CN105480404A - 可变安装角的翼梢小翼结构 - Google Patents

Abstract

可变安装角的翼梢小翼结构，属于机翼结构领域。现有的翼梢小翼结构无法自动适应变化的飞行高度和速度，只能在特定高度、速度下才能实现最大的气动效率问题。本发明组成包括：固定机翼段(1)，固定机翼段(1)通过扭转段(2)连接可转动小翼(3)；L形曲梁(4)的长端固定设置于固定机翼段(1)内部，L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼内部(3)，L形曲梁(4)的弯部位于扭转段(2)内部；L形曲梁(4)两侧分别设置连杆(5)，连杆(5)一端安装在可转动小翼(3)上，另一端与驱动器(6)连接。本发明具有结构简单的优点，实现翼梢小翼的变安装角变形，提高气动效率；翼梢小翼与机翼之间能实现无缝变形。

Description

可变安装角的翼梢小翼结构

技术领域

本发明涉及一种可变安装角的翼梢小翼结构。

背景技术

翼梢小翼类似于机翼翼面的小机翼，近似垂直于机翼翼面，由美国国家航空航天局艾姆斯研究中心的R.T.惠特科姆于上世纪80年代发明。该发明是希望通过变安装角的翼梢小翼结构，并通过连杆驱动的方式，做出可以在飞行中可根据飞行情况自动改变小翼安装角以获得最优性能的翼梢小翼的结构。现有一般固定翼飞机的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能实现最大的气动效率。

现有的变体翼梢小翼结构多数为变倾角翼梢小翼，因为机械结构较简单，结构上更好实现。而这种方式的变形-气动效率远不如变安装角的变体翼梢小翼高。需要设计一种变安装角翼梢小翼，来提高气动效率。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有的翼梢小翼结构无法自动适应变化的飞行高度和速度，只能在特定高度、速度下才能实现最大的气动效率问题，而提出一种可变安装角的翼梢小翼结构。

一种可变安装角的翼梢小翼结构，其组成包括：固定机翼段，固定机翼段通过扭转段连接可转动小翼；L形曲梁的长端固定设置于固定机翼段内部，L形曲梁的短端活动的设置在可转动小翼内部，L形曲梁的弯部位于扭转段内部，且与扭转段的弯曲度吻合；其中，固定机翼段内部还在L形曲梁的两侧分别设置一根连杆，两根连杆的一端同时安装在可转动小翼上，另一端与驱动器固定连接。

本发明的有益效果为：

本发明通过控制器驱动连杆进而带动可转动小翼进行转动，形成安装角可变的翼梢小翼。区别于一般固定翼飞机的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能实现最大的气动效率的缺点，本发明这种安装角可变的翼梢小翼结构形成的自适应结构，可以在变化的高度、速度下进行相应的变化，从而达到最优的气动效率。且本发明的结构与现有变体飞行器的复杂结构相比具有结构简单的优点；驱动器模块化，所用驱动器形式多样，可以选用舵机连杆组合、形状记忆合金弹簧(SMA弹簧)连杆组合、压电堆叠连杆组合、气动肌肉连杆组合等；本发明翼梢小翼的变安装角形变功能，提高气动效率；翼梢小翼与机翼之间利用可扭转蜂窝填充实现无缝变形，提高整个翼梢的稳定性。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明涉及的扭转段的截面示意图；

图3为本发明涉及的L形曲梁的结构示意图；

图4为本附图1中去掉扭转段时的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：

本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，结合图1所示，其组成包括：固定机翼段1，固定机翼段1通过扭转段2连接可转动小翼3；L形曲梁4的长端固定设置于固定机翼段1内部，L形曲梁4的短端活动的设置在可转动小翼内部3，L形曲梁4的弯部位于扭转段2内部，且与扭转段2的弯曲度吻合；其中，固定机翼段1内部还在L形曲梁4的两侧分别设置一根连杆5，两根连杆5的一端同时安装在可转动小翼3上，另一端伸出固定机翼段与驱动器6固定连接；且连杆5是安装在可转动小翼3的末端的。

具体实施方式二：

与具体实施方式一不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述扭转段2还包括内部的蜂窝夹层结构7和包裹在蜂窝夹层结构7外部的蒙皮8。

具体实施方式三：

与具体实施方式一或二不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述L形曲梁4的短端活动的设置在可转动小翼3内部具体是，L形曲梁4的短端的末端通过轴承9与可转动小翼3末端安装。

具体实施方式四：

与具体实施方式三不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述驱动器6选择舵机、形状记忆合金弹簧(，即SMA弹簧)、压电堆叠或气动肌肉中的一种。

具体实施方式五：

与具体实施方式二或四不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述蜂窝夹层结构7的外形呈翼型形状，蜂窝夹层结构7内部具有放置L形曲梁4的安装孔。

具体实施方式六：

与具体实施方式二或四不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述蒙皮8的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物(SMP)。

具体实施方式七：

与具体实施方式四、六或七不同的是，本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构，所述轴承9为线轴承或滚珠轴承。

工作原理：

将连杆5铰接在可转动小翼3末端连接处。可转动小翼3与固定机翼段1之间由可扭转的蜂窝夹层结构7及蒙皮8构成的可扭转段2连接，如图1所示，可扭转段2的截面状态如图2所示。可扭转的蜂窝夹层结构7中心钻孔并预制成翼型形状，串在L形曲梁4的弯曲处，可扭转的蜂窝夹层结构7的一端紧密粘贴在固定机翼2的外端，一端紧密粘贴在可转动小翼3的下端，可扭转的蜂窝夹层结构7的外部再设置蒙皮8形成可扭转段2。驱动器3驱动连杆6在平行翼展方向推拉，由可扭转蜂窝夹层结构7及蒙皮8构成的可扭转段2发生扭转，带动可转动小翼3绕L形曲梁4转动，实现自适应翼梢小翼安装角的改变，如图4所示为未安装可扭转段2时的结构图。

所述L形曲梁4由金属管钣金工艺制成如图3。

所述驱动器6选择舵机、形状记忆合金弹簧(，即SMA弹簧)、压电堆叠或气动肌肉中的一种。

所述蜂窝夹层结构7是一种可扭转变形的特殊蜂窝，截面图如图2。

所述蒙皮8的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物(SMP)。

所述轴承9为线轴承或滚珠轴承。

本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (7)

1.一种可变安装角的翼梢小翼结构，其组成包括：固定机翼段(1)，其特征在于：固定机翼段(1)通过扭转段(2)连接可转动小翼(3)；L形曲梁(4)的长端固定设置于固定机翼段(1)内部，L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼内部(3)，L形曲梁(4)的弯部位于扭转段(2)内部，且与扭转段(2)的弯曲度吻合；其中，固定机翼段(1)内部还在L形曲梁(4)的两侧分别设置一根连杆(5)，两根连杆(5)的一端同时安装在可转动小翼(3)上，另一端与驱动器(6)固定连接。

2.根据权利要求1所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述扭转段(2)还包括内部的蜂窝夹层结构(7)和包裹在蜂窝夹层结构(7)外部的蒙皮(8)。

3.根据权利要求1或2所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼(3)内部具体是，L形曲梁(4)的短端的末端通过轴承(9)与可转动小翼(3)末端安装。

4.根据权利要求3所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述驱动器(6)选择舵机、形状记忆合金弹簧、压电堆叠或气动肌肉中的一种。

5.根据权利要求2或4所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述蜂窝夹层结构(7)的外形呈翼型形状，蜂窝夹层结构(7)内部具有放置L形曲梁(4)的安装孔。

6.根据权利要求2或4所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述蒙皮(8)的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物。

7.根据权利要求6所述可变安装角的翼梢小翼结构，其特征在于：所述轴承(9)为线轴承或滚珠轴承。