專利名稱：承受流體流的裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及在使用中承受流體流的結構。更具體地但非排他性地，本發(fā)明涉及尤其是飛行器的翼片裝置(aerofoil device)，比如螺旋槳飛行器(比如直升機)的旋翼槳葉 (rotor blade)或者非螺旋槳飛行器的機翼。然而，本發(fā)明也涉及其它翼片裝置，比如(僅僅只是例子)推進器和渦輪葉片，更 一般地，本發(fā)明涉及在使用中承受流體流以及在使用中需要改變裝置的至少一部分的幾何 形狀以便影響流體流的任何結構。
背景技術：
例如，旋翼槳葉具有主體，主體的外表面包括上弧形表面和下弧形表面、前緣和后 緣、槳葉翼尖和翼根。具體地，槳葉的后緣可以附接有比如(僅僅只是例子)襟翼(flap) 的控制表面，控制表面的位置是可變的以影響經(jīng)過該裝置的流體流，從而比如在盤旋和向 前飛行之間的轉(zhuǎn)換期間提高槳葉的性能。例如，襟翼可以從直升機向前飛行時通常所處的 上升位置下降到下降位置，從而提高盤旋時的性能。已知的翼片裝置在翼片主體的后緣處具有副翼、配平片和襟翼，這提供了氣流控 制表面以改變翼片的有效弧形。通常，這種控制表面與主翼片本體分開并且能夠通過一個 或多個致動器相對于主翼片本體運動，當控制表面相對于主翼片結構運動到期望位置時， 該一個或多個致動器用來將控制表面保持在該位置。這種現(xiàn)有技術的翼片的例子如圖2a 所示。用附圖標記15表示的主翼片裝置在其后緣22處具有控制表面即襟翼30，襟翼30相 對于翼片結構15的主體15a樞轉(zhuǎn)，并且能夠上、下運動來改變用于不同飛行狀況的翼片的 有效弧形?？刂票砻?0通過致動器進行樞轉(zhuǎn)，該致動器還用來將控制表面30 (從而有效弧 形)的位置保持在所選位置上。對于翼片裝置控制表面，已經(jīng)提出將雙穩(wěn)復合材料用于該裝置的外表面部分。這 種材料的幾何形狀可以通過某種致動器而在一個穩(wěn)定幾何形狀和另一個穩(wěn)定幾何形狀之 間變化。然而迄今為止，這種方案在實踐過程中難以在確保雙穩(wěn)外表面部分材料能夠提供 足夠的結構剛度來抵抗由于使用中流體流過外表面部分時受到的動態(tài)流體負荷而導致的 幾何形狀扭曲的同時，實現(xiàn)雙穩(wěn)幾何形狀之間可靠的改變。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的第一個方面，提供在使用中承受流體流的裝置，所述裝置包括外表 面部分，所述外表面部分的幾何形狀是可變的以影響所述流體流，所述裝置包括支撐所述 外表面部分的支撐結構，所述支撐結構包括多個由復合材料制成的支撐構件，所述支撐結 構的幾何形狀能夠通過致動設備在第一穩(wěn)定幾何形狀和第二穩(wěn)定幾何形狀之間改變，以便 實現(xiàn)所述外表面部分的幾何形狀的變化。通過使用具有雙穩(wěn)幾何形狀的復合材料，其中該復合材料用于內(nèi)支撐結構的支撐 構件而不是裝置的外表面部分，本發(fā)明提供了更大的設計靈活性，確保了復合材料構件的幾何形狀在第一和第二穩(wěn)定幾何形狀之間的可靠改變，因而確保了更加可靠地實現(xiàn)外表面 部分的幾何形狀的改變，同時為外表面部分提供抵抗由于使用中流體流過外表面部分時經(jīng) 受的動態(tài)流體負荷所導致的幾何形狀扭曲所需的剛度。然而，本發(fā)明的優(yōu)點在于，在無需受到當幾何形狀分別改變?yōu)榈诙虻谝环€(wěn)定幾 何形狀時來自致動設備的任何影響的情況下，所述裝置的復合材料構件維持第一或第二穩(wěn)定幾何形狀。因為本發(fā)明中用到的致動設備不需要維持裝置的幾何形狀，所以不需要維持幾何 形狀的動力，并且可以設置比常規(guī)致動設備需要較少部件的更輕的設備。這與比如圖2a所示的常規(guī)翼片形成對照，在常規(guī)翼片中，致動器不僅用來通過移 動控制表面而改變翼片的幾何形狀，還用來通過將控制表面保持在所選位置上而維持翼片 的幾何形狀。