CN108082453A - 飞行器气流改变装置和用于飞行器的旋涡发生器结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器气流改变装置(301)和用于飞行器的旋涡发生器结构。在一方面，飞行器气流改变装置(301)包括：至少一个可弹性变形的基部构件(305)；和至少一个可弹性变形的襟翼构件(303)，所述至少一个可弹性变形的襟翼构件从可弹性变形的基部构件(305)延伸，其中，可弹性变形的基部构件(305)从第一状态至第二状态的变形导致可弹性变形的襟翼构件(303)从第一状态至第二状态的对应变形。
Description
技术领域
本技术涉及飞行器气流改变装置和用于飞行器的包括飞行器气流改变装置的旋涡发生器结构。
背景技术
飞行器的竖向尾翼和安装至竖向尾翼的竖向方向舵提供了一种控制用于使飞行器绕其竖向轴线或偏航轴线旋转的偏航力矩的方法。因此，竖向尾翼和竖向方向舵提供了方向稳定性和方向控制。方向舵可以产生的最大偏航力矩取决于方向舵的尺寸和方向舵可以绕方向舵轴线偏转的程度。换句话说，较大的偏航力矩可以由较大的方向舵产生或由能够偏转较大角度的方向舵来产生。由于方向舵只能够偏转有限的角度以避免流动在方向舵处失速，因此最大偏航力矩主要由方向舵的整体形状和表面积以及竖向尾翼来确定。
在常规的操作条件下，永远不需要最大偏航力矩，因此，竖向方向舵可以产生的偏航力矩中的大部分偏航力矩仍未被使用，这导致不必要的空气动力学阻力，并且随着阻力增大，燃料消耗增大，从而降低了飞行器的最大航程。因此，应当避免任何不必要的阻力。
鉴于以上情况，可以考虑到本技术的目的在于在不必增大竖向尾翼的尺寸的情况下改善通过竖向尾翼和竖向方向舵的流动。本技术的另一目的在于提供以下旋涡发生器结构：所述旋涡发生器结构由于在其设计中具有极少移动部件而不易发生故障或维护成本较低。
发明内容
本技术的实施方式提供了一种飞行器气流改变装置，该飞行器气流改变装置包括：至少一个可弹性变形的基部构件；和至少一个可弹性变形的襟翼构件，所述至少一个可弹性变形的襟翼构件从可弹性变形的基部构件延伸，其中，可弹性变形的基部构件从第一状态至第二状态的变形导致可弹性变形的襟翼构件从第一状态至第二状态的对应变形。
可弹性变形的襟翼构件的第一状态和可弹性变形的基部构件的对应的第一状态可以为非屈曲状态，并且可弹性变形的襟翼构件的第二状态和可弹性变形的基部构件的对应的第二状态可以为屈曲状态。
可弹性变形的襟翼构件或可弹性变形的基部构件可以由非金属材料、金属材料或复合材料中的至少一者形成。
可弹性变形的基部构件的横向尺寸可以为约80mm。
可弹性变形的襟翼构件的横向尺寸可以为约60mm。
可弹性变形的襟翼构件的竖向尺寸可以为约20mm。
可弹性变形的襟翼构件的厚度可以为约1mm。
可弹性变形的襟翼构件可以与可弹性变形的基部构件一体地形成。
本技术的另一实施方式提供了一种用于飞行器的旋涡发生器结构，该旋涡发生器结构包括：限定开口和对应腔室的部段；布置在腔室内的飞行器气流改变装置，飞行器气流改变装置进一步包括可弹性变形的襟翼构件和可弹性变形的基部构件；其中，当可弹性变形的基部构件处于第一状态下时，飞行器气流改变装置的可弹性变形的襟翼构件在对应的第一状态下延伸通过开口，并且其中，当可弹性变形的基部构件处于第二状态下时，飞行器气流改变装置的可弹性变形的襟翼构件在对应的第二状态下从开口收缩。
可弹性变形的基部构件的第一状态和可弹性变形的襟翼构件的对应的第一状态可以为非屈曲状态。
可弹性变形的基部构件的第二状态和可弹性变形的襟翼构件的对应的第二状态可以为非屈曲状态。替代性地，可弹性变形的基部构件的第一状态可以为非屈曲状态而可弹性变形的襟翼构件的对应的第一状态可以为屈曲状态，或者可弹性变形的基部构件的第一状态可以为屈曲状态而可弹性变形的襟翼构件的对应的第一状态可以为非屈曲状态。
