CN110562442B - 一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空机械结构领域，特别涉及一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置。包括：柔性驱动器和连杆传动机构。所述柔性驱动器的一端与机翼盒段连接，另一端通过所述连杆传动机构与襟翼连接。本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，由于襟翼舵面前端与导向杆固支，导致舵面整体重心前移，将有效降低颤振的风险。本申请将柔性驱动器和连杆传动机构引入襟翼偏转装置，由于柔性驱动器单体所占空间很小，因此驱动器工作所需空间不会破坏机翼外部气动外形，同时刚性连杆传力直接、效率更高。与传统液压作动筒相比，本申请可有效降低驱动器自身结构重量，有效提高能量密度，保证驱动器使用过程中不影响翼面的气动外形，并有效降低舵面发生颤振的风险。

Description

一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置
技术领域
本申请属于航空机械结构领域，特别涉及一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置。
背景技术
飞机襟翼是一种用于增加飞机升力的重要部件。现有技术中，飞机主要采用液压作动筒驱动襟翼偏转，从而实现在飞行中增加升力的目的。但采用液压作动筒作为襟翼驱动器通常结构复杂笨重，能量密度较低。
因此，希望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
本申请的目的是提供了一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置，以解决现有技术中存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置，包括：柔性驱动器和连杆传动机构，所述柔性驱动器的一端与机翼盒段连接，另一端通过所述连杆传动机构与襟翼连接。
可选地，所述柔性驱动器包括：
柔性壳体，所述柔性壳体包括承力外壳和充压内壳，所述承力外壳套设在所述充压内壳上；
充压密封部，所述充压密封部设置在所述柔性壳体的两端，所述充压密封部上设置有充压端口；
连接接头，所述连接接头安装在所述充压密封部上，用于柔性驱动器与所述机翼盒段和所述连杆传动机构的连接。
可选地，承力外壳为纤维状材料通过交错排列编织而成的网状壳体。
可选地，所述纤维状材料为碳纤维、芳纶或钢丝。
可选地，所述充压内壳为硅胶材料制件。
可选地，所述充压端口通过压力输入导管与外部充压装置连接。
可选地，所述外部充压装置向所述柔性驱动器中充气压或者液压。
可选地，所述机翼盒段设置有驱动器固定部，所述柔性驱动器的一端与所述驱动器固定部铰接。
可选地，所述连杆传动机构包括：连杆以及导向杆，所述连杆包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆的一端与所述柔性驱动器铰接，另一端与所述机翼盒段铰接，所述第二连杆的一端与所述柔性驱动器铰接，另一端与所述导向杆铰接，所述导向杆的另一端与所述襟翼固连。
可选地，所述采用半柔性驱动控制的襟翼装置通过矩阵式并联排列的方法进行结构布局。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，可有效降低驱动器的结构重量，并具有更高的能量密度和工作效能，同时保证驱动器不破坏翼面的气动外形。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的采用半柔性驱动控制的襟翼装置示意图；
图2是本申请一个实施方式的采用半柔性驱动控制的襟翼装置柔性驱动器充压前示意图；
图3是本申请一个实施方式的采用半柔性驱动控制的襟翼装置柔性驱动器充压后示意图。
其中：
1-柔性驱动器；11-承力外壳；12-充压内壳；13-充压密封部；14-连接接头；15-充压端口；2-机翼盒段；3-连杆；4-襟翼；5-导向杆；6-机翼根部；7-驱动器固定部。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置，包括：柔性驱动器1和连杆传动机构。
具体的，柔性驱动器1的一端与机翼盒段2连接，另一端通过连杆传动机构与襟翼4连接。
