CN110329491B - 基于形状记忆合金驱动的可变形机翼及其变形控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼及其变形控制方法，可变形机翼包括：多组机翼支架，多组机翼支架沿机翼的延伸方向依次排列设置；多组旋转连接组件，相邻的机翼支架通过旋转连接组件转动连接；多块主动变形蒙皮，主动变形蒙皮连接相邻的机翼支架且遮盖旋转连接组件，主动变形蒙皮为形状记忆合金蒙皮；以及加热件，加热件设置于主动变形蒙皮上，加热件能够使主动变形蒙皮的温度升高发生变形而带动机翼支架基于旋转连接组件进行旋转，以使得相邻的两组机翼支架能够形成预定夹角α。通过智能材料的引入使机翼既能承受载荷，又能更简便地控制变形，以提高飞机的飞动性能。

Description

基于形状记忆合金驱动的可变形机翼及其变形控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼及其变形控制方法。

背景技术

目前，飞机运营成本的主要问题是控制能源的消耗。因此，降低飞行过程的油耗的一个核心问题是提高飞机的飞动性能。飞机在飞行过程中高度、重量和速度等参数不断变化，针对不同的参数调整合适的机翼形状，可以使飞机有更好的气动性。在飞行过程中改变机翼的形状可以为飞机节省几个百分点的燃料。同时，机翼形状的变形对降低噪声具有重要意义。机翼变形要求机翼结构能够容易且可控地变形，同时又能承受空气动力载荷，这对目前的机翼制造技术提出了很高难度的要求。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的主要目的是提供一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，旨在同时兼顾解决机翼变形不易控制和空气动力载荷受限的问题。

(二)技术方案

为了达到上述目的，本发明的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼包括：

多组机翼支架，多组所述机翼支架沿机翼的延伸方向依次排列设置；

多组旋转连接组件，相邻的所述机翼支架通过所述旋转连接组件转动连接；

多块主动变形蒙皮，所述主动变形蒙皮连接相邻的所述机翼支架且遮盖所述旋转连接组件，所述主动变形蒙皮为形状记忆合金蒙皮；以及

加热件，所述加热件设置于所述主动变形蒙皮上，所述加热件能够使所述主动变形蒙皮的温度升高发生变形而带动所述机翼支架基于所述旋转连接组件进行旋转，以使得相邻的两组所述机翼支架能够形成预定夹角α。

优选地，所述可变形机翼结构还包括覆盖于所述机翼支架上的从动变形蒙皮，所述主动变形蒙皮的边缘与所述从动变形蒙皮的边缘接合。

优选地，所述从动变形蒙皮的边缘设置有安装孔和连接柱中的一者，所述主动变形蒙皮的边缘设置有所述安装孔和所述连接柱中的另一者，所述连接柱能够一一对应卡设于所述安装孔内。

优选地，所述从动变形蒙皮由聚醚醚酮材料经增材制造而成。

优选地，所述预定夹角α的角度范围为165°≤α＜180°。

优选地，所述主动变形蒙皮为具有双程形状记忆效应的镍钛合金蒙皮，所述镍钛合金蒙皮经增材制造而成。

优选地，所述主动变形蒙皮上设置有多个卡槽，所述卡槽的延伸方向与机翼的延伸方向垂直；所述加热件设置于所述卡槽内。

优选地，所述主动变形蒙皮包括位于机翼上表面上的主动变形上蒙皮和位于机翼下表面上的主动变形下蒙皮。

优选地，每组所述机翼支架均包括多块并列的机翼肋板以及连接并列的所述机翼肋板的连接条；所述旋转连接组件包括多个连接轴承，在机翼的延伸方向上相邻的所述机翼肋板通过所述连接轴承转动连接。

进一步地，本发明还提供一种可变形机翼的变形控制方法，所述变形控制方法基于上述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼实施，其包括以下步骤：

