CN113294504A - 旋转致动器 - Google Patents

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rotor
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K·R·利森科
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Abstract

本发明涉及旋转致动器。旋转致动器，其包括歧管块和转子组件，该转子组件包括转子轴和附接到转子轴的多个弓形活塞，每个弓形活塞以距转子轴的设定径向距离弯曲，并且每个活塞都经由曲柄臂附接到转子轴。联接到歧管块的压力室组件限定接收并至少部分地包围每个弓形活塞的多个活塞压力室，包括邻近每个活塞压力室的入口设置的多个压盖密封件，以在压力室的内表面和弓形活塞外表面之间产生密封。每个压盖密封件包括接合弓形活塞的活塞表面的内密封件和接合活塞压力室的内表面的多个外密封件，从而形成液压密封。

Description

旋转致动器
技术领域
本公开涉及旋转致动器。更具体地，本公开涉及用于可控制地定位飞机的飞行控制表面的旋转致动器。
背景技术
通过操纵飞机的飞行控制表面来控制飞行中的飞机，该飞行控制表面包括主飞行控制表面诸如副翼、升降舵和方向舵，以及辅助飞行控制表面诸如扰流板、襟翼、缝翼和空气制动器等。飞行控制表面的致动使飞行员能够控制飞机的俯仰、偏转、摇摆和升起，以及其他飞行特性。
飞行控制表面的移动通常经由一个或多个线性致动器来实现，该线性致动器通常被定位成大致垂直于所联接的控制表面的枢转轴线，并且通过铰接连杆连接至控制表面。此定位通常需要将线性致动器安装在方向舵、升降舵或机翼内。
为了追求更高效率和增强的飞行性能，飞机机翼随着时间的推移变得越来越薄。特别地，在典型的控制表面枢转轴线处，外模线(OML)的顶部和底部之间的距离已经变得明显较小。当常规活塞状线性致动器安装在此类薄机翼内时，致动器或铰接连杆可部分地突出超过机翼的表面，即使被圆形罩或泡罩包围，也会增加阻力并降低燃料效率。
特别地，副翼沿着机翼的后缘定位，在该后缘中，只有最小的内部空间可用于联接的致动器。因此，对于此类应用，需要使用占地面积少的旋转式液压致动器。不幸的是，先前旋转式液压致动器不能在没有液压泄漏的情况下持续运行，从而可能影响相关副翼的精确定位并产生许多维护问题。
发明内容
本公开提供旋转致动器，包括旋转致动器的控制表面致动器系统，以及使用旋转致动器致动飞机控制表面的方法。
在一些示例中，本公开涉及旋转致动器，其包括歧管块和安装到歧管块的第一转子组件。第一转子组件又包括延伸到歧管块中的第一转子轴；以及附接到转子轴的多个弓形活塞，每个弓形活塞以距转子轴的旋转轴线的设定径向距离弯曲，并且每个活塞均经由曲柄臂附接到转子轴；联接到歧管块的第一压力室组件，该第一压力室限定被构造成接收并至少部分地包围每个弓形活塞的多个活塞压力室；和多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置并在活塞压力室的内表面和插入其中的弓形活塞的外表面之间产生密封，其中每个压盖密封件包括被构造成接合弓形活塞的表面的内密封件和被构造成接合活塞压力室的内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的弓形活塞之间形成液压密封。第一转子组件被构造成使得将液压流体输送到多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的弓形活塞围绕第一转子轴的旋转轴线以设定径向距离平移，且从而使第一转子轴旋转。
在一些示例中，本公开涉及控制表面致动器系统，其包括飞机的控制表面，联接到控制表面的旋转致动器，使得旋转致动器的操作来致动控制表面的移动。旋转致动器可以包括歧管块以及沿着旋转轴线安装到歧管块的相反侧的第一和第二转子组件。第一和第二转子组件中的每个又包括沿旋转轴线延伸到歧管块中的转子轴；附接到转子轴的多个弓形活塞，每个活塞沿着自转子轴的旋转轴线的限定的径向距离弯曲且每个活塞经由中间曲柄臂附接到转子轴；联接到歧管块的压力室组件，该压力室限定被构造成接收并至少部分地包围多个弓形活塞的多个活塞压力室；以及多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置且在活塞压力室的内表面和设置在其中的弓形活塞之间产生密封。每个压盖密封件包括被构造成接合弓形活塞的内密封件以及被构造成接合活塞压力室的内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的弓形活塞之间形成液压密封。每个转子组件被构造成使得将液压流体输送到多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的弓形活塞围绕旋转轴线平移，从而增加活塞压力室的容积并由此使联接的转子轴旋转。