旋涡发生器结构还可以包括至少一个致动器结构，所述至少一个致动器结构配置成向飞行器气流改变装置的可弹性变形的基部构件施加力以使可弹性变形的基部构件从第一状态变形至第二状态或者使可弹性变形的基部构件从第二状态变形至第一状态。致动器结构可以配置成提供大致沿可弹性变形的基部构件的竖向轴线的方向的力。致动器结构可以配置成提供大致沿可弹性变形的基部构件的横向轴线的方向的力。
又一实施方式提供了一种具有至少一个旋涡发生器结构的飞行器。旋涡发生器结构可以安装在飞行器的表面组件例如发动机吊仓、机身或整流罩上。表面组件可以为升力表面组件，例如，竖向或水平尾翼、鸭翼、翼尖装置、机翼或高升力装置。
本技术的优点现在将通过适当参照附图的详细描述而变得明显。
附图说明
现在将仅通过示例的方式来参照以下附图描述本技术的实施方式，在附图中：
图1是包括多个旋涡发生器结构和用于操作旋涡发生器结构的系统的飞行器的侧视图；
图2是图1的飞行器的竖向尾翼的特写视图，其较详细地示出了旋涡发生器结构的位置；
图3A是图1和图2的旋涡发生器结构中的一个旋涡发生器结构的飞行器气流改变装置处于为伸展的第一状态下的等距视图；
图3B是图3A的飞行器气流改变装置处于为收缩的第二状态下的等距视图；
图4A是图1和图2的旋涡发生器结构中的一个旋涡发生器结构包括处于为伸展的第一状态下的飞行器气流改变装置的等距视图；
图4B是图3B的旋涡发生器结构处于为收缩的第二状态下的等距视图；
图5A提供了旋涡发生器结构115的沿着图4A中指示的YZ平面的侧截面图；
图5B提供了旋涡发生器结构115的沿着图4B中指示的YZ平面的侧截面图；
图6A是图4A的旋涡发生器结构的通过图4A中给出的平面XZ的正截面图；
图6B是图4B的旋涡发生器结构的通过图4B中给出的平面XZ的正截面图；
图7A是根据本技术的另一实施方式的图4A的旋涡发生器结构的正截面图；以及
图7B是根据本技术的另一实施方式的图4B的旋涡发生器结构的正截面图。
具体实施方式
参照图1，飞行器101包括呈接合到机身105中的机翼103的形式的一对升力表面组件。每个机翼103均包括铰接的控制表面比如副翼和扰流器(未示出)、以及高升力装置比如襟翼和缝翼(未示出)。每个机翼103均承载使用机翼安装至发动机吊仓108的发动机107。飞行器101还包括呈水平尾翼109和竖向尾翼111的形式的升力表面组件，其中，水平尾翼109和竖向尾翼111各自附接在机身105的后部处。竖向尾翼111设置有呈方向舵113的形式的铰接的控制表面。飞行器101包括其他表面组件，比如将机翼103平滑连接(fair)至机身105的机腹整流罩112、以及将襟翼(未示出)的部分平滑连接到相应机翼103中的高升力装置整流罩114。
在本实施方式中，飞行器101还包括安装在竖向尾翼111中的多个旋涡发生器结构115。每个控制表面的偏转以及每个旋涡发生器结构115的偏转均由至少一个飞行控制单元117控制。飞行控制单元117接收来自至少一个传感器单元119的输入，并且根据存储在与飞行控制单元117连接的介质(未示出)上的预定的飞行包络线来命令偏转。
参照图2，在本实施方式中，每个旋涡发生器结构115均与相邻的旋涡发生器结构115沿竖向尾翼111的翼展方向分开设定。每个旋涡发生器结构115均安装在竖向尾翼111的主体203中，并且具有设定在方向舵113的最前缘201前方的弦向位置。
