专利名称：航空飞行器整流装置系统及相关方法
技术领域：
本发明的实施例涉及航空飞行器整流装置系统及相关方法，包括装设飞 机上的襟翼面驱动机构的整流装置，。
背景技术：
现代高速飞机一般具有薄机翼，该薄机翼在高速飞行期间或巡航飞行期 间提供低阻力外形。这些飞机的机翼通常包括各种可动面以提供飞机控制和 /或使飞机适于低速运行(例如起飞和着陆)。例如，除了携带燃料之外，高 速运输飞机的机翼一般包括副翼面、扰流器面、前缘装置面和后缘襟翼面。 这些可动面通常位于或接近机翼的前缘和后缘，此处机翼很薄以致不能完全 包罩操作这些表面所需的支撑结构和/或驱动机构。因此，整流装置经常装在
机翼上以便装设不能被包罩于机翼中的驱动机构部分和/或支撑结构部分。这 些整流装置一般是流线型的，以便在高速飞行期间或巡航飞行期间具有低阻 力的外形。
图1是按照现有技术的、具有带有纵轴L1的机身51、第一机翼10a以 及第二机翼10b的运输机50的部分示意图。所述第一机翼包括可动的襟翼 面13a和可动的副翼面13b。整流装置20安装在所述第一机翼10a的下侧以 便装设操作所述襟翼13a所需的支撑结构部分和驱动机构部分。所述整流装 置具有纵轴L2，所述纵轴L2至少近似平行于所述机身51的纵轴L1。所述 整流装置20具有流线型平面形状(例如当从机翼的顶部看时)，而相对于所 述整流装置的纵轴L2的最宽部分整个位于翼的后缘的前面(例如，整个位 于襟翼13a后缘的前面)。然而，即使这些整流装置也在飞机上引起阻力。
发明内容
本发明大体针对航空飞行器整流装置系统及其相关方法，包括装设飞机 上的襟翼表面驱动机构整流装置。本发明的各方面针对一种整流装置系统， 该整流装置系统包括翼，所述翼具有带后缘部分的翼部分。所述系统还包括 安装到所述翼部分的整流装置。所述整流装置可具有纵轴和整流装置部分， 所述整流装置部分沿所述纵轴从所述翼部分的后缘部分向前和向后延伸。所 述翼部分可对应于翼上的一段整流装置部分的平面投影。所述整流装置部分
可具有宽阔部分，并且所述宽阔部分的至少一部分位于所述翼部分的后部。 所述整流装置部分的宽阔部分可具有垂直于所述整流装置的纵轴测得的单 一翼展方向宽度，该宽度大于或等于所述整流装置部分的任何其他部分的翼 展方向的宽度。
本发明的其他方面涉及一种整流装置系统，包括翼，所述翼具有带有后 缘部分的翼部分。所述系统还包括安装到所述翼部分的整流装置。所述整流 装置可具有纵轴和整流装置部分，所述整流装置部分沿所述纵轴从所述翼部 分的后缘部分向前和向后延伸。所述翼部分可对应于翼上的一段整流装置部 分的平面投影。所述整流装置部分可具有第一侧和第二侧。每一侧可从所述 纵轴横向偏移开。每一侧可具有曲率最大的点。所述第一和第二侧中至少一 侧的曲率最大的点可位于所述翼部分的后部。
本发明的其他方面涉及一种用于制造整流装置系统的方法，所述方法包 括将整流装置靠近翼定位。所述翼可具有后缘和带有后缘部分的翼部分。整 流装置的一部分可沿所述整流装置的纵轴从所述翼部分的后缘部分向前和 向后延伸。所述翼部分可对应于所述翼上的一段整流装置部分的平面投影。
所述方法还包括把所述整流装置安装到所述翼，使得(a)所述整流装置部 分的宽阔部分的至少一部分位于所述翼部分的后部；(b)第一侧和第二侧中 至少一侧的曲率最大的点位于所述翼部分的后部；或(c)(a)和(b)两者。 所述整流装置部分的宽阔部分可具有垂直于所述整流装置的纵轴测得的单 一翼展方向宽度，该宽度大于或等于所述整流装置部分的任何其他部分的翼 展方向的宽度。所述第一侧和第二侧中的每一侧可从所述纵轴横向偏移开。
图1是按照现有技术的带有襟翼整流装置的飞机的部分示意图。 图2是具有第一整流装置系统和第二整流装置系统的航空飞行器的部 分示意图，其中每个整流装置系统符合本发明的实施例。
图3是图2中所示的第一整流装置系统的部分示意性放大视图。
图4是沿4-4线截取的、图2中所示的第一整流装置系统的部分截面
示意图，第一可动面处于第一位置。