在一些示例中，本公开涉及致动飞机控制表面的方法。该方法可以包括提供旋转致动器，其中旋转致动器包括歧管块和安装到歧管块的第一转子组件。第一转子组件可以包括延伸到歧管块中的第一转子轴；附接到转子轴的多个弓形活塞，每个活塞沿着距转子轴的旋转轴线的限定径向距离弯曲，并且每个活塞经由中间曲柄臂附接到转子轴；联接到歧管块的第一压力室组件，该第一压力室限定被构造成接收并至少部分地包围多个弓形活塞的多个活塞压力室；其中歧管块限定多个内通道，以将液压流体输送到活塞压力室；以及多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置并在活塞压力室的内表面和设置在其中的弓形活塞之间产生密封。每个压盖密封件可以包括被构造成接合弓形活塞的表面的内密封件和被构造成接合活塞压力室的内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的弓形活塞之间形成液压密封。第一转子组件被构造成使得经由歧管块的多个内通道将液压流体输送到多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的弓形活塞围绕第一转子轴的旋转轴线平移，从而使第一转子轴旋转。第一转子轴的内端延伸到在歧管块中形成的凹槽中，其中输出凸耳将第一转子轴的内端联接到飞机控制表面。方法还可以包括经由歧管块的内通道将加压液压流体输送到第一压力室组件，以增加第一压力室组件的活塞压力室内的液压流体压力；通过推动设置在第一压力室组件的活塞压力室内的弓形活塞使第一转子轴旋转，以由于活塞压力室内的液压流体压力增加而围绕第一转子轴的旋转轴线平移；通过使第一转子轴旋转来移动联接到第一转子轴的内端的输出凸耳；以及通过移动输出凸耳来致动飞机控制表面。
特征、功能和优点可以在本公开的各个示例中独立地实现，或者可以在其他示例中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来理解。
附图说明
图1是标识飞机的选定控制表面的飞机的示意图。
图2是示出在机翼的后缘处联接到控制表面的常规线性致动器的示意性横截面图。
图3描绘根据本公开的示例性旋转致动器。
图4描绘图3的示例性旋转致动器。
图5是图3的旋转致动器的歧管块的横截面图。
图6描绘图3的示例性旋转致动器的第一转子组件的转子轴、曲柄臂和弓形活塞。
图7描绘图3的示例性旋转致动器的第一转子组件的压力室组件。
图8描绘在与转子轴的旋转轴线正交的平面中的图3的旋转致动器的第一转子组件的剖视图。
图9描绘图3的旋转致动器的第一转子组件的活塞压力室的剖视图。
图10是图3的旋转致动器的活塞压力室的压盖密封件的横截面图。
图11描绘图3的旋转致动器的歧管块。
图12描绘图3的旋转致动器，其包括第一和第二旋转组件，省略第一致动器壳体和第二致动器壳体。
图13是示出控制表面致动器系统的示意性截面图，该控制表面致动器系统包括在机翼的后缘处联接到控制表面的本公开的旋转致动器。
图14是描绘根据本公开的致动飞机控制表面的说明性方法的流程图。
具体实施方式
旋转致动器、控制表面致动系统以及致动飞机控制表面的方法的各个方面和示例将在下文中描述并在相关附图中示出。除非另有说明，否则旋转致动器、系统和方法、其各个步骤和变型可以但不要求包含本文中所描述、示出和/或并入的结构、部件、功能和/或变型中的至少一种。此外，除非明确地排除，否则本文描述、示出和/或并入的处理步骤、结构、部件、功能和/或变型可以被包括在其他类似的装置和方法中，包括在公开的示例之间可互换。对各种示例的以下描述本质上仅是说明性的，绝不旨在限制示例、其应用或用途。另外，以下描述的示例提供的优点本质上是说明性的并且并非所有示例都提供相同的优点或相同程度的优点。
本具体实施方式包括以下几节，其按照以下顺序：(1)定义；(2)概述；(3)示例、部件和替代方案；(4)说明性组合和附加示例；(五)优点、特征和益处；以及(6)结论。
定义
除非另外指出，否则以下定义在此适用。
“基本上”意指主要符合术语所修饰的特定尺寸、范围、形状、概念或其他方面，使得特征或部件不必完全符合，只要它适于其预期的目的或功能即可。例如，“基本上圆柱形”的对象意指对象类似圆柱体，但是可与真实圆柱体有一个或多个偏差。
“包括”、“包含”和“具有”(及其变形)可互换使用，以意指包括但不必限于此，并且是开放式的术语，不旨在排除附加未引用的要素或方法步骤。
术语诸如“第一”、“第二”和“第三”用于以在特定上下文中引入它们的顺序区分或标识组等中的各种成员，并不旨在示出顺序或数字限制，或者是组成员的固定标识符。
“联接”意指这样的关系：一个物体的性能影响另一个的性能，可以包括直接或通过中间组件间接地永久或可释放地连接，并且不一定限于(一种或多种)物理连接。
概述
图1中示出飞机10，包括飞机的所选主飞行控制表面和副飞行控制表面的标识。飞机飞行控制表面可以包括垂直稳定器14上的方向舵12、水平稳定器18上的升降舵16、机翼24上的副翼20和扰流板22，以及同样在机翼24上的缝翼26和襟翼28。
图2是与机翼24结合的副翼控制表面20的局部横截面，其中副翼20联接到常规线性致动器30。如图所示，副翼20的致动需要线性致动器30的延伸。由于机翼24的相对较薄的横截面，即使在中间位置(A)，线性致动器30也延伸超过机翼24的包络线，且然后在致动时进一步突出(B)。即使完全缩回，线性致动器30和副翼20之间的致动器联接件31也延伸超过机翼24的蒙皮(C)。
