专利名称：带有可展开机翼前缘元件的低噪音机翼缝翼系统的制作方法
带有可展开机翼前缘元件的低噪音机翼缝翼系统
背景技术：
在飞机制造エ业，降低与机场环境相关的噪音水平已变为逐渐具有较高优先级的项目。然而，日益严格的噪音管理已导致増加了空中交通低效性并且降低了机场的生产力。例如，在许多机场，目前容量主要是由操作时间控制的，为了防止或者减轻噪音污染，操作时间通常仅限于多半是白天时间。在飞机起飞、进场以及着陆操作过程中，噪音在很大程度上是由飞机发动机和机架组件产生。随着高涵道比发动机出现，实现了显著降低发动机噪音，对此作出不断地进步。显著的机架噪音源源于飞机的大升カ系统。特别地，因为在凹穴区域内出现的流动再循环，有槽的前缘缝翼会产生高噪音水平，其中凹穴区域位于被展开前缘机翼缝翼的后侧。传统的机翼缝翼经构造与飞机机翼前缘匹配，以便当缝翼相对机翼前缘缩回时，每个缝翼和机翼共同形成所需的翼型形状。在这种情况下，传统的缝翼可具有大体上类似机翼前缘形状的前缘，但是通常具有的后侧是凹入的形状，因为其被成形为以便与机翼的大体 凸出前缘匹配。当缝翼向前延伸及向下旋转以进行大升力操作时，缝翼后侧的凹入形状产生凹穴，其中围绕缝翼流动的环境气流再循环，形成噪音。相对于这些考虑以及其他在此做出本公开。
发明内容
应理解，提供本概要是为了以简化的形式介绍所选概念，其将在详细说明中进ー步说明。本概要不是要用于限制所要求的主题事项的范围。提供本文所述的概念和技术是为了降低与飞机大升力系统有关的气动噪音水平。根据在此提供的本公开的ー个方面，降低飞机噪音的方法包括从飞机机翼的前缘展开缝翼。然后，机翼的前缘元件从机翼内部的存放位置被重新放置到展开位置。在展开位置，前缘元件与机翼的上部和下部表面形成连续的外模线横截面形状。根据另ー个方面，大升カ系统包括可展开前缘机翼缝翼和前缘元件。飞机机翼的前缘元件在机翼内部的存放位置和机翼外部的展开位置之间可移动。当可展开前缘机翼缝翼延伸时，机翼的前缘元件从存放位置移至展开位置，在此前缘元件形成机翼的连续外模线形状。根据本公开的再ー个方面，与飞机机翼有关的大升カ系统包括主翼元件、刚性前缘元件以及前缘机翼缝翼。主翼元件包括上部机翼表面和下部机翼表面。刚性前缘元件连接至主翼元件，并且可移动以便当刚性前缘元件处于展开位置时前缘元件形成飞机机翼的连续外模线，并且向上部机翼表面和下部机翼表面的外缘后方移动至存放位置。前缘机翼缝翼还被连接至主翼元件，并且邻接上部机翼表面和下部机翼表面的外缘，从而当缝翼缩回至存放位置吋，形成飞机机翼的连续外模线形状。在本发明的不同实施例中能够独立实现，或者可在其他实施例中结合实现上述特征、功能和优势，其中可參考以下描述和附图理解本发明进一歩细节。
图i示出传统的大升カ系统的横截面图，其示出处于展开和存放构造的传统前缘缝翼，同时在缝翼凹穴内具有相应的噪音诱导气流再循环；图2示出根据在此呈现的不同实施例的大升カ系统的横截面图，其示出处于展开和存放构造的填充凹穴的前缘缝翼；图3示出传统的大升カ系统的横截面图，其示出处于展开构造内的传统的前缘缝翼；图4示出根据在此呈现的不同实施例的大升カ系统的横截面图，其示出处于展开和存放构造内的单件式前缘元件；图5示出根据在此呈现的不同实施例的大升カ系统的横截面图，其示出处于展开和存放构造内的两件式前缘元件；
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图6示出根据在此呈现的不同实施例的传统大升カ系统、在展开操作期间用单件式前缘元件的大升カ系统以及使用两件式前缘元件的大升カ系统；以及图7示出根据在此呈现的不同实施例，示出用于降低与大升カ系统有关的飞机噪音方法的流程图。