图5是图4中所示的第一整流装置系统的部分截面示意图，第一可动面 处于第二位置。
图6是图4中所示的第一整流装置系统的部分截面示意图，第一可动面 处于第三位置。
图7是图2中所示的第二整流装置系统的部分放大示意图。
具体实施例方式
本发明公开的内容描述了航空飞行器整流装置系统及相关方法，包括装 设飞机上的襟翼表面驱动机构的整流装置。本发明的几个具体细节在下面的 描述以及在图2-7中进行阐述，以便全面地了解本发明的某些实施例。然 而，本领域技术人员将会理解，本发明可具有另外的实施例，在不具有下面 所描述的具体特征中的一些的情况下本发明的其它实施例也可实施。
图2显示了航空飞行器150，具有第一整流装置系统100a和第二整流 装置系统100b，此处的每一个整流装置系统100都是依照本发明的实施例。 在一些实施例中，与当前用在各种飞机上的整流装置相比，这些整流装置系 统可减小干扰阻力和/或增加升力。参照图3到图6，所述第一整流装置系统 的特征进行了更详细地论述。参照图7,所述第二整流装置系统的特征进行 了更详细地论述。
在图2所示的实施例中，所述航空飞行器150具有贯穿机身151 (例如 穿过所述机身的前端和后端)的纵轴L1。航空飞行器150还具有连接到所 述机身151的多个翼110，包括第一翼110a (例如，左机翼)、第二翼110b (例如，右机翼)、第三翼110c(例如，左水平尾翼)、第四翼110d(例如， 右水平尾翼)和第五翼110e (例如，垂直尾翼)。在其它实施例中，航空飞 行器150可具有其它配置，包括更多或更少的机身151、更多或更少的翼110、 和/或连接到所述航空飞行器和/或机身151的翼110的其它配置。
在图示的实施例中，所述第一翼110a包括后缘112和两个可动面113， 被显示成构作为襟翼面的第一可动面113a和构作为副翼面的第二可动面 113b。在其它实施例中，所述第一翼110a可包括更多、更少或其他类型的 可动面113。第一整流装置系统100a可包括具有纵轴L2的第一整流装置 120a，该纵轴L2至少大约平行于所述航空飞行器150的纵轴L1。所述第一 整流装置120a可安装到所述第一翼110a,使得所述第一翼110a的第一部分 11 la对应于该翼上的第 一整流装置120a的第一段123a的平面投影(planform projection).所述第二整流装置系统100b可包括具有纵轴L3的第二整流装 置120b，该纵轴L3至少近似平行于所述航空飞行器150的纵轴。所述第二 整流装置也可安装到所述第一翼110a,使得所述第一翼110a的第二部分lllb 对应于该翼上的第二整流装置部分120a的第二段123b的平台凸起。第一翼 部分llla可包括第一后缘部分112a，而第二翼部分lllb可包括第二后缘部 分112b。
图2中，所述第一翼部分111a包括所述第一可动面113a的一部分。该 第一可动面113a定位成使得所述第一可动面113a的后缘的一部分构成所述 第一后缘部分112a的至少一部分。相应地，第一后缘部分112a的至少一部 分可以在至少两个位置(例如，缩回位置和伸展位置)之间移动。在图示的 实施例中，第一翼部分111a包括作为单个单元移动的第一后缘部分112a。 在其它实施例中，第一后缘部分可具有其它配置，包括具有可动和固定部件 和/或多个互相独立移动部件的第 一后》彖部分112a。
图3是图2中显示的所述第一整流装置系统100a的部分放大示意图。 在图示的实施例中，所述第一整流装置120a安装到第一翼110a的下侧。例 如，所述第一整流装置部分120a可以在第一翼已经制造之后装设于第一翼 110a和/或在生产过程中装配到/于所述第一翼110a (例如，以形成所述翼形 状的凸起)。在其它实施例中，第一整流装置120a可安装到第一翼110a的 其他部分。例如，第一整流装置可安装到翼110a的顶部或可安装到翼的相 对表面(例如，安装到垂直取向翼的左和右表面或安装到水平取向翼的上和 下表面)。所述第一翼110a的后缘112可包括后缘相邻点116，其中所述后 缘相邻点116是紧邻第一整流装置120a的第一翼110a的后缘112上的点。 在图示的实施例中，两个后缘相邻点116 一皮显示为第一后缘相邻点116a和 第二后缘相邻点116b。
