CN111409815B - 一种柔性前缘结构及其设计方法 - Google Patents

一种柔性前缘结构及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111409815B
CN111409815B CN202010274183.1A CN202010274183A CN111409815B CN 111409815 B CN111409815 B CN 111409815B CN 202010274183 A CN202010274183 A CN 202010274183A CN 111409815 B CN111409815 B CN 111409815B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flexible
driving
leading edge
wing
appearance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010274183.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111409815A (zh
Inventor
王志刚
杨宇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202010274183.1A priority Critical patent/CN111409815B/zh
Publication of CN111409815A publication Critical patent/CN111409815A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111409815B publication Critical patent/CN111409815B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/50—Varying camber by leading or trailing edge flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本申请提供了一种柔性前缘结构，所述柔性前缘结构包括：柔性结构，用于形成机翼前缘的气动外形；以及多个驱动结构，分布式设置在所述柔性结构的内部，在激励信号的激励下能够产生驱动力，所述驱动力作用于所述柔性结构以改变所述柔性结构的气动外形。本申请提供的柔性前缘结构同现有的变弯度机翼前缘装置相比，一方面，可以实现结构与功能的真正一体化，驱动结构不仅作为驱动器，同时还能够作为承载结构，可以有效的降低结构复杂性，降低重量，提高飞机综合性能；另一方面，通过分布式设置的多个驱动机构能够提高变形精度，可以进一步实现多个目标外形的变形控制，真正实现前缘外形的实时优化。

