CN116176829A - 空气动力学控制表面组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空气动力学控制表面组件，其包括具有空气动力学表面的结构件和弯曲的空气动力学控制表面，该空气动力学控制表面构造成在伸出位置与缩回位置之间移动。致动机构联接至空气动力学控制表面，并且构造成使空气动力学控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动。空气动力学控制表面布置成在处于伸出位置时展开穿过空气动力学表面中的孔并进入空气动力学表面上方的迎面而来的气流中，并且布置成在处于缩回位置时从气流中缩回。致动机构构造成使得当控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动时，控制表面遵循弯曲运动学路径。在空气动力学控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动的整个过程中，致动机构完全保持在空气动力学表面后面。

Description

空气动力学控制表面组件

技术领域

本发明涉及空气动力学控制表面组件、包括该空气动力学控制表面组件的飞行器、以及对具有空气动力学表面的结构件上方的气流进行控制的方法。

背景技术

升力破坏装置和阻力装置通常用于扰乱空气动力学本体周围的气流。所述装置设计成被致动以展开到空气动力学表面上方的气流中，从而扰乱该表面上方的迎面而来的气流。所述装置可以收缩成形成结构件的空气动力学轮廓的一部分、或者收缩到该结构件内部空气动力学表面的后面。

升力破坏装置和阻力装置可以通常被称为流动控制装置并且具有控制表面、即流动控制装置的主要用于改变气流的空气动力学表面。存在各种各样的这种已知的流动控制装置，包括扰流板、升力卸减器、空气制动器(也被称为速度制动器或俯冲制动器)。一般来说，升力破坏装置会降低升阻比并且需要更大的迎角来保持升力，而阻力装置设计成在升力变化很小的情况下增加阻力。有时，这些升力破坏装置或阻力装置的功能可以与其他流动控制装置的功能结合起来，例如扰流器在飞行器上既可以用作扰流板也可以用作用于滚转控制的副翼。

这些流动控制装置通过多种装置被致动和展开，所述多种装置包括联动装置、线性和旋转机构等。取决于展开的运动学，这些机构中的一些机构可能是复杂的并且可能是笨重的且在结构件内占据大量空间。控制表面展开穿过的孔或开口、或者当控制表面展开时在结构件的空气动力学表面中产生的空隙可能很大。在某些情况下，期望减小该孔的尺寸并且使控制表面展开机构较小，以便在控制表面缩回、展开、或者缩回和展开时增强空气动力学本体的空气动力学性能。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种空气动力学控制表面组件，该空气动力学控制表面组件包括：具有空气动力学表面的结构件；弯曲的空气动力学控制表面，该空气动力学控制表面构造成在伸出位置与收缩位置之间移动；致动机构，该致动机构联接至空气动力学控制表面并且构造成使空气动力学控制表面在伸出位置与收缩位置之间移动，其中，空气动力学控制表面布置成在处于伸出位置时展开穿过空气动力学表面中的孔并进入空气动力学表面上方的迎面而来的气流中并且布置成在处于缩回位置时从气流中缩回，其中，致动机构构造成使得当控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动时，控制表面遵循弯曲运动学路径，并且其中，在空气动力学控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动的整个过程中，致动机构完全保持在空气动力学表面后面。

空气动力学控制表面是对具有空气动力学表面的结构件上方的气流的方向进行控制的装置。

致动机构不会伸出到空气动力学表面上方的迎面而来的气流中。该致动机构不会扰乱该结构件的空气动力学表面上方的气流。

弯曲运动学路径可以沿着路径长度具有可变半径。

可以对弯曲运动学路径进行优化，以将结构件的空气动力学表面上方的迎面而来的气流最大限度地扰乱。

致动机构可以包括四杆联动装置机构。

四杆连杆机构的运动可以引起空气动力学控制表面沿着弯曲运动学路径的运动。空气动力学控制表面的展开和缩回可以通过四杆连杆机构的往复运动来实现。四杆连杆机构可以在结构件内占据相对较小的空间，并且四杆连杆机构的每个杆的长度可以被调整成实现期望的弯曲运动学路径。

四杆联动装置机构可以包括：相对于结构件固定的接地连杆；第一曲柄，该第一曲柄在一个端部处以可枢转的方式联接至接地连杆并且在第二端部处以可枢转的方式联接至联接连杆；第二曲柄，该第二曲柄在一个端部处以可枢转的方式联接至接地连杆并且在第二端部处以可枢转的方式联接至联接连杆；其中，空气动力学控制表面相对于联接连杆、或者第一曲柄和第二曲柄中的一者刚性地固定。

第一曲柄和第二曲柄的枢转运动提供了联接连杆的往复运动。刚性地固定意味着空气动力学控制表面相对于联接连杆不旋转。

联接连杆可以具有远离联接连杆的枢转连接朝向接地连杆延伸的延伸部。

联接连杆的延伸部可以相对于空气动力学控制表面刚性地固定。该延伸部可以具有最靠近联接连杆的枢转连接的近端端部和最靠近接地连杆的远端端部。

空气动力学控制表面可以在延伸部的远端端部处以刚性固定的方式连接至延伸部。

空气动力学控制表面可以具有面向迎面而来的气流的流动表面，该流动表面是凸形的或凹形的。

空气动力学控制表面可以形成为叶片。

叶片可以是钣金件，特别地是薄片或薄板。

叶片可以具有基本恒定的厚度、或者具有朝向叶片的悬臂式自由端部、即远离致动机构的附接的减小厚度的锥度。

叶片的轮廓可以具有与致动机构的可变曲率的路径基本匹配的曲率，使得空气动力学表面中的孔具有与叶片的最大厚度基本相同的宽度。

当叶片沿着弯曲运动学路径移动时，由于叶片的弯曲轮廓，孔仅需要与叶片沿着弯曲运动学路径的局部厚度一样宽，叶片在展开和缩回期间遵循该弯曲运动学路径以(在具有公差间隙的情况下)穿过该孔。这可以等于或大于最大叶片厚度。这可以减小结构件中所需的孔的尺寸，这在控制表面缩回时(即、在空气动力学表面的空气动力学“干净”状态时)可以有利地避免对空气动力学表面上方的气流的扰乱。