在图示的实施例中，所述第一整流装置120a具有第一整流装置部分 122a，该第一整流装置部分122a沿纵轴L2在第一翼部分llla的第一后缘 部分112a的前部和后部延伸。在图3中，第一整流装置部分122a包括整个 第一整流装置120a。在其它实施例中，第一整流装置部分122a不包括整个
在图3中，所述第一整流装置部分122a具有宽阔部分124a,该宽阔部 分具有单翼展平面宽度Wl，所述单翼展平面宽度Wl沿垂直于所述第一整 流装置120a的纵轴方向测得并且大于或等于所述第一整流装置部分122a的 任何其他部分的翼展宽度。所述第一整流部分120a的宽阔部分124a的至少 一部分可位于所述第一翼部分111a的后部和/或所述第一和第二后缘相邻点 116a、 116b中至少一个的后部。例如，在图示实施例中，位于所述第一翼部 分llla的第一后缘部分112a前部和所述第一和第二后》彖相邻点116a、 116b 前部的第一整流装置部分122a的第二翼展部分124b的宽度W2，等于所述 宽阔部分124a的宽度Wl，但是第一整流装置部分122a的任何部分的宽度 不大于所述宽阔部分124a的宽度Wl。
已经发现，在某些实施例中，将所述第一整流装置部分122a的宽阔部 分124a的至少一部分设置于第一翼部分llla的后部和/或第一和第二后缘相 邻点116a、 116b中至少一个的后部，可影响4妻近第一整流装置部分122a的 气流，与具有通常整流装置的翼的情形相比，可导致阻力减d、和/或升力增加。 据认为，导致这一现象的一个因素是低压区域接近翼的后缘。例如，当航空 飞行器150操作于选定的结构形态(例如，第一可动表面113a缩回)以及 某些操作条件(例如，在低阻力、高速和/或巡航状态)下时，沿第一整流装 置120a纵轴的宽度变化可导致靠近第一整流装置120a流动的流体或空气随 着整流装置宽度增加而被加速(例如，如图3中气流箭头AF示意所示)。当 气流加速时，局部或静态压力可减小。通过把所述第一整流装置部分122a 的宽阔部分124a的至少一部分设置在所述第一翼部分111a的后部和/或所述 第一和第二后缘相邻点116a、 116b中至少一个的后部，邻近所述第一整流 装置部分122a和所述第一翼110a后缘的低压区域可设置用来提供较之目前 整流装置更为有利的相对于阻力和/或升力的压力梯度。减小阻力和/或增加 升力的优点在于能改进飞机的性能，例如，通过减少燃料燃烧并因此与具有 现有整流装置的飞机相比增加航程和/或减小运行成本。
在其中所述翼部分111 a的第 一后缘部分112a的至少一部分是可动的某 些实施例中，仅当所述第一后缘部分112a的部分处于选定位置时，所述整 流装置部分122a的宽阔部分124a位于所述翼部分lllb的后部和/或所述第 一和第二后》象相邻点116a、 116b中至少一个的后部，如图4-6所示。图4 是沿4-4线截取的图2中所示的第 一整流装置系统1 OOa的部分截面示意图，
第一可动面113a处于第一位置。例如，处于第一位置的第一可动表面113a 可包括处于缩回位置的襟翼面， 一般用于巡航、低阻力运行和/或高速运行。 在图示的实施例中，所述第一位置是一选定的位置，其中整流装置部分122a 的宽阔部分124a的至少一部分位于所述翼部分llla的后部和/或第一和第二 后缘相邻点116a、 116b中至少一个的后部，如上所述。在图4中，所述第 一整流装置装设驱动机构115和以及支撑和移动所述第一可动表面113a所 需的相关制成结构。另外，第一整流装置120a包括多个部分，显示为第一 部分125a和第二部分125b。所述第一和第二部分125a、 125b构作成当所述 第一可动面113a移动时4皮此相对移动。
