CN115583333A - 气动表面的翼型件以及气动表面 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种气动表面的翼型件，该翼型件包括：控制表面，该控制表面包括上表面和下表面；以及致动器件，该致动器件被构造成升高或降低该控制表面，并且其中该控制表面的上表面和下表面中的一者的至少一部分是拉胀性的、具有负泊松比，并且该控制表面的上表面和下表面中的另一者包含具有更高泊松比的材料。本发明还涉及包括至少一个上述翼型件的气动表面。

Description

气动表面的翼型件以及气动表面

技术领域

本发明属于飞行器可移动零件领域，即属于控制表面在气动表面内的构造和集成。具体地，本发明涉及一种气动表面的翼型件以及包括至少一个该翼型件的气动表面。更特别地，本发明涉及控制表面本身以及它们的允许控制表面可移动的致动器件的架构。

背景技术

飞行器传统上包括用于在飞行中产生升力的两个或更多个气动表面或升力面(在本文中理解为等效术语)，这些表面通常划分成按弦向顺序排列的前缘(面向传入气流)、抗扭箱(向弯曲和扭转力矩提供刚度)和后缘，每个部段相继连接到下一部段。

可选地，气动表面还可以包括定位于前缘或后缘处的一个或多个控制表面，目的是例如延迟失速点、允许飞行中操纵、控制气流分离、及时增加提升等。环绕所有这些部件，气动表面包括形成气密外壳的上表面和下表面，除抗扭箱与控制表面之间的机械连接部外，该气密外壳通常是连续的以允许控制表面的偏转，即升高或降低。

众所周知，在航空学中，气动表面通常被称为机翼，但诸如垂直尾面(‘VTP’)或水平尾面(‘HTP’)的尾翼结构也可以实施这些气动表面。与几何学上被设计成产生升力并且通常包括非对称翼型件的机翼或HTP不同，VTP包括弯度在中心线两侧相同的对称几何形状。这是因为VTP可以在两侧产生拉力或推力，从而实现飞行器的偏航旋转。

关于飞行器中的现有控制表面，它们通常由刚性整流罩制成，从而再现由于专用致动器产生它们围绕固定铰链轴线沿抗扭箱后翼梁向下的受控移动而机械偏转的单独且可移动的翼型件。现在实施的致动器是液压的、电动的或混合的，并且负责控制表面的偏转。

后翼梁与可移动的单独控制表面之间的空间(即，致动系统的零件和铰链通常所在的位置)通常由刚性气动整流罩覆盖。这些整流罩不可变形，并且一旦控制表面被致动(即偏转)，它们就导致气动表面(例如机翼)的外部几何形状发生突然变化，这改变了刚性整流罩与控制表面之间的过渡线周围的气动连续性。翼型件的外部几何形状在刚性整流罩与控制表面之间的这种突然过渡对较低空速下的阻力和气流分离具有负面影响。

现代飞行器通常配备有两种控制表面。一种主要的飞行控制表面诸如：

-在翼尖附近安装在每个机翼的后缘上的副翼允许控制飞行器的翻滚旋转，

-通常安装在HTP的后缘上的升降舵允许控制飞行器的俯仰旋转，以及

-通常安装在VTP的后缘上的方向舵允许控制飞行器的偏航旋转。

第二种飞行控制表面包括高升力装置，诸如：

-缝翼，也称为前缘装置，是机翼前部的用于升力增加的延伸部分，并且旨在通过改变机翼上的气流来降低失速速度，

-襟翼，安装在每个机翼的后缘上，

-扰流板，用于干扰机翼上的气流并极大地减小升力，扰流板允许滑翔机飞行员在不获得过快空速的情况下失去高度。

这些第二种飞行控制表面倾向于降低飞行器可以安全飞行的最小速度，并且增加着陆的下降角度。

所有这些表面在诸如进近或着落的关键阶段期间被伸出或展开用于操纵，并且由飞行器的飞行管理系统(‘FMS’)控制以安全地操作。

随着新材料的出现，为了使翼型件的形态紧密适应原位飞行状态，已提出利用以呈现出高机械特性而著称的柔性材料(例如，利用拉胀材料)制造所述单独的控制表面。

拉胀结构的特征在于具有负泊松比，使得拉胀结构类似于沿着和横向于所施加力的方向变形。也就是说，在纵向施加的倾向于使材料收缩(或延伸)的力之下，材料在横向方向上收缩(相应地延伸)。

众所周知，这些元件能够在翼型件的横向方向上向翼型件提供收缩(或延伸)，同时沿着翼型件的纵向方向不产生任何变形。

视情况而定，呈现出这种目的性和原位可变形柔性材料的这些气动表面更常见地称为‘变形结构(morphing structure)’。这些变形结构向机翼、VTP或HTP提供由于常规升力面的如翼展、翼弦、弯度、掠角等参数的调整而适应特定飞行状态并改善飞行器性能的能力。

然而，所有已知用于集成柔性材料以允许变形行为的方式都已被认为对控制表面无效，因为这些方式极大地影响结构稳定性或减小升力助推。相应地，存在对克服上述缺点的解决方案的需要。

发明内容

本发明通过提出根据下文所述的气动表面的翼型件和气动表面提供了上述问题的解决方案。在下文中还进一步限定了有利实施例。

在整个文件中，将参考现在将对其提供描述的许多特定术语。因此，必须如下理解这些术语。

关于气动表面的几何形状，飞行器的机翼、水平稳定器(‘HTP’，水平尾面)和垂直稳定器(‘VTP’，垂直尾面)全部基于翼型件部段。

此外，关于机翼或HTP的气动表面，所述气动表面具有上表面(所谓的‘外弧面’或‘吸力面’)和下表面(所谓的‘内弧面’或‘压力面’)。这些表面旨在保持翼型件的气动形状。此外，“上表面”可以仅限定为整个上表面的一部分，诸如对应于控制表面的那部分，并且类似地，术语“下表面”可以仅限定为整个下表面的一部分。

如技术人员所承认，上/下表面的构造也延伸到其他飞行器气动表面，诸如VTP表面。

术语“翼型件”将理解为气动表面或升力面的截面形状，所述形状被确定以便在通过流体的相对移动的情况下产生气动力，所述力的垂直于运动方向的分量称为升力。

然后，就“气动表面的一部分”而言，“气动表面的翼型件”理解为飞行器的升力面或气动表面的结构元件。相应地，在气动表面上沿展向方向测量的两个点之间的翼型件总和导致升力面或气动表面的另一部分较大。因此，贯穿气动表面的整个翼展的翼型件总和表示气动表面本身，并且因此，在另外的实施例中，气动表面的此部分可以是整个气动表面。

因此，技术人员应理解，对于本文关于翼型件所提及的连续零件，诸如前缘、抗扭箱、翼梁等，意指将其构造限制为这些较大零件的受翼型件边界限制的部分，但不影响这些部分的总和可能产生完整零件。

进一步，关于气动表面的几何形状，术语“翼展”是指从气动表面的尖端(例如翼尖)到根部的距离，并且然后，“展向”是指“沿着翼展方向/在翼展方向上”。

类似地，术语“弦向”是指从前缘到后缘的方向，或反之亦然，也就是说，“沿着翼弦方向/在翼弦方向上”。

术语“前缘”是指在飞行器向前移动时升力面的最前缘以及因此翼型件的最前缘。

术语“后缘”是指分别与气动表面的以及因此翼型件的“前缘”相反的边缘。所述后缘定位于在飞行器向前移动时升力面的抗扭箱的尾部以及因此飞行器的尾部。

“尾部”是指升力面的后部(back part)，与“后部(rear)”具有相同含义并且与“前部”形成对比，其中，前部部分比尾部或后部部分更接近飞行器的驾驶舱。

在整个描述中，与“柔性”或“柔性材料”相关的术语将理解为柔顺材料，柔顺材料具有在施加力时弹性变形并且在所述力停止时恢复到其原始形状的能力。

根据第一发明方面，本发明提供一种气动表面的翼型件，该翼型件包括：

控制表面，该控制表面包括上表面和下表面；以及

主致动器件，该主致动器件被构造成升高或降低该控制表面，

其中，该控制表面的上表面和下表面中的一者的至少第一部分是拉胀性的、具有负泊松比，并且该控制表面的上表面和下表面中的另一者的至少第二部分包含泊松比高于第一部分的泊松比的材料。

根据本发明的控制表面包括上表面和下表面。这些表面形成整个翼型件的上表面或蒙皮和下表面或蒙皮的一部分，因此使整个翼型件的表面成为至少两个部分，一个部分对应于或环绕控制表面，并且一个或多个附加部分对应于或环绕翼型件的除控制表面之外的部分。

根据本发明，该控制表面可以定位在翼型件的后缘处和/或定位成朝向该后缘，定位在翼型件的前缘处和/或定位成朝向该前缘，和/或定位在翼型件的介于前缘与后缘之间的部分处。该翼型件可以包括多于一个控制表面。

在一个实施例中，控制表面定位成朝向翼型件的前缘，并且整个翼型件的上表面和下表面包括至少两个部分，即对应于或环绕前缘和抗扭箱(如果存在的话)的一个部分和对应于或环绕控制表面的另一个部分。此外，在另一实施例中，可以存在上表面或蒙皮和下表面或蒙皮的与朝向前缘定位和/或在前缘(诸如缝翼)处定位的另一控制表面相对应的另一个部分。

