专利名称：用于提高飞机可控性的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空工业；更具体地，本发明涉及飞机设计领域，旨在设计其在飞机水平尾翼中的实施。
背景技术：
本发明所要解决的技术问题是提供一种减小飞机水平尾翼(HTP)的设计尺寸的系统。从而减小了飞机重量及气动阻力，因而降低了飞机的运行成本。本发明是为了用于结合“可调节HTP”的飞机，其在商用飞机中是常规的。可调节 HTP结合“平衡系统”，用于为整个HTP提供在相对于飞机的给定角(安装角)的倾斜运动，产生HTP迎角的变化。平衡系统的功能是自动地(即，无需飞行员干预)为飞机提供“纵向” 平衡。至于“纵向”应理解成“相对于飞机俯仰运动”。因此，当通过飞行员使用升降机、改变发动机推力、或操作机翼高升装置来修改所需的稳定的纵向平衡时，可调节HTP将自动倾斜而为新的稳定平衡位置提供必要的提升，同时升降机处于其正常位置。对于给定的HTP构造和几何特性(翼展、反角、掠角、厚度、扭转(twist)、剖面形状等)的飞机设计中，HTP尺寸基本上取决于纵向稳定性(静态和动态)与飞机可控性之间的折衷。飞机稳定性的定义为飞机在飞机处于平衡时从迎角和/或空速中的小扰动自动 (即无飞行员干预)恢复平衡并继续维持此平衡的能力。纵向稳定性与飞机俯仰运动有关。简单地说，HTP对飞机纵向稳定性的影响取决于飞机的重心(c. g.)，飞机重心在飞机运行期间是可变的，以及取决于表征HTP尺寸的系数(称为HTP体积)。c. g.定位得越远离HTP且HTP越大，它就导致更高的飞机纵向稳定性。另外，飞机可控性的定义为提供必要的力和力矩从而允许执行任何所要求的操纵的能力。具体地，纵向可控性是指飞机提供足够的提升以产生必要的俯仰力矩的能力。飞机纵向可控性是经由HTP提升系数(取决于其迎角)由HTP气动特性所给出；通常迎角不同于飞机的迎角，这是因为机翼及其高升装置通过称为“下洗角”的量来修改HTP 迎角。对于给定的HTP构造(给定的安装角)，HTP提升系数分别呈现最大和最小，具有最大(正号)HTP迎角和最小(负号)；这些最大值和最小值称为失速值，是发生显著气动失速的值。一旦最小HTP的设计尺寸已被确定以符合纵向稳定性标准，则通常必须取决于飞机型号相对于所提及的最小尺寸增加水平尾翼气动面积以确保符合可控性标准，在这些情况下据说飞机设计受限于可控性标准。气动面积增加意味着对于这些情况下所要求的操纵来说，必要的提升系数不超过失速值。本发明所要解决的技术问题涉及减小受限于可控性的飞机设计中的可调节HTP 尺寸，换句话说，具有决定于纵向稳定性标准的最小HTP尺寸。因此，本发明提供一种提高飞机可控性的系统，该系统进而提供对HTP提升系数的增加、允许减小HTP尺寸和飞机总重量，因而有助于降低飞机运行成本。
发明内容
为了实现气动表面的提升系数的增加，现有技术中众所周知的是高升装置，它们通常是用在机翼中。存在许多不同类型的高升装置，它们单独使用或者与其他组合使用，它们通常是通过修改剖面的外形(可移动的高升装置)或者是控制边界层(边界层抽吸或吹除系统)来延缓分离因而延缓失速的装置。可移动高升装置是相对于机翼移动(高升装置的偏转运动)并且基于提供翼弦的加长或剖面曲率变化的装置。这些装置是由飞行员启动的，通常当飞机需要更大的提升 (诸如起飞和着陆)时操纵。通常有两种常用方法可使高升装置偏转(a)利用致动器使其延伸和收回；或者(b)利用电动马达通过一系列驱动轴、变速箱和机械连接来产生所需的延伸或收回。将高升装置直接安装在HTP中，将为本发明所要解决的技术问题提供可能的解决方法，因为对于失速值该装置的操作将提供额外的提升，这样将使减小有效HTP表面(连同其尺寸)成为可能，用于可控性标准。已知在应用于AN-70飞机中的现有技术中的此解决方法，该飞机在前缘具有“缝翼”型高升装置，当使襟翼偏转时其偏转。然而，一般认为此解决方法是将可调节高升装置直接安装在HTP中，总体来说由于装置安装和操纵复杂性的弊端以及由于要实现的致动器或电动马达系统所导致的飞机重量困难，该方法对该技术问题而言并不十分令人满意。可替代地，已知安装在HTP前缘(CBA-123飞机)的固定高升装置。这些装置为高 HTP的迎角值增加提升；然而，它们具有在高迎角下的提升增加导致其它HTP迎角值的提升或阻力的恶化的弊端。为了解决本发明要解决的技术问题，本发明结合了安装在HTP中的可移动高升装置，功能是提高HTP的提升系数。另外，为了克服在技术领域中所述的弊端，本发明寻求以下的技术效果 首先利用HTP倾斜运动，以将其传递到HPT高升装置的偏转运动；
