密封裝置以及相關聯的飛行控制面機構和飛行器的製作方法

2024-03-21 06:39:05

本發明涉及飛行器領域，更具體地，涉及在空氣動力學密封性方面做出改進的密封裝置、包括密封裝置的飛行控制面機構和包括飛行控制面機構的飛行器。

背景技術：

在諸如飛機之類的飛行器中，設置有用於實現相應功能的多種不同飛行控制面機構。例如，這些飛行控制面機構包括：具有用於修正飛機航向和進行小角度轉向的方向舵的垂直尾翼，具有用於實現飛機的抬頭向上飛行和低頭向下飛行的升降舵的水平尾翼，以及具有用於在較低速度下獲得較大升力和較好操控能力的襟翼的襟翼機構(由襟翼和機翼的相應部段構成)。飛行控制面機構通常具有固定部和以能夠相對於固定部運動(例如樞轉運動)的方式附接至固定部的可動翼面，例如，垂直尾翼具有用作固定部的垂直安定面和用作可動翼面的方向舵。

在固定部與可動翼面之間，需要在可動翼面相對於固定部的各個定位狀態(特別是正向和反向極限定位狀態)下維持良好的空氣動力學密封，以便提高可動翼面的效率以及整個飛行控制面機構的空氣動力學性能。

特別地，在某些情況下，為了例如避免與飛行控制面機構的相關固定部件相干涉而在可動翼面的邊緣部設置切口，這種切口在可動翼面相對於固定部處於樞轉極限位置時有可能向外露出而影響空氣動力學性能，因此，有利的是在例如樞轉極限位置時改進對切口所進行的空氣動力學密封。

這裡，應當指出的是，本部分中所提供的技術內容旨在有助於本領域技術人員對本發明的理解，而不一定構成現有技術。

技術實現要素：

在本部分中提供本發明的總概要，而不是本發明完全範圍或本發明所有特徵的全面公開。

本發明的一個目的是提供一種能夠有效地維持飛行控制面機構的良好空氣動力學密封的密封裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠在避免可動翼面與對應固定部件發生幹涉的同時有效地確保可動翼面的效率進而確保飛行控制面機構的空氣動力學性能的密封裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠避免相應密封件發生過度顫動的密封裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠減小相應密封件與可動翼面的摩擦進而減小對可動翼面的塗層的損壞的密封裝置。

本發明的其它目的在於提供一種包括上述密封裝置的飛行控制面機構和一種包括上述飛行控制面機構的飛行器。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的一個方面，提供一種用於飛行器的飛行控制面機構的密封裝置，所述飛行控制面機構包括固定部和可動翼面，所述可動翼面以能夠相對於所述固定部運動的方式附接至所述固定部。所述密封裝置包括附接至所述固定部的固定密封件和附接至所述可動翼面從而隨著所述可動翼面的運動而運動的可動密封件，所述可動密封件與所述固定密封件相互配合以便為所述飛行控制面機構提供空氣動力學密封。

在上述密封裝置中，所述可動翼面沿飛行器飛行方向設置在所述固定部的後方，所述固定密封件附接至所述固定部的後緣而所述可動密封件附接至所述可動翼面的前緣。

在上述密封裝置中，所述可動翼面的前緣設置有切口，所述可動密封件設置在所述切口處用於覆蓋所述切口。

在上述密封裝置中，所述切口呈大致矩形或大致圓弧形，所述可動密封件對應地呈大致矩形或大致圓弧形。

在上述密封裝置中，所述固定密封件在與所述切口對應的位置處附接至所述固定部的後緣，以及，所述固定密封件在所述飛行控制面機構的縱長方向上的長度大於所述切口在所述飛行控制面機構的縱長方向上的長度。

在上述密封裝置中，所述固定密封件在所述飛行控制面機構的前後方向上的密封尺寸小於所述可動密封件在所述飛行控制面機構的前後方向上的密封尺寸。

在上述密封裝置中，所述固定密封件在所述飛行控制面機構的前後方向上的密封尺寸和所述可動密封件在所述飛行控制面機構的前後方向上的密封尺寸設定成使得：即便當所述可動翼面沿使得所述可動翼面的相應側離開所述固定部的相應側的方向運動至極限位置時，所述固定密封件與所述可動密封件仍然相互交疊。