盡管可以使用能夠改變復合材料構件幾何形狀的任何致動設備，比如機械致動 器、壓電致動的致動器或電致動器(僅僅作為示例)，但是在各種情況下優(yōu)選的是，致動設 備通過向復合材料構件的一部分施加機械力來實現(xiàn)第一和第二穩(wěn)定幾何形狀之間的改變。為了確保支撐結構為外表面部分提供足夠的結構剛度以抵抗由于使用中流體流 過外表面部分時經(jīng)受的動態(tài)流體負荷所導致的幾何形狀扭曲，所述支撐結構優(yōu)選地位于所 述裝置的內(nèi)部，并且包括多個復合材料支撐構件。在一個例子中，所述支撐構件或各個支撐構件的復合材料為疊層復合材料，所述 疊層復合材料包括多個嵌入固化基質(zhì)材料中的纖維疊層，所述纖維疊層中的至少一個包括 在基質(zhì)材料固化之前被施加應力的纖維區(qū)域。所述復合材料構件或各個復合材料構件的疊 層的纖維優(yōu)選地基本上在該疊層內(nèi)對準，所述構件或各個構件中作為預加應力纖維的任何 纖維沿同一方向延伸，以便在內(nèi)支撐結構中形成單一方向的應力場。通過形成單一方向的應力場，在從一個穩(wěn)定幾何形狀改變?yōu)榱硪粋€穩(wěn)定幾何形狀 的情況下，復合材料構件將會彎曲而不是翹曲(warp)，從而實現(xiàn)由支撐結構支撐的外表面 部分的幾何形狀的最大改變。從而，在具有多個復合材料構件的情況下，各個構件的幾何形狀可以通過致動設 備沿單一方向作用的力而改變，并且多個構件可以一起為外表面部分提供所需的剛度。復合材料的纖維可為玻璃纖維或碳纖維，或者其它甚至可能未出現(xiàn)的合適纖維， 同時基質(zhì)材料優(yōu)選地為諸如環(huán)氧樹脂的不受使用中可能經(jīng)受的溫濕變化影響的材料。用于所述外表面部分的所述支撐結構可包括錨定部，各個復合材料構件的一個端 部保持到所述錨定部。用于所述復合材料構件或各個復合材料構件的錨定部可由裝置的翼 梁中的相應凹口提供，復合材料構件的一個端部可以通過任何期望的固定方式(比如粘合 齊U)固定在相應的凹口中。在內(nèi)支撐結構包括多個復合材料構件的情況下，各個構件的與由錨定部保持的所 述一個端部相對的端部以允許構件在相對端部處進行有差別的運動的方式保持在一起。因 為所述相對端部彼此之間不是剛性地(就像所述一個端部那樣)固定，所以復合材料構件 將不會阻礙其它復合材料構件的幾何形狀的改變。在所述復合材料構件或各個復合材料構件包括均基本上與單一方向的應力場對 準的纖維的情況下，所述構件或各個構件可以從所述錨定部沿應力場的方向延伸。
特別地但非排它性地，本發(fā)明用于翼片裝置，所述翼片裝置包括主體以及前緣和 后緣，所述主體具有上弧形表面和下弧形表面。所述上弧形表面和下弧形表面可以至少部 分地由相應的上表面蒙皮和下表面蒙皮提供，所述上表面蒙皮和所述下表面蒙皮中的至少 一個連續(xù)地延伸超出所述主體，從而提供所述裝置的所述外表面部分的至少一部分。當外表面部分由具有其中一個幾何形狀的內(nèi)支撐結構支撐時，翼片裝置的相應延 伸的上表面和/或下表面可由此具有第一有效弧形，當外表面部分由具有另一個幾何形狀 的內(nèi)支撐結構支撐時，翼片裝置的相應延伸的上表面和/或下表面可具有第二替代有效弧 形。與諸如襟翼的控制表面相對于主翼片本體進行樞轉(zhuǎn)并由此作為分開的部件附接 到主體上的常規(guī)翼片裝置不同，使用本發(fā)明，主體的上表面蒙皮和/或下表面蒙皮是控制 表面的整體部分。蒙皮需要具有足夠的柔性，以便允許外表面部分的幾何形狀進行 改變。期望的是，所述上表面蒙皮和所述下表面蒙皮每個都連續(xù)地延伸超出所述主體， 從而分別提供所述裝置的上外表面部分和下外表面部分，所述支撐結構至少部分地位于由 所述上表面蒙皮提供的所述上外表面部分和由所述下表面蒙皮提供的所述下外表面部分 之間。在一種方案中，由所述支撐結構支撐的所述外表面部分或各個外表面部分位于翼 片裝置的后緣處。翼片裝置可以是沿其翼展(span)基本上筆直地延伸的旋翼槳葉和飛行 器機翼之一，并且所述外表面部分或者所述上外表面部分和所述下外表面部分一起可提供 控制表面，所述控制表面為副翼、配平片或襟翼。從而所述外表面部分或者所述上外表面部分和所述下外表面部分一起可沿著翼 片的翼展延伸。在另一個例子中，所述翼片裝置為沿其翼展包括扭轉(zhuǎn)部的推進器和渦輪葉片之
