CN111152911A - 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置以及其工作方法，属于航空结构设计技术领域，该装置通过驱动装置的驱动力作用下，各个翼肋上的螺盘具有相同的沿螺盘轴线方向的直线位移，通过螺旋副在各个翼肋上形成相应转角，从而实现对机翼扭转形状的控制通过该装置可以对柔性机翼进行扭转变形控制，有效的提高飞机的滚转机动效率，减小诱导阻力，使得机翼的气动特性最优化，以提高飞行器的飞行特性，并且可以实现一机多任务模式。

Description

一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法
技术领域
本发明属于航空结构设计技术领域，涉及一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置以及其工作方法。
背景技术
在现代飞机设计中，一个非常重要的指标就是飞机机动性，而飞机的机动性中比较重要的一点就是飞机的滚转机动，尤其是对于战斗机，飞机的滚转机动效率越高，飞机的的滚转机动性就越好，就越有利于获得空战的优势。因此滚转机动效率对飞机性能影响非常大。
在常规的飞机设计中，滚转机动是依靠副翼的差动偏转实现的，随着飞行速度的提高,副翼效率下降，并出现了副翼的气动弹性反效，因此如何有效提高飞机的滚转机动效率，就成了本领域中一个非常重要的问题，且厄待解决。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，为了提高飞机的滚转机动效率，本发明提出一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，通过该装置可以对柔性机翼进行扭转变形控制，有效的提高飞机的滚转机动效率，减小诱导阻力，使得机翼的气动特性最优化，以提高飞行器的飞行特性，并且可以实现一机多任务模式。
本发明是这样实现的：
一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，包括机身，机身内部安装的驱动装置，所述的驱动装置后设置若干个翼肋，所述的翼肋之间通过空心复材管连接；所述的翼肋在刚心处设置有螺套，螺套内部是内螺纹，在内螺纹之间为螺盘，所述的螺套和螺盘通过螺纹配合组成的结构为螺旋副；各个翼肋上的螺盘通过空心复材管连接起来；螺套的里面的内螺纹，螺纹中径尽可能大。
在翼肋的左端：螺盘在左侧与空心复材管固定连接，即螺盘在翼肋的左边的端头套着空心复材管，螺盘和空心复材管通过固定连接防止螺盘转动；
在翼肋的右端：螺套的右端安装法兰盘，空心复材管的一端套在法兰盘里边，所述的空心复材管与法兰盘滑动连接，空心复材管的左端端部与螺盘在翼肋右边的端头嵌套连接，保持相对转动。
进一步所述的螺套的外部是方形或长方形，所述的螺套的内螺纹的螺纹中径尽可能大。
进一步，所述的螺盘在左侧与空心复材管通过键和键槽固定连接；所述的螺盘中间为中空的结构。中空的结构目的在于减轻螺盘重量。
进一步，所述的法兰盘利用螺栓与螺套连接；空心复材管与法兰盘通过键和键槽滑动连接，法兰盘固定空心复材管不能相对转动，所述的法兰盘、空心复材管保持相对滑动。
进一步，所述的螺旋副的螺纹升角要克服自锁角(大于摩擦系数的反正切)。
进一步，所述的装置的根肋处空心复材管左端设置导向板和导向槽；所述的装置的翼尖肋处螺套的右端不安装法兰盘。
进一步，所述的翼肋通过铆钉和蒙皮固接在一起。
本发明还公开了一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置的工作方法，其特征在于，所述的方法为：
当驱动装置的推力沿空心复材管传递到螺盘时，轴向推力传递到螺套螺纹面上，此时，轴向推力分解为沿螺套螺纹面的力和垂直于螺套螺纹面的力，其中螺套螺纹面的分力要克服摩擦力，即螺纹升角大于摩擦系数的反正切，这样才能避免螺旋副自锁。
垂直于螺套螺纹面的力沿轴向和垂直于轴向分解为两个力，其中沿轴向的分力使螺套沿轴向移动，但因为螺套与翼肋固接，而翼肋又通过铆钉和蒙皮固接在一起，因此螺套不能沿轴向移动；在垂直于轴向的分力作用下，产生绕轴的扭矩，该扭矩使螺套和螺盘产生相对转动，而螺盘与空心复材管固接在一起，空心复材管被限制转动，因此只能螺套转动，螺套又与翼肋固接在一起，带动翼肋转动；
当需要机翼主动扭转时，使用驱动装置对空心复材管施加推力，在驱动装置作用下空心复材管沿轴向移动，螺盘受到推力也会产生轴向移动，轴向推力通过螺旋副转化为扭矩传递到翼肋上的螺套，和螺套固接在一起的翼肋也会受到扭矩作用产生扭转；
法兰盘安装在螺套的右端，空心复材管套在法兰盘里边，通过键槽固定连接，防止空心复材管转动，可以相对滑动，空心复材管的左端端部与螺盘在翼肋右边的端头嵌套连接，可以相对转动，通过这种方式，前一个翼肋产生的转动就会传递给后面的翼肋，在此基础上，轴向推力传递到后一个翼肋，由于后一个翼肋螺旋副的存在，又在此基础上产生一个相对于前一个翼肋的相对扭转角，后面的各个翼肋均以此类推，通过对各翼肋处的螺套的螺纹升角的不同，就能使得在同一推力作用下，不同翼肋产生不同的扭转角，最终使整个机翼产生所需的扭转变形。
要减小扭转角时，降低驱动装置的轴向位移和载荷，在气动载荷的作用下，各个翼肋的扭转角度降低，达到需要的扭转角后，锁紧驱动装置，机翼的气动载荷、内力以及驱动力达到平衡状态。
本发明与现有技术的有益效果在于：
由于飞机的滚转机动效率对飞机性能影响十分大，常规飞机由于受自身结构限制，不能有效地提高滚转效能，因此为了有效提高飞机的滚转机动效率，本发明的装置中结构简单，并且在驱动力作用下，各个翼肋上的螺盘具有相同的沿螺盘轴线方向的直线位移，通过螺旋副在各个翼肋上形成相应转角，从而实现对机翼扭转形状的控制。本发明的装置可以有效地提高滚转效能，同时减小诱导阻力，优化机翼气动特性。
附图说明
图1是本发明一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置中的机翼结构示意图；
图2是本发明一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置中的螺旋副受力分析图；
图3是本发明一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置中的螺旋副、翼肋的连接示意图；
图4是本发明一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置中的机翼扭转变形示意图；
其中，1-机身，2-空心复材管，3-翼肋，4-铆钉，5-驱动装置，6-导向板和导向槽，7-螺旋副，8-法兰盘，9-螺套，10-螺盘，11-键和键槽，12-螺栓，13-螺套螺纹面，14-螺盘螺纹面。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1、图4所示，本发明装置主要由螺套9、螺盘10、法兰盘8、空心复材管2和驱动装置5构成。每个翼肋3都装有螺套9、螺盘10和法兰盘8，翼尖肋的除外；螺套9的外部是方形或长方形，安装在翼肋3的刚心处，螺套9的里面是内螺纹，螺纹中径尽可能大；螺旋副的螺纹升角要克服自锁角(大于摩擦系数的反正切)；各个翼肋3上的螺盘10通过空心复材管2连接起来。
