CN108216572B - 一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼。所述多曲轴驱动的柔性翼面组件包括壳体、多个旋转电机、多个旋转曲轴、多个圆片组、弹簧翼肋组、上柔性蒙皮组件、下柔性蒙皮组件；其中，旋转电机设置在壳体内，所述旋转曲轴部分设置在所述壳体内；旋转电机的输出端与旋转曲轴的一端连接；圆片组安装在旋转曲轴的设置在壳体外的部分上；弹簧翼肋组连接上柔性蒙皮组件及下柔性蒙皮组件；旋转曲轴自设置在壳体内的一端向另一端以截面面积渐缩的方式弯曲延伸。本申请的多曲轴驱动的柔性翼面组件采用旋转电机驱动曲轴，利用多曲轴驱动机翼后缘上柔性蒙皮、下柔性蒙皮的做动方式，来实现柔性翼面的功能。

Description

一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼

技术领域

本发明涉及机翼技术领域，特别是涉及一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼。

背景技术

对于飞机而言，机翼是其升力和操纵力的主要来源，是飞机设计的首要研究对象。机翼性能的优劣直接影响飞机的飞行性能好坏。因此，对新型柔性变体飞机的研究大部分集中于飞机变形机翼的研究。变形机翼要在飞行过程中进行变形，离不开可变形柔性蒙皮、变形驱动机构这两项关键技术的支持。可变形柔性蒙皮主要用于在变形时承受并传递气动载荷，保证机翼表面光滑，使机翼具有良好的气密性。变形驱动机构需要在变形机翼变形时提供足够的变形动力。变形驱动机构直接影响机翼构型与气动外形，进而影响飞机的效率与性能。

传统可变形柔性蒙皮主要有三类，但是都存在不可避免的缺点。一是基于高分子化合物的蒙皮，不能承受必要的气动载荷；二是基于波纹板的蒙皮，仅可沿一维变形；三是基于柔性蜂窝的蒙皮，拉伸时表面易褶皱。

传统变形驱动机构通常采用杆式铰链或者杆索机构来进行变形，比如较典型的分片式滑(转)动驱动机构，形状记忆合金丝(片)驱动机构。然而，此类机构结构笨重、价格高昂、可靠性低。

基于以上两点，由传统可变形柔性蒙皮和传统变形驱动机构配合所形成的柔性翼面不能始终保持光滑、连续和无缝，且存在整套柔性翼面系统结构繁重、响应时间慢、控制精度低等问题。

因此，急需有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种多曲轴驱动的柔性翼面组件来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本申请提供了一种多曲轴驱动的柔性翼面组件，所述多曲轴驱动的柔性翼面组件包括壳体、多个旋转电机、多个旋转曲轴、多个圆片组、弹簧翼肋组、上柔性蒙皮组件、下柔性蒙皮组件；其中，

所述旋转电机设置在所述壳体内，所述旋转曲轴部分设置在所述壳体内；

一个旋转电机的输出端与一个旋转曲轴的一端连接；

一个所述圆片组安装在一个所述旋转曲轴的设置在所述壳体外的部分上；

所述上柔性蒙皮组件设置在所述壳体的一个面上；

所述下柔性蒙皮组件设置在所述壳体的另一个面上；

所述弹簧翼肋组连接所述上柔性蒙皮组件以及下柔性蒙皮组件；

所述旋转曲轴自设置在所述壳体内的一端向另一端以截面面积渐缩的方式弯曲延伸。

优选地，所述圆片组包括多个圆片单元。

优选地，所述多曲轴驱动的柔性翼面组件进一步包括电机隔板以及曲轴隔板；其中，

所述电机隔板设置在所述壳体内，所述电机隔板上设置有多个孔，一个所述孔用于供一个所述旋转电机的输出端穿过；

所述曲轴隔板设置在所述壳体上，所述曲轴隔板上设置有多个孔，一个孔用于供一个所述旋转曲轴穿过。

优选地，各个所述圆片单元均为树脂材料制成。

优选地，各个所述圆片单元的直径大小均不相同；各个所述圆片单元的厚度均不相同。

优选地，所述旋转曲轴的弯曲形状为单凸曲线。

优选地，所述旋转曲轴的单凸曲线的曲率与机翼后缘曲率相同。

优选地，所述弹簧翼肋组的数量为多个。

优选地，每个所述弹簧翼肋组包括弹簧、设置在弹簧一端的第一连接座以及设置在弹簧另一端的第二连接座，所述第一连接座用于将所述弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的一个上，所述第二连接座用于将所述弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的另一个上。

本申请还提供了一种机翼，所述机翼包括如上所述多曲轴驱动的柔性翼面组件。

本申请的多曲轴驱动的柔性翼面组件采用旋转电机驱动曲轴，利用多曲轴驱动机翼后缘上柔性蒙皮、下柔性蒙皮的做动方式，来实现柔性翼面的功能。其中，依靠曲轴的结构偏心特性和蒙皮的超大柔性，使得转动的曲轴可驱动机翼后缘(占30％翼面)上、下30度的大角度柔性偏转。同时，由于采用柔性蒙皮，分布式曲轴驱动的柔性翼面在变形过程中没有突变，翼面始终保持光滑、连续和无缝。