参照图3A，在本实施方式中，提供了飞行器气流改变装置301，飞行器气流改变装置301包括可弹性变形的襟翼构件303，该可弹性变形的襟翼构件303层压至可弹性变形的基部构件305以形成单个一体地形成的部件、即该部件不具有铰链或单独的连接器元件。在第一状态下，可弹性变形的襟翼构件303是大致平坦的且为矩形形状，并且在YZ平面中以与也处于对应的第一状态下的可弹性变形的基部构件305大致垂直的方式延伸，使得可弹性变形的襟翼构件303的最侧缘307与YZ平面大致重合。
可弹性变形的襟翼构件303由8层共固化的GFRP层压材料形成，所述共固化的GFRP层压材料在可弹性变形的襟翼构件303的边缘307处从8层阶梯式下降至4层。环氧树脂/E型玻璃复合材料可以用于每一层。
可弹性变形的襟翼构件303可以在Z方向上具有至少10mm的尺寸Hf，但优选地其在Z方向上具有20mm的尺寸Hf。可弹性变形的襟翼构件303可以在Y方向上具有至少30mm的尺寸Wf，但优选地其在Y方向上具有60mm的尺寸Wf。可弹性变形的襟翼构件303可以在X方向上具有至少0.5mm的尺寸Tf，但优选地其在X方向上具有1mm的尺寸Tf。
可弹性变形的基部构件305由矩形GFRP层压型材形成，使得可弹性变形的襟翼构件303在与可弹性变形的基部构件305相比较时具有相对较低的横向刚度。
可弹性变形的基部构件305在Z方向上可以具有至少2mm的尺寸Hb，但优选地其在Z方向上具有5mm的尺寸Hb。
可弹性变形的基部构件305在Y方向上具有至少60mm的尺寸Wb(即，与可弹性变形的襟翼构件303相同的Y尺寸)，但优选地其在Y方向上具有80mm的尺寸Wb。
可弹性变形的基部构件305优选地在X方向上具有20mm的尺寸Tb。
替代性地，可弹性变形的襟翼构件303或可弹性变形的基部构件305可以由任何其他适当的材料比如非金属材料、金属材料或复合材料并且还通过任何适当的方法包括但不限于铺设并固化材料、通过添加层制造、或者通过机加工、成形、铸造或模制材料来形成。此外，可弹性变形的襟翼构件303和可弹性变形的基部构件305可以一体地形成。
此外，可弹性变形的襟翼构件303可以不为矩形形状，而是可以具有被扫掠(sweep)的最前缘或最后缘。代替地，可弹性变形的襟翼构件303可以为三角形形状。替代性地，可弹性变形的襟翼构件303可以包括弯曲边缘。代替地，可弹性变形的襟翼构件303可以为半圆形形状或者半椭圆形形状。
图3A的示出为处于第一状态下的飞行器气流改变装置301在图3B中示出为处于第二状态下。响应于绕X轴线的正弯曲力矩Mx，可弹性变形的基部构件305经受至第二状态的单轴弹性弯曲，从而导致可弹性变形的襟翼构件303至对应的第二状态的非对称的弹性屈曲。这由与可弹性变形的基部构件305的总横向刚度相比具有较低的总横向刚度的可弹性变形的襟翼构件303的横向扭转屈曲引起。当可弹性变形的襟翼构件303处于第二状态下时，其最侧缘307相对于YZ平面成大致垂直的角度A。
从可弹性变形的基部构件305去除弯曲力矩Mx(即，诱导可弹性变形的基部构件305从第二状态返回至第一状态)导致可弹性变形的襟翼构件303和可弹性变形的基部构件305弹性变形回至它们相应的非屈曲的第一状态，其中可弹性变形的襟翼构件303的最侧缘307返回至与YZ平面大致重合的位置，并且可弹性变形的基部构件305大致为矩形形状。
在本实施方式中，可弹性变形的襟翼构件303在第一状态为非屈曲状态时处于伸展构型，并且在第二状态为屈曲状态时处于收缩构型。对应地，可弹性变形的基部构件305在第一状态下是非屈曲的并且在对应的第二状态下是屈曲的。然而，应当理解的是，本领域技术人员应当理解可以实现不同的变型，例如，飞行器气流改变装置可以构造并制造成使得可弹性变形的襟翼构件303在与可弹性变形的基部构件305的屈曲的第一状态对应的第一状态下是伸展且非屈曲的。
