專利名稱：飛機方向控制和穩(wěn)定化表面的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，當(dāng)特別是飛機受到意外的強偏航力矩時，能夠穩(wěn)定并控制飛機的方向。
背景技術(shù)：
提供飛機的穩(wěn)定性和方向控制的飛機表面是眾所周知的，并已經(jīng)進行過廣泛的研究。其中，基礎(chǔ)的是豎直穩(wěn)定器和方向舵。豎直穩(wěn)定器確保飛機的前端(nose)定向在飛行方向上，并且，當(dāng)控制所述飛機的側(cè)向飛行方向時，方向舵與作用在飛機上的偏航力矩相對。除了對飛機的空氣動力學(xué)要求以外，通過其他幾個飛機的固有因素來確定方向舵的尺寸和操作功率，例如，如果在飛機的其中一個發(fā)電裝置中出現(xiàn)故障，此外，此因素對于由相關(guān)當(dāng)局對飛機進行的認證來說是決定性的，由此，對于飛機的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障的具體情況來說，在地面上和飛行中，需要對特定速度和條件都充分控制。在各種文獻中討論了在民用航空大型飛機中的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障的情況下的方向控制的問題，例如，在文獻US 5，375，793中。在所述文獻中，其聲明，在大多數(shù)情況中，在損失飛機的其中一個發(fā)電裝置的危急時刻期間，是飛行員在執(zhí)行機翼控制表面的適當(dāng)偏轉(zhuǎn)(在證明偏轉(zhuǎn)是合適的情況下)。如在所述文獻中描述的，僅在飛機已經(jīng)趨向于失去其側(cè)向穩(wěn)定性(在大多數(shù)飛機中這不會出現(xiàn))的情況下認為此操縱是適當(dāng)?shù)?，從而在這些情況中，飛行員僅依賴于方向舵的最大偏轉(zhuǎn)，以作為克服飛機上的由于飛機的其中一個發(fā)電裝置的故障而產(chǎn)生的偏航力矩的選擇方式。關(guān)于這一點，工業(yè)上已經(jīng)采取了增加設(shè)置于機翼上的空氣動力控制表面的數(shù)量的手段(上述機翼例如為，副翼、襟翼、擾流器和活動輔助翼)，或者采取改進所述表面的效能的手段。目的是，通過用自動控制操作所述表面，來改進飛機的側(cè)向動力穩(wěn)定性。此過程的結(jié)果是，在具有發(fā)動機問題或伴隨側(cè)風(fēng)的飛機起飛過程中(其會與將包括非常高的偏航力矩的情況對應(yīng))，飛機速度低且作用在飛機上的力矩非常高，由于發(fā)電裝置中的故障或由于外部情況(例如強側(cè)風(fēng))的存在，例如，通過飛行員在方向舵上施加最大偏轉(zhuǎn)，空氣動力表面的偏航效率自動地增加了。在此類型的已知解決方案中出現(xiàn)的問題，涉及飛機及其飛行控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜性的增加。這使得飛機的重量增加和阻力增加，這導(dǎo)致燃料消耗和噪聲增加。在起飛時對飛機的最小控制速度是，當(dāng)在飛機的其中一個發(fā)電裝置中出現(xiàn)故障時，飛行員能夠通過作為單次操作的方向舵的偏轉(zhuǎn)，來保持飛機的控制，也就是說，沒有需要特別的領(lǐng)航技能的動作。此速度與起飛跑道的長度緊密相關(guān)。也就是說，將這樣設(shè)計飛機的豎直穩(wěn)定器，使得在起飛時，如果飛機已經(jīng)超過其最小控制速度并且發(fā)電裝置出現(xiàn)故障， 那么，由于飛機所受到的不對稱推進力的緣故，飛機的空氣動力表面可與方向舵的操作相結(jié)合來吸收作用在飛機上的偏航力矩，保持執(zhí)行成功的起飛操縱所必需的方向穩(wěn)定性。在此最小控制速度之下，飛機必須滿足能夠執(zhí)行成功的制動操縱的需求，即，在跑道的長度之內(nèi)并符合所有與乘客安全性相關(guān)的標準。考慮上述內(nèi)容，希望最小控制速度盡可能得低，以使得飛機可在更短的跑道上操作。為了具有更低的最小控制速度，意味著，豎直穩(wěn)定器的表面積以及方向舵的表面積和功率應(yīng)更大，這意味著重量和阻力方面的不利結(jié)果，且增加了制造成本、最終的結(jié)構(gòu)重量以及飛行中的燃料成本。本發(fā)明克服了這些缺點，使得其在發(fā)動機出現(xiàn)故障的情況下提供了更大的方向舵面積，與此同時在其他飛行條件和狀況中保持飛機的耐飛性所需要的最小面積，因此，不會產(chǎn)生阻力增加和由此增加燃料成本的不利結(jié)果以及增加了發(fā)電裝置的推進效率。如已經(jīng)說明的，已經(jīng)得到了幾個發(fā)明，其目的是減小豎直穩(wěn)定器的尺寸，并通過增加機翼的空氣動力控制表面來保持飛機的方向控制特性，例如，在文獻WO 03/016133 Al、 US 2007/0102587,US 4，132，375或在上述文獻US 5，375，793中。