CN108045553A - 一种可变弯度机翼后缘 - Google Patents

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张音旋
王占
王占一
吴江鹏
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Abstract

本发明涉及变体飞机结构设计领域，特别涉及，包括：由弹性材料制成的鱼骨结构；上蒙皮和下蒙皮，均由形状记忆合金制成，分别固定设置在鱼骨结构的上、下表面，上蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时伸长，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状，下蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时缩短，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状；加热件，设置在上蒙皮和下蒙皮上；翼尖；柔性蜂窝，填充设置在蒙皮与鱼骨结构之间。本发明的可变弯度机翼后缘，通过上、下蒙皮差动变形，从而带动机翼后缘发生偏转，并且，整个机翼后缘结构的面外刚度得到很大提升，满足变体飞机结构承载要求。

Description

一种可变弯度机翼后缘
技术领域
本发明涉及变体飞机结构设计领域，特别涉及一种可变弯度机翼后缘。
背景技术
变体技术通过智能化的设计和控制，可以根据任务和环境自适应地改变机翼形状、厚度、弯度等重要参数，使飞机在不同飞行状态下都能取得较理想的气动特性，兼顾飞机在不同速度的使用性能，解决现代飞机气动布局设计中的矛盾，对于提高军用飞行器综合性能具有十分重要的作用。
变体飞机技术对机翼形状的改变分为两种：平面内变形和平面外变形。机翼平面内变形包括变展长、变弦长和变后略角；机翼平面外的变形包括变弦向弯度、变展向弯度、变机翼扭转角以及翼型的调整变化。其中，改变机翼后缘弯度是最受关注的变体技术研究方向之一，一方面是由于改变机翼后缘弯度对其气动性能增效显著。另一方面，改变机翼后缘弯度属于局部变体，而机翼后缘的气动载荷相对前缘来说小很多，从某种意义上降低了变体技术的研究难度，更易于工程实现。
连续变后缘弯度机翼需要在不同飞行状态下均具有优良的性能，因此，其机翼结构应具有自适应性。机翼的蒙皮材料和结构驱动技术是变体飞机设计的最大难点之一。此外，变形结构的一体化设计也是目前研究的热点和难点。可变弯度后缘设计各项关键技术的研究难点如下：
1)柔性蒙皮设计技术
由于变体结构要求在气动载荷作用下能够实现光滑、连续的变形，因此柔性蒙皮不仅需要具备面内大变形能力，还必须具有一定的承载能力，能够将气动载荷传递给主要承力构件。同时，由于气动外形的要求，智能柔性蒙皮在变形过程中还必须保持光滑、连续。
2)轻质高效分布式驱动系统设计
驱动系统要求在较短的响应时间内，提供足够的驱动力驱动变体结构产生变形，由于变体结构本身承受着较大的气动载荷，因此对驱动力的需求进一步提高，而驱动系统的重量和体积要足够小。
3)变形结构一体化设计技术
本项关键技术主要针对变形机构、柔性蒙皮和驱动系统的一体化设计及集成技术进行研究，其主要设计难点是保证各部件结构的变形协调，以及结构的连接强度。
名词解释：形状记忆合金是一种具有形状记忆功能的合金，能够在某一温度下径塑性变形而改变形状，在另一温度下又自动变回原来的形状。通过训练，能够使得形状记忆合金在制定的高温下发生预期的变形，并当温度降低后恢复原来的形状。
发明内容
本发明的目的是提供了一种可变弯度机翼后缘，以解决现有可变弯度后缘存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种可变弯度机翼后缘，包括：
鱼骨结构，由弹性材料制成；
上蒙皮，由形状记忆合金制成，固定设置在所述鱼骨结构的上表面，所述上蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时伸长，在受热温度低于所述预定温度时恢复并保持原状；
下蒙皮，由形状记忆合金制成，固定设置在所述鱼骨结构的下表面，所述下蒙皮的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时缩短，在受热温度低于所述预定温度时恢复并保持原状；
加热件，设置在所述上蒙皮和下蒙皮上，用于受控地将所述上蒙皮和下蒙皮加热至所述预定温度；
