CN102472201B - 高刚度形状记忆合金驱动的飞机结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种根据飞行条件可操作地动态改变形状的形状记忆合金(SMA)驱动的飞机结构。可变形结构由耦合至可变形结构的面板的SMA致动器驱动。通过激活SMA致动器的形状改变驱动SMA致动器产生可变形结构的复杂的形状改变。SMA致动器基于运行条件经由主动温度变化或被动温度变化驱动。SMA驱动的飞机结构可以用于形变喷嘴，例如喷气式发动机的可变面积风扇喷嘴和/或可变几何形状人字形，从而降低起飞期间的发动机噪声，而不会使巡航期间的燃料燃烧降级。

Description

高刚度形状记忆合金驱动的飞机结构
技术领域
本公开的实施例大体涉及形状记忆合金结构。更具体地，本公开的实施例涉及可操作以影响流体流动的形状记忆合金结构。
背景技术
飞机的机身和发动机在不同的飞行条件下可以产生大量不同的听得见的噪声和湍流阻力。噪声和阻力的一个主要源头是在飞机结构表面周围的气流。前翼表面和尾翼表面、控制面、起落架结构、涡轮风扇发动机表面周围的气流和涡轮风扇发动机废气流均可以产生噪声。随着飞行条件改变，空气和废气的速度、温度、压力、湍流和其他特性可以显著地改变。在起飞和着陆时，外部空气(自由气流空气)速度较低，温度较高，并且发动机排气功率处于最大值(即，起飞阶段)。在巡航阶段，外部空气(自由气流空气)速度较高，温度较低，并且涡轮风扇发动机排气功率处于巡航水平。从地面到巡航高度，对于不同的飞行条件所有这些因素可以按照复杂的非线性方式变化。
为了改善在所有飞行阶段的飞机性能，例如通过在巡航阶段降低起飞噪声和降低阻力同时减少重量，飞机设计应当包括飞机结构的优化的形状和物理特性(例如，刚度)。然而，优化的形状和其他特性依赖于飞行条件而改变。因此，期望飞机结构是动态可重构的，以便使飞机改变从而适应当前的飞行条件。
特别感兴趣的是来自发动机的噪声和阻力。传统的涡轮风扇发动机包括风扇部分和发动机核心。风扇部分的外直径大于发动机核心的外直径。风扇部分和发动机核心关于纵轴顺序地放置并封装在发动机舱内。主要气流(核心流)的环形路径穿过风扇部分和发动机核心(核心喷嘴)，从而生成主要的推力。核心气流路径向外径向放置的风扇流的环形路径穿过风扇部分，并通过喷嘴(风扇喷嘴)排出，从而生成风扇推力。
对于起飞条件和着陆条件的需求不同于对于巡航条件的需求。对于巡航条件而言，期望较小直径的风扇喷嘴，以用于提高巡航性能和使燃料效率最大化，然而，对于起飞条件和着陆条件而言，较小直径的风扇喷嘴不认为是最优的。因此，在很多传统的发动机中，巡航性能和燃料效率通常折中从而确保涡轮风扇发动机在起飞和着陆时的安全性。除了提高效率之外，改变风扇喷嘴面积和因此改变发动机涵道比是降低起飞和靠近期间的城市噪声的极其有效的方式。某些涡轮风扇发动机已经实现了可变面积风扇喷嘴(VAFN)。VAFN能够在巡航条件期间具有较小的风扇喷嘴直径和在起飞条件与着陆条件期间具有较大的风扇喷嘴直径。
关于现代的喷气式飞机，在工业中通常被称为“人字形”的结构已经用于帮助抑制喷气式发动机产生的噪声。人字形通常是三角形突出状元件，其沿风扇的后缘和涡轮风扇喷气发动机的核心喷嘴定位，
使得这些元件伸入从风扇和核心喷嘴排出的废气流中。对于大范围的运行条件，已经证明人字形在降低通过混合来自核心喷嘴和风扇喷嘴的气流和混合来自风扇喷嘴和自由气流空气的气流产生的宽频带噪声方面是有效的。由于人字形可以与风扇流直接相互影响，然而，它们也产生阻力和导致推力损失。因此，由于存在人字形，在减弱噪声的需求和最少化推力损失之间存在折衷。
因此，需要一种技术，能够提供所需的噪声减弱但不会在巡航条件期间产生额外的阻力或导致推力损失。
发明内容
本发明公开了一种形状记忆合金(SMA)驱动的飞机结构，其可操作以根据飞行条件动态地改变形状。可变形结构由耦合至可变形结构的面板的SMA致动器驱动。通过驱动SMA致动器的形状改变，驱动SMA致动器产生可变形结构的复杂的形状改变。SMA致动器基于运行条件经由主动温度变化或被动温度变化驱动。SMA驱动的飞机结构可以用于可形变喷嘴，例如喷气式发动机的可变面积风扇喷嘴和/或可变几何形状人字形，从而降低起飞期间的发动机噪声，而不会使巡航期间的燃料燃烧降级。
第一实施例包含形状记忆合金驱动的飞机结构。该形状记忆合金驱动的飞机结构包含第一面板和第二面板。该形状记忆合金驱动的飞机结构进一步包含在第一面板上的至少一个位置耦合至第一面板和在第二面板上的多个位置耦合至第二面板的至少一个形状记忆合金致动器。
第二实施例包含用于响应温度变化使形状记忆合金驱动的飞机结构成形的系统。该系统包含至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构，该结构包含第一面板、第二面板和位于第一面板与第二面板之间的至少一个形状记忆合金致动器。该形状记忆合金致动器在第一面板上的至少一个位置耦合至第一面板和在第二面板上的多个位置耦合至第二面板。该系统进一步包含控制器，该控制器可操作以激活至少一个形状记忆合金致动器的至少一个区域，从而改变至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构。
第三实施例包含用于操作形状记忆合金驱动的飞机结构的方法。该方法包括确定要优化的形状记忆合金驱动的飞机结构的至少一个特性，和控制至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分的温度从而最优化至少一个特性。形状记忆合金致动器定位在形状记忆合金驱动的飞机结构的第一面板和第二面板之间，并在第一面板上的至少一个位置耦合至第一面板和在第二面板上的两个或更多个位置耦合至第二面板。
提供该概述是为了以简化的形式引入下面在具体实施方式中进一步描述的一系列概念。该概述不是为了辨别要求保护的主题的关键特征或主要特征，也不是为了用于帮助确定要求保护的主题的范畴。
