CN109795674A - 旋涡发生器控制系统、飞行器及控制气流改变装置的方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了用于控制飞行器旋涡发生器结构(115)的旋涡发生器控制系统(814)，其包括：控制器(825)，该控制器配置成接收来自飞行控制单元(117)的一个或多个展开或收缩命令信号，并且还配置成将一个或更多个命令信号发送至流体控制阀(819)；流体压力传感器(817)，该流体压力传感器配置成感测来自旋涡发生器结构(115)的致动器(511、711、803)的一个或多个压力值且将压力值发送至控制器(825)，流体控制阀(819)配置成响应于来自控制器(825)的命令信号而控制致动器(511、711、803)与储液器(823)之间的流体传送。本申请还涉及飞行器及使用旋涡发生器控制系统来对旋涡发生器结构的气流改变装置从第一位置到第二位置的致动进行控制的方法。

Description

旋涡发生器控制系统、飞行器及控制气流改变装置的方法

技术领域

本技术涉及用于飞行器的旋涡发生器结构，以及旋涡发生器控制系统。

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，可以用更大的方向舵或可以偏转更大的角度的方向舵来产生更大的偏航力矩。由于方向舵只能够偏转有限的角度以避免方向舵处的失速流动，因此最大偏航力矩主要由竖向尾翼以及方向舵的整体形状和表面积来确定。

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产生的流动。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少数移动部件而不易发生故障或者维护成本较低。

发明内容

本技术的实施方式提供了一种用于控制飞行器旋涡发生器结构的旋涡发生器控制系统，该旋涡发生器控制系统包括：控制器，该控制器配置成接收来自飞行控制单元的一个或更多个展开或收缩命令信号，并且还配置成将一个或更多个命令信号发送至流体控制阀；流体压力传感器，该流体压力传感器配置成感测旋涡发生器结构的致动器的一个或更多个压力值且将压力值发送至控制器，其中，流体控制阀配置成响应于来自控制器的命令信号而控制致动器与储液器之间的流体传送。

控制器还可以配置成将命令信号发送至流体泵，该流体泵配置成响应于来自控制器的命令信号而将流体从储液器驱动到致动器。该系统可以配置成使用液压流体或使用气动流体来操作。旋涡发生器控制系统可包括多个压力传感器或控制阀。控制阀可以是电磁操作的。

旋涡发生器控制系统可以配置成控制旋涡发生器结构的线性流体致动器。在替代实施方式中，旋涡发生器控制系统可以配置成控制旋涡发生器结构的流体肌肉致动器。旋涡发生器控制系统可以配置成在相对于环境压力的在0Pa至+600000Pa的压力范围内操作旋涡发生器结构的流体肌肉致动器。旋涡发生器控制系统可以配置成对应于相对环境压力约+600000Pa的致动器压力以展开状态控制旋涡发生器结构。旋涡发生器控制系统可以配置成控制多个飞行器旋涡发生器结构。还提供了一种包括旋涡发生器控制系统的飞行器。

在本技术的另一实施方式中，提供了一种使用旋涡发生器控制系统来对旋涡发生器结构的气流改变装置从第一位置到第二位置的致动进行控制的方法，该方法包括下述步骤：飞行控制单元向控制器发信号以将旋涡发生器结构的气流改变装置从第一位置移动至第二位置；控制器向控制阀发信号以使其打开，从而允许流体在储液器与旋涡发生器结构的致动器之间的传送，使得气流改变装置从第一位置致动到第二位置。

第一位置可以是气流改变装置的收缩状态，并且第二位置可以是气流改变装置的展开状态。替代性地，第一位置可以是气流改变装置的展开状态，并且第二位置可以是气流改变装置的收缩状态。

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。

附图描述

现在将仅通过示例的方式参照以下附图来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的等距视图，该旋涡发生器结构包括处于伸展的第一状态下的飞行器气流改变装置；

