CN103786875B - 流体横越致动器 - Google Patents

Abstract

本发明提供自旋转流体横越致动器的系统和方法。涡轮机响应流体流旋转，且外圆柱体具有喷射流体流的纵向狭槽。内圆柱体响应所述涡轮机的旋转在外圆柱体内旋转，且所述内圆柱体的至少一个螺旋狭槽喷射流体流到纵向狭槽中。

Description

流体横越致动器

技术领域

本公开实施例一般涉及流体动力设计。更具体地，本公开实施例涉及流体致动器的设计。

背景技术

流动控制能够被用于利用流体源，例如来自发动机或专用压缩机的放气，来增强升力性能。来自流体源的气流是从飞机跨机翼或襟翼顶部沿大体气流方向被喷射出来的。喷射的气流施加动量到机翼或襟翼上的空气流。该动量引起气流更好地遵循机翼或襟翼的表面。因此，绕包括机翼或襟翼的整个机翼增加了循环流动，且获得更高的升力。

然而，目前的气流控制方法要求相当量的喷射气流从而实现有意义的设计目标。飞机发动机能够被用来供应空气以便由来自发动机内部的“排出”压缩空气致动，但设计目标要求相当量的排出空气。发动机排出空气的使用影响飞机发动机的尺寸和效率。排出空气的需求越大，则要求的飞机发动机越大且越重。越大且越重的飞机发动机导致飞机毛重和飞机发动机成本增加。此外，排气要求减小飞机发动机的效率。可替换地，单独的空气压缩机也能够结合管道输送系统被使用从而供应空气用于致动。然而，加入单独的空气压缩机也导致额外的重量。

发明内容

本发明提供了自旋转流体横越致动器的系统和方法。涡轮机响应流体流而旋转，且具有纵向狭槽的外圆柱体喷射流体流。内圆柱体响应涡轮机的旋转在外圆柱体内旋转，且内圆柱体的至少一个螺旋狭槽将流体流喷射到纵向狭槽中。

自旋转流体横越致动器系统使用流体源，从而经涡轮机而非电动马达提供流动致动和旋转内圆柱体的机构二者。自旋转流体横越致动器系统使用涡轮而非电动马达，因而显著减小自旋转流体横越致动器系统的实施复杂性。与现有系统相比，自旋转流体横越致动器系统包括如下优点，例如但不限于：具有较低的重量，不需要电源，显著减小可能的非最优闪电条件，由于较少的部件而简化整个致动机构，减小泄露可能，减少维护，以及其他优点。

在实施例中，自旋转流体横越致动器包括涡轮机、外圆柱体和内圆柱体。涡轮机响应流体流而旋转，外圆柱体包括纵向狭槽，其喷射流体流。内圆柱体响应涡轮机的旋转在外圆柱体内旋转，并包括喷射流体流到纵向狭槽中的至少一个螺旋狭槽。

在另一个实施例中，构造自旋转流体横越致动器的方法构造涡轮机从而响应流体流旋转。该方法进一步包括构造外圆柱体中的纵向狭槽，并构造纵向狭槽从而喷射流体流。该方法进一步包括构造在内圆柱体中至少一个螺旋狭槽，并构造内圆柱体从而响应涡轮机的旋转在外圆柱体内旋转。该方法进一步构造至少一个螺旋狭槽从而喷射流体流到纵向狭槽中。

在进一步的实施例中，操作自旋转流体横越致动器的方法响应流体流旋转涡轮机。该方法进一步响应涡轮机的旋转而旋转包括在外圆柱体内的至少一个螺旋狭槽的内圆柱体，该外圆柱体包括纵向狭槽。该方法进一步喷射流体流到至少一个螺旋狭槽中，并将流体流喷射出纵向狭槽。

本发明涉及自旋转流体横越致动器，其可包括：可响应流体流操作的涡轮机；包括可操作喷射流体流的纵向狭槽的外圆柱体；响应涡轮机旋转可操作在外圆柱体内旋转并包括可操作喷射流体流到纵向狭槽的至少一个螺旋狭槽的内圆柱体。自旋转流体横越致动器也可包括流体动力表面，其包括耦连到外圆柱体并可操作在流体动力表面上喷射流体流的喷射狭槽。至少一个螺旋狭槽可包括在流体动力表面上扫过的周期性流体流。涡轮机可包括具有多个径向涡轮机叶瓣的轴向涡轮机。涡轮机可包括一个下列项：轴向涡轮机、分离式/分轴涡轮机(split turbine)、切向涡轮机、周向涡轮机、组合带歧管轴向/周向涡轮机、螺旋涡轮机、延伸内圆柱体长度的内向肋条。自旋转流体横越致动器也可包括流体流旁通，其可操作成绕涡轮机引导流体流的旁通部分；以及可汇合旁通部分和内圆柱体中的流体流。涡轮机可包括流体流旁通。自旋转流体横越致动器也可包括：第二外圆柱体，其包括可操作喷射流体流的第二纵向狭槽；以及可操作响应涡轮机的旋转在第二外圆柱体内旋转并包括至少一个第二螺旋狭槽从而喷射流体流到第二纵向狭槽的第二内圆柱体。螺旋狭槽可包括一个或更多绕内圆柱体的完全回转/满圆。