在图3和图4中示出示例性的旋转致动器32，其已经被构造成最小化控制表面致动器的空间需要。旋转致动器32包括歧管块34、第一转子组件36和第二转子组件38。第一和第二转子组件分别在歧管块34的相反侧上安装到歧管块34。如图3具体所示，歧管块34包括安装支架40，用于经由歧管块34将旋转致动器32附接在飞机10内并附接到飞机10。旋转致动器32还包括从在歧管块34中形成的凹槽44中伸出的输出凸耳42，如图4所示。尽管输出凸耳42从歧管块34中的凹槽44延伸，但是输出凸耳42未附接到歧管块34，而是直接联接到从第一转子组件36延伸的第一转子轴46的内端45，以及从第二转子组件38延伸的第二转子轴48的内端47，如图5所示。输出凸耳42还被构造成联接到致动器臂，其又联接到控制表面，使得旋转致动器32的操作将致动该控制表面的移动。
歧管块34可以另外包括液压接口50，其可以包括多个连接端口，以有利于将旋转致动器32的液压系统连接至飞机10的液压系统。
第一转子组件36和第二转子组件38可以分别包括第一致动器壳体51和第二致动器壳体52。致动器壳体密封地联接到歧管块的相反侧上的歧管块34，并且每个致动器壳体包围对应的第一和第二转子组件的其余部件，如将在下面具体关于第一转子组件36的部件所讨论的。
如图6所示，第一转子组件36可以包括第一转子轴46，其延伸第一转子组件36的长度并进入歧管块34中并在第一致动器壳体51内限定旋转轴线56。多个曲柄臂58可附接到第一转子轴46，其中每个曲柄臂将第一转子轴46联接到弓形活塞60。每个弓形活塞60成形为以距第一转子轴46的旋转轴线56设定径向距离62沿着曲线61延伸，其中每个弓形活塞60的设定径向距离62是相同的(如图8所示)。
弓形活塞60中的每个可被构造成具有细长横截面，带有倒圆边缘和与附接到曲柄臂58的弓形活塞60的端部相对的倒圆远侧表面。弓形活塞的特定形状不关键，只要它们被精确且平滑地加工到精密公差并且它们遵循具有设定径向距离62的曲线61。例如，在不脱离本公开的范围和精神的情况下，弓形活塞60可以具有圆形横截面(呈弓形杆的形式)，或弓形活塞60可以具有正方形或矩形的横截面。
如图7所示，第一转子组件36可以包括联接到歧管块34并从该歧管块34延伸的一个或多个第一压力室组件64。每个第一压力室组件64限定多个活塞压力室66，其中每个活塞压力室66被构造成接收并至少部分地包围弓形活塞60，如图8所示。第一转子组件36可以被构造成包括与第一转子组件36中的每个弓形活塞60对应的活塞压力室66。
弓形活塞60和活塞压力室66可以被制造成具有精密公差，使得每个弓形活塞60在对应的活塞压力室66内沿距旋转轴线56的设定径向距离62自由地移动，其中在弓形活塞60的外表面68和活塞压力室66的内表面70之间的接触最小或没有接触。除了消除第一转子组件36的部件上的破坏性磨损之外，此类精密公差还可以帮助改善所得旋转致动器的液压操作。
尽管当弓形活塞60在活塞压力室内移动时，弓形活塞60和活塞压力室66可不进行实际物理接触，但是通过在弓形活塞60的外表面68和活塞压力室66的内表面70之间插入压盖密封组件72将活塞压力室液压密封。压盖密封件68的部件在图9和10中更详细地示出。
每个压盖密封组件72邻近活塞压力室66的入口74设置，使得在其至少部分地插入其对应的活塞压力室66中时，压盖密封组件72可以在活塞压力室66的内表面70与弓形活塞60的外表面68之间产生液压密封。每个压盖密封件组件72可以包括压盖76，其位于活塞压力室66的内表面70中形成的压盖孔78内。压盖孔78通常围绕内表面70的圆周形成，使得当将压盖密封组件72位于压盖孔78中时，当活塞60至少部分地插入活塞压力室66中时，压盖密封组件72围绕弓形活塞60。
压盖76可以通过设置在压盖孔78的内壁82和压盖76之间的剪切线80的存在而被保持在压盖孔78内。在夹在其间时，剪切线80同时搁置在内壁82中形成的互补凹槽84和在压盖76中形成的互补凹槽86中，如图10所示。这样，即使反复往复地将弓形活塞60推入和推出活塞压力室66，剪切线80与凹槽84和86的相互作用也确保压盖76牢固地保持在适当位置。
尽管压盖76可以帮助有利于在压力室内表面70和活塞外表面68之间形成必要液压密封，但是每个压盖密封可以另外包括一个或多个附加内压盖密封件88，其被构造成接合弓形活塞60的表面68并且以在弓形活塞60和压盖76之间产生密封。内压盖密封件88通常是杆密封件。压盖76可以另外包括多个外压盖密封件90，其定位成接合压盖孔78的内表面82并被构造成在内表面82和压盖76之间产生密封。外压盖密封件90可以包括多个O形环密封件。压盖密封组件72的结构及其众多的密封元件提供牢固液压密封，其不仅足以液压方式操作旋转致动器32，而且即使在重复操作旋转致动器之后也能防止液压流体泄漏，其至少部分原因是以前旋转致动器机构不合适的泄漏。压盖密封组件72的设计进一步允许压盖组件相对于压力室组件64的压盖孔78的附加浮动度增加，并且因此旋转致动器能够更好地容许落入制造公差内的尺寸偏差。
图11描绘歧管块34，其被示出为半透明的，以便示出歧管块34内的多个内通道92。内通道92被构造成将液压流体输送到由压力室组件64形成的活塞压力室中的至少每个。通常，歧管块34限定被构造成将液压流体输送到第一活塞压力室的第一多个内通道，并且还限定被构造成将液压流体输送到第二活塞压力室的第二多个内通道，使得，通过依次将液压流体输送到第一和第二活塞压力室，第一转子轴可以旋转和反向旋转。
