CN107719634A - 用于飞机的变形机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于飞机的变形机翼，所述变形机翼包括顶部表面、底部表面、前缘、后缘、尖端和根部。多个结构肋(76、78)被设置在所述根部与所述尖端之间，以使得所述多个结构肋在所述顶部表面与所述底部表面之间延伸并且与其横向轴线相交。至少一个主动构件(88、90、92、94)沿所述横向轴线或以与所述横向轴线所成的第一角度连接在两个相邻结构肋之间。所述主动构件可以主动方式调整。至少一个被动构件(80、82、84、86)沿所述横向轴线或以与所述横向轴线所成的第二角度连接在所述两个相邻结构肋之间。所述被动构件可以被动方式调整。至少一个主动构件的调整将所述相邻结构肋相对于彼此移动，由此将所述机翼从第一构造变形为第二构造。

Description

用于飞机的变形机翼

本申请是申请日为2013年6月21日、申请号为201380033022.1(国 际申请号为PCT/US2013/046952)、发明名称为“用于飞机的变形机翼”的 发明专利申请的分案申请。

相关申请的交叉引用

本国际专利申请要求2012年6月21日提交的美国临时专利申请 序列号61/662,624的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容以引 用方式并入本文。

技术领域

本发明涉及飞机机翼的构造和操作。更具体来说，本发明涉及飞 机机翼，其中机翼的形状可在飞行期间有所改变以便改变飞机的飞行 特征。

背景技术

现有技术包括飞机机翼的一些实例，所述实例是针对与机翼相关 的许多不同问题。

应指出的是，现有技术包括许多实例，其中可沿飞机的纵向轴线 改变飞机的机翼以便改变与飞机相关的升力性质。

例如，美国专利申请公布号2011/0001018(下文中称为“‘018申请”) 描述一种用于几何变形机翼的复合材料。图4和图5A至图5D示出‘018 申请中描述的设备所预期的各种机翼形态。

美国专利号7,909,292(下文中称为“‘292专利”)描述一种机翼单 元，具体来说描述一种形成空气动力学有效表面的翼梁箱(spar box)。 根据‘292专利的一个方面，机翼表面的形状是可改变的。(‘292专利第 3栏，第7至16行。)

美国专利号7,108,231(下文中称为“‘231专利”)描述一种用于可变 机翼形状的调整机构。多个涡流室WK被提供来改变机翼的一部分的 形状。(参见，例如‘231专利第8栏，第32至46行。)

在另一个实例中，美国专利申请公布号2011/0038727(下文中称为 “‘727申请”)描述一种为飞机提供在纵向方向上变形的机翼的方法和设 备。‘727申请描述自适应技术，可依赖于所述自适应技术来改变机翼 的形状。具体来说，‘727申请描述一种蜂窝材料，其中所述材料的刚 度可基于巢室(cell)压差而变化。(‘727申请第[0086]段。)在一个实施方案中，环境压力改变蜂窝材料的刚度。(‘727申请第[0087]段。)在另一 个实施方案中，飞机的引气可用于控制巢室压差，并且因此控制蜂窝 材料的刚度。(‘727申请第[0088]段。)

美国专利申请公布号2011/0017876(下文中称为“‘876申请”)描述 一种用于控制飞机的控制表面的纵向形状的方法和设备，所述控制表 面如副翼、升降机、转子、调整片、方向舵、扰流板等。(‘876申请第 [0006]段。)控制表面由支撑于翼肋410、412上的柔性外皮428制成。 (‘876申请第[0073]段。)由许多连杆438至452制成的组件连接至柔性 外皮428。(‘876申请第[0075]段。)致动器478、479与连接构件453、 457协作，以改变柔性外皮428的形状。(‘876申请第[0079]至[0081]段。)

美国专利申请公布号2009/0302168(下文中称为“‘168申请”)描述 一种容许如转子叶片的翼型的前缘变形的顺应性结构。(‘168申请第 [0079]段。)

美国专利申请公布号2007/0120011(下文中称为“‘011申请”)描述 由亚稳材料制成的翼型，当经受某些条件时所述亚稳材料的形状会变 化。(‘011申请第[0006]段。)压电材料、形状记忆合金、磁阻材料、铁 电材料、形状记忆聚合物或电活性材料是可采用的一些可能的材料。 (‘011申请第[0018]段。)

美国专利申请公布号2006/0157623(下文中称为“‘623申请”)还描 述具有可在纵向方向上变形的形状的翼型。

美国专利申请公布号2006/0145029(下文中称为“‘029申请”)描述 一种具有可适应型面的机翼。具体来说，‘029申请描述一种具有柔性 区域15的机翼，所述柔性区域具有可在翼弦方向5(即气流方向)和翼 展方向10(即横流方向，垂直于翼弦方向)上变化的型面。(‘029申请第 [0017]至[0018]段。)柔性区域15包括许多致动器60，所述致动器60 作用于抗扭箱53上以改变机翼的形状。(‘029申请第[0021]至[0022]段。)

美国专利申请公布号2002/0100842(下文中称为“‘842申请”)描述 一种用于区域性地调整翼型的曲率的机构。所述机构容许对前缘区域 11和后缘区域12的调整。(‘842申请第[0025]段。)所述机构还容许整 个机翼1的曲率有所变化。(‘842申请第[0025]段。)

美国专利号7,883,060(下文中称为“‘060专利”)描述一种用于扭转 机翼以增大飞机的升力的设备和方法。具体来说，‘060专利讨论了机 翼的扭转，如例如图17和图18中所示。(‘060专利第21栏，第33至 36行。)

美国专利号7,607,617(下文中称为“‘617专利”)描述一种用于空气 动力学有效表面的翼梁箱，所述空气动力学有效表面如飞机的翼型、 水平尾翼单元或方向舵。翼梁箱容许空气动力学有效表面的上表面与 下表面之间的表面形状变化。