在上述密封裝置中，所述飛行控制面機構還包括鉸鏈部和固定部側鉸鏈肋，所述鉸鏈部允許所述可動翼面相對於所述固定部進行樞轉運動，所述固定部側鉸鏈肋用於支承所述鉸鏈部並且固定地連接至所述固定部，以及，所述切口用於避免所述可動翼面在樞轉運動過程中與所述固定部側鉸鏈肋相互幹涉。

在上述密封裝置中，所述密封裝置設置成使得所述固定密封件與所述可動密封件以預定間隙隔開而不相接觸。

在上述密封裝置中，所述可動密封件和所述固定密封件由柔性材料製成。

在上述密封裝置中，所述密封裝置設置有避讓機構，使得在所述可動翼面相對於所述固定部的運動過程中所述可動密封件能夠避讓所述飛行控制面機構的對應固定部件。

在上述密封裝置中，所述可動密封件的除前邊緣之外的其它邊緣均固定地連接至所述可動翼面的前緣的限定所述切口的切口邊緣。

在上述密封裝置中，所述避讓機構實施為位於所述可動密封件上並且大致沿所述飛行控制面機構的前後方向從所述前邊緣延伸的分割部。

在上述密封裝置中，所述分割部為大致沿所述飛行控制面機構的前後方向在大致整個所述可動密封件上延伸的單個分割部，使得所述可動密封件分割成第一可動密封部和第二可動密封部，以及，相互面對的所述第一可動密封部的分割端與所述第二可動密封部的分割端相接觸。

在上述密封裝置中，所述避讓機構包括適於在所述可動翼面沿使得所 述可動翼面的相應側靠近所述固定部的相應側的方向運動時抵接且推開所述可動密封件的頂推構件。

在上述密封裝置中：所述頂推構件直接地連接至所述固定部；或者，所述飛行控制面機構還包括鉸鏈部和固定部側鉸鏈肋，所述鉸鏈部允許所述可動翼面相對於所述固定部進行樞轉運動，所述固定部側鉸鏈肋用於支承所述鉸鏈部並且固定地連接至所述固定部，以及，所述頂推構件附接至所述固定部側鉸鏈肋從而間接地連接至所述固定部。

在上述密封裝置中，所述頂推構件附接至所述固定部側鉸鏈肋，以及，所述頂推構件包括呈大致圓弧形的朝向可動翼面側彎曲的彎鉤部，所述彎鉤部適於抵接且推開所述可動密封件。

在上述密封裝置中，所述頂推構件還包括基部和凹部，所述基部附接至所述固定部側鉸鏈肋，所述凹部位於所述基部與所述彎鉤部的末端之間。

在上述密封裝置中，所述可動密封件的前邊緣被彎曲成具有適於由所述彎鉤部抵接的彎折部。

在上述密封裝置中，所述切口呈大致矩形，所述可動密封件對應地呈大致矩形從而包括所述前邊緣、後邊緣和兩個側邊緣，以及，僅僅所述後邊緣固定地連接至所述切口的後緣。

在上述密封裝置中，所述飛行控制面機構是垂直尾翼，以及，所述固定部是垂直安定面而所述可動翼面是方向舵。

在上述密封裝置中，所述固定部包括關於所述飛行控制面機構的豎向中央平面基本對稱的第一固定空氣動力學表面和第二固定空氣動力學表面，所述可動翼面包括關於所述飛行控制面機構的豎向中央平面基本對稱的第一可動空氣動力學表面和第二可動空氣動力學表面，以及，所述密封裝置包括關於所述飛行控制面機構的豎向中央平面基本對稱的第一密封裝置和第二密封裝置，所述第一密封裝置設置在所述第一固定空氣動力學表面與所述第一可動空氣動力學表面之間，而所述第二密封裝置設置在所述第二固定空氣動力學表面與所述第二可動空氣動力學表面之間。

