RU2446987C2

RU2446987C2 - Регулирующее устройство для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка

Info

Publication number: RU2446987C2
Application number: RU2009102946/11A
Authority: RU
Inventors: Бернхард ШЛИПФ (DE); Бернхард ШЛИПФ
Original assignee: Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date: 2006-06-30
Filing date: 2007-07-02
Publication date: 2012-04-10
Also published as: WO2008001336B1; RU2009102946A; US8398019B2; CA2656442A1; ATE481315T1; CN101484355A; JP2009542498A; EP2035275A1; BRPI0713117A2; DE602007009225D1; CN101484355B; DE102006030315A1; WO2008001336A1; US20090272843A1; CA2656442C; EP2035275B1

Abstract

Изобретение относится к устройству для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата. Регулирующее устройство для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка (2; 102) на аэродинамическом крыле (1) содержит один привод (20) закрылка для приведения в действие закрылка (2; 102) и несколько приводных устройств (3; 4; 5). Приводные устройства (3; 4; 5) содержат передающие силы натяжения и сжатия устройства для подвижного присоединения закрылка (2; 102) к крылу (1). Два первых приводных устройства (3; 5) направляют закрылок (2; 102) в определенное положение относительно направления хорды крыла. Одно второе приводное устройство (4) содержит компенсирующий элемент (10; 110), за счет которого закрылок (2; 102) имеет возможность перемещения в направлении хорды крыла для компенсации относительных перемещений между закрылком (2; 102) и крылом (1). Достигается компенсация деформирующих сил, возникающих в приводных устройствах (3; 4; 5) в силу относительных перемещений в направлении хорды крыла между закрылком (2; 102) и крылом (1). 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Данное изобретение относится к устройству для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы изобретения.

В известных увеличивающих подъемную силу крыла системах современных воздушных судов и грузовых самолетов, в частности, с большим взлетным весом, на задней кромке крыла предусмотрены увеличивающие подъемную силу крыла закрылки, которые соединены с возможностью перемещения с крылом посредством нескольких приводных устройств. Для приведения в действие закрылка используются приводные передаточные звенья, которые содержат элементы натяжения/сжатия (силовые стойки), соединенные, например, через вал для передачи крутящего момента (торсионный вал) с приводом закрылка, который обычно расположен в центре. Элементы натяжения/сжатия соединены с предусмотренными на торсионном вале плечами рычага, и связаны с закрылком в области приводных устройств посредством направляющего нагрузку узла. Недостатком данного решения является то, что в увеличивающих подъемную силу крыла закрылках, которые соединены с аэродинамическим крылом посредством более чем двух приводных устройств, из-за относительных перемещений между закрылком и крылом могут возникать деформирующие силы.

Из общего, известного уровня техники известно прикрепление элементов натяжения/сжатия к основному лонжерону, который воздействует на закрылок посредством качающихся опор. С этой точки зрения, недостатком является то, что там возможно возникновение нежелательной пары сил между воздействующей на закрылок вертикально направленной силой и зависящей от относительного перемещения основного лонжерона движущей силой, обусловленное креплением через подвижные опоры.

Кроме того, такие увеличивающие подъемную силу крыла системы имеют большой вес и высокую стоимость изготовления и сборки, обусловленные использованием необходимых компонентов (основного лонжерона, качающихся опор, подшипников и т.д.), а также сложностью системы.

Целью настоящего изобретения является разработка улучшенного регулирующего устройства для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка и аэродинамического крыла, оборудованного подобным регулирующим устройством, в котором деформирующие силы отсутствуют или минимизированы, с минимальными временем и затратами для изготовления.

Указанная цель достигнута регулировочным устройством, содержащим отличительные признаки пункта 1 формулы изобретения. Преимущественные варианты осуществления и конструктивные формы изобретения изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Регулировочное устройство для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка на аэродинамическом крыле летательного аппарата в соответствии с изобретением содержит один привод закрылка для приведения в действие закрылка, и несколько приводных устройств, которые с возможностью перемещения присоединяют увеличивающий подъемную силу крыла закрылок к аэродинамическому крылу для направления закрылка посредством элементов натяжения/сжатия, при этом привод закрылка соединен с несколькими приводными устройствами для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка. Согласно изобретению по меньшей мере на одном из приводных устройств предусмотрен по меньшей мере один компенсирующий элемент для компенсации деформирующих сил, возникающих в содержащих элементы натяжения/сжатия приводных передаточных звеньях, обусловленных относительными перемещениями в направлении хорды крыла между закрылком и крылом. Благодаря по меньшей мере одному компенсирующему элементу в содержащем элемент натяжения/сжатия приводном передаточном звене, удается избежать деформационных сил в закрылке и кинематической цепи так, что по сравнению с общим известным уровнем техники отсутствует необходимость в дополнительных компонентах (основной балки, качающихся опорах, подшипниках, и т.д.) для компенсации изменяющейся длины. Посредством этого вертикально направленная сила закрылка не связана с движущей силой. Регулировочное устройство согласно изобретению, также как и аэродинамическое крыло с таким устройством, имеет малый вес и может быть изготовлено проще и с меньшими затратами.