在其它实施例中，第一整流装置系统100a可具有其它布置结构，包括 更多或更少部分和/或整流装置可装设其它部件(例如，其它航空飞行器系统 部件)或不装设部件。另外，虽然在图示的实施例中，所述第一整流装置系 统100a包括单个可动表面部分，在其他实施例中所述第一整流装置系统100 可包括多个可动表面部分(例如，所述第一整流装置系统100a可被设置为 包括两个襟翼面部分)。在其它实施例中，多个整流装置系统100可包括相 同的可动表面部分，例如，多个整流装置系统100可装设用于单个可动表面 的驱动机构(例如，用以驱动单个襟翼表面的驱动机构)。
图5是图4中显示的所述第一整流装置系统100a的部分截面示意图， 其中所述第一可动面113a已经置于第二位置(例如，襟翼位于第一伸展位 置)。在图6中，所述第一可动表面113a已被置于第三位置(例如，第二伸 展位置)。在图示的实施例中，当所述第一可动表面113a处于第二位置(图 5)或第三位置(图6)时，所述整流装置部分122a的宽阔部分124a可位于 以上参照图3所讨论的所述第一翼部分llla的第一后缘部分112a的前部和/ 或所述第一和第二后缘相邻点的前部。例如，在与所述第一可动面113a处 于选定位置(例如，所述缩回位置)时相比低阻力外形不那么重要的低速运 行期间，所述第一可动面113a可包括可设置在第一伸展位置(图5)或第二 伸展位置(图6)的襟翼面。
图7是图2中显示的所述第二整流装置系统100b的部分放大示意图。 在图示的实施例中，所述第二整流装置120b安装到所述第 一翼110a的下侧。 所述第二整流装置120b具有第二整流装置部分122b,沿纵轴L3在所述第 二翼部分lllb的第二后缘部分112b的前部和后部延伸。在图7中，所述第
二整流装置部分122b相对于所述第二整流装置120b的纵轴L3不对称。在 其它实施例中，所述第二整流装置部分122b可以相对于所述第二整流装置 120b的纵轴L3对称。另外，在所图示的实施例中，所述第二整流装置部分 122b只包括整个第二整流装置120b的一部分(例如，所述第二整流装置部 分122b不包括图7中显示的第二整流装置120b的阴影区域SA)。另外，在 图示的实施例中，所述第一翼110a的后缘112包括紧邻所述第二整流装置 120b的第三后缘相邻点116c和第四后缘相邻点116d。
在图示的实施例中，所述第二整流装置部分122b包括大致面向侧向的 第一侧SI和第二侧S2。所述第一和第二侧Sl、 S2可包括横向离开所述第 二整流装置120b的纵轴L3最远点。所述第二整流装置部分122b的宽度沿 纵轴L3沿向后方向增加，直到到达最宽的部分且然后减小。因此，所述第 二整流装置部分122b包括多个部分124，每一部分都有单独的宽度。例如， 所述多个部分124中的四个在图7中标示为具有第一宽度Wl的第一部分 124a、具有第二宽度W2的第二部分124b、具有第三宽度W3的第三部分 124c和具有第四宽度W4的第四部分124d。
在图7中，所述第四部分124d位于所述第二翼部分111b的第二后缘部 分112b的前面以及所述第三和第四后纟彖相邻点116c、 116d的前面。所述第 四部分124d的第四宽度W4小于第一、第二和第三宽度W1、 W2、 W3。至 少所述第三部分124c的一部分位于所述第二翼部分lllb的后部(例如，所 述第二后缘部分112b的后部)和所述第三后缘相邻点116c的后部。所述第 三部分124c的第三宽度W3大于第四宽度W4，但小于第一和第二宽度Wl、 W2。另外，所述第三部分124c的宽度大于或等于位于所述第三部分124c 前面的任何部分124的宽度。
整个第二部分124b位于所述第二翼部分lllb的后部以及所述第三和第 四后缘相邻点116c、 116d的后部。所述第二部分的第二宽度W2大于或等 于位于所述第二部分124b前面的任何部分124的宽度。所述第一部分124a 位于所述第二部分124b的后面，并具有大于或等于第二宽度W2的第一宽 度W1。因此，第一部分124a是第二整流装置部分122b的宽阔部分。如上 参照图3所讨论的，已经发现在某些实施例中，使所述第二整流装置部分 122b的宽阔部分(例如，第一部分124a)的至少一部分位于所述第二翼部 分lllb的后部能导致气流AF,与具有现有整流装置的翼的情形相比，该空气流AF可产生阻力减小和/或升力增加。
