CN103832580A - 用于增升装置的可收缩填充板 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器组件，其具有固定结构和增升装置。固定结构包括翼梁、提供飞行器机翼的最前缘的前部、以及提供飞行器机翼的下表面的下部。增升装置能够相对于固定结构从收起构型向下移动至展开构型。增升装置具有提供飞行器机翼的最前缘的前部和提供飞行器机翼的下表面的下部。增升装置的向下移动造成增升装置的下部与固定结构的下部之间的侧向间隙逐渐打开。可收缩填充板设置成从收缩构型逐渐伸展至张开构型以填充侧向间隙。

Description

用于增升装置的可收缩填充板

技术领域

本发明涉及一种可收缩填充板，其用于密封飞行器机翼的固定前缘结构与可动增升装置之间的间隙，尤其是用于防止火或者碎片的侵入。

背景技术

一些固定机翼飞行器具有诸如下垂鼻式前缘襟翼装置或缝翼的前缘增升装置，这些前缘增升装置能够相对于机翼的固定结构从收起构型向下移动成展开构型。相对于固定结构展开这种装置使得侧向间隙在增升装置的侧向边缘与固定结构之间逐渐扩展。这种间隙会导致固定机翼结构内的***和结构变得暴露于火或者碎片侵入的危险之下，或者替代性地，会在飞行器上带来空气动力学方面的不利影响。

此前的解决方案已包括了附接至固定结构的假底，但该方案并不总是可行的，而且还给飞行器增加了重量。

发明内容

本发明提供了一种飞行器组件，包括：固定结构，固定结构包括翼梁、提供飞行器机翼的最前缘的前部、以及提供飞行器机翼的下表面的下部。增升装置连接至翼梁从而能够相对于固定结构从收起构型向下移动至展开构型，其中，增升装置包括提供飞行器机翼的最前缘的前部和提供飞行器机翼的下表面的下部。增升装置的向下移动造成增升装置的下部与固定结构的下部之间的侧向间隙逐渐打开。可收缩填充板设置成从收缩构型逐渐伸展至张开构型以填充侧向间隙。

填充板用于在装置展开时填充侧向间隙，而当装置收起时，填充板收缩。在填充板的张开构型中，填充板提供了遮掩侧向间隙的密封，而在填充板的收缩构型中，填充板被方便地收起来。

填充板在其收缩构型中被收起来确保了它不会与沿机翼延伸的任何***(如电力线缆、液压管道、或燃料管路)相冲突。

填充板优选地附接至增升装置(一般地，在填充板的下边缘附接至增升装置)并附接至固定结构(一般地，在填充板的上边缘附接至固定结构)。因此，填充板设置成响应于装置向展开构型的移动而自动地从收缩构型伸展至张开构型，反之亦然。即，装置本身的移动导致填充板在收缩构型与张开构型之间的移动，并且不需要任何单独的致动机构。

优选地，在装置向展开构型的移动过程中，板逐渐地伸展以填充间隙。替代性地，可以设置单独的致动机构，以在装置完全展开之后逐渐地伸展板来填充间隙。

在收缩构型中，填充板优选地收小(例如通过被折叠而收小)，在张开构型中，填充板优选地扩大(例如通过被摊开而扩大)。通过以这种方式收小，当装置处于其收起构型时，能够使填充板适合紧凑的空间。填充板优选地设置成在一个或多个折叠线处折叠，一个或多个折叠线提供沿交替方向的一个或多个折叠。即，填充板优选地设置成以六角手风琴式或扇型的布置来折叠。

在一些实施方式中，填充板包括由多个强化部支撑的柔性基体。强化部可用于防止填充板在张开构型下的侧向变形，并且还可以用于辅助收缩至收缩构型。

优选地，填充板设置成在柔性基体中在多个折叠线中的每个折叠线处折叠，每个折叠线与所述多个强化部中的一个相邻。在一些实施方式中，强化部中的每一个包括细长杆。在另一些实施方式中，强化部中的每一个包括模制在内的强化板，相邻的强化板由折叠线分隔开。

