机翼襟翼偏转控制移除

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机翼襟翼偏转控制移除
申请号	CN201711081424.5	申请日	2017-11-07	公开(公告)号	CN108216579B	公开(公告)日	2022-08-12
申请人	波音公司;			发明人	J·A·柯德; J·D·维珍; M·A·鲍尔泽; B·德特尔特; E·R·塞蒂亚万;
摘要	本发明涉及机翼襟翼偏转控制移除。描述了高升力装置表面和设计高升力装置表面的相关联方法。襟翼能够附接到飞行器上的机翼。该方法能够涉及确定襟翼的制造的形状。制造的襟翼形状能够以某种方式(诸如弯曲或扭曲)偏转，使得在选择的飞行条件(诸如巡航)下，制造的襟翼形状变形为满足指定约束(诸如几何结构约束和密封约束)的第二期望形状。该方法的优点在于，不必使用机械元件机械地迫使襟翼变成第二期望形状。消除机械元件产生在其上部署襟翼的飞行器的重量减轻和成本节约。
权利要求	1.一种用于飞行器的空气动力学系统，其包括：机翼(25)的固定部分；密封件(304)，所述密封件(304)联接到所述机翼(25)的所述固定部分并且从所述机翼(25)的所述固定部分延伸；高升力装置表面，所述高升力装置表面联接到所述机翼(25)、具有完工形状，其中，在不在飞行中时，呈所述完工形状的所述高升力装置表面不与所述密封件(304)接触或部分地与所述密封件(304)接触，使得空气能够在所述密封件(304)和所述高升力装置表面之间流动，并且其中在一种或多种飞行条件下，所述高升力装置表面在气动力的作用下从所述完工形状变形为第二形状，使得呈所述第二形状的所述高升力装置表面完全接触所述密封件(304)以阻止所述密封件(304)和所述高升力装置表面之间的空气流动。 2.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述一种或多种飞行条件包括巡航条件。 3.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述完工形状在所述气动力的作用下被屈曲和变直。 4.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述完工形状在所述气动力的作用下被扭曲和解扭曲。 5.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中能够增加所述完工形状的厚度，使得所述高升力装置表面在所述气动力的作用下变平并且伸长。 6.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中高升力装置表面包括在两个端部之间的中间部分，并且其中所述完工形状在所述中间部分中向下屈曲并且在所述两个端部附近向上屈曲，使得所述高升力装置表面的一部分在与所述高升力装置表面的所述部分相邻的所述机翼(25)的一部分之上延伸。 7.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中所述高升力装置表面是附接到所述机翼(25)的所述固定部分的后缘的襟翼。 8.根据权利要求7所述的空气动力学系统，其中所述襟翼经配置在巡航条件期间定位在多个不同位置处，并且其中在所述多个不同位置中的每个处，所述襟翼在所述气动力的作用下从所述完工形状变形，使得所述襟翼完全接触所述密封件(304)以阻止所述密封件(304)和所述高升力装置表面之间的所述空气流动。 9.根据权利要求7所述的空气动力学系统，其中所述襟翼是后缘可变弯度系统的一部分。 10.根据权利要求1所述的空气动力学系统，其中在所述机翼(25)的所述固定部分和所述高升力装置表面之间的界面处，所述机翼(25)的所述固定部分在所述界面处的斜率和所述高升力装置表面在所述界面处的斜率实质上匹配。 11.一种产生高升力装置表面的方法，其包括：确定机翼(25)的固定部分的形状和高升力装置表面的完工形状，其中所述高升力装置表面被机械地联接到所述机翼(25)，使得所述高升力装置表面能够相对于所述机翼(25)移动，并且其中在所述机翼(25)的所述固定部分和所述高升力装置表面之间插入密封件(304)，以在飞行条件下阻止在所述密封件(304)和所述高升力装置表面之间的空气流动；确定所述机翼(25)的第一结构和第一材料以及所述高升力装置表面的第二结构和第二材料；并且指定所述飞行条件；并且其中所述高升力装置表面的所述完工形状经成形以从不在飞行中时的第一形状气动弹性地变形为在飞行中的第二形状，其中，在所述第一形状中，在所述高升力装置表面和所述密封件(304)之间存在间隙，并且其中在所述第二形状中，由于气动弹性变形，移除所述高升力装置表面和所述密封件(304)之间的所述间隙。 12.根据权利要求11所述的方法，其中所述高升力装置表面是襟翼。 13.根据权利要求12所述的方法，其中所述襟翼是后缘可变弯度系统的部件。 14.根据权利要求11所述的方法，其中飞行条件是巡航条件。 15.根据权利要求11所述的方法，其中相对于所述第二形状扭曲所述第一形状。 16.根据权利要求11所述的方法，其中相对于所述第二形状屈曲所述第一形状。