具体实施例方式下列详细的描述涉及提供大升カ系统的系统和方法，其中大升カ系统使用填充凹穴的前缘机翼缝翼，从而消除或者降低与传统的前缘机翼缝翼有关的产生噪音的空气再循环。在下列详细的描述中，參考形成作为其中一部分的附图，且其通过图解、具体实施例或者例子的方式示出。贯穿附图中几幅图的标识号指示同一元件。现在參考图i将描述传统的大升カ系统100。传统的大升カ系统100可包括传统的前缘缝翼102和副翼108，其共同作用以改变飞机机翼104的形状，从而形成额外的气动升力。传统的前缘缝翼102经构造与飞机机翼104的前缘匹配，以便传统的缝翼102和机翼104共同形成所需的翼型形状，如图所示，其中传统的缝翼102被放置在存放位置。因为当传统的缝翼102相对于处于存放构造的飞机机翼104的前缘缩回时，传统的缝翼104和机翼104必须形成所需的翼型形状，以及因为当传统的缝翼102延伸至展开构造时，飞机机翼104必须保持翼型形状，所以通常传统的缝翼102的后侧具有凹入形状，其大体相应于飞机机翼104前缘的凸出形状，从而当传统的缝翼102被存放时，允许两个表面匹配。然而，如上所述，如图i所示，传统的缝翼102后侧的凹入形状形成凹穴区域，当环境气流围绕传统的缝翼102流动时凹穴区域导致环境气流的再循环106。在飞机起飞和着陆操作期间，正是环境气流的这种再循环106成为大量噪音的来源。除了由传统缝翼102的凹穴区域形成噪音之外，凹穴区域内的空气再循环106也不是空气动カ最优的，其降低升力量、増加阻力量，从而降低相应的飞机性能优势，其可能导致再循环106应被消除。图2示出大升カ系统200，其利用填充凹穴的前缘缝翼202减少或者消除空气再循环106以及由再循环106导致的相应噪音和性能降级。如图2所示，前缘机翼缝翼为填充凹穴的缝翼202，其中凹穴区域204已被填充，从而消除缝翼后侧的凸出部分，这在传统的缝翼102中是常见的。填充的凹穴区域204提供平稳、逐渐转动的环境气流，从而形成显著降低噪音的大体上连续的流动206，其中该噪音与传统缝翼中呈现的再循环106有关。应明白，根据大升カ系统200的精准的设计特点以及在任何给定情况中的相应飞行特点，大体连续流动206可包括层流、湍流或者其组合。然而，填充凹穴的前缘缝翼202大体上降低或者消除了存在于传统缝翼102的凹穴内的相当大的再循环106，这样极大地降低了与该再循环106有关的机架噪音。根据特定的应用和相应的所需空气动カ特性，填充凹穴的缝翼202可被成形以及按尺寸形成。根据在此描述的不同实施例，填充凹穴的缝翼是刚性的，以便当被存放时，填充凹穴的缝翼202的后侧因为保持与被展开时相同的横截面形状，所以不是柔性的或者可膨胀的。在尚待批准的题为 “low noise wing slat system with rigid cove-filledslat”的u. s.专利申请12/751468中描述了关于填充凹穴的缝翼202的不同的实施例和进一步细节，其本申请同时地于2010年3月31日提交，该申请包括在此以供參考。如图2所示，填充凹穴的缝翼202的存放构造形成重叠区208，在此凹穴区域204 重叠或者干涉于传统的飞机机翼104的前缘210。使用在此描述的概念和技术，该重叠区208是由可移动的前缘元件容纳，其中前缘元件与填充凹穴的缝翼202协调地缩回和展开。当填充凹穴的缝翼202缩回至存放位置时，前缘元件缩回至飞机机翼内侧的存放位置，从而容纳填充凹穴的缝翼202的凹穴区域204。