此類型的解決方案增加了飛機的控制系統(tǒng)的復(fù)雜性，并限制了機組人員對方向舵的最大偏轉(zhuǎn)(不適當(dāng)?shù)牟倏v)的反應(yīng)和領(lǐng)航的能力，除非其與所述系統(tǒng)的啟動相聯(lián)。相反，擾流器或副翼(機翼的空氣動力表面)的使用可在飛機上產(chǎn)生滾動力矩(rolling moment，滾轉(zhuǎn)力矩)，將通過使用其他表面來控制該滾動力矩，這將導(dǎo)致不必要地增加飛行員的工作量，或?qū)е掠糜陲w行控制的自動系統(tǒng)的更復(fù)雜。也就是說，機翼上的空氣動力控制表面的增加會導(dǎo)致阻力增加，并由此減小發(fā)動機的推進能力，即，飛機在此特性可證明是決定性的關(guān)鍵時刻的加速能力。在飛機上具有更多空氣動力表面的另一缺點是，使其動作會導(dǎo)致顯著增加噪聲。如在文獻US 2006/0284022中提到的，如果我們將這些空氣動力表面的使用擴展到飛機的其他元件(例如，機身或尾部單元)，那么，所述類型的問題會成指數(shù)地增加。本發(fā)明相對于其他現(xiàn)有解決方案的另一優(yōu)點是其簡單性。存在許多主張相對于飛機的飛行階段調(diào)節(jié)尾部單元的面積的概念的發(fā)明(US2，643，833，US 5，681，010，US 2，941，752)，但是，其對該結(jié)構(gòu)增加了大量機械構(gòu)件，這導(dǎo)致單元的重量增加，并由此導(dǎo)致更差的能量效率，以及各種缺點，例如，使飛機定心所需的時間方面的不利結(jié)果。本發(fā)明的目的是解決上述缺點。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明涉及一種技術(shù)解決方案，當(dāng)由于飛機固有的原因(例如，飛機的其中一個發(fā)動機出現(xiàn)故障)而在飛機上作用不期望的偏航力矩時，該技術(shù)解決方案改進飛機的行為，特別是在起飛時(非常低的飛機速度)改進飛機的行為，但也可以在飛行的其他階段中改進飛機的行為，但是此偏航力矩也可能是由于外部負載的不平衡運輸而引起，或可能由飛機外部的因素引起，例如，側(cè)風(fēng)或部分起飛跑道被水淹沒。因此，本發(fā)明的目的是減小飛機的包括豎直穩(wěn)定器和方向舵的穩(wěn)定化和方向控制表面的面積，特別是減小豎直穩(wěn)定器的表面面積，而不會影響所述穩(wěn)定化和方向控制表面作為控制表面的要求。本發(fā)明通過這樣的穩(wěn)定化和方向控制表面來實現(xiàn)此目的，其中，在飛機起飛時以及在飛機受到強偏航力矩的情況下，基本上調(diào)節(jié)方向舵的表面面積，其中，所述偏航力矩由于飛機的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障而產(chǎn)生，或由于外部負載的傳遞而產(chǎn)生， 由于起飛跑道的部分被淹沒而產(chǎn)生，或由于側(cè)風(fēng)的影響而產(chǎn)生。本發(fā)明的一個優(yōu)點是，其應(yīng)用于普遍可用的民用飛機的簡單性，以及這樣的事實其在使用中和在其自動控制中都對飛機的其他空氣動力表面具有很小的影響。本發(fā)明通過穩(wěn)定化和方向控制表面來實現(xiàn)上述目的，所述表面包括豎直穩(wěn)定器和方向舵，使得可相對于豎直穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)來偏轉(zhuǎn)方向舵，然后，所述方向舵包括可相對于方向舵本身的結(jié)構(gòu)延伸的內(nèi)部輪廓，然后，方向舵的結(jié)構(gòu)可打開，以允許其內(nèi)部輪廓的延伸， 一旦其內(nèi)部輪廓已經(jīng)完全伸出(extract)，所述結(jié)構(gòu)便關(guān)閉，使得方向舵無論處于其延伸或是收回構(gòu)造中時都能保持其空氣動力表面的特性和流動的連續(xù)性。飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面包括-偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)，允許方向舵相對于豎直穩(wěn)定器偏轉(zhuǎn)，所述偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)一方面固定至豎直穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)，另一方面抓附在方向舵上；-致動系統(tǒng)，允許方向舵的內(nèi)部輪廓在所述方向舵的縱向方向上的運動，由此允許方向舵沿著其縱向軸線延伸，一方面，所述致動系統(tǒng)固定至方向舵本身的結(jié)構(gòu)，另一方面， 其鉤掛于方向舵的內(nèi)部輪廓；-方向舵本身的結(jié)構(gòu)的致動系統(tǒng)，其允許所述方向舵打開，并由此允許其內(nèi)部輪廓隨后的延伸，以及，一旦已經(jīng)收回內(nèi)部輪廓，允許方向舵的結(jié)構(gòu)隨后的關(guān)閉。