ο根據(jù)本發(fā)明的第二個方面，提供一種操作飛行器的方法，所述飛行器包括根據(jù)本 發(fā)明第一個方面所述的裝置，所述裝置為沿其翼展基本上筆直地延伸的旋翼槳葉和飛行器 機翼之一，所述翼片包括主體以及前緣和后緣，所述主體具有上弧形表面和下弧形表面，其 中所述上弧形表面和下弧形表面至少部分地由相應的上表面蒙皮和下表面蒙皮提供，所述 上表面蒙皮和所述下表面蒙皮中的至少一個連續(xù)地延伸超出所述主體，從而提供所述裝置 的所述外表面部分的至少一部分，所述方法包括在飛行中通過操作致動設備而將內(nèi)支撐結 構的復合材料構件的幾何形狀從第一穩(wěn)定幾何形狀改變?yōu)榈诙€(wěn)定幾何形狀，來實現(xiàn)翼片 裝置的上外表面部分和下外表面部分的幾何形狀的改變，以便影響經(jīng)過所述翼片裝置的氣 流，其中所述內(nèi)支撐結構支撐所述上外表面部分和所述下外表面部分。在所述翼片裝置為螺旋槳飛行器的旋翼槳葉的情況下，比如在盤旋和向前飛行之 間轉(zhuǎn)換期間，所述上外表面部分和所述下外表面部分的幾何形狀的改變可實現(xiàn)為用于不同 的飛行狀況例如一種幾何形狀可用于盤旋，另一種幾何形狀可用于向前飛行。根據(jù)本發(fā)明的第三個方面，提供一種飛行器，具有根據(jù)本發(fā)明第一個方面所述的 裝置，所述裝置為沿其翼展基本上筆直地延伸的旋翼槳葉和機翼之一。


現(xiàn)在將參考

本發(fā)明的實施例，其中圖1為根據(jù)本發(fā)明的具有螺旋槳裝置的螺旋槳飛行器的示例性透視圖；圖2a和2b分別為現(xiàn)有技術的螺旋槳裝置和根據(jù)本發(fā)明的螺旋槳裝置的示例性剖視圖；圖3a和3b示出了圖2b所示結構的后緣處的控制表面通過具有雙穩(wěn)構件的內(nèi)支 撐結構獲得的可選位置；圖4a示出了對復合材料預加應力的方法中的步驟；圖4b為兩個可選穩(wěn)定狀態(tài)中的雙穩(wěn)構件的側視圖；圖5為與圖2b類似的更詳細的剖視圖；圖6為圖5的螺旋槳的一部分的示例性平面圖。
具體實施例方式參考圖1，螺旋槳飛行器即直升機10包括本體12，該本體12容納諸如發(fā)動機E的 動力源，該動力源用于使主續(xù)航旋翼系統(tǒng)14繞大體豎直的軸線A旋轉(zhuǎn)，以便產(chǎn)生升力以及 按照需要使飛行器10在空中移動，或者允許飛行器10盤旋。該例子中的直升機10還包括 尾部旋翼系統(tǒng)T。在這個例子中，主續(xù)航旋翼系統(tǒng)14包括五個螺旋槳或槳葉15，圖2b的剖視圖中示 出了其中一個。每個旋翼槳葉15都是沿著從翼根19至槳葉翼尖20的翼展基本上筆直的 翼片裝置，其中槳葉15在所述翼根19處連接至轉(zhuǎn)轂18，該轉(zhuǎn)轂18通過飛行器發(fā)動機E經(jīng) 由傳動而進行旋轉(zhuǎn)。每個槳葉15都是包括前緣21和后緣22的翼片裝置，當空氣沿弦向在前緣21和 后緣22之間的上弧形表面24和下弧形表面25上流動時，槳葉15產(chǎn)生升力，這是本領域眾 所周知的。常規(guī)上，這樣的翼片裝置15包括控制表面，該控制表面能夠相對于主旋翼本體 15a運動，以便改變翼片裝置15的幾何形狀，從而影響經(jīng)過翼片裝置15的氣流。在圖2a中 示出了這樣的常規(guī)布置，其中在旋翼槳葉15的后緣22處設置有與主旋翼槳葉本體15a分 開的控制表面，該控制表面用附圖標記30表示?？刂票砻?0借助設置在主旋翼槳葉本體 15a內(nèi)部的致動器能夠在上升位置和下降位置之間運動，其中所述致動器例如是馬達、線性 或旋轉(zhuǎn)液壓致動器或者甚至是壓電式致動器。從而通過移動控制表面30來改變槳葉15的 幾何形狀或有效弧形，盡管主旋翼本體15a和控制表面30自身的實際幾何形狀沒有改變， 而僅僅只是控制表面30與主旋翼本體15a的相對位置發(fā)生改變。