CN104379445B - 变形翼面 - Google Patents

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Abstract

一种变形翼面(4)，其包括：前缘；后缘(11)；以及在前缘与后缘之间延伸的上表面和下表面。上热致动构件设置成接近上表面；并且下热致动构件设置成接近下表面与上热致动器相对。上热致动构件和下热致动构件具有不同的热膨胀系数，并且定位成使得当上热致动构件和下热致动构件响应于环境温度的变化膨胀或收缩不同的量时，上热致动构件和下热致动构件使后缘(11)偏转，从而改变翼面(4)的弯度。

Description

变形翼面
技术领域
本发明涉及一种带有可变弯度后缘的变形翼面。
背景技术
在会议论文集SPIE，6930，693012-693012-11(L.P.Davis，B.K.Henderson，&M.B.McMickell,Eds.)的作者为Mattioni,F.，Weaver,P.M.，Potter,K.D.，&Friswell,M.I.(2008)的针对变形飞行器结构的热诱导多稳态复合材料的应用(Theapplicationofthermallyinducedmultistablecompositestomorphingaircraftstructures)的文献中描述了一种可变弯度的后缘。不对称的复合材料补片嵌入到后缘的上蒙皮和下蒙皮中，从而产生了四种平衡条件。这些状态之间的转换可以利用致动系统或气动载荷实现。在致动期间，上蒙皮被夹紧并且下蒙皮被推动以模拟致动载荷。
在2011年12月13日的中国机械工程学报的作者为HEYuanyuan、GUOShijun的结合有后缘控制致动系统的变形机翼的建模和实验(ModelingandExperimentofaMorphingWingIntegratedwithaTrailingEdgeControlActuationSystem)的文献中描述了带有后缘致动机构的变形机翼。致动机构由通过盘件连接在致动器与后缘蒙皮结构之间的弯曲的扭力管制成。
发明内容
本发明的第一方面提供了一种变形翼面，其包括：前缘；后缘；在前缘与后缘之间延伸的上表面和下表面；接近上表面(也就是说，比起下表面更靠近上表面)的上热致动构件；以及接近下表面(也就是说，比起上表面更靠近下表面)并与上热致动器相对的下热致动构件，其中，上热致动构件和下热致动构件具有不同的热膨胀系数，并且定位成使得当上热致动构件和下热致动构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩了不同的量时，上热致动构件和下热致动构件使后缘偏转，从而改变翼面的弯度。
本发明的第二方面提供了一种使飞行器的翼面变形的方法，翼面包括：前缘；后缘；在前缘与后缘之间延伸的上表面和下表面；接近上表面的上热致动构件；以及接近下表面并与上热致动器相对的下热致动构件，其中，上热致动构件和下热致动构件具有不同的热膨胀系数；该方法包括：改变飞行器的高度从而改变环境温度，其中，膨胀构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩了不同的量，从而使后缘偏转并改变翼面的弯度。
本发明对于现有技术的描述的那些致动机构提供了一种替代性致动机构。翼面的弯度在不需要使用动力或任何其他控制系统的情况下响应于环境温度的变化而变化。
优选地，上热致动构件和下热致动构件至少沿翼弦方向具有不同的线性热膨胀系数，使得上热致动构件和下热致动构件沿翼弦方向从前缘至后缘膨胀或收缩不同的量。可以约束沿翼展方向(与翼弦方向垂直)的膨胀和收缩的差异程度使得翼面的任何翼展方向的弯曲小于翼弦方向的弯曲，这使弯度有了变化。
优选地，上热致动构件和下热致动构件具有相差多于4倍并且优选地多于7倍的线性热膨胀(LTE)系数。因此，上热致动构件和下热致动构件膨胀或收缩相差多于4倍并且优选地多于7倍的量。
通常，具有较高系数的热致动构件包括诸如铝之类的金属。
通常，具有较高系数的热致动构件由具有对称或各向同性材料属性的材料形成。因而，例如材料优选地具有沿三个正交方向大致相同的线性热膨胀系数。作为另外一个示例，在构件的中间平面以上的材料优选地为中间平面以下的材料的镜像。
通常，具有较低热膨胀系数的热致动构件包括纤维增强聚合物(优选地通过碳纤维增强)、陶瓷或木材。
在具有较低热膨胀系数的热致动构件由纤维增强层状件形成的情况下，纤维优选地对称铺层(与Mattioni等人描述的非对称铺层相反)——换句话说，在构件的中间平面以上的纤维的层优选地为中间平面以下的层的镜像。
优选地，具有较低热膨胀系数的热致动构件在翼展方向上比在翼弦方向上具有更高的硬度，使得其在翼弦方向上更容易弯曲从而带来弯度的变化，而在翼展方向上不太容易弯曲。
致动构件中的一者或两者可包括形状记忆合金，但是由于此种合金可能是昂贵的并且难于一体地结合到翼面的结构中，因而这不是优选的。因此，优选地，上热致动构件和下热致动构件两者均不具有形状记忆。
通常，至少热致动构件的最后部定位在50％的翼弦的后部，更通常是在65％的翼弦的后部，优选地在80％的翼弦的后部，并且最优选地在95％的翼弦的后部，翼弦的％位置在常规方式中通过由翼面的翼弦线的垂直线与构件的最后部相交的地方的点来限定。