如根据前述讨论应明白的是，已将很多注意力集中在改变飞机机 翼的纵向形状上，以便在不同飞行条件下利用不同的形状。

然而，很少发明会集中在横向方向上(例如，沿机翼的跨度)的机翼 形态。

发明内容

本发明针对现有技术中已知与机翼相关联的一个或多个缺陷。

本发明尤其提供一种用于飞机的机翼，其中机翼的形状可沿其横 向轴线(例如，沿机翼的跨度)加以改变。

在一个实施方案中，本发明提供用于飞机的变形机翼。变形机翼 包括顶部表面、底部表面、前缘、后缘、尖端和根部。根部适于连接 至飞机。从前缘到后缘限定纵向轴线，并且从尖端至根部限定横向轴 线。多个结构肋被设置在根部与尖端之间。结构肋在顶部表面与底部 表面之间延伸，并且与横向轴线相交。至少一个主动构件以与横向轴 线所成的第一角度连接在两个相邻结构肋之间。至少一个主动构件可 以主动方式调整。至少一个被动构件以与横向轴线所成的第二角度连 接在两个相邻结构肋之间。至少一个被动构件可以被动方式调整。至 少一个主动构件的调整将相邻结构肋相对于彼此移动，从而将横向轴线或纵向轴线中的至少一个从第一形状改变成第二形状，由此使得机 翼从第一构造变形为第二构造。

在本发明的另一个方面中，至少一个主动构件的调整移动相邻结 构肋，从而改变横向轴线。还预期至少一个主动构件的调整移动相邻 结构肋，从而改变纵向轴线。此外，预期至少一个主动构件的调整移 动相邻结构肋，从而改变横向轴线和纵向轴线二者。

本发明还提供用于飞机的变形机翼，其中机翼从第一构造至第二 构造的变形包括机翼的二面角改变、机翼的后掠改变、机翼的扭转改 变和/或机翼的跨度改变。

在本发明的一个预期实施方案中，至少一个主动构件包括多个主 动构件。另外，预期多个主动构件可包括四个主动构件。

本发明还预期至少一个被动构件包括多个被动构件。多个被动构 件可包括四个被动构件。

在本发明的一个预期实施方案中，变形机翼包括至少一个主动构 件，所述至少一个主动构件在停用时可锁定在刚性状态。在这个实施 方案中，主动构件可为线性致动器。如果采用线性致动器，那么预期 所述线性致动器可受机电操作、液压操作、气动操作或通过形状记忆 合金(“SMA”)操作。类似地，主动构件可被机电地、液压地、气动地锁 定和/或通过SMA锁定。

就本发明的变形机翼而言，还预期至少一个被动构件在停用时可 锁定在刚性状态。被动构件可被机电地、液压地、气动地操作和锁定 和/或通过SMA操作和锁定。

在本发明的实施方案中，所述至少一个被动构件可为线性轴承。 如果采用了线性轴承，那么线性轴承可包括自循环阀。

还预期变形机翼可被构造来使得至少一个主动构件包括四个主动 构件，并且至少一个被动构件包括四个被动构件。在这个预期实施方 案中，与横向轴线所成的第一角度介于约0°与±90°之间，并且与横向 轴线所成的第二角度介于约0°与±90°之间。还预期与横向轴线所成的 第二角度可为约0°。

在一个预期实施方案中，四个被动构件附接至多个结构肋中的相 邻结构肋，以使得四个被动构件在相邻结构肋中的每一个上建立与矩 形的转角一致的图案。

在另一个预期实施方案中，四个主动构件附接至结构肋中的第一 个，以使得主动构件中的两个各自以对角方式彼此相对地附接至第一 结构肋的矩形的转角处。

在另一个预期实施方案中，四个主动构件附接至结构肋中的第二 个，以使得主动构件中的两个各自以对角方式彼此相对地并且还与第 一结构肋上的矩形的转角相对地附接至第二结构肋的矩形的转角处。

本发明的变形机翼还可包括覆盖变形机翼的外皮。外皮可由金属 材料、复合材料和/或包括SMA的材料制成。在一个实施方案中，预期 外皮是柔性的。在另一个实施方案中，外皮可包括多个重叠区段。在 采用重叠区段的情况下，所述重叠区段可相对于彼此以鱼鳞方式设置。 或者，重叠区段可相对于彼此以百叶窗片(louvered)方式设置。在本发 明的不同预期实施方案中，外皮覆盖物可为主动或被动的。由金属合 金制成的例如对温度活化或电活化不具有大的位移依赖性的外皮适格 作为主动外皮覆盖物。由SMA制成的能够通过温度活化或电活化而使 其形状变化的外皮适格作为被动外皮覆盖物。

本发明还提供一种用于飞机的变形机翼的模块。模块包括设置成 彼此相邻的两个结构肋。结构肋限定横向轴线和纵向轴线。至少一个 主动构件以与横向轴线所成的第一角度连接在两个相邻结构肋之间。 至少一个主动构件可以主动方式调整。模块还包括至少一个被动构件， 所述被动构件以与横向轴线所成的第二角度连接在两个相邻结构肋之间。至少一个被动构件可以被动方式调整。至少一个主动构件的调整 将结构肋相对于彼此移动，从而将横向轴线或纵向轴线中的至少一个 从第一构造改变成第二构造。

就本发明的模块而言，预期至少一个主动构件的调整移动相邻结 构肋，从而改变横向轴线。或者，还预期至少一个主动构件的调整移 动相邻结构肋，从而改变纵向轴线。在另一个替代方案中，预期至少 一个主动构件的调整移动相邻结构肋，从而改变横向轴线和纵向轴线。