根据本发明，该控制表面的上表面和下表面中的一者的至少第一部分是拉胀性的、具有负泊松比，也就是说，此第一部分具有拉胀结构和/或包含拉胀材料，因此允许上表面的或下表面的此部分的拉胀行为。例如，在表面上所包含的方向之一上施加单向张力使得该方向上的尺寸增加并且还使得表面上所包含的垂直方向上的尺寸增加。另一方面，在表面上所包含的方向之一上施加单向压缩力使得该方向上的尺寸减小并且还使得表面上所包含的垂直方向上的尺寸减小。在这两种情况下，当力施加停止时，第一部分恢复其原始形状。在飞行器的正常使用中，第一部分和向第一部分施加的力因此被适配成产生第一部分的弹性变形而不是第一部分的塑性变形。

拉胀材料的泊松比可以低至或接近-1(负一)。在这种情况下，横向方向上的尺寸减小或增加的大小与施加载荷的方向相同。

在根据本发明的翼型件中，该控制表面的上表面和下表面中的另一者的至少第二部分包含泊松比高于第一部分的泊松比的材料，因此提供整体翼型件部段的变形。所述变形是第一部分和第二部分的泊松比不同的结果，这在翼型件的所述第一部分和第二部分中产生不同大小的横向反作用力，因此引起控制表面的上表面和下表面的不均等长度变化以及整体翼型件部段的变形。

在一些实施例中，所述第二部分可以由具有正泊松比的常规材料(在下文中也标识为非拉胀材料)制成。与第一部分相比，由常规材料制成的所述第二部分呈现出相反特性：在表面上所包含的方向之一上施加单向张力使得该方向上的尺寸增加并且还使得表面上所包含的垂直方向上的尺寸减小。另一方面，在该表面上所包含的方向之一上施加单向压缩力使得该方向上的尺寸减小并且还使得该表面上所包含的垂直方向上的尺寸增加。常规材料的示例可以是复合层压件、诸如铝合金等金属、蜂窝夹层结构设计、桁架结构设计等。

在其他实施例中，第二部分可以具有高于第一部分的泊松比的负泊松比，即第二部分的负泊松比具有比第一部分更小的绝对值(包括零)，因此显示出更弱的拉胀行为。

在一些实施例中，该控制表面的上表面和下表面中的另一者由泊松比高于第一部分的泊松比的材料制成。也就是说，整个表面是用所述常规材料或显示出更弱拉胀行为的材料制成的。

上表面或下表面中的任一者上的第一部分和控制表面的相反表面上的第二部分的组合还有利于所述控制表面的展开，同时减少控制表面上的二次引发应力。

有利地，控制表面的两相反表面上的拉胀材料和常规材料/具有更高泊松比的拉胀材料的组合允许沿展向方向和沿弦向方向致动所述控制表面。

有利地，并且与常规材料不同，在使用中，拉胀材料降低形成气动表面的壳体或面板发生屈曲的风险，从而使气动表面承担其升力助推的主要功能，而没有在压缩载荷下使用常规材料时观察到的过度刚度损失的不利后果。因此，第一部分的如先前所解释的使得其变形的独特结构特性与常规材料在外部载荷作用下变形的方式相比，产生了更柔性的壳体元件，这些壳体元件在外部载荷时的变形更好地适应并遵循气动表面的曲率。

也就是说，第一部分允许将施加在后缘上的单个压缩力或单个牵引力转换成所述表面上的压缩应力和牵引应力的组合，因此使得所述表面对屈曲较不敏感并且因此使得力分布更有效和平衡。

此外，一个表面上的拉胀材料的第一部分和相反表面上的第二部分的组合实现了可以有利于气动表面的形状改变(例如以增加其弯度)的差异化弦向位移，其中该第二部分由常规材料/具有更高泊松比的拉胀材料制成。

关于控制表面，主致动器件被构造成升高或降低所述控制表面并且提供根据施加在所述翼型件上的力和应变来适应起飞、飞行中和着陆状态的能力。

在一个实施例中，控制表面的上表面和下表面与翼型件的剩余上表面或下表面相连续。在一个实施例中，包含拉胀材料的部分与优选地由具有正泊松比的常规材料制成的剩余上表面或下表面形成连续的上表面或下表面。

有利地，上表面和/或下表面的拉胀材料与非拉胀材料之间的连续性提供从前缘到后缘的连续外弧面和/或内弧面。这允许提供气动表面的蒙皮连续性，从而避免了和控制表面与刚性整流罩之间的接口相关联的如常规翼型件上可能存在的任何阶梯和间隙，所述阶梯和间隙对阻力具有重要影响。

因此，在除去了先前的间隙和阶梯后，翼型件的润湿面积得到增加并且控制表面的致动得到改善。此外，这避免了副作用并且允许延迟气流分离。

在一个实施例中，翼型件包括抗扭箱，该抗扭箱包括上蒙皮、下蒙皮、后翼梁和前翼梁。也就是说，在此实施例中，翼型件包括前缘、抗扭箱、控制表面和后缘。特别地，抗扭箱包括前翼梁和后翼梁。前缘可以至少固定到抗扭箱的定位于抗扭箱前面的前翼梁。因此，抗扭箱定位在前缘与后缘之间。

在一个实施例中，控制表面定位于所述后翼梁的尾部，并且第一部分至多延伸到后翼梁，使得所述第一部分桥接：

-抗扭箱的上蒙皮和控制表面的上表面；或

-抗扭箱的下蒙皮和控制表面的下表面；

由此提供气动连续性。

在一个实施例中，控制表面定位于前翼梁的前部，并且第一部分至多延伸到前翼梁，使得所述第一部分桥接：

-抗扭箱的上蒙皮和控制表面的上表面；或

-抗扭箱的下蒙皮和控制表面的下表面；

由此提供气动连续性。

该翼型件可以包括多于一个根据本发明的控制表面，诸如定位于后翼梁尾部的第一控制表面和定位于前翼梁前部的第二控制表面。

在其中控制表面定位于后翼梁尾部的一个实施例中，所述后翼梁定位于翼型件的弦长的约50％处，其中，弦长的0％对应于前缘的位置，弦长的100％对应于后缘的位置。在一个实施例中，第一部分延伸弦长的至少50％至75％。

与其中用于控制表面展开的铰链线定位在弦长的75％处因此使刚性整流罩的前部不可移动的现有技术不同，本发明实施例覆盖具有第一部分(即，具有拉胀材料)的区域，从而增加翼型件的提升能力。换句话讲，代替具有覆盖弦长的25％以容纳致动器件的刚性整流罩，将其由第一部分替代并且提供控制表面的连续且渐进的展开，从而避免任何突然的轮廓。

在一个实施例中，第一部分从弦长的50％延伸至弦长的100％。有利地，在此实施例中，翼型件的上表面或下表面沿着整个翼弦的50％是拉胀性的并且提供更有效的力分布以及控制表面的更高曲率(如果需要的话)。

在一个实施例中，第一部分包括由柔性蒙皮覆盖的柔性网格结构。

如果材料的泊松比为负，则认为该材料是拉胀性的。本发明实施例的第一部分可以具有内凹六边形几何形状，也就是说，具有负角度的六边形设计。特别地，内凹六边形几何形状在连续的侧向边之间显示四个相同的小于90度的角度和两个相同的大于90度的角度。通过调整此角度，这种几何形状的拉胀行为可以根据需要调谐。

在一个实施例中，柔性网格结构由刚性段形成，这些刚性段借助于所述刚性段的交叉处的柔性接合部或接头(即，允许旋转)连结在一起。因此，互连的刚性段可以围绕接合点相对于彼此旋转，从而产生行为像拉胀材料的拉伸状态。

在一个实施例中，第一部分与非拉胀部分装配在一起。此外，所述联合可以通过诸如铆钉等机械器件、或绑扎(bounding)或共固化来进行。

例如，这些表面中的任一个可以由具有常规六边形设计(例如作为常规蜂窝)的刚性网格形成，该常规六边形设计将其图案改变为一定长度的内凹六边形设计以用于产生具有拉胀行为的第一部分。因此，有利地，柔性蒙皮可以覆盖第一部分与非拉胀部分之间的边界，从而产生渐进且连续的轮廓。

所得柔性网格结构由诸如柔性树脂或橡胶状蒙皮的柔性蒙皮材料覆盖，通过诸如粘合剂的机械连结或通过结合(bonding)或通过共固化装配在一起。

有利地，网格结构及其柔性蒙皮的组合允许拉胀材料变形并且覆盖空位，这确保空气收紧以便形成最佳气动蒙皮表面。

组合了具有常规图案和拉胀图案的刚性网格的此实施例的附加优点在于，这些图案的制造可以直接包括在增材制造工艺中。最终，覆盖所述图案的柔性蒙皮的制造也可以包括在所述增材制造工艺中。先前提及的这些增材制造工艺可以包括控制表面的或整个气动表面的拉胀部分和非拉胀部分的产生。有利地，这些部分和甚至整个气动表面可以一次性制造，因此减少执行不同元件的装配的成本和时间。