图4B是图3B的旋涡发生器结构处于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平面的侧视截面图；

图5B提供了旋涡发生器结构115的沿着图4B中指示的YZ平面的侧视截面图；

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的正视截面图；

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的正视截面图；

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视截面图；

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视截面图。

图8A和图8B是根据本技术的另一实施方式的旋涡发生器结构115的正视截面图。

图9A和图9B分别提供了根据本技术的实施方式的旋涡发生器控制系统814的展开操作和旋涡发生器控制系统814的收缩操作。

图10A和图10B是根据本技术的实施方式的旋涡发生器结构115的正视截面图。

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架108的发动机107。飞行器101包括呈水平尾翼109和竖向尾翼111的形式的另外的升力表面组件，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)的各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包括可弹性变形的挡板构件303，该可弹性变形的挡板构件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，可弹性变形的挡板构件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大致垂直的方式伸展，使得可弹性变形的挡板构件303的最侧缘307与YZ平面大致重合。

可弹性变形的挡板构件303由8层共固化的GFRP层压材料形成，所述共固化的GFRP层压材料从8层阶梯式下降，在可弹性变形的挡板构件303的边缘307处降至4层。每一层可以使用环氧树脂/E型玻璃复合材料。

可弹性变形的挡板构件303在Z方向上可以具有至少10mm的尺寸Hf，但是优选地，其在Z方向上具有20mm的尺寸Hf。可弹性变形的挡板构件303在Y方向上可以具有至少30mm的尺寸Wf，但是优选地，其在Z方向上具有60mm的尺寸Wf。可弹性变形的挡板构件303在X方向上可以具有至少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，使得可弹性变形的挡板构件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，与可弹性变形的挡板构件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，可弹性变形的挡板构件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并且还通过任何适当的方法形成，这些材料比如为非金属材料、金属材料或复合材料，这些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、铸造或模制材料来进行。此外，可弹性变形的挡板构件303和可弹性变形的基部构件305可以一体地形成。

此外，可弹性变形的挡板构件303可以不是矩形形状，而是可以具有扫掠的最前缘或最后缘。替代地，可弹性变形的挡板构件303可以是三角形的。替代性地，可弹性变形的挡板构件303可以包括弯曲边缘。替代地，可弹性变形的挡板构件303可以是半圆形或半椭圆形。

被示出为处于图3A的第一状态下的飞行器气流改变装置301在图3B中被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经受单轴弹性弯曲到达第二状态，从而导致可弹性变形的挡板构件303的非对称的弹性屈曲到达对应的第二状态。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挡板构件303的横向扭转屈曲引起。当可弹性变形的挡板构件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，引起可弹性变形的基部构件305从第二状态返回至第一状态)导致可弹性变形的挡板构件303和可弹性变形的基部构件305弹性变形返回至它们相应的非屈曲的第一状态，其中可弹性变形的挡板构件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，可弹性变形的挡板构件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，本领域技术人员将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挡板构件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包括整体上为大致矩形形状的壳体401；具有由与竖向尾翼111(未示出)的最外表面(通常也称为外模线或OML)大致共面的部分405限定的外覆盖件403。应当理解的是，壳体401的确切形状可以由其将要安装的可用空间确定，因此壳体401可以不是矩形形状。壳体401包括最前壁407、最后壁409、一对侧壁411、413和最内壁414(未示出)，最前壁407和最后壁409各自安置成大致平行于XZ平面，一对侧壁411、413各自安置成大致平行于YZ平面，最内壁414安置成大致平行于XY平面并偏离外覆盖件403。壳体401是由CFRP材料形成的整体部件。然而，壳体401可以是由相同材料形成的两个或更多个单独的子部件的组件，所述子部件通过任何合适的装置、比如通过可更换的紧固件彼此附接。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延伸以便限定悬伸部419，悬伸部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)。

悬伸部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的外周边缘周围可以是不连续的。在本实施方式中，沉孔快速释放紧固件(未示出)与附至周围结构的各部分的对应螺母板(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。这提供了航线可更换的系统，这对于运行操作(in-service operations)是重要的，其中可以快速更换发生故障的单元以防止正常操作期间的不必要的延迟。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。

部分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，或者可以极为靠近可弹性变形的挡板构件303的边缘。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挡板构件303，可弹性变形的挡板构件303在图4A中示出的第一状态下伸展通过开口421。

当可弹性变形的挡板构件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挡板构件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的可弹性变形的挡板构件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收回。