就模块而言，预期至少一个主动构件包括多个主动构件。多个主 动构件可包括四个主动构件。

就模块而言，预期至少一个被动构件包括多个被动构件。所述多 个被动构件可包括四个被动构件。

结合模块，本发明的一个方面预期至少一个主动构件在停用时可 锁定在刚性状态。如果是这样，那么预期至少一个主动构件可为线性 致动器。如果采用了线性致动器，那么所述线性致动器可受机电操作、 液压操作、气动操作和/或通过形状记忆合金(“SMA”)操作。类似地， 主动构件可被机电地、液压地、气动地锁定和/或通过SMA锁定。。

就本发明的模块而言，预期至少一个被动构件在停用时可锁定在 刚性状态。被动构件可被机电地、液压地、气动地操作和锁定和/或通 过SMA操作和锁定。

至少一个被动构件可为线性轴承。如果是这样，那么线性轴承可 包括自循环阀。

还预期模块可被构建来使得至少一个主动构件包括四个主动构 件，并且至少一个被动构件包括四个被动构件。在这个预期实施方案 中，与横向轴线所成的第一角度介于约0°与±90°之间，并且与横向轴 线所成的第二角度介于约0°与±90°之间。还预期与横向轴线所成的第 二角度可为约0°。

在模块的一个预期实施方案中，四个被动构件附接至多个结构肋 中的相邻结构肋，以使得四个被动构件在相邻结构肋中的每一个上建 立与矩形的转角一致的图案。

在模块的另一个预期实施方案中，四个主动构件附接至结构肋中 的第一个，以使得主动构件中的两个各自以对角方式彼此相对地附接 至第一结构肋的矩形的转角处。

在模块的另一个预期实施方案中，四个主动构件附接至结构肋中 的第二个，以使得主动构件中的两个各自以对角方式彼此相对地并且 还与第一结构肋上的矩形的转角相对地附接至第二结构肋的矩形的转 角处。

本发明还涵盖变形机翼，其中主动构件通过紧固件、机械接头、 轴承、球形接头或承载机械结构连接至相邻结构肋。

预期结构肋可包括焊接至所述结构肋的结构构件，从而建立连接 主动构件的连接点。

还预期结构肋可包括一体形成于所述结构肋上的结构构件，从而 建立连接主动构件的连接点。

应当根据本发明的附图并根据本文的讨论来理解本发明的其它特 征。

附图说明

现将结合本发明的附图来描述本发明，在附图中：

图1为本发明所针对的四种类型的机翼运动的图形图解；

图2为用于飞机的机翼工程全尺寸模型(mock-up)的透视图形图 解，图中示出机翼的跨度运动；

图3为用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示 出机翼的扭转运动；

图4为用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示 出机翼的后掠运动；

图5为用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示 出机翼的二面角运动；

图6为本发明的变形机翼的一个模块的透视图解；

图7为本发明的变形机翼的一个模块的透视图解；

图8为本发明的变形机翼的两个相邻模块的透视图形图解；以及

图9为依赖于本发明的多个模块的处于二面角方式变形条件下的 变形机翼的图形图解。

具体实施方式

现将结合一个或多个实施方案描述本发明。对任何一个特定实施 方案的讨论旨在说明本发明的宽度和范围。换句话说，虽然注意力集 中在具体实施方案，但是这些实施方案并非旨在限制本发明的范围。 相反，在了解本文所提出的讨论内容和附图之后，本领域的技术人员 将容易了解所描述和说明的实施方案的一个或多个变型和等效物。这 些变化形式和等效物意图由本发明所涵盖，如同它们在本文中已被描 述的一样。

作为一个约定点，如本领域的技术人员应理解的，飞机包括限定 纵向轴线的前端和后端。从飞机的机身向外延伸的机翼限定横向轴线。 因此，在随后的讨论中，提及纵向轴线意图指代与飞机的纵向轴线平 行的轴线。类似地，提及横向轴线意图指代与飞机的横向轴线平行的 轴线。

作为另一个约定点，术语“前”、“后”、“上”、“下”、“右”、“左”、 “右舷”和“左舷”意图指代与常规飞机的行进方向一致的方向。然而，这 些约定内容的使用并不意图限制本发明。相反，这些术语仅使用来便 于讨论本发明的相当大的宽度和范围。

在随后的整个讨论中，将结合飞机的机翼讨论本发明。虽然本发 明的讨论集中在飞机的机翼，但是不应将本发明视为限于“机翼”。相反， 本发明可适用于对飞机的空气动力学性质提供控制的任何表面，所述 表面如水平稳定器、垂直稳定器、方向舵、发动机挂架或小翼。类似 地，虽然结合飞机描述本发明，但是本发明可适用于其它运载工具类 型，包括但不限于如潜水艇的潜水运载工具。

另外，结合本发明在商用飞机上的应用描述本发明，所述商用飞 机包括客机和私人或商务喷气机。虽然在这种情形下描述本发明，但 是应注意的是，本发明不应理解为只限于商业实施方案。相反，预期 本发明可适用于任何类型的飞机。

在设计飞机时会考虑的其它变量中，航空工程师面临的挑战是创 造比现有技术中的前代飞机具有更佳燃料效率的飞机。这是由于以下 几个原因。第一，如果飞机使用较少的燃料，那就可降低其操作成本。 第二，更大的燃料效率可容许飞机飞行更长的距离，因为其航行每海 里使用的燃料更少。第三，更大的燃料效率产生较少的污染。

为了实现更大的燃料效率，航空工程师专注在包括飞机的发动力 效率、飞机的重量和机体的空气动力学性质的变量。如应当明白的， 如果发动力本身更具燃料效率，那么飞机将更为高效。如果飞机的重 量更轻，那么飞机应当能够实现更大的燃料效率，这不过是因为发动 机要推动的重量更少。最后，可改变机体的空气动力学性质(如，空气 动力学阻力)以提高燃料效率。