类似地，当填充凹穴的缝翼202从机翼延伸至飞机机翼前方的大升カ位置时，前缘元件从机翼内侧的存放位置展开至展开位置，在此其与机翼的上部和下部表面一起完成了连续外模线形状。在尚待批准的题为“low noisewing slat system with a fixed wing leading edge and deployable bridging panels”的u. s.专利申请序列号为12/751468中描述了使用飞机机翼104的固定前缘解决重叠区208的方法，其与本申请同时地于2010年3月31日提交，该申请包括在此以供參考。在讨论与填充凹穴的缝翼202以及相应的大升カ系统200有关的各种实施例之前，參考图3，将更为详细地讨论传统的大升カ系统100，以便比较。參看图3，实线示出处于展开位置的传统的缝翼102。虚线示出处于存放位置的传统的缝翼102。如在存放位置中所观看到的，传统的缝翼102的后侧通常是凹入的，从而补充飞机机翼104的大体凸出前缘。导轨302将传统的缝翼102连接至翼梁304或者飞机机翼104的其他结构组件。旋转致动器和行星小齿轮306经操作在展开和存放位置之间在导轨302上延伸和缩回传统缝翼102。从图中可以看出，通过底板308，导轨302可被连接至传统的缝翼102。该底板308不仅为导轨302提供连接点，还提供了在传统的缝翼102的底侧和飞机机翼104的下部表面之间的空气动カ转换，从而当缝翼被构造在存放位置时，引导环境气流围绕传统的缝翼102和飞机机翼104下部表面。然而，当传统的缝翼102被构造在展开位置吋，与缝翼后表面的凹入形状联接的底板308形成凹穴，在此当环境气流围绕缝翼底部流动时，出现产生空气再循环106的噪音。现在转向图4，将讨论低噪音大升カ系统的第一实施例。根据该实施例，大升カ系统400包括填充凹穴的缝翼202、主翼元件以及前缘元件。主翼元件包括上部机翼表面408和下部机翼表面410，以及飞机机翼104内的结构组件和其他组件。根据该实施例，前缘元件包括在存放位置和展开位置之间可移动的单件式板件402。单件式板件402可由与主翼元件和/或填充凹穴的缝翼202相同的结构和飞机蒙皮材料制成。单件式板件402具有大体凸出的外部表面，并且根据填充凹穴的缝翼202被展开至大升力位置时飞机机翼横截面的理想外模线形状来成形该外部表面。也就是，当单件式板件402被构造在展开位置时，板件的顶缘邻接上部机翼表面408，并且板件的下缘邻接下部机翼表面410，以便单件式板件变为主翼元件的前缘。飞机机翼的横截面与处于展开位置的单件式板件402构成表示所需翼型形状的连续外模线。当单件式板件402被构造在存放位置时，板件被搁置在主翼元件内，在上部和下部机翼表面的外缘后方。通过向展开位置后方移动单件板件402，对于上述重叠区208，机翼内的空间变得可用。结果，通过使用具有飞机机翼的可移动前缘元件，在此公开的前缘缝翼不被限制具有凹入后表面，而这是传统大升カ系统100中的情況。根据ー个实施例，通过使用线性驱动器404，单件式板件402在存放和展开位置之间转换。应明白，旋转致动器和行星小齿轮以及任何其他类型的致动器，其包括所有类型的液压、气动或者电致动器，可替代地被使用。为了辅助单件式板件402在展开和存放位置之间恰当地转换，导向器406可将板件引导和/或旋转就位。可替代地，一个或更多个轨道可被用于在构造之间弓i导单件式板件。 现在转向图5，将讨论低噪音大升カ系统的第二实施例。根据该实施例，大升カ系统500包括填充凹穴的缝翼202、主翼元件以及前缘元件，如上关于图4所述。