CN103359285A

CN103359285A - 增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶

Info

Publication number: CN103359285A
Application number: CN2013101014609A
Authority: CN
Inventors: D·L·珀尔曼
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2012-03-27
Filing date: 2013-03-27
Publication date: 2013-10-23
Anticipated expiration: 2033-03-27
Also published as: EP2644502B1; EP2644502A3; CA2982999A1; US9446843B2; EP2644502A2; CA2982999C; BR102013007323A2; ES2741930T3; BR102013007323B1; CN103359285B; RU2631758C2; CA2798727A1; CA2798727C; RU2013113628A; US20130259681A1

Abstract

本发明提供了增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统和方法。旋翼桨叶包括内侧桨叶部分和联接到内侧桨叶部分的至少一个可控表面。通过独立于旋翼桨叶改变内侧桨叶部分的攻角，至少一个可控表面可操作以提高内侧桨叶部分的升力。

Description

增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶

技术领域

本公开的实施例一般涉及在流体动态表面上流动。更具体地，本公开的实施例涉及提高在流体动态表面上流动的流体动态特性。

背景技术

当直升飞机达到其最大前进速度时，直升飞机主要由于“后行桨叶失速”桨叶而具有前进速度限制并且该前进速度限制进一步导致“后行桨叶失速”。如果后行桨叶失速并且不产生足够的升力，可能产生直升飞机的非最优空气动力操作条件。

发明内容

本发明公开了增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统和方法。旋翼桨叶包括内侧桨叶部分和联接到内侧桨叶部分的至少一个可控表面。通过独立于旋翼桨叶改变内侧桨叶部分的攻角，可控表面可操作以提高内侧桨叶部分的升力。

以这种方式，本公开的各种实施例消除或减少后行旋翼桨叶失速的影响，并提高旋翼飞机的前进速度。通过这种方式，在直升飞机一侧上的升力能力增加提高直升飞机的前进速度。

在实施例中，增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统包括旋翼桨叶和至少一个可控表面。旋翼桨叶包括内侧桨叶部分。可控表面被联接到内侧桨叶部分，并通过独立于旋翼桨叶改变内侧桨叶部分的攻角以提高内侧桨叶部分的升力。

在另一实施例中，操作增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统以减少后行旋翼桨叶失速的影响的方法检测包括旋翼桨叶的旋翼飞机的高定向速度。该方法进一步设置联接到位于旋翼桨叶低速区域的旋翼桨叶的内侧桨叶部分的至少一个可控表面。

在进一步实施例中，提供旋翼桨叶的方法提供了包括内侧桨叶部分的旋翼桨叶。该方法进一步提供至少一个可控表面，该可控表面被联接到内侧桨叶部分，并通过独立于旋翼桨叶控制内侧桨叶部分的攻角而可操作地提高内侧桨叶部分的升力。

该发明内容被提供以简化形式介绍在下列详细说明中进一步描述的概念的选择。该发明内容不是旨在确定所要求保护的主题的关键特征或基本特征，也不是旨在用于帮助确定所要求保护的主题的范围。

附图说明

当结合下列附图进行考虑时，通过参考具体实施方式和权利要求书可以更完全地理解本公开的实施例，其中附图中类似参考数字代表相似元件。所提供的附图便于理解本公开，而不限制本公开的广度、深度、规模或适用性。附图不一定按比例绘制。

图1是示例性飞机生产和使用方法的流程图的图示。

图2是飞机的示例性框图的图示。

图3是根据本公开实施例的示例性直升飞机主旋翼的透视图的图示。

图4是根据本公开实施例的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统的示例性功能框图的图示。

图5是根据本公开实施例包括作为可控表面的后缘襟翼的旋翼桨叶结构的示例性透视图的图示。

图6是根据本公开实施例包括作为可控表面的后缘襟翼和前缘控制表面的旋翼桨叶结构的示例性透视图的图示。

图7是根据本公开实施例包括作为可控表面的后缘可伸展襟翼、后缘襟翼和前缘襟翼的旋翼桨叶结构的示例性透视图的图示。

图8是根据本公开实施例包括作为可控表面的后缘可伸展襟翼和后缘襟翼的旋翼桨叶结构的示例性透视图的图示。

图9是根据本公开实施例包括可控表面的旋翼桨叶的示例性透视图的图示。

图10是示出根据本公开实施例操作增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统的过程的流程图的图示。