本发明集中在以上确认的三个参数中的第三个。具体来说，本发 明提供具有改进的空气动力学特性的飞机，所述改进的空气动力学特 性尤其产生更为高效的飞机以及其它益处。更具体来说，本发明提供 一种变形机翼，所述变形机翼容许在飞行中调整机翼的形状以优化机 翼在可变条件下的性能。

通常，飞机在飞行时经历三种不同的操作模式。第一种操作模式 涉及与起飞和爬升期间的飞机相关联的飞行特征。第二种操作模式涉 及与在巡航高度处飞行时的飞机相关联的飞行特征。第三种操作模式 涉及当飞机降落、接近机场以便着陆时的飞行特征。

这三种操作模式中的每一种都使飞机经受不同的动态、飞行条件。 为使飞机在这三种模式中的每一种中以最佳方式执行，飞机必须改变 其飞行特征。在大多数现代飞机中，这包括改变机翼上空气动力学表 面(如襟翼)中的一个或多个的位移和/或角度。襟翼还被称为“高升力” 表面或“控制”表面，这取决于空气动力学表面的具体操作。如本领域的技术人员应明白的，高升力表面增强由机翼产生的升力。也如本领域 的技术人员应明白的，控制表面通常指代操纵飞机的那些表面。应注 意的是，这些术语可互换使用。取决于飞机的设计和取向，可能的是： 高升力表面可提供控制，或控制表面可提供升力。

虽然改变飞机机翼上的高升力表面(例如，襟翼和缝翼)的构造是用 于改变飞机在飞行期间的空气动力学性质的适合解决方案，但是这些 类型的改变并不完全利用与飞机机翼相关联的空气动力学原理。更具 体来说，这些类型的调整并不利用可在飞行期间改变飞机的机翼以改 变飞机的飞行特性(例如，纵向形状改变和横向形状改变的组合)的方式。

作为初步事项，参考图1，存在四种可改变飞机的机翼的主要方 式。四种方式在本文中称为机翼形态。指示飞机10的从初始状态12 开始的机翼形状改变的四种机翼形态为：(1)跨度形态14，(2)扭转形态 16、(3)后掠形态18，以及(4)二面角形态20。

跨度形态14指代飞机10的总体机翼跨度22的改变。如本领域的 技术人员应明白的，机翼跨度22通常指代从一个机翼24的尖端至相 对机翼26的尖端测量出的尺寸。在多机翼飞机中，机翼跨度22为飞 机10的最大跨度尺寸。出于描述本发明的目的，术语机翼跨度(或跨度) 还被用于描述单个机翼24、26的从它的根部28至它的尖端30的长度。

参考跨度形态14，能够改变其跨度22的机翼24、26具有沿机翼 24、26的跨度22扩张或缩紧的能力。箭头32指示这个运动。

参考扭转形态16，能够沿跨度22的长度改变其形状的机翼24、 26将根据箭头34移动。如应明白的，扭转运动是围绕轴线36的旋转 运动，所述轴线36沿机翼24、26的跨度22延伸。

参考后掠形态18，能够沿跨度22改变其形状的机翼24、26将根 据箭头38移动。换句话说，机翼24、26能够相对于轴线36向前或向 后移动。

参考二面角形态20，能够沿跨度22改变其形状的机翼24、26将 根据箭头40移动。换句话说，机翼相对于起始位置向上或向下移动。 这与机翼24、26的拍打(flapping)运动类似。

图2为具有如上定义的跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图 形描绘。在这个图解中，相对于机翼26限定点42。如果根据跨度形态 14改变跨度22，那么点42将如箭头44所示出从飞机10的机身向外 移动，或如箭头46示出向内朝向飞机10的机身移动。

作为参考，机翼26具有根部48、尖端50、前缘52和后缘54。 机翼26还包括为飞机10提供升力(以及其它性质)的上表面和下表面。

图3为具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在 这个图解中，相对于机翼26限定点56。如果机翼26根据其扭转形态16改变其形状，那么点56将沿上箭头58向上移动，或沿下箭头60向 下移动，这取决于扭转运动的方向。

图4为具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在 这个图解中，相对于机翼26限定点62。如果机翼26根据后掠形态18 改变其形状，那么点62将沿箭头64向前移动，或沿箭头66向后移动。

图5为具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在 这个图解中，相对于机翼26限定点68。如果机翼26根据二面角形态 20改变其形状，那么点68将沿箭头70向上移动，或沿箭头72向下移 动。如以上所指出，这个运动与拍打运动类似。

参考图2至图5，应理解的是，点42、56、62、68将不会遵循所 确认的确切轨迹。对于实际机翼来说，应理解的是，点42、56、62、 68还将在其它方向上移动，这取决于所采用的形态。然而，图2至图 5被提供来示出本文描述的四种形态14、16、18、20所隐含的基本概 念。

图6示出根据本发明的模块74的一个实施方案。模块74应理解 成被并入飞机10的机翼26中，以使得机翼26可根据所确认的形态14、 16、18、20中的一个或多个改变其形状。

模块74包括第一肋片76和第二肋片78。(应指出的是，术语“翼 梁”、“板”或“结构板”可替代术语“肋片”，因为在本发明的情形中，这 些术语被视为是可互换的。)如本领域的技术人员应认识到的，飞机机 翼26将包括多个肋片76、78，所述肋片76、78垂直地布置机翼26内 的预定结构位置处。肋片76、78被理解成相对于机翼垂直定向，并且 从机翼26的前缘52延伸至后缘54。肋片76、78为形成机翼26的内 部结构的一部分的结构构件。