為了飛機在低速下的可控性和克服偶爾的強偏航力矩的需求，通過所述構(gòu)造，能增加穩(wěn)定化和方向控制表面的空氣動力控制表面，所述偏航力矩由于飛機固有的原因而產(chǎn)生，例如，飛機的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障，或通過飛機構(gòu)造外部的原因而產(chǎn)生，例如，貨物運輸中的重量不平衡，存在強側(cè)風(fēng)或部分起飛跑道被淹沒，同時，當(dāng)收回方向舵時，利用所述構(gòu)造，實現(xiàn)了對于正常飛行條件的最佳空氣動力表面。因此，本發(fā)明由于其在低速下的可控性以及借助方向舵可在其中延伸的表面來克服強偏航力矩的需求，而以減小豎直穩(wěn)定器的過大尺寸為基礎(chǔ)，從而實現(xiàn)這樣的目的減小尾部單元的面積而不會大幅度增加所述結(jié)構(gòu)或飛行控制系統(tǒng)的真實復(fù)雜性，這使得有效地減小重量和阻力，并由此減小燃料消耗和噪聲。從相對于附圖示出了其目的的申請的以下詳細描述中，本發(fā)明的其他特性和優(yōu)點將變得顯而易見。


圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的方向舵相對于豎直穩(wěn)定器收回的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性截面圖。圖加和圖2b示出了根據(jù)本發(fā)明的方向舵相對于豎直穩(wěn)定器以兩種不同的方式延伸的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性截面圖。圖3a和圖北示出了在本發(fā)明的第一實施方式中，方向舵收回的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖。圖如和圖4b示出了在本發(fā)明的第一實施方式中，方向舵延伸的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖。圖如和圖恥示出了在本發(fā)明的第二實施方式中，方向舵分別收回和延伸的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖。圖6a和圖6b示出了在本發(fā)明的第三實施方式中，方向舵分別收回和延伸的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖。
圖7a和圖7b示出了在本發(fā)明的第四實施方式中，方向舵分別收回和延伸的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖。圖和圖8b示出了根據(jù)本發(fā)明的穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性俯視圖，其示出了方向舵結(jié)構(gòu)的致動系統(tǒng)。
具體實施例方式如可在圖1看到的，該圖對應(yīng)于穩(wěn)定化和方向控制表面的示意性截面圖，所述表面包括位于飛機1的后部中的豎直穩(wěn)定器2、和方向舵3。如眾所周知的，豎直穩(wěn)定器2為飛機提供方向穩(wěn)定性，而方向舵3提供所述飛機的側(cè)向控制。記住穩(wěn)定化和方向控制表面對飛機的耐飛性的影響，飛機的豎直穩(wěn)定器2的設(shè)計被認為是將影響其最終尺寸的決定性因素所述因素源自飛機的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障的可能性，這將在所述的飛機上產(chǎn)生強偏航力矩。豎直穩(wěn)定器2和方向舵3的偏轉(zhuǎn)與致動功率必須提供飛機的穩(wěn)定性和方向控制，這與所述豎直穩(wěn)定器2和所述方向舵3的空氣動力表面面積直接相關(guān)，以及由此與空間(dimensional)表面積直接相關(guān)。在正常飛行狀態(tài)中，對這些空氣動力表面、尾翅(fin) 2 和方向舵3的要求將更低，使得豎直穩(wěn)定器2和方向舵3的尺寸相對于這些要求會過大。因此，圖加和圖2b示出了根據(jù)本發(fā)明的方向舵3延伸的豎直穩(wěn)定器2的示意性截面圖，即，具有發(fā)電裝置出現(xiàn)故障的情況所必需的空氣動力需求。圖1示出了方向舵3收回，因此，具有足以用于正常飛行條件的空氣動力需求。必須指出，還通過本發(fā)明吸收了由于飛機外部的原因(例如，強側(cè)風(fēng)或部分起飛跑道被淹沒)，或由于飛機的內(nèi)部原因(例如， 貨物運輸中的重量不平衡)，而引起的異常高的偏航力矩。也就是說，可確保飛機滿足必需的空氣動力和控制需求，但是，在正常飛行條件中豎直穩(wěn)定器2和方向舵3的表面積比傳統(tǒng)飛機更小，這意味著減小的阻力，更好的能量效率，以及噪聲污染的減小。如可在圖加和圖2b中看到的，呈現(xiàn)了方向舵3相對于飛機的豎直穩(wěn)定器2延伸的兩個不同圖示，其示出了所述方向舵3的延伸并非必須與方向舵的側(cè)平面完全平行，其也不需要是完全對稱的。