Предпочтительно, компенсирующий элемент расположен в приводном передаточном звене, содержащем элемент натяжения/сжатия между присоединенным к приводу закрылка торсионным валом и закрылком.

Согласно основному предпочтительному варианту осуществления изобретения компенсирующий элемент является по меньшей мере на участках упругим. Подходящая нагрузка на элементы натяжения/сжатия достигается посредством соответствующего выбора жесткости упругого компенсирующего элемента.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, предусмотрены первое и второе приводное устройства, при этом увеличивающий подъемную силу крыла закрылок удерживается в определенном положении относительно направления хорды крыла в области первых приводных устройств, предпочтительно, посредством кинематики поворотной пары, и имеет возможность перемещения в области по меньшей мере одного второго приводного устройства для компенсации относительных перемещений между закрылком и крылом в направлении хорды крыла, и при этом установленный в содержащем элемент натяжения/сжатия приводном передаточном звене компенсирующий элемент предусмотрен во втором приводном устройстве.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, увеличивающий подъемную силу крыла закрылок присоединен к аэродинамическому крылу с возможностью перемещения и с возможностью регулировки, предпочтительно посредством устройства направляющая - заднее звено, через три приводных устройства, из которых предусмотрены два первых приводных устройства, на которых закрылок удерживается в определенном положении относительно направления хорды крыла, и второе приводное устройство, на котором закрылок имеет возможность перемещения относительно направления хорды крыла для компенсации относительных перемещений между закрылком и крылом, и при этом установленный в содержащем элемент натяжения/сжатия приводном передаточном звене компенсирующий элемент предусмотрен во втором приводном устройстве.

Компенсирующий элемент может быть предусмотрен на элементе натяжения/сжатия или образован им.

Компенсирующий элемент может быть предусмотрен между элементом натяжения/сжатия и закрылком.

Компенсирующий элемент может быть предусмотрен между элементом натяжения/сжатия и по меньшей мере одним плечом рычага, принадлежащим приводному передаточному звену.

Компенсирующий элемент может быть предусмотрен на плече рычага или быть образованным им. Плечо рычага может, в частности, быть выполнено гибким.

Компенсирующий элемент может быть предусмотрен между торсионным валом и элементом плеча рычага.

Компенсирующий элемент может быть линейно упругим.

Компенсирующий элемент может быть торсионно упругим.

Компенсирующий элемент может быть образован по меньшей мере одной пружиной.

Компенсирующий элемент может содержать по меньшей мере один эластомерный элемент.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения на компенсирующем элементе предусмотрен по меньшей мере один ограничительный стопор, ограничивающий допустимое относительное перемещение. Тем самым обеспечивается функционирование в случае поломки.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения компенсирующий элемент имеет усиливающуюся в направлении сжатия жесткость.

В соответствии с вариантом изобретения может быть предусмотрен по меньшей мере один амортизирующий элемент для амортизации вибраций компенсирующего элемента. Амортизирующий элемент может быть активным или пассивным. Амортизирующий эффект может быть достигнут, например, посредством пружины с соответствующими характеристиками упругости.

В соответствии с другим вариантом изобретения, в содержащем элемент натяжения/сжатия приводном передаточном звене для определения относительных перемещений, в частности, недопустимо больших относительных перемещений, может быть предусмотрен по меньшей мере один сенсорный элемент.

Сенсорный элемент может быть соединен с упругим элементом параллельно.

Регулировочное устройство может быть предусмотрено на передней кромке аэродинамического крыла.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения, увеличивающий подъемную силу крыла закрылок установлен на задней кромке аэродинамического крыла.

Аэродинамическое крыло летательного аппарата согласно изобретению оснащено по меньшей мере одним регулировочным устройством данного типа для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка.

