用于飞行器的机翼组件的致动器装置、机翼组件及飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置。此外，本发明涉及配备有所述致动器装置的机翼组件和飞行器。

背景技术

飞行器可以在有时称为襟副翼的襟翼上具有多功能控制装置。这些多功能控制装置可以用作侧滚控制表面、可变弯度部和差动襟翼设置表面、更平的控制表面、侧向配平表面(trim surface)等。例如，由于有限的空间或限制，在将多功能控制式致动器结合到襟翼结构中存在挑战。其他主题包括负载承载能力和结构襟翼刚度。此外，系统安装和飞行测试安装结合已经被证明引起大的工作量。现今，很多附加的泡状整流罩和襟翼结构的附加加强件用于致动器的结合。这与附加的阻力和重量有关。

发明内容

本发明的目的是改善飞行器的空气动力学特性，优选地降低阻力和重量。

该目的通过独立权利要求的主题来实现。优选实施方式是从属权利要求的主题。

本发明提供了一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置，该致动器装置包括：

-高升力装置支承件，该高升力装置支承件以可移动的方式支承高升力装置，使得高升力装置能够在完全缩回位置与完全伸出位置之间移动；

-至少一个控制表面，所述控制表面由高升力装置以可移动的方式支承；以及

-至少一个控制式致动器组件，所述控制式致动器组件操作性地联接至控制表面，以对控制表面的偏转进行控制，

-其中，在安装位置中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得控制式致动器组件和高升力装置沿着高升力装置支承件的纵向轴线轴向对准。

优选地，在前视图中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得在沿着纵向轴线观察时，由于轴向对准，控制式致动器组件和高升力装置支承件至少部分地重叠。

优选地，在安装位置中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得在俯视图中、或者在俯视图和侧视图中，控制式致动器组件和高升力装置沿着高升力装置支承件的纵向轴线轴向对准。

优选地，高升力装置构造为襟翼或缝翼。优选地，控制表面构造为副翼、升降舵或扰流器。

优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置的与高升力装置支承件的相同侧上。

优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置和控制表面的下方。

优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置支承件的后方。

优选地，控制式致动器组件安装至高升力装置，以便能够与高升力装置一起移动。

优选地，控制式致动器组件通过传动构件机械地联接至控制表面。

优选地，控制式致动器组件包括旋转致动器，该旋转致动器具有可旋转杆构件，该可旋转杆构件操作性地联接至控制表面，优选地通过传动构件操作性地联接至控制表面。

优选地，杆构件直接机械地联接至传动构件。优选地，传动构件直接机械地联接至控制表面的杆部分。

优选地，传动构件通过耳轴机械地联接至控制式致动器组件和/或控制表面和/或可旋转杆。

优选地，高升力装置支承件包括支承件整流罩，该支承件整流罩沿着高升力装置支承件的纵向方向延伸，其中，支承件整流罩覆盖控制式致动器组件，使得至少在完全缩回位置中，控制式致动器至少部分地、优选大部分地、优选完全地被支承件整流罩覆盖。

优选地，控制式致动器组件包括第一控制式致动器和第二控制式致动器，第一控制式致动器和第二控制式致动器分别通过第一传动构件和第二传动构件而操作性地联接至第一控制表面和不同的第二控制表面，以对第一控制表面的偏转和第二控制表面的偏转进行单独控制。

优选地，第一控制式致动器或第二控制式致动器包括偏移构件，该偏移构件构造成使得第一传动构件和第二传动构件不会彼此机械地阻挡。

优选地，高升力装置支承件包括轨道构件，该轨道构件构造成将高升力装置沿着完全缩回位置和完全伸出位置之间的运动路径进行支承和引导。

优选地，高升力装置包括托架构件，该托架构件接合高升力支承装置、优选地轨道构件。

优选地，致动器装置还包括部署致动器，该部署致动器构造成将高升力装置从完全缩回位置驱动至完全伸出位置，并且构造成将高升力装置从完全伸出位置驱动至完全缩回位置。

优选地，轨道构件包括轨道凸轮，并且托架构件操作性地联接至高升力装置，以便根据轨道凸轮中的托架构件位置使高升力装置倾斜。

本发明提供了一种用于飞行器的机翼组件，该机翼组件包括机翼盒和安装的先前描述的致动器装置。

优选地，高升力装置支承件布置在机翼组件的底侧部上。

本发明提供了一种飞行器，该飞行器包括优选的致动器装置和/或优选的机翼组件。

一个构思是将多控制表面致动器定位在襟翼轨道或襟翼支承件的后面。这种致动器位置通常不会使整流罩尺寸增加，这是由于整流罩尾锥目前未用于结构部件或系统部件。

在一些实施方式中，这也可以用于具有运动学连杆的被驱动可移动整流罩。在这种情况下，致动器可以仍然附接至高升力装置并且驱动整流罩的每侧上的多控制表面。

在一些实施方式中，可移动整流罩可以直接附接至襟翼。在一些实施方式中，可移动整流罩覆盖件可以附接至襟翼。在一些实施方式中，多控制表面致动器结合到整流罩中。在一些实施方式中，对于每个控制表面、优选地在致动器的向内侧部和/或向外侧部上可以存在两个电伺服致动器。