图11是示出根据本公开实施例提供增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶的过程的示例性流程图的图示。

具体实施方式

下列具体实施方式本质上是示例性的，并且不是旨在限制本公开或本申请以及本公开实施例的使用。所提供的具体装置、技术和应用的说明仅作为示例。本文中所描述示例的修改对于在本领域的普通技术人员将是显而易见的，并且在不背离本公开的精神和范围的情况下，本文中定义的一般原则可以应用于其他示例和应用。此外，前述技术领域、背景技术、发明内容或下列具体实施方式中提出的任何明示或暗示理论不存在约束的目的。本公开应与权利要求书的范围一致，且不限于本文中所描述和示出的示例。

本公开的实施例可以根据功能和/或逻辑块组件和各种处理步骤在此进行描述。应理解的是，这样的块组件可以通过被配置执行指定功能的任意数量的硬件、软件和/或固件组件来实现。为了简洁起见，与系统的空气动力学、流体动力学、结构、控制表面、制造和其他功能方面（以及系统的独立操作组件）有关的常规技术和组件可能未在此详细描述。另外，在本领域中的技术人员将理解，本公开的实施例可以结合各种结构体一起实行，并且本文所描述的实施例仅仅是本公开的示例性实施例。

在实际的非限制性应用，即直升飞机桨叶的背景下，本公开的实施例在此进行描述。然而，本公开的实施例不限于这样的直升飞机桨叶应用，以及本文中所描述的技术也被使用于其他流体动力表面应用。例如，实施例可以适用于飞行器的其他升力表面，例如襟翼或尾部，飞机的控制表面，例如升降舵和副翼，发动机支架，风力涡轮机桨叶，利用液体，例如水，而不是空气的流体动力表面，帆船的帆，发动机螺旋桨、风车和其他应用。

在本技术领域的普通技术人员阅读本说明书后，对于其显而易见的是，下列是本公开示例和实施例且限于根据这些示例的操作。可以利用其他实施例并作出结构性改变而不背离本公开示例性实施例范围。

更具体地参考附图，本公开的实施例可以在如图1中所示的飞行器制造和使用方法100（方法100）以及如图2中所示的飞行器200的背景下进行描述。在预生产期间，示例性方法100可包括飞行器200的规格和设计104以及材料采购106。在生产期间，进行飞行器200的组件和子组件制造108以及系统集成110。其后，飞行器200可通过认证和交付112，以便被设置为使用114。当客户在使用时，飞行器200按计划进行日常维护和服务116（这也包括修改、重新配置、翻新等等）。

可以由系统集成商、第三方和/或操作者（例如，客户）执行或进行方法100的每一个过程。对于本说明书的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的卖方、分包商和供应商；以及操作者可以是但不限于航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织以及诸如此类。

如图2中所示，由示例性方法100生产的飞行器200可包括具有多个系统220的机身218和内部222。高级系统220的示例包括一个或多个推进系统224、电气系统226、液压系统228、环境系统230和增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统232。也可以包括任何数量的其他系统。虽然示出了航空航天示例，但是本公开的实施例可以被应用到其他行业。

在生产和使用方法100的一个或多个阶段期间可以采用本文实施的装置和方法。例如，对应于生产过程108的组件或子组件可以以与飞行器200在使用中时生产的组件或子组件类似的方式被制造或生产。另外，例如，通过充分加快飞行器200的组装或减少其成本，在生产阶段108和110期间可以利用装置实施例、方法实施例或其组合中的一个或多个。同样地，当飞行器200在使用时，装置实施例、方法实施例或其组合中的一个或多个可以被利用于，例如但不限于，维护和服务116。