圖3a和圖北在示意性俯圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的第一實施方式的處于收回模式中的飛機方向舵3的兩個位置。圖3a和圖北中的方向舵3的兩個位置是在圖3a中不偏轉(zhuǎn)(或偏轉(zhuǎn)0° )，并在圖北中偏轉(zhuǎn)。這些圖還示出了豎直穩(wěn)定器2及其扭轉(zhuǎn)箱形梁4的平面圖的一部分。以傳統(tǒng)的方式將方向舵3固定在豎直穩(wěn)定器2的表面上。因此，我們具有偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)30，其包括至少兩個致動器7，每個致動器7通過類型8的配件固定至豎直穩(wěn)定器2的扭轉(zhuǎn)箱形梁4，并通過固定件(catch)9固定至方向舵3。偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)30提供方向舵3 的適當(dāng)偏轉(zhuǎn)。然后，方向舵3包括內(nèi)部輪廓10，是用于增加方向舵3的延伸部分上的空氣動力表面積的基本結(jié)構(gòu)。圖如和圖4b在示意性俯視圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的第一實施方式(圖3a和圖 3b)的處于其延伸模式中的飛機方向舵3的兩個位置。正如圖3a和圖北所示，圖如和圖 4b中的方向舵3的兩個位置是沒有偏轉(zhuǎn)(圖如)，和有偏轉(zhuǎn)(圖4b)。也可在所述圖如和圖4b中準確地看到本發(fā)明的第一實施方式。引導(dǎo)方向舵3的內(nèi)部輪廓10，將其固定至方向舵3的結(jié)構(gòu)，并通過致動系統(tǒng)40進行控制。致動系統(tǒng)40包括至少一個致動器47，但優(yōu)選地其將具有兩個致動器47，每個致動器47通過配件48固定至方向舵3的結(jié)構(gòu)，并通過固定件49將其固定至方向舵3的內(nèi)部輪廓10。因此，如從圖3a、圖北、圖如和圖4b中顯而易見的(這些圖對應(yīng)于本發(fā)明的第一實施方式)，將通過偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)30以傳統(tǒng)的方式使方向舵3偏轉(zhuǎn)。在正常飛行狀態(tài)中，方向舵 3將與圖3a和圖北所示的相似，不同之處在于其空氣動力表面積將小于傳統(tǒng)的方向舵將具有的表面積，由此減小穩(wěn)定化和方向控制表面的結(jié)構(gòu)所受到的阻力，并改進其能量效率。 如果存在由計劃外的和不常見的不利情況(例如飛機的其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障)所導(dǎo)致的強偏航力矩，那么，通過致動系統(tǒng)40來偏轉(zhuǎn)方向舵3的內(nèi)部輪廓10，如圖如和圖4b所示，使得提供方向控制所需的空氣動力表面。當(dāng)飛行條件再次變得穩(wěn)定時，可收回方向舵3 的內(nèi)部輪廓10，并且，飛行可繼續(xù)。方向舵3的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的維持將與所述方向舵3的偏轉(zhuǎn)區(qū)類似，與此操作相關(guān)的成本幾乎沒有任何增加。圖如和圖恥在示意性俯視圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的第二實施方式的飛機方向舵 3的兩個位置。圖fe和圖恥中的方向舵3的兩個位置是內(nèi)部輪廓10收回(圖5a)和內(nèi)部輪廓10延伸(圖恥)。在本發(fā)明的此第二實施方式中，已經(jīng)修改了方向舵3的內(nèi)部輪廓 10的形式，使得通過此結(jié)構(gòu)，能在保持其所需的空氣動力特性和固定特性的同時，減小結(jié)構(gòu)的重量。根據(jù)此第二實施方式的內(nèi)部輪廓10將另外在其表面中具有兩個對稱的槽14和 15，當(dāng)方向舵3處于其延伸模式中時，所述槽將幫助保持方向舵3上的流動連續(xù)性。根據(jù)第二實施方式的此新形式的內(nèi)部輪廓10，也可用在上述第一實施方式中。應(yīng)該指出，圖fe和圖5b，以及與本發(fā)明的第三和第四實施方式相應(yīng)的圖，為了簡單，未示出方向舵3的偏轉(zhuǎn)系統(tǒng)30 (再者由于其是傳統(tǒng)的偏轉(zhuǎn)系統(tǒng))。如可在與本發(fā)明的第二實施方式相應(yīng)的圖fe和圖恥中看到的，其包括用于方向舵3的內(nèi)部輪廓10的延伸和收回的致動系統(tǒng)40，其包括至少一個致動器57，所述致動器57 通過類型58的配件將固定至方向舵3的結(jié)構(gòu)，并通過固定件59固定至方向舵3的內(nèi)部輪廓10。通過上述致動系統(tǒng)40，能延伸并收回內(nèi)部輪廓10，并由此相對于之前說明的情況，增加或減小方向舵3的空氣動力表面。