專利名稱：有源格尼襟翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請涉及格尼襟翼，并且更具體地涉及有源格尼襟翼。
背景技術(shù)：
格尼襟翼是一種從機翼后緣區(qū)域伸出的小平突片。通常格尼襟翼被設(shè)置為與翼型的壓力側(cè)表面成直角，并且向上伸出最高至翼弦的2%。弦向位置在從前緣測量時通常位于
O.9弦到最后緣之間。這種機翼后緣設(shè)備可以提高翼型升力。
格尼襟翼通過增加機翼壓力側(cè)面上的壓力工作，該壓力增加升力，并且格尼襟翼可以在利用所得升力的賽車、直升機旋翼、水平穩(wěn)定器和高阻力航空器中使用。格尼襟翼通常會增大阻力系數(shù)，特別是在小迎角下更是如此，不過對于厚機翼，阻力的減小是已知的。如果根據(jù)邊界層厚度來合理地設(shè)置襟翼大小，那么就有可能在總體的升力與阻力比方面獲得凈收益。而且，在襟翼前方的下表面上增加壓力就意味著能夠減小上表面的吸力同時產(chǎn)生相同的升力。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本文中公開的一個實施例，一種格尼襟翼組件具有致動器，撓性主體，主體響應(yīng)致動器的動作從收起位置到展開位置地撓曲或鉸接轉(zhuǎn)動，還有沿著從收起位置撓曲或鉸接轉(zhuǎn)動的撓性主體的第一邊緣延伸的第一密封件。該布置在襟翼展開時密封空腔。根據(jù)本文中公開的進一步的實施例，一種用于旋轉(zhuǎn)翼航空器的格尼襟翼組件具有機翼，機翼具有壓力側(cè)面、吸力側(cè)面、機翼后緣以及在壓力側(cè)面和吸力側(cè)面之間并且靠近機翼后緣的中空部分；致動器，其被設(shè)置在機翼的中空部分內(nèi)；和撓性主體，其連接或鉸接至壓力側(cè)面和致動器，主體具有用于移入收回位置和移出收回位置進入氣流的下垂襟翼，還有沿著撓性主體的第一邊緣延伸的第一密封件。


根據(jù)以下對公開的非限制性實施例的詳細說明，各種特征對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說將變得顯而易見。詳細說明的附圖可以簡要介紹如下
圖I示出了包括本文中所述實施例的普通直升機。圖2示出了直升機中典型的旋轉(zhuǎn)翼。圖3示出了部分由虛線表示的圖2中的航空器機翼以及格尼襟翼組件的剖視圖。圖4示出了圖3處于收起位置時的側(cè)視圖。圖5示出了圖3處于展開位置時的側(cè)視圖。
具體實施例方式圖I示意性地示出了具有主旋翼系統(tǒng)12的普通旋轉(zhuǎn)翼航空器10。航空器10包括機身14,具有安裝了尾旋翼系統(tǒng)18例如反扭矩系統(tǒng)的延伸機尾16。主旋翼組件12由一臺或多臺發(fā)動機E通過主變速箱(示意性地以T表示)圍繞旋轉(zhuǎn)軸線A驅(qū)動。主旋翼系統(tǒng)12包括安裝至旋翼轂H的多個旋翼槳葉組件20。盡管在公開的非限制性實施例中圖解和介紹了一種特定的直升機結(jié)構(gòu)，但是其他的結(jié)構(gòu)和/或機械例如裝有輔助平移推進系統(tǒng)的高速復(fù)合旋轉(zhuǎn)翼航空器，反向共軸雙旋翼系統(tǒng)型航空器，渦漿式、傾轉(zhuǎn)旋翼式和傾轉(zhuǎn)機翼式航空器也均可受益于本發(fā)明。參照圖2，旋翼組件12中的每一個旋翼槳葉組件20通常都包括根部22、中間部24、尖部26和尖蓋28。每一個旋翼槳葉部分22，24，26，28均可限定特定的翼型幾何形狀以使旋翼槳葉的空氣動力特性具體適合沿著旋翼槳葉葉展的速度增加。旋翼槳葉尖部26可以包括下反角形狀，不過任何成角度和不成角度的形狀例如上反角(cathedral)、鷗形、彎曲形以及其他非直線的形狀均可受益于本發(fā)明。