另外，蒙皮的覆盖刚性网格的部分也可以是刚性的(而非柔性材料)，以增加不需要柔性蒙皮的部分的强度。

在另一个实施例中，第一部分和/或非拉胀部分各自由没有接头的连续材料制成，这允许连续且更快的制造步骤。所述没有接头的连续材料可以是具有几何形状改变或在其结构中包括空隙的复合材料。

类似地，在具有没有接头的连续材料的此实施例中，如在网格和柔性蒙皮的组合的情况下，也适合实施增材制造工艺以减少装配工艺的前置时间成本。

在一个实施例中，第一部分包括以下中的至少一者：

-形成具有四边形(tetraskel)结构的强化塑料的嵌入树脂材料中的连续纤维层压件，

-具有宏观尺度连续性和微观尺度空隙的带有空腔的泡沫材料，

-具有空位缺陷的石墨烯材料，或

-具有负均匀泊松比的结晶材料。

在一个实施例中，第一部分的拉胀行为通过对形成具有四边形结构的强化塑料的嵌入在树脂材料上的连续纤维层压件进行定向来获得。

在另一个实施例中，第一部分的拉胀行为通过具有宏观尺度连续性和微观尺度空隙的带有空腔的泡沫材料来获得。

在另一个实施例中，拉胀行为在微观尺度上通过在先前已被确定为需要拉胀性的区域上实施具有空位缺陷的石墨烯材料来实现。

在另一实施例中，第一部分可以由自然表现出拉胀行为的材料(诸如在微观或纳米尺度上具有负泊松特性的α-方石英、岩石或矿物)制成。

在一个实施例中，主致动器件包括至少一个第一致动器，该至少一个第一致动器被构造成基本上沿着展向方向对控制表面施加力，这使得第一部分基本上沿着弦向方向变形。

在其中翼型件包括具有后翼梁的抗扭箱、其中第一部分至多延伸至该后翼梁的一个实施例中，主致动器件包括第一回转杆，该第一回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到后翼梁，并且在与第一端部相对的第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面的与包括第一部分的表面相邻的内面。

在一个实施例中，第一回转杆固定到后翼梁所借助的旋转接合部靠近后翼梁与和包括第一部分的表面相反的表面之间的接合部定位。

根据此实施例，第一回转杆和第一部分形成三角形形状，使得当第一部分变形时，第一回转杆的第二端部被约束为围绕圆周移动，该圆周的中心定位于第一回转杆的第一端部上，并且后刚性可移动表面(即，控制表面的并非由拉胀材料形成的气动结构)描述所期望的旋转移动。由于三角形形状，主致动器件能够利用最少数量的旋转杆来确保可移动控制表面的所需变形并且支撑由气动力产生的垂直载荷。

与例如尾翼或机翼的常规可移动控制表面相比，此实施例由于如先前所陈述的仅需要一个回转杆而提供了显著优点，与需要两个回转杆来产生三角形关节式铰接结构的现有技术的控制表面不同。此外，现有技术的专用可伸缩致动器也被移除。另外，与常规系统相比，可移动控制表面的旋转点定位于前部(即，相对于翼型件的前缘)。特别地，桥接抗扭箱的刚性结构和控制表面的刚性可移动表面的第一部分(即，拉胀部分)被定位在比固定到刚性可移动零件的内部面以用于使控制表面偏转的常规专用可伸缩线性致动器的致动点更靠前的位置。有利地，与具有刚性整流罩的常规控制表面相比，具有改善的气动连续性的更大表面(即，润湿面积)发生变形(即，偏转)，因此使控制表面更加有效。

在其中翼型件包括具有前翼梁的抗扭箱、其中第一部分至多延伸至该前翼梁的一个实施例中，主致动器件包括第一回转杆，该第一回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到该前翼梁，并且在与第一端部相对的第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面的与包括第一部分的表面相邻的内面。

在一个实施例中，第一回转杆固定到前翼梁所借助的旋转接合部靠近前翼梁与和包括第一部分的表面相反的表面之间的接合部定位。

在一个实施例中，主致动器件可以包括多于一个回转杆以用于改进控制表面的展开。以此方式，刚度得到增强并且对展开的控制可以得到增加。

在一个实施例中，该主致动器件包括第二回转杆，该第二回转杆在第一端部处借助于与第一回转杆的旋转接合部相邻的旋转接合部固定到后翼梁或前翼梁，并且在与第一端部相对的第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面的与和包括第一部分的表面相反的表面相邻的内面。

在一个实施例中，该至少一个第一致动器嵌入第一部分内并且基本上沿着弦向方向布置。

在一个实施例中，该至少一个第一致动器嵌入第一部分内并且基本上沿着展向方向布置。

在一个实施例中，该主致动器件包括嵌入第二部分内并且基本上沿着弦向方向布置的至少一个第二致动器。

在一个实施例中，该主致动器件包括嵌入第二部分内并且基本上沿着展向方向布置的至少一个第二致动器。

在一个实施例中，该至少一个嵌入的第一和/或第二致动器是以下中的一者：压电致动器、由电能激活的记忆形状材料(诸如金属合金或聚合物)、热致动器、或磁致动器。

有利地，嵌入控制表面的下表面和/上表面(即，第一部分和/或第二部分)内的致动器使一个表面的延伸和相反表面的压缩或较小程度延伸同时发生。另外，嵌入(一个或多个)致动器使得力和应变沿着气动表面的连续分布，并且因此提供改善控制表面的效率和致动性能的均匀且精确的变形形状。

在一个实施例中，主致动器件包括电动致动器，当通过电动致动器分别施加正电压或负电压时，该电动致动器对控制表面产生伸展或收缩，这意味着所述控制表面的移动。

电动致动器可以是连续地或以分布式节距布置的压电致动器或由电能激活的记忆形状材料(诸如金属合金或聚合物)。

在一个实施例中，该至少一个第一致动器是以下中的一者：气动、液压、电动或混合可伸缩杆，该可伸缩杆在第一端部处固定地固定到后翼梁或前翼梁，并且在与第一端部相对的第二端部处固定地固定到控制表面的与包括第一部分的表面相对应的内面。

在一个实施例中，该至少一个第一致动器是以下中的一者：气动、液压、电动或混合可伸缩回转杆，该可伸缩回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到后翼梁或前翼梁，并且在相对端部处借助于旋转接合部固定到控制表面的与包括第一部分的表面相对应的内面。

在一个实施例中，以上限定的杆中的任一者是可伸缩的并且包括被构造成控制其延伸的专用致动器。

在一个实施例中，该主致动器件包括沿弦向方向安排并且牢固地附接到第一部分和第二部分的板、优选地肋状物，该板被适配成由展向方向上、倾向于使板移位的力致动，该板因此将压缩或牵引载荷传递到第一部分和第二部分。

在一个实施例中，该控制表面在后缘处进一步包括控制调整片和被构造成升高或降低该控制调整片的辅致动器件。

在航空学中，调整片被构造成在与可移动控制表面的其余部分相反的方向上旋转，并且产生相反载荷。所产生的力矩补偿升降舵的其余部分的力矩，从而减少整个可移动零件被展开的阻力。因此，附带地，此调整片减轻了主致动器件用于整个控制表面展开的作用。

由于调整片远离抗扭箱定位，因此调整片通常包括延伸通过高距离的大水平臂，并且因此，甚至对于所产生的低得多的载荷，所产生的力矩大小通常也与主致动器件相当。

在一个实施例中，辅致动器件包括致动器和水平臂机构。

在一个替代实施例中，调整片的上表面或下表面是拉胀性的并且提供以上针对第一部分提及的相同特性。

有利地，与需要后翼梁与延伸至调整片的可移动控制表面之间的进一步空间分配的复杂机构不同，调整片的上表面或下表面是拉胀性的允许远程致动或更简单的致动器件，如上所解释，而不需要长臂或另外的专用致动器。

有利地，在控制调整片的一个表面上具有拉胀材料允许例如从弦长的50％到弦长的100％的整个控制表面更好地控制展开的轮廓，同时减少阻力。

在一个实施例中，调整片的拉胀表面定位于与第一部分相同的侧(上表面或下表面)上并且安排为所述第一部分的延续。此外，调整片被设计成产生可移动控制表面在相同方向上的附加变形，从而增加整个可移动控制表面的曲率并增加可移动控制表面可以产生的气动力。

在一个实施例中，调整片的拉胀表面定位于与包含第一部分的表面相反的侧(上表面或下表面)上。此外，调整片被设计成产生可移动控制表面在相反方向上的附加变形，从而减少可移动控制表面作为整体的曲率并提供载荷减轻效应。

在一个特定实施例中，该控制表面包括容纳在上表面与下表面之间的多个蜂窝状可膨胀元件，并且该主致动器件被构造成选择性地使蜂窝状可膨胀元件膨胀或紧缩，使得当蜂窝状可膨胀元件膨胀时，蜂窝状可膨胀元件中的至少一个从控制表面的内部体积内伸展，从而施加展向力，该展向力引发第一部分和/或第二部分在弦向方向上的变形。