本公开的实施例消除或减少后行旋翼桨叶失速的影响，并提高旋翼飞机的前进速度。通过这种方式，在直升飞机一侧上的升力能力增加提高直升飞机的前进速度。如果旋翼桨叶失速的可能性被消除或减少，在整个旋翼系统可以产生更大的推力。

图3是根据本公开实施例的示例性直升飞机主旋翼桨300的透视图的图示。直升飞机主旋翼桨300或旋翼桨系统300是一种类型的风扇，其用于产生支持直升飞机302重量的空气动力升力和抵消向前飞行的空气动力阻力的推力。每个（主）旋翼桨叶304被安装在联接到主旋翼轴316的翼梁310上，与沿尾梁308通过驱动轴和变速箱的组合连接的直升飞机尾桨306相对。直升飞机302通常包括可具有空气动力盖314的伸出主旋翼榖312的多个旋翼桨叶304。桨距通常是由连接在旋翼桨叶304和直升飞机飞行控制件（未示出）之间的旋转斜盘控制。

典型的直升飞机旋翼桨叶是单件同质单元，并被固定到联接到主旋翼轴316的主旋翼毂312。许多部件可以包括单件桨叶，其可以是，例如但不限于，直的具有从桨叶根部区320至末端326的扭曲，或其他桨叶构造。在操作中，旋翼桨叶304绕中心点，即主旋翼轴316（旋转轴316）旋转。从机械方面，在操作中，改变旋翼桨叶304的攻角，以增加或减少升力和推力。随着攻角在后行桨叶上减少以防止失速，升力通常也减少，这可以具有几乎与失速一样的影响，因为高的攻角通常促进失速。

由于旋翼桨叶304以放射状图案旋转，在旋翼桨叶304的最远点处的末端326（例如，距主旋翼轴316最远）获得远远大于最接近主旋翼轴316的旋翼桨叶304的最内侧部分318（内侧桨叶部分318）的旋转或切向速度。在离旋转轴316有一段距离的旋翼桨叶304上的点的线速度表示该点的旋转或切向速度。在旋翼桨叶304的最内侧部分318（内侧）位置上的切向或旋转速度与在相同旋翼桨叶304上的末端326（外侧）位置相比更低。在高前进速度，当旋翼桨叶304的旋转角后行时，旋翼桨叶304的攻角一般被整体减少。根据本公开的实施例，如果旋翼桨叶304的攻角被整体减少，且如果旋翼桨叶304的另一部分的攻角被增加（例如，在桨叶根部区320和/或中间部分322），升力仍然可以产生，以保持在该侧上的升力和可控性。攻角的变化可以被引入，例如，在要求攻角的效果之前引入约90度的攻角的变化。

本公开的实施例提供可控表面328作为旋翼桨叶304的分隔部分的增强件。如在下面更详细说明，可控表面328独立于整个旋翼桨叶304移动和/或旋转，以提高在旋翼桨叶304的较慢内侧部分（如内侧桨叶部分318）的升力。较慢内侧部分包括旋翼桨叶304的最内侧部分。

图4是根据本公开实施例的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统400（系统400）的示例性功能框图的图示。系统400可以包括旋翼桨叶304，可控表面402，致动器406和控制器408。结合图3，下面以附加细节说明图4。

可控表面402（图3中328）被联接到旋翼桨叶304的内侧桨叶部分318，并经配置通过独立于旋翼桨叶304改变内侧桨叶部分318的攻角提高内侧桨叶部分318的升力。本公开的实施例提供多种可控表面，例如，作为旋翼桨叶304分隔部分的增强件的可控表面402，其将在图5-9的讨论背景下在下面进行说明。

致动器406可操作改变可控表面402的位置（例如，弯曲、偏转、改变形状），以响应致动命令。致动命令可以通过来自飞行员/操作员的输入，在自动化控制情况下来自控制器408的处理器模块410的预编程输入或其组合生成。通过这种方式，可控表面402独立于整个旋翼桨叶304移动/旋转，以提高在桨叶的较慢内侧部分的升力，其在图5-9的讨论背景下在下面更详细说明的最内侧部分318。