如本领域的技术人员应明白的，肋片76、78被理解成由铝或其合 金制成。虽然这是用于肋片76、78的可能的材料，但是肋片76、78 可由任何适合的材料制成。例如，肋片76、78可由铁、钢，或合金或 铁或钢制成。或者，肋片76、78可由包括如镁的轻质金属和其相关联 合金的材料制成。

在其它预期实施方案中，肋片76、78可由如复合材料的非金属材 料制成。复合材料可包括由如碳纤维等的树脂浸渍纤维制成的材料。 用于肋片76、78的精确材料对于本发明的模块74的操作来说不是关 键的。因此，可在不脱离本发明的范围的情况下采用任何适合的材料。

图6中示出的模块74包括总计八个构件。这些构件中的四个为被 动构件80、82、84、86。这些构件中的四个为主动构件88、90、92、 94。全部八个构件连接在肋片76、78之间。虽然示出八个构件，但是 不应将本发明视为限于任何具体数目的主动或被动构件。本发明可涵 盖任何数字组合的主动构件和被动构件。

被动构件80在肋片76上的位置96至肋片78上的位置98之间延 伸。被动构件82在肋片76上的位置100至肋片78上的位置102之间 延伸。被动构件84在肋片76上的位置104至肋片78上的位置106之 间延伸。被动构件86在肋片76上的位置108至肋片78上的位置110之间延伸。

类似地，主动构件88在肋片76上的位置112至肋片78上的位置 114之间延伸。主动构件90在肋片76上的位置116至肋片78上的位 置118之间延伸。主动构件92在肋片76上的位置120至肋片78上的 位置122之间延伸。主动构件94在肋片76上的位置124至肋片78上的位置126之间延伸。

在本发明的情形中，预期主动构件88、90、92、94为能够在沿主 动构件88、90、92、94的纵向轴线的方向上、在肋片76、78之间施 加力的构件。具体来说，预期的是：主动构件88、90、92、94为伸缩 式构件，所述伸缩式构件将可取决于对其提供的输入信号而扩展或收缩。

主动构件88、90、92、94可被液压启动、气动启动、机电启动、 由SMA启动等。用于主动构件88、90、92、94的启动的确切机制对 于本发明的模块74的操作来说不是关键的。在不脱离本发明的范围的 情况下，可以采用任何其它机构。

预期被动构件80、82、84、86会响应于由主动构件88、90、92、 94产生的运动，所述运动通过肋片76、78传递至被动构件80、82、 84、86。并不预期被动构件80、82、84、86将主动地对肋片76、78 上施加任何力。相反，预期被动构件80、82、84、86会响应于由于主 动构件88、90、92、94的启动而引起的肋片76、78的取向变化。

如根据图6中对模块74的描绘应明白的，主动构件88、90、92、 94被设置成使得它们相对于由机翼的跨度22所限定的横向轴线128定 向成一个角度，和/或相对于机翼26的前缘52与后缘54之间所限定的 纵向轴线130定向成一个角度。预期所述角度落在相与横向轴线成 0±90°的范围内。应指出的是，横向轴线128平行于飞机10的横向轴线。 纵向轴线130平行于飞机10的纵向轴线。虽然出于描述本发明的目的 采用这种约定，但是横向轴线128和纵向轴线130无需以相对于飞机 10的任何具体方式定向来实践本发明。就此而言，主动构件88、90、 92、94的取向对于本发明来说不是关键的。

被动构件80、82、84、86被设置成使得它们基本上平行于横向轴 线128(例如，相对于横向轴线成0°角)。被动构件80、82、84、86也 基本上彼此平行。应指出的是，虽然被动构件80、82、84、86被示出 为平行于横向轴线128，但是本发明的操作并不需要这种布置。预期在 不脱离本发明的范围的情况下，被动构件80、82、84、86可相对于横 向轴线128和/或纵向轴线130中的一个或两个成角度。

在模块74中，主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、 86连接在肋片76、78之间，以使得附接点以特定方式分组。如图所示， 连接点在肋片76、78中的每一个上建立矩形的转角。虽然这种布置与 所示的实施方案一致，但是在不脱离本发明的范围的情况下，可采用 其它布置。例如，在对所采用的模块74适当时，连接点可建立梯形、 平行四边形或其它多边形的转角。

参考图6中示出的模块74，被动构件80、84限定由肋片76上的 连接点96、104限定的矩形的转角中的两个。肋片76上的矩形的另外 两个转角由三个连接点占据，每个相关联主动构件一个点并且每个相 关联被动构件一个。

如应明白的，由肋片76上的连接点限定的矩形的转角中的每一个 由被动构件80、82、84、86与肋片76之间的连接点96、100、104、 108有效地确认。类似地，由肋片78上的连接点限定的矩形的转角中 的每一个由被动构件80、82、84、86与肋片78之间的连接点98、102、106、110有效地确认。

如图所示，主动构件88、90、92、94被定向成使得主动构件88、 90、92、94在肋片76上限定的矩形的相对转角处彼此相邻地连接。肋 片78也是相同情况，例外之处在于转角与肋片76上确认的那些转角 相对。如以上所指出，这种特定的部件布置反映出图6中示出的模块 74的预期实施方案。本发明预期在不脱离本发明的范围的情况下，主 动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86可以不同的布置 加以定位。

如根据图6中示出的模块74应明白的，主动构件88、90、92、94与肋片76、78之间的横跨连接容许主动构件88、90、92、94将肋 片76、78在任何方向上相对于彼此倾斜。此外，当本发明的操作改变 主动构件88、90、92、94的相应取向时，所述主动构件不会彼此机械 地干扰。