参照图4A，在本实施方式中，每个旋涡发生器结构115均包括总体上为大致矩形形状的壳体401；壳体401具有由部段405限定的外覆盖件403，其中，部段405与竖向尾翼111(未示出)的最外表面(通常还称为外模制线或OML)大致共面。应该理解的是，壳体401的确切形状可以由壳体401待被安装在其中的可用空间来确定，并且因此可以不是矩形形状。壳体401包括：最前壁407和最后壁409，最前壁407和最后壁409中的每一者均位于大致平行于XZ平面的位置；一对侧壁411、413，所述一对侧壁411、413中的每一者均位于大致平行于YZ平面的位置；以及最内壁414(未示出)，最内壁414位于大致平行于XY平面的位置并且从外覆盖件403偏移。壳体401是由CFRP材料形成的整体部件。然而，壳体401可以为由相同材料形成的通过任何适当的方法比如通过可替换紧固件附接至彼此的两个或更多个单独的子部件的组件。这种结构对于旋涡发生器结构115的后续组装及拆卸可能是优选的。壳体401还可以由任何其他适当的非金属材料、金属材料或复合材料并使用任何适当的制造方法比如添加层制造、机加工、成形、铸造、模制或铺设并固化来形成。
外覆盖件403的外周边缘417构造成大致垂直于壳体401的壁407、409、411、413延伸以便限定悬垂部419，悬垂部419构造成附接至由竖向尾翼111提供的对应的外周边缘501(未示出)。
悬垂部419大致沿着整个外周边缘417即沿着旋涡发生器结构115的前壁407、后壁409和两个侧壁411、413延伸。然而，这种重叠结构在顶覆盖件403的外周边缘周围可能不是连续的。在本实施方式中，沉孔快速释放紧固件(未示出)与附至周围结构的部分的对应螺母板(未示出)结合使用以将旋涡发生器结构115组装至竖向尾翼111。这提供了能够外场更换——这对于运行操作(in-serviceoperations)是重要的——的系统，其中可以快速更换发生故障的单元以防止在正常操作期间不必要的延迟。替代性地，旋涡发生器结构115可以形成竖向尾翼111的一体部分，即竖向尾翼111的覆盖件的一部分。
部段405还在壳体401的外覆盖件403中限定通向壳体401内的对应腔室423的开口421，其中，腔室423还由壁407、409、411和413的内表面限定。内表面可以如所示的那样偏移，或者可以位于可弹性变形的襟翼构件303的边缘的紧附近。开口421的边缘可以包括构造成改善通过腔室423的气流的大的半径或倒角。
腔室423内布置有飞行器气流改变装置301，飞行器气流改变装置301由壳体401的最前壁407和最后壁409支撑并且包括可弹性变形的襟翼构件303，可弹性变形的襟翼构件303在图4A中示出的第一状态下延伸通过开口421。
当可弹性变形的襟翼构件303在飞行器101的操作期间于第一状态下伸展时，气流431的接近外覆盖件403的部分被可弹性变形的襟翼构件303改变以产生从旋涡发生器结构115的位置向后流动并且流过竖向尾翼111和方向舵113的一个或更多个气流旋涡433。
参照图4B，图4A的旋涡发生器结构115被示出为处于第二构型，在第二构型下，飞行器气流改变装置301的可弹性变形的襟翼构件303在其处于第二屈曲状态下并且可弹性变形的基部构件处于对应的第二屈曲状态、即对应于图3B中所示的状态时从开口421收缩。