如上所述，第一转子组件36包括第一致动器壳体51、第一转子轴46和将第一转子轴46联接到多个弓形活塞60的多个曲柄臂58。联接到第一转子轴46的多个弓形活塞60可以包括沿围绕旋转轴线56的第一旋转方向延伸的第一组94多个弓形活塞60；以及沿围绕旋转轴线56的第二相反的旋转方向延伸的第二组96多个弓形活塞60。通常，第一组94和第二组96弓形活塞的数量相等。因此，可以通过将液压流体输送到与第一半部分94的弓形活塞相对应的一组第一活塞压力室，以增加活塞压力室中的液压压力，从而引起第一半部分94的弓形活塞60中的每个从其对应的活塞压力室中被推出，从而引起第一转子轴46的旋转和旋转致动器的致动，来操作旋转致动器32。在第一半部分94的弓形活塞60的活塞压力室内的液压的推动下，转子轴可以旋转，直到第一半部分94的弓形活塞中的曲柄臂58中的每个遇到对应的旋转止动件98为止，在图8中可见。
可以通过以下方式将旋转致动器32恢复到其初始构造：减小施加到第一半部分94的弓形活塞60的液压压力，且将液压压力施加到用于第二半部分96的弓形活塞60的第二多个第二活塞压力室，从而使第一转子轴46反向旋转，直到第二半部分96的弓形活塞的曲柄臂58又遇到其对应的旋转止动件98，并且致动器32返回其初始构造为止。
如上所述，旋转致动器32的致动主要可以通过对第一和第二多个活塞压力室进行交替加压和减压来实现。然而，由于第一致动器壳体51可以密封地联接到歧管块34且致动器壳体51完全包围第一压力室组件64，因此产生由第一压力室组件64的外表面100、第一转子轴46的外表面102和第一致动器壳体51的内表面104限定的附加内部容积。此内部容积称为第一回流压力容积106。
联接到第一转子轴46的多个弓形活塞60可以成对联接到第一转子轴46。更具体地，多个弓形活塞60可以以相对于旋转轴线56表现出双重旋转对称的布置联接到第一转子轴46。即，围绕第一转子轴的弓形活塞的布置可以相对于第一旋转轴46围绕旋转轴线56的旋转180度而对称。此双重旋转对称性例如可以在图6、7和12中看到。
如上所述，旋转致动器32可以包括第一转子组件36和第二转子组件38，每个都联接到歧管块34的相反侧。通常，第二转子组件38的组成和构造经选择以与第一转子组件36的组成和构造基本相同，并经由绕正交于旋转轴线56的垂直对称轴线108旋转180度而与第一转子组件36对称，如图12所示，其描绘移除第一致动器壳体51和第二致动器壳体52的旋转致动器32。因为第二转子组件38与第一转子组件36对称，所以第二转子组件38也包括转子轴，该转子轴的一端延伸到歧管块34中形成的凹槽44中，使得输出凸耳42分别联接到第一转子轴46的内端45和第二转子轴48的内端47。
如图12的旋转致动器32所例示的，第一转子组件36和第二转子组件38中的每个可以包括分别附接到第一转子轴46和第二转子轴48中的每个的八个弓形活塞60。此外，附接到每个转子轴的八个弓形活塞60可以包括围绕旋转轴线56在第一旋转方向上延伸的第一组四个弓形活塞60，以及围绕旋转轴线56在第二且相反旋转方向上延伸的第二组四个弓形活塞60。八个弓形活塞60另外以相对于旋转轴线56呈现双重旋转对称的布置的方式设置。
由于旋转致动器32的体积可以显著小于对应常规线性致动器，所以旋转致动器32可以有利地结合到控制表面致动器系统110中，如图13所示，其中旋转致动器32可以联接到飞机10的控制表面114。控制表面致动器系统110可被构造使得旋转致动器32的操作致动控制表面114的移动。替代地，或此外，旋转致动器32可经由中间致动器臂联接到控制表面114。
与图2的致动器系统相比，控制系统110的旋转致动器32可以被完全包围在具有非常薄横截面的机翼24内，如图13所示。因此，控制系统110非常适合于做机翼控制表面的控制系统，因为所公开的旋转致动器可以完全安装在相关联的机翼结构的内部空间内。
本文公开的旋转致动器的各种部件可以由具有必要物理性质的任何合适的材料制成，以及特别是由已经应用于制造飞机部件的任何合适材料制成。特别地，所公开的旋转致动器的弓形活塞可以由满足AMS5659规格的不锈钢合金制成，诸如15-5PH不锈钢。弓形活塞的表面可以通过包括例如碳化钨钴的高速氧气燃料(HVOF)涂层进一步硬化。压盖密封件的压盖可以由符合AMS4640规格的例如铝镍青铜合金制成。
当前公开的旋转致动器可以通过能够提供液压系统所需的精密公差的任何合适的加工方法来制造，例如CNC加工。替代地或此外，由于压力室组件特别需要沿着延伸的弓形活塞路径的精确公差，所以采用增材制造方法(即3D打印)来制造所公开的旋转致动器的一些或全部组件可能是有利的。
本公开的旋转致动器可以用于致动飞机控制表面的方法中，其中当前公开的旋转致动器的减小的尺寸、增强的性能和增加的耐用性可以改善飞机控制表面致动。
本部分描述用于致动飞机控制表面的说明性方法的步骤，如图14的流程图120所示。在适当的情况下，可以参考可用于执行每个步骤的部件和系统。这些参考文献仅用于说明，而无意限制进行方法的任何特定步骤的可能方式。
此外，基于本公开，应当理解，在不脱离本公开或本权利要求的精神的情况下，可以执行附加步骤。尽管下面描述并在图14中描绘流程图120的各个步骤，但是此类步骤不一定必须全部执行，并且在某些情况下，可以同时执行或以与相应流程图中所示的顺序不同的顺序执行。