说明书全文	机翼襟翼偏转控制移除技术领域 [0001] 本公开大体上涉及用于飞机的机翼。更具体地，本公开涉及用于机翼的襟翼。背景技术 [0002] 现代飞行器(诸如大型喷气式客机)需要在各种速度下操作，所述速度包括在起飞和着陆期间的较低速度以及在巡航期间的较高速度。在较低速度下，有时需要也称为高升力装置(诸如后缘襟翼)的附加的升力面，以产生需要的升力。这些附加的升力面通常经设计在较高速度下被收起，以最小化在巡航速度下的拖拽，并且当在起飞和着陆期间的较低速度下需要时被展开。当各种升力面被展开时，它们的形状和相对运动经设计以一起有效地产生升力。 [0003] 在诸如巡航条件的飞行期间，机翼和后缘襟翼经受使机翼和襟翼弯曲和扭曲的载荷。机翼和襟翼的内部结构设计不同。进一步地，来自机翼的弯曲载荷在离散的区位，诸如允许展开和/或偏转襟翼的襟翼支撑机构处传递到襟翼。因为内部结构是不同的，并且载荷分布不同，所以机翼和襟翼在飞行期间彼此不同地弯曲和扭曲。 [0004] 机翼和襟翼之间在偏转和扭曲方面上的不匹配能够引起降低机翼的空气动力学性能的几何结构变化。能够通过机械地迫使襟翼变成某种形状来解决该问题。然而，机械解决方案引入不期望的重量不利后果和附加成本。鉴于上述，需要减小由于在飞行期间不同的载荷和结构条件造成的机翼和襟翼之间的几何结构变化的方法和设备。发明内容 [0005] 论述了用于设计高升力装置表面的方法。高升力装置表面能够包括但不限于副翼、襟副翼、扰流器、方向舵、升降舵、缝翼和襟翼。在一个示例实施例中，描述了襟翼和设计襟翼的相关联的方法。能够将襟翼附接到飞机上机翼的固定部分。该方法能够涉及选择襟翼和机翼的初始形状，并且然后在选择的条件(诸如当襟翼处于特定位置并且飞机在特定重量下的巡航条件)下确定机翼和襟翼的偏转。在选择的条件下，能够使用数值模拟和分析来预测新的机翼和襟翼形状。 [0006] 在选择的条件下确定机翼和襟翼的新形状之后，能够检查襟翼形状以确定襟翼是否满足指定的约束，诸如几何结构和密封约束。此外，能够在不同的条件下，诸如当展开襟翼以在低速度下符合空气动力学要求时考虑机翼和襟翼之间的相对间距。 [0007] 当襟翼的新形状不满足指定的约束时，能够诸如通过弯曲、扭曲初始形状或使初始形状变平来预测襟翼的第二初始形状，然后能够在指定的飞行条件下确定第二新形状。能够以迭代的方式重复该过程，直到确定满足所有约束为止。 [0008] 在最后的迭代时，能够确定最终初始形状，并且能够在指定的飞行条件下确定最终新形状。当最终新形状经确定以满足指定的要求时，能够指明最终初始形状为襟翼将被制造成的形状。对于由复合材料形成的襟翼，制造的(完工(as‑built))形状能够被称为夹具形状。该方法允许在巡航条件下获得期望的形状，而不必使襟翼机械地变形。 [0009] 本发明的一个方面通常能够被表征为用于飞行器的空气动力学系统/气动系统。该系统能够包括机翼的固定部分、联接到机翼的固定部分并且从机翼的固定部分延伸的密封件，和联接到机翼的具有完工形状(夹具形状)的高升力装置表面。虽然不在飞行中，但是呈完工形状的高升力装置表面部分地与密封件接触，使得空气能够在密封件和高升力装置表面之间流动。在一种或多种飞行条件下，高升力装置表面在气动力的作用下从完工形状变形为第二形状，使得呈第二形状的高升力装置表面完全接触密封件，以阻止密封件和高升力装置表面之间的空气流动。 [0010] 在特定实施例中，一种或多种飞行条件能够包括巡航条件。进一步地，能够屈曲(bow)完工形状，使得其在气动力的作用下产生期望的形状。此外，能够扭曲完工形状，使得其在气动力的作用下解扭曲。另外，能够增加完工形状的厚度(loft)，使得高升力装置表面在气动力的作用下变平并且伸长。 [0011] 在另一方面，本发明能够被表征为产生用于机翼的高升力装置表面的方法。该方法能够包括：1)确定机翼的固定部分的形状和高升力装置表面的完工形状，其中高升力装置表面机械地联接到机翼，使得高升力装置表面能够相对于机翼移动，并且其中在机翼的固定部分和高升力装置表面之间插入密封件，以在飞行条件下阻止密封件和高升力装置表面之间的空气流动；2)确定机翼的第一结构和第一材料以及高升力装置表面的第二结构和第二材料；3)并指定飞行条件。高升力装置表面的完工形状能够经成形以从不在飞行中时的第一形状气动弹性地变形为在飞行中的第二形状。在第一形状中，在高升力装置表面和密封件之间存在间隙。在第二形状中，由于在飞行条件下发生的气动弹性变形，移除高升力装置表面和密封件之间的间隙。附图说明 [0012] 已经概括地描述了本公开的示例，现在将参照不一定按比例绘制的附图，并且其中贯穿若干视图，相似的参考符号表示相同或类似的零件，并且其中： [0013] 图1是根据本公开的一个方面的示出飞机和空气动力学高升力装置表面的透视图。 [0014] 图2是根据本公开的一个方面的现有技术的后缘襟翼的透视图。 [0015] 图3是根据本公开的一个方面的两个襟翼的平面图，其中考虑在巡航条件下发生的变形已经调整襟翼中的一个的制造形状。 [0016] 图4A、图4B和图4C是根据本公开的一个方面的示出在图3所示的两个襟翼的形状在三个不同区位处的横截面。 [0017] 图5A和图5B是根据本公开的一个方面的在两个不同区位处的横截面，其示出与完工形状相比，在不同飞行条件下襟翼的前缘的形状。 [0018] 图6是根据本公开的一个方面的襟翼设计方法的框图。 [0019] 图7是根据本公开的一个方面的可以利用关于图1至图6描述的襟翼的飞行器生产和使用方法的框图。 [0020] 图8是根据本公开的一个方面的可以利用根据图1至图6的襟翼的飞行器的示意图。具体实施方式 [0021] 在下面的描述中，阐述了许多具体细节，以便提供对所呈现的概念的透彻理解。可以在没有这些具体细节的一些或全部的情况下实践所呈现的概念。在其他情况下，未详细描述公知的过程操作，以免不必要地模糊描述的概念。虽然将结合具体示例描述一些概念，但是应当理解，这些示例并不旨在是限制性的。 [0022] 本文中对“一个示例”或“一个方面”的引用意指结合示例或方面描述的一个或多个特征、结构或特性被包括在至少一个实施方式中。说明书中的各个地方的短语“一个示例”或“一个方面”可以指代或可以不指代相同的示例或方面。 [0023] 引言 [0024] 描述了用于设计在诸如喷气式飞机的飞机上的高升力装置表面的方法。在一个实施例中，在设计在喷气式飞机机翼上的后缘襟翼的背景下描述了该方法。在该方法中，在预计到对于具体飞行条件的襟翼的预期变形的情况下确定襟翼的完工形状。基于分析来确定襟翼的飞行中形状，该分析考虑到具体的飞行条件、飞机的重量和重量分布、机翼的结构、襟翼的结构和预测的气动载荷。该设计方法允许在不需要机械系统在飞行期间迫使襟翼形成期望形状的飞机上建造和使用襟翼。机械系统的消除允许飞行器的重量减轻、简化了飞行器的设计，并产生较低的续生飞机成本。 [0025] 更详细地，关于图1描述飞机和在飞行器上使用的空气动力学高升力装置表面。关于图2论述现有技术的后缘襟翼的透视图。关于图3、图4A、图4B和图4C描述两个襟翼的形状。具体地，考虑在巡航条件下发生的变形已经调整襟翼中的一个的完工形状。 [0026] 图2至图4C与波音777x配置相关联。然而，仅出于说明的目的而提供该示例。本文描述的制品和方法能够与许多不同类型的现代飞行器一起使用。这些飞行器能够具有不同数量的襟翼和襟翼配置。因此，该示例并不意在进行限制。 [0027] 关于图5A和图5B，将在不同飞行条件下的襟翼的前缘的形状与襟翼的完工形状进行比较。完工形状经设计用于预计在飞行期间发生的气动弹性效应。关于图6论述预计气动弹性效应的襟翼设计方法。关于图7描述可以利用关于图1至图6描述的襟翼的飞行器生产和使用方法。最后，关于图8论述可以利用根据图1至图6的襟翼的飞行器的示意图。 [0028] 飞行器高升力装置表面和现有技术的襟翼设计 [0029] 图1是示出飞机2及其相关联的空气动力学高升力装置表面的透视图。在机翼25上，在每个机翼的前缘附近使用缝翼5。在后缘附近，在每个机翼上提供扰流器4、双缝襟翼6、襟副翼8和外侧(OB)襟翼10以及副翼12。如上所述，仅出于说明的目的提供该襟翼配置，并且该襟翼配置并不意在进行限制。诸如襟翼6的高升力装置表面能够经配置相对于机翼 25以某种方式进行相连。 [0030] 尾翼27被提供有垂直稳定器13、方向舵16和方向舵调整片18。水平稳定器14被提供有升降舵20。方向舵16和方向舵调整片18能够经配置相对于垂直稳定器移动，并且升降舵能够经配置相对于水平稳定器移动。 [0031] 以上配置与现有的波音777TM配置相关联。波音777x配置包括单缝襟翼。777x配置每个机翼包括三个襟翼，而其它配置每个机翼仅包括两个襟翼。襟副翼提供高升力和滚转控制。在一些飞行器上，襟副翼是内侧副翼。在波音737上，不存在襟副翼/IB副翼。相反，襟翼聚在一起用于该机翼。因此，仅出于说明的目的提供本文描述的机翼示例，并且该机翼示例并不意在进行限制。 [0032] 在一个实施例中，机翼能够包括后缘可变弯度系统。后缘可变弯度系统包括下垂扰流器和襟翼机构。后缘可变弯度系统能够在巡航条件下提供一系列气动可密封的襟翼和扰流器位置。它能够稍微调整襟翼处于襟翼向上(巡航)位置，以在飞行器执行其飞行任务时通过调整翼展方向升力分布来最优化燃料燃烧。以下关于图5描述后缘可变弯度系统中襟翼在不同巡航条件下密封的能力。 [0033] 图2是襟翼组件100的示例的透视图。襟翼组件100经配置联接到机翼(诸如机翼25)的后缘。襟翼组件100经由诸如104a和104b的铰链连接器联接到机翼。当联接到机翼时，铰链连接器被整流罩(未示出)覆盖。 [0034] 在飞行期间，襟翼组件100能够围绕铰链连接器和内置于襟翼组件100中的其它旋转点(未示出)旋转，以调节襟翼相对于机翼的固定部分的位置。通常，襟翼组件100经配置在起飞和着陆时移动通过其最大的运动范围。然而，襟翼组件100组件还可以允许在巡航条件下调整襟翼的位置。该能力允许在更大范围的巡航条件下改善空气动力学效率。例如，如上所述，襟翼组件100能够为在巡航条件下提供多个不同的襟翼位置的后缘可变弯度系统的一部分。 [0035] 在飞行期间，来自多个不同来源的力作用在襟翼组件100上。例如，襟翼组件100经受根据襟翼的位置、飞机的取向和飞行条件变化的气动载荷，诸如100。进一步地，襟翼组件100经由其到机翼的两个离散的连接点，诸如经由铰链连接器104a和104b来接收载荷。 [0036] 在飞行期间，机翼的形状随着气动载荷和飞机的重量的改变而改变。例如，机翼能够弯曲和扭曲。进一步地，在气动载荷从飞行条件改变为飞行条件时，机翼能够解弯曲和解扭曲。