相反，当向可膨胀蜂窝元件施加的压力减小时，所述可膨胀蜂窝元件沿着翼型件的翼展收缩。此收缩引发第一部分的弦向收缩并且使控制表面朝向相反方向偏转。

可膨胀蜂窝元件可以占用控制表面的内部体积的一部分。优选地，可膨胀蜂窝元件设置在下表面与上表面之间。在一个特定实施例中，在控制表面的整个内部体积上提供可膨胀蜂窝元件。

蜂窝可膨胀元件可由覆盖或浸渍在弹性材料或如橡胶的树脂或类似材料上的编织(woven)或编(braided)的高强度纤维形成。

在一个实施例中，可膨胀蜂窝元件可以实施为设置有图案化形状的蜂窝蒙皮，该蜂窝蒙皮不会由于压力而倾向于变为圆柱形，而是倾向于在膨胀时采用所期望的轮廓体积。在一个实施例中，这借助于其中一些纤维将蜂窝蒙皮的一侧连结到另一侧的所谓的漏针编织或3D编织来实现。这些纤维在受拉时能够沿其方向承受来自压力的载荷，因此维持蜂窝的相对蒙皮之间的最大距离并确保可膨胀元件不对上表面和下表面施加压力。

在此实施例中，主致动器件优选地为具有一个或多个漏针可膨胀元件的气动致动器。

在第二发明方面中，本发明还提供一种气动表面，该气动表面包括至少一个根据第一发明方面的实施例中的任一个所述的翼型件。

在一个实施例中，该气动表面包括多个根据第一发明方面的翼型件。

在一个实施例中，该气动表面具有控制表面，该控制表面包括带有具有负泊松比的连续的第一带材的上表面或下表面，该连续的第一带材沿展向方向延伸，优选地基本上从根部延伸到尖端。

也就是说，形成气动表面的每个翼型件的第一部分定位于相邻翼型件的第一部分旁边，使得该组第一部分沿展向方向形成连续的拉胀第一带材。优选地，所有第一部分都从弦长的相同百分比延伸。

由于可调谐的第一部分，控制表面可以根据需要逐渐地展开，从而贯穿翼展形成波浪、阶梯等。

优选地，与包括第一带材的表面相反的表面包括连续的第二带材，该连续的第二带材包含泊松比高于第一带材的泊松比的材料。

在一个实施例中，气动表面具有控制表面，该控制表面包括带有连续带材的上表面或下表面，该连续带材包括沿展向方向交替的具有负泊松比和具有更高泊松比的材料的部分。

拉胀材料和常规材料/具有更高泊松比的拉胀材料的所述交替使得多个带材沿展向方向和沿弦向方向交替。有利地，这允许某些控制表面的单独展开，以实现有效的飞行控制。

例如，如背景中所说明，一些控制表面旨在用于飞行姿态，而另一些则意图用于升力助推。因此，出于安全原因，这些控制表面将在飞行的不同阶段使用，从而使得能够对它们进行单独控制。

此外，拉胀部分和常规部分/具有更高泊松比的拉胀材料的组合有助于补偿因蒙皮沿弦向方向的拉伸和压缩引起的展向变形，并且因此减少所述拉胀部分与常规部分/具有更高泊松比的拉胀材料之间的接口处的二次应力。

在一个实施例中，气动表面包括致动器件，该致动器件沿展向方向布置并且被构造成在展向方向上向包含具有负泊松比的材料的至少一个带材施加力，使得所述带材由此在弦向方向上变形。

致动器也可以贯穿翼展分布并且仅局部作用于气动表面的一部分(即几个翼型件)，或全局作用于整个控制表面的展开，或者可以从机身致动。

也就是说，由于拉胀部分能够在平面上‘向内’或‘向外’变形，在第一部分的一个端部处(例如在机身侧上)沿展向方向拉动或推动第一部分的事实引起第一部分的弦向变形，如果弦向变形通过由常规材料或具有更高泊松比的拉胀材料制成的另一表面进行补偿，则这可以引起控制表面的展开。

有利地，这允许被构造用于贯穿翼型件在展向方向上向包含具有负泊松比的材料的至少一个带材施加力的单个致动器件在气动表面的整个控制表面上致动。此外，其中控制表面可以借助于定位于飞行器机身内并且被构造用于在展向方向上向所述带材施加力的致动器件来致动的此特定实施例允许施加对布置在飞行器垂直面的两相对侧处的两个气动表面(诸如每一侧的两个HTP升降舵或机翼可移动控制表面)的集中控制(即，从定位于飞行器机身内的单个致动器件)，而不是如现有技术那样在每一侧上实施不同的专用和分布式致动系统。

在一个实施例中，翼型件的主致动器件包括沿弦向方向安排并且牢固地附接到第一部分和第二部分的板、优选地肋状物，该板被适配成由展向方向上、倾向于板移位的力致动，该板因此将压缩或牵引载荷传递到第一部分和第二部分，并且气动表面的致动器件包括连接到该板的棒。气动表面的致动器件进一步包括以下中的至少一者：气动、液压、电动或混合致动器，该致动器被构造成在展向方向上驱动棒，使得棒被构造成对板施加展向方向上、倾向于使板移位的力，该板因此将压缩或牵引载荷传递到第一带材和第二带材。

在第三发明方面中，本发明提供一种飞行器，该飞行器包括至少一个根据第二发明方面的实施例中的任一个所述的气动表面。

在一个特定实施例中，被构造用于在展向方向上施加力的致动器件被适配成可由定位于飞行器机身内的气动、液压、电动或混合致动器操作。

本说明书(包括权利要求、说明书和附图)中描述的所有特征可以以任何组合进行组合，除了这些互斥特征的组合之外。

附图说明

根据参考附图仅作为说明性而非限制性示例提供的优选实施例的以下详细描述，将更清楚地看到本发明的这些和其他特征和优点。

图1a至图1c 这些图示出了根据现有技术的常规翼型件的示意性表示。

图2a至图2b 这些图示出了根据现有技术的常规翼型件的示意性表示。

图3 此图示出了理想的翼型件。

图4a至图4e 这些图示出了根据本发明的实施例的翼型件的示意性表示，以及在翼型件的上表面和下表面处发生的变形的表示。

图5a至图5g 这些图示出了拉胀材料和非拉胀材料的示意性表示。

图6a至图6e 这些图示出了根据本发明的实施例的翼型件的示意性表示。

图7a至图7e 这些图示出了根据本发明的气动表面的实施例。

图8a至图8e 这些图示出了根据本发明的实施例的翼型件的示意性表示和局部表示，其中致动器件嵌入控制表面内。

图9 此图示出了根据本发明的气动表面的实施例，其中致动器件以棒的形状沿展向方向实施。

图10a、图10b这些图示出了根据本发明的气动表面的实施例。

图11 此图示出了根据本发明的气动表面的实施例，其中致动器件以双棒的形状沿展向方向实施。

图12 此图示出了根据本发明的气动表面的实施例，其中致动器件以由旋转装置驱动的线缆的形状沿展向方向实施。

图13a至图13c这些图示出了根据本发明的气动表面的实施例和根据本发明的包括控制调整片的翼型件的局部表示。

具体实施方式

如本领域技术人员将理解的那样，本发明的各方面可以实施为翼型件(1)、气动表面(10)或飞行器。

图1a描绘翼型件(20)，该翼型件包括前缘(21)、具有前翼梁(22.1)和后翼梁(22.2)的抗扭箱(22)、以及接近翼型件(20)的后缘(23.1)的控制表面(23)。

特别地，可以看出，前缘(21)位于翼弦的0％处，前翼梁(22.1)位于约15％处，并且抗扭箱(22)延伸至多该弦长的约50％，后翼梁(22.2)位于此处。向后，控制表面(23)在弦长的约75％至弦长的100％之间延伸，其中弦长的100％对应于后缘(23.1)。

如可以观察到，后翼梁(22.2)与控制表面(23)的开始之间的空间(例如弦长的约50％至75％)容纳了被构造成升高和降低控制表面(23)的致动器件(24)。通常，此空间由刚性气动整流罩(24.3)覆盖，其中自由缘(例如在弦长的约75％处)用于允许控制表面围绕铰链轴线向上和向下旋转(参见图1b和图1c)。

控制表面(23)再现了可以移动的刚性结构。因此，在容纳致动器件(24)的刚性气动整流罩(24.3)的自由缘与可移动控制表面(23)本身之间通常存在阶梯。

根据图1b和图1c，可移动控制表面(23)由致动器件(24)向上或向下致动(仅示出向下移动)，该致动器件包括由液压、电动或混合专用致动器(24.2)致动的回转杆(24.1)。

如图1b中可以看出，控制表面(23)通过铰链轴线附接在第一附接点(24.4)处，该铰链轴线借助于两个回转杆(24.1)固定到抗扭箱。在一些情况下，铰链轴线可以借助于配件而非两个回转杆(24.1)固定到抗扭箱。

