專利名稱：有源格尼襟翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請涉及格尼襟翼，并且更具體地涉及有源格尼襟翼。
背景技術(shù)：
格尼襟翼是一種從機翼后緣區(qū)域伸出的小平突片。通常格尼襟翼被設(shè)置為與翼型的壓力側(cè)表面成直角，并且向上伸出最高至翼弦的2%。弦向位置在從機翼前緣測量時通常位于0. 9弦到機翼最后緣之間。這種機翼后緣可以提高翼型升力。格尼襟翼通過增加機翼壓力側(cè)面上的壓力來工作，該壓力會增加升力，并且格尼襟翼可以在利用所得升力的賽車、直升機旋翼、水平穩(wěn)定器和高阻力航空器中使用。格尼襟翼通常會增大阻力系數(shù)，特別是在小迎角下更是如此，不過對于厚翼型，已經(jīng)有阻力減小的報道。如果根據(jù)邊界層厚度來合理地設(shè)置襟翼大小，那么就有可能在總體的升力與阻力比方面獲得凈收益。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本文中公開的一個實施例，一種格尼襟翼組件包括致動器和連接至致動器的撓性主體，主體具有用于移入機翼壓力側(cè)面上的氣流內(nèi)和從中移出的下垂襟翼，其中撓性主體響應致動器的動作而撓曲。根據(jù)本文中公開的進一步的實施例，一種用于旋轉(zhuǎn)翼航空器的格尼襟翼組件具有機翼，機翼具有壓力側(cè)面、吸力側(cè)面、后緣以及在壓力側(cè)面和吸力側(cè)面之間的中空部分。中空部分靠近機翼的后緣。致動器被設(shè)置在機翼的中空部分內(nèi)。致動器連接至撓性主體，撓性主體被示出為連接至機翼的壓力側(cè)面，但是如果連接至吸力側(cè)面也仍然能夠完成必要的任務。撓性主體響應于致動器而撓曲以將下垂襟翼移入壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出。根據(jù)本文中公開的更進一步的實施例，一種用于控制旋轉(zhuǎn)翼航空器性能的方法包括以下步驟提供具有壓力側(cè)面和吸力側(cè)面的機翼，在機翼內(nèi)設(shè)置致動器，使連接至壓力側(cè)面的撓性主體響應于致動器的動作而撓曲以將下垂襟翼移入機翼壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出。



根據(jù)以下對公開的非限制性實施例的詳細說明，各種特征對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說將變得顯而易見。詳細說明內(nèi)容的附圖可以簡要介紹如下
圖I示出了示例性的直升機。圖2示出了圖I中直升機的旋轉(zhuǎn)翼的實施例。圖3示出了圖2中局部用虛線表示的飛機機翼以及格尼襟翼組件的剖視圖。圖4示出了圖3處于收回位置時的側(cè)視圖。圖5示出了圖4 一側(cè)格尼襟翼的展開視圖。
具體實施例方式圖I示意性地示出了具有主旋翼系統(tǒng)12的旋轉(zhuǎn)翼航空器10的示例。航空器10包括機身14，具有安裝了尾旋翼系統(tǒng)18例如反扭矩系統(tǒng)的延伸機尾16。主旋翼組件12由一臺或多臺發(fā)動機E通過主變速箱(示意性地以T表示)圍繞旋轉(zhuǎn)軸線A驅(qū)動。主旋翼系統(tǒng)12包括安裝至旋翼轂H的多個旋翼槳葉組件20。盡管在公開的非限制性實施例中圖解和介紹了一種特定的直升機結(jié)構(gòu)，但是其他的結(jié)構(gòu)和/或機械例如裝有輔助平移推進系統(tǒng)的高速復合旋轉(zhuǎn)翼航空器，反向共軸雙旋翼系統(tǒng)型航空器，渦漿式、傾轉(zhuǎn)旋翼式和傾轉(zhuǎn)機翼式航空器也均可受益于本發(fā)明。
參照圖2，旋翼組件12中的每一個旋翼槳葉組件20通常都包括根部22、中間部24、尖部26和尖蓋28。每一個旋翼槳葉部分22，24，26，28均可限定特定的翼型幾何形狀以使旋翼槳葉的空氣動力特性具體地適合沿著旋翼槳葉葉展的速度增加。旋翼槳葉尖部26可以包括下反角形狀，不過任何成角度和不成角度的形狀例如上反角(cathedral)、鷗形、彎曲形以及其他非直線的形狀均可受益于本發(fā)明。旋翼槳葉部分22-28在旋轉(zhuǎn)軸線A和尖蓋28的遠端30之間界定出主旋翼槳葉組件20的葉展R以使任何徑向位置均可表示為槳葉半徑的百分比x/R。旋翼槳葉組件20在前緣32和后緣34之間界定出縱向順槳軸線P。前緣32和后緣34之間的距離界定出主元件弦長C?，F(xiàn)參照圖3，示出了格尼襟翼組件50的透視圖。直升機機翼75具有壓力側(cè)面85、吸力側(cè)面80、放置在壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間的支撐梁或支撐桁90、前緣92和后緣95。格尼襟翼組件50被設(shè)置在支撐梁90后方的壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間，并且具有致動器100、控制器105、致動器輸出件110例如由致動器100往復移動的活塞桿。