這樣的控制表面30能夠運動而影響經(jīng)過翼片裝置15的氣流，以便適應不同的飛 行狀況，從而按照需要優(yōu)化比如升力或速度。本發(fā)明特別設計成方便當直升機10在盤旋 (當控制表面30可下降以獲得最大升力時)和向前飛行(當控制表面30可上升使阻力最 小時)之間轉(zhuǎn)變時的過渡中改變旋翼15的幾何形狀。圖2b中示出了根據(jù)本發(fā)明的翼片裝置15。在圖中可以看到，控制表面30具有第 一下降位置和第二上升位置。然而，控制表面30并不與主旋翼本體15a分開。而是控制表 面30的上、下外表面部分的幾何形狀在所示的下降和上升位置之間變化。
在圖5中可以看到翼片裝置15的更多細節(jié)。通過上表面蒙皮24a提供翼片裝置15的上弧形表面24，在這個例子中，該上表面蒙皮24a從翼片裝置15的前緣21處或鄰近 該前緣21處連續(xù)地延伸至后緣22并超出，以提供控制表面30的上外表面部分24b。通過 下表面蒙皮25a提供翼片裝置15的下弧形表面25，在這個例子中，該下表面蒙皮25a也從 翼片裝置15的前緣21處或鄰近該前緣21處連續(xù)地延伸至后緣22并超出，以提供控制表 面30的下外表面部分25b。當然，為了使得控制表面30能在其上升位置和下降位置之間運動，上外表面部分 24b和下外表面部分25b需要在弦向上沿著后緣22或者沿著覆蓋相鄰主結構15b的上蒙皮 24和下蒙皮25而與相鄰的控制表面分開，如圖6中S處所示。在上外表面部分24b和下外表面部分25b之間具有內(nèi)支撐結構31，該內(nèi)支撐結構 31支撐控制表面30的上外表面部分24b和下外表面部分25b并且實現(xiàn)上外表面部分24b 和下外表面部分25b在控制表面30的上升位置和下降位置之間的幾何形狀變化。還參考圖3a和3b，可以看到，在控制表面30內(nèi)部，內(nèi)支撐結構31包括多個支撐 構件32。這些支撐構件32每個都由智能響應復合材料制成，在這個例子中，內(nèi)支撐結構31 包括至少六個這樣的支撐構件32，每個支撐構件32都從一個端部延伸至用32b表示的相對 端部，其中支撐構件32均在所述一個端部處固定到支撐結構31的錨定部，該錨定部是由主 旋翼本體15a的翼梁33中的相應凹口 33a提供的。翼梁33優(yōu)選地在槳葉15的整個翼展 長度上延伸，但是也可以根據(jù)需要僅僅位于控制表面30處。支撐構件32的一個端部可以通過任何期望的固定裝置保持在翼梁33的相應的凹 口 33a中，或者如本例子所示，所述一個端部可以用比如合適的粘合劑粘接在凹口 33a中。在這個例子中，控制表面30包括后緣構件34，該后緣構件34以下述方式接收各個 支撐構件32與翼梁33相對的端部32b。支撐構件32的雙穩(wěn)復合材料自然地且固有地采用兩種雙穩(wěn)狀態(tài)之一，這些狀態(tài) 中的一個如圖3a所示，另一個如圖3b所示。這樣的復合材料自身是公知的。在本例子中，構件32由粘接在一起的多個疊層(參見圖4a)35a、35b、35C、35d構 成。每一層35a、35b、35c、35d都包括嵌入固化基質(zhì)材料中的纖維(通常為玻璃纖維或碳纖 維)，所述固化基質(zhì)材料在本例子中為環(huán)氧樹脂，但是也可以是其它在使用時不受溫濕變化 影響的合適的可固化材料?？梢钥吹剑鱾€層35a、35b、35c、35d中的纖維在該層內(nèi)沿單一方向延伸。在該例 子中，中間兩層35b、35c中的纖維與外側兩層35a、35d中的纖維大體垂直地延伸。此外，夕卜 側兩層35a、35d的區(qū)域(在圖4a為示意性而示出的例子中，是相對的邊緣區(qū)域Rl和R2) 中的纖維被預加應力，也就是這些區(qū)域Rl和R2中的纖維在嵌入固化基質(zhì)材料中之前沿縱 向被施加應力。通過對外層35a和35d中沿同一方向延伸的纖維預加應力，這種制造方法在材料 中建立了單一方向的應力場。一旦基質(zhì)材料固化而釋放應力時，這種單一方向的應力場導 致復合材料構件32采用比如圖4b中實線所示的弧形構造。