用於提高飛機可控性的系統的製作方法

2023-05-30 22:02:41 1

專利名稱：用於提高飛機可控性的系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及航空工業；更具體地，本發明涉及飛機設計領域，旨在設計其在飛機水平尾翼中的實施。
背景技術：
本發明所要解決的技術問題是提供一種減小飛機水平尾翼(HTP)的設計尺寸的系統。從而減小了飛機重量及氣動阻力，因而降低了飛機的運行成本。本發明是為了用於結合「可調節HTP」的飛機，其在商用飛機中是常規的。可調節 HTP結合「平衡系統」，用於為整個HTP提供在相對於飛機的給定角(安裝角)的傾斜運動，產生HTP迎角的變化。平衡系統的功能是自動地(即，無需飛行員幹預)為飛機提供「縱向」 平衡。至於「縱向」應理解成「相對於飛機俯仰運動」。因此，當通過飛行員使用升降機、改變發動機推力、或操作機翼高升裝置來修改所需的穩定的縱向平衡時，可調節HTP將自動傾斜而為新的穩定平衡位置提供必要的提升，同時升降機處於其正常位置。對於給定的HTP構造和幾何特性(翼展、反角、掠角、厚度、扭轉(twist)、剖面形狀等)的飛機設計中，HTP尺寸基本上取決於縱向穩定性(靜態和動態)與飛機可控性之間的折衷。飛機穩定性的定義為飛機在飛機處於平衡時從迎角和/或空速中的小擾動自動 (即無飛行員幹預)恢復平衡並繼續維持此平衡的能力。縱向穩定性與飛機俯仰運動有關。簡單地說，HTP對飛機縱向穩定性的影響取決於飛機的重心(c. g.)，飛機重心在飛機運行期間是可變的，以及取決於表徵HTP尺寸的係數(稱為HTP體積)。c. g.定位得越遠離HTP且HTP越大，它就導致更高的飛機縱向穩定性。另外，飛機可控性的定義為提供必要的力和力矩從而允許執行任何所要求的操縱的能力。具體地，縱向可控性是指飛機提供足夠的提升以產生必要的俯仰力矩的能力。飛機縱向可控性是經由HTP提升係數(取決於其迎角)由HTP氣動特性所給出；通常迎角不同於飛機的迎角，這是因為機翼及其高升裝置通過稱為「下洗角」的量來修改HTP 迎角。對於給定的HTP構造(給定的安裝角)，HTP提升係數分別呈現最大和最小，具有最大(正號)HTP迎角和最小(負號)；這些最大值和最小值稱為失速值，是發生顯著氣動失速的值。一旦最小HTP的設計尺寸已被確定以符合縱向穩定性標準，則通常必須取決於飛機型號相對於所提及的最小尺寸增加水平尾翼氣動面積以確保符合可控性標準，在這些情況下據說飛機設計受限於可控性標準。氣動面積增加意味著對於這些情況下所要求的操縱來說，必要的提升係數不超過失速值。本發明所要解決的技術問題涉及減小受限於可控性的飛機設計中的可調節HTP 尺寸，換句話說，具有決定於縱向穩定性標準的最小HTP尺寸。因此，本發明提供一種提高飛機可控性的系統，該系統進而提供對HTP提升係數的增加、允許減小HTP尺寸和飛機總重量，因而有助於降低飛機運行成本。

發明內容
