CN108791811A - 一种热自适应变构型机翼 - Google Patents

Abstract

一种热自适应变构型机翼，涉及可重复使用高超声速飞行器热防护领域；包括高温热管结构、高温形状记忆合金结构、伸缩装置、连杆系统和翼前缘；其中，翼前缘为中空杆状结构；翼前缘的轴向一端固定安装在外部机身的外壁；高温热管结构固定安装在翼前缘的一侧；且高温热管结构位于翼前缘与外部机身的连接处；伸缩装置固定安装在外部机身的外壁；且伸缩装置与高温热管结构的轴向一端固定连接；形状记忆合金结构套装在高温热管结构的外壁；伸缩装置与翼前缘之间通过连杆系统连接；本发明不需要传统的电机驱动系统，结构简单、重量轻并且无需控制反馈系统，通过热自适应变构型原理实现机翼翼面的变构型设计，进而提高高超声速飞行器的整体性能。

Description

一种热自适应变构型机翼

技术领域

本发明涉及一种可重复使用高超声速飞行器热防护领域，特别是一种热自适应变构型机翼。

背景技术

以未来新一代高超声速飞机、临近空间高超声速滑翔以及空天往返飞行器为代表的新型高超声速飞行器具有重要的发展价值，这类高超声速飞行器的飞行速域及空域较宽，当前的高超飞行器布局设计根据单一状态点(某一特定马赫数和攻角)设计的，偏离设计状态点时，其气动性能将会受到影响。另外，这类高超声速飞行器承受严酷的气动加热，在高超声速的状态下为了实现非烧蚀热防护设计需要采用钝的前缘，但在低速飞行状态下，钝的前缘极大的影响了飞行器的气动性能，在战场中容易陷入极度的被动甚至被击落。通过发展可变形的高超声速飞行器，能在高速的时候采用钝前缘实现非烧蚀热防护，低速的时候采用尖前缘提升气动性能，在不同的飞行状态下采用不同的布局外形，通过自适应能力实现全速域的高性能，必将大大提升高超声速飞行器的性能，在未来的战场中具有颠覆性的意义。

变构型技术在航空器中已经开展了长期的研究，并实现了应用。早期的气动外形的改变技术如变后掠翼技术等由于传统材料和结构构成的可变形飞行器(如F-14战斗机、米格-23战斗机、XB-70轰炸机等)具有质量大、结构复杂、维修费用高等缺点，大大限制了可变形飞行器的发展。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种热自适应变构型机翼，不需要传统的电机驱动系统，结构简单、重量轻并且无需控制反馈系统，通过热自适应变构型原理实现机翼翼面的变构型设计，进而提高高超声速飞行器的整体性能。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种热自适应变构型机翼，包括高温热管结构、高温形状记忆合金结构、伸缩装置、连杆系统和翼前缘；其中，翼前缘为中空杆状结构；翼前缘的轴向一端固定安装在外部机身的外壁；高温热管结构固定安装在翼前缘的一侧；且高温热管结构位于翼前缘与外部机身的连接处；伸缩装置固定安装在外部机身的外壁；且伸缩装置与高温热管结构的轴向一端固定连接；形状记忆合金结构套装在高温热管结构的外壁；伸缩装置与翼前缘之间通过连杆系统连接。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述的连杆系统由横纵桁架交叉固定连接；相交2个桁架沿连接处转动，实现带动翼前缘绕外部机身的连接点转动。

在上述的一种热自适应变构型机翼，桁架等间距分布，相邻桁架间距为90-110mm。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述高温热管结构采用圆柱形杆状结构或铰链热管结构。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述翼前缘轴向与外部机身的连接端为三角形结构；翼前缘包括金属热管腔体、毛细丝网和循环工质；其中，金属热管腔体为中空壳体；毛细丝网贴合在金属热管腔体的内表面；循环工质填充在毛细丝网的内部。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述循环工质采用钠材料或锂材料；所述金属热管腔体采用镍基高温合金材料。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述毛细丝网采用不锈钢材料，规格为100-500目。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述形状记忆合金结构为弹簧状结构；形状记忆合金结构采用Ni-Ti系形状记忆合金。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述伸缩装置包括固定滑块、滑杆、移动滑块和回力弹簧；其中，固定滑块固定安装在外部机身的上表面；滑杆为杆状结构；滑杆的轴向一端与固定滑块的顶端固定连接；滑杆的轴向另一端与高温热管结构轴向一端对接；移动滑块套装在滑杆的外壁；回力弹簧固定安装在移动滑块与高温热管结构之间，实现带动移动滑块沿滑杆轴向运动；连杆系统与移动滑块固定连接。