在图示的实施例中，所述第二部分124b也包括所述第一侧Sl上的第一 点P1和所述第二侧S2上的第二点P2。所述第一点和第二点P1、 P2是沿流 动方向的它们相应侧Sl、 S2(例如，相对于气流AF和/或相对于所述第二 整流装置120b的纵轴L3 )上的曲率最大的点。在图7中，宽阔部分(例如， 第一部分124a)包括所述第一和第二点P1、 P2,且所述第一和第二点P1、 P2相对于所述第二整流装置120b的纵轴L3彼此相对。在其它实施例中， 所述第一和第二侧S1、 S2上的曲率最大的点不与所述第二整流装置120b的 宽阔部分(例如，第一部分124a)重合。在其它实施例中，所述第一和第二 侧上的曲率最大的点相对于所述第二整流装置120b的纵轴L3不直接彼此相 对(例如，曲率最大的点位于它们的相应侧，但是不直接互相面对)。在其 它实施例中，只有所述第二整流装置部分122b的两侧之一的曲率最大的点 位于所述第二翼部分lllb的后部和/或所述第三和第四后缘相邻点116a、 116b中至少一个的后部。如上参照图3-6所讨^r的，在某些实施例中，所述 第二翼部分lllb的第二后缘部分112b的至少一部分可移动到至少两个位 置，且当所述第二后缘部分112b的可动部分位于选定位置(例如，所述两 个位置之一)时，至少一个曲率最大的点位于所述第二翼部分lllb的后部 或所述第三和第四后缘相邻点116a、 116b中的至少一个的后部。在其它实 施例中，所述第二整流装置部分122b的一侧可具有多个曲率最大的点(例 如，所述第二整流装置部分122b可在一侧具有相同曲率的两个点，其中所 述曲率是相应侧上的最大曲率)。
已经发现，在某些实施例中，使所述第二整流装置部分122b的第一或 第二侧Sl、 S2中的至少一侧的曲率最大点位于所述第二翼部分lllb的后部 可影响邻近所述第二整流装置部分122b的气流。与具有现有整流装置的翼 的情形相比，这会使得阻力减小和/或升力增加。据认为导致此现象的一个因 素是，低压区域接近所述整流装置和所述翼的后缘。例如，气流接近曲率最 大的点会加速，因此降低了局部压力或静态压力。与具有现有整流装置的飞 机的情形相比，压力的降低可减小阻力和/或增加升力。减小阻力和/或增加 升力的优点在于能改进飞机的性能、减少燃料的消耗，并从而与具有目前整 流装置的飞机相比，增加4;t程和/或减'J、运行成本。
在某些实施例中，依照本发明各方面的整流装置系统100可在现有飞机
上进行翻新改进。例如，在选定的实施例中，安装在飞机50的第一翼10a 上的整流装置20 (示于图1)可被拆掉，而类似于如上参照图2-7所述的第 一或第二整流装置系统100a、 100b的整流装置可^f皮安装到示于图1中的飞 机50的第一翼10a。如上所述，在某些实施例中，通过用符合本发明各个方 面的整流装置系统100替换所述整流装置20 (示于图1中)，所述飞机50 的阻力可减小和/或所述飞机50的升力可增加。
从前文所述，可以理解在此描述本发明的具体实施例是为了说明的目 的，在不背离本发明的情况下可做多种修改。另外，在具体实施例的范围内 所描述的本发明的各个方面可在其它实施例中被结合或去除。例如，虽然上 面参照航空飞行器的机翼对本发明的各个方面进行了描述，但是在其它实施 例中，按照本发明的各个方面的整流装置系统可包括其它翼面(例如，垂直 机翼或鸭式翼)。虽然与本发明的某些实施例相关的优点已经在这些实施例 中进行了描述，但其它实施例也可表现出这些优点。另外，没必要所有的实 施例都需要具有这些优点以便属于本发明的范围。因此，本发明仅受所附权 利要求书所限制。
权利要求