為了實現氣動表面的提升係數的增加，現有技術中眾所周知的是高升裝置，它們通常是用在機翼中。存在許多不同類型的高升裝置，它們單獨使用或者與其他組合使用，它們通常是通過修改剖面的外形(可移動的高升裝置)或者是控制邊界層(邊界層抽吸或吹除系統)來延緩分離因而延緩失速的裝置。可移動高升裝置是相對於機翼移動(高升裝置的偏轉運動)並且基於提供翼弦的加長或剖面曲率變化的裝置。這些裝置是由飛行員啟動的，通常當飛機需要更大的提升 (諸如起飛和著陸)時操縱。通常有兩種常用方法可使高升裝置偏轉(a)利用致動器使其延伸和收回；或者(b)利用電動馬達通過一系列驅動軸、變速箱和機械連接來產生所需的延伸或收回。將高升裝置直接安裝在HTP中，將為本發明所要解決的技術問題提供可能的解決方法，因為對於失速值該裝置的操作將提供額外的提升，這樣將使減小有效HTP表面(連同其尺寸)成為可能，用於可控性標準。已知在應用於AN-70飛機中的現有技術中的此解決方法，該飛機在前緣具有「縫翼」型高升裝置，當使襟翼偏轉時其偏轉。然而，一般認為此解決方法是將可調節高升裝置直接安裝在HTP中，總體來說由於裝置安裝和操縱複雜性的弊端以及由於要實現的致動器或電動馬達系統所導致的飛機重量困難，該方法對該技術問題而言並不十分令人滿意。可替代地，已知安裝在HTP前緣(CBA-123飛機)的固定高升裝置。這些裝置為高 HTP的迎角值增加提升；然而，它們具有在高迎角下的提升增加導致其它HTP迎角值的提升或阻力的惡化的弊端。為了解決本發明要解決的技術問題，本發明結合了安裝在HTP中的可移動高升裝置，功能是提高HTP的提升係數。另外，為了克服在技術領域中所述的弊端，本發明尋求以下的技術效果 首先利用HTP傾斜運動，以將其傳遞到HPT高升裝置的偏轉運動；
其次在HTP迎角值的整個範圍內以選擇性方式提高HTP提升係數，特別是對於HTP失速值。第一技術效果能夠簡化本發明系統的構成，特別是不再需要安裝用於高升裝置偏轉的致動器或馬達。第二技術效果能夠產生充分的高升裝置的偏轉，以取決於各種HTP迎角值增加 HTP提升係數的絕對值，並且在其它迎角值下不影響提升和阻力。基本上，本發明提出的解決方法是基於將高升裝置的偏轉與由可調節HTP平衡系統所產生的傾斜運動聯繫起來。將所述偏轉運動與傾斜運動聯繫起來的函數被稱為「偏轉
定律」。由本發明系統提供的所述偏轉定律的一個待考慮技術方面是在可調節HTP，考慮到平衡系統功能是在縱向上平衡飛機，HTP安裝角的絕對值增加時HTP迎角的絕對值增加。 因此，HTP傾斜的絕對值為最大時，達到了 HTP失速值。因為對於失速必須提供最大偏轉的絕對值，所以可以推斷，增加偏轉絕對值的偏轉定律在整個範圍的迎角內是適用的，因為 HTP在最大安裝角與最小安裝角之間的傾斜不會產生任何失速值。
為了提供可調節HTP運動與高升裝置偏轉運動之間的所述聯繫，本發明系統包括以下技術要素
HTP與飛機之間的接合裝置，包括HTP樞轉裝置、平衡系統、和偏轉傳動裝置；以及高升裝置與HTP之間的接合裝置。樞轉裝置是提供可調節HTP與飛機之間的鉸接式接合的裝置，包括樞轉軸，HTP圍繞該樞轉軸產生相對於飛機的傾斜運動。平衡系統提供HTP圍繞樞轉裝置相對於飛機的傾斜運動所需的力。按照慣例，平衡系統包括連接到飛機的致動裝置，該致動裝置可由螺旋千斤頂致動器組成。偏轉傳動裝置提供產生高升裝置偏轉運動所需的力。本發明系統的特徵在於，偏轉傳動裝置為各HTP傾斜位置提供高升裝置偏轉位置。因此，本發明的系統提供傾斜運動與高升裝置偏轉運動之間的聯繫，該聯繫是由偏轉定律所限定的。偏轉傳動裝置可以結合連接於高升裝置與飛機之間的機械連接，其特別能夠消除用於高升裝置偏轉的致動器。該機械連接是彼此相對運動並藉助於各種類型連接(螺栓和銷釘等)而相互連接的技術要素(杆、引導件、齒輪、和凸輪等)的系統，該裝置是用於傳遞運動和力。因此，在偏轉傳動裝置基本上是由連接於高升裝置與飛機之間的機械連接所組成的情況下，本發明的系統提供高升裝置偏轉運動與HTP傾斜運動之間的偏轉定律。