在上述的一种热自适应变构型机翼，所述热自适应变构型机翼的工作过程为：

当飞行器飞行时，翼前缘将外部气动加热产生的热量通过高温热管结构传输至形状记忆合金；形状记忆合金产生热自适应变形，驱动移动滑块沿滑杆轴向运动；带动连杆系统转动，实现带动翼前缘角度变化。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明相比固定外形设计的飞行器，智能可变形高超声速飞行器对飞行环境的适应能力更强；

(2)本发明采用了记忆合金代替传统液压机构、电机作为驱动结构，实现轻质、高效的可控变形，避免了复杂的驱动结构；

(3)本发明采用热疏导结构获取表面气动加热作为变形驱动能量，直接根据热环境变化实现自主、可控的热自适应变形，避免了复杂的控制系统，同时无需电加热，大大降低了能源供应压力；

(4)本发明采用柔性防热蒙皮结构，实现外形连续变化，减少传统变形方式引发的热密封问题，同时有利于提高飞行器的控制性能。

附图说明

图1为本发明热自适应变构型机翼结构示意图；

图2为本发明翼前缘结构示意图；

图3为本发明伸缩装置结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

针对未来高超声速飞行器的变构型机翼设计需求，本发明提出了一种新型的变构型机翼结构系统。包括：高温热管结构1、高温形状记忆合金结构2、伸缩装置3和翼前缘12，高温热管结构1为取热结构，高温形状记忆合金结构2为热自适应变形机构，高温热管结构1将高超声速飞行器外部气动加热产生的热量传输至高温形状记忆合金结构2，高温形状记忆合金结构2发生热自适应变形进而驱动伸缩装置3实现翼前缘12的变形。

如图1所示为热自适应变构型机翼结构示意图，由图可知，一种热自适应变构型机翼，包括高温热管结构1、高温形状记忆合金结构2、伸缩装置3、连杆系统10和翼前缘12；其中，翼前缘12为中空杆状结构；翼前缘12的轴向一端固定安装在外部机身13的外壁；高温热管结构1采用圆柱形杆状结构或铰链热管结构；高温热管结构1固定安装在翼前缘12的一侧；且高温热管结构1位于翼前缘12与外部机身13的连接处；伸缩装置3固定安装在外部机身13的外壁；且伸缩装置3与高温热管结构1的轴向一端固定连接；形状记忆合金结构2为弹簧状结构；形状记忆合金结构2采用Ni-Ti系形状记忆合金。形状记忆合金结构2套装在高温热管结构1的外壁；伸缩装置3与翼前缘12之间通过连杆系统10连接。

其中，连杆系统10由横纵桁架交叉固定连接；形成平行四边形可转动结构；相交2个桁架沿连接处转动，实现带动翼前缘12绕外部机身13的连接点转动。桁架等间距分布，相邻桁架间距为90-110mm。

如图2所示为翼前缘结构示意图，由图可知，翼前缘12轴向与外部机身13的连接端为三角形结构；基于高温热管技术的疏导结构由于导热能力强，从而具有较强的热量收集和传输能力，翼前缘12包括金属热管腔体4、毛细丝网5和循环工质11；其中，金属热管腔体4为中空壳体；毛细丝网5贴合在金属热管腔体4的内表面；循环工质11填充在毛细丝网5的内部；用于金属热管腔体4内的热量传输，实现热量传递。其中，循环工质11采用钠材料或锂材料；所述金属热管腔体4采用镍基高温合金材料；毛细丝网5采用不锈钢材料，规格为100-500目；使毛细丝网5可提供足够的吸附力，以保证工质的回流能力。毛细丝网5设置在所述金属热管腔体4的内表面，通过点焊技术保证毛细丝网5与金属平板热管腔体4内表面紧密贴合。

如图3所示为伸缩装置结构示意图，由图可知，伸缩装置3包括固定滑块6、滑杆7、移动滑块8和回力弹簧9；其中，固定滑块6固定安装在外部机身13的上表面；滑杆7为杆状结构；滑杆7的轴向一端与固定滑块6的顶端固定连接；滑杆7的轴向另一端与高温热管结构1轴向一端对接；移动滑块8套装在滑杆7的外壁；回力弹簧9固定安装在移动滑块8与高温热管结构1之间，实现带动移动滑块8沿滑杆7轴向运动；连杆系统10与移动滑块8固定连接。

