The invention relates to an end sealing device for a high lift device of an aircraft. An end sealing device for a high lift device on the leading edge of an airfoil part of an airfoil part includes an end sealing body configured to be coupled to the airfoil part and having a sealing body span direction part and a sealing end. The end seal body is configured to be in the seal extension position when the high lift device is in the device extension position. When the end seal body is in the seal extension position and the high lift device is in the device extension position, the wingspan direction part of the seal body is arranged near the leading edge of the aircraft body or the airfoil, and the seal end is arranged near the device end of the high lift device. The end seal body at the seal extension position is filled, otherwise, if the end seal body is omitted, the discontinuity occurs between the device end and the leading edge of the aircraft body or airfoil.
【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的高升力装置的端密封装置
本公开大体涉及飞行器构造，并且更具体地涉及用于减轻由飞行器的高升力装置(high-liftdevice)产生的涡流的端密封装置。
技术介绍
许多飞行器包括被耦接到机翼的用于改善飞行器的空气动力学性能的高升力装置。这种高升力装置可以在飞行的某些阶段期间被延伸以改变机翼的升力特性。例如，飞行器可以具有可以在起飞、进场和/或着陆期间从机翼前缘延伸以增加机翼的面积和弯度从而改善机翼升力特性的前缘缝翼或Krueger襟翼。当高升力装置处于延伸位置时，高升力装置的相反装置端中的一个或两个可以暴露于迎面而来的气流。空气在装置端上面的流动可以导致在机翼上面向后延伸的涡流的形成。对于具有位于机翼后面的发动机(例如，涡轮发动机)的飞行器，这种涡流可以影响进入发动机进口的空气。此外，这种涡流可以冲击一个或更多个尾翼面，从结构观点和/或从稳定性和控制观点，这会是不期望的。此外，装置端上面的气流可以影响飞行器的最大升力系数。如能够看出的，在本领域中存在对用于减轻或防止可能由处于延伸位置的高升力装置产生的涡流的发生的装置和方法的需求。当高升力装置处于延伸位置时，所述装置和方法还优选地提高飞行器的最大升力系数。
技术实现思路
上面提及的与高升力装置相关联的需求具体地通过本公开来解决，本公开提供了一种用于翼型件的翼型件前缘上的高升力装置的端密封装置。所述端密封装置包括端密封主体，其被配置为被耦接到所述翼型件，并且具有密封主体翼展方向部分和密封端。所述端密封主体被配置为当所述高升...
【技术保护点】
1.一种用于具有飞行器主体(108)的飞行器(100)的翼型件(114)的翼型件前缘(118)上的高升力装置(200)的端密封装置(400)，包含：/n端密封主体(402)，其被配置为被耦接到所述翼型件(114)，并且具有密封主体翼展方向部分(404)和密封端(412)；/n所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置延伸位置(226)时处于密封延伸位置(422)；以及/n当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)并且所述高升力装置(200)处于所述装置延伸位置(226)时，所述密封主体翼展方向部分(404)被设置在所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)附近，并且所述密封端(412)被布置在所述高升力装置(200)的装置端(222)附近，处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)。/n
【技术特征摘要】
20180531 US 15/994,2901.一种用于具有飞行器主体(108)的飞行器(100)的翼型件(114)的翼型件前缘(118)上的高升力装置(200)的端密封装置(400)，包含：
端密封主体(402)，其被配置为被耦接到所述翼型件(114)，并且具有密封主体翼展方向部分(404)和密封端(412)；
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置延伸位置(226)时处于密封延伸位置(422)；以及
当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)并且所述高升力装置(200)处于所述装置延伸位置(226)时，所述密封主体翼展方向部分(404)被设置在所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)附近，并且所述密封端(412)被布置在所述高升力装置(200)的装置端(222)附近，处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)填充要不然如果所述端密封主体(402)被省略则在所述装置端(222)与所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)之间发生的不连续(300)。
2.根据权利要求1所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为当所述高升力装置(200)处于装置缩回位置(224)时处于密封缩回位置(420)。
3.根据权利要求2所述的端密封装置(400)，其中所述端密封主体(402)被配置为根据以下中的一个从所述密封缩回位置(420)移动到所述密封延伸位置(422)：
所述端密封主体(402)围绕位于所述端密封主体(402)的枢转端(440)处的密封枢转轴线(442)的旋转；
所述端密封主体(402)从所述高升力装置(200)的翼展方向伸缩；
所述端密封主体(402)相对于所述翼型件前缘(118)的弦向移动；以及
所述端密封主体(402)从所述飞行器主体(108)或翼型件前缘(118)的横向地位于所述装置端(222)附近的部分的变形。
4.根据权利要求2或3所述的端密封装置(400)，进一步包括：
密封致动器(434)，其被配置为在所述密封缩回位置(420)与所述密封延伸位置(422)之间移动所述端密封主体(402)，其中所述密封端(412)被配置为被直接耦接到所述装置端(222)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，其中：
所述端密封主体(402)被配置为不被耦接到所述高升力装置(200)，使得所述端密封主体(402)独立于所述高升力装置(200)移动。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，其中：
处于所述密封延伸位置(422)的所述端密封主体(402)在所述密封端(412)处具有与处于所述装置延伸位置(226)的所述高升力装置(200)在所述装置端(222)处的轮廓互补的轮廓。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的端密封装置(400)，进一步包括：
界面密封元件(414)，其位于所述密封端(412)与所述装置端(222)之间，并且被配置为至少当所述端密封装置(400)和所述高升力装置(200)分别处于所述密封延伸位置(422)和所述装置延伸位置(226)时防止所述密封端(412)与所述装置端(222)之间的气流；以及
间隙密封元件(430)，其沿着所述密封主体翼展方向部分(404)延伸，并且被配置为至少当所述端密封主体(402)处于所述密封延伸位置(422)时将所述密封主体翼...
【专利技术属性】
技术研发人员：E·D·迪基，N·H·普瑞森，P·苏达拉姆，D·N·帕特尔，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US
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