На последующих страницах предпочтительные варианты изобретения будут пояснены подробнее на основании схематических изображений, на которых:

Фиг.1 представляет общий вид в перспективе летательного аппарата с регулирующим устройством на задней кромке крыла, приводимым центральным приводом закрылка через торсионную передачу;

Фиг.2 представляет схематический разрез регулирующего устройства согласно варианту осуществления изобретения;

Фиг.3 представляет схематический разрез регулирующего устройства согласно другому варианту осуществления изобретения; и

Фиг.4 представляет вид сверху закрылка регулирующего устройства согласно вариантам осуществления изобретения с целью пояснения сил и относительных перемещений, возникающих в закрылке.

На фиг.1 представлен вид в перспективе современного авиалайнера или грузового самолета, оборудованного увеличивающими подъемную силу крыла системами, расположенными на его аэродинамическом крыле, как на передней, так и на задней кромках аэродинамического крыла для увеличения подъемной силы в момент взлета и посадки. Несколько увеличивающих подъемную силу крыла закрылков 2 предусмотрены на каждой стороне задней кромки аэродинамического крыла 1, которые соединены посредством центрального привода 20 закрылка через торсионную трансмиссию 30, содержащую несколько торсионных валов. Закрылки 2 присоединены к аэродинамическому крылу 1 с возможностью перемещения и с возможностью регулировки на схематически изображенных на фиг.4, соответствующих приводных устройствах 3, 4, 5, и удерживаются как в направлении размаха крыльев, так и в направлении хорды крыла.

На фиг.2 представлен схематический вид, показывающий разрез регулирующего устройства согласно первому варианту осуществления изобретения. Увеличивающий подъемную силу крыла закрылок (посадочный закрылок) 102 расположен на задней кромке аэродинамического крыла 1 летательного аппарата, который в представленном варианте осуществления может быть приведен в действие посредством кинематики поворотной пары. В подобной кинематике поворотной пары или компоновке поворотного закрылка увеличивающий подъемную силу крыла закрылок 102 поворачивается на рычаге 116 закрылка вокруг предусмотренной под крылом поворотной точки 111. При выпускании, закрылок поворачивается вокруг расположенной под крылом поворотной точки 111 по траектории, имеющей форму округлой дуги. На рычаге закрылка 116 предусмотрен шарнир 122, на который действует элемент 107 натяжения/сжатия в смысле вытягивающего или втягивающего перемещения по вышеупомянутой округлой траектории вокруг точки поворота 111, так что обеспечивается приводное устройство. Предпочтительно, предусмотрено по меньшей мере второе приводное устройство (не показано), так что увеличивающий подъемную силу крыла закрылок 102 расположен на крыле для поворота посредством двух приводных устройств. Элемент 107 натяжения/сжатия соединен с показанной на фиг.1 торсионной передачей 30. Выполненный в виде упругого элемента 110 компенсирующий элемент вставлен в содержащее элемент 107 натяжения/сжатия приводное передаточное звено между торсионным валом 6 и закрылком 2 и служит для компенсации относительных перемещений в направлении хорды крыла между закрылком 102 и крылом 1 и вызванных тем самым сил деформации. В представленном на фиг.2 варианте осуществления изобретения компенсирующий элемент 110 предусмотрен между элементом 107 натяжения/сжатия и шарниром 122 на рычаге закрылка 116 или он образует часть элемента 107 натяжения/сжатия и образован посредством пружины или эластомерного элемента.

На фиг.3 показан схематический вид, представляющий вид в разрезе регулирующего устройства согласно второму варианту осуществления изобретения. На задней кромке аэродинамического крыла 1 летательного аппарата расположен увеличивающий подъемную силу крыла закрылок (посадочный закрылок) 2, который в представленном варианте осуществления может быть приведен в действие через т.н. устройства направляющая - заднее звено. На нижней поверхности крыла 1 предусмотрена простирающаяся диагонально назад и вниз направляющая 18, на которой с возможностью перемещения вдоль летательного аппарата и вдоль хорды крыла, соответственно, расположена каретка 19. Каретка 19 соединена с закрылком 2 первым шарниром 11. Между вторым шарниром 12, расположенным также на нижней стороне закрылка 2, и третьим шарниром 13, расположенным на задней части направляющей, располагается рычаг (заднее передаточное звено) 17, посредством которого задняя часть закрылка 2 при увеличении выдвигающего перемещения подтягивается вниз, регулируя, таким образом, положение закрылка 2. На содержащемся в кинематической связке 30 торсионном валу 6 предусмотрено плечо 8 рычага или элемент плеча рычага, с которым на или вблизи передней кромке(-и) закрылка 2 через элемент 7 натяжения/сжатия (силовой упор) соединен направляющий нагрузку узел 9. Направляющий нагрузку узел 9 жестко присоединен к закрылку 2. Выполненный в виде упругого элемента 10 компенсирующий элемент вставлен в приводное передаточное звено, содержащее между торсионным валом 6 и закрылком 2 элемент 7 натяжения/сжатия, и служит для компенсации относительных перемещений в направлении хорды крыла между закрылком 2 и крылом 1 и порожденных ими сил деформации.