经受气流分离的升力表面附近的旋涡433的已知效果在于即使这种旋涡433还产生相关量的形式阻力和旋涡阻力，但仍延迟气流与升力表面分离的开始。尽管具有这种阻力障碍(penalty)，但在某些情形下旋涡433仍是期望的。例如，竖向尾翼111或方向舵113考虑了比如表面积、翼型截面之类的参数而定尺寸，使得当竖向尾翼111和方向舵113以相对于自由流的气流方向的最大入射角度操作时，它们能够提供充足的偏航力矩来控制飞行器101。竖向尾翼111和方向舵113的尺寸针对这些情形可以考虑由于可能存在的流动分离而引起的一定量的升力损失。因此，在竖向尾翼111或方向舵113的本实施方式的上下文中，当旋涡433被引入到竖向尾翼111和方向舵113的区域的前方(上游)时，流动分离损失可以被减小或者被彻底去除，否则会呈现以较大入射角度的流动分离。本技术的旋涡发生器结构115是实现这一点的装置，旋涡发生器结构115进而允许减小竖向尾翼111和方向舵113的总尺寸并且因此减小总重量，这在飞行器101的制造和操作成本方面是有利的。
参照图4B，可弹性变形的襟翼构件303的收缩使旋涡发生器结构115附近的气流恢复至其标称特性，并且避免否则会发生的形式阻力和旋涡阻力障碍。该构型例如在竖向尾翼111或方向舵113于巡航期间不需要以相对于自由流气流方向的高入射角操作的情况下是期望的。在本实施方式中，开口423还可以设置有薄的可破裂的膜，该膜构造成在部段405的平面中的开口423上延伸并且紧固或粘结至外覆盖件403。可破裂的膜将为腔室423提供空气动力学覆盖，但还构造成由于可弹性变形的襟翼构件303在其第一次伸展的初始阶段期间接触可破裂的膜而永久地破裂，从而不抑制可弹性变形的襟翼构件303的完全伸展或性能。
然而，应该理解，优选的是，在气流改变装置301的可弹性变形的襟翼构件303处于第二屈曲状态下并且可弹性变形的基部构件处于对应的第二屈曲状态下时，气流改变装置301的可弹性变形的襟翼构件303没有完全收缩到腔室中而是其位于大致平行于部段405的平面的位置。在这种构型中，可弹性变形的襟翼构件303在收缩的第二状态下将保持在气流中但不会产生任何显著的旋涡433和相关阻力。然而，这可能会产生将能够接受的一定水平的形式阻力。
使用包括这种飞行器气流改变装置301的旋涡发生器结构115的另一优点在于，飞行器气流改变装置301没有活动部件，使得其设计被简化。因此，还可以具有较低的由于磨损或者由于在污染物比如冰、油或灰尘等的存在下卡住而导致的故障概率。这可以导致需要较小数目的旋涡发生器结构115，并且因此由于较长的维护检查间隔而降低复杂性或降低成本。
还应当理解的是，一个或更多个旋涡发生器结构115可以布置在竖向尾翼111上的其他位置——例如，在竖向尾翼111或方向舵113的最前的“前”缘部分处——以便增强空气动力学性能。还应当理解的是，所述一个或更多个旋涡发生器结构115可以布置在飞行器101上的接近任何其他升力表面的可能期望抑制流动分离的其他位置。例如，所述一个或更多个旋涡发生器结构115可以安装在机翼103或水平稳定器109的最前缘或最后的“后”缘的一部分处。替代性地，所述一个或更多个旋涡发生器结构115可以安装在另一表面组件比如吊仓108或发动机107上。此外，所述一个或更多个旋涡发生器结构115可以用于改善飞行器101的航空声学性能。例如，所述一个或更多个旋涡发生器结构115可以定位在由飞行器101的外表面的一部分限定的开孔110的前方(上游)或附近，以便产生可以减小来自这种开孔110的可听得见的Helm-Holtz感应频率的一个或更多个涡旋433。
参照图5A，气流改变装置301安装在腔室423内。可弹性变形的基部构件305的第一端部502和第二端部503分别定位在分别由最后壁409和最前壁407限定的相应槽509和507内，使得气流改变装置301被支撑在两个端部处。包括电动线性致动器511的致动器结构510和联接器513也安装在腔室423内。应当理解的是，致动器结构可以包括任何适当的替代性致动器，比如旋转型致动器或压电型致动器。致动器可以替代性地被液压地激励。线性致动器511的第一端部515具有凸耳并且用U形夹销519可枢转地安装至由腔室423的最内壁414提供的对应的一组凸耳。