作為對本發明描述的補充以及為了幫助更好地理解其的技術特徵，此描述性報告隨附了以下附圖
圖1是本發明系統實施的在飛機尾翼中的第一可調節HTP裝置的透視圖。圖2是本發明系統實施的在飛機尾翼中的第二可調節HTP裝置的透視圖。圖3是本發明系統的實施例的圖示。在此實施例中，偏轉傳動裝置包括杆機構。陰影區域代表飛機的固定部分，HTP相對於其而傾斜；圓代表鉸接。三個附圖(3AJB和3C) 表示該系統的不同位置，對應於不同的HTP安裝角，帶有它們相應的高升裝置偏轉位置。圖4是本發明系統的實施例的功能圖。在此實施例中，偏轉傳動裝置包括帶引導件的機構。陰影區域代表飛機的固定部分，HTP相對於其傾斜；圓代表鉸接。三個附圖(4A、 4B和4C)代表該系統的不同位置，對應於不同的HTP安裝角，帶有它們相應的高升裝置偏轉位置。圖5是優選發明系統實施例的透視圖。附圖標記
1飛機
2:HTP (水平尾翼)
3升降機
4豎直穩定裝置
5方向舵
6樞轉軸
7平衡窗8高升裝置
9平衡系統
10致動裝置11螺旋千斤頂12傾斜裝置13陰螺紋件14關節15傾斜軸16偏轉傳動裝置17偏轉軸18桿18，杆19引導件20軛狀物(yoke)21=HTP扭轉箱結構22延伸部23錨軸24:HTP外殼。
具體實施例方式本發明是為了用於一種裝配有可調節HTP2的飛機。圖1和圖2示出了飛機1尾翼的主要部件，其中安裝有HTP2、升降機3、豎直穩定裝置4和方向舵5。圖1和圖2對應於兩種不同的HTP2布置，但是其中此HTP2布置因素並不限制本發明。圖1和圖2還示出了 HTP2如何經由平衡窗7從飛機1結構中突出，可調節HTP2 圍繞樞轉裝置相對於飛機1傾斜。樞轉裝置包括樞轉軸6，HTP2圍繞樞轉軸6相對於飛機的旋轉，從而使HTP2傾斜。存在多於一個的非對準的樞轉軸6，這並非限制本發明的特徵也並非限制HTP2的特定幾何特徵(偏轉和反角(deheral)等)。本發明的一個特徵是其在HTP2中結合可調節高升裝置。如附圖中所示，在優選實施例中可調節高升裝置8是「偏傾前緣」型裝置，其是前緣高升裝置，其特徵在於裝置8與 HTP2之間的接合裝置是由帶偏轉軸的鉸接裝置所組成，所述裝置圍繞偏轉軸相對於HTP2 的旋轉，高升裝置8的偏轉是圍繞偏轉軸17的旋轉運動。此類型的高升裝置8提供的技術優點是允許相對於HTP2剖面翼弦的正角度和負角度的旋轉，從而賦予該系統在整個HTP2 迎角值範圍內的更大功能性。圖3和圖4是示出了本發明系統實施例的附圖，將高升裝置偏轉運動與HTP2傾斜之間機械連接。所述實施例的區別在於結合到偏轉傳動裝置16中的機構的類型。附圖示出了當平衡系統9 (包括帶螺旋千斤頂11和傾斜裝置12的致動裝置10以充分地傳遞傾斜運動)使傾斜裝置12圍繞樞轉軸6運動並且使HTP2圍繞傾斜軸15 (鉸接B)旋轉時，HTP2 如何圍繞樞轉軸6(鉸接A)相對於飛機傾斜的。由於所產生的傾斜運動，所述系統提供了高升裝置8的偏轉，包括圍繞偏轉軸17 (鉸接C)的旋轉。圖3中所示的系統結合具有與飛機1 (鉸接E)和第二桿18』(鉸接D)相鉸接的杆 18的機構，其進而整體連接到高升裝置8。