空气动力学控制表面在横向于迎面而来的气流方向的方向上可以是非线性的。

对于给定的控制表面的长度、高度和重量，控制表面在横向于迎面而来的气流的方向上的非线性轮廓可以有助于提高控制表面的刚度。

控制表面在横向方向上的形状可以为波纹状。

空气动力学控制表面可以是刚性的。

结构件中的孔可以朝向空气动力学表面渐缩。

穿过结构件(例如，穿过具有空气动力学表面的覆盖钣金件)的孔的锥形轮廓可以实现在沿着弯曲运动学路径展开期间与控制表面的足够间隙，同时确保结构件的空气动力学表面处的孔尺寸被最小化。在沿着运动学路径移动期间，控制表面与孔的局部角度可以改变，并且因此穿过该结构件的孔的轮廓可以渐缩成避免任何碰撞。该孔可以定尺寸成匹配空气动力学控制表面的运动学路径并且减少由较大的孔导致的任何不期望的阻力效应。

空气动力学控制表面还可以包括用于将孔密封的密封件。

密封件在空气动力学控制表面处于缩回位置时可以坐置成与孔齐平，以将该孔密封。这可以在结构件的空气动力学表面上方提供更平滑的气流。

致动机构还可以包括致动器、优选地为旋转致动器或线性致动器。

空气动力学控制表面的流动表面可以不形成结构件的空气动力学表面的一部分。

与结构件上方的气流在流动控制装置布置成缩回并形成结构件的空气动力学表面的一部分或与结构件的空气动力学表面连续地坐置时相比，具有空气动力学表面的结构件的空气动力学轮廓上方的气流在空气动力学控制表面处于缩回位置时可以具有较少的中断和表面不连续。

空气动力学控制表面组件可以用于诸如汽车、卡车、公共汽车、轮船、飞行器或直升机之类的交通工具、或者控制空气动力学流动的结构件比如风力涡轮机或水轮机中或上。

飞行器组件可以包括空气动力学控制表面组件。

在飞行器中，空气动力学控制表面可以是扰流板、扰流器、升力卸减器、空气制动器、速度制动器或俯冲制动器。

空气动力学控制表面组件可以位于机身、尾翼、水平尾翼或机翼上。

结构件可以为飞行器机翼，并且空气动力学表面可以为机翼的表面。

空气动力学控制表面可以位于机翼的上空气动力学表面和/或下空气动力学表面上。

在本发明的另一方面中，提供了一种利用弯曲的空气动力学控制表面来控制具有空气动力学表面的结构件上方的气流的方法，该方法包括将联接至空气动力学控制表面的致动机构致动成：i)使空气动力学控制表面穿过空气动力学表面中的孔移动到空气动力学表面上方的迎面而来的气流中，以将空气动力学表面置于伸出位置，以及ii)使空气动力学控制表面穿过空气动力学表面中的孔移动到空气动力学表面后面的空间中并离开气流，以将空气动力学表面置于缩回位置，其中，致动机构构造成使得当控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动时，控制表面遵循弯曲运动学路径，并且其中，在空气动力学控制表面在伸出位置与缩回位置之间移动的整个过程中，致动机构完全保持在空气动力学表面后面。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1是飞行器的平面图；

图2示出了向后部观察飞行器机翼的正视图；

图3是根据本发明的示例的具有空气动力学控制表面的飞行器机翼的一部分的示意图；

图4A至图4C示出了根据本发明的示例的在前后方向上的空气动力学控制表面和致动机构的横截面图；

图5A至图5D示出了根据本发明的另一示例的在前后方向上的空气动力学控制表面和致动机构的横截面图；

图6A至图6C示出了根据本发明的另一示例的在前后方向上的空气动力学控制表面和致动机构的横截面图；

图7A是具有横向非线性空气动力学控制表面的飞行器机翼的一部分的示意图；

图7B至图7D示出了横向非线性控制表面的各种示例的横截面图；

图8A和图8B示出了飞行器机翼中的孔的平面图；

图8C示出了在飞行器机翼中的孔的前后方向上的横截面图；

图9示出了向后部观察具有带有下机翼表面展开的空气动力学控制表面的飞行器机翼的正视图；

图10是机身上具有空气动力学控制表面的飞行器的等距视图。

具体实施方式

图1示出了飞行器1，该飞行器1具有左舷固定机翼2和右舷固定机翼3、机身4以及机头端部5和机尾端部6，机尾端部6包括水平稳定化表面6a和竖向稳定化表面6b。每个机翼具有前缘2a、3a和后缘2b、3b。飞行器1是典型的喷气式跨音速客运飞行器，但是本发明能够适用于各种各样的固定翼飞行器类型，包括商用、军用、客运、货运、喷气螺旋桨式、通用航空等，这些固定翼飞行器具有附接至机翼或机身的任意数目的机翼。本发明还可以应用于旋翼飞行器和其他空气动力学本体、比如风力涡轮机叶片、陆地车辆等。

