具有分离式后缘的可缩回的桨叶结构的制作方法

专利名称：具有分离式后缘的可缩回的桨叶结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及在航空(航空器或直升飞机)领域中的诸如机翼或旋翼叶片(rotor blade)的桨叶，或者涉及诸如风力涡轮机或洋流涡轮机的电力发电装置或流体泵送装置的 叶片，并且特别涉及用于桨叶的结构支撑件，其具有带伸缩特征的外部空气动力学模块，其 在伸出时增加机翼或叶片的直径或长度并产生更大的升力，或者在发电装置转子叶片的情 况下，在风力较低时段期间捕获较多的风能，并在较高的风力中缩进(缩回)以减小风能暴 Mo
背景技术：
在现有技术中提出的用于对倾斜旋翼和航空器的直径可变旋翼进行控制的机构 易于疲劳衰坏，因此需要大量的维护。风力涡轮机和洋流涡轮机在下述环境条件下操作， 即，该环境条件能使延伸机构的性能迅速退化。较高的维护需求转变为较高的能耗成本，其 导致较低竞争性的可再生能源系统。本发明涉及调节桨叶在桨叶的外端的范围内的长度，在发电装置转子叶片的情况 下，在较低的风速时段期间增大转子直径，以便利用更多的风力，而在非常高的风速时段期 间减小转子直径，以确保装置不会受力过度。国际申请PCT/IB2007/001969的结构系统通过如下方式来提供对发电装置转子 叶片的机翼型壳体的支撑，即，使基本桨叶的结构梁(或加强杆)在其缩回或延伸时均延伸 到桨叶的伸缩或扩展模块。该结构系统包括基本桨叶和可分离的扩展桨叶模块，其中扩展 桨叶模块包括承载机翼型壳体和扩展桨叶。传递至承载机翼型壳体的前缘和后缘的负载，例如，由重力引起的超前滞后负载 在前缘上具有足够的表面支撑，但由于扩展桨叶的后缘的尖锐度，在后缘处没有足够的支 撑并因此后缘需要支撑方法。因此，本发明的目的用对于后缘的支撑方法提供一种可伸展的桨叶结构。还需要这样一种机构，其将便于可伸展的桨叶的延伸和缩回，并且重量轻、容易维 护和耐用。还需要一种具有空气动力学效率的可伸展的桨叶结构。

发明内容
本发明涉及可伸展的桨叶，特别地涉及流体流(风或水)发电系统，其包括转子叶 片，该转子叶片能使其扫过的半径范围延伸和缩回，以便增大和减小由转子叶片扫过的流体流的横截面面积。应指出的是，本发明不限于前述领域，而是也能被应用于航空领域，诸如飞机的机 翼或直升机的旋翼叶片。为便于本发明的说明，仅详细公开发电装置的转子叶片。特别地，本发明涉及可伸展的桨叶或机翼型结构，包括扩展桨叶模块和基本桨叶 模块，该扩展桨叶模块包括容纳扩展桨叶的承载机翼型壳体；以及调节装置，该调节装置用 于将扩展桨叶定位于延伸位置与承载机翼型壳体内的缩回位置之间。调节装置能使扩展桨 叶移动和锁定在完全延伸位置与完全缩回位置之间的任何位置。例如，调节装置能使扩展 桨叶移动和在完全延伸位置与完全缩回位置之间居中地锁定，其中在该居中位置，仅扩展 桨叶的一部分在扩展桨叶模块外，其中扩展桨叶的其余部分布置在扩展桨叶模块的承载机 翼型壳体中。扩展桨叶的在承载机翼型壳体内的部分称为缩回部分，而扩展桨叶的在承载 机翼型叶片外的部分称为延伸部分。扩展桨叶与承载机翼型壳体在扩展桨叶的缩回部分的 长度上重叠。扩展桨叶设有后缘襟翼和在后缘襟翼之间的支撑结构，其中后缘襟翼被推压到一 起，从而在延伸位置，即，在扩展桨叶的延伸部分的长度范围上形成后缘。承载机翼型壳体设有承载机翼型壳体支撑结构和在该承载机翼型壳体支撑结构 的上侧处和下侧处形成的狭槽，每个狭槽适于容纳襟翼中的一个襟翼，在扩展桨叶的缩回 位置，通过承载机翼型壳体支撑结构迫使襟翼分开并将襟翼引导到狭槽内，即，襟翼在扩展 桨叶的缩回部分的长度范围上由狭槽容纳。承载机翼型壳体支撑结构与扩展桨叶的支撑结构在襟翼之间彼此相靠。本发明的可伸展的转子叶片结构通过提供具有支撑结构的扩展桨叶和扩展桨叶 模块的承载机翼型壳体内的支撑结构，提供了一种用于承载机翼型壳体的后缘的支撑方 法，其中支撑结构彼此相靠。负载，例如由重力引起的超前滞后负载(lead-lag loads)，能 通过可伸展的转子叶片结构的支撑结构而从扩展桨叶传递至扩展桨叶模块的承载机翼型 壳体，而没有损坏承载机翼型壳体的后缘的危险。代替将负载传递至承载机翼型壳体的后 缘的是，负载被传递至承载机翼型壳体内的支撑结构。本发明的可伸展的桨叶结构还具有以下优点，S卩，通过提供具有后缘襟翼的扩展 桨叶来提供有空气动力学效率的桨叶结构。襟翼在扩展桨叶的延伸部分的长度范围上被推 压到一起，形成扩展桨叶的延伸部分的有空气动力学效率的后缘。为了获得这样推压到一起的后缘，后缘襟翼中的至少一个襟翼可包括具有某种 “形状记忆性能”的材料，即，襟翼具有从变形状态(临时形状)恢复到它的初始(永久)形 状的能力。关于这一应用，襟翼在其被容纳于狭槽内时处于其变形状态，而当其在狭槽外时 处于其初始形状。换言之，在扩展桨叶的缩回部分的长度范围上，襟翼处于变形状态，而在 延伸部分的长度范围上，襟翼处于其初始形状。在扩展桨叶离开承载机翼型壳体的位置处，襟翼的状态/形状改变；如果使扩展 桨叶缩回，则迫使襟翼分开，并且通过承载机翼型壳体的支撑结构将襟翼中的至少一个襟 翼引导到其对应的狭槽中，从而使其形状从其初始状态改变成变形状态/临时形状。为了 支持襟翼的“打开”和引导，承载机翼型壳体支撑结构的径向端面可以是渐缩的。如果使 扩展桨叶延伸，则不再通过承载机翼型壳体的支撑结构迫使离开承载机翼型壳体的襟翼分 开，并且通过襟翼中的至少一个襟翼的“形状记忆效果”将该襟翼推压成其初始形状，其中，
5与另一襟翼一起形成扩展桨叶的具有空气动力学效率的后缘。 根据本发明的一方面，后缘襟翼中的至少一个襟翼包括下述材料，即，所述材料包 含形状记忆合金。如果襟翼中仅一个襟翼包括这样的材料，则另一襟翼可以是刚性的。在 缩回期间，也可将刚性襟翼引导到其对应的狭槽中，但不改变其形状。因此，当使扩展桨叶 延伸时，刚性襟翼不改变其形状，即，该襟翼仅从其狭槽滑出并保持其形状。然而，为了获得 最佳的空气动力学效率，两个襟翼都包括上述材料。为了将负载从扩展桨叶传递至承载机翼型壳体，承载机翼型壳体支撑结构与扩展 桨叶的支撑结构彼此相靠。在使扩展桨叶延伸或缩回的同时，扩展桨叶的支撑结构在承载 机翼型壳体的支撑结构上滑动。桨叶包括两个主要部分，S卩，基本桨叶和扩展桨叶模块，其中扩展桨叶模块包括承 载机翼型壳体和扩展桨叶。基本桨叶和扩展桨叶可一体地形成，然而，优选的是扩展桨叶模 块可与基本桨叶分离。对于这样一种桨叶结构的模块化设计，优选的是，可伸展的转子叶片 结构的对于扩展桨叶延伸和缩回所必需的所有部分，即，调节装置，被布置在扩展桨叶模块 内。如果调节装置的任何部分失效，则能移除扩展桨叶模块，以便维护和/或用新的扩展桨 叶模块更换。