1.一种形状记忆合金驱动的飞机结构，所述结构包含：
第一面板；
第二面板；和
在所述第一面板上的至少一个位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多个位置耦合至所述第二面板的至少一个形状记忆合金致动器。
2.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器可操作以使所述形状记忆合金驱动的飞机结构在至少两个维度变形。
3.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器的形状包含由以下构成的组中的至少一个：基本正弦状、格子状、工字梁、带状和连接带。
4.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述形状记忆合金驱动的飞机结构包含由以下构成的组中的至少一个：可变面积风扇喷嘴板和可变几何形状人字形。
5.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述形状记忆合金驱动的飞机结构耦合至由以下构成的组中的至少一个：风扇喷嘴和核心喷嘴。
6.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述形状记忆合金驱动的飞机结构耦合至推力反向器套筒的至少一个部分。
7.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器由温度被动控制。
8.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器通过一种方法耦合至所述第一面板和所述第二面板，所述方法包含由以下构成的组中的至少一个：粘附、铜焊、焊接、紧固和键合。
9.一种用于改变飞机结构的系统，所述系统包含：
至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构，其包含：
第一面板；
第二面板；和
在所述第一面板上的至少一个位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多个位置耦合至所述第二面板的至少一个形状记忆合金致动器；和
控制器，所述控制器可操作以激活所述至少一个形状记忆合金致动器的至少一个区域，从而改变所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构。
10.根据权利要求9所述的系统，其中所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构从喷嘴的边缘区域延伸接近于从喷嘴排出的气流的流动路径。
11.根据权利要求10所述的系统，其中所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构在接近于所述流动路径的第一位置和延伸至所述流动路径的第二位置之间是能够变形的。
12.根据权利要求10所述的系统，其中所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构从接近于所述流动路径的第一位置能够变形至远离所述流动路径延伸的第二位置。
13.根据权利要求10所述的系统，进一步包含响应温度变化使所述至少一个形状记忆合金致动器成形，从而通过基于至少一个飞行条件改变所述形状记忆合金驱动的飞机结构获取喷嘴的最优面积。
14.一种用于操作包含第一面板和第二面板的形状记忆合金驱动的飞机结构的方法，所述方法包含：
确定要最优化的所述形状记忆合金驱动的飞机结构的至少一个特性；
控制至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分的温度，从而最优化所述至少一个特性；和
所述至少一个形状记忆合金致动器定位在所述第一面板和所述第二面板之间，并在所述第一面板上的至少一个位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的两个或更多个位置耦合至所述第二面板。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述至少一个特性基于至少一个飞行条件被最优化。
16.根据权利要求14所述的方法，其中所述至少一个特性包含由以下构成的组中的至少一个：气动噪声、气动阻力和气动升力。
17.根据权利要求14所述的方法，其中所述控制步骤进一步包含：
监控所述至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分的温度；
通过加热/冷却所述至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分提供温度变化。
18.根据权利要求14所述的方法，其中所述控制步骤进一步包含热控制所述至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分，从而通过基于至少一个飞行条件形变所述形状记忆合金驱动的飞机结构改变喷嘴的面积。
19.根据权利要求14所述的方法，其中所述控制步骤进一步包含分别调整所述至少一个形状记忆合金致动器的多个部件中每个部件的至少一个温度。
20.根据权利要求14所述的方法，其中所述控制步骤进一步包含：
热控制所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构，从而延伸至对于第一组飞行条件而言从喷嘴排出的气流的流动路径；和
热控制所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构，从而延伸远离对于第二组飞行条件而言的所述流动路径。
附图说明