图2中所示的轴代表飞行器1的通常参考正交轴。X轴定义飞行器的纵向前后方向；Y轴定义了翼展方向，并且Z轴定义了飞行器的竖向上下方向。

飞行器的每个机翼2、3具有悬臂式结构，该悬臂式结构具有在翼展方向上从根部延伸至梢部的长度，根部结合至飞行器机身4。靠近根部的机翼部分为内侧区域。靠近梢部的机翼部分称为外侧区域。机翼具有上空气动力学表面8和下空气动力学表面9。在每个机翼2、3的梢部端部处是机翼的主要部分的外侧的机翼梢部装置7。

机翼具有外部空气动力学表面。机翼2、3是后掠的并且具有多个空气动力学飞行控制表面。飞行控制表面可以在飞行期间调节，以调节飞行器飞行姿态或机翼性能。具有许多飞行控制表面，比如副翼、升降舵、方向舵、扰流板、襟翼、缝翼和空气制动器。这些飞行控制表面通常位于机翼2、3上或飞行器1的水平稳定器6a或竖向稳定器6b上。

主升力卸减扰流板通常在飞行器的后缘2b、3b上正好位于襟翼前方。图2中所示的空气动力学控制表面20构造为升力卸减扰流板。空气动力学控制表面20可以在缩回位置22与展开位置24之间移动。尽管图2中所示的空气动力学控制表面20位于飞行器机翼的外侧、靠近机翼梢部装置7，但扰流板20可以位于沿着机翼2的翼展的任何适当位置处。

图3示出了布置在机翼2上的空气动力学控制表面20，在图3中示意性地示出。如图2中所示，空气动力学控制表面20远离上表面8伸出，以在展开位置24中扰乱机翼2上方的迎面而来的气流A。

由于机翼2、3在构造上相似，因此机翼3可以具有类似的空气动力学控制表面20以便与机翼2对称。应当理解的是，每个空气动力学控制表面20可以同时或独立地展开。

空气动力学控制表面20具有近端端部20a和远端端部20b。空气动力学控制表面20的远端端部20b远离近端端部20a朝向机翼2的上表面8中的孔18伸出。空气动力学控制表面20具有长度L和厚度T。空气动力学控制表面具有流动表面(面向迎面而来的气流A)20c和相反表面(反向)20d。如图3中所示，流动表面20c可以是凹形的，以扰乱迎面而来的气流A。替代性地，流动表面20c可以是凸形的(如图6B中所示)。将在下面更详细地描述的是使用具有示例性致动机构52、152和252中的一者的空气动力学控制表面20来控制机翼2上方的气流的方法。

图4A至图4C示出了在第一示例中具有空气动力学控制表面20的飞行器机翼2的横截面(通过图2的A-A)的示意图。该示例涉及由致动机构52致动的空气动力学控制表面20。图4A示出了处于缩回状态22的空气动力学控制表面20，并且图4B和图4C示出了通过中间位置23展开到完全伸出位置24的空气动力学控制表面20。

如图4A中所示，空气动力学控制表面20在致动机构的初始或第一位置52a中处于完全缩回位置22。在第一位置52a中，空气动力学控制表面20不伸出超过机翼2的上空气动力学表面8。在对应于完全展开状态24的第三位置52c中，空气动力学控制表面20穿过机翼空气动力学表面8中的孔18伸出到沿方向A移动的迎面而来的气流中。致动机构52是具有长度AL的线性联动装置。致动机构52在线性联动装置的第一端部53处枢转地连接至飞行器机翼的结构，以便绕点56简单旋转。

空气动力学控制表面的近端端部20a刚性地固定至致动机构52的与第一端部53相反的线性联动装置的第二端部54。也就是说，空气动力学控制表面20的近端端部20a不相对于线性联动装置旋转，而是随着线性联动装置在56处绕枢轴的旋转而移动。近端端部20a可以通过任何合适的机械方式连接，例如螺栓连接或焊接。致动机构52由致动器比如旋转致动器或线性致动器(未示出)直接或间接操作，以将致动机构52从第一位置52a移动至第三位置52c。致动机构52可以从第一位置52a展开直至52c，或者可以仅从第一位置52a展开至第二位置52b。控制表面20的运动范围由图4A中的虚线40所示。致动机构52的致动可以由飞行器1的控制系统控制。

图4B示出了在第二位置52b中的致动机构52并且具有以虚线的第一位置52a。致动机构的第二位置52b使空气动力学控制表面20移动穿过机翼2中的孔18。当致动机构52从第一位置52a朝向最终位置52c移动时，空气动力学控制表面20沿着弯曲的运动学路径40移动。弯曲的运动学路径40表示空气动力学控制表面20从缩回状态22移动至展开状态24的路径。

图4C示出了空气动力学控制表面20的展开状态24和致动机构52的第三位置52c并且具有以虚线的第一位置。在第三位置52c中，致动机构52已经从第一位置52a旋转，直到线性联动装置与空气动力学表面8大致平行，并且线性联动装置的第二端部54直接位于孔18的下方。空气动力学控制表面20穿过孔18伸出到迎面而来的气流A中。当致动机构52从第一位置52a移动至第三位置52c时，致动机构52不伸出穿过孔18。也就是说，致动机构52始终保持在机翼2的空气动力学表面8的后面。由于致动机构52不伸出穿过孔18，这自然限制了空气动力学控制表面20的展开范围，但意味着孔18的尺寸仅大到足以使弯曲控制表面20通过而不需要容纳致动机构52的任何部分，从而使孔18的尺寸最小化。