翼肋3的左右两端均连接空心复材管2；在翼肋3的左端装置中：螺盘10 在翼肋左边的端头套着空心复材管2，螺盘10和空心复材管2通过键和键槽11 防止螺盘10转动，并固定连接，为减轻螺盘重量，螺盘中间可以是中空的。在翼肋3的右端装置中：法兰盘8装在螺套9的右端，空心复材管2的左端套在法兰盘里边，通过键和键槽11连接，防止空心复材管转动，可以相对滑动；空心复材管的左端端部与螺盘10在翼肋右边的端头嵌套连接，可以相对转动；根肋处的空心复材管2左端设置导向板和导向槽6限制其转动，允许其沿管轴线方向滑动位移；驱动装置可以用液压作动器，在机翼根肋的机身里边驱动空心复材管产生沿管轴线方向的滑动位移。在驱动力作用下，各个翼肋上的螺盘具有相同的沿螺盘轴线方向的直线位移，通过螺旋副在各个翼肋上形成相应转角，从而实现对机翼扭转形状的控制。
如图2所述，螺旋副7中的受力面包括螺套螺纹面13以及螺盘螺纹面14，其中
Figure BDA0002360900530000045
是螺纹升角，P是轴向推力，N是对螺套螺纹面13的推力，f是克服摩擦力，T1和T2分别是N沿轴向和垂直于轴向的分力。当驱动装置5的推力沿空心复材管2传递到螺盘10时，轴向推力P通过螺纹传递到螺套螺纹面13上，此时，轴向推力P可分解为沿螺套螺纹面13力f和垂直于螺套螺纹面13的力N，其中f要克服摩擦力，即
Figure BDA0002360900530000041
其中
Figure BDA0002360900530000042
所以得到
Figure BDA0002360900530000043
即
Figure BDA0002360900530000044
即螺纹升角大于摩擦系数的反正切，这样才能避免螺旋副自锁。垂直于螺套螺纹面13的力N则可以沿轴向和垂直于轴向分解为T1和T2，其中T1会使螺套沿轴向移动，但因为螺套9与翼肋3固接，而翼肋3又通过铆钉4和蒙皮固接在一起，因此螺套9不能沿轴向移动，在T2作用下，会产生扭矩T2*R(R是螺套中径)，会使螺套9和螺盘10产生相对转动，而螺盘10与空心复材管2固接在一起，空心复材管2又被限制了转动，因此只能螺套9转动，螺套9与翼肋3固接在一起，也就会带动翼肋3转动。
当需要机翼主动扭转的时候，首先从靠近根部的第一个翼肋开始分析：使用驱动装置5对空心复材管2施加一定推力，在驱动装置5作用下空心复材管2 沿轴向移动，螺盘10受到推力也会产生轴向移动，轴向推力通过上述的力的转化，产生扭矩递到第一个翼肋3上的螺套，和螺套9固接在一起的第一个翼肋也会受到扭矩作用产生扭转。而由于法兰盘8装在螺套的右端，空心复材管2的左端套在法兰盘8里边，通过键和键槽11连接，防止空心复材管2转动，可以相对滑动，空心复材管2的左端与螺盘在翼肋右边的端头嵌套连接，可以相对转动，通过这种方式，第一个翼肋产生的转动就会传递给后面的翼肋，而各翼肋之间并无相对扭转角，此时将翼肋相对于翼根产生的扭转角记为θ1。在此基础上，第一个翼肋螺盘受到的推力又有一部分通过空心复材管传递到第二个翼肋，在该推力作用下，通过第二个翼肋的螺旋副，又在此基础上产生一个相对于第一个翼肋的相对扭转角Δθ2，这样第二个翼肋相对于翼根的扭转角θ2＝θ1+Δθ2，后面的各翼肋均以此类推，直至翼梢处的翼肋。通过对各翼肋处的螺套的螺纹升角进行设计，就能使得不同翼肋产生不同的相对扭转角，通过合理设计，最终就能使整个机翼就能产生所需的扭转变形。要减小扭转角时，降低驱动装置的轴向位移和载荷，在气动载荷的作用下，各个翼肋的扭转角度降低，达到需要的扭转角后，锁紧驱动装置，机翼的气动载荷、内力以及驱动力达到平衡状态。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，包括机身（1），机身（1）内部安装的驱动装置（5），其特征在于，所述的驱动装置（5）后设置若干个翼肋（3），所述的翼肋（3）之间通过空心复材管（2）连接；所述的翼肋（3）在刚心处设置有螺套（9），螺套（9）内部是内螺纹，在内螺纹之间为螺盘（10），所述的螺套（9）和螺盘（10）通过螺纹配合组成的结构为螺旋副（7）；各个翼肋（3）上的螺盘（10）通过空心复材管（2）连接起来；