本发明可涉及构造自旋转流体横越致动器的方法，其可包括构造涡轮机响应流体流旋转；构造外圆柱体中的纵向狭槽；构造纵向狭槽从而喷射流体流；在内圆柱体中构造至少一个螺旋狭槽；构造内圆柱体从而响应涡轮机旋转在外圆柱体内旋转；以及构造至少一个螺旋狭槽从而喷射流体流到纵向狭槽中。该方法也可包括在外圆柱体内耦连内圆柱体。该方法也可包括耦连外圆柱体到流体动力表面，其包括喷射可操作在流体动力表面上喷射流体流的狭槽。该方法也可包括构造外圆柱体，以便纵向狭槽对齐和交叠流体动力表面下面的喷射狭槽。该方法也可包括在流体动力表面上侧上构造喷射狭槽。该方法也可包括耦连涡轮机到内圆柱体。

本发明可涉及操作自旋转流体横越致动器的方法，其可包括响应流体流旋转涡轮机；响应涡轮机的旋转而旋转包括在外圆柱体内的至少一个螺旋狭槽的内圆柱体，外圆柱体包括纵向狭槽；喷射流体流到至少一个螺旋狭槽；以及将流体流喷射出纵向狭槽。该方法也可包括通过涡轮机引入流体流到内圆柱体中。该方法也可包括当纵向狭槽和至少一个螺旋狭槽重合时通过纵向狭槽和喷射狭槽导引流体流。该方法也可包括经流体流旁通绕涡轮机引导流体流的旁通部分；以及在内圆柱体中再汇合旁通部分和流体流。涡轮机也可包括流体流旁通。

提供发明内容是为了引入选择简化形式的概念，其将在下面详细描述中进一步说明。发明内容不是为了识别所要求的主旨的关键特征或基本特征，也不是为了用作确定所要求主旨的保护范围。

附图说明

本公开实施例的更完整的理解可结合附图，通过参考具体实施例和权利要求获得，其中所有附图中相似的标识号表示相似元素。提供附图从而促进理解本公开，而不是限制本公开的宽度、保护范围、比例或可应用性。附图不必按比例绘出。

图1是示例性飞机生产和使用方法的流程图。

图2示出飞机示例性方框图。

图3是根据本发明实施例的示例性方框图，其示出自旋转流体横越致动器系统。

图4是根据本公开实施例的飞机示例性俯视图。

图5是根据本公开实施例的飞机襟翼和机翼中示例性流体横越致动器系统的示图。

图6是根据本公开实施例的飞机机翼的示例性后透视图。

图7是根据本公开实施例的示图，其示出着落过程中部署/展开的机翼襟翼段中安装的流体横越致动器。

图8是根据本公开实施例包括切向涡轮机的示例性流体横越致动器的不同示图。

图9是根据本公开实施例的在着落过程中部署的机翼襟翼段中安装的双流体横越致动器的构型。

图10是根据本公开实施例的图9中示例性双流体横越致动器的不同示图。

图11是根据本公开实施例的包括分离式涡轮机的图9中示例性双流体横越致动器的不同示图。

图12是根据本公开实施例的示例性旁通切向进口系统的示图。

图13是根据本公开实施例包括轴向涡轮机的示例性流体横向致动器的示图。

图14和图14继续是根据本公开实施例的示例性流程图，其示出构造自旋转横越致动器系统的过程。

图15是根据本公开实施例的示例性流程图，其示出操作自旋转横越致动器系统的过程。

图16是根据本公开的平台的横截面示图。

图17和图18是根据本公开实施例的自旋转流体横越致动器的致动模式。

图19-22是根据本公开实施例的飞机机翼部件上横越空气喷气。

具体实施方式

下面的详细描述本质上是示例性的，而不是为了限制本公开和本申请，且使用本公开的实施例。具体装置、技术和应用的描述仅作为例子提供。对这里描述的例子的修改对本领域技术人员来说是显而易见的，且这里定义的一般原理可应用于其他例子和应用，而不偏离本公开的精神和保护范围。本公开应与权利要求的范围一致，而不局限于这里所述和所示的例子。

本公开的实施例可根据功能和/或逻辑块组件以及不同处理步骤描述。应该理解，这类逻辑块组件可由经构造执行特定功能的任何数目的硬件、软件和/或固件组件实现。为了简洁，涉及空气动力学、流体致动、交通工具结构、流体动力学、飞行控制系统和这里所述系统其他功能方面的传统技术和组件(以及系统的任何操作组件)可不详细描述。此外，本领域技术人员将理解，本公开实施例可结合不同硬件和软件实施，且这里所述实施例仅是本公开的示例性实施例。

本公开的实施例是以非限制性应用描述的，也就是飞机机翼。然而，本公开的实施例不限于这类飞机机翼应用，且这里所述的技术也可用于其他应用。例如但不限于，实施例可应用于水翼、风力涡轮机、潮汐力涡轮机或可通过流体移动的其他流体动力体。

如本领域技术人员在阅读了本说明后将理解的那样，下面是本公开的例子和实施例，且不限于根据这些例子操作。其他实施例也可使用，且可不偏离本公开示例性实施例的保护范围作出结构变化。

更具体地参考附图，本公开的实施例是结合如图1所示的示例性飞机制造和使用方法100(方法100)和如图2所示的飞机200描述的。在预生产过程中，方法100可包括飞机200的规格和设计104，以及材料采购106。在生产过程中，进行部件和子组件制造108(过程108)以及飞机200的系统集成110。然后，飞机200可经历认证和交付112，以便投入使用114。在由客户使用时，制定了飞机200的日常维护和维修116(其也可包括改进、重构、翻新等等)。