控制器105可以靠近致動器100定位或者遠離致動器100定位。致動器輸出件110具有眼端裝配零件111，其裝在軛架組件115的耳部113內(nèi)并且由穿過耳部113和眼端裝配零件111的銷釘114錨定于軛架組件。致動器100可以通過加入合適的貝爾(bell)起重機機構(gòu)(未示出)而沿葉展方向安裝。軛架組件115具有一對傾斜臂120，還有中央支撐件125從耳部113伸出穿過傾斜臂120并且連接至垂直設(shè)置的底部支撐件130。如本實施例所示，底部支撐件130具有三組凸塊140，銷釘145從中穿過連接格尼襟翼150的突起135。格尼襟翼150具有撓性主體155，其具有連接至機翼75的壓力側(cè)面85的前緣157，正如以下要介紹的那樣。撓性主體155具有從其接近于后緣95的后緣161向下延伸的襟翼160。格尼襟翼150被設(shè)置在壓力側(cè)面85中的矩形切口或狹縫163內(nèi)。刷式密封件170或類似結(jié)構(gòu)被設(shè)置在延伸襟翼160的任意一側(cè)以使碎屑進入壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間的腔室171內(nèi)的通道最小化(見圖4、5)。這樣的碎屑可能會破壞致動器100或控制器105或格尼襟翼組件50。盡管是在機翼的壓力側(cè)面上示出，但是襟翼也可以連接至機翼中包括吸力側(cè)面在內(nèi)的其他區(qū)域?，F(xiàn)參照圖4，示出了圖3中的格尼襟翼組件處于收回位置時的側(cè)視圖。在該位置，致動器輸出件110被收回，由此向前拉動眼端裝配零件111，從而將格尼襟翼150向上拉入機翼75內(nèi)，以使格尼襟翼組件50在收起位置將其襟翼邊緣160拉出沿機翼75的壓力側(cè)面85行進的氣流。撓性主體155的前緣157通過粘合劑或其他合適的方式例如鉚接等被連接至壓力側(cè)面85的內(nèi)表面。在致動器100線性移動致動器輸出件110時，軛架組件115將該動作轉(zhuǎn)化為撓性主體155圍繞其與機翼75的壓力側(cè)面相連的前緣157連接處的旋轉(zhuǎn)動作。這種旋轉(zhuǎn)動作促使襟翼移入切口 163內(nèi)和展開時從中移出。參照圖5和圖3，在激活位置(例如展開位置)，致動器100向翼尾推動軛架組件115，由此促使支腿120和支撐件125向前和向下以將襟翼邊緣160推入經(jīng)過沿著機翼75的后緣95的狹縫的氣流內(nèi)。第一位置傳感器195被示意性地安裝在致動器輸出件110周圍以通知控制器105關(guān)于襟翼160通過格尼襟翼組件50所處的位置。另外，與控制器105通信的第二可選傳感器190被靠近格尼襟翼150的邊緣195設(shè)置。如果機翼75遇到過量彎曲或其他力矩，那么第二傳感器190就允許控制器微調(diào)格尼襟翼150的位置，并且如果它或第一傳感器195故障，那么第二傳感器190可以提供一定的冗余度。第一和第二傳感器195，190與控制器105相結(jié)合就允許航空器10快速調(diào)節(jié)襟翼160的位置以允許直升機機翼75提供期望的或者甚至是放大的工作模式。致動器100被設(shè)計用于提供正弦操作或具有在運動間的穩(wěn)定保持狀態(tài)的完全收起/展開。例如，如果控制是整體性的，那么展開的襟翼160可以允許機翼75提供相對于不具有展開襟翼160的機翼而言更高的升力，并且收起的襟翼對機翼75的功能影響最小。如果控制是周期性的，那么致動器100在控制器105的命令下可以調(diào)節(jié)襟翼160向內(nèi)和向外以匹配機翼75所需的周期性動作并且如果襟翼160被展開，那么甚至可以通過提供更高的升力而放大機翼75的動作?？刂破?05可以比較來自第一傳感器195和第二傳感器190的信號以檢驗襟翼160是否實際處于期望位置并且可以重置軛架組件150以將襟翼160安置在期望位置。類似地，航空器10內(nèi)的第二控制器305 (參見圖I)可以比較控制器105的輸出與機翼75或航空器10的預期性能并指示控制器105定位軛架組件115以定位襟翼160從而滿足所需的性能。撓性主體150和襟翼160由撓性材料例如薄金屬或復合材料等制成。襟翼160的剛性可以通過加入局部加強件而增強。薄金屬或其他復合材料可以自由彎曲以允許致動器100移動格尼襟翼而不會在機翼75的表面內(nèi)產(chǎn)生變形或起伏。組件可以在直升機旋翼槳葉主控和高次諧波應用中使用。而且，多個格尼襟翼組件可以被裝入旋翼槳葉的葉展內(nèi)以提供冗余。上述說明是示范性的而并不受其中限制的約束。本文中公開了各種非限制性的實施例，但是，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員應該意識到根據(jù)以上教導得到的各種修改和變形均應落入所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)。因此應該理解本公開在所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)可以不同于所具體描述的方式實施。為此，應該研讀所附權(quán)利要求以確定正確的保護范圍和內(nèi)容。權(quán)利要求
