CN102745326A - 有源格尼襟翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及有源格尼襟翼。根据本发明中公开的实施例，一种格尼襟翼组件包括致动器和连接至致动器的挠性主体，主体具有用于移入机翼压力侧面的气流内和从中移出的下垂襟翼，其中挠性主体响应致动器的动作而挠曲。这样可以提高旋翼桨叶、机翼或翼型桨叶的升力。

Description

有源格尼襟翼

技术领域

本申请涉及格尼襟翼，并且更具体地涉及有源格尼襟翼。

背景技术

格尼襟翼是一种从机翼后缘区域伸出的小平突片。通常格尼襟翼被设置为与翼型的压力侧表面成直角，并且向上伸出最高至翼弦的2%。弦向位置在从机翼前缘测量时通常位于0.9弦到机翼最后缘之间。这种机翼后缘可以提高翼型升力。

格尼襟翼通过增加机翼压力侧面上的压力来工作，该压力会增加升力，并且格尼襟翼可以在利用所得升力的赛车、直升机旋翼、水平稳定器和高阻力航空器中使用。

格尼襟翼通常会增大阻力系数，特别是在小迎角下更是如此，不过对于厚翼型，已经有阻力减小的报道。如果根据边界层厚度来合理地设置襟翼大小，那么就有可能在总体的升力与阻力比方面获得净收益。

发明内容

根据本文中公开的一个实施例，一种格尼襟翼组件包括致动器和连接至致动器的挠性主体，主体具有用于移入机翼压力侧面上的气流内和从中移出的下垂襟翼，其中挠性主体响应致动器的动作而挠曲。

根据本文中公开的进一步的实施例，一种用于旋转翼航空器的格尼襟翼组件具有机翼，机翼具有压力侧面、吸力侧面、后缘以及在压力侧面和吸力侧面之间的中空部分。中空部分靠近机翼的后缘。致动器被设置在机翼的中空部分内。致动器连接至挠性主体，挠性主体被示出为连接至机翼的压力侧面，但是如果连接至吸力侧面也仍然能够完成必要的任务。挠性主体响应于致动器而挠曲以将下垂襟翼移入压力侧面的气流内和从中移出。

根据本文中公开的更进一步的实施例，一种用于控制旋转翼航空器性能的方法包括以下步骤：提供具有压力侧面和吸力侧面的机翼，在机翼内设置致动器，使连接至压力侧面的挠性主体响应于致动器的动作而挠曲以将下垂襟翼移入机翼压力侧面的气流内和从中移出。

附图说明

根据以下对公开的非限制性实施例的详细说明，各种特征对本领域技术人员来说将变得显而易见。详细说明内容的附图可以简要介绍如下：

图1示出了示例性的直升机。

图2示出了图1中直升机的旋转翼的实施例。

图3示出了图2中局部用虚线表示的飞机机翼以及格尼襟翼组件的剖视图。

图4示出了图3处于收回位置时的侧视图。

图5示出了图4一侧格尼襟翼的展开视图。

具体实施方式

图1示意性地示出了具有主旋翼系统12的旋转翼航空器10的示例。航空器10包括机身14，具有安装了尾旋翼系统18例如反扭矩系统的延伸机尾16。主旋翼组件12由一台或多台发动机E通过主变速箱(示意性地以T表示)围绕旋转轴线A驱动。主旋翼系统12包括安装至旋翼毂H的多个旋翼桨叶组件20。尽管在公开的非限制性实施例中图解和介绍了一种特定的直升机结构，但是其他的结构和/或机械例如装有辅助平移推进系统的高速复合旋转翼航空器，反向共轴双旋翼系统型航空器，涡浆式、倾转旋翼式和倾转机翼式航空器也均可受益于本发明。

参照图2，旋翼组件12中的每一个旋翼桨叶组件20通常都包括根部22、中间部24、尖部26和尖盖28。每一个旋翼桨叶部分22,24,26,28均可限定特定的翼型几何形状以使旋翼桨叶的空气动力特性具体地适合沿着旋翼桨叶叶展的速度增加。旋翼桨叶尖部26可以包括下反角形状，不过任何成角度和不成角度的形状例如上反角（cathedral）、鸥形、弯曲形以及其他非直线的形状均可受益于本发明。

旋翼桨叶部分22-28在旋转轴线A和尖盖28的远端30之间界定出主旋翼桨叶组件20的叶展R以使任何径向位置均可表示为桨叶半径的百分比x/R。旋翼桨叶组件20在前缘32和后缘34之间界定出纵向顺桨轴线P。前缘32和后缘34之间的距离界定出主元件弦长C。