翼尖，固定设置在所述鱼骨结构的尖端，且同时与所述上蒙皮和下蒙皮固定连接；
柔性蜂窝，填充设置在所述上蒙皮与所述鱼骨结构以及所述下蒙皮与所述鱼骨结构之间。
可选的，所述鱼骨结构包括：
一块芯板，所述芯板为长方形金属板，所述芯板沿所述可变弯度机翼后缘的展向方向设置，所述芯板到所述上蒙皮和下蒙皮之间的距离相等；
多块腹板，所述腹板为长方形金属板，所述多块腹板沿航行方向均匀设置在所述芯板的上下表面，且所述腹板的远离所述芯板的一端与对应侧的所述上蒙皮或下蒙皮固定连接。
可选的，所述芯板与所述多块腹板为一体成型构件。
可选的，所述柔性蜂窝为铝箔材料的蜂窝结构。
可选的，所述柔性蜂窝的截面形状为四个四边形组成的十字形结构。
可选的，所述加热件为加热电阻丝，贴合设置在所述上蒙皮和下蒙皮的内表面。
可选的，所述的可变弯度机翼后缘还包括：
加热件控制器，用于根据飞行控制指令控制所述加热件对所述上蒙皮和下蒙皮进行加热。
可选的，所述的可变弯度机翼后缘还包括：
温度检测单元，设置在所述上蒙皮和下蒙皮上，用于实时检测所述上蒙皮和下蒙皮的温度；
温度控制器，用于根据所述温度检测单元实时检测的所述上蒙皮和下蒙皮的温度信息，控制所述加热件开启或者关闭，确保所述上蒙皮和下蒙皮的实时温度与所述预定温度的差值在预定范围内。
发明效果：
本发明的可变弯度机翼后缘，借助电阻丝加热形状记忆合金蒙皮，使得上、下蒙皮差动变形，从而带动机翼后缘发生偏转；同时，通过布置柔性鱼骨结构及全高度蜂窝，使得整个机翼后缘结构的面外刚度得到很大提升，变形的同时能够承受飞机飞行中的气动载荷，满足变体飞机结构承载要求。
附图说明
图1是本发明可变弯度机翼后缘的结构示意图；
图2是本发明可变弯度机翼后缘中鱼骨结构的结构示意图；
图3是本发明可变弯度机翼后缘中柔性蜂窝的形状示意图；
图4是本发明可变弯度机翼后缘中上蒙皮的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1至图4对本发明可变弯度机翼后缘做进一步详细说明。
本发明提供了一种可变弯度机翼后缘，其特征在于，包括鱼骨结构3、上蒙皮11、下蒙皮12、加热件4、翼尖5以及柔性蜂窝2。
鱼骨结构3可以由已知的多种适合的弹性材料制成，使得鱼骨结构3能够在适当范围内变形。进一步，本实施例中，如图2所示，优选鱼骨结构3包括一块芯板和多块腹板；芯板为长方形金属板，芯板沿可变弯度机翼后缘的展向方向设置，芯板到上蒙皮11和下蒙皮12之间的距离相等；多块腹板为长方形金属板，多块腹板沿航行方向均匀(等距)设置在芯板的上下表面，且腹板的远离芯板的一端与对应侧的上蒙皮11或下蒙皮12固定连接。进一步，优选芯板与多块腹板为一体成型构件。
上蒙皮11和下蒙皮12由形状记忆合金制成，分别固定设置在鱼骨结构3的上、下表面；其在，上蒙皮11的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时伸长，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状；下蒙皮12的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时缩短，在受热温度低于预定温度时恢复并保持原状。本发明的可变弯度机翼后缘，可以通过上、下蒙皮之间的差动变形(上蒙皮伸长、下蒙皮缩短)驱动机翼后缘偏转。
加热件4设置在上蒙皮11和下蒙皮12上，用于受控地将上蒙皮11和下蒙皮12加热至预定温度；本实施例中，如图4所示，优选加热件4为加热电阻丝，贴合设置在上蒙皮11和下蒙皮12的内表面。
翼尖5固定设置在鱼骨结构3的尖端，且同时与上蒙皮11和下蒙皮12固定连接。进一步，优选翼尖5为三角形金属块体，其通过铆钉与上蒙皮11、下蒙皮12相连。
柔性蜂窝2填充设置在上蒙皮11与鱼骨结构3以及下蒙皮12与鱼骨结构3之间。本实施例中，如图3所示，优选柔性蜂窝2为铝箔材料的蜂窝结构，其截面形状优选为四个四边形组成的十字形结构，其在面内具有很大的变形能力。
本发明的可变弯度机翼后缘，借助电阻丝加热形状记忆合金蒙皮，使得上、下蒙皮差动变形，从而带动机翼后缘发生偏转；同时，通过布置柔性鱼骨结构及全高度蜂窝，使得整个机翼后缘结构的面外刚度得到很大提升，变形的同时能够承受飞机飞行中的气动载荷，满足变体飞机结构承载要求。
进一步，本发明的可变弯度机翼后缘还可以包括加热件控制器、温度检测单元以及温度控制器。
加热件控制器可以设置在后缘中或其让地方，用于根据根据飞行控制指令控制加热件4对上蒙皮11和下蒙皮12进行加热。