其次在HTP迎角值的整个范围内以选择性方式提高HTP提升系数，特别是对于HTP失速值。第一技术效果能够简化本发明系统的构成，特别是不再需要安装用于高升装置偏转的致动器或马达。第二技术效果能够产生充分的高升装置的偏转，以取决于各种HTP迎角值增加 HTP提升系数的绝对值，并且在其它迎角值下不影响提升和阻力。基本上，本发明提出的解决方法是基于将高升装置的偏转与由可调节HTP平衡系统所产生的倾斜运动联系起来。将所述偏转运动与倾斜运动联系起来的函数被称为“偏转
定律”。由本发明系统提供的所述偏转定律的一个待考虑技术方面是在可调节HTP，考虑到平衡系统功能是在纵向上平衡飞机，HTP安装角的绝对值增加时HTP迎角的绝对值增加。 因此，HTP倾斜的绝对值为最大时，达到了 HTP失速值。因为对于失速必须提供最大偏转的绝对值，所以可以推断，增加偏转绝对值的偏转定律在整个范围的迎角内是适用的，因为 HTP在最大安装角与最小安装角之间的倾斜不会产生任何失速值。
为了提供可调节HTP运动与高升装置偏转运动之间的所述联系，本发明系统包括以下技术要素
HTP与飞机之间的接合装置，包括HTP枢转装置、平衡系统、和偏转传动装置；以及高升装置与HTP之间的接合装置。枢转装置是提供可调节HTP与飞机之间的铰接式接合的装置，包括枢转轴，HTP围绕该枢转轴产生相对于飞机的倾斜运动。平衡系统提供HTP围绕枢转装置相对于飞机的倾斜运动所需的力。按照惯例，平衡系统包括连接到飞机的致动装置，该致动装置可由螺旋千斤顶致动器组成。偏转传动装置提供产生高升装置偏转运动所需的力。本发明系统的特征在于，偏转传动装置为各HTP倾斜位置提供高升装置偏转位置。因此，本发明的系统提供倾斜运动与高升装置偏转运动之间的联系，该联系是由偏转定律所限定的。偏转传动装置可以结合连接于高升装置与飞机之间的机械连接，其特别能够消除用于高升装置偏转的致动器。该机械连接是彼此相对运动并借助于各种类型连接(螺栓和销钉等)而相互连接的技术要素(杆、引导件、齿轮、和凸轮等)的系统，该装置是用于传递运动和力。因此，在偏转传动装置基本上是由连接于高升装置与飞机之间的机械连接所组成的情况下，本发明的系统提供高升装置偏转运动与HTP倾斜运动之间的偏转定律。
作为对本发明描述的补充以及为了帮助更好地理解其的技术特征，此描述性报告随附了以下附图
图1是本发明系统实施的在飞机尾翼中的第一可调节HTP装置的透视图。图2是本发明系统实施的在飞机尾翼中的第二可调节HTP装置的透视图。图3是本发明系统的实施例的图示。在此实施例中，偏转传动装置包括杆机构。阴影区域代表飞机的固定部分，HTP相对于其而倾斜；圆代表铰接。三个附图(3AJB和3C) 表示该系统的不同位置，对应于不同的HTP安装角，带有它们相应的高升装置偏转位置。图4是本发明系统的实施例的功能图。在此实施例中，偏转传动装置包括带引导件的机构。阴影区域代表飞机的固定部分，HTP相对于其倾斜；圆代表铰接。三个附图(4A、 4B和4C)代表该系统的不同位置，对应于不同的HTP安装角，带有它们相应的高升装置偏转位置。图5是优选发明系统实施例的透视图。附图标记
1飞机
2:HTP (水平尾翼)
3升降机
4竖直稳定装置
5方向舵
6枢转轴
7平衡窗8高升装置
9平衡系统
10致动装置11螺旋千斤顶12倾斜装置13阴螺纹件14关节15倾斜轴16偏转传动装置17偏转轴18杆18，杆19引导件20轭状物(yoke)21=HTP扭转箱结构22延伸部23锚轴24:HTP外壳。