附图说明

图1是本申请第一实施例的多曲轴驱动的柔性翼面组件的结构示意图。

图2是图1所示的多曲轴驱动的柔性翼面组件的旋转曲轴的结构示意图。

图3是图1所示的多曲轴驱动的柔性翼面组件的弹簧翼肋组的结构示意图。

附图标记：

1	壳体	6	上柔性蒙皮组件
				2	旋转电机	7	下柔性蒙皮组件
3	旋转曲轴	41	圆片单元
				4	圆片组	51	弹簧
5	弹簧翼肋组	52	第一连接座
				8	电机隔板	9	曲轴隔板

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。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。

图1是本申请第一实施例的多曲轴驱动的柔性翼面组件的结构示意图。图2是图1所示的多曲轴驱动的柔性翼面组件的旋转曲轴的结构示意图。图3是图1所示的多曲轴驱动的柔性翼面组件的弹簧翼肋组的结构示意图。

如图1至图3所示的多曲轴驱动的柔性翼面组件包括壳体1、多个旋转电机2、多个旋转曲轴3、多个圆片组4、弹簧翼肋组5、上柔性蒙皮组件6、下柔性蒙皮组件7；其中，旋转电机2设置在壳体1内，旋转曲轴3部分设置在壳体内；

一个旋转电机2的输出端与一个旋转曲轴3的一端连接；

一个圆片组4安装在一个旋转曲轴3的设置在壳体1外的部分上；

上柔性蒙皮组件6设置在所述壳体1的一个面上；

下柔性蒙皮组件7设置在壳体1的另一个面上；

弹簧翼肋组5连接上柔性蒙皮组件6以及下柔性蒙皮组件7；

旋转曲轴3自设置在壳体1内的一端向另一端以截面面积渐缩的方式弯曲延伸。

本申请的多曲轴驱动的柔性翼面组件采用旋转电机驱动曲轴，利用多曲轴驱动机翼后缘上柔性蒙皮、下柔性蒙皮的做动方式，来实现柔性翼面的功能。其中，依靠曲轴的结构偏心特性和蒙皮的超大柔性，使得转动的曲轴可驱动机翼后缘(占30％翼面)上、下30度的大角度柔性偏转。同时，由于采用柔性蒙皮，分布式曲轴驱动的柔性翼面在变形过程中没有突变，翼面始终保持光滑、连续和无缝。

参见图1，在本实施例中，所述多曲轴驱动的柔性翼面组件进一步包括电机隔板以及曲轴隔板；其中，

电机隔板8设置在所述壳体1内，所述电机隔板上设置有多个孔，一个所述孔用于供一个所述旋转电机2的输出端穿过；

所述曲轴隔板9设置在所述壳体1上，所述曲轴隔板上设置有多个孔，一个孔用于供一个所述旋转曲轴3穿过。

参见图1，在本实施例中，上柔性蒙皮组件6包括一个上柔性蒙皮以及一个上常规蒙皮。下柔性蒙皮组件7包括一个下柔性蒙皮以及一个下常规蒙皮。

参见图1，在本实施例中，壳体1被电机隔板8分割成两部分，其中，设置有电机的一部分称为第一部分，另一部分称为第二部分。

上柔性蒙皮设置在第二部分上，下柔性蒙皮设置在第二部分上。上常规蒙皮设置在第一部分上，下常规蒙皮设置在第一部分上。

参见图2，在本实施例中，旋转曲轴3的弯曲形状为单凸曲线形。

有利的是，旋转曲轴3的单凸曲线的曲率与机翼后缘曲率相同。可以理解的是，最优方案为曲率相同，然而，也可以为曲率近似。

参见图2，在本实施例中，该曲轴是变截面抛物线型的。通过旋转电机驱动分布式排列的旋转曲轴3来实现曲轴的转动；而转动的旋转曲轴3依靠结构偏心特性产生的扭转力驱动后缘柔性蒙皮来实现翼面的柔性偏转。

由于机翼后缘由厚到薄，利用曲轴变截面特性维持后缘外形，可以省去很多翼肋等构件，有效地降低了结构重量。

参见图2，在本实施例中，圆片组4包括多个圆片单元41。各个圆片单元41的厚度均不相同。各个圆片单元均为树脂材料制成。各个圆片单元41的直径大小均不相同。

旋转曲轴不仅采用由粗到细的变化过程，而且使用直径大小不一样的圆片单元串联到曲轴上维持机翼后缘外形，这一策略可进一步降低结构重量。

根据空气动力学，机翼弯度是飞机各项参数中产生升力的主要原因之一。多曲轴驱动的柔性翼面组件把机翼后缘从传统的刚性直线型偏转转变为抛物线型柔性偏转，增加了机翼后缘的有效弯度；同时，抛物线型的曲率和柔性机翼后缘曲率基本一致，可确保翼面连续、光滑，具有优良的气动和隐身特性。