Description

一种柔性前缘结构及其设计方法
技术领域
本申请属于机翼气动设计技术领域，特别涉及一种柔性前缘结构及其设计方法。
背景技术
传统机翼只能保证巡航状态下的气动效率最优，为满足其它工况下的气动要求，传统机翼通常是基于刚性铰链的前缘增升装置实现气动外形的变化和调节。但传统前缘襟翼往往存在缝隙，使得气动表面不连续，增大了结构尖锐部分与空气的摩擦，增加起飞和进场着陆的噪声，且传统襟翼无法实现全飞行包线气动外形的实时精确变形控制，无法满足气动外形实时优化的目的。
为实现可变形机翼前缘连续精确变形控制，目前国内外提出了多种连续变弯度前缘结构，但基本上是基于刚性机构或半刚性机构的结构型式，它往往存在结构复杂、重量大和可靠性低等问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种柔性前缘结构及其设计方法，以解决上述任一问题。
在一方面，本申请提供的技术方案是：一种柔性前缘结构，所述柔性前缘结构包括：
柔性结构，用于形成机翼前缘的气动外形；以及
多个驱动结构，分布式设置在所述柔性结构的内部，在激励信号的激励下能够产生驱动力，所述驱动力作用于所述柔性结构以改变所述柔性结构的气动外形。
在本申请一优选实施方案中，所述柔性结构采用金属材料或树脂材料制成。
在本申请一优选实施方案中，所述驱动机构为形状记忆合金、压电堆栈、压电纤维复合材料或气动肌肉管中的一种或几种。
在本申请一优选实施方案中，所述柔性前缘结构还包括激励装置，所述激励装置连接所述驱动机构，用于产生激励所述驱动机构运动的信号。
在本申请一优选实施方案中，所述柔性前缘结构还包括柔性蒙皮，所述柔性蒙皮设置在所述柔性结构的外表面。
在本申请一优选实施方案中，所述柔性前缘结构通过4D增材制造方法制作。
在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种用于实现如上任一的柔性前缘结构的设计方法，所述设计方法包括：
S1、根据飞机总体要求获得多种飞行条件下的机翼气动性能要求；
S2、根据机翼气动性能要求优化出翼前缘的初始外形和至少一种状态的目标外形；
S3、构建柔性结构的有限元模型，并对柔性结构进行有限元网格划分，其中，驱动结构构建为梁单元或者壳单元，且柔性结构与驱动结构之间通过多点驱动约束进行耦合，以实现力的传递；
S4、以目标外形作为优化目标，进行柔性结构的形状拓扑及驱动结构参数的协同优化设计，从而实现精确的外形控制，其中，所述驱动结构参数包括驱动结构的位置、安装角度、几何长度和驱动力大小。
在本申请一优选实施方案中，所述飞行条件包括飞机巡航、飞机起飞、飞机降落。
在本申请一优选实施方案中，所述方法还包括：制作所述柔性前缘结构，且通过试验验证所述柔性前缘结构的变形是否满足目标外形要求。
本申请提供的柔性前缘结构及其设计方法同现有的变弯度机翼前缘装置相比，能够实现柔性前缘真正的一体化和智能化，并能够实现连续多个目标外形的精确控制：一方面，通过将柔性结构与驱动结构一体化加工制造，实现结构与功能的真正一体化，驱动结构不仅作为驱动器，同时还能够作为承载结构，可以有效的降低结构复杂性，降低重量，提高飞机综合性能；另一方面，柔性前缘结构可以实现对机翼前缘外形的自适应精确控制，通过分布式设置的多个驱动机构能够提高变形精度，通过协同控制系统，分布式的驱动机构可以进一步实现多个目标外形的变形控制，真正实现前缘外形的实时优化。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请实施例中的柔性前缘结构的原始方案示意图；
图2为本申请实施例中的柔性前缘结构的初始外形和目标外形示意图；
图3为本申请实施例中的柔性前缘结构协同拓扑优化的方案示意图。
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。
为了实现现有技术中柔性前缘的无缝、光滑和连续可变形的目的，本申请提出了一种基于分布式驱动结构的柔性前缘结构及其设计方法。本申请的方案中，通过在柔性结构内部分布式设置驱动结构，通过驱动结构驱动柔性结构变形的协同优化，实现气动外形的精确控制。
本申请提供的柔性前缘结构包括柔性结构1及多个驱动结构21-23，柔性结构1大致的构成了机翼前缘的结构气动外形，多个驱动结构21-23分布式的设置在柔性结构的内部，通过对驱动结构21-23进行激励，可以控制驱动结构21-23进行动作而产生驱动力，例如可以实现伸长的动作，通过产生的驱动力接触柔性结构1而驱动柔性结构1产生变形，产生的变形可以形成机翼前缘所需的气动外形。
在本申请中，柔性结构1可以采用金属材料或树脂材料等制成，即可以形成光滑、连续的气动外形，由具有一定的外形保持能力。
在本申请中，驱动结构可以是形状记忆合金或是压电纤维复合材料制成的块或杆，也可以是气动肌肉管等产品中的一种或几种的组合。例如，驱动结构可以为均采用形状记忆合金材料制成的杆状装置，或驱动结构可以为均采用压电纤维复合材料制成，或是既采用了形状记忆合金材料制成的驱动结构，也采用了气动肌肉管产品作为驱动的驱动结构。
需要说明的是，图1中所示的驱动结构数量仅为示意，在实际使用或设计过程中可以根据需要增加或者减少，例如可以为两个、四个或是更多。但可以理解的是，过多的驱动结构可能会导致机翼前缘的重量增加，因此在能够实现对机翼前缘变形的基础上，应采用尽量上的驱动结构。
在本申请中，柔性前缘结构还包括激励装置，激励装置连接于驱动机构，用来产生激励驱动机构运动的信号以控制驱动结构。
在本申请中，柔性前缘结构既可以包括蒙皮，还可以不包括蒙皮。当其包括蒙皮时，蒙皮采用柔性蒙皮，柔性蒙皮设置在柔性结构的外表面；当其不包括蒙皮时，柔性结构1本身可以采用防腐蚀的柔性材料制作，以实现蒙皮的功能。
另外，本申请中还提供了一种用于实现上述柔性前缘结构的设计方法，本申请的设计方法包括：
S1、根据飞机总体要求获得多种飞行条件下的机翼气动性能要求；例如，飞行条件可以包括飞机巡航、飞机起飞、飞机降落等。
S2、根据机翼的气动性能要求优化出翼前缘的初始外形和至少一种状态的目标外形；
S3、构建柔性结构的有限元模型，并对柔性结构进行有限元网格划分，其中，驱动结构构建为梁单元或者壳单元，且柔性结构与驱动结构之间通过多点驱动约束进行耦合，以实现力的传递；
S4、以目标外形作为优化目标，进行柔性结构的拓扑及驱动结构的参数的协同优化设计，从而实现精确的外形控制，其中，驱动结构的参数包括驱动结构的位置、安装角度、几何长度和驱动力大小。
另外，本申请的设计方法还包括如下步骤：以获得的设计结果作为输入，通过4D增材打印的制造方式，进行柔性结构与驱动结构的一体化加工；之后，通过试验对变弯度的机翼柔性前缘结构进行测试，以确定其变形是否满足目标外形要求。
本申请的方法中，通过对柔性前缘结构建模，包括对柔性结构进行有限元网格划分，以及将驱动结构与柔性结构通过多点约束进行耦合，从而将驱动力传递至柔性结构，使柔性结构整体变形，之后，为了使柔性结构表面实现精确的目标外形，通过对柔性结构的外形进行拓扑和驱动结构参数等多个设计变量进行协同优化设计，从而实现精确的外形控制。
参见图1至图3所示的实施例附图，由于可变形机翼前缘通常是由初始位置向下运动至目标位置，因此本申请的实施例附图中均以柔性前缘结构的下垂动作作为优化目标进行优化。
如图1所示的柔性前缘构的原始方案示意图，在原始方案中，柔性结构1内部填满驱动结构与之接触的间隙；如图2所示的柔性前缘结构的优化设计目标，图中实线为气动外形的初始状态(例如其为飞机巡航时的机翼前缘外形)，虚线为气动外形的目标状态(例如其为飞行降落时的机翼前缘外形)；通过对柔性结构1的形状进行拓扑以及驱动结构的位置、安装角度、几何长度和驱动力大小等参数进行协同优化，最终可以确定集成了多个驱动结构的柔性前缘结构的综合拓扑方案，如图3所示。
需要说明的是，本实施例中以初始位置向下运动至目标位置进行了协同优化设计，根据需要还可以进行由初始位置向上运动至目标位置进行协同优化设计，本处不在赘述。
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 (5)