扰流板20的弯曲运动学路径40由当致动机构52围绕枢转点56旋转时致动机构52的长度AL限定。因此，弯曲运动学是关于点56的简单半径。扰流板20的弯曲运动学路径40可以通过改变致动机构52的长度来定制。空气动力学控制表面20或致动机构52与空气动力学表面8的接近程度也可以改变，以定制弯曲运动学路径40。凹形控制表面的曲率与弯曲运动学路径40基本匹配，使得弯曲流动表面20c的半径与运动学路径40的半径基本相同。控制表面20可以沿着其高度H具有基本恒定的厚度T，使得可以使孔18的尺寸最小化。替代性地，控制表面20可以具有朝向控制表面的距致动机构最远的悬臂式自由端部减小厚度的锥度。另外地或替代性地，控制表面20可以具有在与流动表面相反的反向表面上沿着控制表面的长度在宽度方向上间隔开的一个或更多个加强件。

在伸出位置24中，空气动力学控制表面20的流动表面20c面向迎面而来的气流A，即为凹形的。这通过破坏升力而改变了机翼上方的空气流，并且降低了局部翼型截面的升力，并因此减少了升力和/或增加了由机翼2产生的阻力。扰流板20以相反的方式缩回到机翼2中，即，致动机构52将扰流板20从第三位置52c移动回至第一位置52a。

在以上参照图4A至图4C的描述的示例中，致动机构52构造为绕单个点56旋转的线性联动装置或臂。图5A至图5D和图6A至图6C示出了在第二示例和第三示例中具有扰流板20的飞行器机翼2的横截面(通过图2的A-A)的示意图。这些示例涉及布置有四杆连杆机构致动系统的空气动力学控制表面。与图4A至图4C类似，图5A至图5D和图6A至图6C分别示出了从完全缩回位置22展开并通过中间位置23展开到完全伸出位置24的空气动力学控制表面20，以及移动通过第一位置152a、252a到最终位置152c、252c的第二示例性致动机构152和第三示例性致动机构252。

图5A示出了在水平四杆连杆机构152的初始位置152a中的处于完全缩回位置22的扰流板20。与图4A至图4C中描述的示例类似，空气动力学控制表面20从机翼2的空气动力学上表面8下方穿过孔18移动到迎面而来的气流A中。致动机构152包括具有接地连杆154的四杆连杆机构，接地连杆154在图5D中示意性地示出，但为清楚起见已经从图5A和图5B省略。接地连杆154固定至机翼2的部分或机翼内的另一结构元件或者形成机翼2的部分或机翼内的另一结构元件。四杆连杆机构152具有第一曲柄156，该第一曲柄具有第一端部156a和第二端部156b。四杆连杆机构152还具有第二曲柄158，该第二曲柄158具有第一端部158a和第二端部158b。第一曲柄的第一端部156a在连接点156c处枢转地连接至接地连杆154。类似地，第二曲柄的第一端部158a在连接点158c处枢转地连接至接地连杆154。

当四杆连杆机构从第一位置152a移动至展开位置152c时，第一曲柄156在连接点156c处围绕接地连杆154枢转，并且第二曲柄158在连接点158c处围绕接地连杆154枢转。

第一曲柄156的第二端部156b以可枢转的方式联接至联接连杆159。类似地，第二曲柄的第二端部158b在沿着联接连杆远离第一曲柄的第二端部156b间隔开的点处以可枢转的方式联接至联接连杆159。联接连杆159在第一曲柄的第二端部156与第二曲柄的第二端部158b之间延伸。空气动力学控制表面20在扰流板的近端端部20a处刚性地固定至联接连杆159，即，控制表面20不相对于联接连杆159旋转。

如图5A中所示，空气动力学控制表面20处于缩回状态22，并且第二示例性致动机构152在第一位置152a中。在第一位置152a中，扰流板20不伸出超过机翼2的上表面8。当四杆连杆机构152移动至展开位置152c(其中扰流板20在完全展开位置24中)时，第一曲柄156和第二曲柄158围绕接地连杆154枢转以使空气动力学控制表面20伸出穿过孔18。第一曲柄156和第二曲柄158的运动沿着复杂的弯曲运动学路径140(图5A中以虚线示出)使联接连杆159移动，并因此使扰流板20移动。弯曲运动学路径140具有沿着路径140的可变半径。

如图5B和图5D中所示，第一曲柄156和第二曲柄158构造成围绕接地连杆154沿相同方向旋转，直到空气动力学控制表面20伸出穿过孔18并且流动表面20c面向迎面而来的气流方向A。

替代性地，空气动力学控制表面20可以刚性地固定至第一曲柄156的第二端部156b或第二曲柄158的第二端部158b。

图5D示出了扰流板20的展开状态24和四杆连杆机构152的第三位置152c。在第三位置152c中，第一曲柄156和第二曲柄158围绕接地连杆154旋转，直到联接连杆159与翼盖的具有空气动力学表面8的反向面相邻。空气动力学控制表面20穿过孔18伸出到迎面而来的气流A中。当四杆连杆机构152从第一位置152a移动至第三位置152c时，四杆连杆机构152不伸出穿过孔18。也就是说，四杆连杆机构152保持在机翼2的上表面8的下方。由于四杆连杆机构152不伸出穿过孔18，这自然限制了空气动力学控制表面20的展开范围，但意味着孔18的尺寸仅大到足以使弯曲的控制表面20通过而不需要容纳致动机构152的任何部分，从而使孔18的尺寸最小化。