控制所述主动变形蒙皮的温度低于马氏体转变温度Ms，所述主动变形蒙皮不会带动所述机翼支架旋转，所述机翼支架处于初始状态；

控制加热件启动加热，使所述主动变形蒙皮的温度加热到马氏体转变为奥氏体温度As，所述主动变形蒙皮带动所述机翼支架旋转至形成预定夹角α；

控制加热件停止加热，所述主动变形蒙皮的温度再次降低至低于马氏体转变温度Ms，所述主动变形蒙皮带动所述机翼支架旋转至恢复初始状态。

(三)有益效果

本发明的有益效果是：使用形状记忆合金的主动变形蒙皮和加热件的结合来实现对机翼形状进行控制，加热件能够使主动变形蒙皮的温度升高发生变形而带动机翼支架基于旋转连接组件进行旋转。具有双程形状记忆效应的形状记忆合金在加热时恢复高温相形状，冷却时又能恢复低温相形状，所以可以通过控制温度实现高温相形状和低温相形状两种形状之间的转换，从而可以根据实际情况的需求来控制得到预定形状的机翼，机翼的变形控制方式简单可靠，并且，多组机翼支架和多块主动变形蒙皮依次交替连接，通过多级主动变形蒙皮的变形可以实现多级机翼结构的不同状态变化。而且，在满足机翼承受一定载荷的应力和应变的前提下，形状记忆合金的循环使用寿命可达百万次，提高了在经历连续变形后机翼的安全可靠性。因此，通过智能材料的引入使机翼既能承受载荷，又能更简便地控制变形，能够替代传统的固定式机翼结构，在保证承受正常载荷的情况下，实现机翼变形，提高飞机的飞动性能。本发明结构简单，生产安装方便，可以用于大规模生产制造。

附图说明

图1为本发明的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼的结构示意图；

图2为本发明的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼在初始状态的结构示意图；

图3为本发明的主动变形蒙皮的变形状态图；

图4为本发明的主动变形蒙皮与从动变形蒙皮相互接合的结构示意图；

图5为本发明的主动变形蒙皮的结构示意图；

图6为本发明的从动变形蒙皮的结构示意图；

图7为本发明的主动变形蒙皮的内侧的结构示意图；

图8为本发明的可变形机翼的变形控制方法的流程示意图。

【附图标记说明】

10：机翼支架；11：机翼肋板；12：连接条；20：主动变形蒙皮；21：连接柱；22：卡槽；30：旋转连接组件；40：从动变形蒙皮：41：安装孔；50：加热件。

具体实施方式

为了更好的解释本发明，以便于理解，下面结合附图，通过具体实施方式，对本发明作详细描述。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1和图2所示，本发明提供一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其包括：

多组机翼支架10，多组机翼支架10沿机翼的延伸方向依次排列设置；

多组旋转连接组件30，相邻的机翼支架10通过旋转连接组件30转动连接；

多块主动变形蒙皮20，主动变形蒙皮20连接相邻的机翼支架10且遮盖旋转连接组件30，主动变形蒙皮20为形状记忆合金蒙皮；

加热件50，加热件50设置于主动变形蒙皮20上，加热件50能够使主动变形蒙皮20的温度升高发生变形而带动机翼支架10基于旋转连接组件30进行旋转，以使得相邻的两组机翼支架10能够形成预定夹角α。

在该实施方式中使用形状记忆合金的主动变形蒙皮20和加热件50的结合来实现对机翼形状进行控制，主动变形蒙皮20的边缘可以与机翼支架10铆接或采用其他方式紧固连接，加热件50能够使主动变形蒙皮20的温度升高发生变形而带动机翼支架10基于旋转连接组件30进行旋转。具有双程形状记忆效应的形状记忆合金在加热时恢复高温相形状，冷却时又能恢复低温相形状，所以可以通过控制温度实现高温相形状和低温相形状两种形状之间的转换，从而可以根据实际情况的需求来控制得到预定形状的机翼，机翼的变形控制方式简单可靠。