方法100的每个过程可由系统集成商、第三方和/或运营商(如，客户)执行或进行。为了说明，系统集成商可包括，例如但不限于，任何数目的飞机制造商和主系统分承包商；第三方可包括，例如但不限于，任何数目的卖方、分承包商和供应商；以及运营商可包括，例如但不限于，航空公司、租赁公司、军队实体、维护组织；等等。

如图1所示，由方法100制造的飞机200可包括具有多个系统220和内部222的机身218。系统220的高级系统的例子包括一个或更多推进系统224、电气系统226、液压系统28、环境系统230以及流体横越致动器系统232。也可包括任何数目的其他系统。虽然示出了航空例子，但本公开的实施例可应用于其他工业。

这里实施的设备和方法可在方法100的任何一个或更多阶段实施。例如，相应于过程108生产的部件或子组件可以类似于飞机200在使用时所生产的组件或子组件相似的方式制造或生产。此外，一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合可在过程108和系统集成110的生产过程中使用，例如，通过显著加速飞机200的组装或减少其成本。类似地，可在飞机200在使用时，使用一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合，例如但不限于用于维护和维修116。

图3是根据本公开实施例的自旋转流体横越致动器系统(系统300)的示例性示意方框图。系统300不意味着对可实施的不同实施例的方式的物理或架构限制。除了和/或取代所示组件的其他组件也可使用。某些实施例中某些组件不是必须的。而且，提供的方框是为了示出某些功能组件。当在不同实施例中实施时，一个或更多这些方框可以结合和/或分成不同方框。

系统300可包括平台302、控制表面306、流体横越致动器310、涡轮机320以及流体源322。

平台302也可以包括但不限于有人驾驶的飞机(如，固定翼或旋翼飞行器)、轮船、舰艇、潜水艇、路面交通工具(如，汽车)、机器人交通工具、自动机器人交通工具或其他能够移动通过流体(例如但不限于水、空气或类似流体)的交通工具。平台302可包括流体动力表面，如控制表面306。

控制表面306可包括但不限于副翼、襟翼、缝翼(slat)、阻流板(spoiler)、空气制动器和/或其他合适的控制表面。在图3中所示的实施例中，控制表面306包括喷射狭槽326。喷射狭槽326包括控制表面306中的开口。喷射狭槽326可沿控制表面306在展向方向346上延伸。如这里所用，展向方向346与控制表面的展向相关。例如，展向方向346包括机翼从飞机机身延伸的方向。控制表面306包括位于控制表面306内的流体横越致动器310。

在某些实施例中，控制表面306可包括襟翼。控制表面306可包括，例如但不限于Krueger襟翼、简单襟翼、分离式襟翼、Fowler襟翼、开缝襟翼、简单铰链襟翼和/或其他合适类型的襟翼。此外，一个或更多流体横越致动器310可被实现在平台302的不同的升力表面和控制表面中。例如，一个或更多流体横越致动器310可被实现在升力表面中，如机翼或控制表面，如平台302的水平稳定器。

流体横越致动器310可包括一个或更多致动系统。例如，可使用大量致动系统，以便横跨控制表面306的整个长度。流体横越致动器310包括外圆柱体312和内圆柱体316。流体横越致动器310被构造成使用流体源322提供流动致动和旋转涡轮机320的机构，因而旋转内圆柱体316。自旋转流体横越致动器系统300使用涡轮机320致动流体横越致动器310，其使得相比使用例如电致动器的现有系统，能够非常简单地实施流体横越致动器系统300。

如上所述，相比现有系统，涡轮机320包括几个优点，例如但不限于：具有较低重量，不需要电源，显著减少可能的非最优闪电条件，由于较少的部件而简化整个致动机构，减小泄露风险，减少维护，以及其他优点。

外圆柱体312和内圆柱体316可以是同心中空圆柱体。同心圆柱体包括基本共享相似轴线的圆柱体。具有较小半径的圆柱体可位于具有较大半径的圆柱体内部。外圆柱体312沿轴线308设置。轴线308延伸过控制表面306。外圆柱体312包括纵向狭槽314。外圆柱体312设置在控制表面306内，以便喷射狭槽326和纵向狭槽314对齐并交叠。

内圆柱体316包括螺旋狭槽318。如这里所用，螺旋狭槽包括具有基本螺旋形式的开口。螺旋狭槽可通过沿旋转圆柱体表面切缝而形成。内圆柱体316设置在外圆柱体312内，以便内圆柱体316和外圆柱体312基本共享相同的轴线，如轴线308。螺旋狭槽318沿内圆柱体316外侧以螺旋方式在轴线308的方向上延伸。

螺旋狭槽318被形成为使得螺旋狭槽318的大量元件336和纵向狭槽314交叠。例如，螺旋狭槽318可以绕轴线308螺旋。螺旋狭槽318基本包括但不限于，绕内圆柱体316的一个或更多完整回转。随着圆柱体316旋转，螺旋狭槽318导致在流体动力表面(如控制表面306)上扫过的周期性流体流。