在上述密封裝置中，所述第一密封裝置包括沿著所述飛行控制面機構的縱長方向設置的多個第一密封裝置，相應地所述第二密封裝置包括沿著 所述飛行控制面機構的縱長方向設置的多個第二密封裝置。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的另一方面，提供一種用於飛行器的飛行控制面機構。所述飛行控制面機構包括如上所述的密封裝置。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的另一方面，提供一種飛行器。所述飛行器包括如上所述的飛行控制面機構。

根據本發明，由於密封裝置由相互配合的固定密封件和可動密封件構成，因此，與密封裝置僅僅包括固定密封件(例如較短的固定密封件)的相關技術方案相比，能夠在可動翼面例如處於樞轉極限位置時可靠地避免在可動翼面與固定部之間露出間隙或切口，從而能夠有效地維持飛行控制面機構的良好空氣動力學密封(即對間隙或切口進行空氣動力學密封以便在飛行控制面機構的空氣動力學表面上提供相對光滑的空氣流動路徑)並且能夠有效地改進可動翼面的效率進而改進飛行控制面機構的空氣動力學性能。

另外，由於密封裝置由相互配合的固定密封件和可動密封件構成，因此可以避免使用單個較長且較薄的密封件(特別是固定密封件)，從而可以避免處在飛行方向上遊的固定密封件發生過度顫動。而且，由於可以使用與可動密封件配合的較短的固定密封件，因此可以減小固定密封件與可動翼面的前緣的摩擦(尤其在可動翼面處於樞轉極限位置時)進而可以減小對前緣的塗層(例如漆層)的損壞。

附圖說明

通過以下參照附圖的描述，本發明的一個或多個實施方式的特徵和優點將變得更加容易理解，在附圖中：

圖1為示出應用有根據本發明的密封裝置的飛機的側視圖；

圖2為沿著圖1中的線ⅱ-ⅱ截取的用於示出應用有根據本發明的密封裝置的垂直尾翼的示意性截面圖；

圖3a和圖3b分別為示出方向舵處於中立樞轉位置和右側樞轉極限位置時的垂直尾翼的左側側視圖；

圖4為示出根據本發明的密封裝置的示意性截面圖；

圖5和圖6分別為示出根據本發明第一實施方式的密封裝置的側視圖和立體圖；

圖7a和圖7b分別為示出方向舵處於中立樞轉位置和左側樞轉極限位置時的根據本發明第二實施方式的密封裝置的示意性立體圖；

圖8為示出根據本發明第二實施方式的可動密封構件的一部分的立體圖；以及

圖9為示出已安裝至方向舵的前緣的根據本發明第二實施方式的可動密封構件的立體圖。

具體實施方式

下面參照附圖、藉助示例性實施方式對本發明進行詳細描述。對本發明的以下詳細描述僅僅是出於說明目的，而絕不是對本發明及其應用或用途的限制。

參照圖1(圖1為示出應用有根據本發明的密封裝置的飛機的側視圖)，應用有根據本發明的密封裝置的飛機1(對應於根據本發明的飛行器)可以包括垂直尾翼10(對應於根據本發明的飛行控制面機構)，垂直尾翼10進而可以包括垂直安定面(vtp)20(對應於根據本發明的固定部)和能夠用於修正飛機航向和進行小角度轉向的方向舵40(對應於根據本發明的可動翼面)。飛機可以限定有飛行方向fd，飛行方向fd基本對應於飛機機身的縱長方向。這裡，需要注意的是，儘管文中以垂直尾翼10作為飛行控制面機構的示例來對本發明進行描述，然而本發明也可以應用於其它飛行控制面機構，包括但不限於具有用於實現飛機的抬頭向上飛行和低頭向下飛行的升降舵的水平尾翼，以及具有用於在較低速度下獲得較大升力和較好操控能力的襟翼的襟翼機構(由襟翼和機翼的相應部段構成，並且可以包括前緣和後緣襟翼機構)。