由于致动机构152是四杆联动装置而不是简单的线性联动装置(像在致动机构52中一样)，因此运动学路径不是简单的弧形曲线，而是具有复杂的曲率。这意味着控制表面20可以在高度方向H上具有轮廓曲率，该轮廓曲率也不是简单的半径，而是可以沿着其高度尺寸具有可变半径的曲率。控制表面20的轮廓的曲率可以被定制以使孔18的尺寸最小化，以便致动机构152的给定运动学。致动机构152的运动学可以通过调节四杆联动装置机构的联动装置的长度来定制。空气动力学控制表面20或致动机构152与空气动力学上表面8的接近程度也可以改变，以定制复杂的弯曲运动学路径140。这为设计运动学路径的形状和控制表面的流动表面的形状以满足各种设计标准提供了极大的灵活性。这些标准可以包括机翼2内的用于容纳致动机构的空间包络、弯曲控制表面的特定轮廓、控制表面的期望阻力或升力破坏特性等。

图6A至图6C示出了四杆连杆机构252从第一位置252a移动至最终位置252c的另一示例。图6A示出了在第三示例性致动机构252的初始位置252a中的处于完全缩回位置22的扰流板20。与图5A至图5D中的示例类似，第三示例性致动机构252包括四杆连杆机构252，该四杆连杆机构252具有第一曲柄156，该第一曲柄156具有第一端部156a和第二端部156b。四杆连杆机构252还具有第二曲柄158，该第二曲柄158具有第一端部158a和第二端部158b。第一曲柄的第二端部156b在连接点156b处枢转地连接至接地连杆154。类似地，第二曲柄的第二端部158b在连接点158b处枢转地连接至接地连杆154。为清楚起见，已经从图6A和图6B省略了接地连杆但在图6C中示出。

第一曲柄156的第一端部156a以可枢转的方式联接至联接连杆259的一端部259a。类似地，第二曲柄158的第一端部158a以可枢转的方式联接至联接连杆259的另一端部259b。连接连杆259具有延伸部259d，该延伸部259d远离枢转连接(在i.第一曲柄156的第一端部156a与联接连杆的端部259a和ii.第二曲柄158的第一端部158a与联接连杆259的端部259b之间)朝向接地连杆(图6A中未示出)延伸。延伸部259d延伸至顶点259c。在该示例中，联接连杆259和延伸部是整体的，并且形成大致三角形板。空气动力学控制表面20通过空气动力学控制表面的近端端部20a在顶点259c处刚性地固定至联接连杆259。应当理解的是，联接连杆和延伸部可以采用各种形状，并且不需要是三角形的，例如，它可以是T型的，其中联接连杆形成T形的水平顶部的顶部，并且延伸部形成T形的竖向腿部。具有带有延伸部259d的联接连杆259的四杆机构252可以是通常已知的Roberts机构。

当四杆连杆机构从第一位置252a移动至展开位置252c时，第一曲柄156在连接点156b处围绕接地连杆154枢转，并且第二曲柄158在连接点158b处围绕接地连杆154枢转。

如图6A中所示，空气动力学控制表面20处于缩回状态22，并且四杆连杆机构252在第一位置252a中。在第一位置252a中，空气动力学控制表面20不伸出超出机翼2的上表面8。当四杆连杆机构252移动至展开位置252c(其中空气动力学控制表面20在完全展开位置24中)时，第一曲柄156和第二曲柄158围绕接地连杆154枢转以将空气动力学控制表面20伸出穿过孔18。第一曲柄156和第二曲柄158的运动使联接连杆259移动，并因此使空气动力学控制表面20沿着弯曲运动学路径240(以虚线示出)移动。弯曲运动学路径240具有沿着路径240的可变半径。

图6C示出了空气动力学控制表面20的展开状态24和四杆连杆机构252的第三位置252c。在第三位置252c中，第一曲柄156和第二曲柄158围绕接地连杆154旋转，直到联接连杆259的顶点直接位于孔18的下方。空气动力学控制表面20穿过孔18伸出到迎面而来的气流A中。当四杆连杆机构252从第一位置252a移动至第三位置252c时，四杆连杆机构252不伸出穿过孔18。

空气动力学控制表面20的可变半径弯曲运动学路径240由第一曲柄154、第二曲柄156的长度和布置以及联接连杆259的形状限定。因此，空气动力学控制表面20的弯曲可变半径运动学路径240可以被定制，与致动机构152的定制类似。空气动力学控制表面20或致动机构252与空气动力学上表面8的接近程度也可以改变，以定制可变半径弯曲运动学路径240。控制表面20在高度尺寸上的弯曲轮廓也可以根据致动机构252的运动学路径来定制，例如以使孔18的尺寸最小化。

在图5A至图5D中描述的示例中，第一曲柄156和第二曲柄158布置成以大致相等的角速度围绕接地连杆154沿相同方向旋转。也就是说，当第一曲柄156和第二曲柄158围绕接地连杆154旋转时，第一曲柄的第二端部156b和第二曲柄的第二端部158b相对于联接连杆159沿相同方向旋转。在该示例中，第一曲柄156和第二曲柄158在致动机构的所有位置上大致彼此平行地布置。

