一种飞机襟翼

技术领域

本发明涉及飞机设备领域，特别涉及一种飞机襟翼。

背景技术

民用飞机噪声受到适航条例限制而面临迫切的降噪需求。特别是，位于机翼后缘位置的襟翼容易在飞机升降、变向过程中产生集中的噪声。

现有的技术中存在各式各样的襟翼降噪设备。例如，文献US 2012/0153086A1公开了一种用于降噪的弹性可变形襟翼侧缘装置。该襟翼侧缘装置10可参见图1、2所示，其实际上为连接襟翼侧缘和飞机主翼100之间的弹性连接件10。在飞机襟翼102如图2所示展开时，弹性连接件10发生变形，进而使得弹性连接件10形成具有降噪效果的侧缘遮挡结构。

然而，如本领域技术人员熟知，飞机展开襟翼是用于改变机翼上下表面之间的压力差，进而调节飞机升力。襟翼的展开状态是否稳定会在很大程度上影响飞行的飞行状态。针对如图1、2所示的这种降噪结构，由于弹性连接件不允许被设置成具有较大伸展性的材料件，因此，倘若弹性连接件在翼展方向上的长度太小，飞机襟翼的驱动机构需要施加较大的力以拉伸弹性连接件，从而将飞机襟翼调节到最大角度。此时弹性连接件很可能因承受较大的拉力而出现断裂现象。此外，弹性连接件由于覆盖较大面积，其会很大程度上影响飞机襟翼的升力调节效果。这使得降噪结构获得较好的降噪结果的同时牺牲了飞机襟翼的操控性能。

倘若飞机弹性连接件在翼展方向上的长度太大，在飞机襟翼调节到较小角度时，弹性连接件将处于松弛状态。此时，飞机襟翼处的扰流将促使弹性连接件出现剧烈的震荡，进而带动飞机襟翼甚至飞机主机翼发生振动，这将严重影响飞机的正常航行。

因此，有必要对现有的飞机襟翼降噪装置进行改进。

发明内容

本发明的目的之一在于提供一种飞机襟翼，该飞机襟翼能够保有自身的正常调控性能，同时具备良好的降噪效果。

本发明的目的是通过如下技术方案实现的：一种飞机襟翼，所述飞机襟翼沿着飞机主机翼的翼展方向(Y)可枢转地安装在所述主机翼的后缘侧。所述飞机襟翼包括降噪装置，所述降噪装置被构造成能够从形成在所述飞机襟翼侧缘的凹槽中旋出展开和旋入收回，而且所述降噪装置包括多个刚性杆件以及柔性薄膜。其中，所述多个刚性杆件的一端叠置并通过销轴构件连接在一起，从而使得所述多个刚性杆件能够以折扇的形式绕所述销轴构件在从所述凹槽内旋出的展开状态和旋入所述凹槽内的收拢状态之间转换。所述柔性薄膜连接所述多个刚性杆件中相邻的刚性杆件。

在上述飞机襟翼中，降噪装置由具有尺寸较小的刚性杆件和柔性薄膜组成，降噪装置相较现有技术具有总体较轻的特点。此外，较小尺寸的降噪装置可保证飞机襟翼的调节过程不会受到降噪装置的过多干扰；同时，由于较小尺寸的柔性构件在刚性杆件的展开状态和收拢状态转变过程中的总体变形量较小，柔性构件尺寸不会对降噪效果带来明显影响。最后，由于各个刚性杆件之间通过柔性构件连接，刚性杆件能够在整体上抑制襟翼侧缘涡流的强度，大幅改善襟翼侧缘的流场环境，使得降噪装置具有良好的降噪效果。

作为优选，所述降噪装置还包括驱动机构，所述驱动机构被构造成能够驱动所述多个刚性杆件绕所述销轴构件转动，以使得所述多个刚性杆件在所述展开状态和收拢状态转换。转动类型的驱动机构使得销轴构件的转动简单可行。

作为优选，所述多个刚性杆件沿所述飞机主机翼的厚度方向依次叠置。

作为优选，所述柔性薄膜分别交错地粘贴在相邻的刚性杆件的下表面和上表面上。

作为优选，所述多个刚性杆件的每个形成为扇形，所述扇形的中心邻近刚性杆件的销轴构件。

作为优选，所述多个刚性杆件的至少一个具有邻近其销轴构件的根部和远离所述根部的末梢部，所述根部设有沿刚性杆件的枢转平面延伸的阻挡部，所述阻挡部被构造成，当多个刚性杆件处于展开状态时，所述阻挡部和所述柔性薄膜能够

作为优选，所述刚性杆件的销轴构件邻接所述飞机襟翼的枢转中心轴线。

作为优选，所述驱动机构包括供电单元以及与供电单元电力连接的形状记忆合金件，其中，所述形状记忆合金件连接各个刚性杆件，并且被配置成在所述供电单元向所述形状记忆合金件供电时使得刚性杆件处于展开状态或收拢状态。