旋翼槳葉部分22-28在旋轉(zhuǎn)軸線A和尖蓋28的遠端30之間界定出主旋翼槳葉組件20的葉展R以使任何徑向位置均可表示為槳葉半徑的百分比x/R。旋翼槳葉組件20在 前緣32和后緣34之間界定出縱向順槳軸線P。前緣32和后緣34之間的距離界定出主元件弦長C。現(xiàn)參照圖3-5，示出了格尼襟翼組件50的透視圖。直升機機翼75具有壓力側(cè)面85、吸力側(cè)面80、放置在壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間的支撐梁或支撐桁90、前緣92和后緣95。格尼襟翼組件50被設(shè)置在支撐梁或支撐桁90后方的壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間，并且具有致動器100、控制器105、由致動器100往復(fù)移動的致動器輸出件110?？刂破?05可以靠近致動器100定位或者遠離致動器100定位。致動器輸出件110具有眼端組件111，其裝在軛架組件115的耳部113內(nèi)并且由穿過耳部113和眼端組件111的銷釘114錨定于其上。致動器100還可以通過加入合適的貝爾(bell)起重機機構(gòu)或類似機構(gòu)而沿葉展方向安裝。軛架組件115具有一對傾斜臂120，還有中央支撐件125從耳部113伸出穿過傾斜臂120并且連接至垂直設(shè)置的底部支撐件130。如本實施例所示，底部支撐件130具有三組凸塊140，銷釘145從中穿過以固定格尼襟翼150的三個突起135。格尼襟翼150具有撓性主體155，其具有連接至機翼75的壓力側(cè)面85的前緣157和后部158，后部158具有在展開時構(gòu)成格尼襟翼的延伸凸緣。撓性主體155如果由致動器100推動就會向下伸出。格尼襟翼150被設(shè)置在機翼壓力側(cè)面85中的矩形切口 163內(nèi)。刷式密封件170或類似結(jié)構(gòu)被設(shè)置在撓性主體155的任意一端以使碎屑進入壓力側(cè)面85和吸力側(cè)面80之間的腔室171內(nèi)的通道最小化。這樣的碎屑可能會破壞致動器100或控制器105或格尼襟翼組件50。凸緣159在機翼后緣附近沿切口的長度軸向延伸并且具有軸向凹槽，凹槽中還設(shè)有密封件162例如刷或彈性材料以最小化注入機翼75內(nèi)的碎屑。隨著后部158上下平移，向上延伸的凸緣159與密封件162相配合以同樣地最小化注入機翼75內(nèi)的碎屑。板185延伸超過切口 163的長度和寬度并且具有伸入切口 163內(nèi)的前部187。板具有開口 185，在致動器的作用下凸塊140穿過其中促使主體155撓曲或鉸接轉(zhuǎn)動到氣流內(nèi)。主體155的前部157連接至前部187以使前部157在收起和展開時接觸壓力側(cè)面85和與壓力側(cè)面85平齊。主體155的后部158在收回時接觸板185并與壓力側(cè)面85平齊。
現(xiàn)參照圖4，示出了圖3中的格尼襟翼組件處于收回位置時的側(cè)視圖。在該位置，致動器輸出件110例如活塞被收回，由此向前拉動眼端組件111，從而將格尼襟翼組件150轉(zhuǎn)入機翼75內(nèi)，以使格尼襟翼組件150移動其后部158脫離沿機翼75的壓力側(cè)面85行進的氣流。撓性主體155的前緣157通過粘合劑或其他合適的方式例如鉚接等被連接至壓力側(cè)面85的內(nèi)表面。在致動器100線性移動致動器輸出件110時，軛架組件115將該動作轉(zhuǎn)化為撓性主體圍繞其與連接點的旋轉(zhuǎn)動作。這種旋轉(zhuǎn)動作促使后部185移入和移出展開狀態(tài)。