然而，通過向構件32施加致動 (機械)力以使得該構件彎曲，復合材料構件32的構造可以改變?yōu)閳D4b中虛線所示的弧形 構造。單一方向的應力場確保了構件32按照需要沿其長度進行彎曲，而不是以比如扭轉(zhuǎn)的方式翹曲。六個支撐構件32中每個都在控制表面30的上外表面部分24b和下外表面部分 25b之間布置成一個在另一個頂部上，使得構件32從翼梁33或該構件一個端部所錨定到的 其它錨定部延伸至相對端部32b而到達后緣構件34，其中構件32各自的單一應力場對準， 即預加應力的纖維的方向?qū)?。由翼片裝置15的上表面蒙皮24和下表面蒙皮25提供的上外表面部分24b和下 外表面部分25b的端部部分以及復合材料構件32的相對端部32b由后緣構件34的通道接 收。后緣構件34可以例如通過粘合劑緊固到上外表面部分24b和下外表面部分25b中每 個的端部部分。各個復合材料構件32的相對端部32b可以在由后緣構件34接收處保持到 彼此，或者可以通過限制在上外表面部分24b和下外表面部分25b之間而被簡單地保持住。 如果復合材料構件32的相對端部32b彼此保持住，那么因為構件32在雙穩(wěn)構造之間即在 圖3a和圖3b的穩(wěn)定幾何形狀之間改變幾何形狀，所以必須允許構件32的相對端部32b之 間沿其延伸方向進行有差別的運動或滑動。這可以通過使用允許這種差別運動的彈性粘合劑或某種其它保持裝置來實現(xiàn)。應當理解，在復合材料構件32改變其幾何形狀的情況下，這將實現(xiàn)上外表面部分 24b和下外表面部分25b中每個的幾何形狀的改變，從而改變翼片裝置15的有效弧形?？刂票砻?0需要通過致動設備在其雙穩(wěn)幾何形狀之間運動，也就是復合材料構 件32需要在雙穩(wěn)幾何形狀之間運動，但是因為復合材料構件32的第一和第二幾何形狀是 穩(wěn)定的，也就是材料在一個幾何形狀和另一個幾何形狀之間彎曲并且維持該幾何形狀直到 被迫使沿相反的方向彎曲為止，所以不需要致動設備將控制表面30保持在其上升位置或 下降位置。因為控制表面30并沒有與主結構19分開，而當復合材料構件32在其雙穩(wěn)狀態(tài)之 間彎曲時控制表面30需要在其上升位置和下降位置之間運動，所以至少在控制表面30鄰 近翼片裝置15的主體15a的區(qū)域，即附圖標記45表示的區(qū)域中，上表面蒙皮24和下表面 蒙皮25需要適應幾何形狀的變化，從而區(qū)域45中的上表面蒙皮24和下表面蒙皮25需要 構造成允許控制表面30在其上、下位置之間運動。在另一個例子中，上外表面部分24b和下外表面部分25b中一個或另一個的材料 可以是與支持構件32相似的具有雙穩(wěn)特性的復合材料，但是，是控制表面30內(nèi)部設置的構 件32的支持結構提供了用于改變上外表面部分24b和下外表面部分25b幾何形狀的可靠 性并且向上外表面部分24b和下外表面部分25b提供了抵抗使用中控制表面30經(jīng)受動態(tài) 流體負荷時的幾何變形所需的剛度?，F(xiàn)在將參考圖5說明可設置成改變控制表面30幾何形狀的合適致動設備的例子。翼片裝置15 (在這個例子中為直升機旋翼槳葉15)的主體15a包括在前緣21和后緣22之間的大部分體積范圍上的內(nèi)蜂巢結構。在另一種翼片裝置中，比如在飛行器的固 定機翼中，機翼可以容納儲油罐和/或其它設備。即使在旋翼裝置15的情況下，也期望旋翼裝置15在大約25%的弦長位置處平衡。 因此，將要說明的且用50表示的致動設備或者至少該致動設備50中包含大部分重量的部 件朝向旋翼裝置15的前緣21容納在沿弦向遠離控制表面30的合適中空部51中，其所處 位置不會破壞旋翼15的平衡。