作为优选，所述形状记忆合金件固定在所述刚性杆件远离其销轴构件的末端面上。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。通过阅读下列的附图和详细描述本领域技术人员可理解本发明的其他系统、方法、特征和优点。目的是所有这种额外的系统、方法、特征和优点包括在本说明书中和本发明内容中，且包括在本发明的范围内，并被所附权利要求保护。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1为现有技术中具有降噪机构的飞机襟翼的结构示意图。

图2为飞机襟翼展开的结构示意图。

图3为飞机机翼的结构示意图。

图4为降噪装置处于展开状态的飞机襟翼的结构示意图。

图5为图4所示的飞机襟翼的局部放大图

图6为降噪装置处于收拢状态的飞机襟翼的结构示意图。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

在本文中，飞机长度方向，也即飞机的飞行方向、纵向方向，记为卡迪尔坐标系的X轴方向；飞机的翼展方向，也即飞机的横向方向，记为Y轴方向；飞机机身的高度方向记为Z轴方向。飞机的各个方向可参照图3所示的坐标系进行理解。在飞机飞行方向上对应于飞机驾驶舱的一侧记为“前”侧，对应于飞机尾部的一侧记为“后侧”。

参见图3所示的飞机机翼的总体结构。飞机机翼被安置在飞机机身1的左、右两侧。飞机机翼由构成主体的飞机主机翼2、位于飞机前缘侧的缝翼3、位于后缘侧的飞机襟翼4。飞机襟翼4绕翼展方向 (Y)可枢转地安装在主机翼2的后缘侧，从而调节飞机的升力。飞机襟翼4的枢转中心轴可选地设置在飞机襟翼4内部靠近主机翼2的一侧上。此外，飞机襟翼4还可通过多连杆机构与主机翼2连接，并通过多连杆机构内部的各连杆的铰接动作使得飞机襟翼4绕主机翼2 转动。在此情况下，飞机襟翼4具有变化的枢转中心轴线，且该枢转中心轴线一般地位于飞机襟翼4外部。

在图3所示的实施方式中，主机翼2的后缘设有两个在翼展方向上彼此隔开的两个飞机襟翼4，二者之间具有较小的间隙。在其他实施方式中，飞机襟翼4可选择性地设置1个或3个。

在飞机襟翼4如图3所示处于从主机翼2内部伸出的展开状态下，飞机襟翼4在翼展方向上的侧缘与主机翼2的后缘的连接处S形成不连续表面。受扰流作用，飞机机翼在此处S容易产生较大的噪音。为了减少飞机襟翼4在展开状态下容易出现的噪音，本公开的发明人设计了如下文描述的降噪装置5。

参见图4-6所示，其中，图4所示的飞机襟翼4的降噪装置5处于展开状态；图5示出了图4的降噪装置5的放大图；图6所示的飞机襟翼4的降噪装置5处于收拢状态。如图4-6所示，飞机襟翼4包括降噪装置5，降噪装置5被构造成能够从形成在飞机襟翼4侧缘的凹槽中旋出展开和旋入收回。

降噪装置5包括多个刚性杆件10、柔性薄膜20以及驱动刚性杆件10动作的驱动机构。刚性杆件10的数量可以如图4-6所示的被设定为3个，或其他未示出的2个、4个等。其中，多个刚性杆件10 的一端叠置并通过销轴构件连接在一起，从而使得多个刚性杆件10 能够以折扇的形式绕销轴构件在从凹槽内旋出的展开状态和旋入凹槽内的收拢状态之间转换。

根据本公开的优选实施方式，多个刚性杆件10被按照沿飞机主机翼2的厚度方向依次叠置的方式进行布置。作为优选，相邻的刚性杆件10之间在飞机襟翼4的厚度方向可预留用作容纳柔性薄膜20的间隙。

各个刚性杆件10形成为扇形。其中，扇形的中心邻近刚性杆件 10的销轴构件。

刚性杆件10优选采用轻质，且具有较强抗弯折能力的铝制板件。

在图4、5示出的实施方式中，多个刚性杆件10的具有共同的销轴构件，多个刚性杆件10绕销轴构件转动而在展开状态和收拢状态之间转换。在未示出的实施方式中，只有部分刚性杆件10具有共同的销轴构件，或者各个刚性杆件10的销轴构件不同。在这些实施方式中，各个销轴构件架设在位于飞机襟翼4内部的固定支架上。在此情况下，各个刚性杆件10亦被视为“通过销轴构件连接在一起”。

