[发明专利]用于飞机的柔性控制表面

说明书

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 C1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 A1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 C1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。