纵向狭槽314可在与轴线308相同的方向上延伸。每次部分螺旋狭槽318和纵向狭槽314交叉，都建立交叠部分。根据螺旋狭槽318绕轴线308螺旋的紧密程度，螺旋狭槽318中任意数目的部分和纵向狭槽314可交叠。

内圆柱体316和外圆柱体312可由不同材料组成。例如但不限于，内圆柱体316和外圆柱体312可包括一种或更多种从至少一种下列材料中选择的材料：铝、钢、钛、复合材料和/或任何其他合适材料。

在操作中，内圆柱体316以高频率旋转，同时外圆柱体312固定。当供应气流324时，相对运动产生多股小且快速移动的空气喷气328，其增强大量空气动力学应用中的流动效率。流体源322耦连到涡轮机320，其耦连到内圆柱体316。在致动过程中，除了提供流动控制所需的空气喷气328之外，流体源322提供的气流324还提供旋转涡轮机320所要求的足够扭矩，因而旋转内圆柱体316。在本说明书中，气流324和入流325可互换使用。

涡轮机320耦连到内圆柱体316和流体源322。在致动过程中，除了不用电动马达提供流动控制所需的空气喷气328之外，流体源322供应的气流324还提供旋转内圆柱体316所需的足够扭矩。涡轮机320使用流体源322提供流动致动和旋转内圆柱体316的机构二者。涡轮机320的集成简单得多，因为其避免了需要电动马达。

涡轮机320可包括例如但不限于轴向涡轮机、分离式涡轮机、切向涡轮机、周向涡轮机、组合带歧管轴向/周向涡轮机、螺旋涡轮机以及延伸内圆柱体长度的内向肋条或如下面更详细解释的其他涡轮机构型。

相比现有系统，使用涡轮机320而非电动马达包括几个优点，例如但不限于：具有较轻的重量、不需要电源、显著减小可能的非最优闪电条件、由于较少的部件简化整个致动机构、减少泄露风险以及减少维护和其他优点。

流体源322发送由流体源322供应的气流324到涡轮机320中。气流324包括具有压力334的空气流。气流324可包括但不限于针对给定飞机高度大于相对外部空气压力的压力。气流324和外部流动之间的压力差可基本确定空气喷气328的速度。流体源322可包括但不限于包括在平台302中的单独装置，如空气压缩机344。流体源322也可包括但不限于平台302的发动机342。平台302可经构造从发动机342排放压缩的空气以供应气流324。在图3所示的实施例中，气流324向外流动通过内圆柱体316的螺旋狭槽318，并通过外圆柱体312的纵向狭槽314，然后流出控制表面306的喷射狭槽326。随着气流324流出喷射狭槽326，其离开控制表面306从而形成空气喷气，如空气喷气328。

在操作中，气流324通过建立扭矩来旋转涡轮机320，涡轮机320的扭矩旋转内圆柱体316，随着内圆柱体316旋转，在多个元件336中形成开口，在此螺旋狭槽318与纵向狭槽314暂时交叠。气流324流动通过喷射狭槽326并进入外部气流场。内圆柱体316的连续旋转与压力334一起产生空气喷气328。随着内圆柱体316持续旋转，空气喷气328在基本垂直于轴线308的方向上流动。此外，内圆柱体316的旋转沿轴线308以周期性运动338移动空气喷气328。因此，空气喷气328沿控制表面306移动或横越控制表面306，同时在平台302的气流方向332上流动。气流方向通常指的是飞行时外部空气流过平台302表面的方向。

如上所述，一个或更多流动横越致动器310可用于横跨控制表面306的整个长度。空气喷气328的长度可基本由螺旋狭槽318与纵向狭槽314的交叠长度确定。空气喷气328的宽度可基本由纵向狭槽314的宽度确定。空气喷气328横越控制表面306的速度可基本由内圆柱体316的旋转速度350确定。

一个或更多流体横越致动器310中的每个都在流体横越致动器310的展向/跨度(span)上产生一个空气喷气或大量空气喷气。该大量的空气喷气可以在控制表面306的展向上不是同步的。此外，该大量的喷气可以在控制表面306上从第一点移动到第二点，然后回到第一点。可替换地，该大量喷气可以在控制表面306上恰从第一点移动到第二点，然后重复同样的运动。进一步，基本任意数目的这些运动方式可被包括在不同数目的流体横越致动器310中，其可同步也可不同步。

垂直于轴线308流动且沿着轴线308移动的空气喷气328导致平台302的升力递增。空气喷气328的横向运动在控制表面306周围的区域中产生瞬时流动联接(attachment)。随着空气喷气328沿控制表面306横越，所形成的效果逗留(linger)。瞬时流动保持在所有控制表面306上联接，从而产生在控制表面306周围的流线化效果。该流线化效果产生较大的全局循环，导致控制表面306的升力增加，同时建立这类增加所需的致动量显著减小。

对于规定的空气喷气宽度和横越速度，产生同样量的升力所需的气流量近似是恒定吹气法所需的气流量的八分之一。

例如，平台302可采用其他形式。在另一些实施例中，流体横越致动器310可以不包括外圆柱体312和内圆柱体316二者。而是，内圆柱体316可被直接插入到控制表面306中。在另一些实施例中，内圆柱体316可以具有纵向狭槽并且是静止的，而外圆柱体312具有螺线狭槽并旋转。在另一些实施例中，流体横越致动器310可以在机翼、稳定器或具有诸如上述控制表面306的构型的某些其他平台部件内。