翼面通常包括形成所述上表面或下表面的至少一部分的上蒙皮面板构件和下蒙皮面板构件。上热致动构件和/或下热致动构件可包括长形构件，该长形构件附接至蒙皮面板构件中的一者并且具有相对于蒙皮面板构件的不同的热膨胀系数。该长形构件可以例如结合至蒙皮面板构件的内表面或者嵌入在面板构件内。替代性地，上热致动构件和/或下热致动构件可包括诸如不附接至蒙皮面板构件的杆之类的长形构件。在长形构件不附接至上蒙皮面板或下蒙皮面板，而是接近上表面或下表面的情况下，从此意义上来说，该长形构件比起一个表面更靠近另一个表面。替代性地，上热致动构件和/或下热致动构件可包括形成所述上表面或下表面的至少一部分的所述蒙皮面板构件中的一者。换句话说，在该示例中，致动器形成翼面的蒙皮面板的结构部分，而并不是附接至该蒙皮面板构件的附加构件。热致动构件可包括上后缘蒙皮面板和下后缘蒙皮面板，上后缘蒙皮面板和下后缘蒙皮面板分别形成所述上表面和下表面的一部分并在靠近后缘处彼此附接。
如果具有较高热膨胀系数的热致动构件为长形的，那么其长轴优选地沿翼弦方向对准，使得其主要朝向后缘膨胀。
通常，翼面包括沿翼面的翼展延伸的一个或更多个翼梁；翼梁包括定位在最后部的后翼梁；并且所述上热致动构件和下热致动构件的至少一部分(例如最后部)定位在后翼梁的后方。可选地，每个致动器的最前部也可定位在后翼梁的后部。翼面可具有唯一的翼梁，或者其可具有包括前翼梁以及后翼梁的两个或更多个翼梁。
对于地面附近操作而言，温度通常约为20℃，而处于巡航状态下，温度通常约为-50℃。因而，优选地，上热致动构件和下热致动构件设置成响应于环境温度变化50℃使得上表面和下表面将在后缘处偏转多于1°。通常，上热致动构件和下热致动构件还设置成响应于环境温度变化50℃使得上表面和下表面将在后缘处偏转小于5°。
通常，翼面包括：包括前缘的前缘结构部；包括后缘的后缘结构部；以及在前缘结构部与后缘结构部之间的核心结构部；其中，上热致动构件和下热致动构件至少部分地定位在后缘结构部中，使得当上热致动构件和下热致动构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩了不同的量时上热致动构件和下热致动构件使后缘结构部相对于核心结构部偏转，从而改变后缘结构部的弯度。后缘结构部可以相对于核心结构部以其他方式固定，或者其可包括增升襟翼，该增升襟翼包括：襟翼前缘；包括翼面的后缘的襟翼后缘；以及在襟翼的前缘与后缘之间延伸的上襟翼表面和下襟翼表面。
翼面可包括用于飞行器机翼的增升襟翼，或者该翼面可包括飞行器机翼(其可以是主机翼或水平尾翼)。
在以下所述的实施方式中，上致动构件比下致动构件具有较高的热膨胀系数，因此翼面的弯度随着环境温度在飞行器的上升期间降低而减小(在下降期间反之亦然)。这可在飞行器的巡航期间通过减小冲击强度和/或辅助建立自然层流条件来提供有利效果。同样，在着陆进场期间增大的弯度增加升力，并且因而可减小用于产生给定升力所需要的增升襟翼的尺寸。然而，上致动构件可反而具有比下致动构件较低的热膨胀系数，因此弯度在飞行器的上升期间增大并且在下降期间减小。
附图说明
现将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：
图1为根据本发明的实施方式的飞行器的平面图；
图2为沿图1中的线A-A截取的横截面图；
图3为襟翼的放大的横截面图；
图4为图3的襟翼的后缘的放大的横截面图；
图5示出了由于环境温度的变化而偏转的襟翼后缘；
图6为襟翼的后缘处于两种位置下的放大的横截面图；
图7为沿图1中的线A-A截取的横截面图，其中以虚线的方式示出了襟翼处于其展开位置。
图8为根据本发明的另一个实施方式的飞行器襟翼的横截面图；
图9为图8的襟翼的后缘的放大的横截面图；
图10为图8的襟翼的平面图；
图11为根据本发明的又一个实施方式的飞行器襟翼的横截面图；以及
图12为根据本发明的再一个实施方式的飞行器机翼的横截面图。
具体实施方式
图1中示出的飞行器包括机身1和附接至机身的一对机翼2。每个机翼2均沿翼展方向从机身向翼尖延伸。
每个机翼均包括一排增升襟翼4，以及图2为沿通过襟翼4中的一者以与机身1的长轴和自由气流方向平行的翼弦线A-A截取的翼弦方向横截面图。
机翼2具有前缘10、后缘11以及上表面和下表面。上表面和下表面如图2所示沿翼弦方向在前缘与后缘之间延伸，并且还如图1所示沿翼展方向在翼根与翼尖之间延伸。中弧线12在前缘与后缘之间延伸并将翼面划分成包括上表面的上半部和包括下表面的下半部。
机翼部段包括三部分：形成了机翼的核心结构的翼盒20；附接至翼盒20的前部的前缘结构部21；以及附接至翼盒20的后部的襟翼4。翼盒20包括上蒙皮22；下蒙皮23；沿机翼的翼展延伸的前翼梁24；以及同样沿机翼的翼展延伸的后翼梁25。蒙皮22、23在翼梁24与翼梁25之间延伸并附接至翼梁24、25。翼盒20还包括沿翼展方向间隔开并附接至蒙皮22、23以及翼梁24、25的竖直翼肋(未示出)。前缘结构部21通过啮合榫接头附接至蒙皮22、23。后翼梁25定位在约65％的翼弦处。
上蒙皮22和下蒙皮23通常由相同的材料——铝或者碳纤维增强聚合物(CFRP)——形成。前缘结构部21可由铝、CFRP或其组合形成。