预期图6中示出的实施方案中的主动构件88、90、92、94为线性 致动器，所述线性致动器的操作使用磁力或电磁力来控制。然而，如 以上所指出，在不脱离本发明的范围的情况下，可采用任何其它类型 的控制。例如，控制可为液压控制、气动控制和/或通过SMA控制。

预期被动构件80、82、84、86为线性轴承或一些其它适合的伸缩 式构件。预期被动构件为加强装置。具体来说，预期被动构件在与主 动构件88、90、92、94配合调整之后保持在固定、静止取向上。

继续参考图6，现将描述模块74的操作。

预期主动构件88、90、92、94为受机电致动的线性致动器。换句 话说，预期对主动构件88、90、92、94施加电信号、磁信号或电磁信 号会指导主动构件88、90、92、94改变其长度。具体来说，主动构件 88、90、92、94接收作为输入的信号，所述信号指导主动构件88、90、92、94延伸或回缩至所需长度。这种运动转而将引起肋片76、78的相 应取向的变化。

如图6中所示，主动构件88、90、92、94相对于横向轴线128和 纵向轴线130成对角定位。主动构件88、90、92、94施加适当的力来 改变肋片76、78相对于彼此的角位置。

另一方面，被动构件80、82、84、86不被启动来使得它们主动地 对肋片76、78施加任何力。取而代之，被动构件80、82、84、86只 是随着肋片76、78的移动而延伸或收缩，主动构件88、90、92、94 对所述肋片76、78进行操作。或者，被动构件80、82、84、86可保 持于静止位置，这取决于肋片76、78之间的位置关系。

利用主动构件和被动构件的这种布置，有可能改变肋片76、78相 对于彼此的取向。当模块被安装在机翼26中时，则有可能根据以上讨 论的形状形态14、16、28、20中的一个或多个来改变机翼26的形状， 因为机翼26并入有模块74，所述模块74根据提供至主动构件88、90、 92、94的输入来改变机翼26的形状。

为使模块在主动构件88、90、92、94失去接收信号的能力的情况 下保持刚性形状，预期至少被动构件80、82、84、86将并入有一种机 构，被动构件80、82、84、85通过所述机构锁定在刚性状态。

在一个预期实施方案中，被动构件80、82、84、86可包括自循环 阀。根据这个实施方案，被动构件80、82、84、86可为具有两个内部 腔室的液压活塞，所述两个内部腔室通过自循环阀彼此流体连接。当 自循环阀打开时，容许流体在被动构件80、82、84、86内的两个腔室 之间自由流动。因此，当自循环阀打开时，被动构件80、82、84、86 为顺应的并且将经历长度的改变，这取决于所述被动构件所附接的肋 片76、78的构造的相关联变化。

然而，当自循环阀关闭时，被动构件80、82、84、86内的两个腔 室中的流体无法循环。因此，当自循环阀关闭时，被动构件80、82、 84、86变为刚性固定的。换句话说，当自循环阀关闭时，被动构件80、 82、84、86的长度无法变化。以这种方式，通过关闭自循环阀，被动构件80、82、84、86转变成机翼26内的刚性、结构构件。因而，被 动构件80、82、84、86可锁定在特定位置，以便将机翼26固定在预 定取向。被动构件80、82、84、86可通过任何装置来锁定，所述任何 装置包括但不限于自循环阀或机械制动器。

应指出的是，本发明的一个实施方案还预期主动构件88、90、92、 94可包括自循环阀，以使得主动构件88、90、92、94可以与被动构件 80、82、84、86相同的方式锁定在特定取向。

被动构件90、82、84、86(或者，以及主动构件88、90、92、94) 的可锁定性是本发明的模块74的操作所需要的。因为模块74将被并 入机翼26中，所以重要的是确保操作期间机翼26将保持刚性构造。 如果主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86失去所有 动力，那么这就是尤其重要的。在损失动力的情况下，被动构件80、 82、84、86(以及主动构件88、90、92、94中的一些或全部)的可锁定 性将会使机翼26维持在刚性取向。

在不限制本发明的情况下，应指出的是，主动构件88、90、92、 94可替代地受机电操作、液压操作、气动操作和/或通过形状记忆合金 (“SMA”)操作。类似地，主动构件88、90、92、94可被机电地、液压 地、气动地锁定和/或通过SMA锁定。类似地，预期被动构件80、82、84、86可替代地被机电地、液压地、气动地操作和锁定和/或通过SMA 操作和锁定。

继续参考图6，现讨论主动构件88、90、92、94与被动构件80、 82、84、86之间的连接。具体来说，如图6中所示，主动构件88、90、 92、94和被动构件80、82、84、86中的每一个利用适合的紧固件连接 在肋片76、78之间。例如，紧固件可为螺钉和螺母型紧固件。或者， 主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86可通过如轴承、 球形接头或其它承载机械结构的机械接头附接至肋片76、78。预期机 械接头附接至被连接(如通过焊接)至肋片76、78的结构构件。在另一 个预期实施方案中，肋片76、78可被加工或成形，以便包括连接主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86的附接点和/或与所 述附接点相关联的任何机械接头。因此，在这个实施方案中，提供附 接点的结构构件与肋片76、78成一体。然而，如应明白的，形成连接 的紧固件和接头的类型对于本发明的操作来说不是关键的，并且在不脱离本发明的范围的情况下可采用任何适合的替代紧固件和/或接头。

图7为根据本发明的机翼132的透视图形图解。机翼132包括沿 机翼132的内部间隔的五个肋片134、136、138、140、142。根据本发 明的模块74被设置在相邻肋片136与138之间。如以上所指出，当操 作主动构件88、90、92、94时，肋片136、138将改变它们相应的取向。这将引起机翼132的形状根据所确认的形态14、16、18、20中的 一个或多个的变化。