圖4中所示的系統結合引導件機構，該引導件機構包括與滑動杆18』相鉸接(經由鉸接D』)並整體地連接到高升裝置8的引導件19。如圖4中所示，這個引導件機構按照滑動引導件19路徑的幾何形狀為任何高升裝置提供偏轉定律。特別是，圖4的實施例示出了點「a」與「b」之間的引導件路徑是如何與樞轉鉸接「A」同心的，從而使高升裝置8不相對於HTP2剖面翼弦偏轉。圖3和圖4中所示的系統對應於兩個實施例，而並非對本發明的目的有任何限制， 因為通過應用技術狀態下已知的機構能夠產生將所述機構用作偏轉傳動裝置16的本發明範圍內的其它實施例。考慮到用於在HTP2剖面翼弦線上旋轉的高升裝置8的正偏轉角符號以及在飛機 1水平面上旋轉的正安裝角的標準，用於優選實施例的所選偏轉定律是使得正HTP2的安裝角相對於飛機1產生「偏傾前緣」高升裝置8的負偏轉角。在相應的圖3a至圖3c和圖如至圖4c中，可以看見各個不同的系統位置。用以闡明本發明技術要素的本發明優選實施例(對應於圖3a和圖北中的實例) 提供必要的充分描述。本實施例中所結合的機構顯然包括系統構造以及安裝和維修中的有利的簡單性，這就本發明的本質而言是理想的。圖5示出了此實施例的透視圖，以下對其技術特徵進行描述。圖中所示的位置對應於正最大安裝角以及「偏傾前緣」偏轉角的最大負絕對值。此圖示出了與安裝在飛機1上的HTP2前緣緊鄰的區域，顯示其從經過平衡窗7從前緣突出。圖中還通過蓋子中的剖開示意圖示出了在HTP2蓋子M下的HTP2結構21。「偏傾前緣」高升裝置8藉助於22來自於HTP2結構21的延伸部22與HTP2鉸接。 由於這個原因，該裝置8結合與所述延伸部22鉸接的偏轉軸17。HTP2的傾斜是通過平衡系統和樞轉裝置而實現的。本代表性實施例的平衡系統包括致動裝置10，致動裝置10使用連接到陰螺紋件13的螺旋千斤頂11。進而，此陰螺紋件 13連接到關節14、HTP2的左邊部分各右邊部分中之一。此外，關節14經由傾斜軸15而與 HTP2結構相鉸接。附圖中，樞轉軸6代表樞轉裝置，HTP2相對於樞轉軸6傾斜。因此，「偏傾前緣」裝置8偏轉是通過包括軛狀物20及兩跟杆的偏轉傳動裝置16 使HTP2的左邊部分和右邊部分兩者都發生傾斜的結果。「偏傾前緣」裝置8整體地連接到軛狀物20，軛狀物20具有向偏轉軸17傳遞充分的扭矩的功能；軛狀物20與兩根杆18樞轉連接，各杆通過固定在飛機1上的錨軸23與飛機1結構相鉸接。
權利要求
1.一種利用可調節HTPO)提高飛機(1)可控性的系統，其包括在HTPQ)中的可移動高升裝置(8)；在高升裝置(8)與HTPQ)之間的接合裝置；HTP(2)與飛機(1)之間的接合裝置，其包括利用HTP(2)樞轉裝置和HTP(2)平衡系統 (9)使HTP (2)傾斜的裝置；其特徵在於HTP(2)與飛機(1)之間的接合裝置包括用於高升裝置(8)偏轉的偏轉傳動裝置(16)； 偏轉傳動裝置(16) SHTPQ)各安裝角位置提供高升裝置(8)的偏轉位置，這是由偏轉定律所限定的。
2.如權利要求1所述的利用可調節HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於 偏轉傳動裝置(16)基本上是由連接於高升裝置(8)與飛機(1)之間的機械連接所組成。
3.如權利要求2所述的利用可調節HTP( 提高飛機(1)的可控性的系統，其特徵在於高升裝置(8)是前緣裝置。