并且，多组机翼支架10和多块主动变形蒙皮20依次交替连接，通过多级主动变形蒙皮20的变形可以实现多级机翼结构的不同状态变化。而且，在满足机翼承受一定载荷的应力和应变的前提下，形状记忆合金的循环使用寿命可达百万次。因此，通过智能材料的引入使机翼既能承受载荷，又能更简便地控制变形，能够替代传统的固定式机翼结构，在保证承受正常载荷的情况下，实现机翼变形，提高飞机的飞动性能。本发明结构简单，生产安装方便，可以用于大规模生产制造。其中，机翼的延伸方向是指起始于机翼与飞机机身的连接处直至机翼的自由端的方向，而形状记忆合金是能将自身的塑性变形在某一特定温度下自动恢复为原始形状的特种合金。

参见图1，预定夹角α是指相邻的两组机翼支架10之间形成的夹角，其中，预定夹角α的角度范围可以为165°≤α＜180°。在多个机翼支架10之间设置的主动变形蒙皮20均能够实现预定的变形，而使多级机翼支架10能够同时进行变形调整，这样通过不同位置的主动变形蒙皮20产生变形的组合，可以得到多种不同的机翼变形，以满足实际需求。需注意的是，主动变形蒙皮20的弯曲变形角度可以与预定夹角α的大小相同，即，主动变形蒙皮20变形时其中部向一侧拱起，其相对的两侧边向相反的另一侧变形但仍保持为相互平行状态，这相互平行的两条侧边分别所在的切面形成有弯曲夹角β(参见图3)，其中，弯曲夹角β的角度范围可以为165°≤β＜180°，即，当主动变形蒙皮20加热变形带动相邻的机翼支架10之间形成有预定夹角α，此时，主动变形蒙皮20自身也形成有弯曲夹角β，以使得机翼的整体变形更加平缓流畅，以进一步提升飞机的飞动性能。

此外，为了达到更好的变形效果，主动变形蒙皮20包括位于机翼上表面上的主动变形上蒙皮和位于机翼下表面上的主动变形下蒙皮。当需要使机翼支架10向上变形时，可以使主动变形上蒙皮加热到预定的变形温度，主动变形上蒙皮的中部向上拱起，带动机翼支架10向上旋转，旋转后相邻机翼支架10之间的夹角为165°≤α＜180°，而此时主动变形下蒙皮不被加热，处于被动变形状态，以配合机翼变形，并使得变形后的机翼处于稳定状态，以能够更好地承受载荷。相反地，当需要使机翼支架10向下变形时，可以使主动变形下蒙皮加热到预定的变形温度，主动变形下蒙皮的中部向下拱起，带动机翼支架10向下旋转，旋转后相邻机翼支架10之间的夹角也可以为165°≤α＜180°，而此时主动变形上蒙皮不被加热，处于被动变形状态，以配合机翼变形。其中，主动变形上蒙皮和主动变形下蒙皮的共同配合，使得机翼能够稳定地向上或向下变形，在满足机翼承受载荷的同时，实现了通过控制形状记忆合金的温度达到控制机翼结构变形的效果，以满足不同的实际需求，显著地扩大了可变形机翼的适应范围。

本发明在优选的实施方式中，加热件50可以为电热丝，更优选为电热合金丝，其具有通电开始加热和断电停止加热的功能，有很好的操作便捷性。其中，相邻的机翼支架10之间通过旋转连接组件30连接，而主动变形蒙皮20上装有温度传感器用来实现对形状记忆合金的温度监控，并装有电热合金丝，通过给电热合金丝通电控制温度使形状记忆合金收缩，带动机翼支架10沿着旋转连接组件30的轴线产生相对转动，实现机翼结构变形；电热合金丝停止通电时，形状记忆合金为低温相形状，处于伸长状态，使机翼恢复初始状态。并且，不同部位的主动变形蒙皮20变形的组合，可以实现多种机翼形状。针对机翼变形为要求，以保证承载能力为导向，以实现多级机翼变形为目标，采用新型智能材料混合应用技术及仿生结构技术，通过具有双程形状记忆效应的形状记忆合金具有低温相形状和高温相形状两种形状的特性，来实现多级机翼结构的变形。