在图6A至图6C中的示例中所示的致动机构252的四杆联动装置中，尽管第一曲柄156和第二曲柄158布置成围绕接地连杆154沿相同方向旋转，但是第一曲柄和第二曲柄在展开期间以不同的角速度旋转。在该示例中，第一曲柄156和第二曲柄158不彼此平行地布置。相反，第一曲柄的第二端部156b与第二曲柄的第二端部158b之间的距离大于第一曲柄的第一端部156a与第二曲柄的第一端部158a之间的距离。在259a和259b处枢转连接至第一曲柄156和第二曲柄158的联接连杆259的端部在顶点259c处产生机械优势，使得第一曲柄156和第二曲柄158的相对较小的角旋转导致联接连杆159的顶点259c的较大运动。由于控制表面20固定至联接连杆的顶点259c，因此控制表面20沿着可变半径运动学路径的角展开大于第一曲柄156和第二曲柄158的角运动。因此，致动机构252的空间包络比用于致动机构52和152的空间包络相对较小。

此外，由于联接连杆259的角旋转与第一曲柄156和第二曲柄158的角旋转方向相反，因此控制表面20的弯曲轮廓可以是凸形的而不是像致动机构152那样的凹形。通过进一步的说明，可以看出的是，致动机构152的第一曲柄和第二曲柄逆时针旋转以沿迎面而来的气流A的方向展开，因此控制表面20的流动表面是凹形的，以使孔18的尺寸最小化。相比之下，致动机构252的第一曲柄和第二曲柄顺时针旋转以沿与迎面而来的气流A相反的方向展开，因此控制表面20的流动表面是凸形的，以使孔18的尺寸最小化。当然，应当理解的是，致动机构52、152、252中的任一者可以是相反的，以适应凸形或凹形控制表面20。

致动机构252可以通过联接至第一曲柄或第二曲柄的致动器以与上述用于致动机构52、152的方式类似的方式致动。

通过沿着具有可变半径的弯曲运动学路径展开空气动力学控制表面20，扰流板20的展开可以被定制，例如以使对迎面而来的气流A的干扰最大化。这是因为由于可变半径，空气动力学控制表面20与孔18处的空气动力学表面8的夹角不断变化。空气动力学控制表面20的轮廓具有可以匹配可变曲率的路径140、240的曲率，使得机翼2中的孔18具有与空气动力学控制表面20的最大厚度T基本相同的宽度。此外，与需要较大空间来使致动机构52旋转的致动机构52相比，四杆连杆机构152、252可以用于将扰流板20在较小的空间中展开。因此，四杆连杆机构布置152、252可以用于具有较小空间的机翼，比如高展弦比机翼。

空气动力学控制表面20可以由致动机构52、152、252在机翼上的任何位置致动，比如前缘、中跨、后缘或翼梢。空气动力学控制表面20可以布置在机翼2的上表面8上或下空气动力学表面9上。

尽管上面的示例已经详细描述了布置成从机翼2展开的单个空气动力学控制表面20，但是可以理解的是，多个空气动力学控制表面20可以布置在机翼2上。每个空气动力学控制表面可以由致动机构52、152、252同时或独立致动。多个致动机构可以与每个控制表面联接并且在它们的展开中同步。一个致动器可以控制若干致动机构的运动，或者每个致动机构可以具有相应的致动器。在多个致动机构连接至同一控制表面的情况下，每个致动机构的类型或布置可以不同，例如，每个机构中的联动装置的数量可以不同，或者联动装置的长度可以不同。可以在控制表面的每个端部处设置有联动装置，可选地，在端部联动装置之间具有一个或更多个另外的联动装置。联动装置可以沿着控制表面的长度调整以提供锥形展开，例如用于渐缩式机翼或机身。

虽然图3中所示的控制表面20在高度尺寸上具有弯曲轮廓(以实现凹形的或凸形的流动表面)，而在长度尺寸L上具有线性投影，但是控制表面在长度尺寸L上反而可以是非线性的。

如在图7A中所示出的，流动表面20c和相反表面20d可以在横向方向(即、控制表面横向于来流方向A的长度尺寸L)上是波纹状的以形成波纹状轮廓21。在所有其他方面，控制表面与在图3中所示出的控制表面相同。图7B至图7D示出了具有不同横向轮廓21的空气动力学控制表面20的示意性平面图。

空气动力学控制表面20可以具有一个或更多个弯曲的波纹部、即非线性的弯曲部并且/或者可以沿着长度L具有一个或更多个顶点。如在图7B中所示出的，空气动力学控制表面20可以具有由顶点21a或平滑弯曲部21b形成的波纹状轮廓。空气动力学控制表面20中的波纹部的数目可以根据空气动力学控制表面的位置、空气动力学控制表面的长度、以及空气动力学控制表面的期望刚性而变化。例如，图7C示出了具有两个(通过顶点21a或平滑弯曲部21b实现的)波纹部的空气动力学控制表面20，而图7D示出了具有六个顶点21a或平滑弯曲部21b的波纹状的空气动力学控制表面。将理解的是，沿着扰流板20的长度L可以使用任意数目的顶点和/或弯曲部(包括一个顶点和/或弯曲部，以产生简单的凹形或凸形的横向轮廓)，以实现流动表面20c和相反表面20d的波纹状轮廓。空气动力学控制表面20的波纹形状为空气动力学控制表面20提供了强度和刚性。虽然空气动力学控制表面20的波纹状轮廓21已经关于单个空气动力学控制表面20进行了描述，但是将理解的是，多个空气动力学控制表面20可以沿着机翼2的长度相邻布置。空气动力学控制表面可以以不同的角度和取向彼此相邻放置，以实现沿着机翼2的翼展的波纹状轮廓。

在波纹状的空气动力学控制表面20的情况下，致动机构52、152或252的联动装置的长度可以根据波纹状的空气动力学控制表面20的哪一部分刚性固定至联接连杆159、259来定制，以实现空气动力学控制表面从缩回状态22到展开状态24的平滑展开。