更特别地，关于所示的常规翼型件架构的操作，可以看出，可移动控制表面(23)还借助于具有致动器(24.2)的附加回转杆附接到第二附接点(24.5)，第二附接点(24.5)通过垂直偏移与第一附接点(24.4)分离。具有致动器(24.2)的回转杆还附接到抗扭箱。在图1c中，致动器(24.2)施加的力由实线箭头示意性地描绘，该实线箭头示出了一个操作示例，其中致动器轴向地伸展一定长度以将第二附接点(24.5)推动到背离抗扭箱的位置。可移动控制表面(23)的随后向下旋转移动在图1b中被示出为可移动控制表面(23)从用虚线表示的未偏转位置改变为用实线表示的偏转位置。因此，致动器(24.2)能够以受控方式伸展和收缩，从而在弦向方向上产生倾向于将第二附接点(24.5)推离抗扭箱/拉近抗扭箱的力，从而由于所提及的可移动控制表面(23)的两个附接点(24.4，24.5)之间的垂直偏移而产生可移动控制表面(23)围绕第一附接点(24.4)的铰链轴线的旋转。铰链轴线垂直于翼型件的截面平面。

图1c还用接近后缘的虚线箭头描绘了助推气动升力。这些助推气动升力产生传递到那些附接点(24.4，24.5)的合成弯矩和剪切载荷。另外，位于回转杆(24.1)处的实线箭头描绘了为抵消这些气动力而在控制表面(23)的所表示常规致动器件(24)上产生的反作用力。

由于刚性整流罩(24.3)是不可变形的，可移动控制表面(23)的偏转受到限制，从而产生突然轮廓过渡(甚至在未展开状态下也会产生不期望的寄生阻力)。

图1a至图1c表示具有单个旋转控制表面的简单翼型件架构，该翼型件架构通常用在常规尾翼如例如水平和垂直尾面上。在这种情况下，控制表面(23)的移动只有旋转而没有平移。

图2a表示大型客机机翼的更复杂的翼型件(25)。可以看出，可移动控制表面可以安装在前缘(称为缝翼(25.1))和后缘(称为襟翼(25.3))两者上。此外，可以看出，可移动控制表面(25.1，25.4)可以由若干可移动表面构成以增加翼型件可移动偏转，如针对缝翼所表示，在闭合位置(25.1)和展开位置(25.2)中示出，或者如针对襟翼所表示，也在闭合位置(25.3)和展开位置(25.4)中示出。在机翼的情况下，襟翼和缝翼两者可以不仅描述围绕单个轴线的旋转而且描述平移移动。

如示意性地示出，在这些情况下，刚性整流罩(25.5)不能够覆盖因控制表面的移动产生的间隙和阶梯，因此增加阻力并显著影响气动表面的效率。

图2b表示定位于翼型件(25)的后缘和前缘上的其他可移动控制表面(25.2，25.4)示例。在所有情况下，可以看出，由于不可变形的可移动控制表面和刚性气动整流罩，呈现出非期望的阶梯和间隙以及突然轮廓过渡。

图3描绘了包括控制表面的翼型件的理想概念的示意性表示，其中翼型件(26)的外表面可以渐进受控且弹性的方式变形，直到达到每种飞行状态所需的最佳形状。前缘(26.1)和后缘(26.2)能够改变其曲率和弯度以及另外地其弦长。

未变形形状由前缘(26.1)和后缘(26.2)上的实线表示。仅改变前缘(26.1)和后缘(26.2)的曲率的变形形状(分别为26.3和26.4)由虚线表示。改变前缘(26.1)和后缘(26.2)的曲率和弦长两者的附加的替代变形形状(分别为26.5和26.6)由短划线表示。

图3的翼型件(26)示出了可变形表面，也称为变形表面，这些可变形表面能够以连续方式变形而在固定零件与可移动零件之间没有阶梯和间隙并且没有突然轮廓过渡，从而提供显著的气动性能改善。

图4a至图4c描绘了根据本发明的一个实施例的气动表面的翼型件(1)或一部分。翼型件(1)包括：控制表面(2)，该控制表面包括上表面(2.2)和下表面(2.3)；以及主致动器件(3)，该主致动器件被构造成使控制表面(2)向上或向下偏转。

根据本发明，控制表面(2)的上表面(2.2)和下表面(2.3)中的一者的第一部分(4)是拉胀性的、具有负泊松比，并且控制表面(2)的上表面(2.2)和下表面(2.3)中的另一者的第二部分(5)具有更高泊松比。

在图4a至图4c的实施例中，翼型件(1)包括抗扭箱(6)，该抗扭箱包括上蒙皮(6.1)、下蒙皮(6.3)和后翼梁(6.2)，控制表面(2)定位于所述后翼梁(6.2)的尾部。第一部分(4)至多延伸到后翼梁(6.2)，使得所述第一部分(4)桥接抗扭箱(6)的上蒙皮(6.1)和控制表面(2)的上表面(2.2)、或抗扭箱(6)的下蒙皮(6.3)和控制表面(2)的下表面(2.3)，由此提供气动连续性。

如可以观察到，在此实施例中，第一部分(4)在后翼梁(6.2)的尾部(例如翼型件(1)的弦长的大约50％处)定位到至多预定位置(例如弦长的大约75％)，从而桥接抗扭箱(6)的上蒙皮(6.1)和控制表面(2)的上表面(2.2)，使得不存在间隙并且提供气动连续性。

因此，在图4a至图4c的实施例中，拉胀第一部分(4)是上表面(2.2)的一部分，第二部分(5)是控制表面(2)的下表面(2.3)的一部分。第一部分(4)向整个控制表面(2)提供较高偏转角度。此外，上表面(2.2)的第一部分(4)与翼型件(1)的剩余上表面相连续。

图4b和图4c描绘了根据图4a的实施例的翼型件(1)的详细视图。这两个图示出了翼型件(1)使控制表面(2)偏转(在所示的特定操作示例中为向下)并且向控制表面提供与图1b和图1c所示的现有技术的所实现偏转相比更大的偏转的能力。如由图4c中的虚线箭头示意性地描绘，控制表面的更大润湿面积引起更高的升力助推。

在此实施例中，主致动器件(3)包括：第一致动器(3.4)，该第一致动器被构造成基本上沿着弦向方向对控制表面(2)施加力；以及第一回转杆(3.1)，该第一回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到后翼梁(6.2)，并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面(2)的与上表面(2.2)相邻的内面。主致动器件(3)进一步包括：第二回转杆(3.2)，该第二回转杆在第一端部处借助于与第一回转杆(3.1)的旋转接合部相邻的旋转接合部固定到后翼梁(6.2)，并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面(2)的与下表面(2.3)相邻的内面。主致动器件(3)还包括致动器(3.4)，该致动器呈可伸缩回转杆(3.4)的形状，该可伸缩回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到后翼梁(6.2)，并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面(2)的与上表面(2.2)相邻的内面。

在所示的实施例中，第一回转杆(3.1)的第一端部和第二回转杆(3.2)的第一端部在同一附接点处固定到后翼梁(6.2)。此外，第一回转杆(3.1)的第二端部和可伸缩回转杆(3.4)的第二端部在同一附接点处固定到控制表面(2)的内面。

特别地，上表面(2.2)的优选地位于大约弦长的50％与75％之间的拉胀部分(4)通过主致动器件(3)的致动被拉伸，该主致动器件施加由在一个端部处旋转固定到后翼梁(6.2)并且在相对端部处借助于相应的旋转接合部固定到控制表面(2)的对应的相反内面的可伸缩回转杆(3.3)和回转杆(3.2)传递的一系列力。

第二部分(5)可以具有正泊松比(因此是“常规”材料)或高于第一部分(4)的泊松比的负泊松比(因此具有导致相对于力施加方向的横向平面中的变形比第一部分的变形小的拉胀特性)。在图5a至图5e的实施例中，第二部分(5)由常规材料制成。

在展开时，上表面(2.2)的第一部分(4)在弦向方向上被拉伸，而下表面(2.3)的第二部分(5)在弦向方向上被压缩。由于第一部分(4)和第二部分(5)的不同行为，实现了控制表面以及因此整个翼型件的变形。此外，由于上表面和下表面是连续的，展开的翼型件获得了更好的气动行为，并且没有突然轮廓过渡或间隙。在图4b和图4c中，以短划线表示未偏转位置。

图4d和图4e描绘了上表面(2.2)的第一部分(4)的展向变形和下表面(2.3)的第二部分(5)的相应变形。可以观察到，由于第一部分(4)和第二部分(5)的泊松比差异，在弦向方向上，上表面(2.2)处于伸展之下(如图4d所示)并且下表面(2.3)处于收缩之下(如图4e所示)，如由全箭头所表示。然而，上表面和下表面两者在由短划线箭头表示的展向方向上经历伸展。

上表面(2.2)和下表面(2.3)上的此类似展向变形提供了控制表面展向的横向弯曲的减少。横向弯曲使控制表面在展向方向上变形并且降低控制表面的效率和强度。通过本发明，克服了或至少减少了此缺点。

贯穿图5a至图5g，描绘了具有正泊松比的常规材料以及拉胀材料的表示以说明它们的特性。

一方面，图5a描绘了具有正泊松比的‘常规材料’(5)，例如形成蜂窝设计的六边形网格结构(5.1)。在这种情况下，在单元几何形状的两个平面内方向中的方向之一上施加单向张力(T)导致该方向上的尺寸增加以及该平面上所包含的另一垂直方向上的尺寸减小。另一方面，在该平面上所包含的方向之一上施加单向压缩力(此图中未示出)导致该方向上的尺寸减小以及该平面上所包含的另一垂直方向上的尺寸增加。这也是常规材料(5)的行为，如用于飞行器结构的常规材料，如铝、钛、钢、其他金属材料以及具有高强度纤维(如碳纤维、玻璃纤维等)的纤维强化聚合物。