在机翼改变形状时，经由铰链连接器传递到襟翼组件100的载荷改变。 [0037] 通常，襟翼组件100具有与其附接到的机翼的固定部分不同的内部结构。内部结构的差异是由于这样的因素，如在襟翼后缘处逐渐变小到小的曲率半径的襟翼的形状、襟翼在机翼上的区位、由于襟翼改变位置的能力而经受的较大的气动载荷，以及旋转需要的机械支撑件和襟翼到机翼的附接点处的附接机构。通常，相比于机翼的固定部分，襟翼组件100能够是更加机械刚性或柔性的。 [0038] 在飞行条件下，与机翼的固定部分相比，襟翼内部结构上的差异及其离散的附接点引起襟翼的形状与机翼的固定部分相比不同地改变。例如，因为襟翼仅在两个附接点处附接到机翼，并且襟翼具有与机翼的固定部分不同的刚度，所以襟翼组件100可以不以与机翼的固定部分相同的方式弯曲或扭曲。这些差异能够引起降低机翼的空气动力学性能的局部形状不连续性。例如，在襟翼机翼界面处能够发生阶梯不连续性。作为另一示例，襟翼可以不适当地密封，导致允许空气在襟翼的前缘和机翼的后缘之间流动的间隙。当不适当地密封襟翼或襟翼在其结构中具有阶梯不连续性时，拖拽增加，这导致燃料消耗增加。 [0039] 在现有技术设计中，为了帮助襟翼组件100维持期望的形状，能够在机翼的固定部分和襟翼组件100之间提供附加的机械附接点。在图2中，提供了两个轨道连接器102a和102b。轨道连接器102a和102b从襟翼组件100和到机翼的固定部分的滚子连接件(诸如在机翼部件116上的112)的每个界面延伸。当襟翼的位置改变时，轨道连接器沿着轨道移动。 [0040] 轨道/滚子连接器在其附接到的飞机的各种工况期间，向襟翼引入附加的载荷，这使襟翼维持期望的形状。例如，轨道/滚子连接器能够迫使襟翼保持靠近密封件。轨道/滚子连接器的缺点是添加到飞机的附加重量以及包括这些连接器的机翼的附加复杂性。附加重量和复杂性还增加成本。例如，轨道连接器和轨道能够将飞机的重量增加大约一百磅。如以下将关于图3至图6描述的，描述包括襟翼组件的机翼不包括轨道连接器。 [0041] 襟翼设计方法 [0042] 在本节中，描述了包括可变位置襟翼的机翼。在一个实施例中，襟翼能够与后缘可变弯度系统相关联。因此，能够在巡航条件下调整襟翼的位置。能够选择襟翼的夹具形状(制造的形状)，使得当襟翼在巡航条件下受到载荷时，襟翼改变为第二期望形状。例如，能够在翼展方向上扭曲和弯曲夹具形状，以预计在飞行期间发生的气动弹性弯曲和扭曲，以实现在飞行中适当地密封的襟翼。在一个实施例中，如关于图2所描述的，使用该方法能够消除轨道连接器。以下关于图3描述用于制造这样的襟翼的方法。 [0043] 图3是两个襟翼的顶视图，其示出稍作调整以考虑在巡航条件下发生的变形的完工形状。两个襟翼放置在彼此的顶部上。第一襟翼由比周围区域较浅的部分202指示。第二襟翼由深色区域204a和204b指示。 [0044] 第一襟翼不是为了预计飞行中的气动弹性效应而设计的。为了提供第二形状，已经使第一襟翼的形状变形，诸如弯曲、扭曲和/或变平，以考虑预计的气动弹性效应。浅色与深色区域之间的边界是第一襟翼和第二襟翼的高度相等的地方。在部分202中，第一襟翼的高度高于第二襟翼。在深色区域204a和204b中，第二襟翼的高度高于第一襟翼。高度的差异是由于第一襟翼形状的变形以获得第二襟翼形状导致的。 [0045] 从内侧(IB)线206，通过中间线208并且到外侧(OB)线210，第一襟翼能够基本上与线对准。相比之下，与第一襟翼相比，第二襟翼的部分能够遵循曲线，其中第二襟翼在中间部分能够被认为是向下屈曲。因此，第一襟翼的高度在中间线208附近大于第二襟翼，并且在端部附近，诸如在IB线206和OB线210附近低于第二襟翼的高度。 [0046] 第一襟翼的完工形状不预计在飞行条件(诸如巡航)期间第一襟翼暴露于的气动弹性载荷。在飞行期间，第一襟翼能够变形。如以上关于图2所描述的，在传统的系统中，为了确保第一襟翼的形状在飞行中是令人满意的，能够使用偏转轨道系统。偏转轨道系统引入使第一襟翼在飞行中以期望的方式变形的机械载荷。例如，轨道系统能够用于确保在巡航条件下第一襟翼适当地密封。 [0047] 相比之下，第二襟翼不需要偏转轨道系统。第二襟翼的完工形状经设计使得其在指定的飞行条件下变形为新的期望形状。例如，第二襟翼的形状能够经设计使得在巡航条件下在一定的位置范围中，第二襟翼适当地密封到固定的机翼部分。在其他示例中，第二襟翼还能够经成形以改善机翼的低速度空气动力学性能。为了进一步说明第一襟翼和第二襟翼之间的差异，以下关于图4A、图4B和图4C描述在IB线206、中间线208和OB线210中的每一条处的横截面曲线。 [0048] 图4A、图4B和图4C是图3所示的两个襟翼的横截面。第一襟翼和第二襟翼形状能够表示在附接到机翼的固定部分之前襟翼的完工形状。在示出在OB线210处的形状225的图4A中，与第一襟翼相关联的横截面曲线被称为未补偿襟翼214，因为考虑在飞行期间发生的气动弹性载荷其未被补偿。相比之下，与第二襟翼相关联的横截面曲线被称为补偿襟翼212，因为其形状已经经选择以预计在载荷条件(诸如与巡航飞行相关联的载荷条件)下发生的气动弹性变形。 [0049] 在后缘处，补偿襟翼212和未补偿襟翼具有相同的弦长。在前缘处，未补偿襟翼214比补偿襟翼212更向前延伸。