本发明专利技术涉及有源格尼襟翼。一种格尼襟翼组件具有致动器，挠性或铰接主体，主体响应致动器的动作从收回位置向展开位置挠曲，还有沿着从收起位置挠曲的挠性主体的第一边缘延伸的第一密封件。致动器输出件的线性动作被转移至格尼襟翼，由此将其从收回位置移入气流内。这种后缘设备可以提高翼型的升力。
【技术实现步骤摘要】
本申请涉及格尼襟翼，并且更具体地涉及有源格尼襟翼。
技术介绍
格尼襟翼是一种从机翼后缘区域伸出的小平突片。通常格尼襟翼被设置为与翼型的压力侧表面成直角，并且向上伸出最高至翼弦的2%。弦向位置在从前缘测量时通常位于O.9弦到最后缘之间。这种机翼后缘设备可以提高翼型升力。 格尼襟翼通过增加机翼压力侧面上的压力工作，该压力增加升力，并且格尼襟翼可以在利用所得升力的赛车、直升机旋翼、水平稳定器和高阻力航空器中使用。格尼襟翼通常会增大阻力系数，特别是在小迎角下更是如此，不过对于厚机翼，阻力的减小是已知的。如果根据边界层厚度来合理地设置襟翼大小，那么就有可能在总体的升力与阻力比方面获得净收益。而且，在襟翼前方的下表面上增加压力就意味着能够减小上表面的吸力同时产生相同的升力。
技术实现思路
根据本文中公开的一个实施例，一种格尼襟翼组件具有致动器，挠性主体，主体响应致动器的动作从收起位置到展开位置地挠曲或铰接转动，还有沿着从收起位置挠曲或铰接转动的挠性主体的第一边缘延伸的第一密封件。该布置在襟翼展开时密封空腔。根据本文中公开的进一步的实施例，一种用于旋转翼航空器的格尼襟翼组件具有机翼，机翼具有压力侧面、吸力侧面、机翼后缘以及在压力侧面和吸力侧面之间并且靠近机翼后缘的中空部分；致动器，其被设置在机翼的中空部分内；和挠性主体，其连接或铰接至压力侧面和致动器，主体具有用于移入收回位置和移出收回位置进入气流的下垂襟翼，还有沿着挠性主体的第一边缘延伸的第一密封件。附图说明根据以下对公开的非限制性实施例的详细说明，各种特征对本领域技术人员来说将变得显而易见。详细说明的附图可以简要介绍如下 图I示出了包括本文中所述实施例的普通直升机。图2示出了直升机中典型的旋转翼。图3示出了部分由虚线表示的图2中的航空器机翼以及格尼襟翼组件的剖视图。图4示出了图3处于收起位置时的侧视图。图5示出了图3处于展开位置时的侧视图。具体实施例方式图I示意性地示出了具有主旋翼系统12的普通旋转翼航空器10。航空器10包括机身14,具有安装了尾旋翼系统18例如反扭矩系统的延伸机尾16。主旋翼组件12由一台或多台发动机E通过主变速箱(示意性地以T表示)围绕旋转轴线A驱动。主旋翼系统12包括安装至旋翼毂H的多个旋翼桨叶组件20。尽管在公开的非限制性实施例中图解和介绍了一种特定的直升机结构，但是其他的结构和/或机械例如装有辅助平移推进系统的高速复合旋转翼航空器，反向共轴双旋翼系统型航空器，涡浆式、倾转旋翼式和倾转机翼式航空器也均可受益于本专利技术。参照图2，旋翼组件12中的每一个旋翼桨叶组件20通常都包括根部22、中间部24、尖部26和尖盖28。每一个旋翼桨叶部分22，24，26，28均可限定特定的翼型几何形状以使旋翼桨叶的空气动力特性具体适合沿着旋翼桨叶叶展的速度增加。旋翼桨叶尖部26可以包括下反角形状，不过任何成角度和不成角度的形状例如上反角(cathedral)、鸥形、弯曲形以及其他非直线的形状均可受益于本专利技术。旋翼桨叶部分22-28在旋转轴线A和尖盖28的远端30之间界定出主旋翼桨叶组件20的叶展R以使任何径向位置均可表示为桨叶半径的百分比x/R。旋翼桨叶组件20在 前缘32和后缘34之间界定出纵向顺桨轴线P。前缘32和后缘34之间的距离界定出主元件弦长C。现参照图3-5，示出了格尼襟翼组件50的透视图。直升机机翼75具有压力侧面85、吸力侧面80、放置在压力侧面85和吸力侧面80之间的支撑梁或支撑桁90、前缘92和后缘95。格尼襟翼组件50被设置在支撑梁或支撑桁90后方的压力侧面85和吸力侧面80之间，并且具有致动器100、控制器105、由致动器100往复移动的致动器输出件110。控制器105可以靠近致动器100定位或者远离致动器100定位。致动器输出件110具有眼端组件111，其装在轭架组件115的耳部113内并且由穿过耳部113和眼端组件111的销钉114锚定于其上。致动器100还可以通过加入合适的贝尔(bell)起重机机构或类似机构而沿叶展方向安装。轭架组件115具有一对倾斜臂120，还有中央支撑件125从耳部113伸出穿过倾斜臂120并且连接至垂直设置的底部支撑件130。如本实施例所示，底部支撑件130具有三组凸块140，销钉145从中穿过以固定格尼襟翼150的三个突起135。格尼襟翼150具有挠性主体155，其具有连接至机翼75的压力侧面85的前缘157和后部158，后部158具有在展开时构成格尼襟翼的延伸凸缘。挠性主体155如果由致动器100推动就会向下伸出。格尼襟翼150被设置在机翼压力侧面85中的矩形切口 163内。刷式密封件170或类似结构被设置在挠性主体155的任意一端以使碎屑进入压力侧面85和吸力侧面80之间的腔室171内的通道最小化。这样的碎屑可能会破坏致动器100或控制器105或格尼襟翼组件50。凸缘159在机翼后缘附近沿切口的长度轴向延伸并且具有轴向凹槽，凹槽中还设有密封件162例如刷或弹性材料以最小化注入机翼75内的碎屑。随着后部158上下平移，向上延伸的凸缘159与密封件162相配合以同样地最小化注入机翼75内的碎屑。板185延伸超过切口 163的长度和宽度并且具有伸入切口 163内的前部187。板具有开口 185，在致动器的作用下凸块140穿过其中促使主体155挠曲或铰接转动到气流内。主体155的前部157连接至前部187以使前部157在收起和展开时接触压力侧面85和与压力侧面85平齐。主体155的后部158在收回时接触板185并与压力侧面85平齐。现参照图4，示出了图3中的格尼襟翼组件处于收回位置时的侧视图。在该位置，致动器输出件110例如活塞被收回，由此向前拉动眼端组件111，从而将格尼襟翼组件150转入机翼75内，以使格尼襟翼组件150移动其后部158脱离沿机翼75的压力侧面85行进的气流。挠性主体155的前缘157通过粘合剂或其他合适的方式例如铆接等被连接至压力侧面85的内表面。在致动器100线性移动致动器输出件110时，轭架组件115将该动作转化为挠性主体围绕其与连接点的旋转动作。这种旋转动作促使后部185移入和移出展开状态。参照图5，在激活位置，致动器100向后推动轭架组件115，由此促使腿部120和支撑件125向前和向下以将后部158旋转入沿着机翼75的后缘95的气流内。第一位置传感器195被安装在致动器输出件110周围以通知控制器105关于后部158通过格尼襟翼组件50所处的位置。另外，与控制器105通信的第二可选传感器190被 靠近格尼襟翼150的后部158设置(参见图5)。如果机翼遇到过度弯曲或其他力矩，那么第二可选传感器190就允许控制器微调格尼襟翼150的位置，并且如果它或第一传感器195故障，那么第二传感器可以提供一定的冗余度。第一和第二传感器195，190与控制器105相结合就允许直升机快速调节后部158的位置以允许直升机机翼75提供期望的或者甚至是放大的工作模式。例如，如果控制是整体性的，那么展开的后部158可以允许机翼75提供相对于不具有展开后部158的机翼而言更高的升力，并且收回的襟翼对机翼75的功能没有影响。如果控制是周期性的，那么致动器100在控制器105的命令下可以调节后本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种格尼襟翼组件，所述襟翼组件包括：致动器，挠性主体，所述主体响应所述致动器的动作从收起位置到展开位置地挠曲或铰接转动，以及沿着向和从所述收起位置挠曲的所述挠性主体的第一边缘延伸的第一密封件。
【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：PR布鲁尔，S肖尔科特，RR拉瓦尔，
申请(专利权)人：克拉弗哈姆有限公司，
类型：发明
国别省市：
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