存在表现出相反行为的、称为拉胀性的并且具有负泊松比的材料或结构几何配置。图5b至图5d描绘了拉胀材料(4)，即由内凹六边形结构(4.1)形成的、在单元几何形状的两个平面内方向上呈现出拉胀行为的拉胀材料。在这种情况下，当在单元几何形状的两个平面内方向中的方向之一上施加单向张力(T)时，结果是该方向上的尺寸增加以及还有该平面上所包含的另一垂直方向上的尺寸增加。

另一方面，在该平面上所包含的方向之一上施加单向压缩力(图中未示出)导致该方向上的尺寸减小以及还有该平面上所包含的另一垂直方向上的尺寸减小。

然而，存在其他已知的表现出拉胀行为并且例如由包括多个邻接单元的单元安排结构形成的周期性和非周期性二维几何结构。

事实上，负泊松比区域可以通过在常规材料上添加空隙或空位来实现。这些空隙或空位产生以负泊松比变形的网格状结构。

图5c呈现了可以由通过诸如粘合剂的机械连结或通过绑扎来连结的诸如柔性树脂或橡胶的柔性蒙皮(4.2)覆盖的拉胀网格结构(4.1)。柔性蒙皮(4.2)允许所述拉胀材料(4.1)变形、覆盖空位并确保空气收紧，以便提供气动蒙皮表面。

另外，如果网格结构(4.1)材料也由聚合物材料形成，该聚合物材料也可以利用诸如碳纤维、玻璃纤维或其他纤维等高强度材料的连续或不连续纤维来强化，则柔性蒙皮(4.2)材料可以直接与网格结构材料共固化。

图5d和图5e示出了网格结构(4.1)的详细示意图。在图5d中，可以看出，网格结构(4.1)包括借助于多个柔性接合部或旋转接头(4.1.2)连结在一起从而形成铰链的多个网格段(4.1.1)。特别地，网格结构(4.1)由网格段(4.1.1)的端部处的旋转轴线形成，这些网格段垂直于单元的平面内表面，从而允许所述网格段(4.1.1)围绕所述旋转轴线但不围绕平面内轴线旋转，使得网格段(4.1.1)不能够由于垂直于单元的平面内方向的气动压力而过度变形。

图5f和图5g示出了柔性接合部(4.1.2)的替代实施例，其中铰链轴线和旋转轴线由刚性段(4.1.1)在其接口(4.1.3)处(即在网格结构(4.1)中的至少两个刚性段(4.1.1)会聚的点处)的惯性减少所替代。图5g示出了刚性段(4.1.1)在接口处(图5g(b)中)和在不对应于接口的不同点处(图5g(a)中)的截面。

如图5f和图5g上可以看出，刚性段(4.1.1)的截面沿着纵向方向朝向刚性段(4.1.1)会聚的接口(4.1.3)渐缩，使得由于此结构尺寸减小，刚性段(4.1.1)在所述接口(4.1.3)处、尤其是围绕垂直于单元几何形状的平面内方向的轴线(X)的惯性力矩与刚性段的部段的另一横向轴线相比显著减小。这样，刚性段(4.1.1)可以在围绕惯性减小的该第一轴线(X)旋转时以非常柔性且弹性的方式变形，从而允许所述刚性元件(4.1.1)围绕该第一轴线(X)而不围绕单元几何形状的平面内的另一方向旋转变形。

此外，在这种情况下，另一轴线的惯性更高，并且刚性段(4.1.1)不能够在其接口处围绕所述轴线弯曲，使得整流罩不导致由于垂直于单元的平面内方向的气动压力而过度变形。

此实施例提供以下优点：网格结构(4.1)的接合部被移除，以及网格结构(4.1)形成可以一次性制造的连续可变形网格，并且没有所有这些旋转接头的装配复杂性。

拉胀网格结构(4.1)还适合于利用金属或聚合物材料通过增材制造来制造，特别是对于实现连续可变形网格的情况。如果拉胀网格结构(4.1)由聚合物材料制成，则添加聚合物可以包括碳纤维、玻璃纤维、芳纶或其他高强度材料的连续或不连续嵌入纤维。这些纤维在与聚合物材料相同的时间沉积，这增加了所得拉胀网格结构(4.1)的强度。

柔性蒙皮(4.2)还适合于使用在同一增材制造工艺时沉积的弹性体材料通过增材制造来制造，优点在于减少了制造和装配的时间和复杂性。

有利地，由周期性内凹六边形单元形成的网格结构(4.1)可以与由常规蜂窝六边形单元(5.1)组合以呈现在不同部分上具有更高或更低泊松比的独特材料。

修改六边形几何形状的角度，泊松比可以限定为根据需要跨网格表现出不同的行为，并且还根据需要控制泊松比大小以获得最佳行为。

在图4a至图4e的实施例中，第一部分(4)由具有内凹六边形结构(4.1)的拉胀材料制成，并且第二部分(5)由具有六边形蜂窝结构(5.1)的常规材料(5)制成。

图6a和图6d描绘了根据本发明的一个实施例的气动表面(10)的翼型件(1)。在此实施例中，第一部分是控制表面(2)的上表面(2.2)的一部分，并且第二部分(5)由常规材料制成并且是控制表面(2)的下表面(2.3)的一部分。在此实施例中，第一部分(4)包括柔性网格结构(4.1)和柔性蒙皮(4.2)，如图5c示意性地描绘。在此实施例中，主致动器件包括多个分布式致动器(3.4)，该多个分布式致动器在弦向方向上嵌入控制表面(2)的上表面(2.2)内，特别地嵌入覆盖控制表面(2)的第一部分(4)的网格结构(4.1)的柔性蒙皮(4.2)内。主致动器件进一步包括第一回转杆(3.1)和第二回转杆(3.2)，这些回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到后翼梁(6.2)并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到控制表面(2)的内面。如图6d中可见，第一回转杆(3.1)在与上表面(2.2)相邻的附接点处固定到控制表面(2)的所述内面，而第二回转杆(3.2)在与下表面(2.3)相邻的附接点处固定到控制表面(2)的所述内面。致动器(3.4)被构造成通过施加不同的力来致动控制表面(2)，这些力负责拉伸或压缩第一部分(4)以及因此相应地，压缩或拉伸控制表面(2)的相反的下表面(2.3)上的常规材料的第二部分(5)。

特别地，嵌入的致动器(3.4)可以是以下中的一者：电动致动器、压电致动器、由电能激活的记忆形状材料或聚合物，它们具有允许提供对控制表面(2)的偏转角度的改进控制的连续或分布式节距。

如图6d所表示，与图4a至图4e的实施例相比，此实施例的附加优点在于，可伸缩回转杆(诸如图4c所示)形式的常规专用致动器(3.4)受到抑制，所以仅两个回转杆(3.1，3.2)包括在致动器件中，因此减少了它们的复杂性。此外，致动载荷更具分布性和均匀性，因此降低载荷和应力的集中度并增加强度。

在图6的实施例中，第一部分(4)的网格结构(4.1)由周期性内凹六边形单元形成并且与由常规蜂窝六边形单元形成的部分交替安排，使得上表面(2.2)在不同部分上具有更高或更低泊松比。图6b和图6c中分别示意性地示出常规部分和第一部分，以及所述部分在拉伸时的变形，其中全箭头表示拉伸张力并且带材箭头表示获得的变形。

图6e示出类似于图6d所描绘的翼型件(1)的实施例的详细视图。在此实施例中，第二回转杆(3.2)被移除，使得仅呈现一个对角线的第一回转杆(3.1)，从而更进一步地减少主致动器件的复杂性。根据此实施例，第一回转杆(3.1)固定到后翼梁(6.2)所借助的旋转接合部靠近后翼梁(6.2)与下表面之间的接合部定位。当第一部分变形时，第一回转杆(3.1)的第二端部被约束为移动限定于半径为R的圆周，圆周的中心位于第一回转杆(3.1)的第一端部上，并且后刚性可移动表面(即，控制表面的并非由拉胀材料形成的气动结构)描述所期望的旋转移动。由于第一部分和第一回转杆(3.1)所限定的三角形形状，主致动器件能够利用最少数量的旋转杆，确保可移动控制表面的所需变形并且支撑由气动力产生的垂直载荷。在图6d和图6e中，以短划线表示未偏转位置。

图7a描绘了根据本发明的一个实施例的包括图7b上呈现的多个翼型件(1)的气动表面(10)的顶视图。

气动表面(10)包括控制表面(8)，该控制表面包括上表面和下表面。控制表面(8)的上表面包括由拉胀材料制成的、位于弦长的大约50％与75％之间的连续的第一带材(7)。气动表面(10)包括被构造用于在展向方向上向连续带材(7)施加力的致动器件(未示出)。控制表面(8)的下表面包括第二带材，该第二带材包含泊松比高于第一带材(7)的泊松比的材料。