致動裝置50可包括動力單元52和一對牽拉元件，該動力單元52例如是電動馬達、液壓或氣動流體馬達或致動器、或者壓電裝置(僅僅作為示例)，在本例子中，所述一對 牽拉元件連接柔性纜線54、55。柔性纜線54、55每個都在一端連接到動力單元52，使得任一 個纜線54、55可以被動力單元52的合適操縱選擇性地牽拉。在另一個例子中，牽拉元件可 以是剛性的或半剛性的元件，或者可以沿其長度部分剛性而部分柔性。在為剛性的情況下， 可以通過推動而不是牽拉來施加將構件32從一個穩(wěn)定狀態(tài)改變至另一個穩(wěn)定狀態(tài)所需的 力。其中一個纜線54(上纜線)經(jīng)由第一致動路徑向翼片裝置15的后緣22延伸，然后 上纜線54在控制表面30的上外表面部分24b的緊下方被弓I導。類似地，另一個纜線55 (下 纜線)經(jīng)由第二致動路徑向翼片裝置15的后緣22延伸，然后下纜線55在控制表面30的 下外表面部分25b的緊上方被引導。纜線54、55中每個都連接至后緣構件34，如C所示。應當理解，當操作動力單元52以牽拉上纜線54時，將會向各個復合材料構件32 施加機械力，而獲得圖3a中所示的控制表面30處于上升狀況的穩(wěn)定幾何形狀。通過操作 動力單元52以牽拉下纜線55，將會向各個復合材料構件32施加機械力，而獲得圖3b中所 示的控制表面30處于下降狀況的另一個穩(wěn)定幾何形狀。當然，當利用動力單元52牽拉任 一個纜線54、55時，需要允許另一個纜線55、54運動，從而不會阻礙支撐構件32的幾何形 狀的改變。致動設備50可由控制器進行操作，該控制器可以自動地響應直升機12的操作狀 況和/或飛行員/操作者的控制來操作該致動設備50，從而通過使支撐構件32在其第一和 第二穩(wěn)定幾何形狀之間運動來實現(xiàn)控制表面30在上升位置和下降位置之間的位置改變。在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下可以做出許多修改。例如，圖3a、3b和圖5中所 示的內(nèi)支撐結構31的構造僅僅是說明性和示例性的?？梢栽O置實現(xiàn)控制表面30的上外表 面部分24b和下外表面部分25b的幾何形狀改變所需的任意數(shù)量的支撐構件32，這些支撐 構件的長度和構造可以與所示和所述的構件32不同。此外，可以選擇任意合適數(shù)量的構件 32，以便獲得上外表面部分24b和下外表面部分25b在經(jīng)受動態(tài)流體負荷時抵抗幾何形狀 扭曲所需的剛度，否則該動態(tài)流體負荷會導致支撐構件32的幾何形狀產(chǎn)生非控制器或飛 行員控制的不期望的改變。從圖6中可以看到，控制表面30沿著槳葉15的部分翼展延伸。在控制表面30的 翼展范圍較長的情況下，致動設備50可以具有多于一個的上纜線54和下纜線55或者具有 沿著翼展的其它牽拉構件，從而沿著控制表面30的整個長度向支撐結構施加為實現(xiàn)控制 表面30的上外表面部分24b和下外表面部分25b的幾何形狀改變所需的力。在控制表面30的翼展范圍較小而使得控制表面為比如圖6中所示的調(diào)整片的情 況下，可以沿翼展長度使用多個這樣的能夠獨立致動的調(diào)整片，每個調(diào)整片具有根據(jù)本發(fā) 明的可變的幾何形狀。本發(fā)明已經(jīng)具體說明了改變在直升機旋翼槳葉15的后緣22處的控制表面30的 上外表面部分24b和下外表面部分25b的幾何形狀，但是從本說明書的介紹中應當理解，本 發(fā)明具有更寬泛的應用，包括應用于翼片15的前緣21處的控制表面，以及通常應用于諸如 固定機翼的非旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的翼片機翼。飛行器可以由飛行員操作或者可以是無人駕駛飛行器。翼片不必是機翼15，而可以是直升機的尾部旋翼系統(tǒng)T的旋翼槳葉15，或者可以 是任何其它的翼片或其它在使用中流體所流過的裝置，比如推進器或渦輪葉片。代替提供后緣構件34或者附加的是，在需要時翼片外表面蒙皮24、25可以繞支撐 結構31延伸，或者復合材料支撐構件32的相對端部32b可以不被任何蒙皮或后緣構件34 在翼片15的后緣22處包圍。對于另一例子，本發(fā)明可以用來改變進氣部或排氣部的表面部分的構造，或者用 來改變氣流罩的表面部分的構造。