然而，与大升カ系统500 —起,而不是包括单件式板件402的前缘元件,前缘元件是由两件式板件502组成。两件式板件502包括上部板件502a和下部板件502b。两件板件502中的每个板件均在展开位置和存放位置之间独立地移动。根据ー个实施例，通过铰链和致动器506，上部板件502a在板件的上缘处附着至主翼元件。当填充凹穴的缝翼202被展开时，上部板件502a向外旋转至展开位置。相反地，当填充凹穴的缝翼202被缩回吋，上部板件502a向内旋转至存放位置。通过横动致动器，下部板件502b附着至主翼元件，其中与填充凹穴的缝翼202和上部板件502a的展开和缩回相结合，该横动致动器经操作将下部板件502b向外推至展开位置并且将下部板件502b向内拉至存放位置。在存放位置中，上部板件502a和下部板件502b相互重叠。当用于前缘元件的在主翼元件内的存放空间达到最小时，该构造可提供优于单件式板件402大升カ系统400的优势。由于两件式板件502的重叠设计，与单件式板件402大升カ系统400相比，在翼梁304的上游机翼内需要较少空间来用于前缘元件的缩回和存放。由图5所示的大升カ系统500的示意图应清楚,处于完全展开的大升カ系统500时，填充凹穴的缝翼202延伸并且向下旋转到大升カ构造，而上部板件502a向外旋转，并且下部板件502b被向外推至展开位置。在展开位置吋，上部和下部板件502a和502b与上部机翼表面408和下部机翼表面410的固定机翼蒙皮板件结合地形成主翼轮廓或者外模线形状。该外模线形状可以与传统的大升カ系统100的外模线形状相似或者相同，但是允许使用填充凹穴的缝翼202。被展开的大升カ系统500的平滑连续外模线形状结合于从填充凹穴的缝翼202的前表面到填充凹穴的缝翼的后表面的平滑转换，从而允许平稳气流穿过大升カ系统500并且相应地降低噪音。应明白，当缝翼被存放时，通过缩回至机翼的内部空间内，在此描述的单件式板件402和两件式板件502容纳填充凹穴的缝翼202，或者没有与对应的飞机机翼104的前缘相符的后表面的任何缝翼。不同的实施例不被限制于任何用于展开或者缩回本发明前缘元件的特定机构。例如，虽然实施例可被描述为使用线性致动器、旋转致动器和/或行星小齿轮，但是这些平移机构的任何组合或者是任何其他类型的平移机构可被用于该公开范围内。转向图6，示出一系列展开的前进步骤示意图，其中将描述传统的大升カ系统100、使用包括单件式板件402的可移动前缘元件的大升カ系统400以及使用包括两件式板件502的可移动前缘元件的大升カ系统500。为简单起见，各附图具有大量且尺寸较小组件，图6示出未使用附图标记标识的各组件，不过为了清晰的目的，在描述中将使用附图标记。如图6所示，为了比较的目的并排显示三个系统。从顶部开始向下，系统以存放构造开始，然后经过展开过程直到缝翼和前缘元件(可应用时)被完全展开至大升力位置。能够看出传统的大升カ系统100的展开包括延伸和向下旋转传统缝翼102。如前所述，因为传统缝翼102被设计成当被存放时与飞机机翼104的前缘邻接并且相符合，所以缝翼的后表面是凹入的，这样形成了诱导空气再循环106的凹穴，并且产生不想要的噪音。 能够在顶部中心图中看出单件式板件402处于飞机机翼104内的存放位置。在该存放构造中，填充凹穴的缝翼202邻接上部和下部机翼表面408和410的外缘，以便填充凹穴的缝翼202、上部机翼表面408以及下部机翼表面410 —起形成翼型的连续外模线形状。应理解，当缝翼被存放时，在附图中示出处于填充凹穴的缝翼202与上部和下部机翼表面408和410之间的空隙，以及当可移动前缘元件被展开时，处于可移动前缘元件与上部和下部机翼表面408和410之间的空隙，以便清晰地区分不同的组件。