專利名稱：設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種如權(quán)利要求1的前序部分所述的設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟
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背景技術(shù)：
為了改善在空氣動力學(xué)中有效的機(jī)翼的機(jī)翼的升力，在現(xiàn)有技術(shù)中已知大量高升力組件，所述高升力組件用于增大沿翼弦方向的機(jī)翼型面的彎曲和/或伸展，并且因此提高機(jī)翼的升力。在高升力組件中，所述高升力組件在流動方向的方面設(shè)置在機(jī)翼型面的前側(cè)上，要區(qū)分的是在前緣襟翼之間，該前緣襟翼基本上不間斷地連接在原本的機(jī)翼的前側(cè)上或主翼上，并且前緣襟翼，在此至少在伸出狀態(tài)中，在前緣襟翼的后邊緣和主翼的前邊緣之間存在翼縫，高能量的，即以大的速度流動的空氣穿過所述翼縫從前緣襟翼的下側(cè)引導(dǎo)到主翼的上側(cè)，這引起升力的繼續(xù)升高。在現(xiàn)代民航機(jī)和具有高起飛重量的運(yùn)輸機(jī)中，高升力組件以前緣襟翼的形式以便升力的提高。在最簡單的并且因此優(yōu)選的運(yùn)動學(xué)中，所述前緣襟翼在伸出時(shí)在環(huán)形軌道上圍繞位于主翼的前端區(qū)域的下部的轉(zhuǎn)動軸線運(yùn)動，其中，所述前緣襟翼在收起的巡航位置中緊貼在主翼的前側(cè)上，并且補(bǔ)充它的型面以形成適用于巡航的形狀。為了提高升力，所述前緣襟翼通過圍繞所述的轉(zhuǎn)動軸線的擺動，在增大整個(gè)機(jī)翼型面的彎曲和伸展的情況下， 沿翼弦方向伸出，其中，在已提及的圓弧-運(yùn)動學(xué)中，借助前緣襟翼的伸出，在前緣襟翼的末端邊緣和主翼的凸起部區(qū)域中的機(jī)翼型面之間逐漸形成翼縫。在這樣的使高能量的空氣從前緣襟翼的下側(cè)引導(dǎo)到主翼的上側(cè)的翼縫期間，由于它的提高升力并且推遲邊界層分離的效果對著陸是有利的，并且因此是值得追求的，它另一方面由于與其相關(guān)的提高的阻力對起飛是不利的。因此，通常力求達(dá)到，用于前緣襟翼的操作運(yùn)動學(xué)構(gòu)造為，使得所述前緣襟翼在適用于起飛的部分伸出的第一位置中，借助它的末端邊緣緊貼在主翼上，并且，在適用于降落的繼續(xù)伸出的第二位置中借助它的末端邊緣在主翼的型面凸起部的區(qū)域中與主翼的覆板隔開，以便開啟使高能量的空氣從前緣襟翼的下側(cè)引導(dǎo)到主翼的上側(cè)的翼縫。從US 4 399 970、US 5 839 699和US 6 682 023中已知以前緣襟翼形式的高升力輔助裝置，在此，所述前緣襟翼在收起位置中，在起飛位置中和在位于它們之間的位置中不開啟在前緣襟翼和主翼之間的翼縫。這樣的輔助裝置首先在前緣襟翼的繼續(xù)伸出過程期間向著著陸配置持續(xù)地打開。這通過附加的運(yùn)動元件或(在US 5 839 699中)通過主翼的凸起部型面的適配在前緣襟翼末端邊緣的彎軌上實(shí)現(xiàn)。相應(yīng)地與這樣的方法相關(guān)聯(lián)的既不是由于附加的運(yùn)動元件而提高的重量，也不是在最后所述的情況下在適配機(jī)翼凸起部時(shí)的空氣動力的不利的翼縫幾何形狀。此外，從US 4 753 402中已知的可借助于弧形軌道相對于主翼伸出的前緣襟翼， 所述前緣襟翼能夠以相對于軌道的小的角度轉(zhuǎn)動地支承，并且借助于板簧裝置相對于軌道預(yù)緊為，使得在前緣襟翼和主翼之間的翼縫在超過確定的空氣動力學(xué)的力時(shí)增大，通過朝向主翼的、向后定向的末端邊緣與彈力相反地向前和向上移動。所述前緣襟翼本身具有硬的、不可變的型面。