图4是根据本公开实施例的飞机400的示意俯视图。飞机400是图3中平台302的一个实施方式的例子。在图4中示出的实施例中，大量流体横越致动器，如图3中流体横越致动器310，可用于机翼402中。大量流体横越致动器310也可用于襟翼404中，如图3中控制表面306所示，或用于前缘缝翼406中。此外，大量流体横越致动器310可用于水平稳定器408，或竖直稳定器409中。

针对机翼402示出展向方向410。展向方向410从飞机400中心在机翼402的方向上延伸。展向方向410是图3中展向方向346的例子。还为飞机400示出了气流方向412。气流方向412通常指的是飞行时流过飞机400表面的外部气流的方向。气流方向412是气流方向332的例子。

图5是根据本公开实施例的示例性流动横越致动器系统500的示图，其示出在插入飞机400的襟翼404和机翼402之前的流动横越致动器310。流动横越致动器310包括外圆柱体312和内圆柱体316。外圆柱体312插入襟翼404内，以便襟翼喷射狭槽504和纵向狭槽314对齐并交叠。内圆柱体316插入外圆柱体312内，以便仅一部分螺旋狭槽318和纵向狭槽314交叠。通过涡轮机320的作用而不用电动马达，使得内圆柱体316在外圆柱体312内旋转，如结合图8-12讨论的内容更详细的解释。

图6是根据本公开实施例的飞机400的机翼402的示例性后透视图600。大量流体横越致动器，如图3中流体横越致动器310，被插入到机翼402以及襟翼404中。大量空气喷气328在气流方向412上从几个位置流出机翼喷射狭槽602和襟翼喷射狭槽504。大量空气喷气328在横向或展向方向410上移动。

图7是根据本公开实施例的机翼402襟翼404的透视图A和致动器布局B的示图，其示出着陆过程中部署的安装在机翼402的襟翼404的一段中的流动横越致动器310。流动横越致动器310耦连到上表面706上的相应襟翼喷射狭槽504。瞬时喷射流出物，如空气喷气328，被显示在上表面706上几处(station)。如上所述，每个流动横越致动器310均由两个同心圆柱体元件构成。外圆柱体312是静止的并包括纵向狭槽314(参看图3)，其与襟翼喷射狭槽504对齐。内圆柱体316是旋转元件，其具有一组螺旋狭槽318，如图5所示。高压空气被从流体源322供应到图5中示出的内圆柱体316的端部506。

随着内圆柱体316旋转，形成有限开口，其中螺旋狭槽318短暂地与外圆柱体312的纵向狭槽314交叠，因而允许空气喷射(如空气喷气328)通过襟翼喷射狭槽504并进入外部流动。内圆柱体316的连续旋转有效地产生一组空气喷气328，其沿襟翼喷射狭槽504横越。通过涡轮机320的动作而不用电动马达，使得内圆柱体316在外圆柱体312内旋转(图3和图5)，如结合图8-12讨论的内容更详细的解释。

图8是根据本公开实施例包括切向涡轮机802的示例性流体横越致动器310的不同示图800，其示出侧视图804、沿侧视图804中线A-A810的截面图808、沿示例性流动横越致动器310的侧视图804中线B-B 840的截面图810以及切向涡轮机802的透视图806。切向涡轮机802是涡轮机320的一种实施例。切向涡轮机802包括四个涡轮机叶瓣814。涡轮机叶瓣814在一侧(致动器侧)在叶瓣尖部816耦连到内圆柱体316。涡轮机叶瓣814的结构是通过将涡轮机叶瓣814的叶瓣根部818附着到连接盘820而刚性形成的。切向涡轮机812装在外壳828内。

切向涡轮机802包括切向机构，因而气流324是通过进口822提供的，其轴线826偏移于内圆柱体316的轴线308(图3)。气流324碰撞在切向涡轮机802上，以便产生旋转内圆柱体316所需的扭矩。涡轮机叶瓣814被成形为使得内部损坏小。以该方式，更接近内圆柱体316的边缘834是直的，而更靠近外壳壁体838的边缘836是弯曲的。涡轮机叶瓣814被成形为确保当内圆柱体316旋转时，气流324平滑流入内圆柱体316。在一个实施例中，除了流动控制的流动喷射之外，自旋转机构还使用气流324从而使得切向涡轮机802能够旋转运动。

图9是根据本公开实施例的构型900的透视图A和致动器布局B，其示出在着陆过程中部署的机翼402的襟翼404的一段中安装的示例性双流体横越致动器902。双流体横越致动器902包括具有单个中央进口(如细长进口904)的两个流体横越致动器310。双流体横越致动器902包括细长进口904和耦连到双流体横越致动器902的内圆柱体316的单个切向涡轮机906。单个切向涡轮机906的涡轮机叶瓣908比切向涡轮机802的涡轮机叶瓣814长且没有倒圆角的边缘。

图10是根据本公开实施例图9中示例性双流体横越致动器902的不同详细示图1000。图10示出侧视图1004、透视图1006和1008以及沿流体横越致动器902侧视图1004中线B-B 1012的截面图1010。

图11是包括分离式双涡轮机(split twin turbine)1102的图9的示例性双流体横越致动器902的不同示图1100。每个分离叶瓣(split vane)1104的两侧均由弯曲段1116分开，从而确保从进口1118到双流体横越致动器902的每个流体横越致动器310(图9)的流线化流动。根据应用，可通过沿分离叶瓣1104适当设置弯曲段1116而获得每个流体横越致动器310的不均匀流动分布。