空气动力学控制表面20不形成机翼2的上表面8的一部分。也就是说，流动表面20c和相反表面20d不形成机翼2的上表面8(即、空气动力学轮廓)。相反，空气动力学控制表面20穿过机翼2的上表面8中的孔18从缩回位置22移动到伸出位置24。图8A和图8B示出了机翼2的上表面8中的孔18的示意性平面图。

孔18具有宽度AW和长度AL。随着空气动力学控制表面20通过弯曲运动学路径展开，孔18的尺寸与空气动力学控制表面20的最大厚度相匹配。也就是说，孔18的宽度AW基本上类似于空气动力学控制表面20的最大厚度T。如在图8A中所示出的，孔18可以是槽形形状的，或者如在图8B中所示出的，孔18可以定形状成与扰流板20的波纹状轮廓21相匹配。虽然孔18在图8B中示出为呈蛇形形状，但是应当理解的是，孔18可以呈用于波纹状的空气动力学控制表面20伸出穿过的任何合适的形状。

与常规的流动控制系统相比，致动机构52、152和252能够使空气动力学控制表面20穿过更小的孔18伸出。当空气动力学控制表面20处于缩回位置22时，较小的孔18减小了机翼2的上表面8上方的阻力效应。这是有利的，因为当空气动力学控制表面20处于缩回位置22时，致动机构52、152、252以及空气动力学控制表面20的轮廓的组合运动产生“更干净”的翼型轮廓。也就是说，因为扰流板20不形成机翼2的上表面8的一部分，所以机翼2的空气动力学轮廓不会被由布置在机翼2上的空气动力学控制表面引起的任何突出部改变。

扰流板的远端端部20b还可以包括密封件60(在图5A至图5D以及图6A至图6C中示出)。密封件沿着空气动力学控制表面20的整个长度L延伸。当扰流板20处于缩回状态22时，密封件60坐置于孔18中以密封该孔。密封件60定尺寸成坐置于孔18内，以与机翼2形成平滑的空气动力学轮廓。也就是说，密封件优选地不突出超过机翼2的上表面8。因此，密封件60减少了孔18上方的任何不期望的阻力效应。密封件60可以由弹性材料制成，使得密封件60可以变形成完全坐置于孔18中。密封件60可以具有用以密封该孔的任何合适的横截面，比如T形、礼帽形、L形或V形横截面。密封件60通过任何合适的方式、比如粘合剂固定至空气动力学控制表面的远端端部20b。

在另一示例中，密封件60可以由刚性材料制成。刚性密封件可以与控制表面20成一体。当密封件60由刚性材料制成时，可以在孔18周围设置有弹性材料。优选地，密封件呈L形或T形，使得当空气动力学控制表面20处于伸出位置23时，密封件60的远端部分(即、距流动表面最远的部分)与上表面8平行。也就是说，密封件60的远端部分与流动表面成直角(或者远离流动表面成角度)。这使得当控制表面展开到气流中时，密封件60能够用作控制表面的格尼襟翼(Gurney flap)。格尼襟翼可以为控制表面在展开时的升力破坏功能增加动力。

空气动力学控制表面20优选地为叶片。也就是说，空气动力学控制表面20优选地由薄片或薄板制成。空气动力学控制表面20可以由任何合适的材料比如金属、或者复合材料比如纤维增强基质复合材料(例如，碳纤维增强塑料(CFRP))制成。空气动力学控制表面20的厚度T可以是能够承受迎面而来的气流方向A的任何合适的厚度。控制表面可以渐缩成具有朝向距致动机构最远的悬臂式自由端部减小厚度的锥度。控制表面可以利用加强件加强。

图8C示出了沿着图8A中的X-X线的机翼2的横截面，图8C更详细地示出了孔18。机翼2中的孔18朝向上表面8渐缩。孔18具有第一侧壁18c和第二侧壁18d。第一侧壁18c和第二侧壁18d可以是成角度的使得孔18是渐缩的。替代性地，侧壁18c和侧壁18d可以大致平行或者可以是弯曲的。孔的壁可以定形状成刚好大到足以容纳控制表面展开的运动学路径。在图8A中所示的示例中，孔18朝向机翼2中的上表面8渐缩。孔18在上表面8处具有宽度18A，宽度18A大于孔18的相对端部处的宽度18B。随着空气动力学控制表面20从缩回位置22移动到展开位置24，孔18的形状与空气动力学控制表面的弯曲运动学路径40、140、240相匹配，以避免干扰空气动力学控制表面20的路径，并且使孔的侧壁18c、18d与扰流板20的路径之间的任何不必要的空间最小化。虽然孔18的侧壁18c和侧壁18d被示出为是成角度的，但是将理解的是，只有一个侧壁可以是成角度的、或者侧壁中的一者或两者可以垂直于表面8、或者孔18在靠近机翼2的上表面8处具有较小的宽度。

空气动力学控制表面20可以沿着扰流板的整个横截面具有基本恒定的厚度。替代性地，空气动力学控制表面20可以在最靠近致动机构的端部处是较厚的，并且朝向距致动机构最远的悬臂式自由端部是较薄的。空气动力学控制表面20的厚度可以根据需要来定制。孔18的宽度AW具有与空气动力学控制表面20的最大厚度T基本相同的宽度，使得当扰流板20从缩回位置22移动至展开位置24时，机翼2的上表面8中的孔的第一侧壁18c和第二侧壁18d与扰流板20之间的任何间隙减小。