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是，提供一種開頭所述類型的前緣襟翼，所述前緣襟翼具有結(jié)構(gòu)簡單的構(gòu)造，具有較少的零件數(shù)量同時(shí)具有空氣動力效力。該目的通過具有權(quán)利要求1所述特征的設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼得以實(shí)現(xiàn)。在從屬權(quán)利要求中說明了根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的有利的構(gòu)造和改進(jìn)構(gòu)造。通過本發(fā)明提供了一種設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼，其中，所述機(jī)翼包括具有上覆板、下覆板和型面凸起部的主翼，并且所述前緣襟翼設(shè)置在主翼的前側(cè)上并具有向前定向的型面凸起部和朝向主翼的、向后定向的末端邊緣，并且所述前緣襟翼從收起的巡航位置伸出，以便在沿翼弦方向增大機(jī)翼型面的彎曲和伸展的情況下提高升力，在所述巡航位置中前緣襟翼緊貼在主翼的前側(cè)上并且補(bǔ)充所述主翼的型面以形成適用于巡航的形狀，其中，所述前緣襟翼在部分伸出的第一位置中借助它的末端邊緣緊貼在主翼上，并且在繼續(xù)伸出的(通常情況下多個(gè))第二位置中借助它的末端邊緣與主翼的型面凸起部隔開， 從而開啟將高能量的空氣從前緣襟翼的下側(cè)引導(dǎo)到主翼的上側(cè)的翼縫。根據(jù)本發(fā)明提出， 前緣襟翼包括主體和朝向主翼的末端邊緣部分，所述末端邊緣部分可圍繞前緣襟翼的翼展方向相對于主體偏轉(zhuǎn)地移動，并且在末端邊緣部分上設(shè)置有前緣襟翼的末端邊緣，并且所述末端邊緣部分在前緣襟翼的收起和部分伸出的位置中借助于產(chǎn)生接觸力的裝置加載，以便將前緣襟翼末端邊緣貼靠在主翼的型面凸起部上。按照根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的實(shí)施形式設(shè)置為，使得所述末端邊緣部分通過鉸接件與前緣襟翼的主體連接，以使得末端邊緣部分可圍繞前緣襟翼的翼展方向相對于主體偏轉(zhuǎn)地移動。根據(jù)實(shí)施形式，所述鉸接件由彎曲彈性的元件形成。根據(jù)實(shí)施形式，所述彎曲彈性的元件設(shè)置在形成前緣襟翼的上側(cè)的蒙皮上。根據(jù)實(shí)施形式，產(chǎn)生接觸力的裝置設(shè)置為連接末端邊緣的下側(cè)與前緣襟翼的主體。根據(jù)實(shí)施形式，產(chǎn)生接觸力的裝置由彈性的元件形成。在此提出，彈性的元件是線性彈性元件。按照根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的另一實(shí)施形式，產(chǎn)生接觸力的裝置由促動器形成。按照根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的另一實(shí)施形式，彎曲彈性元件由末端邊緣部分本身形成，其至少在與前緣襟翼的主體相鄰的區(qū)域中由彈性的、柔韌的材料形成。根據(jù)一個(gè)實(shí)施形式，形成鉸接件的彎曲彈性的元件基本上在前緣襟翼的整個(gè)翼展上延伸。根據(jù)一個(gè)實(shí)施形式，形成產(chǎn)生接觸力的裝置的線性彈性的元件基本上在前緣襟翼的整個(gè)翼展上延伸。根據(jù)一個(gè)實(shí)施形式，促動器由形狀記憶促動器或壓力促動器形成。根據(jù)本發(fā)明的改進(jìn)構(gòu)造，促動器與控制裝置耦聯(lián)以便控制，通過所述控制裝置控制促動器，使得在前緣襟翼的部分伸出的位置中，前緣襟翼末端邊緣可選地從主翼升起，從而開啟將空氣導(dǎo)向主翼的上側(cè)的翼縫，以便提高最大可能的升力系數(shù)。