现参照图3，示出了格尼襟翼组件50的透视图。直升机机翼75具有压力侧面85、吸力侧面80、放置在压力侧面85和吸力侧面80之间的支撑梁或支撑桁90、前缘92和后缘95。

格尼襟翼组件50被设置在支撑梁90后方的压力侧面85和吸力侧面80之间，并且具有致动器100、控制器105、致动器输出件110例如由致动器100往复移动的活塞杆。控制器105可以靠近致动器100定位或者远离致动器100定位。致动器输出件110具有眼端装配零件111，其装在轭架组件115的耳部113内并且由穿过耳部113和眼端装配零件111的销钉114锚定于轭架组件。致动器100可以通过加入合适的贝尔（bell）起重机机构(未示出)而沿叶展方向安装。

轭架组件115具有一对倾斜臂120，还有中央支撑件125从耳部113伸出穿过倾斜臂120并且连接至垂直设置的底部支撑件130。如本实施例所示，底部支撑件130具有三组凸块140，销钉145从中穿过连接格尼襟翼150的突起135。

格尼襟翼150具有挠性主体155，其具有连接至机翼75的压力侧面85的前缘157，正如以下要介绍的那样。挠性主体155具有从其接近于后缘95的后缘161向下延伸的襟翼160。格尼襟翼150被设置在压力侧面85中的矩形切口或狭缝163内。刷式密封件170或类似结构被设置在延伸襟翼160的任意一侧以使碎屑进入压力侧面85和吸力侧面80之间的腔室171内的通道最小化（见图4、5）。这样的碎屑可能会破坏致动器100或控制器105或格尼襟翼组件50。尽管是在机翼的压力侧面上示出，但是襟翼也可以连接至机翼中包括吸力侧面在内的其他区域。

现参照图4，示出了图3中的格尼襟翼组件处于收回位置时的侧视图。在该位置，致动器输出件110被收回，由此向前拉动眼端装配零件111，从而将格尼襟翼150向上拉入机翼75内，以使格尼襟翼组件50在收起位置将其襟翼边缘160拉出沿机翼75的压力侧面85行进的气流。挠性主体155的前缘157通过粘合剂或其他合适的方式例如铆接等被连接至压力侧面85的内表面。在致动器100线性移动致动器输出件110时，轭架组件115将该动作转化为挠性主体155围绕其与机翼75的压力侧面相连的前缘157连接处的旋转动作。这种旋转动作促使襟翼移入切口163内和展开时从中移出。

参照图5和图3，在激活位置(例如展开位置)，致动器100向翼尾推动轭架组件115，由此促使支腿120和支撑件125向前和向下以将襟翼边缘160推入经过沿着机翼75的后缘95的狭缝的气流内。

第一位置传感器195被示意性地安装在致动器输出件110周围以通知控制器105关于襟翼160通过格尼襟翼组件50所处的位置。另外，与控制器105通信的第二可选传感器190被靠近格尼襟翼150的边缘195设置。如果机翼75遇到过量弯曲或其他力矩，那么第二传感器190就允许控制器微调格尼襟翼150的位置，并且如果它或第一传感器195故障，那么第二传感器190可以提供一定的冗余度。第一和第二传感器195,190与控制器105相结合就允许航空器10快速调节襟翼160的位置以允许直升机机翼75提供期望的或者甚至是放大的工作模式。致动器100被设计用于提供正弦操作或具有在运动间的稳定保持状态的完全收起/展开。例如，如果控制是整体性的，那么展开的襟翼160可以允许机翼75提供相对于不具有展开襟翼160的机翼而言更高的升力，并且收起的襟翼对机翼75的功能影响最小。如果控制是周期性的，那么致动器100在控制器105的命令下可以调节襟翼160向内和向外以匹配机翼75所需的周期性动作并且如果襟翼160被展开，那么甚至可以通过提供更高的升力而放大机翼75的动作。控制器105可以比较来自第一传感器195和第二传感器190的信号以检验襟翼160是否实际处于期望位置并且可以重置轭架组件150以将襟翼160安置在期望位置。类似地，航空器10内的第二控制器305(参见图1)可以比较控制器105的输出与机翼75或航空器10的预期性能并指示控制器105定位轭架组件115以定位襟翼160从而满足所需的性能。