流程图120的说明性方法可以包括提供旋转致动器32，如在流程图120的步骤122所阐述且如上所述。方法还可以包括将加压的液压流体经由歧管块34的内通道92输送到第一压力室组件64，以增加第一压力室组件64的活塞压力室66内的液压流体压力，如在流程图120的步骤124所阐述。方法还可以包括通过推动设置在第一压力室组件64的活塞压力室66内的弓形活塞66，以由于活塞压力室66内的液压流体压力增加而围绕第一转子轴46的旋转轴线56平移，使第一转子轴46旋转，如流程图120的步骤126所阐述。方法还可以包括通过使第一转子轴旋转来移动联接到第一转子轴46的内端45的输出凸耳42，如流程图120的步骤128所阐述。方法还可以包括通过移动输出凸耳42来移动致动器接口臂112，如流程图120的步骤130所阐述。方法还可以包括通过移动致动器接口臂112来致动飞机控制表面114，如流程图120的步骤132所阐述。
致动飞机控制表面的说明性方法可以可选地还包括通过将加压的液压流体输送到用于第二半部分96的弓形活塞60的第二多个活塞压力室66，从而推动第二组多个弓形活塞96在相反方向上围绕第一转子轴46的旋转轴线56平移，使飞机控制表面返回其初始构造，如流程图120的步骤134所阐述。方法可以可选地还包括通过使第一转子轴46反向旋转来使致动器臂112往复移动，和使将第一转子轴46的内端45联接到致动器臂112的输出凸耳42移动，如流程图120的步骤136所阐明。方法可以可选地还包括通过移动致动器臂114至其初始位置，使飞机控制表面114返回其初始构造，如流程图120的步骤140所阐述。
示例、部件和替代方案
A.说明性组合和附加示例
本部分描述所公开的旋转致动器、飞机控制表面致动系统以及致动飞机控制表面的方法的其他方面和特征，这些特征在无限制性的情况下呈现为一系列段落，为了清楚和有效起见，可以用字母数字表示段落中的一些或全部。这些段落中的每个可以与一个或多个其他段落组合，和/或以任何合适的方式与本申请中其他地方的公开内容相结合。下面段落中的一些明确地引用并进一步限制其他段落，提供但不限于一些合适组合的示例。
A1.一种旋转致动器，其包括：歧管块；和安装到所述歧管块的第一转子组件；其中，所述第一转子组件包括：第一转子轴，其延伸到所述歧管块中；多个弓形活塞，其附接到所述第一转子轴，每个弓形活塞以距所述第一转子轴的旋转轴线的设定径向距离弯曲，并且每个活塞经由曲柄臂附接到所述第一转子轴；第一压力室组件，其联接到所述歧管块，所述第一压力室限定被构造成接收并至少部分地包围每个弓形活塞的多个活塞压力室；多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置并在所述活塞压力室的内表面和插入其中的所述弓形活塞的外表面之间产生密封；其中每个压盖密封件包括被构造成接合所述弓形活塞的表面的内密封件和被构造成接合所述活塞压力室的所述内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的所述弓形活塞之间形成液压密封；所述第一转子组件被构造成使得将液压流体输送到所述多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的所述弓形活塞以所述设定径向距离围绕所述第一转子轴的所述旋转轴线平移，从而使所述第一转子轴旋转。
A2.根据段落A1所述的旋转致动器，其中，第一组所述多个弓形活塞围绕所述旋转轴线在第一旋转方向上延伸，并且第二组所述多个弓形活塞围绕所述旋转轴线在第二且相反的旋转方向上延伸，使得将液压流体输送到所述第一组所述弓形活塞的所述第一活塞压力室引起所述第一转子轴的旋转，且将所述液压流体输送到所述第二组所述弓形活塞的所述第二活塞压力室引起所述第一转子轴的反向旋转。
A3.根据段落A1或A2所述的旋转致动器，其还包括第一致动器壳体，其密封地联接到所述歧管块并且包围所述第一压力室组件，使得所述第一压力室组件的外表面、所述第一转子轴的外表面和第一致动器壳体的内表面结合限定第一回流压力容积。
A4.根据段落A1-A3中的任一段落所述的旋转致动器，其中，所述第一转子轴的内端延伸到形成在所述歧管块中的凹槽中；还包括联接到所述第一转子轴的所述内端的输出凸耳，其中所述输出凸耳被构造成联接到控制表面。
A5.根据段落A1-A4中的任一段落所述的旋转致动器，其中，所述多个弓形活塞以具有围绕所述旋转轴线的双重旋转对称性的布置成对联接到所述第一转子轴。
A6.根据段落A1-A5中的任一段落所述的旋转致动器，其中，每个压盖密封件设置在形成在所述对应活塞压力室的所述内表面中的压盖孔内。
A7.根据段落A6所述的旋转致动器，其中，每个压盖密封件包括压盖，其通过设置在所述压盖和所述压盖孔之间的剪切线保持在所述压盖孔内，所述剪切线接合所述压盖和所述压盖孔两者。
A8.根据段落A1-A7中的任一段落所述的旋转致动器，其中，所述内密封件包括杆密封件。
A9.根据段落A1-A8中的任一段落所述的旋转致动器，其中，所述多个外密封件包括多个O形环密封件。
A10.根据段落A1-A9中的任一段落所述的旋转致动器，其中，所述歧管块限定被构造成将液压流体输送到所述活塞压力室的多个内通道。
A11.根据段落A10所述的旋转致动器，其中，所述歧管块限定被构造成将液压流体输送到所述第一活塞压力室的第一多个内通道，并且还限定被构造成将液压流体输送到所述第二活塞压力室的第二多个内通道，使得通过依次将液压流体输送到所述第一和第二活塞压力室，所述第一转子轴能够旋转和反向旋转。