按照根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的另一改進(jìn)構(gòu)造設(shè)置有止擋元件，以限定末端邊緣部分相對于前緣襟翼的主體的偏轉(zhuǎn)。在此可在產(chǎn)生接觸力的元件上設(shè)置止擋元件。


下面借助于附圖解釋本發(fā)明的實(shí)施例。附圖中圖1示出根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼的示意的橫截面視圖；圖2示出穿過根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的前緣襟翼的放大橫截面視圖；圖3a和北分別示出根據(jù)本發(fā)明的另兩個(gè)實(shí)施例的前緣襟翼的放大的橫截面視圖；圖4示出按照另一實(shí)施例的根據(jù)本發(fā)明的前緣襟翼的局部的再次放大的截面；并且圖5示出根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼的示意的橫截面視圖。
具體實(shí)施例方式圖1示出設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼12。所述機(jī)翼包括主翼對，所述主翼具有上覆板21、下覆板22和型面凸起部23。翼梁沈設(shè)置為主翼M的內(nèi)部支承的結(jié)構(gòu)構(gòu)件。 所述前緣襟翼12設(shè)置在主翼M的前側(cè)上，并且具有向前定向的型面凸起部10和朝向主翼 M的、向后定向的末端邊緣11。所述前緣襟翼12可從收起的巡航位置I伸出，以便沿翼弦方向在增大機(jī)翼型面的彎曲和伸展的情況下提高升力，前緣襟翼12在所述巡航位置中緊貼在主翼M的前側(cè)上，并且它的型面補(bǔ)充適用于巡航的形狀。在部分伸出的第一位置II中，所述前緣襟翼12借助它的末端邊緣11緊貼在主翼M上，所述位置可以稱作為起飛位置，因?yàn)樗兄谶m合起飛過程的機(jī)翼型面。與此相反，在繼續(xù)伸出的第二位置III中，所述前緣襟翼12借助它的末端邊緣11與主翼M的型面凸起部23隔開，以至于開啟翼縫14，所述翼縫將高能量的、即具有高流動速度的空氣從前緣襟翼12的下側(cè)引導(dǎo)到主翼M的上側(cè)21。這個(gè)位置可以稱作為著陸飛行位置，因?yàn)樗m用于在著陸飛行中的強(qiáng)的升力提高。在附圖中，僅僅部分地伸出的位置II作為“第一”伸出位置，并且僅僅繼續(xù)伸出的位置III作為“第二”伸出位置，但是可以理解的是，在巡航位置I和所示出的第一伸出位置II之間存在多個(gè)前緣襟翼12的末端邊緣11緊貼在主翼M上，典型地緊貼在主翼的型面凸起部23上的位置，其中在在巡航位置中前緣襟翼12完全收起，，并且在位置II和位置III之間存在多個(gè)開啟前述的翼縫14 的伸出位置。通常情況下，所述前緣襟翼12可從巡航位置I持續(xù)地伸出直到位置III或完全伸出的位置。如圖1和特別是放大的圖2以及3a和北所示，前緣襟翼12包括主體6和末端邊緣部分2，所述末端邊緣部分朝向主翼M。所述末端邊緣部分2可圍繞前緣襟翼12的翼展方向，即基本上圍繞或多或少平行于機(jī)翼前邊緣的方向或軸線延伸，相對于主體6偏轉(zhuǎn)地移動。前緣襟翼12的朝向主翼M的末端邊緣11設(shè)置在末端邊緣部分2的末端上，并且因此由于末端邊緣部分可圍繞翼展方向偏轉(zhuǎn)地移動的事實(shí)，末端邊緣11能夠在前緣襟翼 12伸出時(shí)跟隨主翼M的輪廓的前部區(qū)域并且緊貼在其上，如在圖1在巡航位置I和部分伸出的位置II之間所示出的。為了末端邊緣11能夠以所希望的方式在主翼的前部區(qū)域中或在型面凸起部23上跟隨主翼M的輪廓，設(shè)置有產(chǎn)生接觸力的裝置，以至于前緣襟翼的末端邊緣11在前緣襟翼12的收起和部分伸出的位置中緊貼在主翼M上，即不存在翼縫14。