图8为机翼144的一部分中并排间隔的两个模块74的透视图解。 在这个图解中，存在三个肋片146、148、150。两个模块74共享中央 肋片146。当模块74以这种方式连接时，有可能增强机翼144的变形 条件。在这个实施方案中，每个模块74对机翼144的形状产生增量变 化。因而，从机翼144的根部至尖端的较大总体形状改变是可能的。

图9为机翼152的图形图解。机翼152限定根部154、尖端156、 前缘158和后缘160。在机翼152的根部154与尖端156之间设置有八 个单独的模块162、164、166、168、170、172、174、176。相邻模块 与其邻近模块共享一个共用肋片。

就图9而言，应指出的是，每个模块162、164、166、168、170、 172、174、176在机翼152中可具有稍微不同的大小和取向。预期这是 本发明的一个方面。

重新参考图2，预期在跨度形态14中，一个或模块74的操作容 许机翼24、26在其最短长度的0至25％的范围内改变其跨度22。换句 话说，预期跨度22可最多增加原始(最短)跨度22的25％。在另一个预 期实施方案中，预期机翼跨度22的变化落在0至20％的范围内。另外， 所述范围可为0至15％。另外，所述范围可为0至10％。最后，预期 机翼跨度22的变化可落在0至5％的范围内。在其它预期实施方案中， 在不脱离本发明的范围的情况下，所述范围的下限可为5％、10％或 15％。因而，例如，通过采用一个或多个模块74使之成为可能的机翼 跨度22的一个预期变化范围为5％至10％的范围。

参考示出扭转形态16的图3，预期从机翼24、26的初始位置开 始的扭转角度的度数落在±45°的范围内。在本发明的其它预期实施方案 中，所述范围为±40°、±35°、±30°、±25°、±20°、±15°、±10°和/ 或±5°。这些范围的任何其它排列也被视为落在本发明的范围内。例如， 可容许机翼24、26在-10°至+25°的范围内扭转。参考示出后掠形态 18的图4，预期一个或多个模块74的操作使机翼24、26的尖端50的 位置从初始位置开始在±45°的范围内改变(也就是“后掠”)。换句话说， 预期机翼24、26的尖端50可在±45°的范围内向前(正角)或向后(负角) 移动。在本发明的其它预期实施方案中，所述范围为±40°、±35°、±30°、 ±25°、±20°、±15°、±10°和/或±5°。这些范围的任何其它排列也被视 为落在本发明的范围内。例如，可容许机翼24、26的尖端50在+10° 至-15°的范围内后掠。

参考示出二面角形态20的图5，预期机翼24、26从初始位置偏 转角度的度数落在±45°的范围内。正变化指代机翼从初始位置向上移 动。负变化指代机翼从初始位置向下移动。在本发明的其它预期实施 方案中，所述范围为±40°、±35°、±30°、±25°、±20°、±15°、±10° 和/或±5°。这些范围的任何其它排列也被视为落在本发明的范围内。 例如，可容许机翼24、26进行在+10°至-20°的范围内的二面角变化。

继续参考图6，示出控制器C。预期控制器C以一种方式电连接 至主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86，所述方式提 供对所述构件中的每一个的独立控制。控制器C被理解成从飞机10的 机载飞行计算机接收命令。飞行计算机被理解成对飞机18的飞行条件 进行分析，并且计算机翼24、26在四种形态14、16、18、20中的任 何形态中的最佳构造。

飞行计算机接着将为控制器C提供用于特定机翼构造的参数。控 制器C将接着计算用于主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、 84、86的构造，所述构造满足从飞行计算机提供的输出条件。

应指出的是，并不需要单独的控制器C来实践本发明。控制器C 可被并入飞行计算机或飞机10上可利用的任何其它处理器中。

如应明白的，本发明的机翼26还将需要设置在其上的外部外皮 178，如图9中指示。因为机翼26变形，所以预期外皮178由容许不 同形态14、16、18、20的材料制成。

在一个预期实施方案中，所述外皮可为柔性的。预期外皮可由金 属材料、复合材料和/或SMA制成。

在另一个预期实施方案中，外皮可由以重叠方式提供的许多刚性 鳞片(类似于鱼鳞)制成。鳞片被理解成相对于彼此移动，同时维持机翼 26的连续外表面，以使得机翼26提供足够的升力。

在另一个实施方案中，外皮178可由许多缝翼制成，所述缝翼类 似百叶帘(venetian blind)中的百叶窗片来布置，以使得这些缝翼彼此重 叠并且相对于彼此移动。

如应明白的，外皮的确切组成对于本发明的操作来说不是关键的。

还应指出，在不限制本发明的情况下，在本发明的不同预期实施 方案中外皮可为主动或被动的。由金属合金制成的例如对温度活化或 电活化不具有大的位移依赖性的外皮适格作为主动外皮。由SMA制成 的能够通过温度活化或电活化而使其形状变化的外皮适格作为被动外 皮。

在另一个预期实施方案中，本发明的机翼26可使用线路引导致动 系统(routedactuation system)来变形，所述系统并入有例如电缆、支柱 和滑轮。这与以上描述的嵌入式致动有所不同。

如以上所指出，结合本发明的一个或多个实施方案对本发明进行 了描述。所述实施方案意图说明本发明的广度。对任何一个特定实施 方案的集中描述并非意图对本发明进行限制。因此，本发明意图涵盖 如本领域的技术人员将了解的变化形式和等效物。

Claims (27)