參照圖2(圖2為沿著圖1中的線ⅱ-ⅱ截取的用於示出應用有根據本發明的密封裝置的垂直尾翼的示意性截面圖)，方向舵40以能夠相對於垂直安定面20運動的方式附接至垂直安定面20。在一些示例中，方向舵40以能夠相對於垂直安定面20樞轉的方式附接至垂直安定面20。在其它示例中，替代樞轉或者附加於樞轉，方向舵40可以相對於垂直安定面20進行其它運動，例如，方向舵40可以相對於垂直安定面20前後平移同時可 以相對於垂直安定面20樞轉。另外，方向舵40可以實施為單件方向舵，也可以根據需要實施為兩件(上下兩件)式或多件式方向舵40。

如圖2所示，垂直尾翼10還可以包括鉸鏈部(樞軸)60和鉸鏈肋(固定部側鉸鏈肋)80。鉸鏈部60允許方向舵40相對於垂直安定面20進行樞轉運動，而鉸鏈肋80用於支承鉸鏈部60並且固定地連接至垂直安定面20。在圖示的示例中，鉸鏈肋80固定地連接至橫肋82，橫肋82進而固定地連接至垂直安定面20的內壁表面，由此實現鉸鏈肋80與垂直安定面20的固定連接。垂直尾翼10還可以設置有與鉸鏈肋80在結構和功能上相似的鉸鏈肋(可動翼面側鉸鏈肋)90，鉸鏈肋80與鉸鏈肋90適於一起支撐鉸鏈部60。這樣，經由鉸鏈部60，方向舵40能夠相對於垂直安定面20繞由鉸鏈部60限定的樞轉軸線x(參見圖1)樞轉。由此，能夠以可控方式藉助相關聯的致動器(未圖示)使方向舵40相對於垂直安定面20定位在期望的樞轉位置。樞轉位置例如包括：如圖2所示的中立樞轉位置；從如圖2所示的中立樞轉位置向下最大程度地樞轉的左側樞轉極限位置——例如向左樞轉20度至30度；以及從如圖2所示的中立樞轉位置向上最大程度地樞轉的右側樞轉極限位置——例如向右樞轉20度至30度。

在一些示例中，鉸鏈部60及其相應的支承結構(包括鉸鏈肋80和鉸鏈肋90在內)可以沿著縱長方向ld分別設置有多個。

垂直尾翼10可以限定有：基本對應於樞轉軸線x的縱長方向ld、以及大致與縱長方向ld垂直的前後方向ap(參見圖2)。

參照圖2，垂直安定面20可以包括關於垂直尾翼10的豎向中央平面(前後方向ap位於該豎向中央平面上)基本對稱的第一(左側)固定空氣動力學表面20a和第二(右側)固定空氣動力學表面20b，而方向舵40可以包括關於垂直尾翼10的豎向中央平面基本對稱的第一(左側)可動空氣動力學表面40a和第二(右側)可動空氣動力學表面40b。

在一些情況下，為了避免方向舵40的前緣42在例如左側或右側樞轉極限位置時與鉸鏈肋80相干涉，可以考慮在方向舵40的前緣42的與鉸鏈肋80對應的位置處設置切口45。參照圖3a和圖3b(圖3a和圖3b分別為示出方向舵處於中立樞轉位置和右側樞轉極限位置時的垂直尾翼的左側側視圖)，切口45在方向舵40處於中立樞轉位置時可以被垂直安定面20的後緣24覆蓋(如圖3a所示)，而切口45在方向舵40處於右側樞轉 極限位置時則會向外露出(如圖3b所示)。這裡，在鉸鏈部60及其相應的支承結構沿著縱長方向ld分別設置有多個的情況下，切口45可以對應地沿著縱長方向ld設置有多個。