然而，在实施中，邻近的表面可邻接彼此，以形成翼型的平滑连续外模线形状，而不存在空隙。在展开期间，填充凹穴的缝翼202延伸并且向外和向下旋转，同时单件式板件402被向外推，直到板件外缘邻近上部机翼表面408和下部机翼表面410的边缘。在该展开位置，如底部中心图所示，填充凹穴的缝翼202提供围绕缝翼下部后侧的平滑逐渐转动的半径，以便消除空气再循环106和減少相关的噪音，同时单件式板件402与上部机翼表面408和下部机翼表面410对齐，从而形成翼型的连续外模线形状。能够在顶部右图中看出两件式板件502处于飞机机翼104内的存放位置。如图单件式板件402处于存放位置的情况时，大升カ系统500的填充凹穴的缝翼202邻接上部和下部机翼表面408和410的外缘，以便填充凹穴的缝翼202、上部机翼表面408以及下部机翼表面410 —起形成翼型的连续外模线形状。在展开过程中，填充凹穴的缝翼202延伸并且向外和向下旋转，同时上部板件502a向外旋转并且下部板件502b被向外推至展开位置。在该展开位置中，如底部右图所示，填充凹穴的缝翼202提供围绕缝翼的下部后侧的平滑逐渐转动的半径，以便消除空气再循环106和減少相关的噪音，同时两件式板件502与上部机翼表面408和下部机翼表面410对齐，从而形成翼型的连续外模线形状。现在转向图7，所示程序700用于提供降低的噪音，现在将详细地描述用于飞机起飞和着陆操作的大升カ系统。应明白，可执行比所示附图和在此描述的要多或者要少的操作。还可以不同于在此描述的顺序执行这些操作。程序700开始于操作702，其中大升カ系统(400、500)被致动。当检测和分析出指示出填充凹穴的缝翼202的展开是令人满意且合适的任何质量和类型的飞行标准时，通过驾驶舱开关或者通过飞行计算机系统来开始该致动。当大升カ系统(400、500)被致动时，程序700大体上同时继续至操作704和706。在操作704处，填充凹穴的缝翼202从存放位置延伸至大升力位置。在操作706处，前缘元件经展开与飞机机翼104的上部机翼表面408和下部机翼表面410—起形成连续外模线形状。如上述详细讨论，前缘元件可以是单件式板件402或者是两件式板件502。应明白，前缘元件可以替代性地包括大量具有任何数量和类型的展开机构的板件。虽然未被示出，但是应明白，填充凹穴的缝翼202的展开可与副翼108展开同时发生，这将增加由飞机机翼104形成的升力。当不再需要大升カ系统(400、500)时，其在操作708处停用。与致动ー样，可通过手动选择开关或者触发器实现停用，或者根据当前的飞行标准，通过飞行计算机可自动化该停用。当大升カ系统(400、500)被停用时，程序700大体同时继续至操作710和712。在 操作710处，填充凹穴的缝翼202缩回直到缝翼邻近上部和下部机翼表面408和410的外缘且其处于如下位置，即在该位置中实现飞机机翼104的连续外模线形状。在操作712处，单件式板件402或者两件式板件502缩回至飞机机翼104的前方空穴内的存放位置，并且程序700结束。虽然未被示出，同样应明白地是填充凹穴的缝翼202的缩回可以与副翼108的缩回同时地发生。根据上述公开，应理解在此呈现的概念提供在起飞和着陆操作过程中，传统缝翼102对形成噪音的消极影响的解决方法。除了降低与在传统缝翼102凹穴区域内的再循环有关的噪音之外，填充凹穴的缝翼202和相应可移动前缘元件(402、502)的使用具有增强飞机起飞性能的益处。通过填充传统缝翼102的凹穴区域和消除空气再循环106，与空气再循环106相关的阻カ被极大地降低。