CN110127050A - 框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼 - Google Patents

框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，属于飞行器技术领域；由扑翼主轴1、承载桁架翼梁部件2、浮动翼梁座3、浮动桁架翼梁部件5、翼端翼肋架6组成多自由度空间四边形；浮动翼梁座3绕与机体固接的扑翼主轴1作主导扑动，承载桁架翼梁部件2滞后随动；当扑翼俯仰转换时，浮动桁架翼梁部件5在翼端翼肋架6的限制下，绕销轴4发生微小幅度的前后摆动；翼根翼肋架7和若干(本案3只)间隔翼肋架8跨接于双梁之间且限位于各翼梁的梳齿型支杆处，随梁而动，形成延翼展方向渐变的俯仰角；单膜翼面8布局于翼梁中心区域与各隔翼肋架共同组合成4个具有导流、汇聚、挤压气流的几何性状的高效升阻比翼面。

Description

框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼
所属技术领域
本发明涉及一种框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，属飞行器技术领域。
背景技术
自然界中飞鸟和昆虫飞行的高升力机理及其飞行的灵巧性都与它们翅膀复杂的运动模式有关，人们通过机械结构实现如此复杂的运动模式具有很大的难度。
围绕仿生扑翼飞行器这一课题，国内外已研制出可控飞行的扑翼飞行器，但无一例能达到实用化的程度，距高效气动力，低能耗这一基本目标还有较大的距离。
在探讨扑翼飞行器这一课题的大军中，往往将机翼的上扬阶段看成是负担，总是设法上扬减阻，如设置单向气阀式翼面、收缩折叠翼、立面上行翼(水平轴旋转扑翼)等。
实际上鸟翼的上扬折曲是一个巧妙的导流面造型，将气流汇集于翼根和翼中段部位，既减轻了翼尖的承载负担又加大了翼根和翼中部位气流密度，进而获得升力和推力。
高频率往复扑动机翼对机翼翼梁骨架材质的要求是一项极具挑战的课题，即要求轻便又要强度高刚性好，还要有极高的疲劳强度。
含翼梁、翼肋架的机翼骨架有了，蒙皮又是个难题，即要求抗撕裂还要有一定的延展弹性；有了延展弹性，必定要求支撑间隔适当，不能过疏，于是排列了密度较高的翼肋架，翼肋架包裹着承载翼梁，形成了厚重的极不利于扑翼飞行的翼型。
发明内容
本发明的目的在于为扑翼飞行器提供一种框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，双翼梁承载，搭接于双翼梁间的翼肋架产生翼面俯仰转换，两翼肋架间的单膜汇流翼面产生高效升力和推力，以实现高升阻比、低能耗的优良性能为主要目标。
为了实现上述目标，本发明所采用的技术方案是：
框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，包括扑翼主轴，承载桁架翼梁部件，浮动翼梁座，销轴，浮动桁架翼梁部件，翼端翼肋架，翼根翼肋架，间隔翼肋架，单膜汇流翼面；
所述承载桁架翼梁部件含承载翼梁座，承载桁架翼梁，承载梁芯轴根部段，承载梁芯轴，下桁杆，各件装配后为整体框形桁架固件；所述承载桁架翼梁设有梳齿状支杆，翼梁中心变异为分段的小直径的承载梁芯轴，固定于梳齿状支杆中，承载桁架翼梁部件与扑翼主轴铰接，滞后浮动翼梁座而动，最大滞后角2°；
所述浮动桁架翼梁部件含浮动桁架翼梁，浮动梁芯轴，下桁杆，各件装配后为整体框形桁架固件；所述浮动桁架翼梁设有梳齿状支杆，翼梁中心变异为小直径分段式浮动梁芯轴，分别固定于梳齿状支杆中，浮动桁架翼梁部件经销轴与浮动翼梁座铰接，可在扑翼主轴轴线方向作小角度摆动，其摆动幅度受限于翼端翼肋架；浮动桁架翼梁部件随浮动翼梁座绕扑翼主轴扑动，为驱动主导梁；
所述翼端翼肋架，含翼端翼肋架主体，翼端翼肋架夹板，定位销，连接螺钉，翼面前端压紧螺钉；翼端翼肋架主体上表面设置为翼弦曲面,且曲面与浮动梁芯轴孔中心线及承载梁芯轴孔中心线重合，侧面和下方表面为流线型；以定位销定位与翼端翼肋架夹板组合后承载梁芯轴孔为直孔，与承载梁芯轴动配合，浮动梁芯轴孔为双边2°锥孔；俯视方向设有与承载桁架翼梁的梳齿状支杆两侧动配合的定位方形孔，与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆两侧有间隙和倒角的让位方形孔；浮动桁架翼梁部件在翼端翼肋架的浮动梁芯轴孔的限定和牵制下，绕销轴作微小摆动；
所述翼根翼肋架，含翼根翼肋架主体，翼根翼肋架夹板，定位销，连接螺钉，翼面前端压紧螺钉；翼根翼肋架主体上表面设置为翼弦曲面,且曲面与浮动梁芯轴孔中心线及承载梁芯轴孔中心线重合，侧面和下方表面为流线型；以定位销定位与翼根翼肋架夹板组合后承载梁芯轴孔为直孔，与承载梁芯轴动配合，浮动梁芯轴孔为长圆孔，且上、下边倒有2°角；俯视方向设有与承载桁架翼梁的梳齿状支杆两侧动配合的定位方形孔，与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆两侧有间隙和倒角的让位方形孔；翼根翼肋架跨接于双梁之间，限位于翼梁的根部梳齿型支杆处，随梁而动，其浮动芯轴孔相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴作小量滑动，变换俯仰角；
所述间隔翼肋架，其基本结构要素、配置与翼根翼肋架相同，设置数量根据具体机型要求而定，本案设定3只，各间隔翼肋架主体的几何形状、尺寸各有差异，延翼展渐变；间隔翼肋架跨接于双梁之间，限位于各翼梁的梳齿型支杆处，其长圆形浮动芯轴孔相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴作小量滑动，各翼肋架形成延翼展方向渐变的俯仰角；
所述单膜汇流翼面为单层翼膜结构形式，取材风筝尼龙布，用靠模量型裁剪、缝制，与各翼肋架对应处设置相配的布袋挂件，用以将翼面与翼肋架相连接，并在其上、下方开出对应的夹板和梳齿状支杆让位口，用LINE-X高分子材料封边、造型；翼面几何形态设置：翼弦方向，相配于各翼肋架主体曲线；翼展方向，相邻翼肋架间设置成凸起弧形曲线状，凸起幅度自前沿至后沿逐渐变大，且尾部设置成燕尾状；
所述单膜汇流翼面，布局于翼梁轴线附近，且设置为弧形曲面的另一个作用是消减相邻翼肋架间因俯仰变化而产生的翼面材料的牵扯影响；
本发明的有益效果是：
框形桁架刚性好，强度高，加之双翼梁布局，大幅度改善了机翼的承载力；
双翼梁布局及浮动翼梁结构的设置，使得扑翼俯仰不等距转化变得简便，无需附加驱动构件和动力消耗；
框形桁架翼梁，让单膜汇流翼面布局于翼梁轴线附近，俯仰转换时翼面牵扯变形最小，从而可采用抗撕裂延展性小的材质做翼膜；
单层翼膜具有迎风面小，便于切割气流，迎面阻力小的优势；单膜汇流翼面与各翼肋架共同组合成多个流畅的汇流曲面单元，气动性能优良。
附图说明
图1是本发明的整体结构示意图；
图2是本发明的框形桁架翼梁结构图；
图3是本发明的翼端翼肋架结构图；
图4是本发明的翼根翼肋架结构图；
图5是本发明的间隔翼肋架结构图；
图6是本发明的单膜汇流翼面结构图；
图7是本发明的经典应用案例：翘板式扑翼结构图；
在所有附图中，相同的附图标记表示一个部件或性状相同、相近的元件或构件。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的实施作进一步说明(描述)。
框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，包括扑翼主轴(1)；承载桁架翼梁部件(2)，浮动翼梁座(3)，销轴(4)，浮动桁架翼梁部件(5)，翼端翼肋架(6)，翼根翼肋架(7)，间隔翼肋架(8)，单膜汇流翼面(9)；
所述承载桁架翼梁部件(2)含承载翼梁座(2-1)，承载桁架翼梁(2-2)，承载梁芯轴根部段(2-3A)，承载梁芯轴(2-3B)，承载梁芯轴末段(2-3C)，下桁杆(2-4)，各件装配后为整体框形桁架固件；所述承载桁架翼梁(2-2)设有梳齿型支杆(2-2A)，翼梁中心变异为小直径分段式承载梁芯轴(2-3A)、(2-3B)和(2-3C)，固定于梳齿型支杆(2-2A)、(2-2B)和(2-2C)中，承载桁架翼梁部件(2)与扑翼主轴(1)铰接，滞后浮动翼梁座(4)而动，本案例最大滞后角2°；
所述浮动桁架翼梁部件(5)含浮动桁架翼梁(5-1)，浮动梁芯轴根部段(5-2A)，浮动梁芯轴(5-2B)，浮动梁芯轴末段(5-2C)，下桁杆(5-3)各件装配后为整体固件；所述浮动桁架翼梁(5-1)设有梳齿状支杆(5-1A)，翼梁中心变异为小直径分段式浮动梁芯轴(5-2A)、(5-2B)和(5-2C)，固定于梳齿状支杆(5-1A),(5-1B)，和(5-1C)中；浮动桁架翼梁部件(5)经销轴(3)与浮动翼梁座(4)铰接，可在扑翼主轴(1)轴线方向作小角度摆动，其摆动幅度受限于翼端翼肋架(6)；浮动桁架翼梁部件(5)随浮动翼梁座(4)绕扑翼主轴(1)扑动，为驱动主导梁；
所述翼端翼肋架(6)，含翼端翼肋架主体(6-1)，翼端翼肋架夹板(6-2)，定位销(10)，连接螺钉(11)，翼面前端压紧螺钉(12)；翼端翼肋架主体(6-1)上表面设置为翼弦曲面，且曲面与浮动梁芯轴孔(D1)中心线及承载梁芯轴孔(D2)中心线重合，侧面和下方表面为流线型；以定位销(10)定位与翼端翼肋架夹板(6-2)组合后承载梁芯轴孔(D2)为直孔，与承载梁芯轴(2-3C)动配合，浮动梁芯轴孔(D1)为双边2°锥孔；俯视方向设有与承载桁架翼梁(2-2)的梳齿状支杆(2-2C)两侧动配合的定位方形孔(F2)；与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆(5-1C)两侧有间隙和倒角的让位方形孔(F1)，浮动桁架翼梁部件(5)在翼端翼肋架(6)的浮动梁芯轴孔(D1)的限定下，绕销轴(3)作微小摆动；
所述翼根翼肋架(7)，含翼根翼肋架主体(7-1)，翼根翼肋架夹板(7-2)，定位销(10)，连接螺钉(11)，翼面前端压紧螺钉(12)；翼根翼肋架主体(7-1)上表面设置为过浮动梁芯轴孔(D3)和承载梁芯轴孔(D4)中心线的翼弦曲面，侧面和下方为流线型；以定位销(10)定位与翼根翼肋架夹板(7-2)组合后承载梁芯轴孔(D4)为直孔，与承载梁芯轴(2-3A)动配合，浮动梁芯轴孔(D3)为长圆孔，且上、下边倒有2°角；俯视方向设有与承载桁架翼梁(2-2)的梳齿状支杆(2-2A)两侧动配合的定位方形孔(F4)，与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆(5-1A)两侧有间隙和倒角的让位方形孔(F3)；翼根翼肋架(7)跨接于双梁之间，限位于翼梁的根部梳齿型支杆处，随梁而动，其浮动芯轴孔(D3)相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴(5-2A)作小量滑动，变换俯仰角；
所述间隔翼肋架(8)，其基本结构要素、配置与翼根翼肋架(7)相同，设置数量根据具体机型要求而定，本案设定3只，各间隔翼肋架主体(8-1)的几何形状、尺寸各有差异，延翼展渐变；间隔翼肋架(8)跨接于双梁之间，限位于各翼梁的梳齿型支杆(2-2B)和(5-1A)处，其长圆形浮动芯轴孔(D5)相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴(5-2B)作小量滑动，各翼肋架形成延翼展方向渐变的俯仰角；
所述单膜汇流翼面(9)为单层翼膜结构形式，取材风筝尼龙布，用靠模量型裁剪、缝制，与各翼肋架对应处设置相配的布袋状挂件(9-1)，用以将翼面与翼肋架相连接，并在其上、下方开出对应的夹板让位口(9-2)和梳齿状支杆让位口(9-3)、(9-4)，翼面前端压紧螺钉(12)穿过翼面前端孔(9-5)将翼面前沿固定，示意图仅标出一个布袋的注解，其它类同；用LINE-X高分子材料封边、造型；翼面几何形态设置：翼弦方向，相配于各翼肋架主体曲线；翼展方向，相邻翼肋架间设置成凸起弧形曲线状，凸起幅度自前沿至后沿逐渐变大，且尾部设置成燕尾状；