1.一种柔性前缘结构，其特征在于，所述柔性前缘结构包括：
采用金属材料或树脂材料制成的柔性结构，用于形成机翼前缘的气动外形，所述柔性结构还包括柔性蒙皮，所述柔性蒙皮设置在所述柔性结构的外表面；以及
多个驱动结构，所述驱动结构分布式设置在所述柔性结构的内部，在激励信号的激励下能够产生驱动力，所述驱动力作用于所述柔性结构以改变所述柔性结构的气动外形，其中，所述驱动结构为形状记忆合金、压电堆栈、压电纤维复合材料或气动肌肉管中的一种或几种；
激励装置，所述激励装置连接所述驱动结构，用于产生激励所述驱动结构运动的信号。
2.如权利要求1所述的柔性前缘结构，其特征在于，所述柔性前缘结构通过4D增材制造方法制作。
3.一种用于实现如权利要求1至2任一所述的柔性前缘结构的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：
根据飞机总体要求获得多种飞行条件下的机翼气动性能要求；
根据机翼气动性能要求优化出机翼前缘的初始外形和至少一种状态的目标外形；
构建柔性结构的有限元模型，并对柔性结构进行有限元网格划分，其中，驱动结构构建为梁单元或者壳单元，且柔性结构与驱动结构之间通过多点驱动约束进行耦合，以实现力的传递；
以目标外形作为优化目标，进行柔性结构的拓扑及驱动结构的参数的协同优化设计，从而实现精确的外形控制，其中，所述驱动结构的参数包括驱动结构的位置、安装角度、几何长度和驱动力大小。
4.如权利要求3所述的柔性前缘结构的设计方法，其特征在于，所述飞行条件包括飞机巡航、飞机起飞、飞机降落。
5.如权利要求3所述的柔性前缘结构的设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
制作所述柔性前缘结构，且通过试验验证所述柔性前缘结构的变形是否满足目标外形要求。
CN202010274183.1A 2020-04-09 2020-04-09 一种柔性前缘结构及其设计方法 Active CN111409815B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010274183.1A CN111409815B (zh) 2020-04-09 2020-04-09 一种柔性前缘结构及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010274183.1A CN111409815B (zh) 2020-04-09 2020-04-09 一种柔性前缘结构及其设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111409815A CN111409815A (zh) 2020-07-14
CN111409815B true CN111409815B (zh) 2023-06-23