A12.根据段落A1-A11中的任一段落所述的旋转致动器，其还包括第二转子组件，其在与所述第一转子组件相反的侧面上安装到所述歧管块；其中，所述第二转子组件关于围绕与所述旋转轴线正交的竖直轴线的旋转与所述第一转子组件基本对称；且所述第二转子组件的第二转子轴的内端延伸到形成在所述歧管块中的凹槽中；还包括输出凸耳，其联接到所述第一转子轴和所述第二转子轴两者的所述内端，其中所述输出凸耳被构造成联接到控制表面。
A13.根据段落A12所述的旋转致动器，其中，所述第一和第二转子组件中的每个包括8个弓形活塞，其附接到其各自的转子轴；其中，所述第一和第二转子组件中的每个包括：围绕所述旋转轴线在第一旋转方向上延伸的第一组四个弓形活塞，和围绕所述旋转轴线在第二且相反的方向上延伸的第二组四个弓形活塞；使得针对所述第一和第二转子组件中的每个将液压流体输送到所述第一组四个弓形活塞的所述第一活塞压力室引起组合的第一和第二转子轴的旋转，并且针对所述第一和第二转子组件中的每个将所述液压流体输送到所述第二组四个弓形活塞的所述第二活塞压力室引起所述组合的第一和第二转子轴的反向旋转。
B1.一种控制表面致动器系统，其包括：飞机的控制表面；旋转致动器，其联接到所述控制表面，使得所述旋转致动器的操作致动所述控制表面的移动；其中，所述旋转致动器包括：歧管块；以及第一和第二转子组件，其沿旋转轴线安装到所述歧管块的相反侧；其中，所述第一和第二转子组件中的每个包括沿着所述旋转轴线延伸到所述歧管块中的转子轴；附接到所述转子轴的多个弓形活塞，每个活塞沿着距所述转子轴的旋转轴线的限定径向距离弯曲，且每个活塞经由中间曲柄臂附接到所述转子轴；联接到所述歧管块的压力室组件，所述压力室限定被构造成接收并至少部分地包围所述多个弓形活塞的多个活塞压力室；多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置并在所述活塞压力室的内表面和设置在其中的所述弓形活塞之间产生密封；其中，每个压盖密封件包括被构造成接合所述弓形活塞的内密封件和被构造成接合所述活塞压力室的所述内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的所述弓形活塞之间形成液压密封；并且每个转子组件被构造成使得将液压流体输送到所述多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的所述弓形活塞围绕所述旋转轴线平移，从而增加活塞压力室容积并且从而使所述联接的转子轴旋转。
B2.根据段落B1所述的控制表面致动器系统，其中，所述控制表面是以下项的一种：机翼副翼、升降舵、方向舵、扰流板、机翼襟翼、机翼缝翼、空气制动器、控制短杆或配平片。
B3.根据段落B1或B2所述的控制表面致动器系统，其中，所述旋转致动器完全设置在飞机机翼内。
C1.一种致动飞机控制表面的方法，其中，所述飞机控制表面联接到致动器臂；包括：提供旋转致动器，所述旋转致动器包括：歧管块；和安装到所述歧管块的第一转子组件；其中所述第一转子组件包括：延伸到所述歧管块中的第一转子轴；附接到所述转子轴的多个弓形活塞，每个活塞沿着距所述转子轴的旋转轴线的限定径向距离弯曲，并且每个活塞经由中间曲柄臂附接到所述转子轴；联接到所述歧管块的第一压力室组件，所述第一压力室限定被构造成接收并至少部分地包围所述多个弓形活塞的多个活塞压力室；其中所述歧管块限定多个内通道，以将液压流体输送到所述活塞压力室；多个压盖密封件，其邻近每个活塞压力室的入口设置并在所述活塞压力室的内表面和设置在其中的所述弓形活塞之间产生密封；其中每个压盖密封件包括被构造成接合所述弓形活塞的表面的内密封件和被构造成接合所述活塞压力室的所述内表面的多个外密封件，使得在每个活塞压力室和插入其中的所述弓形活塞之间形成液压密封；其中所述第一转子组件被构造成使得经由所述歧管块的所述多个内通道将液压流体输送到所述多个活塞压力室引起设置在每个活塞压力室内的所述弓形活塞围绕所述第一转子轴的所述旋转轴线平移，从而使所述第一转子轴旋转；且所述第一转子轴的内端延伸到在所述歧管块中形成的凹槽中，其中输出凸耳将所述第一转子轴的所述内端联接到所述致动器臂的一端，其也联接到所述飞机控制表面；经由所述歧管块的所述内通道将加压的液压流体输送到所述第一压力室组件以增加所述第一压力室组件的所述活塞压力室内的液压流体压力；通过推动设置在所述第一压力室组件的所述活塞压力室内的所述弓形活塞以由于所述活塞压力室内的所述液压流体压力增加而围绕所述第一转子轴的所述旋转轴线平移，使所述第一转子轴旋转；通过使所述第一转子轴旋转来移动联接到所述第一转子轴的所述内端的所述输出凸耳；通过使所述输出凸耳移动来移动所述致动器臂；和通过移动所述致动器臂来致动所述飞机控制表面。
C2.根据段落C1所述的方法，其中，第一组所述多个弓形活塞围绕所述旋转轴线在第一旋转方向上延伸，且第二组所述多个弓形活塞围绕所述旋转轴线在第二且相反旋转方向上延伸；且所述歧管块限定被构造成将液压流体输送到所述第二活塞压力室的第二多个内通道；所述方法还包括：将加压的液压流体输送到所述第二活塞压力室，并推动所述第二组所述多个弓形活塞围绕所述第一转子轴的所述旋转轴线在相反方向上平移，并使设置在所述第一活塞压力室内的所述第一组所述多个弓形活塞围绕所述第一转子轴的所述旋转轴线往复平移，从而使所述第一转子轴反向旋转；通过使所述第一转子轴反向旋转并移动将所述第一转子轴的所述内端联接到所述致动器臂的所述输出凸耳来使所述致动器臂往复移动；和通过将所述致动器臂移动至其初始位置，使所述飞机控制表面恢复到初始构造。