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还产生相关量的形状阻力和旋涡阻力，但仍延迟气流与升力表面分离的开始。尽管具有这种阻力损失，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相对于自由流的气流方向以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的本实施方式的背景下，当在竖向尾翼111和方向舵113的区域的前方(上游)引入旋涡433时，流动分离损失可以被减小或者被彻底去除，否则会在较大入射角度下呈现流动分离。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，可弹性变形的挡板构件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状阻力和旋涡阻力损失。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，该膜构造成在部分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挡板构件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挡板构件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的可弹性变形的挡板构件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的可弹性变形的挡板构件303没有完全收缩到腔室中而是其位于大致平行于部分405的平面的位置。在这种构型中，可弹性变形的挡板构件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，它可以产生一定程度的可接受的形状阻力。

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，它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成本或降低复杂性。

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或水平尾翼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架108或发动机107上。此外，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，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)及附近，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旋涡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各自定位在分别由最后壁409和最前壁407限定的相应的槽509和507内，使得气流改变装置301在两个端部处被支撑。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525固定地附接至可弹性变形的基部构件305的下表面527的在其Y方向上的大致中间长度的位置处。

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525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，并且可弹性变形的挡板构件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，可弹性变形的挡板构件303伸展通过开口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挡板构件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，可弹性变形的挡板构件303从开口421收缩，使得可弹性变形的挡板构件303大致在部分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，储存在飞行器气流改变装置301内的弹性能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挡板构件303伸展，这是有利的，因为该设计本质上是防故障的并且确保在没有电力存在时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，尽管以最小的阻力损失作为交换。

应当理解的是，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挡板构件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使飞行器气流改变装置301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挡板构件303处于屈曲的第二状态下时大致抵接可弹性变形的挡板构件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中使用枢转连接件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，所述弯曲载荷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。

在腔室423内安装有气流改变装置301。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的形状，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的第二槽507内。在第二槽507中设置有致动器结构710。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下，并且可弹性变形的挡板构件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，可弹性变形的挡板构件303伸展通过开口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挡板构件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，可弹性变形的挡板构件303从开口421收缩，使得可弹性变形的挡板构件303大致在部分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，储存在飞行器气流改变装置301内的弹性能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需要短得多的行程来实现飞行器气流改变装置301的相同的变形量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，从而使得本实施方式的旋涡发生器结构115紧凑得多。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。

参照图8A，示出了旋涡发生器结构115的实施方式。在腔室423内安装有被示出为处于第一位置的气流改变装置301。装置301的可弹性变形的基部构件305再次形成为使得在其非屈曲的第一状态下，其具有在正Z方向上整体上略微弯曲的形状，在图中由虚线701以及上表面702和下表面702表示。可弹性变形的基部构件305的第一端部709定位在类似对应形状的对应的第一槽509内。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的第二槽507内。每个端部707、709可以具有与壳体401相对应的形状，例如每个端部可以是圆形的以允许气流改变装置301更容易地旋转。

提供了流体肌肉致动器结构801，其包括可枢转地连接至一对联接器805的流体肌肉致动器803；在致动器803的每个端部处有一个联接器805。每个联接器805从气流改变装置301的在与槽509和507相邻的第一端部709和第二端部707处的下部部分沿大致垂直的方向延伸。替代性地，联接器可以从基部构件305以锐角延伸，然而，这可能增加腔室423的宽度并且因此增加旋涡发生器结构115的整体尺寸。该联接器具有基本上L形的本体，该本体由CFRP形成并且在上表面处结合至基部构件305的下表面702。替代性地，可以选择任何其他合适的材料，比如CRESS。此外，可以优选的是，由与气流改变装置301相同的材料一体地形成一个或多个联接器。

每个联接器的相对端部形成U形夹811，U形夹811构造成接纳对应的凸耳813和销809。当由流体肌肉致动器803的本体形成的凸耳813被接收在相应的U形夹811中并且使用销809被固定在每个联接器805处时，实现了流体肌肉致动器803与联接器805之间的可枢转连接。联接器805用于支撑腔室423内的流体肌肉致动器803并且使流体肌肉致动器803相对于气流改变装置301的基部构件305或挡板构件303偏移了偏移长度D，偏移长度D在5mm与15mm的长度之间。优选地使用10mm。