1.一种整流装置系统，包括翼，所述翼具有后缘和带有后缘部分的翼部分；以及安装于所述翼部分的整流装置，所述整流装置具有纵轴和整流装置部分，该整流装置部分沿所述纵轴从所述翼部分的后缘部分向前和向后延伸，所述翼部分对应于所述翼上的一段整流装置部分的平面投影，所述整流装置部分具有宽阔部分，所述整流装置部分的宽阔部分的至少一部分位于所述翼部分后部，所述整流装置部分的宽阔部分具有垂直于所述整流装置的纵轴测得的单一翼展方向宽度，该宽度大于或等于所述整流装置部分的任何其他部分的翼展方向的宽度。
2. 如权利要求1中所述的系统，其中所述翼包括带有襟翼面的机翼，所述机翼连接于飞^L的机身；以及 所述整流装置包括襟翼整流装置，所述襟翼整流装置装设有用于所述襟翼面的驱动机构的至少一部分，所述襟翼面可从缩回位置移动到至少一个伸展位置。
3. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述翼包括可连接到航空飞行 器的翼。
4. 如权利要求1中所述的系统，其中所述翼包括一个或多个后缘相邻点，所述一个或多个后缘相邻点位于所 述翼的后缘上并紧邻所述整流装置；以及所述整流装置部分的宽阔部分的至少一部分位于所述一个或多个后缘 相邻点中至少一个的后部。
5. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述翼部分的后缘部分的至少 一部分可在至少两个位置之间移动，且当所述后缘部分的所述至少一部分处 于选定位置时，所述整流装置部分的宽阔部分位于所述翼部分的后部。
6. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述整流装置部分的整个宽阔 部分位于所述翼部分的后部。
7. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述整流装置装设驱动机构的 至少一部分。
8. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述整流装置部分包括第一侧和第二侧，每一侧从所述纵轴横向偏移开，每一侧具有曲率最大的点，所述 第一和第二侧中至少一侧的曲率最大的点位于所述翼部分的后部。
9. 如权利要求1中所述的系统，其中，所述整流装置部分包括多个部 分和整个整流装置中的至少 一个。
10. —种整流装置系统，包括翼，该翼具有后缘和带有后缘部分的翼部分；以及安装于所述翼部分的整流装置，该整流装置具有纵轴和整流装置部分， 该整流装置部分沿所述纵轴从所述翼部分的后缘部分向前和向后延伸，所述 翼部分对应于所述翼上的一段整流装置部分的平面^:影，所述整流装置部分 具有第一侧和第二侧，每一侧从所述纵轴横偏移开，每一侧具有曲率最大的 点，所述第一和第二侧中至少一侧的曲率最大的点位于所述翼部分的后部。
11. 如权利要求10中所述的系统，其中所述翼包括带有襟翼面的机翼，所述机翼连接到飞机的机身；以及所述整流装置包括襟翼整流装置，该襟翼整流装置用以装设用于所述襟 翼面的驱动机构的至少一部分，所述襟翼面可从缩回位置移动到至少一个伸 展位置。
12. 如权利要求10中所述的系统，其中，所述翼包括可连接到航空飞行器的翼。
13. 如权利要求10中所述的系统，其中，所述第一侧的曲率最大的点 和所述第二侧的曲率最大的点都位于所述翼部分的后部。
14. 如权利要求10中所述的系统，其中，所述翼部分的后缘部分的至 少一部分可在至少两个位置之间移动，且当所述后缘部分的所述至少一部分 处于选定位置时，所述第一和第二侧中的所述至少一侧的曲率最大的点位于 所述翼部分的后部。
15. 如权利要求10中所述的系统，其中所述翼包括一个或多个后缘相邻点，所述一个或多个后缘相邻点位于所 述翼的后缘上并紧邻所述整流装置；以及所述第一和第二侧中至少一侧的曲率最大的点位于所述一个或多个后 纟彖相邻点中至少 一个的后部。
16. 如权利要求10中所述的系统，其中，所述整流装置装设驱动机构 的至少一部分。