在一些实施方式中，旋转致动器驱动多功能控制表面。在一些实施方式中，旋转致动器与控制表面之间的连接通过张力/压缩支柱来完成。也可以使用线性致动器代替旋转致动器。致动器可以由飞行器上存在的电能量源、液压能量源、机械能量源或任何其他合适的能量源来提供动力。

在一些实施方式中，致动器用悬置梁或其它结构器件而附接至襟翼。在一些实施方式中，张力/压缩支柱与控制表面的附接通过耳轴概念来完成，以将旋转传递至控制表面。在一些实施方式中，耳轴经过具有简单孔的整流罩形状，这可以简化密封原理。

优选地，所述装置可以通过一个、两个或更多数目的致动器来实现，致动器可以在整流罩的外部连接至多功能控制表面。

在一些实施方式中，解决方案通过在轨道/支承件的后面连接至一个控制表面的一个或两个致动器来实现。

在一些实施方式中，致动器装置可以与具有襟翼轨道整流罩的高升力系统一起使用，襟翼轨道整流罩配备有多功能控制装置、比如襟副翼、微型后缘装置(miniTED)或任何其他多功能后缘装置。

本文公开的构思允许致动器更好地结合到机翼中，由此改善飞行器的整体阻力、重量和性能。该结合允许避免或至少减少在多功能控制装置下面的泡状整流罩。此外，多功能控制装置中的结构加强件可以减少或避免。在一些实施方式中，可以避免襟翼轨道整流罩(FTF)或襟翼支承件整流罩(FSF)的宽度增加。在一些实施方式中，所呈现的装置通常可以避免整流罩的深度增加。多功能控制致动器和襟翼轨道的并排布置可以避免，由此避免对整流罩宽度的重大影响。

应当注意的是，并非所有的优势必须同时或以同样的力度来实现。

附图说明

参照下面列出的随附的示意图对本发明的实施方式进行更详细地描述。

图1描绘了飞行器的实施方式的侧视图；

图2部分地描绘了机翼组件的实施方式的立体图；

图3描绘了处于完全缩回位置的俯视图；以及

图4描绘了处于完全伸出位置的俯视图。

具体实施方式

参照图1，描绘了飞行器10。该飞行器10包括机身12，一对机翼14附接至机身12。发动机16悬挂于每个机翼14。

以本身已知的方式，机翼14构造为呈机翼组件18的形式，该机翼组件18通常包括机翼盒，多个附件部分安装至机翼盒。此处，机翼组件18包括致动器装置20。

参照图2，致动器装置20包括高升力装置支承件22。高升力装置支承件22支承高升力装置24、比如襟翼。高升力装置24能够通过部署致动器(未示出)在完全缩回位置与完全伸出位置之间移动。

高升力装置支承件22沿纵向方向L延伸，该纵向方向L与飞行器10的前后方向大致平行。

高升力装置支承件22包括轨道构件26。轨道构件26布置成大致上平行于纵向方向。

轨道构件26可以包括多个轨道凸轮28。轨道凸轮28布置在轨道构件26的侧向侧部上。轨道凸轮28可以形成为U形凹槽，其中，凹槽底部在竖向方向上定向。

高升力装置支承件22包括支承件整流罩30。支承件整流罩30以空气动力学方式成形，并且通常从三侧(侧向向内/向外和底部)覆盖轨道构件26。支承件整流罩30大致上平行于纵向方向延伸。出于可见性的原因，在图2中省略了支承件整流罩30的部分。

高升力装置24包括支承支柱部分32。支承支柱部分32布置在高升力装置24的底侧部上，并且朝向高升力装置支承件22突出，优选地朝向轨道构件26突出。

高升力装置24包括托架构件34。托架构件34构造成接合高升力装置支承件22。优选地，托架构件34接合轨道构件26。托架构件34可以包括多个滚子36，所述多个滚子36在轨道构件26上运行，优选地在轨道凸轮28的内部运行。