温度检测单元设置在上蒙皮11和下蒙皮12上，用于实时检测上蒙皮11和下蒙皮12的温度；温度控制器用于根据温度检测单元实时检测的上蒙皮11和下蒙皮12的温度信息，控制加热件4开启或者关闭，确保上蒙皮11和下蒙皮12的实时温度与所述预定温度的差值在预定范围内，从而使得调节更加快捷，防止出现调节滞后的问题。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种可变弯度机翼后缘，其特征在于，包括：
鱼骨结构(3)，由弹性材料制成；
上蒙皮(11)，由形状记忆合金制成，固定设置在所述鱼骨结构(3)的上表面，所述上蒙皮(11)的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时伸长，在受热温度低于所述预定温度时恢复并保持原状；
下蒙皮(12)，由形状记忆合金制成，固定设置在所述鱼骨结构(3)的下表面，所述下蒙皮(12)的形状记忆合金配置成在受热温度大于预定温度时缩短，在受热温度低于所述预定温度时恢复并保持原状；
加热件(4)，设置在所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)上，用于受控地将所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)加热至所述预定温度；
翼尖(5)，固定设置在所述鱼骨结构(3)的尖端，且同时与所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)固定连接；
柔性蜂窝(2)，填充设置在所述上蒙皮(11)与所述鱼骨结构(3)以及所述下蒙皮(12)与所述鱼骨结构(3)之间。
2.根据权利要求1所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，所述鱼骨结构(3)包括：
一块芯板，所述芯板为长方形金属板，所述芯板沿所述可变弯度机翼后缘的展向方向设置，所述芯板到所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)之间的距离相等；
多块腹板，所述腹板为长方形金属板，所述多块腹板沿航行方向均匀设置在所述芯板的上下表面，且所述腹板的远离所述芯板的一端与对应侧的所述上蒙皮(11)或下蒙皮(12)固定连接。
3.根据权利要求2所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，所述芯板与所述多块腹板为一体成型构件。
4.根据权利要求1所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，所述柔性蜂窝(2)为铝箔材料的蜂窝结构。
5.根据权利要求4所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，所述柔性蜂窝(2)的截面形状为四个四边形组成的十字形结构。
6.根据权利要求1所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，所述加热件(4)为加热电阻丝，贴合设置在所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)的内表面。
7.根据权利要求1所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，还包括：
加热件控制器，用于根据飞行控制指令控制所述加热件(4)对所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)进行加热。
8.根据权利要求7所述的可变弯度机翼后缘，其特征在于，还包括：
温度检测单元，设置在所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)上，用于实时检测所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)的温度；
温度控制器，用于根据所述温度检测单元实时检测的所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)的温度信息，控制所述加热件(4)开启或者关闭，确保所述上蒙皮(11)和下蒙皮(12)的实时温度与所述预定温度的差值在预定范围内。
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