在一个实施例中，能够选择襟翼的前缘以改善低速度空气动力学性能。 [0050] 在区位216、218和220处示出两条横截面曲线中的一些差异。在区位216处的两条曲线之间的距离为约0.27英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和0.5英寸之间。在后缘区位218附近的两条曲线的差异为约0.1英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和0.5英寸之间。最后，与未补偿襟翼相比，补偿襟翼212的前缘更圆，并且两条曲线之间的距离为约0.55英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1英寸之间。 [0051] 图4B示出在中间线208处襟翼的横截面曲线轮廓230。在中间线处，与补偿襟翼234相比，现在未补偿襟翼232的高度更高。补偿襟翼234的宽度也更长，因为补偿襟翼234的前缘比未补偿襟翼延伸得更远。在后缘238处，襟翼间隔约0.58英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1英寸之间。进一步地，在区位256处，襟翼间隔约0.34英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1英寸之间。在前缘区位240处，襟翼约为0.49英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1英寸之间。 [0052] 图4C示出在IB线206处补偿襟翼252和未补偿襟翼254的横截面曲线轮廓。补偿襟翼252同样地高于未补偿襟翼254。在前缘处，未补偿襟翼254比补偿襟翼252延伸得更远并且低于补偿襟翼252。在后缘处，补偿襟翼和未补偿襟翼彼此靠近。 [0053] 在前缘260处，襟翼间隔约0.7英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1.5英寸之间。在区位256处，襟翼间隔约0.45英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和1英寸之间。在后缘处，襟翼间隔约0.18英寸。在一个实施例中，距离在0英寸和0.5英寸之间。因为数字能够根据以下而变化：用于构造机翼和襟翼的材料、襟翼在机翼上的区位、机翼和襟翼的大小、飞机的重量、选择的巡航条件、襟翼与机翼的连接区位以及机翼和襟翼中的每个的内部结构，所以这些数字仅出于说明目的而被提供并且并不意在进行限制。 [0054] 在先前段落中，尺寸仅出于说明的目的而被提供并且并不意在进行限制。尺寸是基于模拟的预测。进一步地，尺寸是专用的，并且能够根据本文所述的方法被应用于的机翼或其它空气动力学表面的刚度和大小而显著变化。 [0055] 图5A和图5B是将在不同飞行条件下襟翼的前缘的形状与完工形状进行比较的在两个不同区位处的横截面。完工形状对应于以上关于图3、图4A、图4B和图4C描述的补偿形状。在该示例中，已经选择了完工形状以预计在飞行期间能够发生的气动弹性力。完工形状还能够表示在未受载荷条件下(诸如当包括襟翼的飞机在地面上时)的襟翼的形状。襟翼能够经配置处于缩回位置和未缩回位置。在一个实施例中，在地面上时襟翼能够处于缩回位置。 [0056] 在图5A和图5B中，将完工形状与1g水平巡航条件下的襟翼的形状进行比较。襟翼能够用作后缘可变弯度系统的一部分。因此，在巡航条件下，通过后缘可变弯度(TEVC)系统的运动范围分析襟翼形状。 [0057] 在图5A中，将在OB线210(参见图3)处的前缘襟翼形状308a、308b和308c与完工形状306进行比较。还在IB线206处预测与图5A所示的结果类似的结果。前缘襟翼形状308a、308b和308c对应于后缘可变弯度系统中的襟翼的三个位置。具体地，曲线312b是襟翼向上， 312c是襟翼向下，并且312a是标称位置。飞行条件是在指定的高度、飞机重量和重量分布下的1g巡航(飞机不爬升或下降)。重量分布能够取决于飞机经选择携带的多少人员、多少货物和多少燃料，以及质量位于飞机上的区位。 [0058] 在图5A中，示出相对于密封件304定位的襟翼形状，该密封件304联接到机翼的后缘中的支撑件302。如上所述，在一些条件(诸如标称巡航条件)下，襟翼适当地密封以维持空气动力学性能能够是重要的。例如，在巡航条件下，机翼的后缘和襟翼的前缘之间的空气流动能够增加拖拽和燃料消耗。因此，适当的密封是期望的。 [0059] 在未受载荷的条件下(诸如在地面上)，完工形状306不符合密封件304。在高升力装置表面能够缩回和未缩回的情况下，当完工形状306处于缩回状态时能够发生该未密封条件。这与图2所示的传统襟翼设计不同，其中机械轨道系统迫使前缘在该区位处符合密封件。与完工形状相比，在巡航时在三个不同的示出的TEVC位置处的形状308a、308b和308c被迫使向下并且符合密封件。因此，在这些选择的飞行条件下保持了空气动力学性能。 [0060] 在图5B中，示出在中间线208(参见图3)处相对于密封件304定位的在未受载荷条件下(诸如在地面上)的完工襟翼形状310，以及在三种不同的巡航条件下襟翼的形状312a、312b和312c。