本發(fā)明的此第二實施方式(圖fe和圖5b)進一步包含導(dǎo)向系統(tǒng)17，其引導(dǎo)方向舵 3的內(nèi)部輪廓10的運動。導(dǎo)向系統(tǒng)17包括軸承的系統(tǒng)18和桿19。將桿19與內(nèi)部輪廓10 連接，使得當(dāng)致動系統(tǒng)40在方向舵3的內(nèi)部輪廓10上引起平移運動時，用系統(tǒng)17引導(dǎo)所述輪廓10的運動。軸承的系統(tǒng)18允許桿19以及由此內(nèi)部輪廓10沿著方向舵3的縱向軸線的單一運動。此導(dǎo)向系統(tǒng)17的使用意味著，并非必須具有至少兩個致動器7 (第一實施方式)，并且由于軸承的系統(tǒng)18，確保桿19以及由此內(nèi)部輪廓10在方向舵3上需要高空氣動力負載的情況下的正確運動。圖6a和圖6b在示意性頂視圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的第三實施方式的飛機方向舵 3的兩個位置。圖6a和圖6b中的方向舵3的兩個位置是內(nèi)部輪廓10收回(圖6a)、和內(nèi)部輪廓10延伸(圖6b)。在此實施方式中，內(nèi)部輪廓10的致動系統(tǒng)40與之前示出的不同。 此第三實施方式保留了引導(dǎo)內(nèi)部輪廓10的運動的導(dǎo)向系統(tǒng)17，并包括軸承的系統(tǒng)18和桿 19，但是用道波(doble)裝置代替致動系統(tǒng)40，該道波裝置包括彈性裝置20 (典型地，是彈簧)和纜索控制運動系統(tǒng)21。彈性系統(tǒng)20通過配件68固定至方向舵3，并通過固定件69固定至內(nèi)部輪廓10。 彈性系統(tǒng)20將典型地是壓縮彈簧。配件68和固定件69都與針對第一實施方式描述的那些相似，目的在于將致動系統(tǒng)40分別固定至豎直穩(wěn)定器2的扭轉(zhuǎn)箱形梁4并固定至方向舵 3。纜索控制運動系統(tǒng)21包括與內(nèi)部輪廓10的結(jié)構(gòu)連接的纜索22和具有固定至方向舵3的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的纜索拉緊系統(tǒng)的電機23。當(dāng)啟動時，具有纜索拉緊系統(tǒng)的電機23允許纜索22的完全的、可控的釋放。因此，與本發(fā)明的第三實施方式相應(yīng)的圖6a和圖6b的操作，將包括方向舵3的延伸和收回，其通過彈性系統(tǒng)20和纜索控制運動系統(tǒng)21，并輔助于導(dǎo)向系統(tǒng)17來實現(xiàn)。以此方式，當(dāng)需要基于飛行要求來延伸豎直穩(wěn)定器2的方向舵3時，將在電機23中引發(fā)纜索 22的運動，使得彈性系統(tǒng)20將啟動并將引起內(nèi)部輪廓10的快速運動，但是，還引起由導(dǎo)向系統(tǒng)17控制的運動，結(jié)果是，方向舵3采取其延伸構(gòu)造。當(dāng)飛行條件允許減小豎直穩(wěn)定器 2的面積時，將通過啟動電機23來拉緊纜索22從而將內(nèi)部輪廓10收回。將用導(dǎo)向系統(tǒng)17 控制方向舵3的內(nèi)部輪廓10的延伸運動和收回運動，這將允許適當(dāng)?shù)匾苿臃较蚨?，甚至是在在豎直穩(wěn)定器2的結(jié)構(gòu)上具有高空氣動力負載的狀態(tài)中。圖7a和圖7b在示意性俯視圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的第四實施方式的方向舵3的兩個位置。圖7a和圖7b中的方向舵3的兩個位置是內(nèi)部輪廓10收回(圖7a)和內(nèi)部輪廓10延伸(圖7b)。在此實施方式中，內(nèi)部輪廓10的致動系統(tǒng)40與之前示出的不同此實施方式保留導(dǎo)向系統(tǒng)17以及彈性系統(tǒng)20 (典型地，是彈簧)，已經(jīng)描述了其操作，但是，用煙火纜索破壞裝置(pyrotechnic cable-breaking device) M代替纜索控制運動系統(tǒng)21。 將彈性系統(tǒng)20固定至方向舵3并固定至內(nèi)部輪廓10，并且其典型地是壓縮彈簧。煙火纜索破壞裝置M包括煙火破壞纜索25和煙火系統(tǒng)26。煙火裝置M用于唯一的(unique)使用，并且，如果出現(xiàn)纜索25的破壞，必須在飛機上的下一次維護操作時進行更換。在與本發(fā)明的第四實施方式相應(yīng)的圖7a和圖7b中描述的操作將包括通過彈性系統(tǒng)20和煙火纜索破壞裝置24，并在導(dǎo)向系統(tǒng)17的幫助下，來實現(xiàn)方向舵3的延伸。以此方式，當(dāng)需要基于飛行要求延伸豎直穩(wěn)定器2的方向舵3時，將啟動煙火系統(tǒng)沈，導(dǎo)致纜索 25的破壞，使得彈性系統(tǒng)20將啟動，并將引起由導(dǎo)向系統(tǒng)17控制的內(nèi)部輪廓10的非?？焖俚倪\動，這將使得方向舵3采取其延伸構(gòu)造。在圖7a和圖7b中描述的本發(fā)明的第四實施方式示出了方向舵3的致動系統(tǒng)40 的使用，其不可能收回，直到下一次維護操作為止。