驱动单元15'在第一和第二连接元件9'、11'之间居中地设置主翼3'处并且连接到缝翼5'，以用于启动缝翼5'在缩回位置和延伸位置之间的移动。
驱动单元15'包括在翼展方向13'上彼此间隔开的第一驱动站17'和第二驱动站19'。第一驱动站17'具有连接到驱动轴23'的第一输入部分21'、第一齿轮单元25'和连接到缝翼5'的第一输出部分27'。第二驱动站19'具有连接到驱动轴23'的第二输入部分29'、第二齿轮单元31'和连接到缝翼5'的第二输出部分33'。第一输出部分27'和第二输出部分33'不相互耦接。
图2中示出了根据本发明的用于飞机机翼1的第一实施例，其基本上对应于图1中示出的现有技术机翼1'，但是其与现有技术机翼1'不同之处在于：驱动单元15包括同步轴35，其用于将第一输出部分27耦接到第二输出部分33以使第一和第二输出部分27、33同步移动。
所述机翼1包括主翼3、缝翼5和用于将缝翼5可移动地连接到主翼3的连接组件7，使得缝翼5可以在缩回位置和至少一个延伸位置之间移动。
连接组件7包括第一连接元件9和第二连接元件11。第一连接元件9和第二连接元件11两者都可移动地安装到主翼3并安装到缝翼5上。第一和第二连接件元件9、11在翼展方向13上彼此间隔开。连接组件7还包括驱动单元15，该驱动单元在第一和第二连接元件9、11之间居中地设置在主翼3处，并且连接到缝翼5以用于启动缝翼5在缩回位置和延伸位置之间的移动。
驱动单元15包括在翼展方向13上彼此间隔开的第一驱动站17和第二驱动站19。第一驱动站17具有连接到驱动轴23的第一输入部分21。第一驱动站17还具有第一齿轮单元25和连接到缝翼5的第一输出部分27。第二驱动站19具有连接到驱动轴23的第二输入部分29。第二驱动站19还具有第二齿轮单元31和连接到缝翼5的第二输出部分33。
第一输出部分包括第一旋转臂37和第一连杆39。第一旋转臂37旋转地耦接到第一驱动单元25并且可枢转地耦接到第一连杆39。第一连杆39可枢转地耦接到缝翼5。第二输出部分33包括第二旋转臂41和第二连杆43。第二旋转臂41旋转地耦接到第二驱动单元31并且可枢转地耦接到第二连杆43。第二连杆43可枢转地耦接到缝翼5。同步轴35耦接第一和第二旋转臂37、41。同步轴35布置成与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47同轴。在本实施例中，同步轴35啮合第一和第二齿轮单元25、31，并且第一和第二旋转臂37、41固定地安装到同步轴35。然而，同步轴35也可以用齿轮方式连接到第一和第二旋转臂37、41。
在本实施例中，驱动轴23布置为与同步轴35间隔开并且与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47间隔开，平行于同步轴35并且平行于第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47。
在本实施例中，第一连接元件9和第二连接元件11形成为连杆49，其中每个连杆49包括两个间隔开的连杆元件51，所述连杆元件彼此间隔开并且可旋转地安装到主翼3上以及可转动地安装在缝翼5上。连杆元件51通过固定安装在缝翼5上的杆53连接到缝翼5上，所述杆53在间隔开的位置上可转动地安装到两个连杆元件51。
图3中示出了根据本发明的机翼1的第二实施例，其与第一实施例的区别在于，所述同步轴35包括经由耦接机构57彼此连接的第一轴部53和第二轴部55。所述耦接机构57在连接组件7的正常操作期间提供了第一轴部53和第二轴部55的扭转解耦，并且在第一和第二驱动站17、19之一失效时提供了第一和第二轴部53、55的扭转耦接。在本实施例中，所述耦接机构57形成为离合器，但也可以形成为扭转游隙机构，例如滑键连接(未示出)的形式。
图4中示出了根据本发明的机翼1的第三实施例，该第三实施例与第一实施例的不同之处在于，所述驱动轴23布置成与第一和第二旋转轴线45、47同轴。所述同步轴35是空心的并绕驱动轴23同轴地形成，其中同步轴35和驱动轴23两者都布置成与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47同轴。
图5中示出了根据本发明的机翼1的第四实施例，其与第三实施例的不同之处在于，所述同步轴35不是布置成与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47同轴以及与驱动轴23同轴，而是固定地安装到与第一和第二旋转臂37、41，与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47平行地间隔开以及且与驱动轴23平行地间隔开，所述驱动轴又布置成与第一和第二旋转臂37、41的旋转轴线45、47同轴。
图6中示出了根据本发明的机翼1的第五实施例，其第三实施例的不同之处在于，第一连接元件9和第二连接元件11不是形成为连杆49，而是形成为缝翼轨道59，所述缝翼轨道被引导在主翼1处以相对于主翼1平移移动并且固定地安装到缝翼5上。当沿着其纵向延伸方向观察时，缝翼轨道59可以具有直线形式或弯曲形式。
图7中示出了根据本发明的机翼1的第六实施例，其与第五实施例的不同之处在于，第一输入部分21和第二输入部分29一体地形成为一个共同输入部分61，并且第一齿轮单元25和第二齿轮单元31一体形成为一个共同齿轮单元63。所述同步轴35耦接至共同齿轮单元63，并且第一旋转臂37和第二旋转臂41安装到所述同步轴35上。