通过参考具体实施方式和权利要求书并连同下面的附图可以获取本公开的实施例的更加全面的理解，其中贯穿所有附图相似的参考数字指相似的元件。提供这些附图是为了促进理解本公开，而非限制本公开的范围、范畴、规模或适用性。不需要按照比例绘制这些附图。
图1图示说明了飞机涡轮风扇发动机舱的简化的侧视图，其示出了包含根据本公开的实施例的多个可变形结构的形变风扇喷嘴。
图2图示说明了图1的涡轮风扇发动机舱的简化的示意性截面图，其示出了根据本公开的实施例的形变风扇喷嘴的两个可变形结构。
图3图示说明了图1的可变形结构中每个可变形结构可以根据本公开的各种实施例改变的各种示意性的剖面。
图4图示说明了图1的一部分形变风扇喷嘴的示意图，其示出了作为根据本公开的实施例的可变形结构的示例的示例性形状记忆合金(SMA)驱动的飞机结构。
图5图示说明了形变系统，其示出了图4中所示的根据本公开的实施例的示例性SMA驱动的飞机结构的放大的示意图。
图6图示说明了根据本公开的实施例的装配之前和装配之后的示例性SMA驱动的飞机结构的示意性透视图。
图7图示说明了在第一驱动状态、第二驱动状态和覆盖第一驱动状态与第二驱动状态的示例性装配的SMA驱动的飞机结构的示意性透视图。
图8图示说明了根据本公开的实施例的示例性装配的SMA驱动的飞机结构的侧视图。
图9图示说明了在驱动状态的图8的示例性装配的SMA驱动的飞机结构的侧视图。
图10图示说明了可以用于形成根据本公开的实施例的VAFN板的示例性SMA驱动的飞机结构的透视图。
图11图示说明了根据本公开的各种实施例的分别利用“带状”、“格子状”、“连接带”和“工字梁”SMA致动器的示例性SMA驱动的飞机结构的透视俯视图。
图12图示说明了两个形变风扇喷嘴的示意图，其示出了根据本公开的两个实施例的分别包括图11的“带状”SMA致动器和“格子状”SMA致动器的两个示例性SMA驱动的飞机结构。
图13是示出了用于操作根据本公开的实施例的SMA驱动的飞机结构的示例性过程的流程图。
图14图示说明了SMA驱动的飞机结构，其示出了响应在根据本公开的实施例的一个或多个SMA致动器的一段或多段的温度变化的VAFN板的三维形状变化。
具体实施方式
下面的详细说明书在本质上仅仅是说明性的，并不是为了限制本公开的实施例，也不是为了限制实施例的应用和使用。而且，并不由前述的技术领域、背景、发明内容或下面的具体实施方式中呈现的任何明确表达或隐含的原理所限制。
此处在实际的非限制应用的背景中描述了本公开的实施例，即，包含可变的风扇喷嘴板和/或可变的几何人字形的形变风扇喷嘴。然而，本公开的实施例并不限于这些形变风扇喷嘴应用，并且此处所描述的技术也可以用于其他的形变应用中。例如，实施例可以适用于流体动力学表面、其他飞机结构、汽车结构、机器人、包含合适的几何形状从而改变流体流动的其他形变结构等等。
此处根据功能和/或逻辑方框组件和各种处理步骤描述了本公开的实施例。应当理解，可以通过构造为执行指定功能的许多硬件、软件和/或固件组件实现这些方框组件。为了简洁起见，此处不再详细描述与信号处理、飞机控制系统、高升力装置和系统的其他功能方面(和系统的单独运行组件)相关联的传统技术和组件。此外，本领域的技术人员将理解，可以连同许多不同的飞机控制系统和飞机机翼结构与发动机实施本公开的实施例，并且此处所描述的系统仅仅是本公开的一个示例实施例。
图1图示说明了飞机涡轮风扇发动机舱100(发动机舱100)的简化的侧视图，其示出了根据本公开的实施例的包含多个可变形结构的形变风扇喷嘴。发动机舱100是与托住飞机的喷气式发动机(未示出)的机翼(未示出)分离的外罩。发动机舱100可以包含发动机进口(未示出)、风扇罩102、推力反向器(未示出)、核心流喷嘴104、形变风扇喷嘴106和控制机构122。
核心流喷嘴104为热的涡轮发动机排气提供受控排气孔。涡轮风扇发动机提供来自核心流喷嘴104的热的涡轮发动机排气的核心流118(气流)和来自由涡轮发动机提供动力的涡轮风扇的风扇流116(气流)的推力。为了降低噪声，核心流喷嘴104可以具有人字形(未示出)。核心流118具有的速度一般均高于风扇流116的速度。
形变风扇喷嘴106可以包含构造为改变流动的多个可变形结构108。在图1所示的实施例中，每个可变形结构108均包含被耦合至可变几何形状人字形(VGC)112的VAFN板110。可变形结构108可以从形变风扇喷嘴106的边缘区域114延伸。可变形结构108可以沿圆周布置在形变风扇喷嘴106的整个边缘区域114周围。然而，可变形结构108可以位于适合于改变流动的任何位置。形变风扇喷嘴106的每个可变形结构108并不限于该实施例的VAFN板110和/或VGC112，也可以使用其他结构。该可变形结构108可以包含但不限于三角形的、分隔的、矩形的、圆形的或其组合等的结构。
如将根据本公开的各种实施例详细地描述的，每个可变形结构108包含一个或多个形状记忆合金(SMA)致动器，其可操作以响应加热和/或冷却使每个可变形结构108变形(即，弯曲、偏斜、变形)。以此方式，每个可变形结构108可以在一维或多维改变形状，从而改变流动。例如，每个可变形结构108可以改变形状，从而降低由操作飞机的涡轮风扇发动机产生的噪声，这将在下面图2-图3的讨论背景中更详细地说明。
控制机构122构造为热控制每个可变形结构108延伸至第一组飞行条件(例如，起飞、着陆和进近)的风扇流116的流动路径，从而降低气流噪声。控制机构122也热控制每个可变形结构108延伸远离第二组飞行条件(例如，巡航)的排气流的流动路径，从而使燃料效率最大。在一个实施例中，控制机构可以包含被动控制机构，以基于与飞行条件的高度相对应的环境温度控制每个可变形结构108的变形。在另一个实施例中，该控制机构122可以包括或被实现为(被连接至飞机系统的)控制器，这将在以下图5的背景中说明，从而便于控制每个可变形结构108的变形(即，改变形状)。