完工襟翼形状310在中间线处密封。在巡航条件下，与未受载荷的襟翼相比，襟翼延伸进入密封件304的距离较小。然而，在巡航条件中的每种条件下，襟翼符合密封件 304。 [0061] 如关于图5A所示，未受载荷的襟翼在IB和OB端部处不密封。因此，当未受载荷时，随着距中间线的距离增加，未受载荷的襟翼移动远离密封件304直到最终失去接触。因此，当未受载荷时，未受载荷的襟翼部分密封。如图5A和图5B所示，当未受载荷时，襟翼朝向中间线向下屈曲并在端部(OB和IB线)处向上延伸。因此，当未受载荷和在襟翼不被偏转的中立位置时，襟翼的部分能够在与襟翼相邻的机翼的后缘之上延伸。 [0062] 由于在巡航条件下的气动弹性效应，襟翼在两个端部处向下移动，并且在中间部分处向上移动，即，襟翼变直。因此，襟翼在襟翼的长度上相当均匀地符合密封件。如果襟翼形状不针对气动弹性效应进行补偿，即初始形状是平坦未受载荷的，那么在巡航条件下，襟翼将在中间向上屈曲并在中间线处向下屈曲。因此，在巡航时将不获得密封。 [0063] 在特定的实施例中，使用高升力装置表面和密封机构的方法能够包括：1)在其中安装高升力装置表面和密封机构的飞机上，在第一飞行条件下操作飞机，其中高升力装置表面接收第一气动载荷，使得高升力装置表面呈现(takeon)不抵靠密封机构密封或抵靠密封机构部分地密封的第一形状，2)在第二飞行条件下操作飞机，其中高升力装置表面接收第二气动载荷，使得高升力装置表面呈现与密封机构形成密封的第二形状。在特定实施例中，第一飞行条件能够在起飞之前、起飞期间、着陆期间或着陆之后发生。在另一实施例中，第二飞行条件能够在巡航条件期间发生。在又一实施例中，高升力装置表面安装在飞机的机翼上。在进一步的实施例中，随着飞行条件从第一飞行条件连续地改变为第二飞行条件，高升力装置表面呈现在第一形状和第二形状之间的多种形状。接下来，关于图6论述设计襟翼(诸如以上关于图5A和图5B描述的襟翼)的方法。 [0064] 图6是根据本公开的一个方面的襟翼设计方法350的框图。在352中，确定初始机翼形状。初始机翼形状能够基于飞机的初始设计规范、性能要求和空气动力学模拟。在一些情况下，可以将三维初始机翼形状初始地指定为连续部件，而不具有建模的任何高升力装置表面或仅部分指定的高升力装置表面。用于设计初始机翼形状的空气动力学模拟可以涵盖从起飞和着陆到巡航条件的范围飞行条件。 [0065] 在354中，能够指定在初始机翼上的襟翼大小和区位。如果初始机翼形状是连续的并且不包括高升力装置表面，则能够移除初始机翼的一部分以容纳襟翼。进一步地，能够指定附接界面及其区位。附接界面包括允许襟翼附接到机翼并相对于机翼移动的硬件。例如，在图2中，襟翼被示出为具有允许襟翼附接到机翼的固定部分的两个铰链连接器。图2中还示出铰链连接器的区位及其相关联的结构。 [0066] 此外，能够指定襟翼的运动范围。运动范围能够影响附接界面的设计，诸如襟翼围绕其旋转的轴线与襟翼的底部的距离以及需要以容纳襟翼组件的在机翼上的整流罩。当襟翼用于后缘可变弯度系统时，运动范围还能够包括与该系统相关联的襟翼位置。如上所述，能够设计完工襟翼形状，以确保襟翼在与后缘可变弯度系统相关联的不同位置中适当地密封。 [0067] 在356中，能够选择初始襟翼形状。例如，初始襟翼形状能够经选择以大体上遵循其中移除襟翼的机翼的形状。与襟翼的前缘相邻的机翼的固定部分的后缘能够为相对平坦的垂直表面。然而，如上所述，襟翼的前缘能够被圆化。襟翼的前缘能够经成形以改善襟翼的空气动力学性能。图3、图4A、图4B和图4C中未补偿襟翼是可以被利用的初始襟翼形状的说明。 [0068] 在358中，能够指定机翼结构和材料。机翼结构能够包括如蒙皮、翼肋、翼梁和桁条这样的部件及其相关联区位的规范。诸如铝(一般的金属)、复合材料或其组合的材料能够用于构造机翼。机翼结构影响在施加的气动载荷下机翼将扭曲和弯曲的程度。指定的机翼结构和材料能够被用于有限元分析，以确定在气动载荷下襟翼的变形。 [0069] 在360中，能够与关于机翼的类似的方式指定襟翼结构和材料。因为如以下这样的因素，所以襟翼的内部结构与机翼不同：襟翼经设计以进行移动、襟翼不携带燃料、襟翼经受与机翼不同的载荷，并且襟翼在离散的区位处附接到机翼。因此，襟翼的刚度能够与机翼不同。因此，襟翼的气动弹性响应与机翼不同。指定的襟翼结构和材料能够被用于有限元分析，以确定在气动载荷下襟翼的变形。 [0070] 在362中，能够指定一种或多种飞行条件和飞机重量分布。这些条件影响机翼和襟翼的气动弹性响应。具体地，气动弹性响应的量级能够随条件的变化而变化。能够在多种不同的条件下进行模拟和实验测试，以确定襟翼的气动弹性是否令人满意地在期望的操作界限内。 [0071] 作为示例，在巡航高度为35000英尺时，波音777的典型巡航速度为约0.84马赫(554MPH)。根据型号，操作空机重量能够在300000磅到400000磅之间变化。根据型号，最大起飞重量能够在545000磅和775000磅之间变化。根据型号，最大着陆重量能够在445000磅和557000磅之间。因此，对于任何的特定飞机型号，能够将在特定飞行条件下的燃料和货物载荷指定为针对机翼和襟翼的测试界限的一部分。 [0072] 在364中，能够确定在指定的飞行条件下的机翼和襟翼的形状。例如，指定的飞行条件能够为在飞机受到大于其空机重量的一定重量的载荷的情况下的巡航。能够确定机翼和襟翼上的气动载荷的数值模拟，并且然后能够确定机翼和襟翼的变形量。如上所述，变形量取决于诸如气动载荷、飞机重量、机翼和襟翼的结构以及机翼和襟翼的初始未受载荷的三维形状的这样的因素。 [0073] 在一些实施例中，因为随着机翼和襟翼变形，气动载荷能够改变，所以能够多次重复该过程。例如，基于使用机翼和襟翼的初始形状确定的气动载荷，能够确定机翼和襟翼的第二形状。然后，使用机翼和襟翼的第二形状，能够确定新的气动载荷。基于新的气动载荷，能够确定第二形状到第三形状的变形。能够重复该迭代过程，直到机翼和襟翼的形状在特定的条件集合下收敛到特定的形状。 [0074] 能够在选择的飞行条件中的每种条件下重复该过程。在该示例中，初始未受载荷的形状是相同的。然而，以耦合的方式考虑形状对空气动力学和空气动力学对形状的影响。因此，过程的迭代性质。在替代实施例中，可以不考虑形状改变对空气动力学的影响。 [0075] 在366中，能够执行检查以确定在模拟条件下襟翼的形状是否诸如以关于图5A和图5B描述的方式与密封件进行接触。如果襟翼不密封，在372中，能够确定新的襟翼形状。例如，当由于气动弹性效应襟翼在一个方向上弯曲而不密封。襟翼形状可以在其未受载荷状态下在相反的方向上进行调整，以减轻该影响。类似地，如果由于气动弹性效应襟翼在一个方向上扭曲并且扭曲阻止密封，则能够在相反的方向上扭曲初始的襟翼形状以减轻该影响。 [0076] 在一个实施例中，除了调整襟翼的形状之外，还能够调整襟翼上的附接点的区位。例如，能够将附接区位移动得更远或更靠近在一起。在又一实施例中，可以改变襟翼的内部结构或在襟翼中使用的材料，诸如以使襟翼在某些区位中的刚性较大或较小。内部结构的改变能够影响襟翼变形的程度和位置。因此，可以改善密封性能。在进一步的实施例中，可以调整密封件的形状、区位和/或大小以改善襟翼的密封特性。 [0077] 在368中，能够确定襟翼的形状是否符合制造约束的确定。例如，能够指定机翼/襟翼界面处的襟翼的斜率在某种程度上连续，即机翼的后缘处的机翼的斜率和与机翼的后缘相邻的襟翼的斜率可以在彼此的一定百分比(诸如5％)之内。在另一示例中，能够指定机翼的后缘和与机翼的后缘相邻的襟翼之间的高度差在某一指定的余量之内。在又一示例中，能够指定襟翼不将密封件向下推动大于一定量。在进一步的示例中，能够指定在到机翼的附接点处的载荷小于某一最大值。在又一示例中，能够指定襟翼的前缘和后缘襟翼之间的距离保持在某一最小距离之上并且在某一最大距离以下。 [0078] 在372中，如果不符合制造约束，则能够调整襟翼的形状。例如，能够调整襟翼的形状，使其变形为更好地匹配机翼的后缘的斜率的形状。作为另一示例，能够调整襟翼的形状以减小在到机翼的附接点处的载荷。 [0079] 在370中，如果襟翼密封并且符合制造约束，则能够在各种飞行条件下确定机翼和襟翼组合的空气动力学性能。该分析能够涉及在诸如起飞或着陆的各种条件下执行机翼和襟翼的模拟。进一步地，能够用在各种位置(诸如向下延伸以着陆)的襟翼执行模拟。 [0080] 气动约束能够在某种程度上独立于密封约束。例如，能够调整襟翼的形状，使得在其中襟翼完全被密封是不重要的飞行条件下空气动力学性能更好。因此，只要在期望的条件(诸如巡航条件)下经调整的形状密封，就可以对襟翼稍作调整以改善空气动力学性能。例如，可以使襟翼的前缘更圆以改善空气动力学性能。 [0081] 在374中，如果襟翼密封、符合制造约束并符合气动约束，则可固定襟翼的完工几何结构。复合襟翼内置在夹具中。因此，能够指定夹具形状。夹具形状是能够安装在飞行器上的未受载荷的形状。接下来，关于图7和图8描述能够包括在图6中设计的襟翼的飞行器的一些细节。 [0082] 飞行器应用的示例 [0083] 现在描述图7所示的飞行器制造和使用方法400以及图8所示的飞行器500，以更好地说明本文呈现的过程和系统的各种特征。机身托架支撑组件能够用于飞行器寿命的任何阶段，诸如原型设计、制造、操作和维护。如上所述，托架支撑组件设计能够用于支撑其他类型的物体，并且不限于仅支撑飞机机架。例如，在制造期间，托架支撑组件能够用于支撑罐或火箭部分。 [0084] 在预生产期间，飞机制造和使用方法400可以包括飞行器500的规格和设计404以及物料采购406。生产阶段涉及飞行器500的部件和子组件制造408以及系统集成410。系统集成也能够在材料采购406之前发生。以上关于图1至图6描述了用于飞行器500的高升力装置表面(诸如后缘襟翼)的规格和设计的方面。该方法能够应用于其它高升力装置表面，并且仅出于说明的目的提供后缘襟翼的示例。此后，飞行器500可以通过认证和交付412以便投入使用414。在由客户使用时，飞行器500经安排进行例行维护和维修416(其还可以包括修改、重新配置、翻新等)。虽然本文描述的实施例一般涉及商用飞行器的维修，但是它们可以在飞行器制造和使用方法400的其他阶段实践。 [0085] 飞行器制造和使用方法400的过程中的每个可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如客户)执行或实行。