在圖2中示出的實(shí)施形式中，在形成前緣襟翼12的上側(cè)的蒙皮1上設(shè)置有彎曲彈性的元件3，所述元件3執(zhí)行鉸接件的功能。在圖2示出的實(shí)施例中，在前緣襟翼12的下側(cè)上設(shè)置有線性彈性的元件4，該元件4的長度是可變化的以便在平行于前緣襟翼12的下覆板或背側(cè)覆板的方向上產(chǎn)生彈性力或彈力，并且該元件的彈性剛度的大小設(shè)計(jì)為，使得在位置I和II之間所希望的區(qū)域中，末端邊緣11可靠地緊貼在主翼M的型面凸起部23上， 即所述翼縫14關(guān)閉，以便在末端邊緣部分4上作用有空氣動力負(fù)載，即在機(jī)翼上側(cè)和機(jī)翼下側(cè)之間存在壓力差。在設(shè)計(jì)線性彈性的元件4的剛度時(shí)相應(yīng)地另外注意彎曲彈性的元件 3的彈性剛度。在前緣襟翼12超過所述位置II向外朝著位置III的方向繼續(xù)伸出時(shí)，參見圖1， 現(xiàn)在，持續(xù)地打開翼縫14，即所述末端邊緣11不再緊貼在主翼M的型面凸起部23上。例如可設(shè)置止擋元件7，所述止擋元件在圖4的放大的截面視圖中示意地示出，和/或相應(yīng)地設(shè)計(jì)彈性的元件3和4的剛度。在巡航位置(Cruise-Position)中，線性彈性元件4強(qiáng)烈地張緊，使得所述末端邊緣11可靠地緊貼在主翼M上，即如圖1中所示的，緊貼在從型面凸起部23到主翼M的上覆板21的過渡區(qū)域中。在前緣襟翼12從巡航位置I伸出到起飛位置II時(shí)，所述線性彈性的元件4縮短，因?yàn)樵谇熬壗笠?2伸出時(shí)，末端邊緣部分2越來越朝著型面凸起部23偏轉(zhuǎn)地移動。為了對比，圖5示出類似圖1的用于具有堅(jiān)固的末端邊緣構(gòu)件的前緣襟翼12的情況的示意圖?？梢钥闯?，在前緣襟翼12伸出時(shí)，在末端邊緣12和型面凸起部23之間持續(xù)地產(chǎn)生翼縫14。其原因是，前緣襟翼12伸出所處于的軌道的半徑，典型地圓形軌道的半徑大于型面凸起部23在相應(yīng)的區(qū)域中的曲率半徑。形成產(chǎn)生接觸力的裝置的彎曲彈性的元件也可以通過末端邊緣部分2本身形成， 其至少在過渡區(qū)域中，即與前緣襟翼12的主體6相鄰的區(qū)域9，由具有相應(yīng)的復(fù)位特性的——即相應(yīng)的彈性剛度的——彈性的柔韌的材料形成。在圖3a(由陰影區(qū)域圖示)中示出這樣的彈性材料。另一方面產(chǎn)生接觸力的裝置可由(可控制的)促動器8形成，如在圖北中示意地示出。這樣的促動器能夠以不同的合適的方式實(shí)現(xiàn)，例如通過使用形狀記憶合金或壓力促動器。以這種方式，翼縫大小14的主動控制也是可能的。相反，可以利用如下方式，所述翼縫14在起飛配置中，位置II中，在飛機(jī)的通常的迎角的情況下關(guān)閉，但是在非常高的迎角的情況下打開，從而明顯提高飛機(jī)可用的最大升力系數(shù)。因此可以有利地影響飛機(jī)安全和飛機(jī)設(shè)計(jì)。滿足鉸接件功能的彎曲彈性的元件3通常情況下基本上延伸通過前緣襟翼12的整個(gè)翼展，即延伸通過前緣襟翼12在翼展方向上的整個(gè)長度。這個(gè)元件3可以例如由彈簧鋼或加強(qiáng)纖維塑料制成的連續(xù)的彈簧元件，其具有相應(yīng)的彎曲彈性或柔韌性。彎曲彈性元件3可以整體設(shè)置在蒙皮1中，即設(shè)置為在蒙皮1中主體6和前緣襟翼12的末端邊緣部分2之間的過渡區(qū)域上的區(qū)段式柔韌的區(qū)域，或者制成為單獨(dú)的部件，并且在該位置上插入到前緣襟翼12的蒙皮1中。在蒙皮1中的固定可以通過粘貼或鉚接以常規(guī)的方式進(jìn)行。通過元件3的相應(yīng)的形狀和厚度的設(shè)計(jì)可適配于在此提出的剛性和堅(jiān)固性要求。