C3.根据段落C1或C2所述的方法，其中，提供所述旋转致动器包括提供在与所述第一转子组件相反的侧面上安装到所述歧管块的第二转子组件，所述第二转子组件关于平分与所述旋转轴线正交的所述歧管块的平面而与所述第一转子组件基本镜像对称，且所述第二转子组件的第二转子轴的内端延伸到在所述歧管块中形成的所述凹槽中，并且其中所述输出凸耳另外联接到所述第二转子轴的所述内端。
C4.根据段落C3所述的方法，其中，提供所述旋转致动器包括提供第一和第二转子组件，所述第一和第二转子组件各自包括附接到所述第一和第二转子轴中的每个的8个弓形活塞。
C5.根据段落C4所述的方法，其中，提供所述旋转致动器包括提供第一和第二转子组件，所述第一和第二转子组件各自包括附接到所述第一和第二转子轴中的每个的8个弓形活塞，其中所述第一和第二转子组件中的每个包括以围绕所述旋转轴线具有双重旋转对称性的布置的方式围绕所述旋转轴线在第一旋转方向上延伸的第一组四个弓形活塞，和围绕所述旋转轴线在第二且相反的旋转方向上延伸的第二组四个弓形活塞。
C6.根据段落C1-C5中的任一段落所述的方法，其中，所述飞机控制表面是机翼控制表面，并且提供所述旋转致动器包括将所述旋转致动器完全安装在机翼结构的内部容积内。
优点、特征和益处
当与用于致动飞机控制表面的现有线性致动器设计相比时，本文公开的旋转致动器，包括包含旋转致动器的控制表面致动器系统，以及致动控制表面的方法(其包括旋转致动器的操作)提供显著益处。
与线性致动器(其必须将产生的线性运动机械地转换成可与可用操作容积的限制不兼容的旋转运动)对照，所公开的旋转致动器被构造成直接产生旋转运动。
随着机翼厚度的减小，可用于包括线性致动器的控制表面致动器系统的容积变得有限。线性致动器的至少一部分可被迫突出在机翼内部之外，从而需要泡罩或整流罩来包围突出部，并从而导致空气动力特性降低。由于本文所述的旋转致动器需要较小的操作容积，因此它甚至可以完全合并在甚至相对较薄的机翼结构内。另外，由于致动器组件可以定位成更靠近机翼的后缘，所以机翼内部的更大容积可以用于燃料容量。
由于旋转致动器直接产生旋转运动，所以不再需要与短杆臂的联接以提供杠杆来操作控制表面，并且可以直接致动控制表面。此外，与为相同应用设定尺寸的常规肘杆致动器相比，旋转致动器具有更高的机械可靠性。肘杆致动器设计需要所用轴承的尺寸大于旋转致动器的尺寸，以便补偿由致动器施加的非线性载荷。本文所述的旋转致动器产生显著降低的轴承载荷，从而引起较小轴承磨损和更高致动器可靠性。
肘杆致动器还必须安装到翼梁，并且需要结构加强件，以便为致动器提供足够的稳定性，以承受操作期间施加到致动器的负载。相比之下，旋转致动器的安装不需要附加加强件，从而使机身更轻。另外，由于其紧凑设计，旋转致动器不易受屈曲载荷的影响。
相对于旋转致动器的先前版本，当前描述的旋转致动器被显著改进，因为所公开的压盖密封件提供可靠液压操作，而没有在现有系统中观察的常见液压泄漏，从而引起旋转致动器相对于之前的旋转致动器，需要较少维护且使用寿命延长。
结论
上面阐述的公开内容可以涵盖具有独立效用的多个不同示例。尽管它们中的每个已经以其(一个或多个)优选形式被公开，但是在本文公开和示出的其具体示例不应被认为具有限制意义，因为多种变型是可以的。在本公开内使用章节标题的程度上，此类标题仅用于组织目的。本公开的主题包括本文公开的各种元件、特征、功能和/或特性的所有新颖且非显而易见的组合和子组合。以下权利要求特别指出被认为是新颖且非显而易见的某些组合和子组合。在要求本申请或相关申请的优先权的申请中，可以要求保护特征、功能、元件和/或特性的其他组合和子组合。此类权利要求(无论在范围上比初始权利要求更宽、更窄、相同或不同)也被认为包括在本公开的主题内。

Claims (12)

1.一种旋转致动器(32)，包括：
歧管块(34)；和
第一转子组件(36)，其安装到所述歧管块(34)；
其中，所述第一转子组件(36)包括：
第一转子轴(46)，其延伸到所述歧管块(34)中；
多个弓形活塞(60)，其附接到所述转子轴，每个弓形活塞以距所述第一转子轴(46)的旋转轴线(56)的设定径向距离弯曲，并且每个活塞经由曲柄臂(58)附接到所述第一转子轴(46)；
第一压力室组件(64)，其联接到所述歧管块(34)，所述第一压力室限定多个活塞压力室(66)，每个活塞压力室被构造成接收并至少部分地包围对应的弓形活塞(60)；
多个压盖密封件(72)，其邻近每个活塞压力室(66)的入口(74)设置并在所述活塞压力室(66)的内表面(70)和插入其中的所述对应的弓形活塞的外表面(68)之间产生密封；
其中，每个压盖密封件(72)包括被构造成接合所述弓形活塞(60)的表面的内密封件(88)和被构造成接合所述活塞压力室(66)的所述内表面(70)的多个外密封件(90)，使得在每个活塞压力室(66)和插入其中的所述对应的弓形活塞(60)之间形成液压密封；
所述第一转子组件(36)被构造成使得将液压流体输送到所述多个活塞压力室(66)引起设置在每个活塞压力室(66)内的所述弓形活塞(60)以所述设定径向距离围绕所述第一转子轴(46)的所述旋转轴线(56)平移，从而使所述第一转子轴(46)旋转。