4.如權利要求3所述的利用可調節HTP( 提高飛機(1)的可控性的系統，其特徵在於高升裝置(8)是「偏傾前緣」裝置。
5.如權利要求4所述的利用可調節HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於 所述偏轉定律是使得正HTP( 安裝角相對於飛機(1)產生偏傾前緣裝置(8)的負角的偏轉。
6.如權利要求4所述的利用可調節HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於 所述偏轉定律是使得在安裝角在零安裝角附近的區間HTP( 的傾斜不產生高升(8)裝置的偏轉。
7.如權利要求5或6所述的利用可調節HTP(2)提高飛機⑴可控性的系統，其特徵在於偏轉傳動裝置(16)包括帶引導件(19)的引導機構，杆(18』)沿引導件(19)樞轉地滑動(D』 )；該杆整體地與高升裝置(8)相連接。
8.如權利要求5所述的利用可調節HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於 偏轉傳動裝置(16)包括帶第一桿(18)的杆機構；該第一桿(18)樞轉地(E)連接到飛機 (1)並且樞轉地(D)連接到第二桿(18』)，第二桿(18』 )整體地連接到高升裝置(8)。
9.9.如權利要求8所述的利用可調節HTP ( 提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於所述杆機構的整體連接到高升裝置(8)的第二桿(18』 )基本上是由軛狀物OO)所組成；軛狀物與至少一根杆(18)樞轉連接，杆(18)經由錨軸樞轉地連接到飛機(1)。
10.如以上權利要求中任一項所述的利用可調節HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統， 其特徵在於平衡系統(9)結合相互連接的致動裝置(10)和傾斜裝置(1 ；傾斜裝置(12) 經由傾斜軸(15)與HTP(2)樞轉地連接，致動裝置(10)連接到飛機(1)。
11.如權利要求10所述的利用可調節HTP( 提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於致動裝置(10)包括螺紋連接到傾斜裝置(1 的螺旋千斤頂(11)。
12.如權利要求11所述的利用可調節HTPQ)提高飛機(1)可控性的系統，其特徵在於傾斜裝置(1 包括陰螺紋件(13)，陰螺紋件(1 螺紋連接到螺旋千斤頂(11)並且固定到兩個關節(14)，相應的傾斜軸(1 樞轉連接到用於HTP的每個左邊部分和右邊部分的兩個關節(14)中的一個。
全文摘要
本系統包括用於為HTP(2)的各安裝角位置提供可移動襟翼(8)的偏轉位置的偏轉傳動裝置(16)，安裝在飛機(1)的運動HTP(2)上。優選地，用於傳遞偏轉(18、20、23)的裝置(16)基本上包括連接於襟翼(8)與飛機(1)之間的機械帶。
文檔編號B64C5/10GK102421666SQ201080020758
公開日2012年4月18日 申請日期2010年3月11日 優先權日2009年3月12日
發明者帕斯庫亞爾富爾特斯 A., 納默 A., J. 西蒙卡萊羅 F., 維拉奧爾格 P. 申請人:空中巴士西班牙運營有限責任公司