在一个实施例中，致动器406通过控制机构由控制器408控制，以根据下面说明的各种操作条件控制可控表面402的位置。在另一实施例中，控制器408可包括或作为控制器（被联接到飞机系统）被实现，以方便控制可控表面402的位置（例如，延伸、旋转和向上或向下移动）。

本领域技术人员已知的任何致动器可用于可控表面402的致动。例如但不限于，液压致动器、压电致动器、弹簧加载机构、反向流动闭锁机构、烟火致动器、形状记忆合金致动器或可被使用的其他致动器。

控制器408可包括，例如但不限于，处理器模块410、存储器模块412和其他模块。控制器408可被实施为，例如但不限于，用于增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统400的飞机系统、集中的飞机处理器、子系统计算模块中的一部分被实现，或其他实施方式。

控制器408经配置控制致动器406，以根据各种操作条件改变可控表面402的位置。操作条件可包括，例如但不限于，飞行条件或其他条件。飞行条件可包括，例如但不限于，起飞、巡航、进近、着陆或其他飞行条件。因此，操作条件可以包括，例如但不限于，高度、空速、马赫数、温度或其他参数。控制器408可以被设置为远离致动器406，或者可以被联接到致动器406。

处理器模块410包括经配置执行与系统400的操作相关联的功能、技术和处理任务的处理逻辑。特别地，处理逻辑经配置支持本文中所描述的系统400。例如，处理器模块410可根据各种飞行条件指示致动器406改变可控表面402的位置。处理器可指示致动器406移动至少一个可控表面402，以响应来自飞行员/操作员的输入或来自处理器模块410的预编程输入。

在操作中，处理器模块410检测包括旋翼桨叶304的直升飞机302（图3）的高定向速度。高定向速度被限定为直升飞机302是空载并可在原地盘旋时定向前进或保持位置可导致后行桨叶失速的空速。然后，处理器模块410指示该致动器406，以设置/激活联接到旋翼桨叶304的内侧桨叶部分318的至少一个可控表面402，其位于旋翼桨叶304的低旋转速度或低切线速度区域中。以这种方式，通过独立于旋翼桨叶304控制内侧桨叶部分318的攻角而提高在内侧桨叶部分318处的升力。处理器模块410可以基于旋翼桨叶304的旋转角控制攻角。

处理器模块410可以被实施或实现为具有用被设计为执行本文中所描述功能的通用处理器、内容可寻址存储器、数字信号处理器、专用集成电路、现场可编程门阵列、任何合适的可编程逻辑器件、离散门或晶体管逻辑、离散硬件组件或其任意组合。以这种方式，处理器可以被实现为微处理器、控制器、微控制器、状态机或诸类似装置。处理器也可以被实施为计算装置的组合，例如数字信号处理器和微处理器的组合、多个微处理器、结合数字信号处理器核心的一个或多个微处理器或任何其他此类配置。

存储器模块412可包括具有被格式化成支持系统400运行的存储器的数据存储区域。存储器模块412经配置存储、维护和提供支持系统400的功能性所需的数据。例如，存储器模块412可存储飞行配置数据、致动器命令信号或其他数据。

在实际实施例中，存储器模块412可包括，例如但不限于，非易失性存储装置（非易失性半导体存储器、硬盘装置、光盘装置等）、随机存取存储装置（例如，SRAM、DRAM），或本领域中已知的任何其他形式的存储介质。

存储器模块412可被联接到处理器模块410并经配置存储，例如但不限于数据库等。另外，存储器模块412可具有包含用于更新数据库的表的动态更新的数据库以及类似部分。存储器模块412也可存储由处理器模块410执行的计算机程序、操作系统、应用程序、用于执行程序的试验数据或其他应用。