图11示出沿双流体横越致动器902的透视图1106和沿双流体横越致动器902的侧视图1004的线B-B 1012的截面图1110，其包括分离式双涡轮机1102。

图12是根据本公开实施例的示例性旁通切向进口系统1200的示图。旁通切向进口系统1200(流体流动旁通)绕涡轮机引导流体流动的旁通部分并将旁通部分与内圆柱体中的流体流再汇合。入流324(图10)被分成两股气流，包括小流动部分1202和大流动部分1204。入流324的小流动部分1202用于旋转涡轮机320，其包括叶片1210，而大流动部分1204被引导向流动横越致动器310的中心1206。小流动部分1202和大流动部分1204在入口1208汇聚到内圆柱体316，且随后被喷射通过纵向狭槽314以用于流动控制。该实施例通过基本仅引导建立旋转运动所必须的入流324部分而减小损耗。

图13是根据本公开实施例的示例性流体横越致动器310的构型1300的透视图A和剖视图B，该流体横越致动器310包括轴向涡轮机1302、1304或1306。一组径向涡轮机叶片1308形成与进口管1320同心的盘。某些情形中，构型1300是有利的，这取决于可用于包装流体横越致动器310组件的空间布局。进入气流(如气流324)的内部分1310直接流向流体横越致动器310。气流324的外部分1312碰撞在涡轮机叶片1308上从而提供所需的旋转扭矩。涡轮机叶片1308可经圆形元件1314在尖部1316耦连，以便获得附加刚性。通过选择叶片数目、叶片弦、径向长度和扭曲分布的最佳组合，可针对最大效率来设计轴向涡轮机1302、1304或1306。轴向涡轮机1302、1304或1306也可包括一系列盘元件。

图14是根据本公开实施例的构造自旋转横越致动器系统的过程1400(过程1400)的示例性流程图。可以机械地、通过软件、硬件、固件、计算机可读软件、计算机可读存储介质或其任何组合，来执行结合过程1400执行的不同任务。应该理解，过程1400可包括任何数目的额外或可替换任务，图14中示出的任务不必以所示顺序执行，且过程1400可被包括到具有这里没有详细描述的额外功能的更完整的程序或过程中。

为了说明的目的，过程1400下面的描述可提及上面结合图1-10提到的元件。在某些实施例中，部分过程1400可由系统300的不同元件执行，如平台302、控制表面306、流体横越致动器310、涡轮机320、流体源322等。应该理解，过程1400可包括任意数目的额外或替换任务，图14中示出的任务不必以所示顺序执行，且过程1400可被包括到具有这里没有详细描述的额外功能的更完整的程序或过程中。

过程1400可以开始于，将内圆柱体(例如内圆柱体316)耦连到外圆柱体(例如外圆柱体312)内部(任务1402)。

过程1400可以继续到，将涡轮机(如涡轮机320)构造成响应流体流(如气流324)旋转(任务1404)。

过程1400可以继续到，将涡轮机320耦连到内圆柱体316(任务1406)。

过程1400可以继续到，在外圆柱体312内构造纵向狭槽(例如纵向狭槽314)(任务1408)。

过程1400可以继续到，将纵向狭槽314构造成喷射流体流(任务1410)。

过程1400可以继续到，在内圆柱体316中构造至少一个螺旋狭槽(例如螺旋狭槽318)(任务1412)。

过程1400可以继续到，将内圆柱体316构造成响应涡轮机320的旋转在外圆柱体312内部旋转(任务1414)。

过程1400可以继续到，将所述至少一个螺旋狭槽318构造成喷射流体流到纵向狭槽314中(任务1416)。

过程1400可以继续到，将外圆柱体312耦连到包括喷射狭槽(如喷射狭槽326)的流体动力表面(如控制表面306)，所述喷射狭槽可操作成在流体动力表面上喷射流体流(任务1418)。

过程1400可以继续到，将外圆柱体312构造成使得纵向狭槽314在流体动力表面下方对齐并交叠于喷射狭槽326(任务1420)。

过程1400可以继续到，在流体动力表面的上侧(如上表面706)上构造喷射狭槽(任务1422)。

图15示出根据本公开实施例的操作流体横越致动器系统的过程1500的示例性流程图。结合过程1500执行的不同任务可被机械地、通过软件、硬件、固件、计算机可读软件、计算机可读存储介质或其任何组合地被执行。应该理解，过程1500可包括任何数目的额外或可替换任务，图15中示出的任务不必以所示顺序执行，且过程1500可被包括到具有这里没有详细描述的额外功能的更完整的程序或过程中。

为了说明的目的，过程1500的下面描述可以指的是上面结合图1-10提到的元件。在某些实施例中，部分过程1500可由系统300的不同元件执行，如平台302、控制表面306、流体横越致动器310、涡轮机320、流体源322等。应该理解，过程1500可包括任意数目的额外或替换任务，图15中示出的任务不必以所示顺序执行，且过程1500可被包括到具有这里没有详细描述的额外功能的更完整的程序或过程中。