如图7所示，在一优选的实施方式中，主动变形蒙皮20(具体可为内侧面)上设置有多个卡槽22，多个卡槽22间隔布置，且卡槽22的延伸方向与机翼的延伸方向垂直。其中，加热件50(具体可为加热丝)设置于卡槽22内，以保证能够稳定地给主动变形蒙皮20加热，使其受热后按预定方向变形。而且，卡槽22能够保护加热丝，在主动变形蒙皮20变形时避免电热丝产生变形，保证电热丝的使用寿命。

进一步地，在更优选的实施方式中，再次参见图1、图2以及图4，可变形机翼结构还包括覆盖于机翼支架10上的从动变形蒙皮40，主动变形蒙皮20的边缘与从动变形蒙皮40的边缘接合。主动变形蒙皮20与从动变形蒙皮40共同形成完整的机翼蒙皮，以提升机翼的美观性，也能够使机翼变形后的变形弯曲弧度更流畅。其中，从动变形蒙皮40可以采用超塑性复合材料制造。使用形状记忆合金和超塑性复合材料组成的机翼蒙皮可以实现对机翼形状进行控制。超塑性复合材料在一定条件下可以产生任意的塑性变形，而且在满足机翼承受一定载荷的应力和应变下，形状记忆合金和超塑性复合材料的循环使用寿命可达百万次，从而可以通过智能材料的引入使机翼既能承受载荷，又能更容易地控制变形。

其中，参见图4至图6，从动变形蒙皮40的边缘设置有安装孔41和连接柱21中的一者，主动变形蒙皮20的边缘设置有安装孔41和连接柱21中的另一者，连接柱21能够一一对应卡设于安装孔41内，以保证主动变形蒙皮20与从动变形蒙皮40具有稳定可靠的接合连接。其中，如图5所示，主动变形蒙皮20的边缘上间隔设置有多个圆形的连接柱21，而图6所示，从动变形蒙皮40的边缘上间隔设置有多个圆形的安装孔41，连接柱21与安装孔41一一对应卡合安装，则得到图4所示的主动变形蒙皮20与从动变形蒙皮40的稳定接合结构。

为了提升从动变形蒙皮40的各项性能，从动变形蒙皮40优选由聚醚醚酮(英文名称polyetheretherketone(简称PEEK))材料经增材制造而成。其中，聚醚醚酮是分子主链中含有链节的线性芳香族高分子化合物，其构成单位为氧-对亚苯基-氧-羰-对亚苯基，是半结晶性的热塑性塑料，具有耐正高温、机械性能优异、自润滑性好、耐化学品腐蚀、阻燃、耐剥离、耐磨、抗辐射等超强的机械性能，可用于高端的机械、核工程和航空等科技。增材制造(Additive Manufacturing，AM)俗称3D打印，融合了计算机辅助设计、材料加工与成型技术，以数字模型文件为基础，通过软件与数控系统将专用的金属材料、非金属材料以及医用生物材料，按照挤压、烧结、熔融、光固化、喷射等方式逐层堆积，制造出实体物品的制造技术。

相应地，主动变形蒙皮20为具有双程形状记忆效应的镍钛合金蒙皮，镍钛合金蒙皮经增材制造而成。镍钛合金(即，NiTi合金)是一种形状记忆合金，它的伸缩率在20％以上，循环使用次数可达10的7次方，阻尼特性比普通的弹簧高10倍，其耐腐蚀性优于目前最好的医用不锈钢，因此可以满足各类工程和医学的应用需求，是一种非常优秀的功能材料。记忆合金除具有独特的形状记忆功能外，还具有耐磨损、抗腐蚀、高阻尼和超弹性等优异特点。

机翼蒙皮的具体制造过程为：首先，通过增材制造打印出边缘带有一排安装孔41的Peek材料的从动变形蒙皮40，随后打印NiTi合金的主动变形蒙皮20，其边缘为底座和一排与从动变形蒙皮40边缘的安装孔41实现配合的连接柱21，将从动变形蒙皮40与主动变形蒙皮20的两者边缘进行配合，最后，打印主动变形蒙皮20边缘的上表面，实现与从动变形蒙皮40接合。