存储器模块412可被联接到处理器模块410，以便处理器模块410可读取来自该存储器模块412的信息并将信息写入该存储器模块412。例如，处理器模块410可访问该存储器模块412，以获取飞机速度、飞行控制表面位置、攻角、马赫数、高度或其他数据。

作为示例，处理器模块410和存储器模块412可设置在各自的专用集成电路（ASIC）中。存储器模块412也可集成到处理器模块410中。在实施例中，存储器模块412可包括用于存储在由处理器模块410执行的指令的执行过程中的临时变量或其他中间信息的高速缓冲存储器。

图5是旋翼桨叶结构500的示例性透视图的图示，该旋翼桨叶结构500包括两个襟翼，例如，根据本公开实施例用作可控表面并分别显示在中间位置506和在致动位置508的后缘襟翼502和后缘襟翼504。后缘襟翼502包括内侧襟翼而后缘襟翼504包括跨中襟翼，其分别在内侧桨叶部分318（图3）处联接到旋翼桨叶304。后缘襟翼502和504分别被配置向上或向下移动以改变从前缘512到后缘514的攻角。后缘襟翼502和504的每个移动范围可以是，例如但不限于，约2度到约5度（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0度到约5度、约-5度到约5度（即，用于在两个方向上移动），或其他合适的移动范围。

图6是根据本公开实施例旋翼桨叶结构600的示例性透视图的图示，该旋翼桨叶结构600包括用作可控表面的后缘襟翼602、后缘襟翼604和前缘可控表面606。后缘襟翼602包括内侧襟翼，而后缘襟翼604包括跨中襟翼，其每个分别在内侧桨叶部分318处被联接到旋翼桨叶304的后缘610。后缘襟翼602和604分别被配置向上或向下移动以改变从前缘608到后缘610的攻角。后缘襟翼602和604的每个移动范围可包括，例如但不限于，约2度到约5度（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0度到约5度、约-5度到约5度（即，用于在两个方向上移动），或其他合适的移动范围。

前缘可控表面606在内侧桨叶部分318处被联接到旋翼桨叶304的前缘608。前缘可控表面606经配置以延伸从而提供旋翼桨叶304的翼面部分612的长度变化。在旋翼桨叶304的桨叶根部区域320附近，长度变化增加了从旋翼桨叶304的前缘608到其后缘610的距离（翼弦），例如，其几乎与福勒襟翼形状相同。前缘可控表面606的移动范围可包括，例如但不限于，约2度到约5度（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0度到约5度、约-5度到约5度（即，用于在两个方向上移动），或其他合适的移动范围。

图7是旋翼桨叶结构700的示例性透视图的图示，该旋翼桨叶结构700包括根据本公开实施例用作可控表面的后缘可伸展襟翼702、后缘襟翼704和前缘襟翼706。

后缘可伸展襟翼702包括内侧可伸展襟翼，而后缘襟翼704包括跨中襟翼，其每个分别在内侧桨叶部分318处被联接到旋翼桨叶304的后缘710。后缘可伸展襟翼702增加了从内侧桨叶部分318的前缘708到其后缘710的距离。

后缘可伸展襟翼702被配置通过位移而不是旋转延伸。后缘可伸展襟翼702的位移范围可包括，例如但不限于，约2英寸到约5英寸（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0英寸到约5英寸，或其他适合的位移范围。

后缘襟翼704经配置向上和向下旋转。后缘襟翼704的旋转范围可包括，例如但不限于，约2度到约5度或其他合适的旋转范围。

前缘襟翼706在内侧桨叶部分318处被联接到旋翼桨叶304的前缘708，并经配置向上和向下旋转。前缘襟翼706的旋转范围可包括，例如但不限于，约2度到约5度（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0度到约5度、约-5度到约5度（即，用于在两个方向上移动），或其他合适的旋转范围。

图8是根据本公开实施例旋翼桨叶结构800的示例性透视图的图示，该旋翼桨叶结构800包括用作可控表面并分别显示在位置806和808处的后缘可伸展襟翼802和后缘襟翼804。后缘可伸展襟翼802包括内侧可伸展襟翼，而后缘襟翼804包括跨中襟翼，其每个分别在内侧桨叶部分318处被联接到旋翼桨叶304的后缘810。