如图所示使用提供长度D的偏移的联接器805是有利的，因为在基部构件305与致动器803的负载施加点之间引入具有基本相同长度的力矩臂，使得对于给定尺寸的流体肌肉致动器803而言可以实现绕X轴线的更高的正弯曲力矩或者负弯曲力矩Mx。这可以允许在一些情况下使用较小的流体肌肉致动器803，这降低了整个旋涡发生器结构115的成本、功率消耗和重量。联接器805的可枢转连接优化来自致动器803的载荷的方向，并确保流体肌肉致动器803本身不会受到由其自身致动所引起的弯曲或扭转载荷。然而，应当理解的是，替代性地，流体肌肉致动器803可以在不需要联接器805的情况下直接附接至可弹性变形的基部构件305或可弹性变形的挡板构件303。在替代性实施方式中，致动器803还可以不可枢转地连接至联接器805。当气流改变装置301处于第一位置时，联接器805的另一个功能是使致动器803基本上平行于线701定向。

流体肌肉致动器803类似于例如来自Festo Vertrieb GmbH的市售的人造肌肉型致动器。本实施方式中的致动器803配置成由相对于环境大气压力值在0帕斯卡到+600000帕斯卡的操作压力范围内供应的气体压力源气动地驱动，在本实施方式中，在考虑到根据飞行器的高度和天气条件的空气压力、温度的变化的情况下，环境大气压力值可以在根据飞行器的操作包络线所确定的值的范围内。压力源可以由独立泵、加压或非加压储液器或两者的任何组合而提供，例如飞行器引气系统或中央液压系统。在为飞行器旋涡发生器结构115提供动力的情况下，气动型流体肌肉致动器803是期望的，气动动力系统往往重量更轻。然而，根据所需的操作特性，流体肌肉致动器803可以替代地由任何其他合适的流体提供动力或液压驱动。液压驱动的流体肌肉致动器803可能是优选的，因为液压系统具有可用的较高功率密度和由于环境空气温度而引起的功率特性的较小变化。

流体肌肉致动器803包括长形本体，该长形本体设置有封闭的流体囊804，流体囊804在其长度上具有基本上恒定的筒形横截面。在每个端部处，囊804形成凸耳813，如前所述，凸耳813可以在每个端部处附接至U形夹811。囊804由用编织材料增强的弹性的不可渗透材料形成，比如橡胶囊804通过编织玻璃材料被增强。本领域技术人员应当理解的是，囊804内的增强编织物的构型、材料选择和紧密度可以被选定成确定囊804的特定弹性应变能、偏转特性和/或力要求。

流体肌肉致动器803经由流体导管815连接至旋涡发生器控制系统814，旋涡发生器控制系统814包括至少一个流体压力传感器817、至少一个螺线管操作的控制阀819、至少一个泵821、至少一个储液器823、包括组合信号处理器和存储器单元827的至少一个控制器825以及飞行控制单元117，所有这些部件都定位并连接在流体肌肉致动器803的下游。如上所述的旋涡发生器控制系统814的优点在于它相对简单并且由可靠的部件形成。在控制系统814中可以安装有另外的压力传感器或其他部件，以便实现更高的可靠性并且因此实现控制系统814的冗余。例如，附加的控制阀819可以与第一压力控制阀819并联安装，以确保任一阀819的故障都不会导致系统814变得不可操作。应当理解的是，这种旋涡发生器控制系统814可以被应用于前述任何实施方式的旋涡发生器结构115，该旋涡发生器结构115可以设置有液压驱动的致动器、例如线性液压致动器并且可能不一定需要流体肌肉致动器803。

当流体肌肉致动器结构801处于如图8A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挡板构件303处于也为非屈曲的对应的第一状态。在这种状态下，可弹性变形的挡板构件303伸展通过开口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。此外，在该当前状态下，流体肌肉致动器803失去能源，也就是说，致动器803的囊804没有弹性应变，并且致动器803内的流体压力处于阈值P1或低于阈值P1，阈值P1在本实施方式中相对于环境大气压力为0巴。在压力P1处，即在失去能源的状态下，致动器803被设计成具有基本上等于60mm的长度L1，但是根据气流改变装置301的尺寸，长度L1可以小于60mm或者高达150mm。