Family

ID=71488178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010274183.1A Active CN111409815B (zh) 2020-04-09 2020-04-09 一种柔性前缘结构及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111409815B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112149243B (zh) * 2020-09-08 2024-04-19 华中科技大学 一种基于渐进演化拓扑更新算法的柔性驱动机构设计方法
CN112182760B (zh) * 2020-09-27 2022-06-14 西北工业大学 基于指节式刚柔耦合的变形翼后缘设计方法
CN113264187B (zh) * 2021-06-11 2022-08-09 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 空投软着陆的缓冲驱动装置设计方法及装置

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8534611B1 (en) * 2009-07-17 2013-09-17 The Boeing Company Moveable leading edge device for a wing
CN107628228B (zh) * 2017-08-28 2020-09-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种机翼前缘连续变弯结构
CN107628229B (zh) * 2017-08-28 2020-09-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种桁架式机翼前缘连续变弯度结构
CN108090273B (zh) * 2017-12-13 2021-05-28 中国飞机强度研究所 一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法
CN109572995B (zh) * 2018-11-19 2021-11-05 南京航空航天大学 双程形状记忆合金和液压复合驱动的可变翼型机翼前缘

Also Published As

Publication number Publication date
CN111409815A (zh) 2020-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111409815B (zh) 一种柔性前缘结构及其设计方法
Ting et al. Optimization of variable-camber continuous trailing-edge flap configuration for drag reduction
Joo et al. Variable camber compliant wing-design
Ansari et al. Insectlike flapping wings in the hover part I: effect of wing kinematics
Nguyen et al. Experimental investigation of a flexible wing with a variable camber continuous trailing edge flap design
Prock et al. Morphing airfoil shape change optimization with minimum actuator energy as an objective
Nguyen et al. Elastically shaped wing optimization and aircraft concept for improved cruise efficiency
CN109436293B (zh) 一种激波控制装置
Nguyen et al. Wind tunnel investigation of a flexible wing high-lift configuration with a variable camber continuous trailing edge flap design
Rodriguez et al. Optimization of flexible wings with distributed flaps at off-design conditions
TSUSHIMA et al. Recent researches on morphing aircraft technologies in Japan and other countries
CN111348178A (zh) 一种变弯度机翼前缘柔性蒙皮结构及其设计方法
Klug et al. Actuator concepts for active gust alleviation on transport aircraft at transonic speeds
Du et al. Design and feasibility analyses of morphing airfoil used to control flight attitude
Nguyen et al. Aeroelastic analysis of a flexible wing wind tunnel model with variable camber continuous trailing edge flap design
CN112278238B (zh) 一种可连续变形的机翼及飞行器
Nguyen NASA innovation fund 2010 project elastically shaped future air vehicle concept
Edi et al. Civil-transport wing design concept exploiting new technologies
Xia et al. Design and optimisation of composite corrugated skin for a span morphing wing
Nguyen et al. Aeroelastic analysis of wind tunnel test data of a flexible wing with a variable camber continuous trailing edge flap (VCCTEF)
Morris et al. Control system design for a variable camber continuous trailing edge flap system on an elastic wing
Xiasheng et al. Design and validation of a variable camber wing structure
CN108725751B (zh) 一种含气动单胞的可变形板结构
Hiller et al. Design Exploration of a Transonic Cruise Slotted Airfoil
Previtali et al. Performance evaluation of a 3D morphing wing and comparison with a conventional wing

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant