專利名稱：具有分離式后緣的可縮回的槳葉結構的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及在航空(航空器或直升飛機)領域中的諸如機翼或旋翼葉片(rotor blade)的槳葉，或者涉及諸如風力渦輪機或洋流渦輪機的電力發(fā)電裝置或流體泵送裝置的 葉片，并且特別涉及用于槳葉的結構支撐件，其具有帶伸縮特征的外部空氣動力學模塊，其 在伸出時增加機翼或葉片的直徑或長度并產(chǎn)生更大的升力，或者在發(fā)電裝置轉(zhuǎn)子葉片的情 況下，在風力較低時段期間捕獲較多的風能，并在較高的風力中縮進(縮回)以減小風能暴 Mo
背景技術：
在現(xiàn)有技術中提出的用于對傾斜旋翼和航空器的直徑可變旋翼進行控制的機構 易于疲勞衰壞，因此需要大量的維護。風力渦輪機和洋流渦輪機在下述環(huán)境條件下操作， 即，該環(huán)境條件能使延伸機構的性能迅速退化。較高的維護需求轉(zhuǎn)變?yōu)檩^高的能耗成本，其 導致較低競爭性的可再生能源系統(tǒng)。本發(fā)明涉及調(diào)節(jié)槳葉在槳葉的外端的范圍內(nèi)的長度，在發(fā)電裝置轉(zhuǎn)子葉片的情況 下，在較低的風速時段期間增大轉(zhuǎn)子直徑，以便利用更多的風力，而在非常高的風速時段期 間減小轉(zhuǎn)子直徑，以確保裝置不會受力過度。國際申請PCT/IB2007/001969的結構系統(tǒng)通過如下方式來提供對發(fā)電裝置轉(zhuǎn)子 葉片的機翼型殼體的支撐，即，使基本槳葉的結構梁(或加強桿)在其縮回或延伸時均延伸 到槳葉的伸縮或擴展模塊。該結構系統(tǒng)包括基本槳葉和可分離的擴展槳葉模塊，其中擴展 槳葉模塊包括承載機翼型殼體和擴展槳葉。傳遞至承載機翼型殼體的前緣和后緣的負載，例如，由重力引起的超前滯后負載 在前緣上具有足夠的表面支撐，但由于擴展槳葉的后緣的尖銳度，在后緣處沒有足夠的支 撐并因此后緣需要支撐方法。因此，本發(fā)明的目的用對于后緣的支撐方法提供一種可伸展的槳葉結構。還需要這樣一種機構，其將便于可伸展的槳葉的延伸和縮回，并且重量輕、容易維 護和耐用。還需要一種具有空氣動力學效率的可伸展的槳葉結構。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明涉及可伸展的槳葉，特別地涉及流體流(風或水)發(fā)電系統(tǒng)，其包括轉(zhuǎn)子葉 片，該轉(zhuǎn)子葉片能使其掃過的半徑范圍延伸和縮回，以便增大和減小由轉(zhuǎn)子葉片掃過的流體流的橫截面面積。應指出的是，本發(fā)明不限于前述領域，而是也能被應用于航空領域，諸如飛機的機 翼或直升機的旋翼葉片。為便于本發(fā)明的說明，僅詳細公開發(fā)電裝置的轉(zhuǎn)子葉片。特別地，本發(fā)明涉及可伸展的槳葉或機翼型結構，包括擴展槳葉模塊和基本槳葉 模塊，該擴展槳葉模塊包括容納擴展槳葉的承載機翼型殼體；以及調(diào)節(jié)裝置，該調(diào)節(jié)裝置用 于將擴展槳葉定位于延伸位置與承載機翼型殼體內(nèi)的縮回位置之間。調(diào)節(jié)裝置能使擴展槳 葉移動和鎖定在完全延伸位置與完全縮回位置之間的任何位置。例如，調(diào)節(jié)裝置能使擴展 槳葉移動和在完全延伸位置與完全縮回位置之間居中地鎖定，其中在該居中位置，僅擴展 槳葉的一部分在擴展槳葉模塊外，其中擴展槳葉的其余部分布置在擴展槳葉模塊的承載機 翼型殼體中。擴展槳葉的在承載機翼型殼體內(nèi)的部分稱為縮回部分，而擴展槳葉的在承載 機翼型葉片外的部分稱為延伸部分。擴展槳葉與承載機翼型殼體在擴展槳葉的縮回部分的 長度上重疊。擴展槳葉設有后緣襟翼和在后緣襟翼之間的支撐結構，其中后緣襟翼被推壓到一 起，從而在延伸位置，即，在擴展槳葉的延伸部分的長度范圍上形成后緣。承載機翼型殼體設有承載機翼型殼體支撐結構和在該承載機翼型殼體支撐結構 的上側(cè)處和下側(cè)處形成的狹槽，每個狹槽適于容納襟翼中的一個襟翼，在擴展槳葉的縮回 位置，通過承載機翼型殼體支撐結構迫使襟翼分開并將襟翼引導到狹槽內(nèi)，即，襟翼在擴展 槳葉的縮回部分的長度范圍上由狹槽容納。承載機翼型殼體支撐結構與擴展槳葉的支撐結構在襟翼之間彼此相靠。本發(fā)明的可伸展的轉(zhuǎn)子葉片結構通過提供具有支撐結構的擴展槳葉和擴展槳葉 模塊的承載機翼型殼體內(nèi)的支撐結構，提供了一種用于承載機翼型殼體的后緣的支撐方 法，其中支撐結構彼此相靠。負載，例如由重力引起的超前滯后負載(lead-lag loads)，能 通過可伸展的轉(zhuǎn)子葉片結構的支撐結構而從擴展槳葉傳遞至擴展槳葉模塊的承載機翼型 殼體，而沒有損壞承載機翼型殼體的后緣的危險。代替將負載傳遞至承載機翼型殼體的后 緣的是，負載被傳遞至承載機翼型殼體內(nèi)的支撐結構。本發(fā)明的可伸展的槳葉結構還具有以下優(yōu)點，S卩，通過提供具有后緣襟翼的擴展 槳葉來提供有空氣動力學效率的槳葉結構。襟翼在擴展槳葉的延伸部分的長度范圍上被推 壓到一起，形成擴展槳葉的延伸部分的有空氣動力學效率的后緣。為了獲得這樣推壓到一起的后緣，后緣襟翼中的至少一個襟翼可包括具有某種 “形狀記憶性能”的材料，即，襟翼具有從變形狀態(tài)(臨時形狀)恢復到它的初始(永久)形 狀的能力。關于這一應用，襟翼在其被容納于狹槽內(nèi)時處于其變形狀態(tài)，而當其在狹槽外時 處于其初始形狀。換言之，在擴展槳葉的縮回部分的長度范圍上，襟翼處于變形狀態(tài)，而在 延伸部分的長度范圍上，襟翼處于其初始形狀。在擴展槳葉離開承載機翼型殼體的位置處，襟翼的狀態(tài)/形狀改變；如果使擴展 槳葉縮回，則迫使襟翼分開，并且通過承載機翼型殼體的支撐結構將襟翼中的至少一個襟 翼引導到其對應的狹槽中，從而使其形狀從其初始狀態(tài)改變成變形狀態(tài)/臨時形狀。為了 支持襟翼的“打開”和引導，承載機翼型殼體支撐結構的徑向端面可以是漸縮的。如果使 擴展槳葉延伸，則不再通過承載機翼型殼體的支撐結構迫使離開承載機翼型殼體的襟翼分 開，并且通過襟翼中的至少一個襟翼的“形狀記憶效果”將該襟翼推壓成其初始形狀，其中，
5與另一襟翼一起形成擴展槳葉的具有空氣動力學效率的后緣。 根據(jù)本發(fā)明的一方面，后緣襟翼中的至少一個襟翼包括下述材料，即，所述材料包 含形狀記憶合金。如果襟翼中僅一個襟翼包括這樣的材料，則另一襟翼可以是剛性的。在 縮回期間，也可將剛性襟翼引導到其對應的狹槽中，但不改變其形狀。因此，當使擴展槳葉 延伸時，剛性襟翼不改變其形狀，即，該襟翼僅從其狹槽滑出并保持其形狀。然而，為了獲得 最佳的空氣動力學效率，兩個襟翼都包括上述材料。為了將負載從擴展槳葉傳遞至承載機翼型殼體，承載機翼型殼體支撐結構與擴展 槳葉的支撐結構彼此相靠。在使擴展槳葉延伸或縮回的同時，擴展槳葉的支撐結構在承載 機翼型殼體的支撐結構上滑動。槳葉包括兩個主要部分，S卩，基本槳葉和擴展槳葉模塊，其中擴展槳葉模塊包括承 載機翼型殼體和擴展槳葉。基本槳葉和擴展槳葉可一體地形成，然而，優(yōu)選的是擴展槳葉模 塊可與基本槳葉分離。對于這樣一種槳葉結構的模塊化設計，優(yōu)選的是，可伸展的轉(zhuǎn)子葉片 結構的對于擴展槳葉延伸和縮回所必需的所有部分，即，調(diào)節(jié)裝置，被布置在擴展槳葉模塊 內(nèi)。如果調(diào)節(jié)裝置的任何部分失效，則能移除擴展槳葉模塊，以便維護和/或用新的擴展槳 葉模塊更換。在本發(fā)明的一個實施方式中，支撐結構包括平行的端面，其中在擴展槳葉的移動 期間，擴展槳葉支撐結構的端面在承載機翼型殼體的支撐結構的端面上滑動。為了便于這 樣的移動，端面中的至少一個端面可被涂敷有提供低摩擦阻力的材料。為了進一步便于端 面相對彼此的移動，支撐結構中的至少一個支撐結構可包括例如小的通路的裝置，用以向 相關的端面提供滑爽添加劑。在本發(fā)明的優(yōu)選實施方式中，擴展槳葉的支撐結構包括多個線性滾柱軸承，并且 承載機翼型殼體支撐結構包括適于接合線性滾柱軸承的端面。如上所述，擴展槳葉設有后緣襟翼。為了進一步增強擴展槳葉的后緣的空氣動力 學效率，擴展槳葉可包括鄰近后緣的兩個凹槽，它們大致在擴展槳葉的整個長度上延伸，其 中襟翼在這些凹槽內(nèi)聯(lián)接至擴展槳葉，從而襟翼不從擴展槳葉的表面突出。在擴展槳葉的縮回部分的長度上，后緣襟翼被容納在承載機翼型殼體的狹槽中。 在惡劣的氣候條件期間，如果在縮回期間襟翼潮濕或被弄濕，則存在襟翼被凍到狹槽的表 面的風險。因此，在本發(fā)明的優(yōu)選實施方式中，承載機翼型殼體的后緣包括加熱裝置，其中 優(yōu)選的是，加熱裝置布置在承載機翼型殼體的支撐結構中，并且在該承載機翼型殼體支撐 結構的整個長度上延伸。如上所述，襟翼能在凹槽內(nèi)聯(lián)接至擴展槳葉。由于擴展槳葉的縮回和延伸移動，以 及由此襟翼的縮回和延伸移動，所以襟翼可能失去它們的“形狀記憶性能”。因此，優(yōu)選的 是，襟翼以可分離的方式聯(lián)接在凹槽內(nèi)。在本發(fā)明的優(yōu)選實施方式中，襟翼能通過熱粘合劑 而聯(lián)接在凹槽內(nèi)。如果熱粘合劑經(jīng)受較高的溫度，則其會熔化或軟化，因此襟翼能被移除并 且用新的襟翼來更換。為了便于襟翼的更換，優(yōu)選的是，靠近凹槽布置加熱裝置。例如，這 樣的加熱裝置可被布置在擴展槳葉支撐結構中。


將參考附圖詳細描述本發(fā)明，其中
圖1是在可伸展的槳葉完全延伸的情況下槳葉的透視圖，該槳葉包括基本槳葉部 (或模塊)、構成擴展模塊的承載機翼型殼體和擴展槳葉。圖2是在基本槳葉內(nèi)的擴展模塊的梁的視圖，示出在擴展模塊的聯(lián)接端聯(lián)接至基 本槳葉的梁的情況下的基本槳葉的梁；圖3是在能由鋁制成的擴展模塊梁螺栓連接在基本槳葉梁內(nèi)側(cè)的情況下，圖2的 擴展模塊梁和基本槳葉梁的視圖；圖4是圖2中示出的裝置的更詳細的視圖，示出承載機翼型殼體的梁，S卩，擴展模 塊梁、承載機翼型殼體本身、基本槳葉模塊和承載模塊與基本模塊的聯(lián)接接頭；圖5是圖4中所示設備更詳細的視圖，示出承載機翼型殼體內(nèi)的擴展模塊梁，該擴 展模塊梁包括用于線性軸承的導軌、聯(lián)接至擴展模塊梁的導軌的線性小車、承載機翼型殼 體本身、承載模塊面板和擴展槳葉模塊與基本槳葉模塊的聯(lián)接接頭；圖6是圖5中所示設備的剖視圖；圖7是承載機翼型殼體和擴展槳葉的透視圖，示意出擴展槳葉的分離式后緣；圖8是圖7中所示設備的沿視圖中的線VDI-VDI截取的橫截面圖，示出本發(fā)明的第 一實施方式的承載機翼型殼體和擴展槳葉機翼型殼體；圖9是圖7中所示設備的沿視圖中的線VDI-VDI截取的橫截面圖，更詳細地示意出 圖8中所示的后緣接頭的第一實施方式；圖10是圖7中所示設備的沿視圖中的線VDI-VDI截取的橫截面圖，更詳細地示意出 本發(fā)明第二實施方式的擴展槳葉和承載機翼型殼體；圖11是圖7中所示設備的沿視圖中的線VDI-VDI截取的橫截面圖，更詳細地示意出 第二實施方式的承載機翼型殼體；以及圖12是風力渦輪機塔架的示意圖，示例性示出吊艙中的升降機如何提升擴展槳 葉模塊。在這些圖中，相似的附圖標記指的是圖中相似的元件。應理解，圖中不同部件的尺 寸可以不成比例或不成精確比例，為視覺清楚且為說明目的而示出它們。
具體實施例方式參考圖12，該圖是風力渦輪機塔架1的示意圖，示出吊艙3中的升降機如何提升擴 展槳葉模塊2。該實施方式包括可分離的擴展槳葉模塊2，然而，本發(fā)明不局限于包括具有 可分離的擴展槳葉模塊的槳葉7的風力渦輪機。例如，本發(fā)明還能應用于洋流渦輪機的流 體泵送裝置、飛機的機翼、或直升飛機的旋翼葉片。參考圖12，風力發(fā)電裝置包括容納在渦輪機吊艙3中的發(fā)電機，該渦輪機吊艙3 安裝在錨固至地面的高塔架結構4的頂上。渦輪機5在水平面中自由旋轉(zhuǎn)，使得其傾向 于保留在主風流的路徑中。渦輪機具有帶槳葉7的轉(zhuǎn)子6，該轉(zhuǎn)子6可響應于風流而傾斜 (pitchable)和旋轉(zhuǎn)。每個槳葉都具有基本槳葉部(或模塊)8，其被稱作為槳葉根部，并 聯(lián)接至轉(zhuǎn)子轂9 ；和槳葉延伸部，其被稱作為擴展槳葉模塊2，該擴展槳葉模塊2的長度可以 改變，以提供可變直徑的轉(zhuǎn)子。塔架結構包括端口 25和折向下的艙口 25a，該折向下的艙口 25a在打開時延伸出坡道，以便維護和模塊更換?？刂妻D(zhuǎn)子直徑，以在低流速下使轉(zhuǎn)子6完全延伸，并且當流速增加時使轉(zhuǎn)子縮回，使得由轉(zhuǎn)子傳遞的負載或者施加在轉(zhuǎn)子上的負載不超過設定的極限。風力發(fā)電裝置由塔架 結構4保持在風流的路徑中，使得發(fā)電裝置與風流成一直線水平地保持就位。發(fā)電機由渦輪機驅(qū)動以產(chǎn)生電，并且發(fā)電機連接至使發(fā)電機與其它單元和/或電 網(wǎng)互連的輸送電纜。來自風力渦輪機和洋流渦輪機的功率捕獲與由渦輪機的轉(zhuǎn)子葉片掃過的橫截面 面積成正比。傳統(tǒng)的轉(zhuǎn)子利用在旋轉(zhuǎn)轂處接合的、具有固定長度的槳葉。這些槳葉可具有 可變傾斜角(可繞它們的縱向軸線有選擇地旋轉(zhuǎn))，以便相對于到來的流體流改變攻角， 主要為了在高流速下功率減少(power shedding)。替代性地，這些槳葉可以是固定傾斜角 的或者是失速調(diào)節(jié)的，其中當風速超過某一標稱值時，槳葉提升并且因此功率捕獲明顯下 降。帶有固定直徑的可變傾斜角和失速調(diào)節(jié)的轉(zhuǎn)子葉片為本領域所公知。上述美國專利 6，726，439B2描述了風流或水流能量轉(zhuǎn)換器，其包括風流或水流致動的轉(zhuǎn)子組件。轉(zhuǎn)子包括 多個槳葉，其中槳葉的長度可變化，以提供可變直徑的轉(zhuǎn)子?？刂妻D(zhuǎn)子直徑，以在低流速下 使轉(zhuǎn)子完全延伸，并且當流速增加時使轉(zhuǎn)子縮回，使得由轉(zhuǎn)子傳遞的負載或者施加在轉(zhuǎn)子 上的負載不超過設定的極限。參考圖1，其是在可伸展的槳葉7完全延伸的情況下槳葉7的一部分的透視圖，槳 葉7包括基本槳葉部8、構成擴展槳葉模塊2的承載機翼型殼體10和擴展槳葉11。本發(fā)明涉及為風力渦輪機轉(zhuǎn)子葉片7提供結構支撐的方法和設備，該風力渦輪機 轉(zhuǎn)子葉片7具有連接至基本槳葉部8的外部空氣動力學擴展槳葉模塊2。擴展槳葉模塊2 具有伸縮式擴展槳葉11，該伸縮式擴展槳葉11在伸出時增大轉(zhuǎn)子直徑并且在較低風力時 段期間捕獲較多的風能，并且其縮進(縮回)以在較高風力下減少風能暴露。研制本發(fā)明 的結構系統(tǒng)的基礎是承載機翼型殼體10具有如下橫截面形狀的事實，S卩，該橫截面形狀不 適合結構上適應由來自風推力、重力和離心力而作用在槳葉上的力引起的伸縮作用。因此， 結構系統(tǒng)旨在當使擴展槳葉11延伸時，通過提供分離后緣機翼來為擴展槳葉11的機翼型 殼體提供支撐。參考圖7-10給出結構系統(tǒng)的詳細說明。圖2-6公開了擴展槳葉模塊2的特征和調(diào)節(jié)裝置，以及該模塊如何連接至槳葉7 的基部8。圖2-4示出擴展模塊梁12，該擴展模塊梁12延伸通過承載機翼型殼體10，并且取 決于擴展槳葉的位置而延伸通過擴展槳葉(圖4)，其中擴展模塊梁12連接至延伸通過基本 槳葉部8的基本槳葉梁14。如圖4中所示，承載機翼型殼體10在聯(lián)接接頭13處連接至基 本槳葉部8。然而，承載機翼型殼體10不與擴展模塊梁12連接，但是擴展模塊梁12延伸通 過整個承載機翼型殼體10。擴展模塊梁12(圖2)從模塊聯(lián)接端延伸，安裝至聯(lián)接面板15(圖3)并延伸通過 承載機翼型殼體10 (圖4)。如上所述，該設計并不使擴展模塊梁12聯(lián)接至承載機翼型殼體 10的頂部內(nèi)側(cè)或底部內(nèi)側(cè)。參考圖5，其是圖4中所示設備的更詳細的視圖，示出承載機翼型殼體10的擴展模 塊梁12。用于擴展槳葉11的調(diào)節(jié)裝置包括連接至擴展槳葉11的多個線性小車16，所述線 性小車16沿導軌17運行。擴展模塊梁12包括導軌17，其中線性小車16聯(lián)接至導軌17。 導軌17聯(lián)接至在擴展槳葉11內(nèi)的梁，即，擴展槳葉梁11a。線性小車16可移動地聯(lián)接至導 軌17，使得擴展槳葉11的移動由所述導軌和小車的組合來引導。
此外，圖5示出承載機翼型殼體10、擴展槳葉模塊面板19、和承載機翼型殼體10 與基本槳葉部8的聯(lián)接接頭13。圖5還指出了擴展槳葉11的縮回部分和延伸部分。擴展 槳葉11的縮回部分由承載機翼型殼體10與擴展槳葉11的重疊區(qū)域限定，即，擴展槳葉的 縮回部分是容納在承載機翼型殼體10內(nèi)的部分。擴展槳葉11的非重疊部分或“自由”部 分限定了延伸部分。圖6是圖5中所示設備的剖視圖。在模塊聯(lián)接端面板19 (聯(lián)接接頭13的部分，圖5)處，并且在承載機翼型殼體10 與擴展槳葉11重疊的端部處，承載機翼型殼體10具有唯一的結構支撐件，其中承載機翼型 殼體10依靠在擴展槳葉11的機翼型殼體34上。擴展模塊梁12與擴展槳葉梁Ila重疊， 并且所述梁在延伸或縮回操作中在彼此之上滑動。參考圖7，其是承載機翼型殼體10、和擴展槳葉的機翼型殼體34的透視圖，該擴展 槳葉機翼型殼體34包括分離擴展槳葉后緣46和擴展槳葉前緣44。圖7較詳細地示意出包 括兩個后緣襟翼26、28的擴展槳葉后緣46。然而，圖7沒有示意出如何在承載機翼型殼體 10中引導擴展槳葉11。此外，圖7示出承載機翼型殼體10的后緣46b。圖8是圖7中所示的設備沿視圖中的線VDI - VDI截取的橫截面圖，圖8示意出本發(fā) 明的第一實施方式。圖8示出承載機翼型殼體10、擴展槳葉翼型殼體34和擴展槳葉芯部 32。圖9示出圖8中所示的后緣接頭的更詳細的橫截面圖。圖8和9中所示的第一實施方式示意出用于擴展槳葉11的后緣46的支撐結構的 一種方法。承載機翼型殼體10的后緣46b適于通過提供承載機翼型殼體支撐結構24來提 供這樣的支撐。承載機翼型殼體支撐結構24布置在中空承載機翼型殼體10內(nèi)，從內(nèi)側(cè)后 緣延伸到中空承載機翼型殼體10中并終止于鈍端面24a。承載機翼型殼體支撐結構24的 橫截面形成為使得其(i)適合承載機翼型殼體10的空氣動力學橫截面；和(ii)在承載機 翼型殼體支撐結構24與承載機翼型殼體10之間提供兩條狹槽56、58，一條狹槽56在承載 機翼型殼體支撐結構24上方，并且一條狹槽58在承載機翼型殼體支撐結構24下方。承載機翼型殼體10內(nèi)的擴展槳葉11包括擴展槳葉機翼型殼體34和芯部32，其 中芯部32可包括重量輕的材料(諸如輕質(zhì)木材、泡沫塑料、或類似的重量輕的材料)。芯 部32還能提供不同材料的混合或夾層結構。機翼型殼體34包括玻璃纖維或碳纖維，并且 機翼型殼體34被粘合到芯部32上。擴展槳葉機翼型殼體34的后緣34b終止于鈍端面34a。端面24a、36a是鈍的，以 確保從擴展槳葉11到承載機翼型殼體10的必要的負載傳遞。采用示出的實施方式，端面 24a和34a是平坦的，然而，端面的這種設計不是必需的，而是只要確保負載傳遞即可。在擴 展槳葉11的延伸和縮回期間，擴展槳葉機翼型殼體34的端面34a在承載機翼型殼體10的 端面24a上滑動。擴展槳葉11的機翼型殼體34在后緣34b的區(qū)域處包括兩個凹槽或溝槽36、38，它 們大致在擴展槳葉11的總長度上，或者至少擴展槳葉11的能縮回到承載機翼型殼體10中 的所有部分上延伸。兩個后緣襟翼26、28位于凹槽36、38內(nèi)，凹槽36、38中的一個位于擴 展槳葉11的底表面處，且另一個位于擴展槳葉11的上表面處。后緣襟翼26、28在擴展槳 葉機翼型殼體34的端面34a上延伸，并且具有使得它們能由狹槽56、58容納的形狀。襟翼 26,28包括具有某種“形狀記憶性能”的材料，即，襟翼26、28具有從變形狀態(tài)(臨時形狀)
9)形狀的能力。它們的初始形狀是圖7中所示的封閉的空氣動力 學形狀。在圖8、9中示出襟翼26、28的變形狀態(tài)，即，承載機翼型殼體支撐結構24迫使襟 翼打開，并且狹槽56、58容納襟翼。為了進一步方便端面24a、34a相對彼此移動，在后緣34b中布置了用于向端面 24a、34a提供滑爽添加劑的通路37(圖9)。滑爽添加劑可由芯部32內(nèi)的裝置(未示出) 提供。在承載機翼型殼體10的后緣46b內(nèi)，更確切地說，在承載機翼型殼體的支撐結構 24內(nèi)，布置了加熱裝置23，該加熱裝置在承載機翼型殼體支撐結構24的整個長度上延伸。為了便于襟翼26、28的更換，鄰近凹槽36、38布置了加熱裝置39。在所示的實施 方式中，加熱裝置39被布置在擴展槳葉支撐結構34b中。加熱裝置23、29都由通過導線(未示出)與加熱裝置連接的能量源(未示出)供
給能量。圖9示意出擴展模塊2的重疊部分，即，擴展槳葉11容納在承載機翼型殼體10中 的部分。襟翼26、28打開，即，處于它們的變形狀態(tài)中，并且被容納在狹槽56、58中，且兩個 端面彼此鄰接，從而形成未封閉的空氣動力學形狀。當使縮回的擴展槳葉11延伸時，由承載機翼型殼體支撐結構24釋放后緣襟翼26、 28，即，不再存在使后緣襟翼26、28伸展分開的任何力。由于襟翼材料的形狀記憶性能，所 以它們恢復到它們的初始空氣動力學狀態(tài)。能實現(xiàn)這一效果的合適的材料是例如m-Ti、 Cu-Zn, Cu-Zn-Al、Cu-Zn-Si、Cu-Zn-Sn、Cu-Al-Ni 類型的合金，或形狀記憶聚合物。另一方面，當使擴展槳葉11縮回時，由承載機翼型殼體支撐結構24迫使后緣襟翼 26,28伸展分開，其允許承載機翼型殼體支撐結構24進入襟翼26、28之間，打開襟翼，并且 使承載機翼型殼體支撐結構24的端面24a對擴展槳葉機翼型殼體34的端面34a暴露。此 時打開的襟翼26、28被容納于狹槽56、58中，狹槽56、58是為該目的而設置在承載機翼型 殼體10中的。參考圖10和11，這些附圖更詳細地示出本發(fā)明的第二實施方式的橫截面圖。
擴展槳葉機翼型殼體34的后緣34b的端面34a包括線性滾柱軸承22，所述線性滾 柱軸承22設置在擴展槳葉機翼型殼體34的襟翼26、28之間。盡管示出僅一個線性滾柱軸 承22，但在擴展槳葉11的長度上布置有多個這樣的滾柱軸承22。在承載機翼型殼體10的后緣46b處，設置具有圓化端面24b的承載機翼型殼體支 撐結構24。在承載機翼型殼體10的后緣46b內(nèi)側(cè)的呈承載槳葉軌道形式的承載機翼型殼 體支撐結構24接合擴展槳葉機翼型殼體34的線性滾柱軸承22。通過襟翼材料的形狀記憶性能(細節(jié)見上文)使后緣襟翼26、28靠在一起，并且 該后緣襟翼26、28提供了空氣動力學效率。當使擴展槳葉11縮回時，由承載機翼型殼體支 撐結構24迫使襟翼26、28伸展分開，其允許承載機翼型殼體支撐結構24進入襟翼26、28 之間。阻力是轉(zhuǎn)子葉片上向后的力。當空氣不再在槳葉的頂部上平穩(wěn)地流動、而是在到 達后緣之前與槳葉的頂部分開時，出現(xiàn)了失速。當轉(zhuǎn)子葉片失速時，其導致阻力增加。綜上所述，根據(jù)本發(fā)明，擴展槳葉11縮回在承載機翼型殼體10內(nèi)側(cè)。兩個槳葉部、 即，承載機翼型殼體10和擴展槳葉11在形狀上匹配，并且當槳葉/機翼延伸或縮回時面貼
10面(或殼體貼著殼體)地滑動。擴展槳葉11的后緣34b是鈍的，從而平穩(wěn)地依靠，從而不 會經(jīng)由超前滯后負載而損壞承載機翼型殼體10或楔入承載式翼型殼體10。當使擴展槳葉 延伸時，后緣襟翼26和28 (整流板)為空氣動力學目的而恢復鋒利的后緣，但是分裂開，使 得承載機翼型殼體支撐結構24能平穩(wěn)地依靠在擴展槳葉的鈍的支撐結構上。
盡管已參考本發(fā)明的優(yōu)選實施方式特別地示出并描述了本發(fā)明，但本領域的技術 人員應理解，在不偏離本發(fā)明的范圍的情況下，可對其作出形式和細節(jié)上的前述及其它變 化。
權利要求
一種可伸展的槳葉結構，包括擴展槳葉模塊(2)和基本槳葉模塊(8)，所述擴展槳葉模塊(2)包括容納擴展槳葉(11)的承載機翼型殼體(10)，以及調(diào)節(jié)裝置，所述調(diào)節(jié)裝置用于將所述擴展槳葉(11)定位于延伸位置與所述承載機翼型殼體(10)內(nèi)的縮回位置之間，其中，所述擴展槳葉(11)設有后緣襟翼(26、28)和位于所述后緣襟翼(26、28)之間的支撐結構(34b)，所述襟翼(26、28)被推壓到一起，以在所述延伸位置形成后緣，所述承載機翼型殼體(10)設有承載機翼型殼體支撐結構(24)和在所述承載機翼型殼體支撐結構(24)的上側(cè)處和下側(cè)處形成的狹槽(56、58)，每個狹槽(56、58)適于容納所述襟翼(26、28)中的一個襟翼，并且在所述擴展槳葉(11)的縮回位置，通過所述承載機翼型殼體支撐結構(24)迫使所述襟翼(26、28)分開并且將所述襟翼(26、28)引導到所述狹槽(56、58)中，并且所述承載機翼型殼體支撐結構(24)與所述擴展槳葉(11)的所述支撐結構(34b)在所述襟翼(26、28)之間彼此相靠。
2.根據(jù)權利要求1所述的可伸展的槳葉結構，其中所述擴展槳葉(11)的所述支撐結構 (34b)包括多個線性滾柱軸承(22)，并且所述承載機翼型殼體支撐結構(24)包括適于接合所述線性滾柱軸承(22)的端面 (24b)。
3.根據(jù)權利要求1或2所述的可伸展的槳葉結構，其中所述擴展槳葉(11)包括與所述 后緣鄰近的兩個凹槽(36、38)，所述兩個凹槽(36、38)大致在所述擴展槳葉(11)的總長度 上延伸。
4.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中所述襟翼(26、28)中的 至少一個襟翼包括下述材料，即，所述材料包含形狀記憶合金。
5.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中所述承載機翼型殼體 (10)的后緣(46b)包括加熱裝置(23)。
6.根據(jù)權利要求5所述的可伸展的槳葉結構，其中所述加熱裝置(23)設置在所述承 載機翼型殼體支撐結構(24)上并且在所述承載機翼型殼體支撐結構(24)的整個長度上延 伸。
7.根據(jù)權利要求3-6中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中所述襟翼(26、28)以可 分離的方式聯(lián)接在所述凹槽(36、38)內(nèi)。
8.根據(jù)權利要求7所述的可伸展的槳葉結構，其中所述襟翼(26、28)能通過熱粘合劑 聯(lián)接在所述凹槽(36、38)內(nèi)。
9.根據(jù)權利要求3-8中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中靠近所述凹槽(36、38) 布置有加熱裝置(39)。
10.根據(jù)權利要求9所述的可伸展的槳葉結構，其中所述加熱裝置(39)布置在所述擴 展槳葉(11)的所述支撐結構(34b)中。
11.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中所述支撐結構(24、 34b)的端面(24a、34a)中的至少一個端面涂敷有提供低摩擦阻力的材料。
12.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的可伸展的槳葉結構，其中所述支撐結構(24、 34b)中的至少一個支撐結構包括裝置(37)，優(yōu)選為小的通路，用以向相關的所述端面 (24a、34a)提供滑爽添加劑。
全文摘要
本發(fā)明涉及在航空領域中的諸如機翼或旋翼葉片的槳葉，或者涉及電力發(fā)電裝置或流體泵送裝置的葉片，并且特別地，涉及用于槳葉的結構支撐件，其具有帶有伸縮特征的外部空氣動力學模塊，其在伸出時增加機翼或葉片的直徑或長度。本發(fā)明的可伸展的槳葉結構包括擴展槳葉模塊(2)和基本槳葉模塊(8)，擴展槳葉模塊(2)包括容納擴展槳葉(11)的承載機翼型殼體(10)；和調(diào)節(jié)裝置，其用于將擴展槳葉(11)定位于延伸位置與承載機翼型殼體(10)內(nèi)的縮回位置之間。擴展槳葉(11)設有后緣襟翼(26、28)和位于后緣襟翼(26、28)之間的支撐結構(34b)，所述襟翼(26、28)被推壓到一起，從而在延伸位置形成后緣，承載機翼型殼體(10)設有承載機翼型殼體支撐結構(24)和在承載機翼型殼體支撐結構(24)的上側(cè)處和下側(cè)處形成的狹槽(56、58)，每個狹槽(56、58)適于容納所述襟翼(26、28)中的一個襟翼，在擴展槳葉(11)的縮回位置，通過承載機翼型殼體支撐結構(24)迫使襟翼(26、28)分開并將襟翼(26、28)引導到所述狹槽中，并且承載機翼型殼體支撐結構(24)與擴展槳葉(11)的支撐結構(34b)在所述襟翼(26、28)之間彼此相靠。
文檔編號F03D7/02GK101952586SQ200980101441
公開日2011年1月19日 申請日期2009年1月23日 優(yōu)先權日2008年1月30日
發(fā)明者詹姆斯·G·P·德爾森 申請人:剪式風能技術公司