图2图示说明了涡轮风扇发动机舱的简化的示意性截面图，其示出了根据本公开的实施例的形变风扇喷嘴200的两个可变形结构202。图2中所示的实施例包含风扇罩204(图1中的102)和涡轮风扇发动机206，风扇罩204包括多个可变形结构202(图1中的108)。可变形结构202可以包含VAFN板110，该VAFN板从形变风扇喷嘴200的尾翼边缘区域208延伸，并在VGC连接位置210处耦合至VGC112。在一个实施例中，当SMA致动器驱动VGC112时，可以使VGC112展开一个量d1到风扇流116，这将在下面将更详细地说明。d1可以是，例如但不限于，大约1.5英寸。此外，当由SMA致动器驱动VAFN板110时，VAFN板110可以延长一个量d2，这将在下面更详细地说明。在一个实施例中，d2可以是，例如但不限于，大约1.5英寸，这将导致形变风扇喷嘴200(图1中的形变风扇喷嘴106)的面积增加大约20％。以此方式，可变形结构202(图1中的108)将形变风扇喷嘴106/200的形状从非驱动剖面或标称剖面改变为驱动剖面，驱动剖面可以基于各种飞行条件适当地改变风扇流116的特性，这将在下面更详细地说明。
图3图示说明了图1和图2的形变风扇喷嘴106/200的每个可变形结构(即，VAFN板和VGC、仅VGC、仅VAFN板)可以根据本公开的各种实施例改变的示意性剖面。图3示出了可变形结构202/108的标称剖面310和多个驱动剖面320、330和340。标称剖面310示出了可以在连接点318耦合至VGC112的非驱动VAFN板110的标称VAFN板剖面312，和非驱动VGC112的标称VGC剖面314。在下面将标称(非驱动的)剖面312和314与其各自的驱动剖面320、330和340相比较。
驱动剖面320示出了包含在连接点326(图2中的VGC连接位置210)耦合至VGC112(图2)的VAFN板110的可变形结构202的示例性的驱动状态。驱动剖面320包含驱动的VAFN板剖面322和驱动的VGC剖面324。如驱动的VAFN板剖面322所示，如果由SMA致动器驱动VAFN板110，那么VAFN板110向外转向/展开到自由流120(图2)中，并且与标称VAFN板剖面312相比，远离风扇流116一个量d2。而且，如驱动的VGC剖面324所示，如果由SMA致动器驱动VGC122，那么与标称VGC剖面314相比，VGC112展开一个量d1到风扇流116中。用这种方式，根据该实施例(每个均包含VAFN板和VGC的可变形结构)可变形结构202通过两种不同的机构降低了由涡轮风扇发动机(图1)引起的噪声。在第一机构中，VAFN板110向外偏向/展开到(从风扇流116中撤回的)自由流120中，从而基于量d2增加形变风扇喷嘴106的面积(即，大约10％)。形变风扇喷嘴106的面积增加会引起正在穿过形变风扇喷嘴106的风扇流116的速度降低，由此使发动机的噪声减轻。第二机构包括通过将VGC112(即，三角形人字形)展开到风扇流116中而将漩涡(湍流)引入风扇流116。用这种方式，VGC112可以变形使得其部分延伸一个量d1到从形变风扇喷嘴106排出的风扇流116的路径中，从而促进混合接近于或邻近于自由流120的风扇流116，并由此降低噪声。在巡航和其他的飞行条件期间，每个可变形结构108/202可以返回至标称剖面310或其他形状。
驱动剖面330示出了包含VAFN板110(即，没有VGC112)的每个可变形结构202的示例性的驱动状态。驱动剖面330包含驱动VAFN板剖面322。如驱动VAFN板剖面332所示，如果由SMA致动器驱动VAFN板110，VAFN板110向外转向/展开到自由流120(图2)中，并且与标称VAFN板剖面312相比，远离风扇流116一个量d2。用这种方式，根据该实施例(即，具有VAFN板110且无VGC112的形变风扇喷嘴)，可变形结构202可以通过如上所述的第一机构降低涡轮风扇发动机(图1)引起的噪声。
驱动剖面340示出了包含在连接点344耦合至VGC112的恒定面积风扇喷嘴板(CAFN板)的每个可变形结构202的示例性的驱动状态。驱动剖面340包含标称VAFN板剖面312和驱动VGC剖面342。由于并不驱动CAFN板，并不促进改变可变形结构202的形状；因此，标称VAFN板剖面312也表示驱动剖面340中的CAFN板剖面。如驱动VGC剖面342所示，如果由SMA致动器驱动VGC112，那么与标称VGC剖面314相比，VGC112展开一个量d1到风扇流116中。用这种方式，根据该实施例(每个均包含CAFN板和VGC的可变形结构)，可变形结构202通过如上所述的第二机构降低由涡轮风扇发动机(图1)引起的噪声。
图4图示说明了图1的形变风扇喷嘴106的部分124的示意图400，其示出了作为根据本公开的实施例的示例性可变形结构的示例性SMA驱动的飞机结构408。SMA驱动的飞机结构408可以包含一个或多个基本正弦或类似的SMA致动器406。
形状记忆合金(SMA)在从原始形状变形之后会记忆其原始形状。当被加热(形状记忆效应)或当移除变形压力(超弹性)时，SMA返回至其原始形状。当被加热时返回其原始形状的SMA是单向SMA。双向SMA记忆两种不同的形状：在相对低的温度的一种形状，和在相对高的温度的另一种形状。通过热机械处理设定两种形状被称为“训练”SMA。具有两种形状设定的SMA被称为“经训练的”SMA。经训练的SMA的形状特性起因于从低对称性(马氏体)到高度对称(奥氏体)的晶体结构的温度诱发马氏体相变。SMA改变其结构的温度取决于具体合金，并可以通过改变化学混合物和热机械处理进行调整。某些一般的SMA材料是铜-锌-铝、铜-铝-镍、镍-钛-铂、镍-钛-钯、镍-钛-铪和镍-钛(镍钛合金NiTi或镍钛记忆合金Nitinol)。NiTi SMA合金通常具有的机械特性比基于铜的SMA的机械特性更好，但是通常也比较昂贵。根据本公开的各种实施例的SMA致动器可以由，例如但不限于，这些前述的SMA材料制造。
