用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法技术

本发明专利技术描述了用于收回飞机襟翼支撑件整流罩尾锥的示例性铰接组件以及相关方法。本文所公开的示例性襟翼支撑件整流罩包括：壳体，待在飞机的机翼的后缘上耦接至襟翼的底侧；尾锥，从壳体的后端向外设置；以及铰接组件，配置成使尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥的一部分设置成超出壳体的后端，在收回位置中，尾锥的该部分设置在壳体内。

Hinged components and related methods for retrieving the fairing of aircraft flaps support

The present invention describes an example articulated assembly for retrieving the tail cone of a fairing for an aircraft flap support and related methods. The example flap support fairing disclosed herein includes: a shell, which is coupled to the bottom side of the flaps on the rear edge of the aircraft wing; a tail cone, which is arranged outward from the rear end of the shell; and a hinged assembly, which is configured to move the tail cone between the extended position and the retracted position. In the extended position, a part of the tail cone is arranged beyond the rear end of the shell and in the retracted position. The part of the tail cone is arranged in the housing.

【技术实现步骤摘要】
用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法
本公开总体上涉及飞机，且更具体涉及用于收回飞机襟翼支撑件整流罩的铰接组件及相关方法。
技术介绍
许多飞机都会沿着机翼的前缘及后缘采用高升力装置(有时也称作辅助翼面或可移动控制表面)。例如，襟翼是一种常见类型的沿着机翼的后缘可移动地耦接的高升力装置。襟翼可从机翼的后缘向下移动(例如倾斜)以改变机翼的形状，从而产生较大或较小的升力。例如，襟翼通常在起飞及降落期间展开，以在较慢的速度下产生较大的升力。飞机通常具有由襟翼支撑件整流罩(fairing)覆盖的一个或多个襟翼支撑件，以便有助于将每个襟翼支撑在机翼上。襟翼支撑件整流罩向外延伸超出襟翼的后缘，并成形为流线型形状以减少阻力。此处所做的本公开正是针对这些及其他考虑事项而提出的。
技术实现思路
本文所公开的一示例性襟翼支撑件整流罩包括：壳体，待在飞机的机翼的后缘上耦接至襟翼的底侧；尾锥(tailcone)，从壳体的后端向外设置；以及铰接组件，配置成使尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥的一部分设置成超出壳体的后端，在收回位置中，尾锥的该部分设置在壳体内。本文所公开的一示例性飞机包括：机翼；襟翼，沿着机翼的后缘可移动地耦接至机翼；以及襟翼支撑件整流罩，耦接至襟翼的底侧。襟翼支撑件整流罩具有可收回尾锥，该可收回尾锥配置成在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。本文所公开的一示例性方法包括，使襟翼支撑件整流罩相对于飞机的机翼的后缘向下移动。该示例性方法还包括，使襟翼支撑件整流罩的尾锥在襟翼支撑件整流罩向下移动时移动到襟翼支撑件整流罩的壳体中。附图说明图1示出了可在其中实施本文所公开的示例的一示例性飞机。图2A是图1的示例性飞机的机翼中的一个的底视图，其示出了处于收起位置中的示例性襟翼，并示出了多个示例性襟翼支撑件，其中示例性襟翼支撑件整流罩耦接至机翼和示例性襟翼。图2B是示出了图2A的机翼的底视图，其示出了处于展开位置中的示例性襟翼以及处于向下位置中的示例性襟翼支撑件整流罩。图3是示出了图2A和图2B的示例性襟翼支撑件整流罩中的一个的局部剖视图，该示例性襟翼支撑件整流罩具有用于收回示例性襟翼支撑件整流罩的示例性尾锥的示例性铰接组件。图4A至图4F例证了示出图3的示例性铰接组件在示例性襟翼支撑件整流罩向下移动时收回示例性尾锥的示例性顺序。图5是示出了用于收回和延伸示例性襟翼支撑件整流罩的示例性方法的流程图，并且该示例性方法可使用图3的示例性襟翼支撑件整流罩和示例性铰接组件来实施。附图未按比例绘制。