可选地，飞行器组件还包括偏压元件，偏压元件将填充板朝其收缩构型偏压。偏压元件可以一体地结合到填充板中或者可设置为单独的部件。

填充板优选地设置成提供对火、碎片以及空气流中的一者或多者的屏障。这样，填充板可分别防止火焰、空气中夹带的碎片和/或曳力引发的空气流的侵入。

优选地，当增升装置处于其收起构型时，增升装置的下部与固定结构的下部齐平。

优选地，当增升装置处于其收起构型时，增升装置的前部与固定结构的前部齐平。

增升装置一般具有内侧端和外侧端，内侧端定位成比外侧端更靠近飞行器的中心平面。侧向间隙可位于增升装置的内侧端或外侧端。

填充板可附接至装置的侧向边缘(即，内侧边缘或外侧边缘)或与该侧向边缘相邻。填充板可具有上边缘和下边缘，上边缘和下边缘在张开构型中相对于彼此成锐角。

优选地，固定结构和/或增升装置还包括上部，上部通常提供飞行器机翼的上表面。增升装置的上部和/或下部在收起位置和/或展开位置中一般与固定辅助结构形成密封。辅助结构通常由连接至翼梁的一个或多个肋支撑。

固定结构的前部、上部和下部一般直接地或者通过肋而固定地附接至翼梁。

固定结构的上部和下部可形成为单独的构件，或者单个的一体构件。类似地，增升结构的前部和下部可形成为单独的构件，或者单个的一体构件。

增升装置可包括下垂鼻式前缘襟翼装置、缝翼或当处于其展开位置时增大机翼前缘的弯度(并从而增大升力)的任何其它装置。

增升装置优选地具有介于收起构型与展开构型之间的部分展开构型，并且可收缩填充板设置成当增升装置从收起构型展开至部分展开构型时，从收缩构型逐渐伸展至部分张开构型。通过这种方式，装置能够针对不同的飞行阶段展开至不同位置，同时仍然保持掩盖侧向间隙的密封。

附图说明

现将参照附图描述本发明的实施方式，在附图中：

图1示出了沿后内侧方向观察的、具有下垂鼻式前缘襟翼装置(示出为处于其展开位置)的前缘飞行器机翼的立体图；

图2示出了沿前外侧方向观察的、图1的机翼组件以及根据本发明实施方式的收缩填充板的另一立体图，其中机翼组件的下垂鼻式前缘襟翼装置处于其收起位置；

图3示出了图2的布置，其中下垂鼻式前缘襟翼装置处于其展开位置并且填充板处于其张开构型；

图4是侧视剖视图，示出了处于其收起位置的下垂鼻式前缘襟翼装置；

图5是侧视剖视图，示出了处于其完全展开位置的下垂鼻式前缘襟翼装置；

图6示出了沿后内侧方向观察的组件的立体图，其中下垂鼻式前缘襟翼装置示出为处于其展开位置，省略了填充板；

图7示出了图6的视图，其中示出了填充板；

图8示出了沿后外侧方向观察的图1的机翼组件的立体图，其中下垂鼻式前缘襟翼装置处于其展开位置并移除了下垂鼻式前缘襟翼装置的外蒙皮的一部分；以及

图9是包含图1-8的组件的飞行器的俯视图。

具体实施方式

图1示出了具有固定前缘结构的前缘机翼组件，固定前缘结构包括前翼梁20(图2和图3中为了清晰起见而省略)、固定至该翼梁的整流器或鼻结构10、以及用于将燃气涡轮发动机或其它发动机(未示出)附接至机翼的挂架主结构(未示出)。该固定结构还包括内侧封闭肋12，该内侧封闭肋12提供将挂架主结构与位于整流器10的内侧的可展开下垂鼻式前缘襟翼装置30分开的侧向屏障，并且整流器10附接至该内侧封闭肋12。图1-3中示出了正交的xyz轴，x轴表示向前方向，y轴表示外侧方向(远离飞行器中心)，z轴表示向下方向。

整流器10具有弯曲的前鼻部17以及下部15和上部16，弯曲的前鼻部17形成飞行器机翼的翼型的最前侧边缘，下部15和上部16向前部17的后方延伸，并分别提供飞行器机翼的下表面和上表面。在图2和图3中最清楚地示出了上部16。各部分15-17可形成为单个的一体构件，或者形成为单独的板。在该示例中，下部15是单独的入口板，其通过可移除的紧固件附接至前部17，并且能够被移除以实现进入下部15上方的空间。

下垂鼻式前缘襟翼装置30在附接至翼梁20的五个铰链肋上铰接至前翼梁20。该装置能够在收起构型(图2)与展开构型(图1和图3)之间向下枢转，在收起构型中，该装置的外表面与整流器10的外表面齐平，在展开构型中，该装置的外表面相对于整流器10的外表面位于下方。当该装置展开时，装置30的区域中的机翼翼型被改变，使其弯度增大。下垂鼻式前缘襟翼装置30可具有部分展开构型，即介于收起构型与展开构型之间的中间位置。

前翼梁20支撑图2和图3中所示的具有槽22的上方固定辅助结构板21。五个铰链肋中最外侧的一个在图2和图3中被省略，并且容纳在板21中的槽22中。图4是侧视剖视图，示出了该外侧铰链肋25以及致动器臂26，致动器臂26在铰链27处可枢转地附接至铰链肋25并且也在图2和图3中省略。图4示出了装置30处于其收起位置，图5示出了装置30处于其完全降低位置。

下垂鼻式前缘襟翼装置30的外型具有在图4和图5中标出的三部分。弯曲的前部36形成装置(以及飞行器机翼的翼型)的最前缘，下部33和上部34向前部36的后方延伸，并分别提供装置(以及飞行器机翼)的下表面和上表面。下部33具有图1、图6和图7中标注为32的外侧边缘。部分33、36可以形成为单个的一体构件，或者形成为单独的板。部分34一般形成为单独的密封构件，其通过紧固件附接至部分36。

如图4所示，当装置收起时，装置的下部33与下方固定的辅助结构板22形成密封，该下方固定的辅助结构板22附接至翼梁20并且从翼梁20向前延伸。在图4的收缩位置和图5的张开位置中，装置的上部34都与上方辅助结构板21形成密封。装置30还在其内侧端具有封闭肋35，封闭肋35在图1、图4、图5和图8中标出。

一般地，下垂鼻式前缘襟翼装置30在起飞和降落的过程中展开以增大机翼的弯度(并从而增大由机翼产生的气动升力)，随后在巡航过程中收起。在起飞过程中，装置30可展开至部分展开构型(例如，枢转18度)，而在降落过程中，装置可展开至展开构型(例如，枢转27度)。

如图1和图6所示，当下垂鼻式前缘襟翼装置30展开时，在其外侧端露出大致三角形的侧向开口或间隙40，该侧向开口或间隙40由整流器10的下部15的内侧边缘14、下垂鼻式前缘襟翼装置的下部33的外侧边缘32以及侧肋板35的后边缘限界。在现有技术中，该间隙40可能不予关注，因为这种布置的辅助结构板21可在其下边缘处延伸成接合翼梁20，从而提供假底，该假底提供了保护翼梁及固定前缘组件的其它元件的封闭空间，而不是终止于图5中所示的下边缘21a，其与翼梁20以及板22的前边缘隔开间隙21b。然而，在没有这种假底的情况下，存在以下风险：在发动机有火的情况下，火焰可能穿过间隙40并损坏关键的***基础设施60(见图1，在图2、图3和图6中为了清晰起见而省略)，所述***基础设施60形成下垂鼻式前缘襟翼装置后方的固定机翼组件的一部分，如电力线缆、液压管道以及燃料管路。

还有必要防止火焰从下垂鼻式前缘襟翼装置30内经由内侧挂架肋12窜入到整流器10后部的空间中。如图2和图3中所示，内侧挂架肋12具有多个***穿孔13，***基础设施60的线缆、管道及管路穿过所述***穿孔13进行布线。如果这些线缆、管道或管路被火损坏，则将留下未填充的穿孔13，其将提供火焰进入整流器10的路线。虽然在一些情况下可能能够在线缆、管道或管路与穿孔13之间设置耐热材料来防止这种熔化，但这种热保护不适合用于例如在正常工作过程中产生大量热的电力线缆，如传递由航空发动机产生的电能的发电机线缆。

图2、图3、图7和图8中示出的可收缩填充板50通过提供耐火屏障而解决了以上问题，当下垂鼻式前缘襟翼装置30移动至其展开位置时(图3、图7和图8)，该耐火屏障自动地从下垂鼻式前缘襟翼装置30收起时的收缩构型(图2)伸展至张开构型。注意，图1和图6中省略了该板50以使得间隙40在这些图中可见。填充板可以具有与下垂鼻式前缘襟翼装置30的部分展开构型相对应的部分张开构型。

该实施方式中的填充板50要求具有以下能力：承受由AC 20.135和ISO 2685定义的标准火焰所施加的热达5分钟时间，而不产生对飞行器造成危险的任何故障。

填充板50大致为楔形(即，形状确定为类似截头三角形)，使得它大致对应于间隙40的形状。其设置成使得上边缘51通过上支架(未示出)附接至内侧挂架肋12，下边缘52在下垂鼻式前缘襟翼装置的下部33的侧边缘32附近通过下支架37(图8)附接至下垂鼻式前缘襟翼装置，窄边缘53位于间隙的靠近枢轴27的较窄后部。这样，当填充板50处于其张开构型时，填充板50大致平坦。

注意，将上边缘51附接至内侧挂架肋12的上支架(未示出)的确切位置可以变化，例如，该位置可以定位在肋12的下边缘的上方，如图2和图3中所示，或接近肋12的下边缘，如图8所示。上支架(未示出)可类似于下支架37，但有一附加物——将在另一侧使用金属条来防止紧固件穿过板50拔出，并且能够将它夹在中间(类似于三明治)。

填充板50具有多个折叠线54，折叠线54从窄边缘53向外辐射(即，发散/扇形散开)出去，以使板50能够以六角手风琴式或扇型的布置来折叠，其中折叠线54提供沿交替方向的一系列折叠。因此，填充板50在处于其收缩构型时，收缩成紧凑折叠布置。在该示例中，板50具有6个折叠线54，如图8所示，但在替代性实施方式中，其可具有仅一个折叠线。在其部分张开构型中，填充板将被部分地折叠，使得它既没有完全折叠也没有完全摊开。

填充板50包括具有所需的阻燃特性的航空级聚氨脂或硅橡胶的基体。ABR4-0085 A级是合适的阻燃硅橡胶，其能够单独使用，或者与附加的玻璃纤维外层一起使用以进一步增强阻燃性。合适级别的玻璃纤维为ABR9-0142T6或ABR9-0142T6。

多个强化杆(未示出)被模制在基体中，这些杆提供额外的刚度以防止板发生侧向变形。杆分别位于折叠线54的附近，从而还用于辅助折叠操作。用于强化杆的合适材料可以是航空级不锈钢，如316不锈钢。

在替代性实施方式中，强化杆可以替换为模制在基体中的多个楔形强化板(未示出)，相邻的强化板由折叠线54隔开。因此，当板50折叠成收缩构型时，其包含强化板的部分彼此上下堆叠。

根据填充板50可能遭受的预期抖振负载，该设计能够省略杆和/或强化板并简单地在适当位置改变基体材料厚度以提供适当的机械特性。例如，基体材料可以在折叠线54处较薄以提供用于折叠的柔韧性，并在折叠线54的两侧较厚以提供前/后方向上的刚性。

在一些实施方式中，可将偏压元件——如弹性体材料/形状记忆材料——横跨折叠线54地/大致垂直于折叠线54地模制到填充板50中(或以其它方式一体地结合到板中)。当下垂鼻式前缘襟翼装置展开且填充板50摊开时，这种材料将变得受压并储存能量。然后该板被偏压元件朝向折叠位置偏压。这将确保填充板50沿正确方向折叠，并且当其折叠时不会被卡在整流器10与下垂鼻式前缘襟翼装置30之间。

填充板50可进一步包括附接至其朝外的表面上的增强织物层，以保护板免受环境损坏，如空气中夹带的碎片造成的损坏。朝外的表面可以进一步以疏水涂层进行处理，以防止冰的累积。冰的累积会妨碍板50正常发挥功能，并且可能对板造成结构损坏。

虽然附图中并未示出，但可以在下垂鼻式前缘襟翼装置30的内侧端装配具有与图2和图3所示特征大致类似的特征的填充板50。这里，下垂鼻式前缘襟翼装置30相对于内部固定的前缘组件(翼根端整流带)枢转，该内部固定的前缘组件具有与整流器10的内侧挂架封闭肋12类似的外侧封闭肋。当下垂鼻式前缘襟翼装置30展开时，相对于翼根端整流带产生类似于间隙40的大致三角形孔。

虽然没有特别要求防止火侵入该孔，因为它距离航空发动机足够远，但可能需要填充板来防止在起飞和降落过程中被起落架(未示出)扬起的碎片穿过该孔、并对在下垂鼻式前缘襟翼装置的展开过程中暴露出来的关键的***基础设施和/或结构件(如前翼梁20)造成损坏。在防止碎片造成的破坏是主要要求的这种实施方式中，板50可包括具有高橡胶含量(如纤维增强橡胶材料或纤维增强聚氨脂)的基体。

图9示出了具有两个机翼的飞行器，每个机翼包括图1-8所示的组件。对于每个机翼示出了下垂鼻式前缘襟翼装置30和整流器10。

虽然以上已经结合一个或多个优选实施方式描述了本发明，但应当理解，可以做出多种改变或变型而不偏离所附权利要求中限定的本发明的范围。

特别地，本领域技术人员将理解，填充板的目的可以是通过防止空气流过与该可动增升装置相关的侧向间隙而提供空气动力学方面的改进，而不是为了防止火或碎片侵入。

Claims (16)

1.一种飞行器组件，包括：

固定结构，所述固定结构包括翼梁、提供飞行器机翼的最前缘的前部、以及提供所述飞行器机翼的下表面的下部；

增升装置，所述增升装置连接至所述翼梁，从而能够相对于所述固定结构从收起构型向下移动至展开构型，其中，所述增升装置包括提供所述飞行器机翼的最前缘的前部和提供所述飞行器机翼的下表面的下部，并且其中，所述增升装置的向下移动造成所述增升装置的下部与所述固定结构的下部之间的侧向间隙逐渐打开；以及

可收缩填充板，所述可收缩填充板设置成从收缩构型逐渐伸展至张开构型以填充所述侧向间隙。

2.如权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述填充板附接至所述增升装置并附接至所述固定结构。

3.如权利要求2所述的飞行器组件，其中，所述固定结构还包括肋，所述固定结构的所述前部和所述下部附接至所述肋，并且所述填充板附接至所述肋。

4.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，其中，在所述收缩构型中，所述填充板被折叠，并且在所述张开构型中，所述填充板被摊开。

5.如权利要求4所述的飞行器组件，其中，所述填充板设置成在一个或多个折叠线处折叠，所述一个或多个折叠线提供沿交替方向的一系列折叠。

6.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，其中，所述填充板包括由多个强化部支撑的柔性基体。

7.如权利要求6所述的飞行器组件，其中，所述填充板设置成在所述柔性基体中在多个折叠线中的每个折叠线处折叠，每个折叠线与所述多个强化部中的一个相邻。

8.如权利要求6或7所述的飞行器组件，其中，所述强化部中的每一个包括细长杆。

9.如权利要求6至8中任一项所述的飞行器组件，其中，所述强化部中的每一个包括模制在内的强化板，相邻的强化板由折叠线分隔开。

10.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，其中，所述填充板设置成提供对火、碎片以及空气流中的一者或多者的屏障。

11.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，还包括连接至所述翼梁的上方固定辅助结构，其中，所述增升装置还包括上部，在所述收起位置和/或所述展开位置中，所述增升装置的上部与所述上方固定辅助结构形成密封。

12.如权利要求11所述的飞行器组件，其中，所述上方固定辅助结构终止于与所述翼梁以间隙间隔开的下边缘。

13.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，还包括连接至所述翼梁的下方固定辅助结构，其中，在所述收起位置和/或所述展开位置中，所述增升装置的所述下部与所述下方固定辅助结构形成密封。

14.如权利要求12和13所述的飞行器组件，其中，所述上方固定辅助结构和所述下方固定辅助结构以间隙间隔开。

15.如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件，其中，所述增升装置具有介于所述收起构型与所述展开构型之间的部分展开构型，并且所述可收缩填充板设置成当所述增升装置从所述收起构型展开至所述部分展开构型时，从所述收缩构型逐渐伸展至部分张开构型。

16.一种飞行器机翼，包括如前述权利要求中任一项所述的飞行器组件。

Images