在此实施例中，形成气动表面(10)的每个翼型件(1)的第一部分(4)安排在相邻翼型件的第一部分旁边，使得该组第一部分(4)沿展向方向形成连续的拉胀第一带材(7)。类似地，每个翼型件(1)的第二部分(5)安排在相邻翼型件的第二部分旁边，使得该组第二部分(5)沿展向方向形成连续的第二带材。

翼型件(1)的主致动器件(3)是可由气动表面(10)的致动器件沿展向方向施加的力驱动的，使得上表面(2.2)上的第一部分(4)和相反的下表面(2.3)上的常规材料的第二部分(5)两者被构造成在弦向方向上变形。实线箭头表示在展向方向上施加的力，并且短划线箭头表示第一部分(4)在弦向方向上的偏转。

图7e描绘了根据图7a和图7b上呈现的实施例的翼型件(1)的详细视图。可以看出，图7c和图7d上示意性地示出的上表面(2.2)和下表面(2.3)在弦向方向上的相反变形产生了翼型件(1)的可移动控制表面(2)的所期望的偏转。在图7e中，以短划线表示控制表面(2)的未偏转位置。

图8a至图8e描绘了图7a至图7e的气动表面(10)和翼型件(1)的实施例，其中所述气动表面(10)的致动器件包括多个致动器(9.1)，该多个致动器沿展向方向布置并且被构造用于在展向方向上向由拉胀材料制成的连续的第一带材(7)施加力，使得所述第一带材(7)基本上沿着弦向方向变形。特别地，这些致动器(9.1)嵌入上表面上提供的所述带材(7)内并且还嵌入相反的下表面上的由常规材料制成的第二带材内，在展向方向上分布。

特别地，嵌入的分布式致动器(9.1)在展向方向上同时在翼型件(1)的控制表面(2)的上表面(2.2)和下表面(2.3)两者上产生牵引或压缩力，由于上表面(2.2)的第一部分(4)的材料的拉胀特性，这导致随后相反的弦向变形。在压缩的情况下，在展向方向上对上表面(2.2)和下表面(2.3)两者施加的力由实线箭头表示，并且所得差异横向变形由短划线箭头表示。在图8e中，以短划线表示控制表面(2)的未偏转位置。

特别地，嵌入的致动器(9.1)是通过增加或降低控制表面(2)的上表面(2.2)和下表面(2.3)上的电压，同时在这两个表面上产生伸展或收缩的压电致动器。

图9描绘了根据本发明的气动表面(10)的实施例。气动表面(10)包括控制表面(8)，该控制表面包括上表面和下表面。控制表面(8)的上表面包括由拉胀材料制成的连续的第一带材(7)。控制表面(8)的下表面包括包含常规材料的第二带材。第一带材(7)和第二带材分别由翼型件(1)的包括在气动表面(10)中的沿展向方向彼此相邻安排的第一部分(4)和第二部分(5)形成。

气动表面(10)包括沿展向方向布置并且被构造用于在展向方向上向由拉胀材料制成的连续的第一带材(7)施加力的致动器件。在此实施例中，致动器件包括用于均在展向方向上将牵引或压缩传递到上表面(2.2)的第一部分(4)和相反的下表面(2.3)的第二部分(5)两者的棒(9.3)。

特别地，沿展向方向布置的棒(9.3)被适配成可由定位在飞行器机身(12)中的致动器诸如气动、液压、电动或混合致动器操作。所述棒(9.3)沿着翼展从根部到尖端定位在抗扭箱(6)的尾部，以便在展向方向上向连续的第一带材(7)施加力，这使得所述第一带材(7)基本上沿着弦向方向变形并且因此激活(即偏转)控制表面(8)。

对于由棒(9.3)施加的轴向载荷到气动表面的其余元件、主要是到拉胀材料的第一带材(7)的传递，棒(9.3)连接到外侧肋状物(9.5)或配件(即气动表面(10)的布置在靠近尖端的部段处的连接到上表面和下表面的结构元件)。气动表面(10)的定位在靠近机身(12)的部段处的内侧肋状物或配件(未示出)附接到上表面和下表面并且固定地固定到诸如机身(12)或抗扭箱(6)的固定结构，以反作用于外侧肋状物或配件(9.5)传递的牵引或压缩载荷。内侧肋状物或配件可以借助于棒或其他附接器件附接到固定结构。因此，当致动器(未示出)在气动表面(10)的外侧方向(即从根部到尖端)上向棒(9.3)施加展向载荷时，棒(9.3)在外侧方向上推动外侧肋状物(9.5)或配件，因此引起对上表面和下表面的牵引。借助于由棒(9.3)推动的外侧肋状物(9.5)在展向方向上传递到第一带材(7)的牵引产生第一带材(7)在弦向方向上的随后伸展和第二带材的收缩。上表面和下表面上的这种不同变形产生可移动控制表面(8)的所期望的向下偏转。

在相反情况下，当致动器(未示出)在内侧方向(未表示)上向棒(9.3)施加展向载荷时，传递到外侧肋状物(9.5)并且被固定地固定到内侧肋状物的上表面和下表面反作用的载荷导致由拉胀材料制成的第一带材(7)在展向方向上经历压缩应力，这进而导致第一带材(7)在弦向方向上的压缩和由常规材料制成的第二带材的随后延伸。上表面和下表面上的这种不同变形在这种情况下产生可移动控制表面的所期望的向上偏转。

图10a和图10b示出了根据本发明的第二方面的气动表面(10)的两个实施例，每个实施例包括根据本发明的第一方面的多个翼型件(1)。

图10a描绘了定位于气动表面(10)的控制表面的上表面上的拉胀材料的连续的第一带材(7)，该第一带材从所述气动表面的根部延伸到尖端。气动表面(10)在其剩余部分上具有常规非拉胀材料。

在一个实施例中，气动表面(10)的控制表面的相反的下表面(此图中未示出)包含非拉胀材料或具有更高泊松比的拉胀材料。

图10a所示的实施例提供以下优点：一步制造整个翼展的单个蒙皮而不必沿展向方向连结和装配拉胀部分和非拉胀部分。这可以例如通过对诸如预浸纤维等复合材料使用已知的自动制造技术、通过自动铺带工艺或通过增材制造技术来实现。

图10b示出了具有包括沿展向方向交替的具有负泊松比的材料部分(4)和具有更高泊松比的材料部分(5)的连续带材的另一个实施例。特别地，所述交替是沿着整个翼展从气动表面(10)的根部到尖端进行的。气动表面(10)的控制表面的剩余上表面和下表面以及剩余气动表面(10)包含常规非拉胀材料。

图11表示包括连续的第一带材(7)的气动表面(10)，该连续的第一带材具有沿着控制表面(8)的上表面沿展向方向交替的具有负泊松比的材料(4)和具有更高泊松比的材料(5)的部分。气动表面(10)的控制表面(8)的下表面(未表示)还包括第二带材，该第二带材具有交替的具有负泊松比的材料和具有更高泊松比的材料的部分。然而，不同部分的位置是相对于上表面的第一带材(7)的位置交替的，使得在展向方向上产生具有更高泊松比的部分的伸展和具有更低泊松比的部分的收缩，并且因此下表面的所有部分在弦向方向上经历收缩。

图11示出沿着气动表面(10)沿展向方向布置的致动器件的集成的实施例，该致动器件被构造用于在展向方向上向连续带材施加力。

图11描绘了沿展向方向布置并且被适配成可由定位于飞行器机身(12)内的气动、液压、电动或混合致动器操作的双棒(9.3，9.3’)。有利地，具有从机身(12)致动并且没有可移动接头或轴线的连续结构有利于维修和装配。例如，此实施例在多翼梁气动表面中有特殊应用。

观察到，致动器件包括沿弦向方向分布的多个肋状物(9.6，9.6’)和沿展向方向分布的棒(9.3，9.3’)。

特别地，肋状物(9.6，9.6’)相应地定位于上表面和下表面的拉胀部分(4)与常规非拉胀部分(5)之间并且能够将棒(9.3，9.3’)的移动传递到肋状物(9.6，9.6’)。棒(9.3，9.3’)与肋状物(9.6，9.6’)机械地接触。当第一棒(9.3)被构造成使第一组肋状物(9.6)伸展时，第二棒(9.3’)被构造成使第二组肋状物(9.6’)收缩，或者反过来。

这两个棒(9.3，9.3’)向每组肋状物(3.6，3.6’)施加相反的力，使得上表面(2.2)呈现出拉胀部分(4)的展向伸展和非拉胀部分(5)的展向收缩。因此，由于泊松比不同，上表面的所有部分都在弦向方向上经历伸展。

均在弦向方向上的上表面上第一带材(7)的部分的伸展和下表面上第二带材的部分的收缩产生可移动控制表面(8)的所期望的向下偏转。因此，当第一棒(9.3)将一组肋状物(9.6)向内侧拉动而第二棒(9.3’)将另一组肋状物(9.6’)向外侧推动时，产生可移动控制表面(8)的相反的向上偏转。