所述单膜汇流翼面(9)，布局于翼梁轴线附近，且设置为弧形曲面的另一个作用是消减相邻翼肋架间因俯仰变化而产生的翼面材料的牵扯影响；
翼面的组装流程：各翼肋架主体(6-1)，(7-1)，(8-1)对应装入布袋(9-1)、分别用压紧螺钉(12)将翼面前沿袋口固定、分别装入定位销(10)、分别用连接螺钉(11)将翼面与预装于桁架翼梁梳齿状支杆中的翼肋架夹板(6-2)、(7-2)、(8-2)链接牢固；
本发明所述框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼(图1)，将所有特征各以扑翼主轴(1)为界面镜像构件，且镜像后各构件按要求组合即形成本发明的经典应用结构，翘板式扑翼(图7)；在本例应用中，所述浮动翼梁座(3)和承载翼梁座(2-1)分别设置拨杆(13)和滞后随动长孔(2-1A)，驱动装置只需对浮动翼梁座(3)施以往复摆动力即可，承载桁架翼梁部件(2)由拨杆(13)和随动长孔(2-1A)传动，滞后摆角2°，左右翼在驱动力和载力作用下产生俯仰角转换，当无驱动力时，左右翼俯仰角自动找平衡。
以上描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护范围。

Claims (8)

1.框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：包括扑翼主轴，承载桁架翼梁部件，浮动翼梁座，销轴，浮动桁架翼梁部件，翼端翼肋架，翼根翼肋架，间隔翼肋架，单膜汇流翼面。
2.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述承载桁架翼梁部件，含承载翼梁座，承载桁架翼梁，承载梁芯轴根部段，承载梁芯轴，承载梁芯轴末段，下桁杆，各件装配后为整体框形桁架固件；所述承载桁架翼梁设有梳齿状支杆，翼梁中心变异为小直径分段式承载梁芯轴，固定于梳齿状支杆中，承载桁架翼梁部件与扑翼主轴铰接，滞后浮动翼梁座而动，本案例最大滞后角2°。
3.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述浮动桁架翼梁部件，含浮动桁架翼梁，浮动梁芯轴，下桁杆，各件装配后为整体框形桁架固件；所述浮动桁架翼梁设有梳齿状支杆，翼梁中心变异为小直径分段式浮动梁芯轴，分别固定于梳齿状支杆中，浮动桁架翼梁部件经销轴与浮动翼梁座铰接，可在扑翼主轴轴线方向作小角度摆动，其摆动幅度受限于翼端翼肋架；浮动桁架翼梁部件随浮动翼梁座绕扑翼主轴扑动，为驱动主导梁。
4.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述翼端翼肋架，含翼端翼肋架主体，翼端翼肋架夹板，定位销，连接螺钉，翼面前端压紧螺钉；翼端翼肋架主体上表面设置为翼弦曲面,且曲面与浮动梁芯轴孔中心线及承载梁芯轴孔中心线重合，侧面和下方表面为流线型；以定位销定位与翼端翼肋架夹板组合后承载梁芯轴孔为直孔，与承载梁芯轴动配合，浮动梁芯轴孔为双边2°锥孔；俯视方向设有与承载桁架翼梁的梳齿状支杆两侧动配合的定位方形孔，与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆两侧有间隙和倒角的让位方形孔；浮动桁架翼梁部件在翼端翼肋架的浮动梁芯轴孔的限定和牵制下，绕销轴作微小摆动。
5.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述翼根翼肋架，含翼根翼肋架主体，翼根翼肋架夹板，定位销，连接螺钉，翼面前端压紧螺钉；翼根翼肋架主体上表面设置为翼弦曲面,且曲面与浮动梁芯轴孔中心线及承载梁芯轴孔中心线重合，侧面和下方表面为流线型；以定位销定位与翼根翼肋架夹板组合后承载梁芯轴孔为直孔，与承载梁芯轴动配合，浮动梁芯轴孔为长圆孔，且上、下边倒有2°角；俯视方向设有与承载桁架翼梁的梳齿状支杆两侧动配合的定位方形孔，与浮动桁架翼梁的梳齿状支杆两侧有间隙和倒角的让位方形孔；翼根翼肋架跨接于双梁之间，限位于翼梁的根部梳齿型支杆处，随梁而动，其浮动芯轴孔相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴作小量滑动，变换俯仰角。