线性致动器511的第二端部521包括经由另一U形夹销523可枢转地连接至由联接器513提供的一组凸耳的凸耳。联接器513固定地附接至可弹性变形的基部构件305的在其Y方向上的大致中间长度的位置处的下表面527。
可以根据需要替代性地使用可允许较大自由度的万向球接头类型结构来代替用于将线性致动器511连接至壳体401的销结构或联接器513中的任一者。
当致动器结构510处于如图5A中所示的第一位置处时，可弹性变形的基部构件305处于为非屈曲状态的第一状态下，并且可弹性变形的襟翼构件303因此处于也为非屈曲的对应的第一状态下。在这种状态下，可弹性变形的襟翼构件303延伸通过开口421并且在存在流过竖向尾翼111的气流的情况下用作旋涡发生器。
参照图5B，示出了图5A的所有特征，然而，在图5B中，致动器结构510被致动至第二位置，从而提供了大致沿可弹性变形的基部构件305的竖向轴线的方向的力，使得可弹性变形的基部构件305变形至为屈曲状态的第二状态并且可弹性变形的襟翼构件303因此也变形至为屈曲状态的对应的第二状态。在这种状态下，可弹性变形的襟翼构件303从开口421收缩，使得可弹性变形的襟翼构件303大致在部段405的平面中(即，在OML的平面中)伸展，从而开口421附近的气流没有实质性的改变。通过例如经由使线性致动器511去激励来去除由致动器结构510施加的竖向力，存储在飞行器气流改变装置301内的弹性能量足以反向驱动线性致动器511，以使飞行器气流改变装置301从屈曲的第二状态恢复至非屈曲的第一状态。无需对线性致动器511供以电力或命令来使可弹性变形的襟翼构件303伸展是有利的，因为该设计本质上是自动防故障的并且确保没有电力存在，尽管以最小的阻力障碍作为交换，但根据需要仍能够获得竖向尾翼111和方向舵113的最大偏航力矩能力。
应当理解的是，飞行器气流改变装置301可以替代性地通过作用在可弹性变形的基部构件305上的周围结构的变形或者通过由于腔室外部的气流而作用在可弹性变形的襟翼构件303上的压力差而不是通过目前为止描述的特定类型的动力致动器结构的致动而在第一状态与第二状态之间致动和变形。
参照图6A和图6B，在壳体401的侧壁413与气流改变装置301之间设置有间隙601。这种间隙601对于提供用于在壳体401内安装或更换致动器结构510或其他内部部件的路径或者对于执行维护或维修检查可以是优选的。应当理解的是，可以不需要这种间隙601，而是壳体401的侧壁413可以构造成使得在可弹性变形的基部构件305处于第一状态和第二状态下时，可弹性变形的基部构件305的最侧缘309大致抵接侧壁413的内表面，并且壳体401的侧壁413还可以构造成在可弹性变形的襟翼构件303处于屈曲的第二状态下时大致抵接可弹性变形的襟翼构件303的最侧缘307。可以优选地这样做以便防止液体、污染物收集在腔室423内。
还示出了联接器513沿X方向大致跨越可弹性变形的基部构件305。这确保了由致动器结构510沿Z方向竖向地施加的载荷经由联接器513均匀地分布在可弹性变形的基部构件305的X尺寸跨度上。使用枢转的U形夹销523将线性致动器511在第二端部处附接至联接器513可以在需要时允许更容易地安装和更换线性致动器511。在致动器结构510中使用枢转连接519和523确保在施加竖向载荷时弯曲载荷不被施加至可弹性变形的基部构件305，这可能会导致飞行器气流改变装置303的意外变形。
参照图7A，示出了替代性实施方式。该实施方式的旋涡发生器结构115与图4A中所示的旋涡发生器结构115大致相同。
气流改变装置301安装在腔室423内。该装置的可弹性变形的基部构件305形成为使得在其第一非屈曲状态下其在正Z方向上为总体上略弯曲形状，在图中由虚线701和上下表面702表示。可弹性变形的基部构件305的第一端部709为圆形形状并且定位在也具有对应的圆形形状的对应的第一槽509中，使得第一端部709与第一槽509的内表面大致相符合。