这允许补偿力，并且因此不沿着翼展产生整体变形。

图12描绘了双棒(9.3，9.3’)已由缆线或链条替代的实施例。有利地，缆线处于闭合环构型，其中缆线的两个段(9.3，9.3’)可以由设置在靠近气动表面(10)的尖端的部段处的呈旋转装置和滑轮的形状的致动器(9.4)致动。

图13a进而表示根据图10b的气动表面(10)，该气动表面包括靠近可移动控制表面(8)的后缘(也就是说，接近翼型件(1)的弦长的100％)定位的棒(9.3)。所述棒(9.3)被构造成借助于多个分布式辅致动器(9.7)从机身(12)致动控制表面(2)的调整片(100)。

如图13b和图13c中可以观察到，调整片(100)可以是刚性的或者可以在其表面(100.2，100.3)中的一者上包括拉胀部分。因此，该调整片与整个控制表面(8)的组合致动可以通过如下进行：转动辅致动器件(9.7)(图13c中看到)与棒的固定连接，或者受益于包含拉胀材料的第一部分(4)相对于常规部分/具有更高泊松比的部分(5)的反向变形，并且通过从控制表面(2)的所述第一部分(4)传递的载荷适当地展开。

调整片(100)的致动提供了执行控制表面(2)的更明显的偏转的能力。调整片(100)的所述偏转角度可以与控制表面(2)的第一部分(4)的偏转角度处在相同方向上或者在相反方向上。

在调整片(100)在其表面(100.2，100.3)中的一者处包括拉胀部分的实施例中，控制表面(2)的致动引起调整片(100)的展开。

图13b示出了具有两种叠加状态的翼型件(1)的截面视图，即，当控制表面(2)或调整片(100)均未展开时(控制表面(2)以不连续线示出)，以及当这两者均展开(控制表面(2)以实线示出)时。在两种状态下，以粗线示出调整片(100)。

贯穿本描述，第一部分(4)已被描述为包括在上表面(2.2)中，而泊松比高于第一部分(4)的泊松比的第二部分(5)已被描述为包括在下表面(2.3)中并且被描述为体现为常规材料，即具有正泊松比的材料。替代性地，上表面(2.2)可以是包含具有更高负泊松比的拉胀材料(即，第二部分(5))的表面，并且下表面(2.3)可以是包含具有更低负泊松比的拉胀材料(即，第一部分(4))的表面。在这种特定情况下，两个表面(2.2，2.3)中在展向方向上的伸展将产生两个表面(2.2，2.3)上在弦向方向上的伸展，但与下表面(2.3)相比，上表面(2.2)将具有更高的弦向伸展。因此，可移动控制表面(2)将经历向下弯曲和向后伸展，这将同时增加气动表面(10)的翼弦及其曲率。这产生翼型件(1)的气动效率将能够提供更多升力的附加优点。

因此，上表面(2.2)与下表面(2.3)之间(即，第一部分(4)与第二部分(5)之间)的泊松比差异越高，产生的曲率就越大。相反，上表面(2.2)与下表面(2.3)之间的泊松比差异越低，产生的弦向伸展就越多。

本发明的描述已针对翼型件(1)的从后翼梁(6.2)到后缘的后部进行，并且提供了常规后缘控制表面(8)升降舵、方向舵或襟翼的替代方案。然而，所提出的发明也适用于翼型件(1)的从前翼梁(6.4)到前缘的前部，并且提供常规前缘可移动控制表面如缝翼的替代方案。

Claims (16)

1.-一种气动表面(10)的翼型件(1)，所述翼型件(1)包括：

控制表面(2)，所述控制表面包括上表面(2.2)和下表面(2.3)；以及

主致动器件(3)，所述主致动器件被构造成升高或降低所述控制表面(2)；

其特征在于，所述控制表面(2)的所述上表面(2.2)和所述下表面(2.3)中的一者的至少第一部分(4)是拉胀性的、具有负泊松比，并且所述控制表面(2)的所述上表面(2.2)和所述下表面(2.3)中的另一者的至少第二部分(5)包含泊松比高于所述第一部分(4)的所述泊松比的材料。

2.-根据前一项权利要求所述的翼型件(1)，其中，所述翼型件(1)进一步包括抗扭箱(6)，所述抗扭箱包括上蒙皮(6.1)、下蒙皮(6.3)、后翼梁(6.2)和前翼梁(6.4)，所述控制表面(2)定位于所述后翼梁(6.2)的尾部，其中，所述第一部分(4)至多延伸到所述后翼梁(6.2)，使得所述第一部分(4)桥接：

-所述抗扭箱(6)的所述上蒙皮(6.1)和所述控制表面(2)的所述上表面(2.2)；或

-所述抗扭箱(6)的所述下蒙皮(6.3)和所述控制表面(2)的所述下表面(2.3)；

由此提供气动连续性。

3.-根据权利要求1所述的翼型件(1)，其中，所述翼型件(1)进一步包括抗扭箱(6)，所述抗扭箱包括上蒙皮(6.1)、下蒙皮(6.3)、后翼梁(6.2)和前翼梁(6.4)，所述控制表面(2)定位于所述前翼梁(6.4)的前部，其中，所述第一部分(4)至多延伸到所述前翼梁(6.4)，使得所述第一部分(4)桥接：

-所述抗扭箱(6)的所述上蒙皮(6.1)和所述控制表面(2)的所述上表面(2.2)；或

-所述抗扭箱(6)的所述下蒙皮(6.3)和所述控制表面(2)的所述下表面(2.3)；

由此提供气动连续性。

4.-根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述第一部分(4)包括由柔性蒙皮(4.2)覆盖的柔性网格结构(4.1)。

5.-根据前一项权利要求所述的翼型件(1)，其中，所述柔性网格结构(4.1)包括多个刚性段(4.1.1)，所述多个刚性段借助于位于所述多个刚性段(4.1.1)的交叉处的多个柔性接合部或可旋转接头(4.1.2)连结在一起，所述柔性网格结构(4.1)优选地形成内凹六边形结构。

6.-根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述主致动器件(3)包括被构造成基本上沿着展向方向对所述控制表面(2)施加力的至少一个第一致动器(3.4)。

7.-根据前述权利要求以及权利要求2或3中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述主致动器件(3)包括第一回转杆(3.1)，所述第一回转杆在第一端部处借助于旋转接合部固定到所述后翼梁(6.2)或所述前翼梁(6.4)，并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到所述控制表面(2)的与包括所述第一部分(4)的所述表面(2.2，2.3)相邻的内面。

8.-根据权利要求7所述的翼型件(1)，其中，所述主致动器件(3)包括第二回转杆(3.2)，所述第二回转杆在第一端部处借助于与所述第一回转杆(3.1)的所述旋转接合部相邻的旋转接合部固定到所述后翼梁(6.2)或所述前翼梁(6.4)，并且在第二端部处借助于旋转接合部固定到所述控制表面(2)的与和包括所述第一部分(4)的所述表面(2.2，2.3)相反的表面(2.2，2.3)相邻的内面。

9.-根据前述权利要求和权利要求6中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述至少一个第一致动器(3.4)嵌入所述第一部分(4)内并且基本上沿着弦向方向布置。

10.-根据权利要求9所述的翼型件(1)，其中，所述主致动器件(3)包括嵌入所述第二部分(5)内并且基本上沿着弦向方向布置的至少一个第二致动器。

11.-根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(11)，其中，所述主致动器件(3)包括沿弦向方向安排并且牢固地附接到所述第一部分(4)和所述第二部分(5)的板(9.5)、优选地为肋状物，所述板(9.5)被适配成由所述展向方向上、倾向于使所述板(9.5)移位的力致动，所述板(9.5)因此将压缩或牵引载荷传递到所述第一部分(4)和所述第二部分(5)。

12.-根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述控制表面(2)在所述后缘处进一步包括控制调整片(100)和被构造成升高或降低所述控制调整片(100)的辅致动器件(9.7)。

13.-根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(1)，其中，所述控制表面(2)包括容纳在所述上表面(2.2)与所述下表面(2.3)之间的多个蜂窝状可膨胀元件，其中，所述主致动器件(3)被构造成选择性地使所述蜂窝状可膨胀元件膨胀或紧缩，使得当所述蜂窝状可膨胀元件膨胀时，所述蜂窝状可膨胀元件中的至少一个施加展向力，从而引发所述第一部分(4)和/或所述第二部分在弦向方向上的变形。

14.-一种气动表面(10)，所述气动表面包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的翼型件(1)。

15.-根据权利要求14所述的气动表面(10)，所述气动表面(10)具有控制表面(8)，所述控制表面包括：

-带有沿展向方向延伸的、具有负泊松比的连续的第一带材(7)的上表面或下表面，其中与所述上表面或下表面相反的表面包括连续的第二带材，所述连续的第二带材包含泊松比高于所述第一带材(7)的所述泊松比的材料；或

-带有连续带材的上表面或下表面，所述连续带材包括沿展向方向交替的具有负泊松比和具有更高泊松比的材料的部分。

16.-根据权利要求15所述的气动表面(10)，所述气动表面包括致动器件，所述致动器件沿展向方向布置并且被构造成在所述展向方向上向包含具有负泊松比的材料的至少一个带材施加力，使得所述带材由此在所述弦向方向上变形。

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