位置806和808分别示出在内缩位置和在延伸位置的后缘可伸展襟翼802。后缘可伸展襟翼802通过位移而不是旋转延伸。后缘可伸展襟翼802的位移范围可包括，例如但不限于，约2英寸到约5英寸（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0英寸到约5英寸，或其他合适的位移范围。

后缘襟翼804经配置向上和向下旋转。后缘襟翼804的旋转范围可包括，例如但不限于，约2度到约5度（例如，相对于旋翼桨叶304）、约0度到约5度、约-5度到约5度（即，用于在两个方向上移动），或其他合适的旋转范围。

图9是根据本公开实施例包括可控表面902的示例性旋翼桨叶900的图示。

可控表面902包括在内侧桨叶部分318处的部分旋翼桨叶304，并绕旋翼桨叶304的中性轴904向上或向下旋转。

图10是根据本公开实施例示出用于操作增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统400的过程1000的示例性流程图的图示。结合过程1000执行的各种任务可由软件、硬件、固件或其任何组合机械地执行。出于说明的目的，过程1000的下列说明可结合图3-9参考上面提到的元件。在实际实施例中，过程1000的部分可由旋翼桨叶304、可控表面402、致动器406、控制器等执行。过程1000可具有与图3-9中所示的实施例类似的功能、材料和结构。因此，共同特征、功能和元件可未在这里过多地说明。

过程1000可以开始于由控制器（例如，控制器408）检测包括旋翼桨叶（例如，旋翼桨叶304）的旋翼飞机（例如，直升飞机302）的高定向速度（任务1002）。如上所述，高定向速度被限定为直升飞机302是空载的并可以在原地盘旋时定向前进或保持位置可以导致后行桨叶失速的空速。高定向速度可包括，例如，在足以引起旋翼桨叶304转动面的速度差的方向上的速度。

过程1000可继续通过设置联接到位于旋翼桨叶304的低速度区域中的内侧桨叶部分，如旋翼桨叶304的内侧桨叶部分318，的至少一个可控表面，如可控表面328/402（任务1004）。低速度区域可包括，例如，速度接近旋翼桨叶304的失速速度的旋翼桨叶304的转动面的区域。低速度区域可包括，例如，旋转速度区域、切向速度区域，或其他低速度区域。

过程1000可继续通过独立于旋翼桨叶304控制内侧桨叶部分318的攻角来提高内侧桨叶部分318的升力（任务1006）。

过程1000可继续通过控制器408基于旋翼桨叶304的旋转角度控制攻角（任务1008）

过程1000可继续通过移动可控表面328/402，以响应来自飞行员的输入和来自处理器模块，如处理器模块410，的输入中的一个（任务1010）。

图11是根据本公开实施例示出用于提供增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶的过程的示例性流程图的图示。结合过程1100执行的各种任务可由软件、硬件、固件，或其任意组合机械地执行。出于说明的目的，过程1100的下列说明可结合图3-9参考上面提到的元件。在实际实施例中，部分的过程1100可由旋翼桨叶304、可控表面402、致动器406、控制器408等执行。过程1100可具有与图3-9所示的实施例类似的功能、材料和结构。因此，共同的特征、功能和元件可能未在这里过多地说明。

过程1100可开始通过提供包括内侧桨叶部分，如内侧桨叶部分318，的旋翼桨叶，如旋翼桨叶304（任务1102）。

过程1100可继续通过提供至少一个可控表面，如可控表面402，其联接到内侧桨叶部分318，并通过独立于旋翼桨叶304控制内侧桨叶部分318的攻角以可操作地提高内侧桨叶部分318的升力（任务1104）。