本發(fā)明可以用于比如卡車牽引單元的車輛整流裝置，以 利用具有一個或多個復合材料構件的支撐結構來改變整流裝置的外表面部分的幾何形狀， 該復合材料構件的幾何形狀可以在雙穩(wěn)態(tài)之間改變，用于根據(jù)牽引單元是否在牽引拖車而 進行性能優(yōu)化。從而，盡管在所述的例子中本發(fā)明是應用于具有上外表面部分24b和下外表面部 分25b兩者的控制表面30，但是本發(fā)明也可以應用于僅僅具有單個外表面部分的裝置。本發(fā)明不僅可應用于比如圖1所示的單個主續(xù)航旋翼直升機，還可應用于串聯(lián)式 續(xù)航旋翼直升機。前述說明書、下述權利要求或者附圖中公開的，以其特定形式或用于執(zhí)行所公開 功能的裝置的形式表達的特征，或者用于獲得所公開結果的合適方法或過程，可以單獨地 或以這些特征的任意組合用于實現(xiàn)本發(fā)明的各種不同形式。
權利要求
一種在使用中承受流體流的裝置(15)，所述裝置(15)包括外表面部分(24b、25b)，所述外表面部分的幾何形狀是可變的以影響所述流體流，所述裝置(15)包括支撐所述外表面部分的支撐結構(31)，所述支撐結構(31)位于所述裝置(15)的內(nèi)部并且包括多個由復合材料制成的支撐構件(32)，所述支撐結構(31)的幾何形狀能夠通過致動設備(50)在第一穩(wěn)定幾何形狀和第二穩(wěn)定幾何形狀之間改變，以便實現(xiàn)所述外表面部分(24b、25b)的幾何形狀的變化，所述支撐構件(32)為所述外表面部分(24b、25b)提供結構剛度。
2.根據(jù)權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述結構(31)的復合材料在無需當幾何 形狀分別改變?yōu)榈诙€(wěn)定幾何形狀或第一穩(wěn)定幾何形狀時來自所述致動設備(50)的任何 影響的情況下，維持第一穩(wěn)定幾何形狀或第二穩(wěn)定幾何形狀。
3.根據(jù)權利要求1或2所述的裝置，其特征在于，所述致動設備(50)通過向復合材料 構件的一部分施加機械力來實現(xiàn)所述第一穩(wěn)定幾何形狀和所述第二穩(wěn)定幾何形狀之間的 改變。
4.根據(jù)權利要求1所述的裝置，其特征在于，每個支撐構件(32)的復合材料為疊層復 合材料，所述疊層復合材料包括多個嵌入固化基質(zhì)材料中的纖維疊層(35a-35d)，所述纖維 疊層(35a-35d)中的至少一個包括在基質(zhì)材料固化之前被施加應力的纖維(35b、35d)區(qū)域 (禮、R2),每個由復合材料制成的支撐構件(32)的疊層的纖維基本上在該疊層內(nèi)對準，所述 構件(32)或每個構件(32)中作為預加應力纖維的任何纖維(35b、35d)沿同一方向延伸并 且在內(nèi)支撐結構中形成單一方向的應力場。
5.根據(jù)權利要求4所述的裝置，其中，所述纖維為玻璃纖維或碳纖維，所述基質(zhì)材料為 諸如環(huán)氧樹脂的不受溫濕變化影響的材料。
6.根據(jù)權利要求1所述的裝置，其特征在于，每個支撐構件(32)的復合材料為疊層復 合材料，所述疊層復合材料包括多個嵌入固化基質(zhì)材料中的纖維疊層(35a-35d)，所述纖維 疊層(35a-35d)中的至少一個包括在基質(zhì)材料固化之前被施加應力的纖維(35b、35d)區(qū)域 (禮、R2),每個由復合材料制成的支撐構件(32)的疊層的纖維基本上在該疊層內(nèi)對準，所述 構件(32)或每個構件(32)中作為預加應力纖維的任何纖維(35b、35d)沿同一方向延伸 并且在內(nèi)支撐結構中形成單一方向的應力場，并且所述外表面部分(24b、25b)的支撐結構 (31)包括錨定部(33a)，每個復合材料構件(32)的一個端部保持到所述錨定部，每個支撐 構件的相對端部以允許構件(32)在相對端部處進行有差別的運動的方式保持在一起。
7.根據(jù)權利要求6所述的裝置，其特征在于，每個支撐構件(32)從所述錨定部(33a) 沿單一方向的應力場的方向延伸。