出于该描述的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主要系统分包商；例如，第三方可以包括但不限于任何数量的卖主、分包商和供应商；运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等。 [0086] 如图8所示，通过图7中的飞行器制造和使用方法400生产的飞行器500可以包括具有多个高级系统520和内部522的飞机机架518。高级系统520的示例包括推进系统524、电气系统526、液压系统528和环境系统530中的一个或多个。可以包括任何数量的其他系统。例如，上述的襟翼设计可用作在图1中示出的空气动力学控制系统的一部分。 [0087] 可以在飞行器制造和使用方法400的阶段中的任何一个或多个阶段期间采用本文示出或描述的设备和方法。例如，可以以类似于在飞行器500在使用中时生产的部件或子组件的方式，来制作或制造对应于部件和子组件制造408的部件或子组件。此外，例如通过显著地加快飞行器500的组装或降低飞行器500的成本，在步骤408和410期间，可以利用设备、方法或其组合的一个或多个方面。类似地，例如但不限于在飞行器500在使用中(例如，维护和维修416)时，可以利用设备或方法实现或其组合的一个或多个方面。 [0088] 条款1.一种飞行器，该飞行器包括： [0089] 机翼(25)，该机翼包括机翼(25)的固定部分； [0090] 密封件(304)，该密封件联接到机翼(25)的固定部分并从机翼(25)的固定部分延伸； [0091] 高升力装置表面，该高升力装置表面联接到机翼(25)、具有完工形状，其中在不在飞行中时，呈完工形状的高升力装置表面部分地与密封件(304)接触，使得空气能够在密封件(304)和高升力装置表面之间流动，并且其中在一种或多种飞行条件下，高升力装置表面在气动力的作用下从完工形状变形为第二形状，使得呈第二形状的高升力装置表面完全接触密封件(304)，以阻止密封件(304)和高升力装置表面之间的空气流动。 [0092] 条款2.根据条款1所述的飞行器，其中高升力装置表面选自由以下组成的群组：副翼、襟副翼、扰流器、方向舵、升降舵、缝翼、襟翼和水平稳定器。 [0093] 条款3.一种用于飞行器的空气动力学系统，该空气动力学系统包括： [0094] 机翼(25)的固定部分； [0095] 密封件(304)，该密封件联接到机翼(25)的固定部分并从机翼(25)的固定部分延伸； [0096] 高升力装置表面，该高升力装置表面联接到机翼(25)、具有完工形状[0097] 其中，在不在飞行中时，呈完工形状的高升力装置表面不与密封件(304)接触或部分地与密封件(304)接触，使得空气能够在密封件(304)和高升力装置表面之间流动，并且其中在一个或多个飞行条件下，高升力装置表面在气动力的作用下从完工形状变形为第二形状，使得呈第二形状的高升力装置表面完全接触密封件(304)以阻止密封件(304)和高升力装置表面之间的空气流动。 [0098] 条款4.根据条款3所述的空气动力学系统，其中高升力装置表面的前缘经成形以改善高升力装置表面的空气动力学性能，同时维持其在一种或多种飞行条件下密封(304)的能力。 [0099] 条款5.根据条款3所述的空气动力学系统，其中高升力装置表面进一步包括允许高升力装置表面相对于机翼(25)的固定部分移动的一个或多个附接界面。 [0100] 条款6.根据条款3所述的空气动力学系统，其中高升力装置表面由复合材料、金属或其组合形成。 [0101] 条款7.根据条款3所述的空气动力学系统，其中高升力装置表面经配置缩回和未缩回，并且其中在不在飞行中时，高升力装置被缩回。 [0102] 条款8.一种产生高升力装置表面的方法，该方法包括： [0103] 确定机翼(25)的固定部分的形状和高升力装置表面的完工形状，其中高升力装置表面机械地联接到机翼(25)，使得高升力装置表面能够相对于机翼(25)移动，并且其中在机翼(25)的固定部分和高升力装置表面之间插入密封件(304)，以在飞行条件下阻止在密封件(304)和高升力装置表面之间的空气流动； [0104] 确定机翼(25)的第一结构和第一材料以及高升力装置表面的第二结构和第二材料；并且 [0105] 指定飞行条件；并且 [0106] 其中高升力装置表面的完工形状经成形从不在飞行中时的第一形状气动弹性地变形为在飞行中的第二形状，其中，在第一形状中，在高升力装置表面和密封件(304)之间存在间隙，并且其中在第二形状中，由于气动弹性变形，移除了高升力装置表面和密封件(304)之间的间隙。 [0107] 条款9.根据条款8所述的方法，其中襟翼联接到机翼(25)的固定部分的后缘。 [0108] 结论 [0109] 本文公开了包括各种部件、特征和功能的设备和方法的不同示例和方面。具体地，论述了与在飞行器上使用的机翼上的襟翼相关联的设备和方法。应当理解，本文公开的设备和方法的各种示例和方面可以包括以任何组合的本文公开的设备和方法的任何其他示例和方面的任何部件、特征和功能，并且所有这样的可能性旨在在本公开的精神和范围内。 [0110] 本公开所属领域的技术人员将会想到本文所阐述的公开内容的许多修改和其他示例，该许多修改和其他示例具有前述描述和相关联的附图中呈现的教导的益处。