如果囊804中的流体压力增加到高于该阈值，则致动器803的变形(并且因此弹性应变)以与压力的增加基本成比例的方式增加。在这种情况下，筒形囊804的外径开始随着应变能增加而增加，并且由囊804储存的弹性应变能增加，并且总体而言，致动器803的长度减小。在峰值供能压力P2——其在本实施方式中高于阈值约为600000帕斯卡——下，致动器803被设计成具有等于约45mm的长度L2，长度L2比L1短约25％。在这种状态下，可以说流体肌肉致动器803被缩短，并且气流改变装置301将为屈曲的第二状态，并且气流改变装置301从开口421收缩，如稍后将在图8B的支持下进一步详细描述的。

当致动器803失去能源以从峰值压力P2到P1时，存在与此行为相反的情况。这在飞行器旋涡发生器结构115的背景下是有利的，因为整个系统具有增强的故障安全设计。如果致动器803的囊804或旋涡发生器控制系统814中的意外泄漏导致压力连续下降，则流体肌肉致动器803恢复到其原始长度L1，从而导致旋涡发生器结构115的展开状态(产生旋涡)。

应当理解的是，一个或更多个旋涡发生器结构115可以连接至单个旋涡发生器控制系统814。这是有利的，因为在刚刚描述的故障的情况下，由于整个系统的压力将受到影响，因此将避免多个旋涡发生器结构115的不对称展开的风险，否则可能引入不希望的飞行器操纵质量。还应当理解的是，多个旋涡发生器控制系统814可以连接至多个旋涡发生器结构115，从而获得更高级别的冗余。

腔室423内的流体导管815的至少一部分是可弹性变形的，使得其不会由于流体肌肉致动器803在腔室423内的移动而受损。导管815穿过由壳体401形成的孔。流体肌肉致动器控制器825控制流体肌肉致动器803的致动(并且导致飞行器气流改变装置301从屈曲状态到非屈曲状态的致动)。控制器825包括组合信号处理器和存储器单元827，其配置成(i)接收来自飞行控制单元117的展开或收缩命令信号(ii)接收来自压力传感器817的压力读取信号，以及(iii)接收来自阀819(打开/关闭)和泵(供以能源/失去能源)821的状态信号。

控制器825还配置成(i)确定流体肌肉致动器803的展开或收缩状态，(ii)将这种状态发送至飞行控制单元117，(iii)将命令发送至控制阀819以使其打开或关闭，以及(iv)将命令发送至泵821以使其启动并将流体从储液器823泵送到致动器803中，或者使泵821停止并允许流体从致动器803返回到储液器823。

参照图8B，其示出了图8A的所有特征，然而在图8B中，流体肌肉致动器装置801被致动到第二位置，使得基本上沿着变形到第二状态的可弹性变形的基部构件305的横向轴线(Y方向)提供力。处于该第二状态的可弹性变形的基部构件305处于屈曲状态，并且可弹性变形的挡板构件303因此也变形成处于为屈曲状态的对应的第二状态。如该第二状态所示，可弹性变形的挡板构件303从开口421收缩，使得可弹性变形的挡板构件303基本上在部分405的平面中(即在OML的平面中)伸展，从而靠近开口421的气流没有实质的改变。

参照图9A，示出了用于将气流改变装置301从图8A中所示的第一位置致动到图8B中的第二位置的收缩操作901。操作901包括以下步骤：903-飞行控制单元117向控制器825发信号以移动气流改变装置301，905-控制器825向阀819发信号以使其打开；向泵821发信号以使向其供应能源且一旦接收到信号则通过导管815将流体泵送到致动器803的囊804中，使气流改变装置301的可弹性变形的挡板构件303朝向收缩位置移动；以及907-当控制器825接收到由压力传感器817检测到的峰值P2压力值时，控制器825向控制阀819发信号以使其关闭并且向泵821发信号以使其失去能源。如前所述，一旦达到峰值压力P2，则致动器803具有长度L2，气流改变装置301的可弹性变形的挡板构件303也从开口421收缩，并且最大应变能储存在囊804的现在变形的壁中和可弹性变形的基部构件305中。