1.一種格尼襟翼組件，所述襟翼組件包括 致動器，和 撓性主體，所述主體具有用于移入機翼壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出的下垂襟翼， 其中所述撓性主體響應所述致動器的動作而撓曲。
2.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括 用于命令所述致動器的控制器，和 用于確定所述致動器位置的第一傳感器，所述第一傳感器與所述控制器通信。
3.如權(quán)利要求2所述的組件，進一步包括 靠近所述襟翼設(shè)置的第二傳感器，用于確定所述襟翼的位置并且與所述控制器通信。
4.如權(quán)利要求2所述的組件，進一步包括與所述控制器通信的第二控制器，所述第二控制器比較機翼的性能并指令所述控制器響應于這樣的比較來定位所述襟翼。
5.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括 沿所述撓性主體或下垂襟翼的邊緣的密封件。
6.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括將所述致動器連接至所述撓性主體的軛架。
7.如權(quán)利要求6所述的組件，其中所述軛架包括一對臂和連接所述臂的支撐件，所述支撐件連接至所述撓性主體。
8.如權(quán)利要求6所述的組件，其中所述致動器通過可旋轉(zhuǎn)連接方式連接至所述軛架。
9.一種用于旋轉(zhuǎn)翼航空器的格尼襟翼組件，包括 機翼，機翼具有壓力側(cè)面、吸力側(cè)面、后緣以及在所述壓力側(cè)面和所述吸力側(cè)面之間并且靠近所述機翼的所述后緣的中空部分， 設(shè)置在所述機翼的所述中空部分內(nèi)的致動器，以及 連接至所述致動器的撓性主體，所述主體具有用于移入所述壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出的襟翼，并且 其中所述撓性主體響應所述致動器的動作而撓曲。
10.如權(quán)利要求9所述的組件，其中所述撓性主體被設(shè)置在所述機翼的所述壓力側(cè)面內(nèi)的切口或狹縫中。
11.如權(quán)利要求9所述的組件，進一步包括 用于命令所述致動器的控制器，和 用于確定所述致動器位置的第一傳感器，所述第一傳感器與所述控制器通信。
12.如權(quán)利要求11所述的組件，進一步包括 靠近所述襟翼設(shè)置的用于確定所述襟翼位置的第二傳感器，所述第二傳感器與所述控制器通信。
13.如權(quán)利要求9所述的組件，進一步包括將所述致動器連接至所述撓性主體的軛架。
14.如權(quán)利要求13所述的組件，其中所述軛架包括一對臂和連接所述臂的支撐件，所述支撐件連接至所述撓性主體。
15.如權(quán)利要求9所述的組件，其中所述致動器通過可旋轉(zhuǎn)連接方式連接至所述軛架。
16.如權(quán)利要求9所述的組件，進一步包括比較所述襟翼的位置數(shù)據(jù)與所述航空器的性能并且響應于所述航空器的性能提供信號以改變所述襟翼的位置的控制器。
17.一種用于控制旋轉(zhuǎn)翼航空器性能的方法，所述方法包括提供具有壓力側(cè)面和吸力側(cè)面的機翼， 在所述機翼內(nèi)設(shè)置致動器， 使連接至所述壓力側(cè)面的撓性主體響應于所述致動器的動作而撓曲以將下垂襟翼移入所述機翼的所述壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出。
18.如權(quán)利要求17所述的方法，進一步包括 由第一傳感器測量所述致動器的第一位置。
19.如權(quán)利要求18所述的方法，進一步包括 由第二傳感器測量所述襟翼的第二位置；并且 比較所述襟翼的所述第一位置與所述襟翼的所述第二位置。
20.如權(quán)利要求17所述的方法，進一步包括 由控制器比較所述襟翼的位置數(shù)據(jù)與所述航空器的性能；并且 響應于所述航空器的性能向所述控制器提供信號以改變所述襟翼的位置。
全文摘要
本發(fā)明涉及有源格尼襟翼。根據(jù)本發(fā)明中公開的實施例，一種格尼襟翼組件包括致動器和連接至致動器的撓性主體，主體具有用于移入機翼壓力側(cè)面的氣流內(nèi)和從中移出的下垂襟翼，其中撓性主體響應致動器的動作而撓曲。這樣可以提高旋翼槳葉、機翼或翼型槳葉的升力。
文檔編號B64C9/16GK102745326SQ201210114039
公開日2012年10月24日 申請日期2012年4月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月18日
發(fā)明者P.R.布魯爾, R.R.拉瓦爾, S.肖爾科特 申請人:克拉弗哈姆有限公司