现有的可移动人字形可以使用单一SMA，其是由SMA材料制造的固体的、平坦的或锥形的条形致动器，连接至形成每个人字形的两个面板中的一个面板。现有的设计没有利用两个面板。用这种方式，现有的设计不允许三维形状改变。而且，现有的设计使用坚硬的结构承受飞行负荷。因此，较大的致动器用于使结构弯曲，这也增加了重量。额外的重量不利地影响了飞机的整体性能。额外的重量降低了飞机范围，并可以导致发动机运行的额外燃料消耗。因此，在涡轮风扇发动机制造中，应当避免重量增加，因为起因于增加可变面积风扇喷嘴的重量增加可以使从起因于在巡航条件期间可变面积喷嘴减小的直径的改善的燃料效率获取的利益不起作用。
如图4中所示，正弦SMA致动器406位于(即，夹在)根据本公开的实施例的SMA驱动的飞机结构408(可变形结构)的第一面板402和第二面板404之间。用这种方式，本公开的实施例提供也改变形状的刚性飞机结构。如上所述，SMA致动器406可以由SMA材料制造，从而允许SMA驱动的飞机结构408/108在多个维度(例如三维)改变，从而形成复杂的形状变化，这将在下面更详细地说明。
图5图示说明了变形系统500，其示出了根据本公开的实施例的图4中所示的SMA驱动的飞机结构408的放大图。该变形系统500可以包含SMA驱动的飞机结构502和控制器504。
SMA驱动的飞机结构502可以包含上部面板506、下部面板508和位于其间的一个或多个SMA致动器510。SMA驱动的飞机结构502可以耦合至涡轮风扇发动机舱100的边缘区域114、推力反向器套筒的尾缘(未示出)、核心流动喷嘴104等，但不限于此。在该实施例中，SMA驱动的飞机结构502可以包含如上在图1-3的讨论背景中所述的VAFN板512(图1中的110)和VGC514(图1中的112)。VAFN板512可以通过VGC连接516耦合至VGC514。SMA驱动的飞机结构502也可以用于其他的飞机结构、汽车结构、流体流动系统等。
在一个实施例中，例如，当用在飞机形变风扇喷嘴应用中时，上部506可以定位成接触或接近于冷的自由流518(图1-2中的自由流120)。因为上部506需要变形，用于上部506的材料需要适量的弹性。而且，由于在该实施例中，上部面板506处于相对较低的温度环境中，所以上部面板506可以要求耐温性低于下部面板508的耐温性。上部面板506可以包含诸如铝合金、石墨复合材料、陶瓷-金属复合材料、塑料等的材料，但不限于此。
例如，当用于飞机形变风扇喷嘴应用中时，下部面板508可以定位成接触或接近于热的风扇流520(图1-2中的风扇流116)。因为下部面板508需要是可变形的，所以用于下部面板508的材料可以需要适量的弹性。而且，由于在该实施例中，下部面板508处于相对较高的温度环境中，所以下部面板508可以要求耐温性高于上部面板506的耐温性。下部面板508可以包含例如较高的耐温性的铝合金、石墨复合材料、陶瓷-金属复合材料、较高的耐温性塑料等的材料，但不限于此。
SMA致动器510可以分别在各连接点(例如连接点524和连接点526)耦合至例如上部面板506的内表面(未示出)和下部面板508的内表面522，但不限于此。例如，SMA致动器510可以在连接点524中至少一个连接至上部面板506的内表面(未示出)和在诸如连接点526的各连接点连接至下部面板508的内表面522，反之亦然。连接点524/526可以分别基本定位在例如SMA致动器510的最大量和其最小量，但不限于此。SMA致动器510可以例如但不限于，通过铆钉、粘合剂、紧固、焊接、铜焊、键合等连接至SMA驱动的飞机结构502的第一面板506和其第二面板508。因为SMA致动器510在诸如524/526的多个位置同时连接至面板506/508，所以SMA驱动的飞机结构502的结构在不同的构造中保持刚性。用这种方式，由SMA致动器510施加于SMA驱动的飞机结构502的剩余部分的负荷分布在SMA驱动的飞机结构502各处。这允许SMA驱动的飞机结构502的复杂的形状变化。
在不同的实施例中，复杂的多维形状变化，例如SMA驱动的飞机结构502的三维形状变化，是通过激活SMA材料的形状变化提供的。SMA驱动的飞机结构502可以包含多个SMA致动器510，其可以单独或组合起来被激活，且每个致动器的变形量不同。而且，每个SMA致动器510在不同位置可以具有加热元件或冷却元件。例如，可以在一个SMA带的多个部件中加热SMA致动器510，和/或可以单独加热和控制VGC514的多个带和/或VAFN板512的每个。因此，每个SMA致动器510可以在一个或多个点以受控方式变形不同程度，因此一个或多个SMA致动器510可以组合起来用于形成复合的三维形状，这将在下面图14的背景中更详细地说明。
控制器504可以从SMA驱动的飞机结构502远程定位，或可以耦合至SMA驱动的飞机结构502。通过调整马氏体完成温度和奥氏体完成温度之间的温度，SMA致动器510是可控的，使得利用控制器504可以选择和保持极端驱动状态之间的形状。控制器504可以实施为飞机系统的部分、集中的飞机处理器、专用于如上所述的可延期的结构布置的子系统计算模块等。在运行中，通过监控SMA致动器510的温度和加热和/或根据需要冷却至少一个SMA致动器的至少一部分，控制器504可以控制SMA驱动的飞机结构502。SMA致动器510的加热/冷却可以通过例如但不限于飞机冷却/加热系统等提供。例如，加热器可以利用电加热器元件和可控电源，其中温度与应用于电加热器元件的电流成正比。用这种方式，控制器504基于当前的飞行条件确定温度，并提供加热/冷却以便如上所述激活SMA致动器510/使SMA致动器510停用。这使控制器504能够根据当前的飞行条件控制SMA驱动的飞机结构502的驱动，例如飞机是否在进近、着陆、起飞或是巡航。控制器504可以用于优化SMA驱动的飞机结构502关于噪声、升力、阻力等的特性。
图6图示说明了示例性的装配前SMA驱动的飞机结构610和示例性的装配后(已装配)SMA驱动的飞机结构620的示意性透视图。装配前SMA驱动的飞机结构610包含顶部面板612、底部面板614和复杂的SMA致动器616。如图6中所示，装配前SMA驱动的飞机结构610装配成包含复杂形状的已装配的SMA驱动的飞机结构620。已装配的SMA驱动的飞机结构620包含顶部面板622、底部面板624和根据本公开的实施例的SMA致动器626。
图7示出了在第一驱动状态(第一位置)712(例如，热的)、第二驱动状态(第二位置)714(例如，冷的)和示出如上所述展开位置d1的覆盖第一驱动状态712与第二驱动状态714的示例性SMA驱动的飞机结构700。
在装配之前(即，装配前的SMA驱动的飞机结构610)，顶部面板612、底部面板614和SMA致动器616每个均可以具有其各自的形状，并且在装配之后来自其各自形状的张力可以平衡，从而形成高刚度的结构，例如已装配的SMA驱动的飞机结构620。
本公开的实施例可以用于单向或双向形状记忆效应。在单向形状记忆效应的情况中，已装配的SMA驱动的飞机结构620本身提供当冷却时使SMA材料变形的力。一旦加热，形状记忆效应可以使已装配的SMA驱动的飞机结构620恢复至其起点。
面板612/614的预成型可以与单向SMA致动器一起使用，以便当冷时为装配前的SMA驱动的飞机结构610提供第一位置714(冷的位置714)和当热时为其提供第二位置712(热的位置712)。当SMA致动器处于其冷的状态时，SMA材料(即，金属)可以弯曲或伸缩为许多新形状，并可以保持形状直到被加热超过转变温度。通过加热，形状变回其原始形状，不管当冷却时改变成什么形状。当金属再次冷却时，其可以维持在其原始形状，直到再次变形(例如，通过面板622/624的张力)。因此，为SMA致动器616提供装配前的原始形状，并且已装配的SMA驱动的飞机结构620具有冷的位置714。当加热SMA致动器626时，通过SMA致动器626将已装配的SMA驱动的飞机结构620重新定位到热的位置712，并且当冷却SMA致动器626时，面板622/624的张力使已装配的SMA驱动的飞机结构620恢复至冷的位置714。
对于双向SMA致动器，SMA记忆两种不同的形状：在较低温度的一种形状，和在较高温度的一种形状。可以在不应用来自面板622/624的外力的情况下获取两种不同的形状。已装配的SMA驱动的飞机结构620包含具有SMA致动器626的冷的位置620。当加热SMA致动器626时，通过SMA致动器626将已装配的SMA驱动的飞机结构620重新定位到热的位置712，并且当冷却SMA致动器626时，SMA致动器626使SMA驱动的飞机结构620恢复至冷的位置714。
如上所述，可以允许由例如但不限于来自发动机、大气的热量被动地发生温度变化，或是通过连接至SMA致动器626且由控制器504控制的加热和冷却装置主动地进行温度变化。可以单独地加热或冷却SMA致动器626的不同部分。例如，可以单独地加热定位在其连接点(例如，图5中的524/526)之间的SMA致动器626的每个部件。控制致动器的每个部件的温度允许控制每个部件的形状和控制SMA致动器626的角度与弯曲度，这将在下面图14的背景中更详细地说明。
图8图示说明了在标称状态(非驱动状态)的示例性的已装配SMA驱动的飞机结构800的侧视图，飞机结构800包括将SMA致动器810连接至其面板的紧固件。如上所述，各种方法可以用于将形状记忆合金致动器810连接至SMA驱动的飞机结构800的面板，例如但不限于，烧、焊接、胶水、紧固件、铆钉等。
图9图示说明了在驱动状态(图8中所示在非驱动状态)的示例性的已装配SMA驱动的飞机结构900的侧视图。已装配的SMA驱动的飞机结构900可以用于为不同的应用提供高刚度的可变形结构，例如在不同的飞行条件下改变形变风扇喷嘴106的面积。
图10图示说明了在第一驱动状态1010和第二驱动状态1020的示例性SMA驱动的飞机结构的透视图。SMA驱动的飞机结构可以用于形成如上所述的VAFN板110。在第一驱动状态1010的SMA驱动的飞机结构包含第一面板1012、第二面板1014和位于其间的一个或多个致动器1016。在第二驱动状态1020的SMA驱动的飞机结构包含第一面板1022、第二面板1024和位于其间的一个或多个致动器1026。可以通过SMA致动器1016/1026驱动SMA驱动的飞机结构，从而响应温度变化从其第一驱动状态1010改变其形状至其第二驱动状态1020，这将在下面图13-14的讨论背景中说明。
图11图示说明了根据本公开的各种实施例的分别利用“带状”1112、“格子状”1122、“连接带”1132和“工字梁”1142的SMA致动器的示例性SMA驱动的飞机结构1110、1120、1130和1140的透视俯视图。
图11中所示示例的特定拓补特征在本公开的许多可能的实施例中，并且也可以使用其他的拓补特征。SMA致动器1112、1122、1132和1142中的每个均可以用于例如形变风扇喷嘴106/200，当固定在形变风扇喷嘴106的后缘边缘区域114/208上的每个可变形结构108的两个面板(图5中的506/508)之间时，用于提供较高的刚度。例如，图12图示说明了两个形变风扇喷嘴1210和1220的示意图，其示出了分别包含图11的“带状”1112SMA致动器和“格子状”1122SMA致动器的示例性SMA驱动的飞机结构。
不同的形状可以用于SMA致动器1112、1122、1132和1142，从而优化重量、耐温性、刚度等的设计。
对于飞机的起飞而言，噪声降低是最需要的，并且在巡航期间噪声降低则是次要的。因此，理想地降低起飞时(即，高推力条件)的噪声的任何噪声降低系统/装置不应当使巡航期间的燃料燃烧显著地降级。因此用于噪声减少的SMA驱动的飞机结构(可变形结构)的设计和对巡航与其他飞行阶段期间较低成本的运行的需求之间存在折衷。