其中，主动变形蒙皮20的训练过程为：先获得单程记忆效应，即实现通过温度使主动变形蒙皮20变形具有弯曲夹角β，随后在低于材料马氏体相变温度Ms下，对NiTi合金进行可使主动变形蒙皮20恢复初始状态的变形，即主动变形蒙皮20为平面的状态，然后加热到马氏体转变为奥氏体温度As，NiTi合金恢复到弯曲夹角β为170°左右的状态，又降低温度至Ms以下，再次变形NiTi合金，使其变为主动变形蒙皮20为平面的状态。通过上述多次反复训练，使NiTi合金得到需要的双程记忆效应，实现通过温度来控制主动变形蒙皮20变形。

进一步地，在优选的实施方式中，再次参见图2，每组机翼支架10均可以包括多块并列的机翼肋板11以及连接并列的机翼肋板11的连接条12；旋转连接组件30包括多个连接轴承，具体可以为滑动轴承，在机翼的延伸方向上相邻的机翼肋板11通过连接轴承转动连接，以减小主动变形蒙皮20带动机翼支架10旋转时的阻力，有助于机翼变形。其中，如图1和图2所示，一侧机翼包括了四组机翼支架10，每组机翼支架10包括了三块并列排布的机翼肋板11，即，定义靠近机头的一侧为前侧，靠近机尾的一侧为后侧，在机翼的前侧、中部、后侧均设置有机翼肋板11，且可以具体定义为前侧肋板、中部肋板和后侧肋板。四组机翼支架10上相邻的前侧肋板通过滑动轴承实现可转动连接，四组机翼支架10上相邻的中部肋板通过滑动轴承实现可转动连接，四组机翼支架10上相邻的后侧肋板也通过滑动轴承实现可转动连接。同一组机翼支架10内的前侧肋板、中部肋板和后侧肋板还通过连接条12相互固定，从而保证同一组机翼支架10内的各个机翼肋板11能够同步转动，以保证机翼变形的稳定性。每组机翼支架10均可以通过铆接与主动变形蒙皮20和从动变形蒙皮40相连，使得主动变形蒙皮20通过温度控制产生的变形可以使机翼肋板11获得相对转动的驱动力，以实现机翼变形。

此外，如图8所示，本发明还提供一种可变形机翼的变形控制方法，该变形控制方法基于上述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼实施，其包括以下步骤：

S1、控制主动变形蒙皮20的温度低于马氏体转变温度Ms，主动变形蒙皮20不会带动机翼支架10旋转，机翼支架10处于初始状态；

S2、控制加热件50启动加热，使主动变形蒙皮20的温度加热到马氏体转变为奥氏体温度As，主动变形蒙皮20带动机翼支架10旋转至形成预定夹角α；

S3、控制加热件50停止加热，主动变形蒙皮20的温度再次降低至低于马氏体转变温度Ms，主动变形蒙皮20带动机翼支架10旋转至恢复初始状态。

具体地，基于形状记忆合金驱动蒙皮变形的机翼的工作方式如下：

(1)初始状态温度低于Ms，每一个主动变形蒙皮20均为低温相形状，主动变形蒙皮20的弯曲夹角β为0°，机翼肋板11之间没有相对转动。

(2)通过给电热丝通电，使主动变形蒙皮20中的第一片温度达到As，NiTi合金达到变形温度，第一片主动变形蒙皮20产生变形，主动变形蒙皮20带动机翼支架10旋转至形成预定夹角α。

参见图1中的变形状态，在实施过程中，对第一片主动变形蒙皮20的电热合金丝通电，达到As温度，第一片主动变形蒙皮20产生收缩，产生弯曲夹角β为170°的变形，带动其他蒙皮产生运动，第一片主动变形蒙皮20中的变形带动其他蒙皮产生适应性运动，并且，第一片主动变形蒙皮20对第二组的机翼支架10产生一个作用力，使第二组的机翼支架10相对滑动轴承的轴线转动，第一组的机翼支架10与第二组的机翼支架10之间形成有170°的预定夹角α，实现机翼结构变形。