在本申请的一个实施方式中，柔性驱动器1包括柔性壳体、充压密封部13以及连接接头14，柔性壳体包括承力外壳11和充压内壳12，承力外壳11是由碳纤维、芳纶或钢丝等纤维状材料通过交错排列编织而成致密的网状壳体，充压内壳12通常为硅胶等材料制成的弹性可变形内腔，承力外壳11和充压内壳12在空间上为嵌套关系。充压密封部13设置在柔性壳体的两端，充压密封部13与承力外壳11和充压内壳12固定密封连接，充压密封部13上设置有充压端口15，并通过充压端口15连接压力输入导管与外部充压装置连接，外部充压装置向柔性驱动器1中充气压或者液压。连接接头14安装在充压密封部13上，端部的连接接头14是为了配合驱动器1与机翼盒段2、连杆传动机构3进行固定连接使用。本实施例中，机翼盒段2设置有驱动器固定部7，柔性驱动器1一端连接接头14与驱动器固定部7铰接。
如图2和图3所示，当向弹性体充压内壳12充压后，压力将导致弹性体充压内壳12体积发生膨胀，由于承力外壳11对充压内壳12存在约束作用，为了匹配充压内壳12充压后体积的变化，承力外壳11也将随之发生变形。为了达到驱动控制的目的，可以通过设计承力外壳11纤维材料的原始编织角度，使得弹性体充压内壳12体积膨胀后，承力外壳11将按照纤维材料编织角度α减小的趋势进行变形，从而带动充压内壳12一起沿轴线方向变形伸长。
在本申请的一个实施方式中，连杆传动机构包括连杆3以及导向杆5，连杆3包括第一连杆和第二连杆，第一连杆的一端与柔性驱动器1铰接，另一端与机翼盒段2铰接，第二连杆的一端与柔性驱动器1铰接，另一端与导向杆5铰接，导向杆5的另一端与襟翼4固连。当需要改变襟翼4偏转角度时，通过向柔性驱动器1中充压(气压或液压，具体根据实际需求驱动力数值进行选取)，进而改变柔性驱动器1自身长度，压力产生的驱动力将驱动连杆3进行运动，连杆3进一步带动与襟翼4固连的导向杆5运动，从而实现襟翼4的偏转。当柔性驱动器1泄压时，柔性驱动器1自身长度逐步缩短，襟翼4舵面也将逐渐恢复到初始状态，并且由于襟翼4舵面受气动载荷作用，将提高此过程的偏转效率。图1中实线部分为柔性驱动器1原始位置，虚线部分为柔性驱动器1运动后襟翼4舵面偏转极限位置。
本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，襟翼4的最大偏转角度θmax与柔性驱动器1最大伸长量Lmax以及连杆传动机构的设计参数(主要设计变量包含：第一连杆和第二连杆长度a、两个连杆间初始角度α、导向杆5长度b等)有关。当根据实际飞行姿态确定襟翼4的偏转角度后，即可通过控制柔性驱动器1中充压数值大小，来改变柔性驱动器1自身伸长量，进而满足舵面偏转相应角度的要求，同时柔性驱动器1充压产生的驱动力应不小于舵面实时所受气动载荷，襟翼4偏转角度的测量可通过装置内部安装位移传感器来实现。
本申请的一个实施方式中，柔性驱动器1产生驱动力的大小以及伸长量与柔性驱动器1自身性能有关。当采用增加柔性驱动器1中的纤维对数(增加纤维的体积分数)或选择更抗压的弹性体充压内壳12的方式，进一步提高柔性驱动器1中的压力时，均可获得更加可观的驱动力，从而满足不同载荷下襟翼4偏转的需求。可以理解的是，由于柔性驱动器1单体所占空间很小，为了能够提供更高的驱动力，本实施例中，还可充分利用机翼根部6之前的机翼盒段1内部空间，采用矩阵式并联排列采用半柔性驱动控制的襟翼装置的方式，满足襟翼4偏转所需更大的弯矩。同时由于柔性驱动器1与连杆3间均采用铰支连接，因此柔性驱动器1变形均在自身延长线内，不发生线外的非协调变形，这也将进一步提高装置的工作效能。
本申请的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，由于襟翼4舵面前端与导向杆5固支，导致舵面整体重心前移，将有效降低颤振的风险。本申请将柔性驱动器和连杆传动机构引入襟翼偏转装置，由于柔性驱动器1单体所占空间很小，因此驱动器工作所需空间不会破坏机翼外部气动外形，同时刚性连杆传力直接、效率更高。与传统液压作动筒相比，本申请可有效降低驱动器自身结构重量，有效提高能量密度，保证驱动器使用过程中不影响翼面的气动外形，并有效降低舵面发生颤振的风险。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，包括：柔性驱动器(1)和连杆传动机构，所述柔性驱动器(1)的一端与机翼盒段(2)连接，另一端通过所述连杆传动机构与襟翼(4)连接；
所述柔性驱动器(1)包括：
柔性壳体，所述柔性壳体包括承力外壳(11)和充压内壳(12)，所述承力外壳(11)套设在所述充压内壳(12)上，承力外壳(11)为纤维状材料通过交错排列编织而成的网状壳体；
充压密封部(13)，所述充压密封部(13)设置在所述柔性壳体的两端，所述充压密封部(13)上设置有充压端口(15)；