切口45的設置位置和尺寸大小設定成使得：即便當方向舵40運動至處於左側或右側樞轉極限位置時，方向舵40的前緣42也不與鉸鏈肋80相干涉。在優選的示例中，切口45的設置位置和尺寸大小設定成使得：當方向舵40運動至處於左側或右側樞轉極限位置時，方向舵40的前緣42與鉸鏈肋80相互靠近但是不相干涉(優選為儘可能地相互靠近但不相干涉，亦即恰好不相干涉)。

根據本發明，設置有用於為垂直尾翼10提供空氣動力學密封(即，提供相對光滑的空氣流動路徑以便於提高垂直尾翼10的效率)的密封裝置。密封裝置可以與切口45和鉸鏈部60相應地沿著縱長方向ld設置有多個。密封裝置可以包括設置在左側固定空氣動力學表面20a與左側可動空氣動力學表面40a之間的第一(左側)密封裝置以及設置在右側固定空氣動力學表面20b與右側可動空氣動力學表面40b之間的第二(右側)密封裝置。這裡，由於左側固定空氣動力學表面20a與右側固定空氣動力學表面20b基本對稱並且結構可以基本相似、左側可動空氣動力學表面40a與右側可動空氣動力學表面40b基本對稱並且結構可以基本相似、並且左側密封裝置與右側密封裝置也可以基本對稱並且結構可以基本相似，因此出於簡潔目的在下文中將僅僅以左側密封裝置、左側固定空氣動力學表面20a和左側可動空氣動力學表面40a為例進行描述。這裡，需要注意的是，本發明不限於左側密封裝置與右側密封裝置的對稱設置，而是也可以涵蓋其它合適的設置方式(例如密封裝置單側設置的方式)。

這裡，需要注意的是，對於左側固定空氣動力學表面20a和左側可動空氣動力學表面40a而言，方向舵40的向左方向對應於使得方向舵40的相應側(即左側可動空氣動力學表面40a)靠近垂直安定面20的相應側(即左側固定空氣動力學表面20a)的正方向並且左側樞轉極限位置對應於正向極限位置，而方向舵40的向右方向對應於使得方向舵40的相應側離開垂直安定面20的相應側的反方向並且右側樞轉極限位置對應於反向極限位置。不同地，對於右側固定空氣動力學表面20b和右側可動空氣動力學表面40b而言，向左方向對應於反方向並且左側樞轉極限位置對應於反向極限位置，而向右方向對應於正方向並且右側樞轉極限位置對應於正向極 限位置。

下面參照圖4至圖6描述根據本發明第一實施方式的密封裝置100，其中：圖4為示出根據本發明的密封裝置的示意性截面圖，而圖5和圖6分別為示出根據本發明第一實施方式的密封裝置的側視圖和立體圖。

密封裝置100可以包括附接至垂直安定面20的固定密封件120和附接至方向舵40從而隨著方向舵40的運動而運動的可動密封件140。可動密封件140適於與固定密封件120相互配合以便為垂直尾翼10提供空氣動力學密封。固定密封件120可以附接至垂直安定面20的後緣24而可動密封件140可以附接至方向舵40的前緣42。

在圖示的示例中，參照圖4，固定密封件120包括本體部122和附接部124。本體部122適於附接至後緣24(例如附接至後緣24的內表面)，使得後緣24的外表面與本體部122的外表面基本齊平。另外，如圖4所示，還可以設置安裝板(例如金屬安裝板)190，從而附接部124可以夾在安裝板190與後緣24之間，以便實現固定密封件120更加牢固的安裝。類似地，參照圖6，可動密封件140可以包括本體部142和附接部144。本體部142適於附接至前緣42(例如附接至前緣42的內表面)，使得前緣42的外表面和本體部142的外表面基本齊平。

在一些示例中，固定密封件120與後緣24的附接以及可動密封件140與前緣42的附接可以採用鉚接、螺紋連接、膠合等方式實現。

參照圖5，可動密封件140可以設置在切口45中。在圖示的示例中，切口45呈大致矩形，並且可動密封件140對應地呈大致矩形。在這方面，可以構想，切口45和可動密封件140可以呈其它合適的形狀，例如切口45可以呈大致圓弧形，而可動密封件140可以對應地呈大致圓弧形。另外，還可以構想，可動密封件140不僅僅設置在切口45中，而是可以沿著縱長方向ld設置在整個方向舵40的前緣42上。