可弹性变形的基部构件305的第二端部707定位在类似对应形状的对应第二槽507内。致动器结构710设置在第二槽507中。致动器结构包括线性致动器711。线性致动器711在第一端部713处固定至壳体401的最前壁407。
线性致动器711的第二端部715通过U形夹销717枢转地附接至可弹性变形的基部构件305的第二端部707。致动器结构710使得可弹性变形的基部构件305可以相对于线性致动器711的第二端部715旋转并且某种意义上来说大致平行于YZ平面旋转。
当致动器结构710处于如图7A中所示的第一位置处时，可弹性变形的基部构件305处于为非屈曲状态的第一状态，并且因此可弹性变形的襟翼构件303处于也为非屈曲的对应的第一状态。在这种状态下，可弹性变形的襟翼构件303延伸通过开口421并且在存在流过竖向尾翼111的气流的情况下用作旋涡发生器。
参照图7B，示出了图7A的所有特征，然而，在图7B中，致动器结构710被致动至第二位置，从而提供了大致沿可弹性变形的基部构件305的横向轴线(Y方向)的力，使得可弹性变形的基部构件305变形至为屈曲状态的第二状态并且可弹性变形的襟翼构件303因此也变形至为屈曲状态的对应的第二状态。在这种状态下，可弹性变形的襟翼构件303从开口421收缩，使得可弹性变形的襟翼构件303大致在部段405的平面中(即，在OML的平面中)伸展，从而开口421附近的气流没有实质性的改变。通过例如经由使线性致动器711去激励来去除由致动器结构710施加的横向力，存储在飞行器气流改变装置301内的弹性能量足以反向驱动线性致动器711，以使飞行器气流改变装置301从屈曲的第二状态恢复至非屈曲的第一状态。
当与图5A、图5B、图6A和图6B的实施方式相比较时，可以看到的是，本实施方式中的壳体401由于致动器结构710需要较短的行程来实现飞行器气流改变装置301的相同量的变形而不需要具有如此大的腔室423。对于这种结构来说压电型致动器可以是优选的，这是由于它们的动力密度在给定尺寸的情况下相对较高。因此，壳体401的内壁414更靠近外壁403并且因此较浅，从而导致本实施方式的旋涡发生器结构115更紧凑。这种结构在竖向尾翼111的可用内部空间受到限制的情况下可以是优选的，并且对于竖向尾翼111的外侧后缘区域或其他升力表面可以是特别需要的。
在前面的描述中，提及具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体或元件；然后此类等同物如同被单独阐述一样并入本文中。应当参照权利要求书来确定本发明的真实范围，本发明应当被解释为包含任何此类等同物。读者还应当理解的是，本发明的被描述为优选、有利、方便等的整体或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，此类可选的整体或特征尽管在本发明的一些实施方式中可能是有益的，但在其他实施方式中可能是不期望的并且因此可能不存在。
Claims (15)
1.一种飞行器气流改变装置(301)，包括：
至少一个可弹性变形的基部构件(305)；和
至少一个可弹性变形的襟翼构件(303)，所述可弹性变形的襟翼构件(303)从所述可弹性变形的基部构件(305)延伸，
其中，所述可弹性变形的基部构件(305)从第一状态至第二状态的变形导致所述可弹性变形的襟翼构件(303)从第一状态至第二状态的对应变形。