机翼后缘柔性蒙皮的刚度问题一直是研究的难点。当柔性蒙皮刚度太小，变形过程中没有足够的面外刚度承受必要的气动载荷，将不能够维持机翼的气动外形；当刚度太大，后缘驱动机构的能量不足以驱动后缘柔性蒙皮，将不能够达到预期的气动外形。然而，本发明中多曲轴驱动的柔性翼面组件的驱动机构具有维持翼面外形的能力，只需考虑驱动机构和柔性蒙皮的适配性即可。机翼后缘柔性可动，并且由厚到薄的，柔性后缘可以简化为变截面悬臂梁。同时，曲轴的驱动力主要集中在尖端，驱动力可以简化为集中力。因此，借鉴变截面悬臂梁的计算方法，可以得到柔性蒙皮所需的刚度范围。

参见图3，在本实施例中，所述弹簧翼肋组的数量为多个(图中仅示意性示出一个)。

参见图3，在本实施例中，每个弹簧翼肋组包括弹簧51、设置在弹簧一端的第一连接座52以及设置在弹簧另一端的第二连接座，第一连接座用于将弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的一个上，第二连接座用于将弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的另一个上。

本申请的多曲轴驱动的柔性翼面组件的机翼后缘具有(占30％翼面)上、下30度的大角度柔性偏转；机翼后缘一侧不动，另一侧具有上、下20度的大角度柔性扭转；机翼后缘两侧同时差动偏转，两侧的相对扭转角最大为20度。

本申请提出的柔性翼面系统具有结构重量轻、系统可靠性高、响应时间快、加工成本低、翼表面连续光顺等优点。通过抛物线型后缘改变机翼的弯度来改善机翼的气动和隐身特性，具有提高飞行器起飞重量、缩短滑跑距离、降低噪声等优点。同时，能够使飞行器在整个航程中始终保持最优的气动特性，降低油耗，节约能源。

本申请的多曲轴驱动的柔性翼面组件通过Fluent软件计算，与传统刚性机翼面相比，分布式曲轴驱动的柔性机翼面具有更优良的气动特性。随后缘从0度到30度偏转，迎角从-4度到20度变化时，柔性翼面较刚性翼面升力系数提高10％以上，最高可达50.5％，失速升力系数提高了10.8％；升阻比提高20％左右，最高可达32.2％。

本申请还提供了一种机翼，所述机翼包括如上所述多曲轴驱动的柔性翼面组件。

本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的机翼。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述多曲轴驱动的柔性翼面组件包括壳体(1)、多个旋转电机(2)、多个旋转曲轴(3)、多个圆片组(4)、弹簧翼肋组(5)、上柔性蒙皮组件(6)、下柔性蒙皮组件(7)；其中，

所述旋转电机(2)设置在所述壳体(1)内，所述旋转曲轴(3)部分设置在所述壳体内；

一个旋转电机(2)的输出端与一个旋转曲轴(3)的一端连接；

一个所述圆片组(4)安装在一个所述旋转曲轴(3)的设置在所述壳体(1)外的部分上；

所述上柔性蒙皮组件(6)设置在所述壳体(1)的一个面上；

所述下柔性蒙皮组件(7)设置在所述壳体(1)的另一个面上；

所述弹簧翼肋组(5)连接所述上柔性蒙皮组件(6)以及下柔性蒙皮组件(7)；

所述旋转曲轴(3)自设置在所述壳体(1)内的一端向另一端以截面面积渐缩的方式弯曲延伸。

2.如权利要求1所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述圆片组(4)包括多个圆片单元(41)。

3.如权利要求2所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述多曲轴驱动的柔性翼面组件进一步包括电机隔板以及曲轴隔板；其中，

所述电机隔板(8)设置在所述壳体(1)内，所述电机隔板上设置有多个孔，一个所述孔用于供一个所述旋转电机(2)的输出端穿过；

所述曲轴隔板(9)设置在所述壳体(1)上，所述曲轴隔板上设置有多个孔，一个孔用于供一个所述旋转曲轴(3)穿过。

4.如权利要求3所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，各个所述圆片单元均为树脂材料制成。

5.如权利要求3所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，各个所述圆片单元(41)的直径大小均不相同；各个所述圆片单元(41)的厚度均不相同。

6.如权利要求1所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述旋转曲轴(3)的弯曲形状为单凸曲线。

7.如权利要求6所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述旋转曲轴(3)的单凸曲线的曲率与机翼后缘曲率相同。

8.如权利要求1所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，所述弹簧翼肋组的数量为多个。

9.如权利要求8所述的多曲轴驱动的柔性翼面组件，其特征在于，每个所述弹簧翼肋组包括弹簧(51)、设置在弹簧一端的第一连接座(52)以及设置在弹簧另一端的第二连接座，所述第一连接座用于将所述弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的一个上，所述第二连接座用于将所述弹簧翼肋组设置在所述上柔性蒙皮或下柔性蒙皮中的另一个上。

10.一种机翼，其特征在于，所述机翼包括如权利要求1至9中任意一项所述多曲轴驱动的柔性翼面组件。

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