具体实施例方式本发明是为了用于一种装配有可调节HTP2的飞机。图1和图2示出了飞机1尾翼的主要部件，其中安装有HTP2、升降机3、竖直稳定装置4和方向舵5。图1和图2对应于两种不同的HTP2布置，但是其中此HTP2布置因素并不限制本发明。图1和图2还示出了 HTP2如何经由平衡窗7从飞机1结构中突出，可调节HTP2 围绕枢转装置相对于飞机1倾斜。枢转装置包括枢转轴6，HTP2围绕枢转轴6相对于飞机的旋转，从而使HTP2倾斜。存在多于一个的非对准的枢转轴6，这并非限制本发明的特征也并非限制HTP2的特定几何特征(偏转和反角(deheral)等)。本发明的一个特征是其在HTP2中结合可调节高升装置。如附图中所示，在优选实施例中可调节高升装置8是“偏倾前缘”型装置，其是前缘高升装置，其特征在于装置8与 HTP2之间的接合装置是由带偏转轴的铰接装置所组成，所述装置围绕偏转轴相对于HTP2 的旋转，高升装置8的偏转是围绕偏转轴17的旋转运动。此类型的高升装置8提供的技术优点是允许相对于HTP2剖面翼弦的正角度和负角度的旋转，从而赋予该系统在整个HTP2 迎角值范围内的更大功能性。图3和图4是示出了本发明系统实施例的附图，将高升装置偏转运动与HTP2倾斜之间机械连接。所述实施例的区别在于结合到偏转传动装置16中的机构的类型。附图示出了当平衡系统9 (包括带螺旋千斤顶11和倾斜装置12的致动装置10以充分地传递倾斜运动)使倾斜装置12围绕枢转轴6运动并且使HTP2围绕倾斜轴15 (铰接B)旋转时，HTP2 如何围绕枢转轴6(铰接A)相对于飞机倾斜的。由于所产生的倾斜运动，所述系统提供了高升装置8的偏转，包括围绕偏转轴17 (铰接C)的旋转。图3中所示的系统结合具有与飞机1 (铰接E)和第二杆18’(铰接D)相铰接的杆 18的机构，其进而整体连接到高升装置8。图4中所示的系统结合引导件机构，该引导件机构包括与滑动杆18’相铰接(经由铰接D’)并整体地连接到高升装置8的引导件19。如图4中所示，这个引导件机构按照滑动引导件19路径的几何形状为任何高升装置提供偏转定律。特别是，图4的实施例示出了点“a”与“b”之间的引导件路径是如何与枢转铰接“A”同心的，从而使高升装置8不相对于HTP2剖面翼弦偏转。图3和图4中所示的系统对应于两个实施例，而并非对本发明的目的有任何限制， 因为通过应用技术状态下已知的机构能够产生将所述机构用作偏转传动装置16的本发明范围内的其它实施例。考虑到用于在HTP2剖面翼弦线上旋转的高升装置8的正偏转角符号以及在飞机 1水平面上旋转的正安装角的标准，用于优选实施例的所选偏转定律是使得正HTP2的安装角相对于飞机1产生“偏倾前缘”高升装置8的负偏转角。在相应的图3a至图3c和图如至图4c中，可以看见各个不同的系统位置。用以阐明本发明技术要素的本发明优选实施例(对应于图3a和图北中的实例) 提供必要的充分描述。本实施例中所结合的机构显然包括系统构造以及安装和维修中的有利的简单性，这就本发明的本质而言是理想的。图5示出了此实施例的透视图，以下对其技术特征进行描述。图中所示的位置对应于正最大安装角以及“偏倾前缘”偏转角的最大负绝对值。此图示出了与安装在飞机1上的HTP2前缘紧邻的区域，显示其从经过平衡窗7从前缘突出。图中还通过盖子中的剖开示意图示出了在HTP2盖子M下的HTP2结构21。“偏倾前缘”高升装置8借助于22来自于HTP2结构21的延伸部22与HTP2铰接。 由于这个原因，该装置8结合与所述延伸部22铰接的偏转轴17。HTP2的倾斜是通过平衡系统和枢转装置而实现的。本代表性实施例的平衡系统包括致动装置10，致动装置10使用连接到阴螺纹件13的螺旋千斤顶11。进而，此阴螺纹件 13连接到关节14、HTP2的左边部分各右边部分中之一。此外，关节14经由倾斜轴15而与 HTP2结构相铰接。附图中，枢转轴6代表枢转装置，HTP2相对于枢转轴6倾斜。因此，“偏倾前缘”装置8偏转是通过包括轭状物20及两跟杆的偏转传动装置16 使HTP2的左边部分和右边部分两者都发生倾斜的结果。“偏倾前缘”装置8整体地连接到轭状物20，轭状物20具有向偏转轴17传递充分的扭矩的功能；轭状物20与两根杆18枢转连接，各杆通过固定在飞机1上的锚轴23与飞机1结构相铰接。
权利要求