在翼肋（3）的左端：螺盘（10）在左侧与空心复材管（2）固定连接，即螺盘（10）在翼肋（3）的左边的端头套着空心复材管（2），螺盘（10）和空心复材管（2）通过固定连接防止螺盘（10）转动；
在翼肋（3）的右端：螺套（9）的右端安装法兰盘（8），空心复材管（2）的一端套在法兰盘里边，所述的空心复材管（2）与法兰盘（8）滑动连接，空心复材管（2）的左端端部与螺盘（10）在翼肋右边的端头嵌套连接，保持相对转动。
2.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的螺套（9）的外部是方形或长方形。
3.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的螺盘（10）在左侧与空心复材管（2）通过键和键槽（11）固定连接；所述的螺盘（10）中间为中空的结构。
4.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的法兰盘（8）利用螺栓（12）与螺套（9）连接；空心复材管（2）与法兰盘（8）通过键和键槽（11）滑动连接，法兰盘（8）固定空心复材管（2）不能相对转动，所述的法兰盘（8）、空心复材管（2）保持相对滑动。
5.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的螺旋副（7）的螺纹升角大于摩擦系数的反正切。
6.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的装置的根肋处空心复材管（2）左端设置导向板和导向槽（6）；所述的装置的翼尖肋处螺套（9）的右端不安装法兰盘（8）。
7.根据权利要求1所述的一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置，其特征在于，所述的翼肋（3）通过铆钉（4）和蒙皮固接在一起。
8.一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置的工作方法，其特征在于，所述的方法为：
当驱动装置（5）的推力沿空心复材管（2）传递到螺盘（10）时，轴向推力传递到螺套螺纹面（13）上，此时，轴向推力分解为沿螺套螺纹面（13）的力和垂直于螺套螺纹面（13）的力；
垂直于螺套螺纹面（13）的力沿轴向和垂直于轴向分解为两个力，其中沿轴向的分力使螺套（9）沿轴向移动，但因为螺套（9）与翼肋（3）固接，而翼肋（3）又通过铆钉和蒙皮固接在一起，因此螺套（9）不能沿轴向移动；在垂直于轴向的分力作用下，产生绕轴的扭矩，该扭矩使螺套（9）和螺盘（10）产生相对转动，而螺盘（10）与空心复材管（2）固接在一起，空心复材管（2）被限制转动，因此只能螺套（9）转动，螺套（9）又与翼肋（3）固接在一起，带动翼肋（3）转动；
当需要机翼主动扭转时，使用驱动装置（5）对空心复材管（2）施加推力，在驱动装置（5）作用下空心复材管（2）沿轴向移动，螺盘（10）受到推力也会产生轴向移动，轴向推力通过螺旋副（7）转化为扭矩传递到翼肋（3）上的螺套（9），和螺套（9）固接在一起的翼肋（3）也会受到扭矩作用产生扭转；
法兰盘（8）安装在螺套（9）的右端，空心复材管（2）套在法兰盘里边，通过键槽固定连接，防止空心复材管转动，可以相对滑动，空心复材管的左端端部与螺盘（10）在翼肋右边的端头嵌套连接，可以相对转动，通过这种方式，前一个翼肋产生的转动就会传递给后面的翼肋（3），在此基础上，轴向推力传递到后一个翼肋（3），由于后一个翼肋螺旋副的存在，又在此基础上产生一个相对于前一个翼肋的相对扭转角，后面的各个翼肋均以此类推，通过对各翼肋处的螺套的螺纹升角的不同，就能使得在同一推力作用下，不同翼肋（3）产生不同的扭转角，最终使整个机翼产生所需的扭转变形。
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