以上详细描述的飞行器机翼空气动力学控制表面20的示例被设计成提供机翼上方的气流上的升力降低，但是类似的空气动力学控制表面可以附接至机翼的下空气动力学表面9，如在图9中所示出的。机翼2可以具有位于上表面和下表面的空气动力学控制表面20。

类似地，虽然上述示例针对机翼升力破坏装置进行了描述，但将理解的是，空气动力学控制表面20可以是对空气动力学表面上方的气流进行控制的任何其他类型的装置，比如扰流器、升力卸减器、速度制动器、或空气制动器。如在图10中所示出的，空气动力学控制表面20可以布置在机身4上、或者任何其他合适的空气动力学表面比如机尾6上。

虽然上述示例已经在飞行器或飞行器的背景下进行了描述，但将理解的是，所描述的控制表面和致动机构的所有示例可以例如用于其他工业中的任何组合中，比方说用于风力涡轮机或陆地车辆上。

当词语“或”出现时，这将被解释为表示“和/或”，使得所指的项目不一定是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用。

尽管上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但将理解的是可以在不脱离如所附权利要求限定的本发明的范围的情况下作出各种改变或修改。

Claims (20)

1.一种空气动力学控制表面组件，包括：

具有空气动力学表面的结构件；

弯曲的空气动力学控制表面，所述空气动力学控制表面构造成在伸出位置与缩回位置之间移动；

致动机构，所述致动机构联接至所述空气动力学控制表面并且构造成使所述空气动力学控制表面在所述伸出位置与所述缩回位置之间移动；

其中，所述空气动力学控制表面布置成在处于所述伸出位置时展开穿过所述空气动力学表面中的孔并进入所述空气动力学表面上方的迎面而来的气流中，并且布置成在处于所述缩回位置时从所述气流缩回；

其中，所述致动机构构造成使得当所述空气动力学控制表面在所述伸出位置与所述缩回位置之间移动时，所述空气动力学控制表面遵循弯曲运动学路径；并且

其中，在所述空气动力学控制表面在所述伸出位置与所述缩回位置之间移动的整个过程中，所述致动机构完全保持在所述空气动力学表面后面。

2.根据权利要求1所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述弯曲运动学路径沿着路径长度具有可变半径。

3.根据权利要求1或2所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述致动机构包括四杆联动装置机构。

4.根据权利要求3所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述四杆联动装置机构包括：

接地连杆，所述接地连杆相对于所述结构件固定；

第一曲柄，所述第一曲柄在一个端部处以可枢转的方式联接至所述接地连杆并且在第二端部处以可枢转的方式联接至联接连杆；

第二曲柄，所述第二曲柄在一个端部处以可枢转的方式联接至所述接地连杆并且在第二端部处以可枢转的方式联接至所述联接连杆；

其中，所述空气动力学控制表面相对于所述联接连杆、或者所述第一曲柄和所述第二曲柄中的一者刚性地固定。

5.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面具有面向迎面而来的所述气流的流动表面，所述流动表面是凸形的或凹形的。

6.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面形成为叶片。

7.根据权利要求6所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述叶片具有基本恒定的厚度、或者具有朝向所述叶片的悬臂式自由端部的减小厚度的锥度。

8.根据在从属于权利要求2时的任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面形成为具有厚度的叶片，并且其中，所述叶片的轮廓具有与所述致动机构的可变曲率的路径基本匹配的曲率，使得所述空气动力学表面中的所述孔具有与所述叶片的最大厚度基本相同的宽度。

9.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面在横向于迎面而来的所述气流的方向的方向上是非线性的。

10.根据权利要求9所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述控制表面在横向方向上的形状为波纹状。

11.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面是刚性的。

12.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述结构件中的所述孔朝向所述空气动力学表面渐缩。

13.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，还包括用于密封所述孔的密封件。

14.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述致动机构还包括致动器、优选地为旋转致动器或线性致动器。

15.根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件，其中，所述空气动力学控制表面具有面向迎面而来的所述气流的流动表面，并且其中，所述流动表面不形成所述结构件的所述空气动力学表面的一部分。

16.一种包括根据任一前述权利要求所述的空气动力学控制表面组件的飞行器组件。

17.根据权利要求16所述的飞行器组件，其中，所述结构件是飞行器的机翼，并且所述空气动力学表面是所述机翼的表面。

18.根据权利要求17所述的飞行器组件，其中，所述空气动力学控制表面位于所述机翼的上空气动力学表面和/或下空气动力学表面上。

19.根据权利要求17或18所述的飞行器组件，其中，所述空气动力学控制表面是扰流板、扰流器、升力卸减器、空气制动器、俯冲制动器或速度制动器。

20.一种利用弯曲的空气动力学控制表面来控制具有空气动力学表面的结构件上方的气流的方法，所述方法包括：

将联接至所述空气动力学控制表面的致动机构致动成：

i)使所述空气动力学控制表面穿过所述空气动力学表面中的孔移动到所述空气动力学表面上方的迎面而来的气流中，以将所述空气动力学表面置于伸出位置；以及

ii)使所述空气动力学控制表面穿过所述空气动力学表面中的所述孔移动到所述空气动力学表面后面的空间中并离开所述气流，以将所述空气动力学表面置于缩回位置；

其中，所述致动机构构造成使得当所述空气动力学控制表面在所述伸出位置与所述缩回位置之间移动时，所述空气动力学控制表面遵循弯曲运动学路径；并且

其中，在所述空气动力学控制表面在所述伸出位置与所述缩回位置之间移动的整个过程中，所述致动机构完全保持在所述空气动力学表面后面。

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