8.根據(jù)權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述裝置(15)為翼片裝置，所述翼片裝置 包括主體(15a)以及前緣(21)和后緣(22)，所述主體(15a)具有上弧形表面(24)和下弧 形表面(25)，所述上弧形表面(24)和下弧形表面(25)至少部分地由相應的上表面蒙皮和 下表面蒙皮提供，所述上表面蒙皮(24)和所述下表面蒙皮(25)中的至少一個連續(xù)地延伸 超出所述主體(15a)，以提供所述裝置(15)的所述外表面部分(24b、25b)的至少一部分。
9.根據(jù)權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述上表面蒙皮(24)和所述下表面蒙皮 (25)每個都連續(xù)地延伸超出所述主體(15a)，以分別提供所述裝置(15)的上外表面部分 (24b)和下外表面部分(25b)，所述支撐結構(31)至少部分地位于由所述上表面蒙皮提供 的所述上外表面部分(24b)和由所述下表面蒙皮提供的所述下外表面部分(25b)之間。
10.根據(jù)權利要求8或9所述的裝置，其特征在于，由所述支撐結構(31)支撐的所述 外表面部分(24b、25b)或每個外表面部分(24b、25b)位于所述翼片裝置(15)的后緣(22) 處。
11.根據(jù)權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述裝置為沿其翼展基本上筆直地延伸 的旋翼槳葉(15)和飛行器機翼之一，所述外表面部分或者所述上外表面部分和所述下外 表面部分一起提供控制表面，所述控制表面為沿著翼片的翼展的一部分延伸的副翼、配平 片或襟翼。
12.根據(jù)權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述裝置為沿其翼展包括扭轉(zhuǎn)部的推進 器和渦輪葉片之一。
13.一種操作飛行器(10)的方法，所述飛行器(10)包括根據(jù)權利要求11所述的翼片 裝置(15)，所述方法包括在飛行中通過操作致動設備(50)而將內(nèi)支撐結構(31)的由復合 材料制成的支撐構件(32)的幾何形狀從第一穩(wěn)定幾何形狀改變?yōu)榈诙€(wěn)定幾何形狀，來 實現(xiàn)翼片裝置(15)的上外表面部分(24b)和下外表面部分(25b)的幾何形狀的改變，以 便影響經(jīng)過所述翼片裝置(15)的氣流，其中所述內(nèi)支撐結構(31)支撐所述上外表面部分 (24b)和所述下外表面部分(25b)。
14.根據(jù)權利要求13所述的方法，其特征在于，所述翼片裝置為螺旋槳飛行器(10)的 旋翼槳葉(15)，所述上外表面部分(24b)和所述下外表面部分(25b)的幾何形狀的改變實 現(xiàn)為使得一種幾何形狀用于盤旋，另一種幾何形狀用于向前飛行。
15.一種飛行器(10)，具有根據(jù)權利要求1至12中任一個所述的裝置(15)，所述裝置 (15)為沿其翼展基本上筆直地延伸的旋翼槳葉和機翼之一。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種在使用中承受流體流的諸如翼片的裝置(15)，其包括外表面部分(24b、25b)，所述外表面部分的幾何形狀是可變的以影響流體流，該裝置(15)包括支撐外表面部分(24b、25b)的支撐結構(31)，該支撐結構(31)位于裝置(15)的內(nèi)部并且包括多個由復合材料制成的支撐構件(32)，該支撐結構(31)的幾何形狀能夠通過致動設備(50)在第一穩(wěn)定幾何形狀和第二穩(wěn)定幾何形狀之間改變，以實現(xiàn)外表面部分(24b、25b)的幾何形狀的變化，支撐構件(32)為外表面部分(24b、25b)提供結構剛度。
文檔編號B64C27/467GK101811574SQ20101011480
公開日2010年8月25日 申請日期2010年2月20日 優(yōu)先權日2009年2月20日
發(fā)明者K·波特, P·韋弗, S·戴恩斯 申請人:西部直升機有限公司