17. —种形成整流装置系统的方法，包括将整流装置靠近翼定位，所述翼具有后缘和带有后缘部分的翼部分，整 流装置的 一部分沿所述整流装置的纵轴从所述翼部分的后缘部分向前和向 后延伸，所述翼部分对应于所述翼上的一段整流装置部分的平面投影；将所述整流装置安装于所述翼，使得(a) 所述整流装置部分的宽阔部分的至少一部分位于所述翼部分的后 部，所述整流装置部分的宽阔部分具有垂直于所述整流装置的纵轴测得的单 一翼展方向宽度，该宽度大于或等于所述整流装置部分的任何其他部分的翼 展方向的宽度；(b) 第一侧和第二侧中至少一侧的曲率最大的点位于所述翼部分的后 部，所述第一侧和第二侧均从所述纵轴片黄向偏移开；或(c) U)和(b)两者。
18. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装于所述 翼包括把襟翼整流装置安装到具有可动襟翼面的机翼，所述襟翼整流装置装 设用于所述襟翼面的驱动机构的至少一部分，所述机翼连接到飞机的机身。
19. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括将整流装置安装到可连接到航空飞行器的翼。
20. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括将所述整流装置安装到所述翼，使得所述第一侧的曲率最大的点和所 述第二侧的曲率最大的点都位于所述翼部分的后部。
21. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括将整流装置安装到翼，其中所述后缘部分的至少一部分可在至少两个 位置之间移动，所述后缘部分的可移动部分设置在选定位置。
22. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括将整流装置安装到翼，使得所述整流装置部分的整个宽阔部分位于所 述翼部分的后部。
23. 如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括安装用以装设驱动机构的至少一部分的整流装置。
24. 如权利要求17中所述的方法，其中将所述整流装置靠近所述翼定位包括使所述整流装置靠近所述翼定位， 使得存在一个或多个后缘相邻点，该一个或多个后缘相邻点位于所述翼的后 缘上并紧邻所述整流装置；将所述整流装置安装到所述翼包括把所述整流装置安装到所述翼，使得(a) 所述整流装置部分的宽阔部分的至少一部分位于所述一个或 多个后缘相邻点中至少一个的后部；(b) 所述第一和第二侧中至少一侧的曲率最大的点位于所述一个 或多个后缘相邻点中至少一个的后部；或(c) (a)和(b)两者。
25.如权利要求17中所述的方法，其中，将所述整流装置安装到所述 翼包括将第二整流装置安装到所述翼，且所述方法还包括从所述翼将第 一整 流装置拆除。
全文摘要
本发明公开了一种航空飞行器整流装置系统(100a、100b)及其相关方法，包括在此公开的整流装置，该整流装置装有飞机(150)上的襟翼面驱动机构。本发明的一方面针对一种整流装置系统，该整流装置系统包括安装到翼面(110)的整流装置(120)。所述整流装置(120)可具有纵轴(L2)和整流装置部分(122)，所述整流装置部分(122)沿所述纵轴向所述机翼部分(111)的后缘部分(112)的前部和后部延伸。在本发明的一个实施例中，所述整流装置部分(122)可具有一宽阔部分(124)，所述宽阔部分(124)位于所述机翼部分(111)的后部，并且其单翼展方向的宽度(W1)大于或等于所述整流装置部分(122)的任何其他部分的翼展方向的宽度。在本发明的另一实施例中，所述整流装置部分(122)可具有第一侧(51)和第二侧(52)，每一侧都有一最大曲率点。至少最大曲率的一点可位于所述机翼部分(111)的后部。
文档编号B64C9/16GK101180209SQ200680017593
公开日2008年5月14日 申请日期2006年4月26日 优先权日2005年5月20日
发明者尼古拉斯·沃格特 申请人:波音公司