具有支柱支撑的可折叠的翼的飞机 |
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| 申请号 | CN201580018421.X | 申请日 | 2015-04-02 | 公开(公告)号 | CN106163920A | 公开(公告)日 | 2016-11-23 |
| 申请人 | 空中客车运营有限公司; | 发明人 | P·怀特; | ||||
| 摘要 | 一种飞机(1)，该飞机包括翼(5)，该翼包括内部区域(5a)和外部区域(5b)，该内部区域和外部区域(5a、5b)由 铰链 (11)连接，该铰链限定铰链线，该外部区域(5b)绕该铰链线可折叠以减小该翼的跨距。该飞机(1)包括 致动器 (13)，该致动器被布置用来通过致动 力 致动该翼的外部区域(5b)的折叠。该翼(5)由外部支柱结构(9) 支撑 以便使该翼的外部区域(5b)中的翼 载荷 的一些传递离开该翼的内部区域(5a)。该致动器(13)被布置用来通过支柱结构(9)施加致动力。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种飞机，所述飞机包括翼，所述翼包括内部区域和外部区域，所述内部区域和外部区域被铰链连接，所述铰链限定铰链线，所述外部区域绕所述铰链线可折叠以减小所述翼的跨距，并且所述飞机包括致动器，所述致动器被布置用来通过致动力致动所述翼的外部区域的折叠，其中，所述翼由外部的支柱结构支撑，以便将所述翼的外部区域中的翼载荷的一些传递离开所述翼的内部区域，并且 |
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| 说明书全文 | 具有支柱支撑的可折叠的翼的飞机技术领域[0001] 本发明涉及飞机并且更具体地涉及具有支柱支撑的可折叠的翼的飞机，并且涉及折叠这种飞机上的翼的方法。 背景技术[0002] 目前存在向着日益燃料高效的客机发展的趋势，为此希望具有对应地大的翼展。然而，最大飞机跨距经常实际上由机场操作规则限制，该操作规则支配当在机场周围移动时所需的各种空隙(诸如大门入口和安全滑行道用途所需的跨距和/或地面空隙)。 [0003] 在一些提议的设计中，飞机设置有翼，该翼可以向上折叠以减小在地面上的飞机的跨距(与当该飞机被配置用于飞行时相比)。然而，这种布置的缺点是，它们倾向于过度地重。例如，它们可能需要高容量(并且因此重的)致动器来折叠该翼。替代地或另外地，折叠关节附近的翼结构可能需要被大大加强以便经受和传递跨越该关节的翼载荷。 [0004] 在大翼展飞机上遇到的另一问题是，在翼根部处产生的弯曲力矩的大小倾向于对应地大。翼根部处的结构必须充分地坚固以经受这些大的弯曲力矩，这可能导致飞机的不希望的重量增加。 [0005] 为了解决这个问题，已知提供具有支柱支撑的翼的飞机，其中支柱结构使翼的外部区域中的翼载荷传递离开翼的内部区域(并且因此离开翼根部)。这种布置不需要翼根部结构那样坚固并且可以导致重量节省，这在一些情况中可能足以抵消与支柱结构关联的重量和/或阻力代价，特别是对于非常大翼展的飞机。 发明内容[0006] 根据本发明的第一方面，提供一种飞机，该飞机包括翼，该翼包括内部区域和外部区域，该内部区域和外部区域被铰链连接，该铰链限定铰链线，该外部区域绕该铰链线可折叠以减小翼的跨距，并且该飞机包括致动器，该致动器被布置用来通过致动力致动翼的外部区域的折叠，其中该翼由外部支柱结构支撑以便将翼的外部区域中的翼载荷的一些传递离开翼的内部区域，并且其特征在于，该致动器被布置用来通过支柱结构施加致动力。 [0007] 本发明认识到，当致动折叠翼以减小其跨距时可以利用支柱结构的存在。更具体地，通过由外部支柱结构施加致动力(用来折叠翼的外部区域)，致动和致动器的性质不再由铰链处的翼的几何结构(例如其厚度)约束，并且因此可能能够为较低容量，并且因此较轻。在翼在铰链处具有相对低的厚度的情况下，这是特别有利的。由于该支柱是外部的，因此将理解，该致动器被布置用来施加致动力到翼厚度的界限外部的部位。 [0008] 外部支柱结构用来将翼的外部区域中的翼载荷的一些传递离开翼的内部区域。因此，支柱结构被布置用来减轻翼根部弯曲力矩。 [0009] 用来折叠翼的外部区域的弯曲力矩优选地由致动力实现，该致动力绕力臂起作用，该力臂延伸超过翼的厚度。