在本发明的一个实施方式中，支撑结构包括平行的端面，其中在扩展桨叶的移动 期间，扩展桨叶支撑结构的端面在承载机翼型壳体的支撑结构的端面上滑动。为了便于这 样的移动，端面中的至少一个端面可被涂敷有提供低摩擦阻力的材料。为了进一步便于端 面相对彼此的移动，支撑结构中的至少一个支撑结构可包括例如小的通路的装置，用以向 相关的端面提供滑爽添加剂。在本发明的优选实施方式中，扩展桨叶的支撑结构包括多个线性滚柱轴承，并且 承载机翼型壳体支撑结构包括适于接合线性滚柱轴承的端面。如上所述，扩展桨叶设有后缘襟翼。为了进一步增强扩展桨叶的后缘的空气动力 学效率，扩展桨叶可包括邻近后缘的两个凹槽，它们大致在扩展桨叶的整个长度上延伸，其 中襟翼在这些凹槽内联接至扩展桨叶，从而襟翼不从扩展桨叶的表面突出。在扩展桨叶的缩回部分的长度上，后缘襟翼被容纳在承载机翼型壳体的狭槽中。 在恶劣的气候条件期间，如果在缩回期间襟翼潮湿或被弄湿，则存在襟翼被冻到狭槽的表 面的风险。因此，在本发明的优选实施方式中，承载机翼型壳体的后缘包括加热装置，其中 优选的是，加热装置布置在承载机翼型壳体的支撑结构中，并且在该承载机翼型壳体支撑 结构的整个长度上延伸。如上所述，襟翼能在凹槽内联接至扩展桨叶。由于扩展桨叶的缩回和延伸移动，以 及由此襟翼的缩回和延伸移动，所以襟翼可能失去它们的“形状记忆性能”。因此，优选的 是，襟翼以可分离的方式联接在凹槽内。在本发明的优选实施方式中，襟翼能通过热粘合剂 而联接在凹槽内。如果热粘合剂经受较高的温度，则其会熔化或软化，因此襟翼能被移除并 且用新的襟翼来更换。为了便于襟翼的更换，优选的是，靠近凹槽布置加热装置。例如，这 样的加热装置可被布置在扩展桨叶支撑结构中。


将参考附图详细描述本发明，其中
图1是在可伸展的桨叶完全延伸的情况下桨叶的透视图，该桨叶包括基本桨叶部 (或模块)、构成扩展模块的承载机翼型壳体和扩展桨叶。图2是在基本桨叶内的扩展模块的梁的视图，示出在扩展模块的联接端联接至基 本桨叶的梁的情况下的基本桨叶的梁；图3是在能由铝制成的扩展模块梁螺栓连接在基本桨叶梁内侧的情况下，图2的 扩展模块梁和基本桨叶梁的视图；图4是图2中示出的装置的更详细的视图，示出承载机翼型壳体的梁，S卩，扩展模 块梁、承载机翼型壳体本身、基本桨叶模块和承载模块与基本模块的联接接头；图5是图4中所示设备更详细的视图，示出承载机翼型壳体内的扩展模块梁，该扩 展模块梁包括用于线性轴承的导轨、联接至扩展模块梁的导轨的线性小车、承载机翼型壳 体本身、承载模块面板和扩展桨叶模块与基本桨叶模块的联接接头；图6是图5中所示设备的剖视图；图7是承载机翼型壳体和扩展桨叶的透视图，示意出扩展桨叶的分离式后缘；图8是图7中所示设备的沿视图中的线VDI-VDI截取的横截面图，示出本发明的第 一实施方式的承载机翼型壳体和扩展桨叶机翼型壳体；图9是图7中所示设备的沿视图中的线VDI-VDI截取的横截面图，更详细地示意出 图8中所示的后缘接头的第一实施方式；图10是图7中所示设备的沿视图中的线VDI-VDI截取的横截面图，更详细地示意出 本发明第二实施方式的扩展桨叶和承载机翼型壳体；图11是图7中所示设备的沿视图中的线VDI-VDI截取的横截面图，更详细地示意出 第二实施方式的承载机翼型壳体；以及图12是风力涡轮机塔架的示意图，示例性示出吊舱中的升降机如何提升扩展桨 叶模块。在这些图中，相似的附图标记指的是图中相似的元件。应理解，图中不同部件的尺 寸可以不成比例或不成精确比例，为视觉清楚且为说明目的而示出它们。
具体实施例方式参考图12，该图是风力涡轮机塔架1的示意图，示出吊舱3中的升降机如何提升扩 展桨叶模块2。该实施方式包括可分离的扩展桨叶模块2，然而，本发明不局限于包括具有 可分离的扩展桨叶模块的桨叶7的风力涡轮机。例如，本发明还能应用于洋流涡轮机的流 体泵送装置、飞机的机翼、或直升飞机的旋翼叶片。参考图12，风力发电装置包括容纳在涡轮机吊舱3中的发电机，该涡轮机吊舱3 安装在锚固至地面的高塔架结构4的顶上。涡轮机5在水平面中自由旋转，使得其倾向 于保留在主风流的路径中。涡轮机具有带桨叶7的转子6，该转子6可响应于风流而倾斜 (pitchable)和旋转。每个桨叶都具有基本桨叶部(或模块)8，其被称作为桨叶根部，并 联接至转子毂9 ；和桨叶延伸部，其被称作为扩展桨叶模块2，该扩展桨叶模块2的长度可以 改变，以提供可变直径的转子。塔架结构包括端口 25和折向下的舱口 25a，该折向下的舱口 25a在打开时延伸出坡道，以便维护和模块更换。控制转子直径，以在低流速下使转子6完全延伸，并且当流速增加时使转子缩回，使得由转子传递的负载或者施加在转子上的负载不超过设定的极限。风力发电装置由塔架 结构4保持在风流的路径中，使得发电装置与风流成一直线水平地保持就位。发电机由涡轮机驱动以产生电，并且发电机连接至使发电机与其它单元和/或电 网互连的输送电缆。来自风力涡轮机和洋流涡轮机的功率捕获与由涡轮机的转子叶片扫过的横截面 面积成正比。传统的转子利用在旋转毂处接合的、具有固定长度的桨叶。这些桨叶可具有 可变倾斜角(可绕它们的纵向轴线有选择地旋转)，以便相对于到来的流体流改变攻角， 主要为了在高流速下功率减少(power shedding)。替代性地，这些桨叶可以是固定倾斜角 的或者是失速调节的，其中当风速超过某一标称值时，桨叶提升并且因此功率捕获明显下 降。带有固定直径的可变倾斜角和失速调节的转子叶片为本领域所公知。上述美国专利 6，726，439B2描述了风流或水流能量转换器，其包括风流或水流致动的转子组件。转子包括 多个桨叶，其中桨叶的长度可变化，以提供可变直径的转子。控制转子直径，以在低流速下 使转子完全延伸，并且当流速增加时使转子缩回，使得由转子传递的负载或者施加在转子 上的负载不超过设定的极限。参考图1，其是在可伸展的桨叶7完全延伸的情况下桨叶7的一部分的透视图，桨 叶7包括基本桨叶部8、构成扩展桨叶模块2的承载机翼型壳体10和扩展桨叶11。本发明涉及为风力涡轮机转子叶片7提供结构支撑的方法和设备，该风力涡轮机 转子叶片7具有连接至基本桨叶部8的外部空气动力学扩展桨叶模块2。扩展桨叶模块2 具有伸缩式扩展桨叶11，该伸缩式扩展桨叶11在伸出时增大转子直径并且在较低风力时 段期间捕获较多的风能，并且其缩进(缩回)以在较高风力下减少风能暴露。研制本发明 的结构系统的基础是承载机翼型壳体10具有如下横截面形状的事实，S卩，该横截面形状不 适合结构上适应由来自风推力、重力和离心力而作用在桨叶上的力引起的伸缩作用。因此， 结构系统旨在当使扩展桨叶11延伸时，通过提供分离后缘机翼来为扩展桨叶11的机翼型 壳体提供支撑。参考图7-10给出结构系统的详细说明。图2-6公开了扩展桨叶模块2的特征和调节装置，以及该模块如何连接至桨叶7 的基部8。图2-4示出扩展模块梁12，该扩展模块梁12延伸通过承载机翼型壳体10，并且取 决于扩展桨叶的位置而延伸通过扩展桨叶(图4)，其中扩展模块梁12连接至延伸通过基本 桨叶部8的基本桨叶梁14。如图4中所示，承载机翼型壳体10在联接接头13处连接至基 本桨叶部8。然而，承载机翼型壳体10不与扩展模块梁12连接，但是扩展模块梁12延伸通 过整个承载机翼型壳体10。扩展模块梁12(图2)从模块联接端延伸，安装至联接面板15(图3)并延伸通过 承载机翼型壳体10 (图4)。如上所述，该设计并不使扩展模块梁12联接至承载机翼型壳体 10的顶部内侧或底部内侧。参考图5，其是图4中所示设备的更详细的视图，示出承载机翼型壳体10的扩展模 块梁12。用于扩展桨叶11的调节装置包括连接至扩展桨叶11的多个线性小车16，所述线 性小车16沿导轨17运行。扩展模块梁12包括导轨17，其中线性小车16联接至导轨17。 导轨17联接至在扩展桨叶11内的梁，即，扩展桨叶梁11a。线性小车16可移动地联接至导 轨17，使得扩展桨叶11的移动由所述导轨和小车的组合来引导。
此外，图5示出承载机翼型壳体10、扩展桨叶模块面板19、和承载机翼型壳体10 与基本桨叶部8的联接接头13。图5还指出了扩展桨叶11的缩回部分和延伸部分。扩展 桨叶11的缩回部分由承载机翼型壳体10与扩展桨叶11的重叠区域限定，即，扩展桨叶的 缩回部分是容纳在承载机翼型壳体10内的部分。扩展桨叶11的非重叠部分或“自由”部 分限定了延伸部分。图6是图5中所示设备的剖视图。在模块联接端面板19 (联接接头13的部分，图5)处，并且在承载机翼型壳体10 与扩展桨叶11重叠的端部处，承载机翼型壳体10具有唯一的结构支撑件，其中承载机翼型 壳体10依靠在扩展桨叶11的机翼型壳体34上。扩展模块梁12与扩展桨叶梁Ila重叠， 并且所述梁在延伸或缩回操作中在彼此之上滑动。参考图7，其是承载机翼型壳体10、和扩展桨叶的机翼型壳体34的透视图，该扩展 桨叶机翼型壳体34包括分离扩展桨叶后缘46和扩展桨叶前缘44。图7较详细地示意出包 括两个后缘襟翼26、28的扩展桨叶后缘46。然而，图7没有示意出如何在承载机翼型壳体 10中引导扩展桨叶11。此外，图7示出承载机翼型壳体10的后缘46b。图8是图7中所示的设备沿视图中的线VDI - VDI截取的横截面图，图8示意出本发 明的第一实施方式。图8示出承载机翼型壳体10、扩展桨叶翼型壳体34和扩展桨叶芯部 32。图9示出图8中所示的后缘接头的更详细的横截面图。图8和9中所示的第一实施方式示意出用于扩展桨叶11的后缘46的支撑结构的 一种方法。承载机翼型壳体10的后缘46b适于通过提供承载机翼型壳体支撑结构24来提 供这样的支撑。承载机翼型壳体支撑结构24布置在中空承载机翼型壳体10内，从内侧后 缘延伸到中空承载机翼型壳体10中并终止于钝端面24a。承载机翼型壳体支撑结构24的 横截面形成为使得其(i)适合承载机翼型壳体10的空气动力学横截面；和(ii)在承载机 翼型壳体支撑结构24与承载机翼型壳体10之间提供两条狭槽56、58，一条狭槽56在承载 机翼型壳体支撑结构24上方，并且一条狭槽58在承载机翼型壳体支撑结构24下方。承载机翼型壳体10内的扩展桨叶11包括扩展桨叶机翼型壳体34和芯部32，其 中芯部32可包括重量轻的材料(诸如轻质木材、泡沫塑料、或类似的重量轻的材料)。芯 部32还能提供不同材料的混合或夹层结构。机翼型壳体34包括玻璃纤维或碳纤维，并且 机翼型壳体34被粘合到芯部32上。扩展桨叶机翼型壳体34的后缘34b终止于钝端面34a。端面24a、36a是钝的，以 确保从扩展桨叶11到承载机翼型壳体10的必要的负载传递。采用示出的实施方式，端面 24a和34a是平坦的，然而，端面的这种设计不是必需的，而是只要确保负载传递即可。在扩 展桨叶11的延伸和缩回期间，扩展桨叶机翼型壳体34的端面34a在承载机翼型壳体10的 端面24a上滑动。扩展桨叶11的机翼型壳体34在后缘34b的区域处包括两个凹槽或沟槽36、38，它 们大致在扩展桨叶11的总长度上，或者至少扩展桨叶11的能缩回到承载机翼型壳体10中 的所有部分上延伸。两个后缘襟翼26、28位于凹槽36、38内，凹槽36、38中的一个位于扩 展桨叶11的底表面处，且另一个位于扩展桨叶11的上表面处。后缘襟翼26、28在扩展桨 叶机翼型壳体34的端面34a上延伸，并且具有使得它们能由狭槽56、58容纳的形状。襟翼 26,28包括具有某种“形状记忆性能”的材料，即，襟翼26、28具有从变形状态(临时形状)
9)形状的能力。它们的初始形状是图7中所示的封闭的空气动力 学形状。在图8、9中示出襟翼26、28的变形状态，即，承载机翼型壳体支撑结构24迫使襟 翼打开，并且狭槽56、58容纳襟翼。为了进一步方便端面24a、34a相对彼此移动，在后缘34b中布置了用于向端面 24a、34a提供滑爽添加剂的通路37(图9)。滑爽添加剂可由芯部32内的装置(未示出) 提供。在承载机翼型壳体10的后缘46b内，更确切地说，在承载机翼型壳体的支撑结构 24内，布置了加热装置23，该加热装置在承载机翼型壳体支撑结构24的整个长度上延伸。为了便于襟翼26、28的更换，邻近凹槽36、38布置了加热装置39。在所示的实施 方式中，加热装置39被布置在扩展桨叶支撑结构34b中。加热装置23、29都由通过导线(未示出)与加热装置连接的能量源(未示出)供
给能量。图9示意出扩展模块2的重叠部分，即，扩展桨叶11容纳在承载机翼型壳体10中 的部分。襟翼26、28打开，即，处于它们的变形状态中，并且被容纳在狭槽56、58中，且两个 端面彼此邻接，从而形成未封闭的空气动力学形状。当使缩回的扩展桨叶11延伸时，由承载机翼型壳体支撑结构24释放后缘襟翼26、 28，即，不再存在使后缘襟翼26、28伸展分开的任何力。由于襟翼材料的形状记忆性能，所 以它们恢复到它们的初始空气动力学状态。能实现这一效果的合适的材料是例如m-Ti、 Cu-Zn, Cu-Zn-Al、Cu-Zn-Si、Cu-Zn-Sn、Cu-Al-Ni 类型的合金，或形状记忆聚合物。另一方面，当使扩展桨叶11缩回时，由承载机翼型壳体支撑结构24迫使后缘襟翼 26,28伸展分开，其允许承载机翼型壳体支撑结构24进入襟翼26、28之间，打开襟翼，并且 使承载机翼型壳体支撑结构24的端面24a对扩展桨叶机翼型壳体34的端面34a暴露。此 时打开的襟翼26、28被容纳于狭槽56、58中，狭槽56、58是为该目的而设置在承载机翼型 壳体10中的。参考图10和11，这些附图更详细地示出本发明的第二实施方式的横截面图。
扩展桨叶机翼型壳体34的后缘34b的端面34a包括线性滚柱轴承22，所述线性滚 柱轴承22设置在扩展桨叶机翼型壳体34的襟翼26、28之间。尽管示出仅一个线性滚柱轴 承22，但在扩展桨叶11的长度上布置有多个这样的滚柱轴承22。在承载机翼型壳体10的后缘46b处，设置具有圆化端面24b的承载机翼型壳体支 撑结构24。在承载机翼型壳体10的后缘46b内侧的呈承载桨叶轨道形式的承载机翼型壳 体支撑结构24接合扩展桨叶机翼型壳体34的线性滚柱轴承22。通过襟翼材料的形状记忆性能(细节见上文)使后缘襟翼26、28靠在一起，并且 该后缘襟翼26、28提供了空气动力学效率。当使扩展桨叶11缩回时，由承载机翼型壳体支 撑结构24迫使襟翼26、28伸展分开，其允许承载机翼型壳体支撑结构24进入襟翼26、28 之间。阻力是转子叶片上向后的力。当空气不再在桨叶的顶部上平稳地流动、而是在到 达后缘之前与桨叶的顶部分开时，出现了失速。当转子叶片失速时，其导致阻力增加。综上所述，根据本发明，扩展桨叶11缩回在承载机翼型壳体10内侧。两个桨叶部、 即，承载机翼型壳体10和扩展桨叶11在形状上匹配，并且当桨叶/机翼延伸或缩回时面贴
10面(或壳体贴着壳体)地滑动。扩展桨叶11的后缘34b是钝的，从而平稳地依靠，从而不 会经由超前滞后负载而损坏承载机翼型壳体10或楔入承载式翼型壳体10。当使扩展桨叶 延伸时，后缘襟翼26和28 (整流板)为空气动力学目的而恢复锋利的后缘，但是分裂开，使 得承载机翼型壳体支撑结构24能平稳地依靠在扩展桨叶的钝的支撑结构上。
尽管已参考本发明的优选实施方式特别地示出并描述了本发明，但本领域的技术 人员应理解，在不偏离本发明的范围的情况下，可对其作出形式和细节上的前述及其它变 化。
权利要求
一种可伸展的桨叶结构，包括扩展桨叶模块(2)和基本桨叶模块(8)，所述扩展桨叶模块(2)包括容纳扩展桨叶(11)的承载机翼型壳体(10)，以及调节装置，所述调节装置用于将所述扩展桨叶(11)定位于延伸位置与所述承载机翼型壳体(10)内的缩回位置之间，其中，所述扩展桨叶(11)设有后缘襟翼(26、28)和位于所述后缘襟翼(26、28)之间的支撑结构(34b)，所述襟翼(26、28)被推压到一起，以在所述延伸位置形成后缘，所述承载机翼型壳体(10)设有承载机翼型壳体支撑结构(24)和在所述承载机翼型壳体支撑结构(24)的上侧处和下侧处形成的狭槽(56、58)，每个狭槽(56、58)适于容纳所述襟翼(26、28)中的一个襟翼，并且在所述扩展桨叶(11)的缩回位置，通过所述承载机翼型壳体支撑结构(24)迫使所述襟翼(26、28)分开并且将所述襟翼(26、28)引导到所述狭槽(56、58)中，并且所述承载机翼型壳体支撑结构(24)与所述扩展桨叶(11)的所述支撑结构(34b)在所述襟翼(26、28)之间彼此相靠。
2.根据权利要求1所述的可伸展的桨叶结构，其中所述扩展桨叶(11)的所述支撑结构 (34b)包括多个线性滚柱轴承(22)，并且所述承载机翼型壳体支撑结构(24)包括适于接合所述线性滚柱轴承(22)的端面 (24b)。
3.根据权利要求1或2所述的可伸展的桨叶结构，其中所述扩展桨叶(11)包括与所述 后缘邻近的两个凹槽(36、38)，所述两个凹槽(36、38)大致在所述扩展桨叶(11)的总长度 上延伸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中所述襟翼(26、28)中的 至少一个襟翼包括下述材料，即，所述材料包含形状记忆合金。
5.根据前述权利要求中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中所述承载机翼型壳体 (10)的后缘(46b)包括加热装置(23)。
6.根据权利要求5所述的可伸展的桨叶结构，其中所述加热装置(23)设置在所述承 载机翼型壳体支撑结构(24)上并且在所述承载机翼型壳体支撑结构(24)的整个长度上延 伸。
7.根据权利要求3-6中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中所述襟翼(26、28)以可 分离的方式联接在所述凹槽(36、38)内。
8.根据权利要求7所述的可伸展的桨叶结构，其中所述襟翼(26、28)能通过热粘合剂 联接在所述凹槽(36、38)内。
9.根据权利要求3-8中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中靠近所述凹槽(36、38) 布置有加热装置(39)。
10.根据权利要求9所述的可伸展的桨叶结构，其中所述加热装置(39)布置在所述扩 展桨叶(11)的所述支撑结构(34b)中。
11.根据前述权利要求中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中所述支撑结构(24、 34b)的端面(24a、34a)中的至少一个端面涂敷有提供低摩擦阻力的材料。
12.根据前述权利要求中任一项所述的可伸展的桨叶结构，其中所述支撑结构(24、 34b)中的至少一个支撑结构包括装置(37)，优选为小的通路，用以向相关的所述端面 (24a、34a)提供滑爽添加剂。
全文摘要
本发明涉及在航空领域中的诸如机翼或旋翼叶片的桨叶，或者涉及电力发电装置或流体泵送装置的叶片，并且特别地，涉及用于桨叶的结构支撑件，其具有带有伸缩特征的外部空气动力学模块，其在伸出时增加机翼或叶片的直径或长度。本发明的可伸展的桨叶结构包括扩展桨叶模块(2)和基本桨叶模块(8)，扩展桨叶模块(2)包括容纳扩展桨叶(11)的承载机翼型壳体(10)；和调节装置，其用于将扩展桨叶(11)定位于延伸位置与承载机翼型壳体(10)内的缩回位置之间。扩展桨叶(11)设有后缘襟翼(26、28)和位于后缘襟翼(26、28)之间的支撑结构(34b)，所述襟翼(26、28)被推压到一起，从而在延伸位置形成后缘，承载机翼型壳体(10)设有承载机翼型壳体支撑结构(24)和在承载机翼型壳体支撑结构(24)的上侧处和下侧处形成的狭槽(56、58)，每个狭槽(56、58)适于容纳所述襟翼(26、28)中的一个襟翼，在扩展桨叶(11)的缩回位置，通过承载机翼型壳体支撑结构(24)迫使襟翼(26、28)分开并将襟翼(26、28)引导到所述狭槽中，并且承载机翼型壳体支撑结构(24)与扩展桨叶(11)的支撑结构(34b)在所述襟翼(26、28)之间彼此相靠。
文档编号F03D7/02GK101952586SQ200980101441
公开日2011年1月19日 申请日期2009年1月23日 优先权日2008年1月30日
发明者詹姆斯·G·P·德尔森 申请人:剪式风能技术公司