線性彈性的元件4同樣可以制成為連續(xù)的彈簧元件，其也在基本上前緣襟翼12的整個(gè)翼展上延伸。所述元件也可以由彈簧鋼或加強(qiáng)纖維塑料制成。特別是提供，所述元件 4以板簧結(jié)構(gòu)類型制造。其可以由多個(gè)重疊的并且可相對移動的金屬板組成。通過合適地選擇金屬板的數(shù)量和強(qiáng)度可以同時(shí)實(shí)現(xiàn)必要的堅(jiān)固性和希望的彈性剛度。代替在圖2和4中的圖示，所述彎曲彈性元件3和線性彈性元件4也可以相互交換，即彎曲彈性元件設(shè)置在下部，并且線性彈性元件設(shè)置在上部。末端邊緣部分2相對于主體6偏轉(zhuǎn)地移動所圍繞的所述鉸接件或通常的表達(dá)為轉(zhuǎn)動軸線，也可以在前緣襟翼12的內(nèi)部位于在前緣襟翼的上覆板和下覆板之間的一半的高度上或別處，使得不僅前緣襟翼12 的上覆板，而且前緣襟翼的下覆板能夠進(jìn)行相應(yīng)的長度變化。這特別是在圖3a的實(shí)施例情況，其具有在主體6和末端部分2之間的過渡區(qū)域9中的彈性材料。在圖4中示出的止擋可以獨(dú)立地或與產(chǎn)生接觸力的元件4、8共同設(shè)置，所述元件是彈性元件或促動器。附圖標(biāo)記列表
1外邊緣
2末端邊緣構(gòu)件
3彎曲彈性的元件
4線性彈性的元件
5背側(cè)覆板
6主體
7止擋元件
8促動器
9彈性的區(qū)域
10型面凸起部
11末端邊緣
12前緣襟翼
14翼縫
21上覆板
22下覆板
23型面凸起部
24主翼
26翼梁
權(quán)利要求
1.一種設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼，其中，所述機(jī)翼包括主翼( )，所述主翼具有上覆板(21)、下覆板0 和型面凸起部(23)，并且所述前緣襟翼(1 設(shè)置在所述主翼 (24)的前側(cè)上并具有向前定向的型面凸起部(10)和朝向所述主翼04)的、向后定向的末端邊緣(11)，并且所述前緣襟翼能夠從收起的巡航位置(I)伸出，以便在沿翼弦方向增大翼型的彎曲和伸展的情況下提高升力，在所述巡航位置中所述前緣襟翼(1 緊貼在所述主翼04)的前側(cè)上并且補(bǔ)充所述主翼的型面以形成適合于巡航的形狀，其中所述前緣襟翼(12)在部分伸出的第一位置(II)中借助它的末端邊緣(11)緊貼在所述主翼04)上， 并且在繼續(xù)伸出的第二位置(III)中借助它的末端邊緣(11)與所述主翼04)的所述型面凸起部03)隔開，從而開啟將高能量的空氣從所述前緣襟翼(12)的下側(cè)引導(dǎo)到所述主翼 (24)的上側(cè)的翼縫(14)，其特征在于，所述前緣襟翼(12)包括主體(6)和朝向所述主翼04)的末端邊緣部分 0)，所述末端邊緣部分能夠圍繞所述前緣襟翼(12)的所述翼展方向相對于所述主體(6) 偏轉(zhuǎn)地移動，并且在所述末端邊緣部分上設(shè)置有所述前緣襟翼(1 的所述末端邊緣(11)， 并且末端邊緣部分借助于產(chǎn)生接觸力的裝置G ；8 ；9)加載，以便將所述前緣襟翼末端邊緣 (11)貼靠在所述主翼04)的所述型面凸起部上。
2.如權(quán)利要求1所述的前緣襟翼，其特征在于，所述末端邊緣部分(2)通過鉸接件(3) 與所述前緣襟翼(1 的所述主體(6)連接，以便所述末端邊緣部分( 能夠圍繞所述前緣襟翼(12)的翼展方向相對于所述主體(6)偏轉(zhuǎn)地移動。
3.如權(quán)利要求2所述的前緣襟翼，其特征在于，所述鉸接件由彎曲彈性的元件(3)形成。
4.如權(quán)利要求3所述的前緣襟翼，其特征在于，所述彎曲彈性的元件(3)設(shè)置在形成所述前緣襟翼(12)的上側(cè)的蒙皮(1)上。
5.如權(quán)利要求4所述的前緣襟翼，其特征在于，產(chǎn)生所述接觸力的裝置設(shè)置為連接所述末端邊緣部分的所述下側(cè)和所述前緣襟翼(1 的所述主體(6)。