此裝置是一次性使用的原因在于，需要有要非?？斓卦黾语w機的豎直穩(wěn)定器2的表面積的異常情況。當(dāng)出現(xiàn)異常情況時，例如，其中一個發(fā)電裝置的不太可能出現(xiàn)的故障，或由于貨物運輸或通過強側(cè)風(fēng)或部分起飛跑道被淹沒而引起的強偏航力矩，將啟動用于延伸方向舵3的上述一次性裝置40。一旦已經(jīng)啟動所述裝置40，飛行員將通過操作方向舵并利用由飛行儀器進行的控制，而具有方向舵3的適當(dāng)?shù)目諝鈩恿Ρ砻?，以在正常飛行條件中繼續(xù)。還應(yīng)該強調(diào)這樣的事實裝置通過破壞纜索而作用意味著方向舵3的延伸運動更快，是臨界飛行條件中的一個非常重要的特性。以下事實對飛行安全性或生存力(viability)絕對沒有任何影響當(dāng)飛行需求重新穩(wěn)定在正常水平時，方向舵3的尺寸隨之過大；獨特地，并且，如在根據(jù)控制需求設(shè)計的現(xiàn)有商用飛機中出現(xiàn)的，此過大尺寸將意味著阻力增加，而這又將意味著燃料成本的增加。 相反，諸如圖7a和圖7b所示的本發(fā)明的第四實施方式的構(gòu)造的使用，與飛機的剩余飛行時長過程中的許多優(yōu)點相關(guān)，這意味著總數(shù)的大多數(shù)。可將這些優(yōu)點總結(jié)為兩個基本好處本發(fā)明的系統(tǒng)在使用中和在維護中更簡單，并由此更可靠，此外，在重量上比存在于本發(fā)明的之前實施方式中系統(tǒng)的更輕。由于所述原因，本發(fā)明的此第四實施方式基本上旨在滿足由于飛機在其任何飛行階段中其中一個發(fā)電裝置出現(xiàn)故障而引起的需求。因為這是一個例外情況，所以，在此情況中，致動系統(tǒng)將是快速的、有效的和一次性使用的，一旦飛機停放，便需要為其再次啟動而進行維護操作。在所有之前的實施方式中，為了出現(xiàn)方向舵3的內(nèi)部輪廓10的布置，方向舵3的實際結(jié)構(gòu)必需打開，以允許所述布置。一旦內(nèi)部輪廓10已經(jīng)延伸，方向舵3的所打開的結(jié)構(gòu)將再次關(guān)閉，與所布置的內(nèi)部輪廓10裝配在一起，使得方向舵3和輪廓10以及與豎直穩(wěn)定器2—起，組成具有流動連續(xù)性的單個一體式空氣動力表面，其允許飛機所需要的方向控制。這可以兩種不同的方式來實現(xiàn)，或者通過在方向舵3中使用形狀記憶合金(SMA)， 或者通過將作用于方向舵3的結(jié)構(gòu)上的致動系統(tǒng)70。因此，在方向舵3中使用的結(jié)構(gòu)的類型將限定成，當(dāng)通過任何上述實施方式實現(xiàn)內(nèi)部輪廓10的延伸時，允許其在后緣上的形狀調(diào)節(jié)和變化。也就是說，方向舵3的結(jié)構(gòu)必須根據(jù)內(nèi)部輪廓10的位置而適應(yīng)，保持其空氣動力表面的特性，例如，流動連續(xù)性。對方向舵3適應(yīng)于內(nèi)部輪廓10的表面的此需求的第一解決方案，是對方向舵3的結(jié)構(gòu)的部件79、80使用所謂的形狀記憶合金(SMA)。在現(xiàn)有技術(shù)中，涉及此類型的合金的文獻是已知的例如，其可聲明，涉及SMA的發(fā)明包括在文獻US 4，144，057中從材料的觀點， 以及在文獻 US5，440，193、US 7,017, 345, US 4，411，711 或 US 6，574，958 中從結(jié)構(gòu)應(yīng)用的觀點，描述所述合金的組成和特性的那些發(fā)明。使SMA可應(yīng)用于本發(fā)明的實施方式的主要特性是，一旦使其變形的力停止一段時間，此類型的合金便恢復(fù)其初始形狀。方向舵3的結(jié)構(gòu)的靜止位置(所述方向舵3的部分 79,80)的位置以及由此在其制造中使用的SMA合金的靜止位置，將與圖1所示的方向舵3 的收回位置相對應(yīng)。也就是說，方向舵3的結(jié)構(gòu)到目前為止在更大部分飛行時間中將處于靜止位置。如果對于偶爾的、例外的需求，方向舵3將必需延伸，并且特別地，豎直穩(wěn)定器2 的所述方向舵3的內(nèi)部輪廓10將必需延伸，以增加飛機的側(cè)向空氣動力控制表面，那么，將啟動任何用于上述方向舵3的內(nèi)部輪廓10的致動系統(tǒng)，所述方向舵3的后緣的結(jié)構(gòu)與內(nèi)部輪廓10的外形相適應(yīng)，從而保持所形成的新的空氣動力結(jié)構(gòu)的流動連續(xù)性。一旦這些條件允許再次收回方向舵3的內(nèi)部輪廓10，那么該結(jié)構(gòu)將采取其初始的靜止位置(圖1)。在圖8a和圖8b中示出了為了方向舵3的表面的適應(yīng)性需求而提出的第二解決方案。圖8a和圖8b在示意性俯視圖中示出了對于方向舵3的此第二結(jié)構(gòu)解決方案的兩個位置。圖8a和圖8b中的方向舵3的兩個位置是方向舵3的內(nèi)部輪廓10的結(jié)構(gòu)收回 (圖8a)，和為了延伸結(jié)構(gòu)而準備的方向舵3的內(nèi)部輪廓10的結(jié)構(gòu)(圖8b)。