固定密封件120可以在與切口45對應的位置(在縱長方向ld上的位置)處附接至垂直安定面20的後緣24。在優選的示例中，固定密封件120在縱長方向ld上的長度大於切口45在縱長方向ld上的長度，使得從飛行器飛行方向fd的前方觀察時固定密封件120覆蓋(交疊)切口45。以此方式，可以確保在切口45的縱長方向ld上的整個區域均能夠藉助於固定密封件120而得到有效的空氣動力學密封，由此提高飛行控制面機構的 空氣動力學性能。在其它示例中，可以構想，固定密封件120可以沿著縱長方向ld設置在整個垂直安定面20的後緣24上或者以其它合適的方式設置。

固定密封件120在前後方向ap上的密封尺寸(有效密封尺寸，即本體部122的尺寸)120s可以小於可動密封件140在前後方向ap上的密封尺寸(有效密封尺寸，即本體部142的尺寸)140s。通過將固定密封件120的前後方向ap上的尺寸設定為較小，可以避免處在飛行方向fd上遊的固定密封件120發生過度顫動，並且可以減小固定密封件120與方向舵40的前緣42的摩擦(尤其在方向舵40處於左側樞轉極限位置時——此時固定密封件120與方向舵40的前緣42之間的間隙會變小或者兩者甚至會相互接觸)進而可以減小對前緣42的塗層(例如漆層)的損壞。

固定密封件120在前後方向ap上的密封尺寸120s和可動密封件140在前後方向ap上的密封尺寸140s可以設定成使得：即便當方向舵40沿向右方向(反方向)運動至右側(反向)樞轉極限位置時，固定密封件120與可動密封件140仍然(優選地以適當程度例如較小的交疊程度)相互交疊(參見圖6)。以此方式，可以確保在反向樞轉極限位置時也能夠維持飛行控制面機構的可靠空氣動力學密封。

可動密封件140和固定密封件120可以由柔性材料(例如橡膠等)製成，使得例如可動密封件140可以被下文描述的頂推構件偏置或推開。在優選的示例中，可動密封件140和固定密封件120由比製成方向舵40的前緣42和垂直安定面20的後緣24的材料柔性更大的材料製成。以此方式，可以提高密封裝置100的空氣動力學密封，可以避免密封裝置100與後緣24和前緣42的不當摩擦，而且在例如可動密封件140與鉸鏈肋80接觸時因可動密封件140的柔性和可變形性而可以避免對鉸鏈肋80造成損壞。

在一些示例中，密封裝置100設置成使得固定密封件120與可動密封件140能夠在交疊的同時以預定間隙隔開而不相接觸。以此方式，能夠在確保適當空氣動力學密封的同時確保方向舵40的順利運動。

在根據第一實施方式的密封裝置100中，可動密封件140的除前邊緣141之外的其它邊緣(在可動密封件140呈大致矩形的情況下，其它邊緣包括後邊緣142、上側邊緣143和下側邊緣144)可以固定地連接至方向舵40的前緣42的限定切口45的切口邊緣47。

可動密封件140可以具有大致沿垂直尾翼10的前後方向ap從前邊緣141延伸的分割部149(例如，分割部149可以通過對一體式可動密封件140進行切割而形成)。在優選的示例中，如圖5所示，分割部149為大致沿垂直尾翼10的前後方向ap在大致整個可動密封件140上延伸的單個分割部，使得可動密封件140分割成第一可動密封部140a和第二可動密封部140b。單個分割部149可以位於可動密封件140的沿縱長方向ld的大致中間位置(與鉸鏈肋80基本對應的位置)。另外，相互面對的第一可動密封部140a的分割端140ae可以與第二可動密封部140b的分割端140be相接觸。通過設置分割部149，在方向舵40朝向左側樞轉極限位置運動時，允許鉸鏈肋80插入分割部149而將第一可動密封部140a和第二可動密封部140b推開，由此允許方向舵40順利地運動至期望的樞轉位置(包括左側樞轉極限位置)。另一方面，在可動密封件140改變至中立樞轉位置或右側樞轉極限位置時，可動密封件140例如藉助於其材料的柔性和彈性而可以自行恢復至原始狀態(齊平狀態)，由此確保可動密封件140的空氣動力學密封。在這方面，對於垂直尾翼應用情形而言，可動密封件140為豎向定向，這也有助於第一可動密封部140a和第二可動密封部140b恢復至原始狀態。這裡，需要指出的是，在第一實施方式中，分割部149對應於根據本發明的避讓機構。