參照圖5，在激活位置，致動器100向后推動軛架組件115，由此促使腿部120和支撐件125向前和向下以將后部158旋轉(zhuǎn)入沿著機翼75的后緣95的氣流內(nèi)。第一位置傳感器195被安裝在致動器輸出件110周圍以通知控制器105關(guān)于后部158通過格尼襟翼組件50所處的位置。另外，與控制器105通信的第二可選傳感器190被 靠近格尼襟翼150的后部158設(shè)置(參見圖5)。如果機翼遇到過度彎曲或其他力矩，那么第二可選傳感器190就允許控制器微調(diào)格尼襟翼150的位置，并且如果它或第一傳感器195故障，那么第二傳感器可以提供一定的冗余度。第一和第二傳感器195，190與控制器105相結(jié)合就允許直升機快速調(diào)節(jié)后部158的位置以允許直升機機翼75提供期望的或者甚至是放大的工作模式。例如，如果控制是整體性的，那么展開的后部158可以允許機翼75提供相對于不具有展開后部158的機翼而言更高的升力，并且收回的襟翼對機翼75的功能沒有影響。如果控制是周期性的，那么致動器100在控制器105的命令下可以調(diào)節(jié)后部158向內(nèi)和向外以處于從收回位置到部分或完全展開的位置以匹配機翼所需的周期性動作并且如果后部158被展開，那么甚至可以通過提供更高的升力而放大機翼75的動作。致動器105被設(shè)計用于以具有在動作之間的穩(wěn)定保持狀態(tài)的部分或完全收起/展開提供正弦操作。控制器可以比較來自第一傳感器195和第二傳感器190的信號以檢驗后部158是否實際處于期望位置并且可以重置軛架組件150以將后部158安置在期望位置。類似地，航空器10內(nèi)的第二控制器305可以比較控制器105的輸出與機翼75或航空器10的預(yù)期性能并指令控制器105定位軛架組件115以定位后部158從而滿足機翼75的性能。致動器105被設(shè)計用于提供正弦操作或具有在動作之間的穩(wěn)定保持狀態(tài)的完全收起/展開。撓性主體155和后部158由撓性材料鉸接體例如薄金屬或復(fù)合材料等制成。后部158的剛性可以通過加入局部加強件而增強。薄金屬或其他復(fù)合材料可以自由彎曲或鉸接以允許致動器移動格尼襟翼而不會在機翼的表面內(nèi)產(chǎn)生變形或起伏。這種有源后緣可以增大槳葉的升力以最大化旋翼槳葉、機翼或擾流板的效力。該設(shè)備可以在直升機旋翼槳葉主控和高次諧波控制(HHC)應(yīng)用中使用。多個格尼襟翼組件可以被裝入槳葉的葉展內(nèi)以提供冗余。上述說明是示范性的而并不受其中限制的約束。本文中公開了各種非限制性的實施例，但是，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員應(yīng)該意識到根據(jù)以上教導(dǎo)得到的各種修改和變形均應(yīng)落入所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)。因此應(yīng)該理解本公開在所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)可以不同于具體所述的方式實施。為此，應(yīng)該研讀所附權(quán)利要求以確定正確的保護范圍和內(nèi)容。
權(quán)利要求
1.一種格尼襟翼組件，所述襟翼組件包括 致動器， 撓性主體，所述主體響應(yīng)所述致動器的動作從收起位置到展開位置地撓曲或鉸接轉(zhuǎn)動，以及 沿著向和從所述收起位置撓曲的所述撓性主體的第一邊緣延伸的第一密封件。