图13图示说明了示出操作根据本公开的实施例的SMA驱动的飞机结构的过程1300的示例性的流程图。过程1300提供控制SMA致动器的温度，从而优化SMA驱动的飞机结构的特性。关于过程1300执行的各任务可以通过软件、硬件、固件或其任意组合执行。为了说明的目的，以下过程1300的说明涉及上面关于图1-图12所述的元件。在实际的实施例中，可以通过变形系统500的不同元件执行过程1300的部分，以便于降低气流噪声，例如，SMA驱动的飞机结构、SMA致动器和控制器。根据此处所描述的示例实施例中的一个示例实施例，即，SMA致动器，描述了过程1300，以改变(例如，展开、改变形状、缩回)SMA驱动的飞机结构。
用于操作SMA驱动的飞机结构的过程1300可以通过监控温度(任务1302)开始。过程1300通过连接至如图5的背景中描述的飞机系统的控制器主动地修改温度，或可选地可以使用环境温度、发动机温度等被动地改变不同飞行条件时的SMA致动器的温度。实际上，SMA致动器在由原始形状变形之后记忆其原始形状。用这种方式，当被加热或移除变形压力时，SMA致动器返回至原始形状。如上所述，双向SMA记忆两种不同的形状：在相对低温度的一种形状，和在相对高温度的另一种形状。可以通过热机械“训练”SMA实现对两种形状的设定。用这种方式，例如，可以训练SMA致动器记忆对应于可变形结构的各种形状的不同位置，适用于降低关于诸如巡航和着陆的飞行条件范围的噪声和相关联的阻力。这些特性起因于从低对称性(马氏体)到高度对称(奥氏体)的晶体结构的温度诱发马氏体相变。
如上所述，在不同的实施例中，SMA致动器由具有形状记忆和超弹性特性的钛-镍合金族的材料制造，但不限于此。用这种方式，如果飞行条件符合巡航温度范围(查询任务1304)，那么经训练的SMA致动器的温度被改变为巡航条件时的温度(任务1306)。例如，经训练的SMA致动器可以被热无效，从而返回至马氏体形状。然后可变形结构针对巡航飞行条件适当地变形(任务1309)。对于巡航条件，例如，温度可以是大约-40℃。用这种方式，每个SMA驱动的飞机结构(即，诸如VAFN板的每个可变形结构)可以从第一位置远离风扇流的流动路径变形为邻近(或接近于)流动路径的第二位置，从而使单位推力燃料消耗量(TSFC)最小，以改进燃料效率。例如但不限于，对于巡航条件而言，使SMA致动器热无效返回至其马氏体形状允许形变风扇喷嘴的面积降低。
否则，过程1300将经训练的SMA致动器的温度改变为与起飞条件、飞行条件相对应的温度(任务1308)，并热激活SMA致动器。用这种方式，诸如VAFN板的每个SMA驱动的飞机结构从邻近(或接近于)流动路径的第一位置变形为向外延伸至自由流中的第二位置(从风扇流中撤回)。如上所述，形变风扇喷嘴的面积增加会引起穿过形变风扇喷嘴的风扇流的速度下降，由此使发动机噪声更小。
在一个实施例中，控制器构造为非均匀地改变SMA致动器的温度。控制器可以彼此单独地改变至少一个SMA致动器的各个段的温度，其中每个温度各不相同。用这种方式，可以通过控制器将三维SMA致动器的不同区域加热至不同温度，从而使结构的不同区域出现不同水平的变形。例如，如上所述，可以将不同的致动器加热不同量从而维持期望的形状。
在不同的实施例中，通过激活SMA材料的形状改变提供了SMA驱动的飞机结构的复杂的三维形状改变。在SMA驱动的飞机结构中可以存在多个SMA致动器，其可以单独地或组合地被激活，并且每个致动器的形变量不同。而且，每个SMA致动器在不同位置均可以具有加热元件或冷却元件。例如，可以在一个SMA带的多个部件中加热SMA致动器，和/或可以单独地加热和控制每个SMA致动的飞机结构的多个带。因此，每个SMA致动器可以通过受控方式在一个或多个点进行不同程度的变形，因此一个或多个SMA致动器可以组合起来用于形成复杂的三维形状。
图14图示说明了SMA驱动的飞机结构1400，其示出了响应根据本公开的实施例的一个或多个SMA致动器的不同段的温度变化的VAFN板的三维(3-D)形状变化。图14中所示的实施例可以共享变形系统500的相似特征和功能。此处将不再赘述共同的特征、功能和元件。SMA驱动的飞机结构1400包含顶部面板1402、底部面板1404和位于其间的SMA致动器1406。可以在不同部分S1-S3分别将SMA致动器1406加热至温度T1-T3，从而改变为不同的驱动状态(图10中的1010和1020)。用这种方式，SMA致动器1406可以将SMA驱动的飞机结构1400改变为包含不同角度和弯曲度的不同形状，从而获取适当的剖面以改变风扇流116，如上在图3的讨论背景中所述。影响SMA致动器的驱动所需的绝对温度取决于用于制造SMA致动器的特定热处理，并可以基于预期的应用进行选择。例如但不限于，温度T1-T3可以是大约20℃-80℃，或是考虑到不同的热处理T1-T3可以是50℃-120℃。
由于对现有的解决方法的改进，形变飞机结构可以产生重量降低和飞机表面(aerosurface)的更加精确的形状改变。变形飞机表面能够降低阻力、增加升力、降低噪声和提高燃料效率。可以经受复杂的形状变化的重量较轻的变形结构允许涡轮风扇发动机的形变风扇喷嘴在不同的飞行条件时改变其面积，但是也可以足够硬以抵抗载荷，例如来自通过风扇喷嘴的气流的压力。
关于根据本公开的不同实施例的高刚度的形状记忆合金驱动的飞机结构，涡轮风扇发动机的风扇喷嘴的面积可以变化以减少在起飞期间来自涡轮风扇发动机的噪声，同时巡航期间的燃料燃烧不会降级。
虽然在前述具体实施方式中已经描述了至少一个示例实施例，但应当理解，存在大量的变化。还应当理解，此处所描述的示例实施例或实施例不是为了以任何方式限制主题的范畴、应用或构造。相反，前述的详细说明将为本领域的技术人员提供方便的线路图，用于实施所述的实施例。应当理解，在不偏离权利要求所限定的范畴的情况下，可以对功能和元件的布置做出各种改变，包括已知的等价物和在提交该专利申请时可预测的等价物。