阻力降低允许增加飞机的有效负荷、增加飞机范围、減少跑道距离和/或减小发动机，这是因为需要更小的推力来克服飞行器阻力。发动机尺寸和/或推力输出的减小对飞机重量、燃烧消耗以及通常对环境友好性方面具有直接和有利的意义。基于前述，应明白，在此描述用于提供低噪音、大升カ系统的技木。应理解在权利要求中限定的本发明不必限制于在此描述的具体特征、构造、操作、或者媒体。更确切地说，具体特征、构造、操作和媒体作为实形权利要求的示例形式被公开。仅通过图解的方式提供了上述主题事项，并且不应被理解为限制。可对在此描述的主题事项作出不同修正和改变，而无需遵循所示和描述的示例性实施例和应用，并且不背离本发明的真实精神和范围，其在所附权利要求中被提出。
权利要求
1.一种用于降低与大升カ系统有关的飞机噪音的方法，其包含 将缝翼从飞机机翼的前缘展开到大升カ位置；以及 将至少一个前缘元件从所述飞机机翼内侧的存放位置重新放置到展开位置，该展开位置形成所述飞机机翼的连续外模线横截面形状，该连续外模线横截面形状通过上部机翼表面、所述至少一个前缘元件以及下部机翼表面限定。
2.根据权利要求i所述的方法，其中所述至少一个前缘元件包含单件式板件，并且其中重新放置所述单件式板件包含将所述单件式板件向外线性平移至所述展开位置，在此所述单件式板件的顶缘邻近所述上部机翼表面并且所述单件式板件的下缘邻近所述下部机翼表面。
3.根据权利要求2所述的方法，其中线性平移所述单件式板件包含延伸被连接至所述单件式板件的线性致动器。
4.根据权利要求i所述的方法，其中所述至少一个前缘元件包含具有上部板件和下部板件的两件式板件，并且其中重新放置所述两件式板件包含将所述上部板件向外旋转至所述展开位置以及将所述下部板件向外线性平移至所述展开位置，以便所述上部板件的顶缘邻近所述上部机翼表面、所述上部板件的下缘邻近所述下部板件的顶缘以及所述下部板件的下缘邻近所述下部机翼表面。
5.根据权利要求i所述的方法，还包含 将所述缝翼从所述大升力位置缩回到所述飞机机翼的所述前缘；以及将所述至少ー个前缘元件从所述展开位置重新放置到所述飞机机翼内部的所述存放位置，其中在所述展开位置形成所述飞机机翼的连续外模线横截面形状。
6.根据权利要求5所述的方法，其中所述至少一个前缘元件包含单件式板件，并且其中重新放置所述单件式板件包含将所述单件式板件从所述展开位置向内线性平移至所述飞机机翼内部的所述存放位置，其中在所述展开位置所述单件式板件的顶缘邻近所述上部机翼表面并且所述单件式板件的下缘邻近所述下部机翼表面。
7.根据权利要求5所述的方法，其中所述至少一个前缘元件包含具有上部板件和下部板件的两件式板件，并且其中重新放置所述两件式板件包含在所述飞机机翼内所述上部板件从所述展开位置向内旋转到所述飞机机翼内的所述存放位置，以及将所述下部板件从所述展开位置向内线性平移至所述飞机机翼内部的所述存放位置。
8.一种大升カ系统,其包括 可展开的前缘机翼缝翼；以及 至少ー个前缘元件，其在飞机机翼内部的存放位置和所述飞机机翼外部的展开位置之间可移动，以便当展开所述可展开的前缘机翼缝翼时，所述至少一个前缘元件被构造成从所述存放位置移至所述展开位置，并且与所述飞机机翼形成大体连续的外模线形状。
9.根据权利要求8所述的大升カ系统，其中所述至少一个前缘元件包含单件式板件。
10.根据权利要求9所述的大升力系统，还包含被安装在所述飞机机翼内并且被附接至所述单件式板件的线性致动器，其中所述线性致动器被构造成当所述前缘机翼缝翼展开时将所述单件式板件从所述飞机机翼内的所述存放位置驱动至所述飞机机翼外的所述展开位置。