В представленном на фиг.3 варианте осуществления изобретения компенсирующий элемент 10 предусмотрен между элементом 7 натяжения/сжатия и воспринимающим нагрузку узлом 9 или же является частью элемента 7 натяжения/сжатия и образован пружиной или эластомерным элементом. В данном варианте осуществления увеличивающий подъемную силу крыла закрылок 2 предпочтительно расположен на крыле и поворачивается посредством по меньшей мере трех приводных устройств.

Тип кинематики управления закрылком несущественен для данного изобретения. Также могут использоваться кинематики закрылка, отличные от представленных на фиг.2 или фиг.3.

Относительные перемещения между закрылком 2; 102 и проводным передаточным звеном, которое включает в себя элемент 7 натяжения/сжатия и силы деформации, обусловленные ими в силу возвратно-поступательных перемещений между закрылком 2, 102 и аэродинамическим крылом 1 (например, за счет изгибания, скручивания или вибрации крыла 1), компенсируются компенсирующим элементом 10; 110. В частности, предотвращен эффект взаимосвязи между вертикально направленной силой Fz закрылка и элементом 7; 107 натяжения/сжатия и торсионной передачей 30, соответственно. Передаваемые посредством элемента 7; 107 натяжения/сжатия силы теперь связаны с относительным перемещением dy между закрылком 2; 102 и крылом 1 за счет жесткости пружины гибкого элемента 10; 110. Посредством соответственного выбора жесткости пружины, а также, возможно, нелинейных изменений жесткости может быть достигнута согласованная нагрузка элемента 7; 107 натяжения/сжатия.

На Фиг.4 показан вид сверху представленного на фиг.2 и 3, соответственно, закрылка 2 и 102, при этом закрылок удерживается первыми приводными устройствами 3, 5 в определенном положении относительно направления хорды крыла и высвобожден для компенсации относительных перемещений между закрылком 2 и крылом 1 относительно направления размаха крыльев, а также удерживается в определенном положении относительно направления размаха крыльев вторым приводным устройством 4 и высвобожден для компенсации относительных перемещений между закрылком 2; 102 и крылом 1 относительно направления хорды крыла. Во втором приводном устройстве 4 предусмотрен компенсирующий элемент 10 или 110, который вставлен в содержащее элемент 7 или 107 натяжения/сжатия приводное передаточное звено для компенсации относительных перемещений в направлении хорды крыла. Это схематически показано на фиг.4. Силы, воздействующие на первые приводные устройства 3, 5 (управляемые устройства) и на второе приводное устройство 4 (управляемое устройство) в направлении хорды крыла, обозначены символами от Fy #3 до Fy #5.

Компенсирующий элемент 10; 110 предпочтительно оснащен ограничителем относительных перемещений так, что перемещение ограничено при превышении установленной величины относительного перемещения. Кроме того, компенсирующий элемент 10; 110 в зоне сжатия может иметь пропорционально увеличивающуюся жесткость. Таким образом, обеспечивается функционирование в случае поломки.

Кроме того, для амортизации вибраций упругого элемента 10; 110 может быть предусмотрен амортизирующий элемент, который может быть установлен в содержащем элемент 7; 107 натяжения/сжатия приводном передаточном звене параллельно упругому элементу 10; 110 или между закрылком 2; 102 и крылом 1. Вместо амортизации посредством дополнительного, специально разрабатываемого амортизирующего элемента может быть также предусмотрен упругий элемент 10; 110 с характерной амортизирующей характеристикой.

Для определения недопустимо больших относительных перемещений в содержащем элемент 7; 107 натяжения/сжатия приводном передаточном звене и/или между закрылком 2; 102 и крылом 1 может быть также предусмотрен сенсорный элемент, сигналы которого извещают о сбое, таком как поломка привода на приводном устройстве. Этот сенсорный элемент может быть соединен параллельно с упругим элементом 10; 110.