用于致動內(nèi)部輪廓10的系統(tǒng)可以是根據(jù)上述四個優(yōu)選實施方式中的任一個。此第二所提出的結(jié)構(gòu)解決方案包括使用這樣的方向舵3，該方向舵的表面沿著其縱向軸線、從收回位置的后緣劃分至方向舵3的幾何翼弦的大約75%。因此，這將使方向舵3的表面能夠在其兩個部分79、80中打開，以適應(yīng)處于其延伸位置中的方向舵3的內(nèi)部輪廓10，如在圖2中描述的。為了實現(xiàn)旨在適應(yīng)內(nèi)部輪廓10的結(jié)構(gòu)開口，將使用包括兩個致動器71和72的致動系統(tǒng)70，與圖3a中的致動器7相似。因此，經(jīng)由固定點(catching point)73、74、75和76將這些致動器71和72固定至方向舵3的內(nèi)部結(jié)構(gòu)。方向舵3的結(jié)構(gòu)包括兩個鉸鏈類型的構(gòu)件77、78，其允許方向舵3的結(jié)構(gòu)的打開和適應(yīng)，而不會影響流動連續(xù)性，所述構(gòu)件77、78位于離收回位置的后緣處于方向舵3的幾何翼弦的大約75%處。因此，當(dāng)需要豎直穩(wěn)定器2的延伸結(jié)構(gòu)時，通過致動器71、72的啟動，并根據(jù)鉸鏈類型的元件77、78所允許的自由度，上述致動裝置70的操作包括打開方向舵3的結(jié)構(gòu)(特別是其部件79、80的結(jié)構(gòu))及其對內(nèi)部輪廓10的外形的適應(yīng)。一旦飛行條件允許，通過致動致動器71、72的啟動，其便返回至圖1所示的方向舵3的內(nèi)部輪廓10的收回位置。因此， 以上系統(tǒng)提供方向舵3的兩個結(jié)構(gòu)構(gòu)造，保持所需的空氣動力特性和流動連續(xù)性。為了滿足方向舵3的表面的適應(yīng)性需求而提出的兩個結(jié)構(gòu)解決方案，可應(yīng)用于上述本發(fā)明的四個實施方式。如果我們考慮所提出的四個實施方式的特性，那么，第一結(jié)構(gòu)解決方案(使用SMA材料)更適用于本發(fā)明的第四實施方式，即，在用于延伸在圖7a和圖7b 中描述的內(nèi)部輪廓的系統(tǒng)中，我們將其指定為是一次性使用的。原因是，此系統(tǒng)在維護需求上更簡單，并且，其使用將限于非常例外的情況。然而，第二結(jié)構(gòu)解決方案(利用在圖8a和圖8b中描述的致動系統(tǒng)70)更適用于在圖3a和圖北、圖如和圖4b、圖和圖恥中描述的本發(fā)明的前三個實施方式。相對于所述第一解決方案來說，此第二結(jié)構(gòu)解決方案便于維護操作，使得方向舵3的內(nèi)部輪廓10在飛行中的延伸-收回操作更可行?？稍谖覀儎倓偯枋龅膶嵤┓绞街?，引入包括在由以下權(quán)利要求限定的范圍內(nèi)的改進。
權(quán)利要求
1.飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，所述表面包括豎直穩(wěn)定器⑵和方向舵(3)，所述方向舵C3)能夠相對于所述豎直穩(wěn)定器( 偏轉(zhuǎn)，其特征在于，所述方向舵C3)進一步包括內(nèi)部輪廓(10)，該內(nèi)部輪廓能通過致動系統(tǒng)00)相對于所述方向舵(3)的結(jié)構(gòu)的剩余部分而延伸和收回，使得在所述方向舵(3)的內(nèi)部輪廓(10)的收回位置中，所述穩(wěn)定化和控制表面是在正常飛行條件中的優(yōu)良空氣動力表面，同時，針對飛機在所述飛機的低速下的可控性要求和克服作用于飛機上的強偏航力矩的要求，在所述方向舵(3)的內(nèi)部輪廓(10)延伸的位置中，實現(xiàn)所述豎直穩(wěn)定器O)的空氣動力控制表面的增加。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述內(nèi)部輪廓 (10)能通過所述致動系統(tǒng)(40)、相對于所述方向舵(3)的結(jié)構(gòu)的剩余部分、在所述方向舵 (3)的縱向軸線的方向上延伸和收回。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵(3)的結(jié)構(gòu)能打開，以允許所述方向舵(3)的內(nèi)部輪廓(10)的延伸，一旦所述內(nèi)部輪廓 (10)完全延伸，所述結(jié)構(gòu)便關(guān)閉，使得所述方向舵(3)與延伸的內(nèi)部輪廓(10)形成這樣的結(jié)構(gòu)所述結(jié)構(gòu)保持其空氣動力表面和流動連續(xù)性的特性。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵(3) 的結(jié)構(gòu)的部件(79和80)由形狀記憶合金(SMA)類型的合金制成。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵(3) 的結(jié)構(gòu)能沿著其縱向軸線、從其收回位置的后緣打開至所述方向舵(3)的幾何翼弦的大約 75%。