6.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述间隔翼肋架，其基本结构要素、配置与翼根翼肋架相同，设置数量根据具体机型要求而定，本案设定3只，各间隔翼肋架主体的几何形状、尺寸各有差异，延翼展渐变；间隔翼肋架跨接于双梁之间，限位于各翼梁的梳齿型支杆处，其长圆形浮动芯轴孔相对浮动桁架翼梁部件的浮动梁芯轴作小量滑动，各翼肋架形成延翼展方向渐变的俯仰角。
7.根据权利要求1所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：所述单膜汇流翼面为单层翼膜结构形式，取材风筝尼龙布，用靠模量型裁剪、缝制，与各翼肋架对应处设置相配的布袋挂件，用以将翼面与翼肋架相连接，并在其上、下方开出对应的夹板和梳齿状支杆让位口，用LINE-X高分子材料封边、造型；翼面几何形态设置：翼弦方向，相配于各翼肋架主体曲线；翼展方向，相邻翼肋架间设置成凸起弧形曲线状，凸起幅度自前沿至后沿逐渐变大，且尾部设置成燕尾状；
所述单膜汇流翼面，布局于翼梁轴线附近，且设置为弧形曲面的另一个作用是消减相邻翼肋架间因俯仰变化而产生的翼面材料的牵扯影响；
所述单膜汇流翼面，也可选取具有一定延展弹性的材料，如聚酰亚胺，当采用聚酰亚胺作翼膜材质时，将翼面翼展方向的弧形曲面拉平，同时各翼肋架曲度减小，在飞行中翼面承载受力后亦可形成弹性汇流翼面，此种翼型用于机动性要求稍高或扑动频率较高的微型机更具有优势。
8.根据权利要求1～7所述的框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼，其特征在于：将所有特征各以扑翼主轴为界面镜像构件，且各构件按要求组合即形成本发明的经典应用结构，翘板式扑翼；在本例应用中，所述浮动翼梁座和承载翼梁座分别设置拨杆和滞后随动长孔，驱动装置只需对浮动翼梁座施以往复摆动力即可，承载桁架翼梁部件由拨杆和随动长孔传动，滞后摆角2°，左右翼在驱动力和载力作用下产生俯仰角转换，当无驱动力时，左右翼俯仰角自动找平衡。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111252245A (zh) * 2020-02-11 2020-06-09 浙江工业职业技术学院 一种蒙皮开闭且辅翼可扑的仿鸟扑翼飞行装置
CN112407241A (zh) * 2020-12-06 2021-02-26 西安长峰机电研究所 一种旋转折叠机构
CN112407241B (zh) * 2020-12-06 2024-06-04 西安长峰机电研究所 一种旋转折叠机构

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111252245A (zh) * 2020-02-11 2020-06-09 浙江工业职业技术学院 一种蒙皮开闭且辅翼可扑的仿鸟扑翼飞行装置
CN111252245B (zh) * 2020-02-11 2024-02-13 浙江工业职业技术学院 一种蒙皮开闭且辅翼可扑的仿鸟扑翼飞行装置
CN112407241A (zh) * 2020-12-06 2021-02-26 西安长峰机电研究所 一种旋转折叠机构
CN112407241B (zh) * 2020-12-06 2024-06-04 西安长峰机电研究所 一种旋转折叠机构

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