挠性主体150和襟翼160由挠性材料例如薄金属或复合材料等制成。襟翼160的刚性可以通过加入局部加强件而增强。薄金属或其他复合材料可以自由弯曲以允许致动器100移动格尼襟翼而不会在机翼75的表面内产生变形或起伏。

组件可以在直升机旋翼桨叶主控和高次谐波应用中使用。而且，多个格尼襟翼组件可以被装入旋翼桨叶的叶展内以提供冗余。

上述说明是示范性的而并不受其中限制的约束。本文中公开了各种非限制性的实施例，但是，本领域普通技术人员应该意识到根据以上教导得到的各种修改和变形均应落入所附权利要求的保护范围内。因此应该理解本公开在所附权利要求的保护范围内可以不同于所具体描述的方式实施。为此，应该研读所附权利要求以确定正确的保护范围和内容。

Claims (20)

1.一种格尼襟翼组件，所述襟翼组件包括：

致动器，和

挠性主体，所述主体具有用于移入机翼压力侧面的气流内和从中移出的下垂襟翼，

其中所述挠性主体响应所述致动器的动作而挠曲。

2.如权利要求1所述的组件，进一步包括：

用于命令所述致动器的控制器，和

用于确定所述致动器位置的第一传感器，所述第一传感器与所述控制器通信。

3.如权利要求2所述的组件，进一步包括：

靠近所述襟翼设置的第二传感器，用于确定所述襟翼的位置并且与所述控制器通信。

4.如权利要求2所述的组件，进一步包括与所述控制器通信的第二控制器，所述第二控制器比较机翼的性能并指令所述控制器响应于这样的比较来定位所述襟翼。

5.如权利要求1所述的组件，进一步包括：

沿所述挠性主体或下垂襟翼的边缘的密封件。

6.如权利要求1所述的组件，进一步包括将所述致动器连接至所述挠性主体的轭架。

7.如权利要求6所述的组件，其中所述轭架包括一对臂和连接所述臂的支撑件，所述支撑件连接至所述挠性主体。

8.如权利要求6所述的组件，其中所述致动器通过可旋转连接方式连接至所述轭架。

9.一种用于旋转翼航空器的格尼襟翼组件，包括：

机翼，机翼具有压力侧面、吸力侧面、后缘以及在所述压力侧面和所述吸力侧面之间并且靠近所述机翼的所述后缘的中空部分，

设置在所述机翼的所述中空部分内的致动器，以及

连接至所述致动器的挠性主体，所述主体具有用于移入所述压力侧面的气流内和从中移出的襟翼，并且

其中所述挠性主体响应所述致动器的动作而挠曲。

10.如权利要求9所述的组件，其中所述挠性主体被设置在所述机翼的所述压力侧面内的切口或狭缝中。

11.如权利要求9所述的组件，进一步包括：

用于命令所述致动器的控制器，和

用于确定所述致动器位置的第一传感器，所述第一传感器与所述控制器通信。

12.如权利要求11所述的组件，进一步包括：

靠近所述襟翼设置的用于确定所述襟翼位置的第二传感器，所述第二传感器与所述控制器通信。

13.如权利要求9所述的组件，进一步包括将所述致动器连接至所述挠性主体的轭架。

14.如权利要求13所述的组件，其中所述轭架包括一对臂和连接所述臂的支撑件，所述支撑件连接至所述挠性主体。

15.如权利要求9所述的组件，其中所述致动器通过可旋转连接方式连接至所述轭架。

16.如权利要求9所述的组件，进一步包括比较所述襟翼的位置数据与所述航空器的性能并且响应于所述航空器的性能提供信号以改变所述襟翼的位置的控制器。

17.一种用于控制旋转翼航空器性能的方法，所述方法包括：

提供具有压力侧面和吸力侧面的机翼，

在所述机翼内设置致动器，

使连接至所述压力侧面的挠性主体响应于所述致动器的动作而挠曲以将下垂襟翼移入所述机翼的所述压力侧面的气流内和从中移出。

18.如权利要求17所述的方法，进一步包括：

由第一传感器测量所述致动器的第一位置。

19.如权利要求18所述的方法，进一步包括：

由第二传感器测量所述襟翼的第二位置；并且

比较所述襟翼的所述第一位置与所述襟翼的所述第二位置。

20.如权利要求17所述的方法，进一步包括：

由控制器比较所述襟翼的位置数据与所述航空器的性能；并且

响应于所述航空器的性能向所述控制器提供信号以改变所述襟翼的位置。

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