2.根据权利要求1所述的旋转致动器，其中，所述多个弓形活塞(60)包括围绕所述旋转轴线(56)在第一旋转方向上延伸的第一组(94)所述多个弓形活塞和围绕所述旋转轴线(56)在第二且相反的旋转方向上延伸的第二组(96)所述多个弓形活塞，使得针对所述第一组(94)所述弓形活塞将液压流体输送到多个第一活塞压力室(66)引起所述第一转子轴(46)的旋转，并且将所述液压流体输送到所述第二组(96)所述弓形活塞的第二多个第二活塞压力室引起所述第一转子轴(46)的反向旋转。
3.根据权利要求1或2所述的旋转致动器，其还包括第一致动器壳体(51)，其密封地联接到所述歧管块(34)并且包围所述第一压力室组件(64)，使得所述第一压力室组件(64)的外表面(100)、所述第一转子轴(46)的外表面(102)和所述第一致动器壳体(51)的内表面(104)结合限定第一回流压力容积(106)。
4.根据权利要求1或2所述的旋转致动器，其中，所述第一转子轴(46)的内端(45)延伸到形成在所述歧管块(34)中的凹槽(44)中；还包括联接到所述第一转子轴(46)的所述内端(45)的输出凸耳(42)，其中所述输出凸耳(42)被构造成联接到控制表面(114)。
5.根据权利要求1或2所述的旋转致动器，其中，所述多个弓形活塞(60)以关于所述旋转轴线(56)具有双重旋转对称的布置成对地联接到所述第一转子轴(46)。
6.根据权利要求1或2所述的旋转致动器，其中，每个压盖密封件(72)设置在压盖孔(78)内，所述压盖孔(78)形成在其对应的活塞压力室(66)的内表面(70)中。
7.根据权利要求1或2所述的旋转致动器，其中，所述歧管块(34)限定被构造成将液压流体输送到所述活塞压力室(66)的多个内通道(92)。
8.根据权利要求2所述的旋转致动器，其中，所述歧管块(34)限定被构造成将液压流体输送到所述第一活塞压力室(66)的第一多个内通道(92)，并且还限定被构造成将液压流体输送到所述第二活塞压力室的第二多个内通道(92)，使得通过依次将液压流体输送到所述第一和第二活塞压力室，所述第一转子轴(46)能够旋转和反向旋转。
9.根据权利要求2所述的旋转致动器，其还包括第二转子组件(38)，其在与所述第一转子组件(36)相反的一侧上安装到所述歧管块(34)；
其中，所述第二转子组件(38)关于与所述旋转轴线(56)正交的竖直轴线(108)的旋转与所述第一转子组件(36)基本对称；和
所述第二转子组件(38)的第二转子轴(48)的内端(47)延伸到形成在所述歧管块(34)中的凹槽(44)中；
还包括与所述第一转子轴(46)和所述第二转子轴(48)的内端联接的输出凸耳(42)，其中所述输出凸耳(42)被构造成联接到控制表面(114)。
10.根据权利要求9所述的旋转致动器，其中，所述第一和第二转子组件中的每个包括附接到其各自转子轴的8个弓形活塞(60)；
其中，所述第一和第二转子组件中的每个包括围绕所述旋转轴线(56)在第一旋转方向上延伸的第一组(94)四个弓形活塞；和围绕所述旋转轴线(56)在第二和相反的旋转方向上延伸的第二组(96)四个弓形活塞；
使得针对所述第一和第二转子组件中的每个将液压流体输送到所述第一组(94)四个弓形活塞的所述第一活塞压力室(66)引起所述组合的第一和第二转子轴的旋转，且针对所述第一和第二转子组件中的每个将所述液压流体输送到所述第二组(96)四个弓形活塞的所述第二活塞压力室引起所述组合的第一和第二转子轴的反向旋转。
11.一种控制表面致动器系统，其包括：
飞机(10)的控制表面(114)；
旋转致动器(32)，其联接到所述控制表面(114)，使得所述旋转致动器的操作致动所述控制表面(114)的移动；
其中，所述旋转致动器(32)包括：
歧管块(34)；和
第一和第二转子组件，其沿旋转轴线(56)安装到所述歧管块(34)的相反侧；
其中所述第一和第二转子组件中的每个包括
转子轴(46，48)，其沿着所述旋转轴线(56)延伸到所述歧管块(34)中；
多个弓形活塞(60)，其附接到所述转子轴，每个活塞沿着距所述转子轴的旋转轴线(56)的限定径向距离弯曲，且每个活塞经由中间曲柄臂(58)附接到所述转子轴；
压力室组件(64)，其联接到所述歧管块(34)，所述压力室组件(64)限定被构造成接收并至少部分地包围所述多个弓形活塞(60)的多个活塞压力室(66)；
多个压盖密封件(72)，其邻近每个活塞压力室(66)的入口(74)设置并在所述活塞压力室的内表面(70)和设置在其中的所述弓形活塞(60)之间产生密封；
其中，每个压盖密封件(72)包括被构造成接合所述弓形活塞(60)的内密封件(88)和被构造成接合所述活塞压力室的所述内表面(70)的多个外密封件(90)，使得在每个活塞压力室(66)和插入其中的所述弓形活塞(60)之间形成液压密封；并且
每个转子组件被构造成使得将液压流体输送到所述多个活塞压力室(66)引起设置在每个活塞压力室内的所述弓形活塞(60)围绕所述旋转轴线(56)平移，从而增加活塞压力室容积和从而使所述联接的转子轴旋转。
12.根据权利要求11所述的控制表面致动器系统，其中，所述控制表面(114)是以下项的一种：机翼副翼、升降舵、方向舵、扰流板、机翼襟翼、机翼缝翼、空气制动器、控制短杆或配平片。
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