2.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括 沿著從收起位置撓曲的所述撓性主體的第二邊緣延伸的第二密封件。
3.如權(quán)利要求2所述的組件，其中所述第一密封件和所述第二密封件彼此垂直。
4.如權(quán)利要求I所述的組件，其中所述撓性主體具有前緣和后緣，并且其中所述后緣沿所述第一密封件的長度緊鄰所述第一密封件。
5.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括將所述致動器連接至所述撓性主體的軛架。
6.如權(quán)利要求5所述的組件，其中所述軛架包括一對臂和連接所述臂的支撐件，所述支撐件連接至所述撓性主體。
7.如權(quán)利要求6所述的組件，其中所述致動器通過可旋轉(zhuǎn)連接方式連接至所述軛架。
8.如權(quán)利要求I所述的組件，其中所述撓性主體可以處于部分展開的位置。
9.如權(quán)利要求I所述的組件，進一步包括 安裝板，所述撓性主體的第一部分連接至安裝板，并且如果處于收回位置安裝板就觸及所述撓性主體的第二部分，而如果處于展開位置安裝板就不觸及所述第二部分。
10.一種用于旋轉(zhuǎn)翼航空器的格尼襟翼組件，包括 機翼，機翼具有壓力側(cè)面、吸力側(cè)面、后緣以及在所述壓力側(cè)面和所述吸力側(cè)面之間并且靠近所述機翼的所述后緣的中空部分， 設(shè)置在所述機翼的所述中空部分內(nèi)的致動器，以及 連接至所述壓力側(cè)面和所述致動器的撓性或鉸接主體，所述主體具有用于移入所述壓力側(cè)面處的收回位置和從中移出的下垂襟翼，以及 沿著從收起位置撓曲的所述撓性主體的第一邊緣延伸的第一密封件。
11.如權(quán)利要求10所述的組件，進一步包括 沿著從收起位置撓曲并且沿弦向安裝的所述撓性主體的第二邊緣延伸的第二密封件。
12.如權(quán)利要求11所述的組件，其中所述第二密封件被靠近所述第二邊緣地安裝在所述中空部分內(nèi)。
13.如權(quán)利要求10所述的組件，其中所述第一密封件被靠近所述第一邊緣地安裝在所述中空部分內(nèi)并且是沿葉展方向安裝。
14.如權(quán)利要求10所述的組件，其中所述第一密封件和所述第二密封件彼此垂直。
15.如權(quán)利要求10所述的組件，其中所述撓性鉸接主體具有前緣和后緣，并且其中所述后緣沿所述第一密封件的長度緊鄰所述第一密封件。
16.如權(quán)利要求10所述的組件，進一步包括 所述機翼內(nèi)的切口，其中設(shè)有所述撓性或鉸接主體和所述第一密封件。
17.如權(quán)利要求17所述的組件，進一步包括 連接到所述切口的前緣和后緣的內(nèi)部的安裝板，所述撓性主體的第一部分連接至安裝板，并且如果處于收起位置安裝板就觸及所述撓性主體的第二部分，而如果處于展開位置安裝板就不觸及所述第二部分。
18.如權(quán)利要求18所述的組件，其中所述安裝板在所述前緣伸入切口內(nèi)。
全文摘要
本發(fā)明涉及有源格尼襟翼。一種格尼襟翼組件具有致動器，撓性或鉸接主體，主體響應(yīng)致動器的動作從收回位置向展開位置撓曲，還有沿著從收起位置撓曲的撓性主體的第一邊緣延伸的第一密封件。致動器輸出件的線性動作被轉(zhuǎn)移至格尼襟翼，由此將其從收回位置移入氣流內(nèi)。這種后緣設(shè)備可以提高翼型的升力。
文檔編號B64C27/46GK102745325SQ20121011405
公開日2012年10月24日 申請日期2012年4月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月18日
發(fā)明者P.R.布魯爾, R.R.拉瓦爾, S.肖爾科特 申請人:克拉弗哈姆有限公司