在根據本發明第一實施方式的密封裝置100中，至少可以獲得以下有益技術效果。

由於密封裝置100由相互配合的固定密封件120和可動密封件140構成，因此，與密封裝置僅僅包括固定密封件(例如較短的固定密封件)的相關技術方案相比，能夠在可動翼面例如處於樞轉極限位置時可靠地避免在可動翼面與固定部之間露出間隙或切口，從而能夠有效地維持飛行控制面機構的良好空氣動力學密封(即對間隙或切口進行空氣動力學密封以便在飛行控制面機構的空氣動力學表面上提供相對光滑的空氣流動路徑)並且能夠有效地改進可動翼面的效率進而改進飛行控制面機構的空氣動力學性能。

另外，由於密封裝置100由相互配合的固定密封件120和可動密封件140構成，因此可以避免使用單個較長且較薄的密封件(特別是固定密封件)，從而可以避免處在飛行方向fd上遊的固定密封件120發生過度顫動。而且，由於可以使用與可動密封件140配合的較短的固定密封件120，因 此可以減小固定密封件120與可動翼面的前緣的摩擦(尤其在可動翼面處於樞轉極限位置時)進而可以減小對前緣的塗層(例如漆層)的損壞。

下面參照圖7a、圖7b、圖8和圖9描述根據本發明第二實施方式的密封裝置100'，其中：圖7a和圖7b分別為示出方向舵處於中立樞轉位置和左側樞轉極限位置時的根據本發明第二實施方式的密封裝置的示意性立體圖，圖8為示出根據本發明第二實施方式的可動密封構件的一部分的立體圖，而圖9為示出已安裝至方向舵的前緣的根據本發明第二實施方式的可動密封構件的立體圖。

出於簡潔目的，下面將主要描述根據本發明第二實施方式的密封裝置100'與根據本發明第一實施方式的密封裝置100的主要不同之處。

密封裝置100'可以包括適於在方向舵40沿向左方向(正方向)運動時適於抵接且推開可動密封件140'的頂推構件160(頂推構件160例如由樹脂製成)。這裡，需要指出的是，在第二實施方式中，頂推構件160對應於根據本發明的避讓機構。

在圖示的示例中，頂推構件160附接至鉸鏈肋80從而間接地連接至垂直安定面20。在其它示例中，儘管未圖示，頂推構件160可以直接地連接至垂直安定面20(例如垂直安定面20的內壁表面)。

在圖示的示例中，頂推構件160包括呈大致圓弧形的朝向可動翼面側(方向舵側)彎曲的彎鉤部162，彎鉤部162藉助於特別的彎鉤形狀而適於抵接且推開可動密封件140'。頂推構件160還可以包括基部164和凹部166，基部164可以附接至鉸鏈肋80(優選地基部164具有較大的尺寸)，而凹部166可以位於基部164與彎鉤部162的末端之間並未朝向可動翼面側敞開。以此方式，允許頂推構件160藉助尺寸較大的基部164而穩定地安裝至鉸鏈肋80，而且由於設置凹部而使得頂推構件160的重量減小並且易於彎鉤部162的形成。此外，由於設置凹部而使得彎鉤部162在頂推可動密封件140'時避免對可動密封件140'造成不必要損壞或磨損。