在该变形控制方法中，具有双程形状记忆效应的形状记忆合金在加热时恢复高温相形状，冷却时又能恢复低温相形状，所以可以通过控制温度实现高温相形状和低温相形状两种形状之间的转换，从而可以根据实际情况的需求来控制得到预定形状的机翼，机翼的变形控制方式简单可靠。因此，通过智能材料的引入使机翼既能承受载荷，又能更简便地控制变形，能够替代传统的固定式机翼结构，在保证承受正常载荷的情况下，实现机翼变形，提高飞机的飞动性能。

需要理解的是，以上对本发明的具体实施例进行的描述只是为了说明本发明的技术路线和特点，其目的在于让本领域内的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，但本发明并不限于上述特定实施方式。凡是在本发明权利要求的范围内做出的各种变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围内。

Claims (9)

1.一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于，所述可变形机翼结构包括：

多组机翼支架，多组所述机翼支架沿机翼的延伸方向依次排列设置；

多组旋转连接组件，相邻的所述机翼支架通过所述旋转连接组件转动连接；

多块主动变形蒙皮，所述主动变形蒙皮连接相邻的所述机翼支架且遮盖所述旋转连接组件，所述主动变形蒙皮为形状记忆合金蒙皮；以及

加热件，所述加热件设置于所述主动变形蒙皮上，所述加热件能够使所述主动变形蒙皮的温度升高发生变形而带动所述机翼支架基于所述旋转连接组件进行旋转，以使得相邻的两组所述机翼支架能够形成预定夹角α；

所述可变形机翼结构还包括覆盖于所述机翼支架上的从动变形蒙皮，所述主动变形蒙皮的边缘与所述从动变形蒙皮的边缘接合。

2.如权利要求1所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述从动变形蒙皮的边缘设置有安装孔和连接柱中的一者，所述主动变形蒙皮的边缘设置有所述安装孔和所述连接柱中的另一者，所述连接柱能够一一对应卡设于所述安装孔内。

3.如权利要求1所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述从动变形蒙皮由聚醚醚酮材料经增材制造而成。

4.如权利要求1-3中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述预定夹角α的角度范围为165°≤α＜180°。

5.如权利要求1-3中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述主动变形蒙皮为具有双程形状记忆效应的镍钛合金蒙皮，所述镍钛合金蒙皮经增材制造而成。

6.如权利要求1-3中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述主动变形蒙皮上设置有多个卡槽，所述卡槽的延伸方向与机翼的延伸方向垂直；所述加热件设置于所述卡槽内。

7.如权利要求1-3中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：所述主动变形蒙皮包括位于机翼上表面上的主动变形上蒙皮和位于机翼下表面上的主动变形下蒙皮。

8.如权利要求1-3中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼，其特征在于：每组所述机翼支架均包括多块并列的机翼肋板以及连接并列的所述机翼肋板的连接条；所述旋转连接组件包括多个连接轴承，在机翼的延伸方向上相邻的所述机翼肋板通过所述连接轴承转动连接。

9.一种可变形机翼的变形控制方法，所述变形控制方法基于如权利要求1-8中任一项所述的基于形状记忆合金驱动的可变形机翼实施，其特征在于：所述变形控制方法包括以下步骤：

控制所述主动变形蒙皮的温度低于马氏体转变温度Ms，所述主动变形蒙皮不会带动所述机翼支架旋转，所述机翼支架处于初始状态；

控制加热件启动加热，使所述主动变形蒙皮的温度加热到马氏体转变为奥氏体温度As，所述主动变形蒙皮带动所述机翼支架旋转至形成预定夹角α；

控制加热件停止加热，所述主动变形蒙皮的温度再次降低至低于马氏体转变温度Ms，所述主动变形蒙皮带动所述机翼支架旋转至恢复初始状态。

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