本发明认识到，当该飞机包括翼外部的支柱结构时，这个支柱结构可以用于提供延伸超过翼的厚度的载荷路径；该力臂不再需要由翼的厚度约束。 [0010] 该致动器优选地为线性致动器。 [0011] 该致动器可以被包括到支柱结构中。例如，该致动器可以被布置用来形成支柱结构内的主载荷路径的一部分使得它在飞行期间(那时该翼未折叠)传递载荷。该致动器可以呈可延伸的支柱的形式。该可延伸的支柱可以在一个端部连接到翼的外部区域，并且在另一端部连接到支柱结构。该可延伸的支柱可以在一个或两个端部以可枢转的方式被连接(例如通过销连接)。 [0012] 在一些实施例中，该致动器可以是支柱结构的附件，使得在飞行期间离开主载荷传递路径。例如，该致动器可以被布置用来移动主载荷路径所穿过的支柱结构的部分。 [0013] 该支柱结构可以具有外端部。该外端部优选地连接到翼的外部区域。该外端部优选地在35％和75％跨距之间，并且更优选地在40％和70％跨距之间连接到翼的外部区域。 [0014] 该支柱结构可以具有内端部。该内端部优选地远离翼的内部区域。该内端部可以绕过机身并且直接连接到相对的翼，但更优选地，它连接到飞机机身。该内端部可以连接到机身的下侧。该支柱结构优选地被布置成使得翼载荷的一些，优选地外部翼中的弯曲力矩，被传递到机身。 [0015] 该飞机优选地为客机。该客机优选地包括客舱，该客舱包括多个排和列的座位单元以便容纳许多乘客。该飞机可以具有至少20乘客，更优选地至少50乘客，并且更优选地超过50乘客的容量。该飞机优选地为有动力装置的飞机。该飞机优选地包括用来推进该飞机的发动机。该飞机可以包括装于翼上的，并且优选地位于翼下面的发动机。 [0016] 该飞机可以为中间翼配置，但更优选地为高翼配置。 [0017] 翼的外部区域可以是主翼的一部分。翼的外部区域可以是翼尖装置。在一些实施例中，翼的外部区域可以是翼尖装置连接到其上的主翼的一部分。翼尖装置可以是翼尖延伸部；例如，翼尖装置可以是平面的翼尖延伸部。在其它实施例中，翼尖装置可以包括非平面的装置(诸如小翼)，或由该非平面的装置组成。 [0018] 翼的内部区域的后边缘优选地为翼的外部区域的后边缘的延续。翼的内部区域的前边缘优选地为翼的外部区域的前边缘的延续。翼的内部区域的上表面和下表面优选地为翼的外部区域的上表面和下表面的延续，使得存在从翼的内部区域到翼的外部区域的平滑过渡。 [0019] 该翼可以被布置成使得外部区域是向下可折叠的以减小翼的跨距，但更优选地被布置成使得外部区域是向上可折叠的以减小翼的跨距。 [0020] 铰链线可以定位成基本上平行于翼的平面。铰链线优选地基本上位于翼的平面内。 [0021] 根据本发明的另一方面，提供一种折叠飞机上的支柱支撑的翼的方法，该翼包括内部区域和外部区域，该内部区域和外部区域由铰链连接，该铰链限定铰链线，该外部区域绕该铰链线可折叠以减小翼的跨距，并且翼由外部支柱结构支撑以便将翼的外部区域中的翼载荷的一些传递离开翼的内部区域，其特征在于，该方法包括以下步骤：通过支柱结构施加致动力，使得翼的外部区域绕所述铰链折叠以减小翼的跨距。 [0022] 根据本发明的另一方面，提供支柱结构和致动器，该支柱结构和致动器用作如这里描述的支柱结构和致动器。 [0024] 现在将参考所附的示意图仅通过例子的方式描述本发明的实施例，其中： [0025] 图1a和1b是根据本发明的第一实施例的具有支柱支撑的翼的飞机的示意性前视图，该图分别示出未折叠和折叠配置的翼； [0026] 图2a和2b是透视图，示出图1a和1b中的飞机上的翼的部分； [0027] 图3是根据本发明的第二实施例的具有支柱支撑的翼的飞机的示意性前视图；并且 [0028] 图4是根据本发明的第三实施例的具有支柱支撑的翼的飞机的示意性前视图。 具体实施方式[0029] 图1a是根据本发明的第一实施例的客机1的示意性前视图。飞机1包括机身3、翼5、发动机7和支柱结构9。为了清楚的目的，仅仅示出飞机的一侧；将理解，对应的翼、支柱结构等等也存在于机身的另一侧上。 [0030] 该飞机处于高翼配置，并且因此翼5根部连接机身3的顶部。飞机1具有大的翼展，并且为了减轻翼根部处的载荷，并且因此实现所述根部处的较轻结构，该翼5通过支柱结构9被支撑在机身3的下侧上。支柱结构9包括：主支柱9a，该主支柱从机身3延伸到翼5的外部区域5b；和应急支柱9b，该应急支柱从沿主支柱9a的中途延伸到翼5的内部区域5a的端部。 [0031] 该飞机具有太大而不符合许多机场操作规则的翼展，该操作规则规定当在机场周围移动时所需的各种空隙(诸如大门入口和安全滑行道用途所需的跨距和/或地面空隙)。因此，翼5绕铰链11在翼5的内部区域5a和外部区域5b之间可折叠。图1b示出折叠配置中的翼，其中外部区域5b被向上折叠以减小该跨距。飞机1在它已经着陆之后能够采用这种折叠后的翼配置，以便符合例如机场大门极限。 [0032] 现有技术中的折叠翼的问题是，用来折叠该翼的致动器倾向于是非常重的。该机构和支撑结构也可能是相对低效率的。这是因为致动器必须必然地被包含在翼厚度内，并且例如它可能必须作用于非常小的杠杆臂(小于该翼厚度)以折叠该翼。 [0033] 本发明的第一实施例认识到，当致动折叠翼时可以利用支柱结构的存在。更具体地，本发明认识到，通过由支柱结构9施加致动力(用来折叠翼5的外部区域5b)，致动和致动器的性质不再需要由在铰链处的翼的几何结构约束，并且因此可能能够为较低的容量，并且因此较轻。这现在将参考图1b被展示。 [0034] 图1b示出处于折叠后配置的翼。到这种配置的移动由线性致动器13实现，该线性致动器已经并入到支柱结构9中作为可延伸的支柱(被示出为两个平行线)。在致动器13延伸时，它向上推该翼的外部区域5b使得它绕铰链11旋转。将理解，该致动器是销，该销在任一端部被连接使得它在任一端部以可枢转的方式连接到相应的结构，因此允许它旋转。由于致动力通过支柱结构9(即，沿可延伸的支柱的长度)起作用，因此它绕延伸超过翼5的厚度的力臂起作用。该致动力因此可以是相对低的，因此增加机械效率并且使较轻的致动器能够被使用。 [0035] 图2a和2b是铰链11、应急支柱9b和致动器13的近视透视图。如该图中所示，支柱结构具有空气动力学整流罩以最小化其摩擦力并且形成阻力。该致动器是主支柱9a的端部处的整流罩内的可延伸的活塞。当该翼被折叠时，该致动器的端部被暴露(即，不被整流罩覆盖)。然而，这不是问题，因为该翼仅当飞机在地面上并且静止(或低速滑行)时被折叠。 [0036] 图3是根据本发明的第二实施例的客机101的示意性前视图。在图3中，翼105在相同的图片中被示出为折叠的和未折叠的(虚线)以说明折叠运动。对应于本发明的第一实施例中的类似特征的本发明的第二实施例中的特征以与第一实施例中相同的附图标记被示出，但添加前缀‘1’(或者在适当的情况下‘10’)。 [0037] 与第一实施例相比，致动器113(被示出为两个平行线)改为在应急支柱109b内侧并且被布置用来绕铰链111推应急支柱109b的远端部。支柱结构109(包括应急支柱109b)的外部部分因此被布置用来在翼被折叠时旋转。 [0038] 图4是根据本发明的第三实施例的客机201的示意性前视图。如同图3的情况一样，翼205在相同的图片中被示出为折叠的和未折叠的(虚线)以说明折叠运动。对应于本发明的第一实施例中的类似特征的本发明的第三实施例中的特征以与第一实施例中相同的附图标记被示出，但添加前缀‘2’(或者在适当的情况下‘20’)。 [0039] 与第一和第二实施例形成对比，发动机机舱215被用作应急支柱的替代物。这避免使用分离的应急支柱的阻力代价。这也意味着翼的外部区域205b是相对大的，使得仅仅需要绕该铰链的小的旋转来实现显著的跨距减小(或者对于相同的旋转，实现较大的跨距减小)。 [0040] 虽然本发明已经参考特别实施例被描述且示出，但本领域技术人员将理解，本发明适用于在这里没有特别示出的许多不同变化。例如，翼的外部区域可以包括翼尖装置。该飞机不必须是高翼飞机。支柱结构不必须是示出的配置并且可以是支撑翼的任何布置。如果在前述描述中提及具有已知的，显然的或可预见的等同物的整体或要素，则这种等同物在这里被并入如同被单独地阐明。应当参考权利要求以便确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释成包括任何这种等同物。读者也将理解，被描述为优选的，有利的，方便的等等的本发明的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，将理解，这种可选的整体或特征虽然在本发明的一些实施例中具有可能的益处，但在其它实施例中可能不是希望的，并且因此可能不存在。 |
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