过程1100可继续通过提供可控表面402，其包括，例如但不限于，可操作绕中性轴，如旋翼桨叶304的中性轴，旋转的旋翼桨叶304的可旋转部分、前缘襟翼706、后缘襟翼502/504/602/604、可操作增加从内侧部分318的前缘708到其后缘710距离的后缘可伸展襟翼702，以及联接到内侧桨叶部分318的前缘608并可操作以扩展从而提供旋翼桨叶304的翼面部分612的长度变化的前缘可控表面606（任务1106）。

通过这种方式，本公开的各种实施例消除或减少后行旋翼桨叶失速的影响，并提高旋翼飞机的前进速度。以这种方式，在直升飞机一侧上的升力能力增加以提高直升飞机的前进速度。

虽然在前面详细说明中已经呈现了至少一个示例性实施例，但应该理解的是，存在着大量的变化。还应该理解的是，示例性实施例或本文所描述的多个实施例并不意在以任何方式限制主题的范围、适用性或配置。相反，前面的详细说明将提供本领域技术人员用于执行实施例或多个实施例的方便的途径。应该理解的是，在不背离权利要求书所规定的范围的情况下，可以对元件的功能和布置仅各种改变，其中包括在提交本专利申请时已知的对等物和可预见的对等物。

上述说明参考“连接”或“联接”在一起的元件或节点或零件。如这里所使用，除非另有明确说明，否则，“连接”是指一个元件/节点/零件直接地接合到（或直接连通）另一元件/节点/零件，并且不一定是机械地接合。同样地，除非另有明确说明，否则，“联接”是指一个元件/节点/零件直接或间接地接合到（或者直接或间接地连通）另一元件/节点/零件，并且不一定是机械地接合。因此，虽然图3-9描述了元件的示例性布置，但是额外的中间元件、装置、零件或组件可以出现在本公开的实施例中。

除非另有明确说明，否则本文件中所使用的术语和短语以及其变化应被理解为开放式的，与限制相反。作为上述情况的示例：术语“包括”应理解为“包括，但不限于”等等；术语“示例”用于提供讨论项的示例性实例，而不是其详尽的或限制性的清单；以及形容词，如“常规的”、“传统的”、“正常的”、“标准的”、“已知的”和具有类似含义的术语不应该被理解为将项限制到给定时间段或限制成截至给定时间可用的项，而是应该被解读为包含可用的或现在已知的或在未来任何时间的常规、传统、正常或标准技术。

同样地，用连词“和”连接的一组项不应被解读为规定这些项中的每一项出现在该编组，而是除非明确说明，否则应被解读为“和/或”。同样，用连词“或”连接的一组项不应被解读为规定该组之间的相互排斥性，而是除非明确说明，否则应被解读为“和/或”。此外，虽然公开的各项、元件或组件可以用单数形式被描述或要求，但是复数形式被考虑在其范围内，除非明确规定先限于单数形式。

扩大词和短语的出现，如“一个或多个”、“至少”、“但不限于”或在一些情况下的其他类似短语，不得被理解为意思较窄的情况是在此类扩大短语可能出现的情况下是被计划或要求的。当术语“约”指一个数值或范围时，其意在包含由在进行测量时会出现的实验误差产生的值。

如本文所用，除非另有明确说明，否则，“可操作的”是指能够被使用、装配或可供使用或服务，可用于特定目的并能够执行本文或所需的功能。关于系统和装置，术语“可操作的”是指系统和/或装置是功能齐全且充分校准的，其包括用于并满足适用的可操作性要求的元件，以在被激活时执行功能。

Claims

1.一种增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其包括：

旋翼桨叶（304），其包括内侧桨叶部分（318）；以及

至少一个可控表面（402），其被联接到所述内侧桨叶部分（318），并可操作以通过独立于所述旋翼桨叶（304）改变内侧桨叶部分（318）的攻角而提高所述内侧桨叶部分（318）的升力。

2.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中至少一个可控表面（402）包括襟翼（502/504,602/604,704/706,804）和可伸展襟翼（702/802）中的一个。

3.根据权利要求2所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述可伸展襟翼（702）增加从所述内侧桨叶部分（318）的前缘（708）到后缘（710）的距离。