1.一种利用可调节HTPO)提高飞机(1)可控性的系统，其包括在HTPQ)中的可移动高升装置(8)；在高升装置(8)与HTPQ)之间的接合装置；HTP(2)与飞机(1)之间的接合装置，其包括利用HTP(2)枢转装置和HTP(2)平衡系统 (9)使HTP (2)倾斜的装置；其特征在于HTP(2)与飞机(1)之间的接合装置包括用于高升装置(8)偏转的偏转传动装置(16)； 偏转传动装置(16) SHTPQ)各安装角位置提供高升装置(8)的偏转位置，这是由偏转定律所限定的。
2.如权利要求1所述的利用可调节HTP(2)提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于 偏转传动装置(16)基本上是由连接于高升装置(8)与飞机(1)之间的机械连接所组成。
3.如权利要求2所述的利用可调节HTP( 提高飞机(1)的可控性的系统，其特征在于高升装置(8)是前缘装置。
4.如权利要求3所述的利用可调节HTP( 提高飞机(1)的可控性的系统，其特征在于高升装置(8)是“偏倾前缘”装置。
5.如权利要求4所述的利用可调节HTP(2)提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于 所述偏转定律是使得正HTP( 安装角相对于飞机(1)产生偏倾前缘装置(8)的负角的偏转。
6.如权利要求4所述的利用可调节HTP(2)提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于 所述偏转定律是使得在安装角在零安装角附近的区间HTP( 的倾斜不产生高升(8)装置的偏转。
7.如权利要求5或6所述的利用可调节HTP(2)提高飞机⑴可控性的系统，其特征在于偏转传动装置(16)包括带引导件(19)的引导机构，杆(18’)沿引导件(19)枢转地滑动(D’ )；该杆整体地与高升装置(8)相连接。
8.如权利要求5所述的利用可调节HTP(2)提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于 偏转传动装置(16)包括带第一杆(18)的杆机构；该第一杆(18)枢转地(E)连接到飞机 (1)并且枢转地(D)连接到第二杆(18’)，第二杆(18’ )整体地连接到高升装置(8)。
9.9.如权利要求8所述的利用可调节HTP ( 提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于所述杆机构的整体连接到高升装置(8)的第二杆(18’ )基本上是由轭状物OO)所组成；轭状物与至少一根杆(18)枢转连接，杆(18)经由锚轴枢转地连接到飞机(1)。
10.如以上权利要求中任一项所述的利用可调节HTP(2)提高飞机(1)可控性的系统， 其特征在于平衡系统(9)结合相互连接的致动装置(10)和倾斜装置(1 ；倾斜装置(12) 经由倾斜轴(15)与HTP(2)枢转地连接，致动装置(10)连接到飞机(1)。
11.如权利要求10所述的利用可调节HTP( 提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于致动装置(10)包括螺纹连接到倾斜装置(1 的螺旋千斤顶(11)。
12.如权利要求11所述的利用可调节HTPQ)提高飞机(1)可控性的系统，其特征在于倾斜装置(1 包括阴螺纹件(13)，阴螺纹件(1 螺纹连接到螺旋千斤顶(11)并且固定到两个关节(14)，相应的倾斜轴(1 枢转连接到用于HTP的每个左边部分和右边部分的两个关节(14)中的一个。
全文摘要
本系统包括用于为HTP(2)的各安装角位置提供可移动襟翼(8)的偏转位置的偏转传动装置(16)，安装在飞机(1)的运动HTP(2)上。优选地，用于传递偏转(18、20、23)的装置(16)基本上包括连接于襟翼(8)与飞机(1)之间的机械带。
文档编号B64C5/10GK102421666SQ201080020758
公开日2012年4月18日 申请日期2010年3月11日 优先权日2009年3月12日
发明者帕斯库亚尔富尔特斯 A., 纳默 A., J. 西蒙卡莱罗 F., 维拉奥尔格 P. 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司