刚性杆件10的销轴构件优选地被设置成邻接飞机襟翼4的枢转中心轴线，这便于提高本公开的噪音装置的降噪效果。

降噪装置5的柔性薄膜20用于连接多个刚性杆件10中相邻的刚性杆件10。在图4、5的实施方式中，柔性薄膜20分别交错地粘贴在相邻的刚性杆件10的下表面和上表面上。此时，每个柔性薄膜20仅用作连接相邻的2个刚性杆件10，柔性薄膜20将具有更小的尺寸，更不易于在长期使用后出现明显的不可逆变形。

在图4、5所示的处于最大展开角度的展开状态的降噪装置5中，刚性杆件10形成为具有大致90°的展开角度。在降噪装置5处于展开状态下，降噪装置5的各个刚性杆件10(含下文的柔性薄膜20) 所形成的平面位于与翼展方向基本平行，或者与翼展方向形成为具有不大于15°的夹角，例如，二者之间的夹角为12°、10°、5°等。

在展开状态下，由刚性杆件10和柔性薄膜20形成的降噪面在飞机翼展方向上与飞机襟翼4的侧缘连接，也即，降噪面至少延伸至翼展侧缘的端面(参见图4、5)。降噪装置5在此时与飞机襟翼4侧缘由于不存在任何允许气流沿厚度方向Z流动的间隙，噪音因此能够在很大程度上消除。

在具有扇形结构的刚性杆件10的实施方式中，刚性杆件10邻近其销轴构件的根部不附设柔性薄膜20，取而代之的是，销轴构件在根部设有沿刚性杆件10的枢转平面延伸的阻挡部12。阻挡部12被构造成，当多个刚性杆件10处于展开状态时，阻挡部12和柔性薄膜20能够完全覆盖刚性杆件10之间的间隔。此时，刚性杆件10远离根部的末梢部具有相对较大的延伸面积，其可以保证柔性薄膜20可靠地固定在末梢部上。

根据本公开的刚性杆件10绕其销轴构件的转动由驱动机构来驱动。驱动机构被构造成能够驱动多个刚性杆件10绕销轴构件转动，以使得多个刚性杆件10在展开状态和收拢状态转换。具体地，驱动机构例如可以是常规的齿轮驱动机构。

除此之外，可替换地或可补充地，驱动机构包括供电单元以及与供电单元电力连接的形状记忆合金件。其中，形状记忆合金件连接各个刚性杆件10，并且被配置成在供电单元向形状记忆合金件供电时使其发生形变，进而使得刚性杆件10处于展开状态或收拢状态。在第一实施方式中，形状记忆合金件固定在刚性杆件10远离其销轴构件的末端面上。形状记忆合金件可以是单一的构件，其在末端面串联所有的刚性杆件10，在通电状态或断电状态下，形状记忆合金件展开成如图5所示的，由所有刚性杆件10的径向外端面限定的圆弧形形状。

在第二实施方式中，形状记忆合金件仅与处于叠置状态的多个刚性杆件10的上、下端的刚性杆件10连接。与第一实施方式相似，在形状记忆合金件被通电后，降噪装置5也能进入如图4、5所示的展开状态。

在第三实施方式中，驱动机构包括多个形状记忆合金件。在刚性杆件10的叠置方向上，相邻的两个或更多个的刚性杆件10由对应的单个形状记忆合金件控制动作。在形状记忆合金件连接3个或更多个的刚性杆件10的情况下，该形状记忆合金件可采用如第一实施方式的方式连接所有由其控制的刚性杆件10，或者如第二实施方式的方式，连接由其控制且分别位于叠置方向的上、下两端的刚性杆件10。基于第一实施方式、第二实施方式的，降噪装置5同样可通过控制驱动机构而在收拢状态和展开状态之间转换。与第一、第二实施方式不同的是，在该实施方式中，降噪装置5可更精准、独立地控制各个刚性杆件10是否需要转动。

根据上述的飞机襟翼4，降噪装置5由具有尺寸较小的刚性杆件 10和柔性薄膜20组成，降噪装置5相较现有技术具有总体较轻的特点。此外，较小尺寸的降噪装置5可保证飞机襟翼4的调节过程不会受到降噪装置5的过多干扰；同时，由于较小尺寸的柔性薄膜20在刚性杆件10的展开状态和收拢状态转变过程中的总体变形量较小，柔性薄膜20尺寸不会对降噪效果带来明显影响。最后，由于各个刚性杆件10之间通过柔性薄膜20连接，刚性杆件10能够在整体上抑制襟翼侧缘涡流的强度，大幅改善襟翼侧缘的流场环境，使得降噪装置5具有良好的降噪效果。

最后应说明的是：以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

附图标记说明：

机身：1

主机翼：2

缝翼：3

飞机襟翼：4

降噪装置：5

刚性杆件：10

阻挡部：12

柔性薄膜：20。