过程1500可以开始于，响应流体流(如气流324)旋转涡轮机(如涡轮机320)(任务1502)。

过程1500可以继续到，响应涡轮机320的旋转在包括纵向狭槽(如纵向狭槽314)的外圆柱体(如外圆柱体312)内旋转包括至少一个螺旋狭槽(如螺旋狭槽318)的内圆柱体(如内圆柱体316)(任务1504)。

过程1500可以继续到，喷射流体流到所述至少一个螺旋狭槽318中(任务1506)。

过程1500可以继续到，将流体流喷出纵向狭槽314(任务1508)。

过程1500可以开始于，引导流体流通过涡轮机320进入内圆柱体316(任务1510)。

过程1500可以继续到，当纵向狭槽314和螺旋狭槽318重合时，导引流体流通过纵向狭槽314和喷射狭槽(如喷射狭槽326)(任务1512)。

图16是根据本公开实施例的平台302(如图6中机翼402)的横截面示图1600。空气喷气328在气流方向上流动，如图3中气流方向332，并流出机翼402中的机翼喷射狭槽602，且流出襟翼404的襟翼喷射狭槽504。

图17和图18是根据本公开实施例的流体横越致动器310的致动模式1700和1800的示图。图17和图18示出流体横越致动器310的俯视图。空气喷气328的宽度由外圆柱体312的纵向狭槽314的宽度限定。空气喷气长度由内圆柱体316的螺旋狭槽318和外圆柱体312的纵向狭槽314的交叠限定。

图17示出交叠1702的致动模式，所述交叠为流体横越致动器310的长度的大约八分之一。空气喷气1704的周期运动取决于内圆柱体316的旋转速度。对于螺旋狭槽318，致动频率相应于内圆柱体316的旋转频率。因此，对于给定的恒定气流速度，空气喷气1704的气流量约为在流体横越致动器310的距离上恒定吹气气流量的八分之一。内圆柱体316的螺旋狭槽318与外圆柱体312的纵向狭槽314的交叠形成交叠1702。随着内圆柱体316继续旋转，空气喷气1704沿轴线1706以周期运动移动。

图18是致动模式的示图，其中空气喷气1704被分成大量空气喷气1802。在该例子中，螺旋狭槽318比图17中螺旋狭槽更紧密地旋绕。图18中螺旋狭槽318在流体横越致动器310的长度上与纵向狭槽314形成八个交叠区段1804。每个交叠区段1804约为图17中交叠1702长度的八分之一。在该例子中，多个空气喷气1802具有与图17中空气喷气1704相同的气流量。因此，图17中空气喷气1704有效地分离为八个空气喷气。随着内圆柱体316继续旋转，多个空气喷气1802沿轴线1806以周期性运动移动。

在这些所示例子中，大量致动模式可用于增加升力。选择致动模式的参数从而最好地符合特定应用的设计目标和目的。致动模式指的是用于获得所需结果的一组装置参数。例如，一种致动模式可产生一个约为致动单元长度八分之一的空气喷气。另一种致动模式可产生十六个单独的空气喷气，这些空气喷气整体约为整个空气喷气长度的十六分之一。

其他致动模式可结合改变空气喷气的长度和数目来改变供应的空气压力。其他致动模式可结合改变空气喷气的长度和数目，通过内部元件的旋转速度改变空气喷气移动过控制表面的速度。其他致动模式可同步大量空气喷气运动过大量致动单元的运动。

图17和图18中描述的不同致动模式的示图不是致动模式的详尽组合。不同实施例可用不同交叠长度、空气喷气数目以及致动单元长度实施，而不偏离本公开的保护范围。例如，在某些实施例中，可建立十六个空气喷气，每个空气喷气具有约为图17中空气喷气1704的十六分之一的长度。某些实施例中，可使用大量致动单元。流体横越致动器310的数目可具有大量空气喷气，其可以一起同步或不一起同步，从而产生所需效果。

图19-22是根据本公开实施例的飞机机翼的一个区段上的横越空气喷气的示图。图19示出流过襟翼404中的狭槽的空气喷气328，如图5中襟翼喷射狭槽504。在这些所示例子中，空气喷气328产生在襟翼404上方的附着区域1902。还示出了瞬时流动分离穴(Instantaneous flow separation pocket)1904。

空气喷气328在相继的时间间隔横越襟翼404。

空气喷气328以周期性运动横越襟翼404。横越空气喷气的速度由图3中内圆柱体316的旋转频率控制。空气喷气328沿襟翼404移动，附着区域1902产生的效果即使在空气喷气328通过后还保持逗留。附着区域1902的逗留减少襟翼404上方瞬时流动分离穴1904的量。因此，产生的升力量增加，同时产生升力所需的致动量减小。

如这些例子所示，图19-22提供对于给定机翼区段长度，单个横越空气喷气的示图，如上述图17中空气喷气1704。此外，空气喷气328可被分为大量空气喷气，其横越机翼区段，如上述图18中的大量空气喷气1802。

以该方式，本公开实施例提供不同装置以用于构造自旋转流体横越致动器，其使用涡轮机而非电动马达来致动。使用涡轮机使得实施自旋转流体横越致动器系统非常简单。相比现有系统，涡轮机包括几个优点，例如但不限于：具有较低重量，不需要电源，消除可能的雷击灾害，由于较少部件而简化整个致动机构，减少泄露风险，减少保养，以及其他优点。