11.根据权利要求8所述的大升カ系统，其中所述至少一个前缘元件包含两件式板件。
12.根据权利要求11所述的大升カ系统，其中所述两件式板件包含上部板件和下部板件，并且其中所述大升力系统还包含被安装在所述飞机机翼内且被附接至所述下部板件的横动致动器，其中所述横动致动器被构造成当所述前缘机翼缝翼展开时将所述下部板件从所述飞机机翼内的所述存放位置驱动至所述飞机机翼外的所述展开位置以及当所述前缘机翼缝翼缩回时将所述下部板件从所述展开位置缩回至所述存放位置。
13.根据权利要求12所述的大升カ系统，其中所述上部板件在顶缘处旋转连接至所述飞机机翼的上部机翼表面，以便所述上部板件经操作围绕所述顶缘向外旋转至所述展开位置并且围绕所述顶缘向内旋转至所述存放位置。
14.根据权利要求8所述的大升カ系统，其中所述飞机机翼包含上部机翼表面、下部机翼表面以及所述至少一个前缘元件，以便当展开所述可展开的前缘机翼缝翼时，所述上部机翼表面、所述下部机翼表面以及所述至少一个前缘元件形成连续的外模线形状，以及当所述可展开的前缘机翼缝翼缩回至所述存放位置时形成不连续的外模线形状。
15.根据权利要求8所述的大升カ系统，其中所述至少一个前缘元件包含至少ー个刚性结构，并且其中移动所述至少ー个刚性结构包含通过至少一个致动器机械地移动所述至少ー个刚性结构。
16.一种与飞机机翼有关的大升カ系统，其包含主翼元件，其包含上部机翼表面和下部机翼表面；刚性前缘元件，其可移动地连接至所述主翼元件，其中当所述刚性前缘元件被构造在展开位置时所述刚性前缘元件邻接所述上部机翼表面的外缘和所述下部机翼表面的外缘从而形成所述飞机机翼的连续外模线形状，并且其中当所述刚性前缘元件被构造在存放位置时其被放置在所述上部机翼表面的外缘和所述下部机翼表面的外缘的后方；以及前缘机翼缝翼，其经操作连接至所述主翼元件，其中当所述前缘机翼缝翼缩回至存放位置时，所述前缘机翼缝翼邻接所述上部机翼表面的外缘和所述下部机翼表面的外缘，从而形成所述飞机机翼的连续外模线形状。
17.根据权利要求16所述的大升カ系统，其中所述刚性前缘元件包含单件式板件。
18.根据权利要求17所述的大升カ系统，其中所述刚性前缘元件被构造成向前线性平移至所述展开位置，从而形成所述飞机机翼的连续外模线形状，并且向后线性平移至所述主翼元件内以到达所述存放位置。
19.根据权利要求16所述的大升カ系统，其中所述刚性前缘元件包含两件板件。
20.根据权利要求19所述的大升カ系统，其中所述两件板件包含上部板件和下部板件，其中所述上部板件旋转地连接至所述上部机翼表面的所述外缘，并且经构造向前旋转至所述展开位置，并且将尾部旋转至所述主翼元件内到达所述存放位置，并且其中所述下部板件经构造向前线性平移至所述展开位置，并且将尾部线性平移至所述主翼元件内到达所述存放位置。
全文摘要
本发明涉及一种在此描述的提供低噪音飞机机翼缝翼系统的概念和技术。根据在此提供的本公开的一个方面，填充凹穴的机翼缝翼(202)与飞机机翼的可移动前缘元件(402、502)相结合，从而提供大升力系统。可移动前缘元件可包括缩回在飞机机翼内的单件(402)或者两件式板件(502)，从而容纳处于存放位置的填充凹穴的缝翼。当填充凹穴的缝翼展开时，可移动前缘元件向外展开从而形成与机翼连续的外模线形状。
文档编号b64c3/50gk102834315sq201180016630
公开日2012年12月19日 申请日期2011年2月28日 优先权日2010年3月31日
发明者a·什米洛维奇, y·亚德林 申请人:波音公司