可動密封件140'的前邊緣141'可以被彎曲成具有適於由彎鉤部162抵接的彎折部145(參見圖8)。以此方式，允許可動密封件140'被頂推構件160可靠地抵接和推開。在一些示例中，可以通過模製方式將可動密封件140'製成具有彎折部145。

參照圖9，在切口45呈大致矩形的情況下，可動密封件140'可以對應地呈大致矩形從而包括前邊緣141'、後邊緣142和兩個側邊緣143，144。在優選的示例中，僅僅後邊緣142固定地連接至方向舵40的前緣42的限定切口45的切口邊緣47(即固定地連接至切口的後緣)。以此方式，有助於可動密封件140'被頂推構件160順利地推開。

當方向舵40從如圖7a所示的中立樞轉位置沿向左方向運動時，在可動密封件140'要與鉸鏈肋80接觸之前，頂推構件160的彎鉤部162抵接可動密封件140'的彎折部145並且將可動密封件140'朝向後方(可動翼面側)推開而避免可動密封件140'與鉸鏈肋80接觸(參見圖7b)。

這裡，需要注意的是，頂推構件160和可動密封件140'的結構不限於上文具體描述的形式，而是可以採用其它合適的結構形式。例如，在頂推構件160中可以省略凹部，又例如，在頂推構件160中可以設置替代彎鉤部的朝向圖7a中的右上方傾斜的直形頂推部。

根據本發明第二實施方式的密封裝置100'可以獲得與根據本發明第一實施方式的密封裝置100基本相同的有益技術效果。另外，在根據本發明第二實施方式的密封裝置100'中，由於能夠避免可動密封件140'與鉸鏈肋80接觸，因此能夠完全地避免因可動密封件140'與鉸鏈肋80接觸而對鉸鏈肋80造成可能的不利影響，同時也允許可動翼面更加順利地運動至期望的樞轉位置。

根據本發明的密封裝置可以容許多種不同變型，這些變型也可以相對於相關技術方案獲得一定的有益技術效果。

在上述第一實施方式中，在可動密封構件中設置有分割部。然而，可以構想，在可動密封構件中可以不設置分割部。在這種情況下，由於可動密封構件本身具有柔性和彈性，因此可以基本上允許方向舵沿正方向繼續運動至期望的樞轉位置。

在上述第二實施方式中，僅僅後邊緣固定地連接至方向舵的前緣的限定切口的切口邊緣。然而，可以構想，兩個側邊緣的至少一部分也可以固定地連接至切口邊緣。在這種情況下(特別是在兩個側邊緣的一部分固定地連接至切口邊緣的情況下)，可以有助於使可動密封件恢復至原始狀態，而且也不至於導致頂推構件對可動密封件的頂推造成過大阻礙。

在上述第一和第二實施方式中，可動密封件與切口結合使用。然而，可以構想，在不設置有切口的情況下，例如在將方向舵的前緣的前後方向尺寸減小以避免前緣與鉸鏈肋相干涉的情況下，可以將可動密封件沿著縱長方向設置在整個方向舵的前緣上。

在本申請文件中，方位術語「上」、「下」、「左」和「右」等的使用僅僅出於便於描述的目的，而不應視為是限制性的。

在本說明書中，每當提及「示例性實施方式」、「一些示例」、「其它示例」、「優選的示例」和「圖示的示例」等時意味著針對該實施方式/示例描述的具體的特徵、結構或特點包括在本發明的至少一個實施方式/示例中。這些用詞在本說明書中不同地方的出現不一定都指代同一實施方式/示例。此外，當針對任一實施方式/示例描述具體的特徵、結構或特點時，應當認為本領域技術人員也能夠在所有所述實施方式/示例中的其它實施方式/示例中實現這種特徵、結構或特點。

雖然已經參照示例性實施方式對本發明進行了描述，但是應當理解，本發明並不局限於文中詳細描述和示出的具體實施方式/示例。在不偏離權利要求書所限定的範圍的情況下，本領域技術人員可以對示例性實施方式做出各種改變。