本发明专利技术提出了一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置(20)、机翼组件及飞行器，以改善飞行器(10)的空气动力学性能并且减小阻力和重量。在这种装置中，对高升力装置(24)比如襟翼进行支承并且对该高升力装置的运动进行引导的高升力装置支承件(22)与控制一个或更多个控制表面(40)的控制式致动器组件(46)轴向对准。这样，单个支承件整流罩(30)足以覆盖轨道构件(26)和控制式致动器组件(46)两者，由此允许阻力和重量减小。允许阻力和重量减小。允许阻力和重量减小。
【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的机翼组件的致动器装置、机翼组件及飞行器
[0001]本专利技术涉及一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置。此外，本专利技术涉及配备有所述致动器装置的机翼组件和飞行器。
技术介绍
[0002]飞行器可以在有时称为襟副翼的襟翼上具有多功能控制装置。这些多功能控制装置可以用作侧滚控制表面、可变弯度部和差动襟翼设置表面、更平的控制表面、侧向配平表面(trim surface)等。例如，由于有限的空间或限制，在将多功能控制式致动器结合到襟翼结构中存在挑战。其他主题包括负载承载能力和结构襟翼刚度。此外，系统安装和飞行测试安装结合已经被证明引起大的工作量。现今，很多附加的泡状整流罩和襟翼结构的附加加强件用于致动器的结合。这与附加的阻力和重量有关。
技术实现思路
[0003]本专利技术的目的是改善飞行器的空气动力学特性，优选地降低阻力和重量。
[0004]该目的通过独立权利要求的主题来实现。优选实施方式是从属权利要求的主题。
[0005]本专利技术提供了一种用于飞行器的机翼组件的致动器装置，该致动器装置包括：
[0006]‑
高升力装置支承件，该高升力装置支承件以可移动的方式支承高升力装置，使得高升力装置能够在完全缩回位置与完全伸出位置之间移动；
[0007]‑
至少一个控制表面，所述控制表面由高升力装置以可移动的方式支承；以及
[0008]‑
至少一个控制式致动器组件，所述控制式致动器组件操作性地联接至控制表面，以对控制表面的偏转进行控制，<br/>[0009]‑
其中，在安装位置中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得控制式致动器组件和高升力装置沿着高升力装置支承件的纵向轴线轴向对准。
[0010]优选地，在前视图中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得在沿着纵向轴线观察时，由于轴向对准，控制式致动器组件和高升力装置支承件至少部分地重叠。
[0011]优选地，在安装位置中，控制式致动器组件相对于高升力装置支承件布置成使得在俯视图中、或者在俯视图和侧视图中，控制式致动器组件和高升力装置沿着高升力装置支承件的纵向轴线轴向对准。
[0012]优选地，高升力装置构造为襟翼或缝翼。优选地，控制表面构造为副翼、升降舵或扰流器。
[0013]优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置的与高升力装置支承件的相同侧上。
[0014]优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置和控制表面的下方。
[0015]优选地，控制式致动器组件在安装位置中布置在高升力装置支承件的后方。
[0016]优选地，控制式致动器组件安装至高升力装置，以便能够与高升力装置一起移动。
[0017]优选地，控制式致动器组件通过传动构件机械地联接至控制表面。
[0018]优选地，控制式致动器组件包括旋转致动器，该旋转致动器具有可旋转杆构件，该可旋转杆构件操作性地联接至控制表面，优选地通过传动构件操作性地联接至控制表面。
[0019]优选地，杆构件直接机械地联接至传动构件。优选地，传动构件直接机械地联接至控制表面的杆部分。
[0020]优选地，传动构件通过耳轴机械地联接至控制式致动器组件和/或控制表面和/或可旋转杆。
[0021]优选地，高升力装置支承件包括支承件整流罩，该支承件整流罩沿着高升力装置支承件的纵向方向延伸，其中，支承件整流罩覆盖控制式致动器组件，使得至少在完全缩回位置中，控制式致动器至少部分地、优选大部分地、优选完全地被支承件整流罩覆盖。
[0022]优选地，控制式致动器组件包括第一控制式致动器和第二控制式致动器，第一控制式致动器和第二控制式致动器分别通过第一传动构件和第二传动构件而操作性地联接至第一控制表面和不同的第二控制表面，以对第一控制表面的偏转和第二控制表面的偏转进行单独控制。
[0023]优选地，第一控制式致动器或第二控制式致动器包括偏移构件，该偏移构件构造成使得第一传动构件和第二传动构件不会彼此机械地阻挡。
[0024]优选地，高升力装置支承件包括轨道构件，该轨道构件构造成将高升力装置沿着完全缩回位置和完全伸出位置之间的运动路径进行支承和引导。
[0025]优选地，高升力装置包括托架构件，该托架构件接合高升力支承装置、优选地轨道构件。
[0026]优选地，致动器装置还包括部署致动器，该部署致动器构造成将高升力装置从完全缩回位置驱动至完全伸出位置，并且构造成将高升力装置从完全伸出位置驱动至完全缩回位置。
[0027]优选地，轨道构件包括轨道凸轮，并且托架构件操作性地联接至高升力装置，以便根据轨道凸轮中的托架构件位置使高升力装置倾斜。