上面的描述提及元件或节点或特征“连接的”或“耦连的”到一起。如这里所用，除非另外明确指出，“连接的”意味着一个元件/节点/特征直接结合到(或直接与其通信)另一个元件/节点/特征，且不必机械地结合。类似地，除非另外明确指出，“耦连的”意味着一个元件/节点/特征直接结合到(或直接或间接与其通信)另一个元件/节点/特征，且不必机械地结合。因此，虽然图2-13示出元件的示例性结构，额外的中间元件、装置、特征或组件可出现在本公开的实施例中。

除非额外明确说明，本说明书中使用的术语和短语，以及其中的变体应解读为开放的，而非限制性的。作为例子：术语“包括”应当作“包括但不限于”等；术语“例子”用于提供讨论项的示例性事例，而非详尽或限制性列表；以及形容词，如“常规的”、“传统的”、“正常的”、“标准的”、“已知的”以及类似意义的术语不能解读为限制所述项于给定的时间段或给定时间段可用项，而是解读为包括可用的或现在或未来任意时间已知的常规的、传统的、正常的或标准的技术。

类似地，与连词“和”关联的一组项不能解读为要求每个和各个所述项出现在该分组中，而是应解读为“和/或”，除非另外明确指出。类似地，与连词“或”关联的一组项不能解读为要求该组内相互排斥，而是应解读为“和/或”，除非另外明确指出。而且，虽然本公开的项、元件或组件可以单数描述或要求，但复数被认为在本发明保护范围内，除非明确指出限制为单数。增宽词和短语的出现，如“一个或更多”、“至少一个”、“但不限于”或某些情形中其他相似短语不能解读为意味着在不存在这样的增宽短语情况下意图或需要较窄情形。

如这里所用，除非另外明确指出，“可操作”意味着能够使用，装配或使用或服务就绪，可用于特定目的，并能够执行所述或这里描述的所需功能。对于系统和装置，术语“可操作”意味着系统和/或装置是全功能的或校准的，包括用于所述功能的元件，和在激活时符合可应用操作性要求从而执行所述功能。对于系统和电路，术语“可操作”意味着系统和/或电路是全功能并校准的，包括用于所述功能的逻辑，和在激活时符合可应用操作性要求从而执行所述功能。

Claims (15)

1.一种自旋转流体横越致动器，其包括：

涡轮机，其可操作成响应流体流而旋转；

外圆柱体，其包括可操作成喷射所述流体流的纵向狭槽；以及

内圆柱体，其可操作成响应所述涡轮机的旋转在所述外圆柱体内旋转，

其中所述涡轮机可操作成将所述流体流引入到所述内圆柱体，并且

其中所述内圆柱体包括可操作成喷射所述流体流到所述纵向狭槽内的至少一个螺旋狭槽。

2.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，进一步包括流体动力表面，所述流体动力表面包括耦连到所述外圆柱体并可操作成在所述流体动力表面上喷射所述流体流的喷射狭槽。

3.根据权利要求2所述的自旋转流体横越致动器，其中所述至少一个螺旋狭槽包括在所述流体动力表面上扫过的周期性流体流。

4.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，其中所述涡轮机包括具有多个径向涡轮机叶片的轴向涡轮机。

5.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，其中所述涡轮机包括轴向涡轮机、分离式涡轮机、切向涡轮机、周向涡轮机、螺旋涡轮机和延伸所述内圆柱体长度的内向肋条之一。

6.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，进一步包括流体流旁通，其可操作成：

绕所述涡轮机引导所述流体流的旁通部分；以及

将所述旁通部分与所述内圆柱体内的所述流体流再汇合。

7.根据权利要求6所述的自旋转流体横越致动器，其中所述涡轮机包括所述流体流旁通。

8.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，进一步包括：

第二外圆柱体，其包括可操作成喷射所述流体流的第二纵向狭槽；以及

第二内圆柱体，其可操作成响应所述涡轮机的旋转在所述第二外圆柱体内旋转并包括可操作成喷射所述流体流到所述第二纵向狭槽中的至少一个第二螺旋狭槽。

9.根据权利要求1所述的自旋转流体横越致动器，其中所述螺旋狭槽基本由绕所述内圆柱体的一个或更多完全回转构成。

10.一种构造自旋转流体横越致动器的方法，所述方法包括：

构造涡轮机从而响应流体流旋转；

在外圆柱体中构造纵向狭槽；

构造所述纵向狭槽从而喷射所述流体流；

在内圆柱体中构造至少一个螺旋狭槽；

构造所述内圆柱体从而响应所述涡轮机的旋转在所述外圆柱体中旋转，其中所述涡轮机被构造成将所述流体流引入到所述内圆柱体；以及

构造所述至少一个螺旋狭槽从而喷射所述流体流到所述纵向狭槽中。

11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括将所述内圆柱体耦连在所述外圆柱体内。

12.根据权利要求10所述的方法，进一步包括耦连所述外圆柱体到流体动力表面，所述流动动力表面包括可操作成在所述流体动力表面上喷射所述流体流的喷射狭槽。

13.根据权利要求12所述的方法，进一步包括构造所述外圆柱体，以使得所述纵向狭槽在所述流体动力表面下方对齐并交叠于所述喷射狭槽。

14.根据权利要求12所述的方法，进一步包括在所述流体动力表面的上侧上构造所述喷射狭槽。

15.根据权利要求10所述的方法，进一步包括耦连所述涡轮机到所述内圆柱体。