4.根据权利要求2所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述襟翼（502/504,602/604,704/706,804）被联接到所述内侧桨叶部分（318）的前缘（512/608/708）和所述内侧桨叶部分（318）的后缘（514/610/710/810）中的一个。

5.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述至少一个可控表面（402/902）包括可操作为绕所述旋翼桨叶（304）的中性轴（904）旋转的所述旋翼桨叶（304）的可旋转部分。

6.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其进一步包括可操作为控制所述至少一个可控表面（402）的攻角的处理器模块（410）。

7.根据权利要求6所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述处理器模块（410）进一步可操作为基于所述旋翼桨叶（304）的旋转角控制所述攻角。

8.根据权利要求6所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中：

所述旋翼桨叶（304）包括多个可控表面（402）；以及

所述处理器模块（410）可操作为独立地为每个所述可控表面（402）改变所述攻角。

9.根据权利要求6所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述处理器模块（410）进一步可操作为响应于来自飞行员的输入和来自所述处理器模块（410）的输入中的一个来控制所述攻角。

10.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述内侧桨叶部分（318）位于所述旋翼桨叶（304）的低速区域。

11.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述至少一个可控表面（402）包括：

联接到所述内侧桨叶部分（318）的后缘（514/610/710/810）的襟翼（502/504,602/604,704/706,804）；以及

联接到所述内侧桨叶部分（318）的所述后缘（710/810）的可伸展襟翼（702/802）。

12.根据权利要求11所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述至少一个可控表面（402）进一步包括联接到所述内侧桨叶部分（318）的前缘（708）的前缘襟翼（706）。

13.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述至少一个可控表面（402）包括：

前缘可控表面（606），其被联接到所述内侧桨叶部分（318）的前缘（608），并可操作为伸展以提供所述旋翼桨叶（304）的翼面部分（612）的长度变化。

14.根据权利要求1所述的增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统，其中所述至少一个可控表面（402）进一步包括联接到所述内侧桨叶部分（318）的后缘（514）的两个襟翼（502/504）。

15.一种用于操作增强性能的旋翼飞机旋翼桨叶系统以减少后行旋翼桨叶失速的影响的方法，该方法包括：

检测包括旋翼桨叶（304）的旋翼飞机（302）的高定向速度；以及

设置被联接到位于所述旋翼桨叶（304）的低速区域的所述旋翼桨叶（304）的内侧桨叶部分（318）的至少一个可控表面（328/402）。

16.根据权利要求15所述的方法，其进一步包括通过独立于所述旋翼桨叶（304）控制内侧桨叶部分（318）的攻角来提高所述内侧桨叶部分（318）的升力。

17.根据权利要求16所述的方法，其进一步包括基于所述旋翼桨叶（304）的旋转角控制所述攻角。

18.根据权利要求16所述的方法，其进一步包括移动所述至少一个可控表面（402）以响应来自飞行员的输入和来自处理器模块（410）的输入中的一个。

19.一种提供旋翼桨叶的方法，其包括：

提供包括内侧桨叶部分（318）的旋翼桨叶（304）；以及

提供至少一个可控表面（402），其被联接到所述内侧桨叶部分（318），并可操作为通过独立于所述旋翼桨叶（304）控制内侧桨叶部分（318）的攻角而提高所述内侧桨叶部分（318）的升力。

20.根据权利要求19所述的方法，其进一步包括提供从一组中选择的所述至少一个可控表面（402），该组包括：可操作为绕所述旋翼桨叶（304）的中性轴（904）旋转的所述旋翼桨叶（304）的可旋转部分、前缘襟翼（706）、后缘襟翼（502/504/602/604/704/804）、可操作为增加从所述内侧桨叶部分（318）的前缘（708）到后缘（710）的距离的可伸展襟翼（702）以及联接到所述内侧桨叶部分（318）的前缘（608）并可操作为扩展以提供所述旋翼桨叶（304）的翼面部分（612）的长度变化的前缘可控表面（606）。