1.一种用于飞机的变形机翼，所述变形机翼包括：

顶部表面、底部表面、前缘、后缘、尖端和根部，其中所述根部适于连接至所述飞机；

多个结构肋，其设置在所述根部与所述尖端之间，其中所述结构肋在所述顶部表面与所述底部表面之间延伸；

四个主动构件，其连接在所述多个结构肋中相邻的第一和第二结构肋之间，所述四个主动构件可以主动方式调整；其中

所述四个主动构件中的第一和第二主动构件彼此邻近地在第一位置处附接到所述第一结构肋；

所述四个主动构件中的第三和第四主动构件彼此邻近地在第二位置处附接到所述第一结构肋；

所述第一主动构件和第三主动构件彼此邻近地在第三位置处附接到所述第二结构肋；

所述第二主动构件和第四主动构件彼此邻近地在第四位置处附接到所述第二结构肋；以及

至少一个被动构件，其连接在所述相邻的第一和第二结构肋之间，其中所述至少一个被动构件可以被动方式调整；

其中所述四个主动构件中的至少一个的调整将所述相邻的第一和第二结构肋相对于彼此移动，由此使得所述机翼从第一构造变形为第二构造。

2.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述四个主动构件中的至少一个的所述调整相对于所述飞机的机身移动所述相邻的第一和第二结构肋中的每一个。

3.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述机翼从所述第一构造至所述第二构造的变形包括选自包括以下项的组的至少一种：所述机翼的二面角改变、所述机翼的后掠改变、所述机翼的扭转改变和所述机翼的跨度改变。

4.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件包括多个被动构件。

5.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述四个主动构件可锁定在刚性状态。

6.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述四个主动构件中的至少一个包括线性致动器。

7.如权利要求6所述的变形机翼，其中所述线性致动器包括机电操作致动器、液压操作致动器或气动操作致动器中的至少一种。

8.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件可锁定在刚性状态。

9.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件为线性轴承。

10.如权利要求9所述的变形机翼，其中所述线性轴承包括自循环阀。

11.如权利要求1所述的变形机翼，其还包括：

覆盖所述变形机翼的外皮。

12.如权利要求1所述的变形机翼，其中：

所述四个主动构件中的至少一个相对于所述第一结构肋的平面处于约0°与±90°之间。

13.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件基本垂直于所述第一结构肋的平面而附接在所述相邻的第一和第二结构肋之间。

14.如权利要求1所述的变形机翼，其中所述四个主动构件附接至所述第一结构肋，以使得所述第一位置和第二位置以对角方式彼此相对地位于矩形的转角处。

15.如权利要求14所述的变形机翼，其中所述四个主动构件附接至所述第二结构肋，以使得所述第三和第四位置以对角方式彼此相对地位于矩形的转角处，并且也与所述第一结构肋上的所述矩形的转角相对。

16.如权利要求8所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件包括四个被动构件。

17.如权利要求16所述的变形机翼，其中所述四个被动构件附接至所述多个结构肋中的相邻结构肋，以使得所述四个被动构件在所述相邻结构肋中的每一个上形成矩形的转角。

18.如权利要求16所述的变形机翼，其中所述四个被动构件中的每一个基本垂直于所述第一结构肋的平面而附接在所述相邻的第一和第二结构肋之间。

19.如权利要求16所述的变形机翼，其中：

所述四个被动构件中的第一被动构件在第一位置处附接至所述第一结构肋；

所述四个被动构件中的第二被动构件在第二位置处附接至所述第一结构肋；并且

所述四个被动构件中的第三和第四被动构件在第五和第六位置处附接至所述第一结构肋，所述第五和第六位置与所述第二结构肋上的第三和第四位置相对地定位。

20.一种用于飞机的变形机翼，所述变形机翼包括：

顶部表面、底部表面、前缘、后缘、尖端和根部，其中所述根部适于连接至所述飞机；

第一组两个相邻结构肋和第二组两个相邻结构肋，其中所述第一组两个相邻结构肋和第二组两个相邻结构肋共享着共用的结构肋，其中所述第一组和第二组两个相邻结构肋中的每一者包括：

至少一个主动构件，其连接在所述两个相邻结构肋之间，其中所述至少一个主动构件可以主动方式调整；以及

至少一个被动构件，其连接在所述两个相邻结构肋之间，其中所述至少一个被动构件可以被动方式调整；

其中所述至少一个主动构件的调整将所述相邻结构肋相对于彼此移动，从而将所述机翼从第一构造变形成第二构造。

21.如权利要求20所述的变形机翼，其中所述至少一个主动构件的所述调整相对于所述飞机的机身移动所述两个相邻结构肋中的每一个。

22.如权利要求20所述的变形机翼，其中所述至少一个主动构件包括多个主动构件。

23.如权利要求20所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件包括多个被动构件。

24.如权利要求20所述的变形机翼，其中所述至少一个主动构件可锁定在刚性状态。

25.如权利要求20所述的变形机翼，其中所述至少一个被动构件可锁定在刚性状态。

26.如权利要求20所述的变形机翼，其中：

所述至少一个主动构件包括四个主动构件；

所述四个主动构件相对于所述两个相邻结构肋之一的平面处于约0°与±90°之间。

27.一种用于飞机的变形机翼的模块，所述模块包括：

相邻的第一和第二结构肋；

四个主动构件，其连接在所述相邻的第一和第二结构肋之间，所述四个主动构件可以主动方式调整；其中：

所述四个主动构件中的第一和第二主动构件彼此邻近地在第一位置处附接到所述第一结构肋；

所述四个主动构件中的第三和第四主动构件彼此邻近地在第二位置处附接到所述第一结构肋；

所述第一主动构件和第三主动构件彼此邻近地在第三位置处附接到所述第二结构肋；

所述第二主动构件和第四主动构件彼此邻近地在第四位置处附接到所述第二结构肋；以及

至少一个被动构件，其连接在所述相邻的第一和第二结构肋之间，其中所述至少一个被动构件可以被动方式调整；

其中所述四个主动构件中的至少一个的调整将所述相邻的第一和第二结构肋相对于彼此移动，从而将所述机翼从第一构造变形成第二构造。