与托架构件34协作的轨道构件26可以优选地基于轨道凸轮28来确定高升力装置24的倾斜。

致动器装置20包括多个控制表面40。

控制表面40由高升力装置24支承。控制表面40可以构造为升降舵、副翼或扰流板。控制表面40包括控制杆部分42。控制杆部分42从控制表面40的底侧部向下并且朝向后方突出。

作为示例，致动器装置20可以包括第一控制表面44和第二控制表面45。第一控制表面44和第二控制表面45分别由高升力装置24支承。第一控制表面44和第二控制表面45优选地沿着翼展方向对准。

致动器装置20包括控制式致动器组件46。控制式致动器组件46布置成沿着纵向方向与高升力装置支承件22轴向对准，优选地与轨道构件26轴向对准。

换言之，当沿着纵向方向从前方观察时，控制式致动器组件46优选地部分被高升力装置支承件22遮挡而不可见。

控制式致动器组件46通过悬臂构件48安装至高升力装置24。悬臂构件48布置成与轨道构件26对准，并且优选地延伸成使得控制式致动器组件46与轨道构件26轴向对准。控制式致动器组件46优选地布置在支承件整流罩30内并且优选地布置在轨道构件26的后面。

作为示例，控制式致动器组件46包括第一致动器50和第二致动器52。出于简洁起见，仅对第一致动器50进行更详细地描述。第二致动器52以相同的方式来构造。

第一致动器50构造为旋转致动器。第一致动器50包括杆构件54。杆构件54通过耳轴58机械地联接至传动构件56。传动构件56优选地构造为支柱构件。

传动构件56机械地联接至第一控制表面44，优选通过控制杆部分42机械地联接至第一控制表面44。传动构件56通过另一耳轴58联接至第一控制表面44。

传动构件56被机械地联接成使得可以补偿不同的旋转并且驱动力可以从第一致动器50传递至第一控制表面44，以便对第一控制表面44的偏转进行控制。

第一致动器50可以包括偏移构件55。偏移构件55将杆构件54布置成使得：在它们相应的运动/旋转期间，第一致动器50和第二致动器52不彼此阻挡。

控制式致动器组件46可以包括安装构件54。安装构件54将第一致动器50和第二致动器52作为单个单元安装在一起。

参照图3和图4，对控制式致动器组件46的操作进行更详细地描述。在图3和图4中，附图定向成使得飞行器10的向前方向F朝向页面的顶部，并且飞行器10的后方方向A朝向页面的底部。

以图3开始，高升力装置24处于完全缩回位置。控制式致动器组件46定位成与轨道构件26轴向对准，并且以最小距离与轨道构件26相邻。控制式致动器组件46优选地完全容纳在支承件整流罩30内。控制式致动器组件46能够对控制表面40的偏转进行控制。

当高升力装置24通过部署致动器伸出、也就是说伸出至中间位置时，控制式致动器组件46大致上沿着纵向方向移动，并且与轨道构件26之间的距离增加。

在将高升力装置24伸出时，高升力装置24根据托架构件34在轨道构件26上的位置而倾斜。控制式致动器组件46还可以遵循高升力装置24的运动、优选是倾斜。

控制式致动器组件46相对于控制表面40的位置在这种运动期间不变化，使得控制表面40不会由于使高升力装置24伸出和缩回而偏转。在高升力装置24的位于完全缩回位置与完全伸出位置之间的每个中间位置处，控制式致动器组件46构造成对控制表面40的偏转进行控制。

参照图4，高升力装置24完全伸出。控制式致动器组件46在支承件30内移动，并且优选地停留在支承件整流罩30中。

在一些实施方式中，高升力装置支承件22也可以在高升力装置24的伸出期间倾斜。在这种情况下，控制式致动器组件46也遵循该运动。

通过本文中所描述的措施，飞行器10的阻力和重量可以通过特定的致动器装置20而减小。在这种装置中，对高升力装置24比如襟翼进行支承并且对高升力装置24比如襟翼的运动进行引导的高升力装置支承件22与控制一个或更多个控制表面40的控制式致动器组件46轴向对准。这样，单个支承件整流罩30足以覆盖轨道构件26和控制式致动器组件46两者，由此允许阻力和重量减小。

附图标记列表

10飞行器

12机身

14机翼

16发动机

18机翼组件

20致动器装置

22高升力装置支承件

24高升力装置

26轨道构件

28轨道凸轮

30支承件整流罩

32支承支柱部分

34托架构件

36滚子

40控制表面

42控制杆部分

44第一控制表面

45第二控制表面

46控制式致动器组件

48悬臂构件

50第一致动器

52第二致动器

54杆构件

55偏移构件

56传动构件

58耳轴

A 后方方向

F 向前方向

L 纵向方向