相反，为了阐明多个层及区域，层的厚度可在附图中放大。只要可能，相同的附图标记将在附图以及伴随的书面说明中用于指代相同或相似的部件。如本专利中所使用的，叙述任何部件(例如，层、膜、区域或板)以任何方式定位(例如，定位、位于、设置或形成等)在另一部件之上表示所提及的部件与另一部件相接触，或者所提及的部件位于另一部件之上，并具有位于其间的一个或多个中间部件。叙述任何部件与另一部件相接触表示这两个部件之间没有中间部件。具体实施方式许多飞机通常都会沿着机翼的前缘和/或后缘采用一个或多个高升力装置。襟翼是一种常见类型的沿着机翼的后缘可移动地安装的高升力装置。例如，襟翼可在收回位置与展开位置之间移动，在收回位置中，襟翼与机翼成一直线，在展开位置中，襟翼从机翼的后缘向下移动(和/或成角度)。飞机可包括沿着机翼的后缘的一个或多个襟翼。当展开时，襟翼改变机翼的弦长以及弯度，这可用于产生较大或较小的阻力以及升力。如此，襟翼通常在起飞及降落期间展开。通常在飞机机翼上采用襟翼支撑件，以有助于沿着机翼的后缘支撑襟翼。例如，襟翼支撑件可为用于展开襟翼的铰接组件的一部分。已知的襟翼支撑件包括耦接至机翼(例如，耦接至机翼的底部)的固定部分(其被称为固定侧支撑件或支撑梁)以及耦接至襟翼的底侧并在襟翼展开或收回时与襟翼一起移动的可移动部分(其被称为可移动侧支撑件)。可移动侧支撑件可旋转地耦接至固定侧支撑件，这使得可移动侧支撑件能够在襟翼从机翼的后缘向下移动时向下倾斜。襟翼支撑件通常被襟翼支撑件整流罩(有时被称作防震体、惠特科姆体或屈西曼体(Kuchemanncarrot))覆盖，该襟翼支撑件整流罩提供覆盖襟翼支撑件(以及铰接组件的部分)的空气动力学外壳，并减少否则可由这些部件产生的阻力。襟翼支撑件整流罩可包括耦接至机翼的底侧并覆盖襟翼支撑件的固定侧支撑件的固定部分以及耦接至襟翼的底部并覆盖襟翼支撑件的可移动侧支撑件的可移动部分。襟翼支撑件整流罩的可移动部分延伸超出襟翼的后缘以及机翼以减少湍流和阻力。通常期望将襟翼支撑件定位成与机翼上的发动机成一直线，原因在于该位置在结构上往往是用于支撑襟翼的最佳位置，并能够提供最符合空气动力学的结构(而无需具有彼此偏移的两个结构)。然而，当襟翼和襟翼支撑件整流罩(襟翼支撑件整流罩的可移动部分)向下移动时，襟翼支撑件整流罩设置成直接与发动机羽流(即离开发动机的热排气)成一直线。因此，襟翼支撑件整流罩会经受大量不需要的热量以及振动。如此，襟翼支撑件整流罩由较高规格的材料构成，以应对较高的负载，这增加了重量以及成本。其他飞机已将襟翼支撑件(以及襟翼支撑件整流罩)从该位置进一步向内或向外移动，以避开发动机羽流。然而，这会对襟翼负载造成不利影响。例如，将襟翼支撑在进一步向外的位置处可导致襟翼的弯曲增大，这需要使用较高规格的蒙皮材料和翼梁材料来制造襟翼，并且由此提高了成本，并增加了飞机的重量。另一方面，将襟翼支撑在进一步向内的位置处有时候会需要另一襟翼支撑件来帮助分担负载。然而，由于襟翼支撑件的位置，襟翼支撑件中的一个所经受的负载大于另一襟翼支撑件，由此对于襟翼支撑件整流罩需要增大规格的材料，并且对于襟翼支撑件整流罩需要增大的驱动功率。此外，这种不平衡的负载对于故障安全问题而言可能是不利的，原因在于襟翼支撑件中的一个没有分担相当量的负载。另外，一些已知的飞机利用双缝襟翼或深垂襟翼(deepdroopingflap)，当展开时，这些双缝襟翼或深垂襟翼从机翼的后缘显著地向下延伸。在一些情况下，襟翼支撑件整流罩的端部可能会设置得过低，使得在降落时接触跑道或其他障碍物。因此，为了确保合适的间隙并避免与跑道或其他障碍物接触，已知的飞机已缩短襟翼支撑件整流罩或降低襟翼展开的量。然而，这两种解决方案会带来不利的空气动力学影响，并降低飞机的高、低速性能。例如，缩短襟翼支撑件整流罩会导致阻力增加，并且由此降低飞机在巡航条件下的燃油效率，并增加操作飞机的成本。此外，降低襟翼展开的量会降低起飞和降落期间的提升能力。如此，飞机可能会需要较长的跑道来起飞，或在降落期间需要较高的靠泊速度，这两者都会增加操作飞机的成本。本文公开了一示例性襟翼支撑件整流罩，其可在襟翼支撑件整流罩处于向下位置中时收回和/或缩短。本文所公开的示例性襟翼支撑件整流罩包括壳体以及从壳体的后端向外延伸的尾锥。示例性尾锥在襟翼支撑件整流罩向下移动(例如，与襟翼支撑件一起向下移动)时移动(收回)到壳体中，这降低了襟翼支撑件整流罩的总体长度。特别地，尾锥可在延伸位置与收回位置之间移动，在延伸位置中，尾锥位于壳体的后部，在收回位置中时，尾锥至少部分地设置在壳体本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种襟翼支撑件整流罩，包括：壳体(310)，待在飞机(100)的机翼(104、106)的后缘上耦接至襟翼(112、114)的底侧(212)；尾锥(312)，从所述壳体的后端(314)向外设置；以及铰接组件(320)，配置成使所述尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在所述延伸位置中，所述尾锥的一部分设置成超出所述壳体的所述后端，在所述收回位置中，所述尾锥的所述部分设置在所述壳体内。