连接接头(14)，所述连接接头(14)安装在所述充压密封部(13)上，用于柔性驱动器(1)与所述机翼盒段(2)和所述连杆传动机构的连接；
所述连杆传动机构包括：连杆(3)以及导向杆(5)，所述连杆(3)包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆的一端与所述柔性驱动器(1)铰接，另一端与所述机翼盒段(2)铰接，所述第二连杆的一端与所述柔性驱动器(1)铰接，另一端与所述导向杆(5)铰接，所述导向杆(5)的另一端与所述襟翼(4)固连。
2.根据权利要求1所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述纤维状材料为碳纤维、芳纶或钢丝。
3.根据权利要求2所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述充压内壳(12)为硅胶材料制件。
4.根据权利要求1所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述充压端口(15)通过压力输入导管与外部充压装置连接。
5.根据权利要求4所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述外部充压装置向所述柔性驱动器(1)中充气压或者液压。
6.根据权利要求1所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述机翼盒段(2)设置有驱动器固定部(7)，所述柔性驱动器(1)的一端与所述驱动器固定部(7)铰接。
7.根据权利要求1所述的采用半柔性驱动控制的襟翼装置，其特征在于，所述采用半柔性驱动控制的襟翼装置通过矩阵式并联排列的方法进行结构布局。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112196727A (zh) * 2020-10-28 2021-01-08 山东科技大学 失速非线性颤振抑制式风力机叶片及颤振抑制系统
CN112498661B (zh) * 2020-12-04 2024-01-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种多功能舵面结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB577779A (en) * 1938-03-30 1946-05-31 Gen Aircraft Ltd Improvements relating to wing flaps for aircraft
US4729528A (en) * 1983-02-28 1988-03-08 Northrop Corporation Aeroelastic control flap
CN106239561A (zh) * 2016-08-22 2016-12-21 上海交通大学 气控气囊式软体机械臂
CN109515687A (zh) * 2018-11-07 2019-03-26 西安航空学院 基于油气弹簧的自适应后缘机动襟翼机构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2324002B1 (es) * 2007-06-22 2010-05-13 GAMESA INNOVATION & TECHNOLOGY, S.L. Pala de aerogenerador con alerones deflectables.

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB577779A (en) * 1938-03-30 1946-05-31 Gen Aircraft Ltd Improvements relating to wing flaps for aircraft
US4729528A (en) * 1983-02-28 1988-03-08 Northrop Corporation Aeroelastic control flap
CN106239561A (zh) * 2016-08-22 2016-12-21 上海交通大学 气控气囊式软体机械臂
CN109515687A (zh) * 2018-11-07 2019-03-26 西安航空学院 基于油气弹簧的自适应后缘机动襟翼机构

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