热自适应变构型机翼的工作过程为：

高超声速飞行器高速飞行时，翼前缘12受到的气动加热增加，高温区域的热量通过金属热管腔体4传入内部，循环工质11受热融化，并进一步蒸发为蒸汽，依靠蒸发潜热带走外表面传入的热量。在压力差的作用下，蒸汽由高温区域向低温区域输运，并在低温区域冷凝为液体，释放热量，加热高温记忆合金2。冷凝为液体的循环工质11，将在毛细丝网5的吸附力作用下，流回高温区域，从而完成工质的一个循环过程。高温记忆合金2受热后发生变形，驱动移动滑块8在滑杆7上滑动，进而驱动伸缩装置3发生变形，通过连杆系统10使得翼前缘12完成后掠角减小的变形，降低机翼前缘的防热压力。高超声速飞行器飞行速度降低时，翼前缘12受到的气动加热减小，高温热管结构1无法再加热高温记忆合金2。高温记忆合金2温度下降，回力弹簧9驱动移动滑块8回程，进而驱动伸缩装置3发生变形，使得翼前缘12完成后掠角增大的变形，提高高超声速飞行器的总体气动性能

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种热自适应变构型机翼，其特征在于：包括高温热管结构(1)、高温形状记忆合金结构(2)、伸缩装置(3)、连杆系统(10)和翼前缘(12)；其中，翼前缘(12)为中空杆状结构；翼前缘(12)的轴向一端固定安装在外部机身(13)的外壁；高温热管结构(1)固定安装在翼前缘(12)的一侧；且高温热管结构(1)位于翼前缘(12)与外部机身(13)的连接处；伸缩装置(3)固定安装在外部机身(13)的外壁；且伸缩装置(3)与高温热管结构(1)的轴向一端固定连接；形状记忆合金结构(2)套装在高温热管结构(1)的外壁；伸缩装置(3)与翼前缘(12)之间通过连杆系统(10)连接。

2.根据权利要求1所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述的连杆系统(10)由横纵桁架交叉固定连接；相交2个桁架沿连接处转动，实现带动翼前缘(12)绕外部机身(13)的连接点转动。

3.根据权利要求2所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：桁架等间距分布，相邻桁架间距为90-110mm。

4.根据权利要求3所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述高温热管结构(1)采用圆柱形杆状结构或铰链热管结构。

5.根据权利要求4所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述翼前缘(12)轴向与外部机身(13)的连接端为三角形结构；翼前缘(12)包括金属热管腔体(4)、毛细丝网(5)和循环工质(11)；其中，金属热管腔体(4)为中空壳体；毛细丝网(5)贴合在金属热管腔体(4)的内表面；循环工质(11)填充在毛细丝网(5)的内部。

6.根据权利要求5所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述循环工质(11)采用钠材料或锂材料；所述金属热管腔体(4)采用镍基高温合金材料。

7.根据权利要求6所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述毛细丝网(5)采用不锈钢材料，规格为100-500目。

8.根据权利要求7所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述形状记忆合金结构(2)为弹簧状结构；形状记忆合金结构(2)采用Ni-Ti系形状记忆合金。

9.根据权利要求8所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述伸缩装置(3)包括固定滑块(6)、滑杆(7)、移动滑块(8)和回力弹簧(9)；其中，固定滑块(6)固定安装在外部机身(13)的上表面；滑杆(7)为杆状结构；滑杆(7)的轴向一端与固定滑块(6)的顶端固定连接；滑杆(7)的轴向另一端与高温热管结构(1)轴向一端对接；移动滑块(8)套装在滑杆(7)的外壁；回力弹簧(9)固定安装在移动滑块(8)与高温热管结构(1)之间，实现带动移动滑块(8)沿滑杆(7)轴向运动；连杆系统(10)与移动滑块(8)固定连接。

10.根据权利要求1-9之一所述的一种热自适应变构型机翼，其特征在于：所述热自适应变构型机翼的工作过程为：

当飞行器飞行时，翼前缘(12)将外部气动加热产生的热量通过高温热管结构(1)传输至形状记忆合金(2)；形状记忆合金(2)产生热自适应变形，驱动移动滑块(8)沿滑杆(7)轴向运动；带动连杆系统(10)转动，实现带动翼前缘(12)角度变化。