参照图9B，示出了用于将气流改变装置301从图8B中所示的第二位置致动到图8A中的第一位置的展开操作909。操作909包括以下步骤：911-飞行控制单元117向控制器825发信号以使气流改变装置301收缩；913-控制器825在接收到信号时向阀819发信号以使其打开，导致囊804内的压力从峰值供能压力P2下降，从而使气流改变装置301的可弹性变形的挡板构件303朝向展开位置移动；以及915-当控制器825接收到由压力传感器817检测到的阈值P1压力值时，控制器825向控制阀819发信号以使其关闭。如前所述，一旦到达P1，则致动器803具有长度L1，气流改变装置301的可弹性变形的挡板构件303伸展穿过开口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。

在本实施方式中，储存在致动器803的囊804的壁中和气流改变装置301的可弹性变形的基部构件305中的弹性应变能足以使气流改变装置301展开并迫使流体通过导管815回流到储液器823，而不需要在相反方向上给泵819供以能源，然而，这种原理可以在需要时使用。一旦在传感器817处达到阈值压力P1，控制器827就向阀819发信号以使其关闭。控制器825还可以将已实现展开状态的信号发送至飞行控制单元117。控制器827可以以稍高于阈值压力P1的值向阀819发信号，以考虑到控制器825中的任何处理或信号滞后。

旋涡发生器结构115构造成使得储存在致动器803和可弹性变形的基部构件305中的弹性应变能一起工作以提供展开气流改变装置301所需的弹性应变能，其中，致动器803内的压力被释放，无论是有意的还是由于旋涡发生器结构115因流体从系统814或致动器803意外泄漏而变得不可操作的结果。替代性地，储存在流体肌肉致动器803中的弹性应变能可以配置成提供展开气流改变装置301所需的能量。

虽然图8A和图8B的实施方式中的流体肌肉致动器结构801联接至可变形类型的气流改变装置301，但是流体肌肉致动器结构801也可以应用以用于对使用刚性类型的气流改变装置901的旋涡发生器结构115进行致动，刚性类型的气流改变装置901仅包括刚性挡板构件303，刚性挡板构件303可被承载在腔室423内或铰接地安装在腔室423内。通过示例的方式，图10A示出了基本上根据先前实施方式的这样的结构，但是其中，气流改变装置301是刚性碳纤维挡板构件301，其围绕由一对同心对准的耐腐蚀的不锈钢轴1001形成的轴线1003铰接地安装和枢转，所述一对同心对准的耐腐蚀的不锈钢轴1001各自与构件301和壳体401的相应侧接合。在所示的本实施方式中，流体肌肉致动器结构801配置成基本在Z轴线方向上沿ZX平面延伸和缩短。流体肌肉致动器803在第一端部处通过由凸耳、销和U形夹提供的第一可枢转联接器805联接至壳体401，并且在第二端部处通过也由凸耳、销和U形夹提供的第二可枢转联接器805联接至气流改变装置301。由第二联接器805的销提供的枢转轴线相对于轴线1003偏移一定距离使得提供了杠杆臂，并且流体肌肉致动器803的伸出和收缩使得气流改变装置301绕轴线1003的致动旋转成为可能。响应于来自飞行控制单元117的展开命令，旋涡发生器控制系统814已命令旋涡发生器结构115移动至第一状态，由此流体肌肉致动器803失去能源至阈值压力P1并伸展为长度L1，并且气流改变装置301绕轴线1003旋转，以在开口421的外部展开到气流中，如所示出的。

图10B示出了与图10A相同的结构，其中，响应于来自飞行控制单元117的收缩命令，旋涡发生器控制系统814已命令旋涡发生器结构115移动到第二状态，由此流体肌肉致动器803被供以能源至峰值压力P2并缩短为长度L2，并且气流改变装置301绕轴线1003旋转以收缩到腔体423内部远离气流的位置。本实施方式也是一种故障安全设计，其中，储存在流体肌肉致动器803中的弹性应变能配置成足以展开气流改变装置301，无论其是命令操作还是响应于旋涡发生器控制系统814或致动器803中意外的压力损失。