Вместо того чтобы устанавливать упругий элемент 10; 110 в или на элементе 7; 107 натяжения/сжатия, как это показано на фиг.2 и 3, компенсирующий элемент может быть предусмотрен на элементе 8 плеча рычага (фиг.3) или он может быть образован им. Более того, компенсирующий элемент 10 может быть закреплен между торсионным валом 6 и плечом 8 рычага. Компенсирующий элемент 10; 110 может быть линейно эластичным, т.е. он может реагировать на сжатие или натяжение, или он может быть торсионно эластичным, в зависимости от того, расположен ли он на стороне торсионного вала, как показано на фиг.3, или на стороне элемента 7; 107 натяжения/сжатия относительно звена соединения между этими двумя частями.

Преимуществами регулирующего устройства и аэродинамического крыла, оснащенного данным устройством согласно изобретению, являются минимальные сложность и вес системы, более низкая цена изготовления и монтажа и большее доступное пространство для установки приводных устройств. Также преимуществом является меньшая взаимосвязь сил между закрылком и его приводом, а также меньшая нагрузка в приводе закрылка в случае заклинивания или других сбоев.

Claims

1. Регулирующее устройство для регулировки увеличивающего подъемную силу крыла закрылка (2; 102) на аэродинамическом крыле (1) летательного аппарата, содержащее по меньшей мере один привод (20) закрылка для приведения в действие закрылка (2; 102) и несколько приводных устройств (3, 4, 5), содержащих передающие силы натяжения и сжатия устройства для подвижного присоединения увеличивающего подъемную силу крыла закрылка (2; 102) к аэродинамическому крылу (1), отличающееся тем, что увеличивающий подъемную силу крыла закрылок (2; 102) присоединен к аэродинамическому крылу (1) через по меньшей мере три приводных устройства (3, 4, 5), из которых предусмотрены по меньшей мере два первых приводных устройства (3, 5), на которых закрылок (2; 102) направляется в определенном положении относительно направления хорды крыла, и по меньшей мере одно второе приводное устройство (4), содержащее по меньшей мере один компенсирующий элемент (10; 110), за счет которого закрылок (2; 102) имеет возможность перемещения в направлении хорды крыла для компенсации относительных перемещений между закрылком (2; 102) и крылом (1), с целью компенсации деформирующих сил, возникающих в приводных устройствах (3, 4, 5), в силу относительных перемещений в направлении хорды крыла между закрылком (2; 102) и крылом (1).

2. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) установлен в приводном передаточном звене, содержащем передающий силы натяжения и сжатия элемент (7; 107) натяжения/сжатия между присоединенным к приводу (20) закрылка торсионным валом (6, 30) и закрылком (2; 102).

3. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) является по меньшей мере на участках упругим.

4. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что увеличивающий подъемную силу крыла закрылок (2; 102) удерживается в определенном положении относительно направления хорды крыла в области первых приводных устройств (3, 5) посредством кинематики поворотной пары.

5. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что увеличивающий подъемную силу крыла закрылок (2; 102) присоединен к аэродинамическому крылу (1) посредством устройства (17; 18), направляющего заднее звено.

6. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) предусмотрен на элементе (7; 107) натяжения/сжатия или образован им.

7. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) предусмотрен между передающим силы натяжения и сжатия элементом (7; 107) натяжения/сжатия и закрылком (2; 102).

8. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) предусмотрен между передающим силы натяжения и сжатия устройством (7; 107) и плечами (8) рычага, принадлежащими приводному передаточному звену.

9. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) предусмотрен на плечах (8) рычага, принадлежащих приводному передаточному звену, или образован ими.

10. Регулирующее устройство по п.2, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) предусмотрен между торсионным валом (6; 30) и плечами (8) рычага, принадлежащими приводному передаточному звену.

11. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) является линейно упругим.

12. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) является торсионно упругим.

13. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) содержит по меньшей мере одну пружину.

14. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) содержит по меньшей мере один эластомерный элемент.

15. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что на компенсирующем элементе (10; 110) предусмотрен по меньшей мере один ограничительный стопор, ограничивающий допустимое относительное перемещение.

16. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что компенсирующий элемент (10; 110) имеет усиливающуюся в направлении сжатия жесткость.

17. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что предусмотрен по меньшей мере один амортизирующий элемент для амортизации вибраций компенсирующего элемента (10; 110).

18. Регулирующее устройство по п.1, отличающееся тем, что в содержащем элемент (7; 107) натяжения/сжатия приводном передаточном звене для определения относительных перемещений, в частности недопустимо больших относительных перемещений, предусмотрен по меньшей мере один сенсорный элемент.

19. Регулирующее устройство по п.18, отличающееся тем, что сенсорный элемент установлен параллельно компенсирующему элементу (10; 110).