在文档中使用的术语和短语和其变体，除非明确说明，否则与限制相反，应当理解为无限制的。举前述的示例来说：术语“包括”应当被理解为“包括但不限于”等；术语“示例”用于提供讨论的项的示例性的例子，但不是详尽的或其有限列表；以及例如“常规的”、“传统的”、“普通的”、“标准的”、“已知的”的形容词和相似意义的术语不应当理解为将所述项限制为给定时间段或自给定时间起可用的项，而是应当理解为涵盖可以是有效的或是现在或是在将来任何时间已知的常规的、传统的、普通的或标准的技术。同样地，与连接词“和”有关的一组项不应当被理解为要求那些项中每个项均出现在组中，而是应当理解为“和/或”，除非明确说明。相似地，与连接词“或”有关的一组项不应当被理解为组间的排他性，而是应当理解为“和/或”，除非明确说明。而且，尽管可以通过单数形式描述或声明本公开的项、元件或组件，但是复数形式考虑在其范畴内，除非明确说明限制为单数。在某些实例中出现的扩展词或词语，例如“一个或多个”、“至少”、“但不限于”或其他相似的术语不应当理解为在可以缺少这些扩展词语的实例中期望或需要范围更窄的情况。
上面的说明适用于“连接”或“耦合”在一起的元件或节点或零件。如此处所使用的，除非明确地说明，否则“连接”是指一个元件/节点/零件直接连接(或直接地相通)另一个元件/节点/零件的，不必是机械地。同样地，除非明确地说明，否则“耦合”是指一个元件/节点/零件直接或间接连接(或直接或间接地相通)另一个元件/节点/零件的，不必是机械地。因此，尽管图1、图2、图4-12和图14描述了元件的示例布置，但是额外的中间元件、装置、零件或组件可以出现在本公开的实施例中。

Claims (12)

1.一种形状记忆合金驱动的飞机结构，其包含：
第一面板；
第二面板；和
包含一个形状记忆合金金属层的至少一个形状记忆合金致动器，该形状记忆合金致动器在所述第一面板上的至少一个第一位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多个第二位置耦合至所述第二面板，并且可操作为通过改变所述形状记忆合金驱动的飞机结构获取可变面积风扇喷嘴的最优面积，由此减小噪声，所述至少一个第一位置和所述第二位置分别基本定位在所述至少一个形状记忆合金致动器的最大量和最小量。
2.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器可操作以使所述形状记忆合金驱动的飞机结构在至少两个维度变形。
3.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述至少一个形状记忆合金致动器的形状包含由以下构成的组中的至少一个：正弦状、格子状、工字梁和带状。
4.根据权利要求3所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述带状是连接带状。
5.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述形状记忆合金驱动的飞机结构包含由以下构成的组中的至少一个：可变面积风扇喷嘴板和可变几何形状人字形。
6.根据权利要求1所述的形状记忆合金驱动的飞机结构，其中所述形状记忆合金驱动的飞机结构耦合至由以下构成的组中的至少一个：风扇喷嘴和核心喷嘴。
7.一种用于形变飞机结构的系统，所述系统包含：
至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构，其包含：
第一面板；
第二面板；和
包含一个形状记忆合金金属层的至少一个形状记忆合金致动器，该形状记忆合金致动器在所述第一面板上的至少一个第一位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多个第二位置耦合至所述第二面板，并且可操作为通过改变所述形状记忆合金驱动的飞机结构获取可变面积风扇喷嘴的最优面积，由此减小噪声，所述第一位置和所述第二位置分别基本定位在所述至少一个形状记忆合金致动器的最大量和最小量；以及
控制器，所述控制器可操作以激活所述至少一个形状记忆合金致动器的至少一个区域，从而改变所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构。
8.根据权利要求7所述的系统，其中所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构从喷嘴的边缘区域延伸接近于从喷嘴发射的气流的流动路径。
9.根据权利要求8所述的系统，其中所述至少一个形状记忆合金驱动的飞机结构在接近于所述流动路径的第一位置和延伸至所述流动路径的第二位置之间是能够变形的。
10.一种用于操作包含第一面板和第二面板的形状记忆合金驱动的飞机结构的方法，所述方法包含：
确定要最优化的所述形状记忆合金驱动的飞机结构的至少一个特性；
控制至少一个形状记忆合金致动器的至少一部分的温度，从而最优化所述至少一个特性；
包含一个形状记忆合金金属层的所述至少一个形状记忆合金致动器定位在所述第一面板和所述第二面板之间，并在所述第一面板上的至少一个第一位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的两个或更多个第二位置耦合至所述第二面板，并且可操作为通过改变所述形状记忆合金驱动的飞机结构获取可变面积风扇喷嘴的最优面积，由此减小噪声，所述第一位置和所述第二位置分别基本定位在所述至少一个形状记忆合金致动器的最大量和最小量。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述至少一个特性基于至少一个飞行条件被最优化。
12.根据权利要求10所述的方法，其中所述至少一个特性包含由以下构成的组中的至少一个：气动噪声、气动阻力和气动升力。
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