【技术特征摘要】
2017.07.28 US 15/663,4311.一种襟翼支撑件整流罩，包括：壳体(310)，待在飞机(100)的机翼(104、106)的后缘上耦接至襟翼(112、114)的底侧(212)；尾锥(312)，从所述壳体的后端(314)向外设置；以及铰接组件(320)，配置成使所述尾锥在延伸位置与收回位置之间移动，在所述延伸位置中，所述尾锥的一部分设置成超出所述壳体的所述后端，在所述收回位置中，所述尾锥的所述部分设置在所述壳体内。2.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)配置成在所述壳体(310)相对于所述机翼(104、106)向下移动时，使所述尾锥(312)从所述延伸位置移动至所述收回位置。3.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)包括耦接至所述尾锥(312)的轨道(322、324)以及设置在所述壳体(310)内的多个辊子(326)，并且其中，所述尾锥配置成经由所述轨道与所述辊子的滑动接合移动到所述壳体中和从所述壳体移出。4.根据权利要求1所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)包括能旋转地耦接至襟翼支撑件(300)的设置在所述壳体(310)中的能移动侧支撑件(304)的开槽连杆臂(332)，并且其中，所述开槽连杆臂配置成在所述开槽连杆臂旋转时使所述尾锥(312)移动。5.根据权利要求4所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述开槽连杆臂(332)经由牵引连杆臂(334)耦接至所述尾锥(312)。6.根据权利要求4所述的襟翼支撑件整流罩，其中，所述铰接组件(320)进一步包括：凸轮(330)，能旋转地耦接至所述能移动侧支撑件(304)，其中，所述凸轮配置成接合所述开槽连杆臂(332)；以及驱动连杆臂(328)，具有能旋转地耦接至所述襟翼支撑件(300)的固定侧支撑件(302)的第一端(336)以及能旋转地耦接至所述凸轮的第二端(338)，其中，所述驱动连杆臂配置成在所述壳体(3...

【专利技术属性】
技术研发人员：凯文·蔡，雅各布·维尼格，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US