6.如權(quán)利要求1到5之一所述的前緣襟翼，其特征在于，產(chǎn)生所述接觸力的裝置由彈性的元件⑷形成。
7.如權(quán)利要求6所述的前緣襟翼，其特征在于，所述彈性的元件(4)是線性彈性的元件。
8.如權(quán)利要求1到5之一所述的前緣襟翼，其特征在于，產(chǎn)生所述接觸力的裝置由促動器⑶形成。
9.如權(quán)利要求3所述的前緣襟翼，其特征在于，所述彎曲彈性的元件通過末端邊緣部分(2)本身形成，其至少在與所述前緣襟翼(12)的主體(6)相鄰的區(qū)域(9)中由彈性的、 柔韌的材料形成。
10.如權(quán)利要求3、4或9所述的前緣襟翼，其特征在于，所述彎曲彈性的元件(3；9)基本上在所述前緣襟翼(12)的整個(gè)翼展上延伸。
11.如權(quán)利要求6、7或10所述的前緣襟翼，其特征在于，所述線性彈性的元件(4)基本上在所述前緣襟翼(12)的整個(gè)翼展上延伸。
12.如權(quán)利要求8所述的前緣襟翼，其特征在于，所述促動器(8)由形狀記憶促動器或壓力促動器形成。
13.如權(quán)利要求8或12所述的前緣襟翼，其特征在于，所述促動器(8)與控制裝置耦聯(lián)以便控制，通過所述控制裝置控制所述促動器(8)，使得在所述前緣襟翼(1 的部分伸出的位置(II)時(shí)所述前緣襟翼末端邊緣(11)可選地從所述主翼04)升起，從而開啟將空氣引導(dǎo)到所述主翼04)的上側(cè)的翼縫(14)以便提高最大可能的升力系數(shù)。
14.如權(quán)利要求1到13之一所述的前緣襟翼，其特征在于，設(shè)置有止擋元件(7)，以便限定所述末端邊緣構(gòu)件(2)相對于所述前緣襟翼(12)的主體(6)的偏轉(zhuǎn)。
15.如權(quán)利要求14所述的前緣襟翼，其特征在于，所述止擋元件(7)設(shè)置在產(chǎn)生接觸力的元件(4 ；8)上。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種設(shè)置在飛機(jī)的機(jī)翼上的前緣襟翼，其中，所述機(jī)翼包括主翼(24)，所述主翼具有上覆板(21)、下覆板(22)和型面凸起部(23)，并且所述前緣襟翼(12)設(shè)置在所述主翼(24)的前側(cè)上并具有向前定向的型面凸起部(10)和朝向所述主翼(24)的、向后定向的末端邊緣(11)，并且所述前緣襟翼能夠從收起的巡航位置(I)伸出，以便在沿翼弦方向增大翼型的彎曲和伸展的情況下提高升力，在所述巡航位置中所述前緣襟翼(12)緊貼在所述主翼(24)的前側(cè)上并且補(bǔ)充所述主翼的型面以形成適合于巡航的形狀，其中所述前緣襟翼(12)在部分伸出的第一位置(II)中借助它的末端邊緣(11)緊貼在所述主翼(24)上，并且在繼續(xù)伸出的第二位置(III)中借助它的末端邊緣(11)與所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)隔開，從而開啟將高能量的空氣從所述前緣襟翼(12)的下側(cè)引導(dǎo)到所述主翼(24)的上側(cè)的翼縫(14)。所述前緣襟翼(12)包括主體(6)和朝向所述主翼(24)的末端邊緣部分(2)，所述末端邊緣部分能夠圍繞所述前緣襟翼(12)的所述翼展方向相對于所述主體(6)偏轉(zhuǎn)地移動，并且在所述末端邊緣部分上設(shè)置有所述前緣襟翼(12)的所述末端邊緣(11)，并且末端邊緣部分借助于產(chǎn)生接觸力的裝置(4；8；9)加載，以便將所述前緣襟翼末端邊緣(11)貼靠在所述主翼(24)的所述型面凸起部(23)上。
文檔編號B64C9/24GK102171097SQ200980139682
公開日2011年8月31日 申請日期2009年10月6日 優(yōu)先權(quán)日2008年10月6日
發(fā)明者伯恩哈德·施利普夫, 格扎維?！び诎?申請人:空中客車營運(yùn)有限公司