图3中具体示出的襟翼4具有前缘30、后缘11(其也是机翼的后缘)、以及在前缘与后缘之间延伸的上表面和下表面。中弧线31在前缘与后缘之间延伸并将襟翼划分成包括上表面的上半部和包括下表面的下半部。
襟翼4包括上蒙皮32、下蒙皮33、前翼梁34以及后翼梁35。蒙皮32、33在翼梁33与翼梁34之间延伸并附接至翼梁33、34。襟翼4还可包括沿襟翼的翼展间隔开并附接至蒙皮32、33和翼梁34、35的竖直翼肋(未示出)或可不包括这种竖直翼肋。下蒙皮33围绕襟翼的前缘延伸并通过啮合榫接头附接至上蒙皮32。
上蒙皮32由铝制蒙皮面板形成，而下蒙皮33由碳纤维增强聚合物(CFRP)的面板形成。图4示出了铝制后缘上蒙皮面板37(其形成了上蒙皮32的最后部分)与CFRP后缘下蒙皮面板38(其形成了下蒙皮33的最后部分)之间的接合部。面板37延伸至后缘11并具有容纳面板38的后边缘的凹口35。面板38通过紧固件和/或粘合剂(未示出)附接至凹口35。
当飞行器处于巡航高度时，襟翼4采用图5中以实线示出的形状。然而，当飞行器朝向地面下降时，环境温度的上升导致上蒙皮比下蒙皮沿翼弦方向膨胀更多(由于上蒙皮和下蒙皮的沿翼弦方向的不同的线性热膨胀系数)。这种线性热膨胀(LTE)系数的差异导致后缘11偏转成图5中以虚线示出的位置，从而改变了襟翼的弯度并且总体上改变了翼面的弯度。
将后缘蒙皮面板37、38在后缘处进行附接使它们在翼展方向受到约束，因此，由它们的差异性膨胀引起的翼展方向或上反角(dihedral)偏量是相对小的。
铝的LTE系数在20℃约为23*10-6/℃。由于铝为各向同性材料，因此LTE系数沿所有方向大致相同。另一方面，CFRP的热膨胀LTE系数非常低：通常在20℃为1*10-6/℃与5*10-6/℃之间——也就是说，铝的LTE系数在CFRP的热膨胀LTE系数的4.6倍至23倍的范围内。CFRP的LTE系数可能沿翼展方向、翼弦方向以及厚度方向是不同的。在这种情况下，沿翼弦方向的LTE系数是重要的，并且必须明显低于铝在20℃的LTE系数。
可选地，下蒙皮33中的碳纤维可设置成使得大部分碳纤维沿翼展方向延伸。由于下蒙皮33将沿翼展方向较硬并且沿翼弦方向硬度较低，因此蒙皮33将沿翼弦方向比沿翼展方向更容易弯曲(实现弯度的较大变化)。尽管最大限度地增加翼展方向的纤维意味着CFRP的LTE系数在翼弦方向上将比在翼展方向上大，但翼弦方向的LTE系数仍然将明显小于铝制上蒙皮的LTE系数。
优选地，纤维优选地对称地铺层——换句话说，在下蒙皮33的中间平面以上的纤维层为中间平面以下的层的镜像。
图6以特写示出了后缘的偏转。图6的上部示出了后缘11处于其巡航位置，以及图6的下部示出了后缘11处于其偏转位置。机翼的弯度可在任何翼弦位置处定义为中弧线12与翼弦线36(其为连接机翼的前缘和后缘的直线)之间的距离。在其巡航形状下示出了在给定翼弦位置处的弯度C1。在其偏转形状下(图6的下部)在相同的翼弦位置处的弯度增加到C2。中弧线12和上面板以及下面板在两种形状之间偏转约2°的角度。在着陆之前不久，襟翼4通过襟翼致动机构(未示出)展开成图7中以虚线形式示出的增升位置。
图8示出了可替代图2中的襟翼4的替代性襟翼4a。襟翼4a包括上蒙皮32a、下蒙皮33a、前翼梁34a以及后翼梁35a。蒙皮32a、33a在翼梁34a与翼梁35a之间延伸并附接至翼梁34a、35a。襟翼还可包括沿襟翼的翼展间隔开并附接至蒙皮32a、33a以及翼梁34a、35a的竖直翼肋(未示出)或者可不包括这种竖直翼肋。下蒙皮33a围绕襟翼的前缘30a延伸并通过啮合榫接头附接至上蒙皮32a。
两个蒙皮32a、33a均由碳纤维增强聚合物(CFRP)的面板形成。图9示出了CFRP上蒙皮面板37a(其形成了上蒙皮32a的最后部)与CFRP后缘下蒙皮面板38a(其形成了下蒙皮33a的最后部)之间的后缘11a处的接合部。面板37a、38a在后缘11a处结合在一起并且填料39填充面板37a与面板38a之间的间隙。
上蒙皮32a具有外部空气动力学表面，以及承载了通过粘合剂(未示出)结合至蒙皮的一系列的长形铝带40的内表面。图10为示出了二十个这种带40(该带将不能够从上面看到，但是为了说明的目的在图10中示出)的襟翼4a的平面图。如图10可见，带40的长轴沿翼弦方向对准，因此带40主要朝向后缘膨胀。带40和下蒙皮33a用作随着环境温度升高沿翼弦方向膨胀不同量的热致动构件，导致襟翼的后缘11a以类似于襟翼4的后缘11的方式偏转。
图11示出了可替代图2中的襟翼4的替代性襟翼4b。襟翼4b包括上蒙皮32b、下蒙皮33b、前翼梁34b以及后翼梁35b。蒙皮32b、33b在翼梁34b与翼梁35b之间延伸并且附接至翼梁34b、35b。襟翼还可包括沿襟翼的翼展间隔开并附接至蒙皮32b、33b以及翼梁34b、35b的竖直翼肋(未示出)或者可不包括这种竖直翼肋。下蒙皮33b围绕襟翼的前缘延伸并通过啮合榫接头附接至上蒙皮32b。
两个蒙皮32b、33b均由碳纤维增强聚合物(CFRP)的面板构成并且它们在后缘处以与如图9所示的蒙皮32a、33a类似的方式接合。
一系列的铝致动杆50在襟翼的上半部分上接近上表面处附接至前翼梁34b和后翼梁35b；并且一系列的CFRP致动杆51在襟翼的下半部分上接近下表面处附接至前翼梁34b和后翼梁35b。杆50、51用作随着环境温度升高而纵长地膨胀不同量的热致动构件，导致襟翼的后缘以类似于襟翼4的方式偏转。杆50、51的长轴主要沿翼弦方向延伸。
图12示出了机翼2a，其具有前缘10a、后缘11b、以及在前缘与后缘之间延伸的上表面和下表面。机翼2a包括上蒙皮22a、下蒙皮23a和单个翼梁24a。蒙皮22a、23a附接至翼梁24a并一直延伸至后缘11b，在该后缘11b处，蒙皮22a、23a通过图3中示出的那种接合部接合。注意，机翼2a没有襟翼，并且反而具有带有附接的前缘结构部和后缘结构部的独特中央核心翼盒结构部，这些结构部形成为一个更连续的件。机翼也没有竖直翼肋并且蒙皮之间的空间由蜂窝材料填充。下蒙皮23a通过啮合榫接头附接至上蒙皮22a。
上蒙皮22a由铝制蒙皮面板形成，而下蒙皮23a由碳纤维增强聚合物(CFRP)制成的面板形成。蒙皮22a、23a用作随着环境温度升高而沿翼弦方向膨胀不同量的温度敏感热致动构件，导致机翼2a的后缘11b以类似于襟翼4的方式偏转。
尽管参照一个或更多个优选实施方式已经对本发明进行了上述描述，应当理解的是，在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可做出各种改变或改型。

Claims (26)

1.一种变形翼面，包括：前缘；后缘；在所述前缘与所述后缘之间延伸的上表面和下表面；接近所述上表面的上热致动构件；以及接近所述下表面并与上热致动构件相对的下热致动构件，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件具有不同的热膨胀系数，并且定位成使得当所述上热致动构件和所述下热致动构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩了不同的量时，所述上热致动构件和所述下热致动构件使所述后缘偏转，从而改变了所述翼面的弯度。
2.根据权利要求1所述的翼面，其中，所述热致动构件的至少一部分定位在65％的翼弦的后部处。
3.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述上热致动构件或者所述下热致动构件包括形成所述上表面或所述下表面的至少一部分的蒙皮面板。
4.根据权利要求1或2所述的翼面，所述翼面还包括形成所述上表面或所述下表面的至少一部分的蒙皮面板构件，其中，所述上热致动构件或所述下热致动构件包括长形带，所述长形带附接至所述蒙皮面板构件并且相对于所述蒙皮面板构件具有不同的热膨胀系数。
5.根据权利要求4所述的翼面，其中，所述蒙皮面板构件具有形成所述上表面或所述下表面的至少一部分的外表面以及与所述外表面相对的内表面；并且其中，所述长形带结合至所述蒙皮面板构件的所述内表面。
6.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述热致动构件包括上后缘蒙皮面板和下后缘蒙皮面板，所述上后缘蒙皮面板和所述下后缘蒙皮面板分别形成所述上表面和所述下表面的一部分，并且在靠近所述后缘处彼此附接。
7.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述翼面包括沿所述翼面的翼展延伸的一个或更多个翼梁；所述翼梁包括定位在最后部的后翼梁；并且其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件的至少一部分定位在所述后翼梁的后部。
8.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件设置成使得响应于环境温度50℃变化所述上表面和所述下表面将在所述后缘处偏转多于1°。
9.根据权利要求1或2所述的翼面，所述翼面包括：包括所述前缘的前缘结构部；包括所述后缘的后缘结构部；以及在所述前缘结构部与所述后缘结构部之间的核心结构部；其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件至少部分地定位在所述后缘结构部中，使得当所述上热致动构件和所述下热致动构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩了不同的量时，所述上热致动构件和所述下热致动构件使所述后缘结构部相对于所述核心结构部偏转，从而改变所述后缘结构部的弯度。
10.根据权利要求9所述的翼面，其中，所述后缘结构部为增升襟翼，所述增升襟翼包括：襟翼前缘；包括所述翼面的所述后缘的襟翼后缘；以及在所述襟翼前缘与所述襟翼后缘之间延伸的上襟翼表面和下襟翼表面。
11.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述翼面为用于飞行器机翼的增升襟翼。
12.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述翼面为飞行器机翼。
13.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件不具有形状记忆。
14.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件具有不同的线性热膨胀系数。
15.根据权利要求14所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件至少沿翼弦方向从所述前缘至所述后缘具有不同的线性热膨胀系数。
16.根据权利要求14所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件具有相差多于4倍的线性热膨胀系数。
17.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，所述热致动构件中的一个热致动构件包括金属构件，并且另一个热致动构件包括纤维增强聚合物构件。
18.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，具有较高的热膨胀系数的热致动构件为长形的，其长轴朝向所述后缘对准使得其主要朝向所述后缘膨胀。
19.根据权利要求1或2所述的翼面，其中，具有较高的热膨胀系数的热致动构件由具有沿三个正交方向大致相同的线性热膨胀系数的材料形成。
20.根据权利要求1所述的翼面，其中，所述热致动构件的至少一部分定位在80％的翼弦的后部处。
21.根据权利要求1所述的翼面，其中，所述热致动构件的至少一部分定位在95％的翼弦的后部处。
22.根据权利要求14所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件具有相差多于7倍的线性热膨胀系数。
23.一种飞行器，包括机身和联接至所述机身的根据前述权利要求中的任一项所述的翼面。
24.一种使飞行器的翼面变形的方法，所述翼面包括：前缘；后缘；在所述前缘与所述后缘之间延伸的上表面和下表面；接近所述上表面的上热致动构件；以及接近所述下表面并与上热致动构件相对的下热致动构件，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件具有不同的热膨胀系数；所述方法包括：改变所述飞行器的高度从而改变环境温度，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件响应于环境温度的变化而膨胀或收缩不同的量，从而使所述后缘偏转并改变所述翼面的弯度。
25.根据权利要求24所述的方法，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件膨胀或收缩的量相差多于4倍。
26.根据权利要求24所述的翼面，其中，所述上热致动构件和所述下热致动构件膨胀或收缩的量相差多于7倍。
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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2815958A1 (en) * 2013-06-18 2014-12-24 Airbus Operations GmbH Structural member and associated method
GB201420644D0 (en) * 2014-11-20 2015-01-07 Technion Res & Dev Foundation Solid-liquid composite structures
GB2532507B (en) * 2014-11-24 2017-07-12 Rolls Royce Plc Fluidfoil
CN105346705A (zh) * 2015-12-11 2016-02-24 刘文浩 翼面可变曲率的自适应机翼及其飞行器的操控方式
US20170323240A1 (en) 2016-05-06 2017-11-09 General Electric Company Computing system to control the use of physical state attainment with inspection
EP3272635B1 (en) * 2016-07-22 2020-01-08 Giovanni Galeotti Foil hinge system
FR3055307B1 (fr) * 2016-08-24 2018-09-14 Airbus Extension de voilure pour une aile d'aeronef
US10538306B2 (en) * 2016-12-21 2020-01-21 The Boeing Company Wing flap deflection control removal
CN108045553A (zh) * 2017-11-29 2018-05-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种可变弯度机翼后缘
CN108100226B (zh) * 2017-11-30 2021-06-08 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种可变半径机翼前缘结构
US10442520B1 (en) * 2018-03-23 2019-10-15 Northrop Grumman Systems Corporation Enhanced wing efficiency via differential thermal coefficient of expansion spar caps
RU2697367C1 (ru) * 2018-12-17 2019-08-13 Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" Крыло летательного аппарата
WO2020163786A2 (en) * 2019-02-07 2020-08-13 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Surface stiffness optimization to improve morphing surface accuracy
CN110422315A (zh) 2019-09-04 2019-11-08 吉林大学 一种刚柔耦合无人机变形翼及其增材制造方法
US11519275B1 (en) 2020-01-06 2022-12-06 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Morphing airfoil
US11401026B2 (en) 2020-05-21 2022-08-02 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11572152B2 (en) 2020-05-21 2023-02-07 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US20210362830A1 (en) * 2020-05-21 2021-11-25 The Boeing Company Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US11554848B2 (en) 2020-05-21 2023-01-17 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11453476B2 (en) 2020-05-21 2022-09-27 The Boeing Company Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
CN112550663B (zh) * 2020-12-08 2022-11-11 中国空气动力研究与发展中心设备设计及测试技术研究所 一种基于智能驱动装置的变形机翼

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5662294A (en) * 1994-02-28 1997-09-02 Lockheed Martin Corporation Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons
CN101367433A (zh) * 2008-09-28 2009-02-18 哈尔滨工业大学 一种形状记忆合金弹簧驱动剖面可变形翼结构
CN101503113A (zh) * 2009-03-23 2009-08-12 哈尔滨工业大学 一种形状记忆弹簧驱动的可变后缘弯度机翼
CN101693467A (zh) * 2009-10-13 2010-04-14 南京航空航天大学 基于sma的自适应变体机翼后缘

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3042371A (en) * 1958-09-04 1962-07-03 United Aircraft Corp Variable camber balding
US3930626A (en) * 1973-08-22 1976-01-06 Croswell Jr Thomas L Airplane wing camber control
US5114104A (en) * 1990-10-01 1992-05-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Articulated control surface
US5897076A (en) * 1991-07-08 1999-04-27 Tracy; Richard R. High-efficiency, supersonic aircraft
DE19509340C2 (de) 1995-03-15 1998-12-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Strukturelement
US5752672A (en) * 1996-05-29 1998-05-19 Continuum Dynamics, Inc. Remotely controllable actuating device
DE19742314C2 (de) * 1997-09-25 2000-06-21 Daimler Chrysler Ag Tragende Struktur
GB9826681D0 (en) * 1998-12-04 1999-01-27 British Aerospace Composite laminates
AU2002323407A1 (en) * 2001-08-24 2003-03-10 University Of Virginia Patent Foundation Reversible shape memory multifunctional structural designs and method of using and making the same
US6588709B1 (en) * 2002-03-20 2003-07-08 The Boeing Company Apparatus for variation of a wall skin
US6979050B2 (en) * 2003-12-04 2005-12-27 General Motors Corporation Airflow control devices based on active materials
JP4568906B2 (ja) 2004-12-16 2010-10-27 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 飛行体用翼、飛行体用翼複合材およびその製造方法
WO2007091990A2 (en) 2006-01-11 2007-08-16 The Boeing Company Aircraft wing composed of composite and metal panels
WO2008036122A2 (en) 2006-04-26 2008-03-27 Massachusetts Institute Of Technology Electrochemical methods, devices, and structures
GB0624580D0 (en) * 2006-12-08 2007-01-17 Imp Innovations Ltd Aerofoil member
US7744038B2 (en) 2007-06-15 2010-06-29 The Boeing Company Controllable winglets
US8418967B2 (en) * 2008-02-21 2013-04-16 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
WO2009137143A1 (en) * 2008-02-21 2009-11-12 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
US8366057B2 (en) * 2009-07-28 2013-02-05 University Of Kansas Method and apparatus for pressure adaptive morphing structure
US8434293B2 (en) * 2009-08-06 2013-05-07 The Boeing Company High stiffness shape memory alloy actuated aerostructure
US8746626B1 (en) 2009-11-13 2014-06-10 The Boeing Company Adaptive structural core for morphing panel structures
US20110300358A1 (en) * 2010-06-04 2011-12-08 The Boeing Company Shape memory alloy/fiber reinforced polymeric composite structures and method for forming
US9120554B2 (en) * 2011-08-16 2015-09-01 The Boeing Company Variable camber fluid-dynamic body utilizing optimized smart materials
US9145198B1 (en) * 2013-01-04 2015-09-29 The Boeing Company Variable camber airfoil system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5662294A (en) * 1994-02-28 1997-09-02 Lockheed Martin Corporation Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons
CN101367433A (zh) * 2008-09-28 2009-02-18 哈尔滨工业大学 一种形状记忆合金弹簧驱动剖面可变形翼结构
CN101503113A (zh) * 2009-03-23 2009-08-12 哈尔滨工业大学 一种形状记忆弹簧驱动的可变后缘弯度机翼
CN101693467A (zh) * 2009-10-13 2010-04-14 南京航空航天大学 基于sma的自适应变体机翼后缘

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