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述方向舵 (3)的結(jié)構(gòu)包括兩個部件(79、80)，這兩個部件能基于其繞鉸鏈(77、78)的旋轉(zhuǎn)通過致動器 (71,72)打開。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于， 所述致動系統(tǒng)GO)包括通過配件08、58、68)固定至所述方向舵(3)的結(jié)構(gòu)并通過固定件 (49,59,69)固定至所述方向舵(3)的內(nèi)部輪廓(10)的至少一個致動器07、57)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至6中的任何一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述致動系統(tǒng)GO)包括彈性系統(tǒng)00)。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，其包括用于所述方向舵⑶的內(nèi)部輪廓(10)的縱向運動的導(dǎo)向系統(tǒng)(17)，該導(dǎo)向系統(tǒng)確保所述內(nèi)部輪廓(10)在所述方向舵(3)上需要高空氣動力負載的條件中的正確運動。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述導(dǎo)向系統(tǒng) (17)包括軸承的系統(tǒng)(18)和桿(19)，所述桿(19)與所述內(nèi)部輪廓(10)連接，使得當(dāng)所述致動系統(tǒng)GO)在所述內(nèi)部輪廓(10)上引起平移運動時，所述輪廓(10)的運動被系統(tǒng)(17) 引導(dǎo)，所述軸承的系統(tǒng)(18)允許所述桿(19)的單一運動以及由此允許所述內(nèi)部輪廓(10) 沿著所述方向舵(3)的縱向軸線的單一運動。
11.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述致動系統(tǒng)GO)進一步包括纜索控制運動系統(tǒng)(21)，所述系統(tǒng)Ol)包括與所述內(nèi)部輪廓 (10)的結(jié)構(gòu)連接的纜索02)和具有固定至所述方向舵(3)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)的纜索拉緊系統(tǒng)的電機(23)。
12.根據(jù)權(quán)利要求1至10中的任何一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述致動系統(tǒng)GO)進一步包括用于破壞纜索的煙火裝置(M)，該煙火裝置依次包括煙火破壞纜索0 和煙火系統(tǒng)06)。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于，所述煙火系統(tǒng)06)是一次性使用的，當(dāng)發(fā)生所述纜索05)的破壞時，必需在所述飛機上的下一次維護操作時更換所述煙火系統(tǒng)，使得所述致動系統(tǒng)GO)啟動，引起所述內(nèi)部輪廓(10)的非?？焖俚倪\動，使得所述方向舵(3)能采取其延伸構(gòu)造。
14.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項所述的飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，其特征在于， 所述內(nèi)部輪廓(10)在其表面中包括兩個凹槽(14、15)，當(dāng)所述方向舵的內(nèi)部輪廓(10)處于其延伸模式中時，所述凹槽幫助保持所述方向舵C3)上的流動連續(xù)性。
全文摘要
飛機的穩(wěn)定化和方向控制表面，所述表面包括豎直穩(wěn)定器(2)和方向舵(3)，所述方向舵能相對于豎直穩(wěn)定器偏轉(zhuǎn)，此外，方向舵包括可通過致動系統(tǒng)(40)相對于方向舵的結(jié)構(gòu)的剩余部分來延伸和收回的內(nèi)部輪廓(10)，使得在方向舵的內(nèi)部輪廓的收回位置中，穩(wěn)定化和控制表面是針對飛行條件優(yōu)化的空氣動力表面，針對飛機在所述飛機的低速下的可控性和克服作用于其上的強偏航力矩的要求，在方向舵的內(nèi)部輪廓的延伸位置中，實現(xiàn)豎直穩(wěn)定器的空氣動力控制表面的增加。
文檔編號B64C9/08GK102239083SQ200980149224
公開日2011年11月9日 申請日期2009年12月4日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月4日
發(fā)明者普雷克勒 喬治·巴勃羅·弗爾德, 托里比奧 若澤·米格爾·韋扎羅 申請人:空中客車運作有限公司