使用流体肌肉致动器803的图8A至图10B的实施方式可以是优选的，因为使用流体肌肉致动器803使得弹性应变能能够由致动器803储存，所储存的弹性应变能然后可以额外地或完全地用于气流改变装置301的故障安全展开。在某些实施方式中，这还可以允许减小由基部构件305储存所需的弹性能，使得使用较不坚硬且因此更小或更轻的基部构件305。这允许在腔室423内可以存在用于致动结构801的更多空间，潜在地允许使用更高功率的致动器，或者替代性地使用更紧凑的旋涡发生器结构115，这因先前描述的原因而是有利的。另外，使用流体肌肉致动器803是有利的，因为它们具有比传统电动马达和液压线性致动器更高的强度重量比，使得旋涡发生器结构115的重量减轻。这在航空航天学上是有利的，其中，飞行部件的重量是重要的设计要求。最后，包括流体肌肉致动器结构801的旋涡发生器结构115包括更少的运动部件以及基本上非金属的构型，这使得设计不易受到比如水、冰、液压油和/或灰尘之类的污染物的磨损、腐蚀和堵塞的影响。

在前面的描述中提及了整体或元件具有已知的、明显的或可预见的等同物的情况下，则这些等同物如同单独阐述的一样结合于此。应当对权利要求进行参照以确定本发明的真实范围，权利要求应当被理解为包括任何这些等同物。读者也将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体构件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，这种可选的整体或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能有益，但在其他实施方式中可能不是期望的并且因此可以不存在。

Claims (15)

1.一种用于控制飞行器旋涡发生器结构(115)的旋涡发生器控制系统(814)，所述旋涡发生器控制系统(814)包括：

控制器(825)，所述控制器(825)配置成接收来自飞行控制单元(117)的一个或更多个展开或收缩命令信号并且还配置成将一个或更多个命令信号发送至流体控制阀(819)；

流体压力传感器(817)，所述流体压力传感器(817)配置成感测所述旋涡发生器结构(115)的致动器(511、711、803)的一个或更多个压力值且将所述压力值发送至所述控制器(825)；其中，所述流体控制阀(819)配置成响应于来自所述控制器(825)的命令信号而控制所述致动器(511、711、803)与储液器(823)之间的流体传送。

2.根据权利要求1所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述控制器(825)还配置成将命令信号发送至流体泵(821)，所述流体泵(821)配置成响应于来自所述控制器(825)的命令信号而将流体从所述储液器(823)驱动到所述致动器(511、711、803)。

3.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述系统配置成使用液压流体来操作。

4.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述系统配置成使用气动流体来操作。

5.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，包括多个压力传感器(817)或控制阀(819)。

6.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述控制阀(819)是螺线管操作的。

7.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述旋涡发生器控制系统(814)配置成控制所述旋涡发生器结构(115)的线性流体致动器(511、711)。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述旋涡发生器控制系统(814)配置成控制所述旋涡发生器结构(115)的流体肌肉致动器(803)。

9.根据权利要求8所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述旋涡发生器控制系统(814)配置成在相对于环境压力的在0Pa至+600000Pa的压力范围内操作所述旋涡发生器结构(115)的所述流体肌肉致动器(803)。

10.根据权利要求9所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述旋涡发生器控制系统(814)配置成对应于相对环境压力约600000Pa的致动器压力以展开状态控制所述旋涡发生器结构(115)。

11.根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)，其中，所述旋涡发生器控制系统(814)配置成控制多个飞行器旋涡发生器结构(115)。

12.一种飞行器(101)，其中，所述飞行器(101)包括根据任一前述权利要求所述的旋涡发生器控制系统(814)。

13.一种使用旋涡发生器控制系统(814)来对旋涡发生器结构(115)的气流改变装置(301)从第一位置到第二位置的致动进行控制的方法，所述方法包括以下步骤：

飞行控制单元(117)向控制器(825)发信号以将所述旋涡发生器结构(115)的所述气流改变装置(301)从所述第一位置移动至所述第二位置；

所述控制器(825)向控制阀(819)发信号以使其打开，从而允许流体在储液器(823)与所述旋涡发生器结构(115)的致动器(511、711、803)之间的传送，使得所述气流改变装置(301)从所述第一位置致动到所述第二位置。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述第一位置是所述气流改变装置(301)的收缩状态，并且所述第二位置是所述气流改变装置(301)的展开状态。

15.根据权利要求13所述的方法，其中，所述第一位置是所述气流改变装置(301)的展开状态，并且所述第二位置是所述气流改变装置(301)的收缩状态。