2.根据权利要求1所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)的第一状态和所述可弹性变形的基部构件(305)的对应的第一状态为非屈曲状态，并且所述可弹性变形的襟翼构件(303)的第二状态和所述可弹性变形的基部构件(305)的对应的第二状态为屈曲状态。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)或所述可弹性变形的基部构件(305)由非金属材料、金属材料或复合材料中的至少一者形成。
4.根据任一前述权利要求所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的基部构件(305)的横向尺寸为约80mm。
5.根据任一前述权利要求所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)的横向尺寸为约30mm。
6.根据任一前述权利要求所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)的竖向尺寸为约20mm。
7.根据任一前述权利要求所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)的厚度为约1mm。
8.根据任一前述权利要求所述的飞行器气流改变装置(301)，其中，所述可弹性变形的襟翼构件(303)与所述可弹性变形的基部构件(305)一体地形成。
9.一种旋涡发生器结构(115)，包括：
部段(405)，所述部段(405)限定通向对应腔室(423)的开口(421)；
布置在所述腔室(423)内的飞行器气流改变装置(301)，所述飞行器气流改变装置(301)进一步包括可弹性变形的襟翼构件(303)和可弹性变形的基部构件(305)；
其中，当所述可弹性变形的基部构件(305)处于第一状态下时，所述飞行器气流改变装置(301)的所述可弹性变形的襟翼构件(303)在对应的第一状态下延伸通过所述开口(421)，并且其中，当所述可弹性变形的基部构件(305)处于第二状态下时，所述飞行器气流改变装置(301)的所述可弹性变形的襟翼构件(303)在对应的第二状态下从所述开口(421)收缩。
10.根据权利要求9所述的旋涡发生器结构(115)，其中，所述可弹性变形的基部构件(305)的第一状态和所述可弹性变形的襟翼构件(303)的对应的第一状态为非屈曲状态。
11.根据权利要求9或10所述的旋涡发生器结构(115)，还包括至少一个致动器结构(510)，所述至少一个致动器结构(510)配置成向所述飞行器气流改变装置(301)的所述可弹性变形的基部构件(305)施加力以使所述可弹性变形的基部构件(305)从第一状态变形至第二状态或者使所述可弹性变形的基部构件(305)从第二状态变形至第一状态。
12.根据权利要求11所述的旋涡发生器结构(115)，其中，所述致动器结构(510)配置成提供大致沿所述可弹性变形的基部构件(305)的竖向轴线的方向的力。
13.根据权利要求11所述的旋涡发生器结构(115)，其中，所述致动器结构(510)配置成提供大致沿所述可弹性变形的基部构件(305)的横向轴线的方向的力。
14.根据前述权利要求11至13中的任一项所述的旋涡发生器结构(115)，其中，所述致动器结构(510)包括线性式致动器。
15.一种飞行器(101)，所述飞行器(101)具有至少一个根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器结构(115)。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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