[0028]本专利技术提供了一种用于飞行器的机翼组件，该机翼组件包括机翼盒和安装的先前描述的致动器装置。
[0029]优选地，高升力装置支承件布置在机翼组件的底侧部上。
[0030]本专利技术提供了一种飞行器，该飞行器包括优选的致动器装置和/或优选的机翼组件。
[0031]一个构思是将多控制表面致动器定位在襟翼轨道或襟翼支承件的后面。这种致动器位置通常不会使整流罩尺寸增加，这是由于整流罩尾锥目前未用于结构部件或系统部件。
[0032]在一些实施方式中，这也可以用于具有运动学连杆的被驱动可移动整流罩。在这种情况下，致动器可以仍然附接至高升力装置并且驱动整流罩的每侧上的多控制表面。
[0033]在一些实施方式中，可移动整流罩可以直接附接至襟翼。在一些实施方式中，可移动整流罩覆盖件可以附接至襟翼。在一些实施方式中，多控制表面致动器结合到整流罩中。在一些实施方式中，对于每个控制表面、优选地在致动器的向内侧部和/或向外侧部上可以存在两个电伺服致动器。
[0034]在一些实施方式中，旋转致动器驱动多功能控制表面。在一些实施方式中，旋转致动器与控制表面之间的连接通过张力/压缩支柱来完成。也可以使用线性致动器代替旋转致动器。致动器可以由飞行器上存在的电能量源、液压能量源、机械能量源或任何其他合适的能量源来提供动力。
[0035]在一些实施方式中，致动器用悬置梁或其它结构器件而附接至襟翼。在一些实施方式中，张力/压缩支柱与控制表面的附接通过耳轴概念来完成，以将旋转传递至控制表面。在一些实施方式中，耳轴经过具有简单孔的整流罩形状，这可以简化密封原理。
[0036]优选地，所述装置可以通过一个、两个或更多数目的致动器来实现，致动器可以在整流罩的外部连接至多功能控制表面。
[0037]在一些实施方式中，解决方案通过在轨道/支承件的后面连接至一个控制表面的一个或两个致动器来实现。
[0038]在一些实施方式中，致动器装置可以与具有襟翼轨道整流罩的高升力系统一起使用，襟翼轨道整流罩配备有多功能控制装置、比如襟副翼、微型后缘装置(miniTED)或任何其他多功能后缘装置。
[0039]本文公开的构思允许致动器更好地结合到机翼中，由此改善飞本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器(10)的机翼组件(18)的致动器装置(20)，所述装置包括：
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高升力装置支承件(22)，所述高升力装置支承件(22)以可移动的方式支承高升力装置(24)，使得所述高升力装置(24)能够在完全缩回位置与完全伸出位置之间移动；
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至少一个控制表面(40)，所述控制表面(40)由所述高升力装置(24)以可移动的方式支承；以及
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至少一个控制式致动器组件(46)，所述控制式致动器组件(46)操作性地联接所述控制表面(40)，以对所述控制表面(40)的偏转进行控制，其中，在安装位置中，所述控制式致动器组件(46)相对于所述高升力装置支承件(22)布置成使得所述控制式致动器组件(46)和所述高升力装置(24)沿着所述高升力装置支承件(22)的纵向轴线轴向对准。2.根据权利要求1所述的致动器装置(20)，其中，所述控制式致动器组件(46)在所述安装位置中布置在所述高升力装置(24)的与所述高升力装置支承件(22)的相同侧上。3.根据前述权利要求中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述控制式致动器组件(46)在所述安装位置中布置在所述高升力装置支承件(22)的后方。4.根据前述权利要求中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述控制式致动器组件(46)安装至所述高升力装置(24)，以便能够与所述高升力装置(24)一起移动。5.根据前述权利要求中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述控制式致动器组件(46)通过传动构件(56)机械地联接至所述控制表面(40)。6.根据前述权利要求中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述控制式致动器组件(46)包括旋转致动器，所述旋转致动器具有可旋转杆构件(54)，所述可旋转杆构件(54)操作性地联接至所述控制表面(40)，优选地通过所述传动构件(56)操作性地联接至所述控制表面(40)。7.根据权利要求5或6中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述传动构件(56)通过耳轴机械地联接至所述控制式致动器组件(46)和/或所述控制表面(40)和/或所述可旋转杆构件(54)。8.根据前述权利要求中的任一项所述的致动器装置(20)，其中，所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：卢奇，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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