CN112389631A - 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼 - Google Patents

一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼 Download PDF

Info

Publication number
CN112389631A
CN112389631A CN202011103122.5A CN202011103122A CN112389631A CN 112389631 A CN112389631 A CN 112389631A CN 202011103122 A CN202011103122 A CN 202011103122A CN 112389631 A CN112389631 A CN 112389631A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall plate
wing
deflection
disc
airfoil
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.)
Granted
Application number
CN202011103122.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112389631B (zh
Inventor
王宇
方妍
郭士钧
边曙光
黄东东
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.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
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 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202011103122.5A priority Critical patent/CN112389631B/zh
Publication of CN112389631A publication Critical patent/CN112389631A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112389631B publication Critical patent/CN112389631B/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
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明实施例公开了一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼，涉及变体机翼设计技术领域，通过变体机翼的变形调整气动外形，为进一步提高升阻比提供了设计条件。本发明包括：上壁板(1)、下壁板(2)、轴盘式的传动机构(3)和电机(4)。传动机构(3)包括：曲梁(3‑1)、扭曲盘(3‑2)和平面盘(3‑3)。电机(4)与曲梁(3‑1)连接。扭曲盘(3‑2)与平面盘(3‑3)均匀分布在曲梁(3‑1)上并与曲梁(3‑1)相连。平面盘(3‑3)的边缘与上壁板(1)和下壁板(2)连接。本发明适用于变体机翼设计。

Description

一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体 机翼
技术领域
本发明涉及变体机翼设计技术，尤其涉及一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼。
背景技术
机翼是决定飞机整体空气动力的关键部件，其外形对于飞机的综合性能有着重要影响。由于变体机翼具有的种种优势，从上个世纪开始，国外就开展了大量的研究工作。
发展至今，对变体机翼提出了新的要求。目前的方案，虽然能够保证飞机的起降距离、航程、机动性等性能参数良好，但是其升阻比难以进一步提高。尤其是对于中小型飞行器和无人机来说，升阻比难以进一步提高，意味着油耗和排放等性能，难以进一步改良。因此，如何进一步提高升阻比，成为了新的研究方向。
发明内容
本发明的实施例提供一种轴盘式传动机构驱动的变体机翼，通过变体机翼的变形调整气动外形，为进一步提高升阻比提供了设计条件。
为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：
上壁板(1)、下壁板(2)、轴盘式的传动机构(3)和电机(4)。传动机构(3)包括：曲梁(3-1)、扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)。电机(4)与曲梁(3-1)连接。扭曲盘(3-2)与平面盘(3-3)均匀分布在曲梁(3-1)上并与曲梁(3-1)相连。平面盘(3-3)的边缘与上壁板(1)和下壁板(2)连接。安装在曲梁(3-1)上的扭曲盘(3-2)的数量在1至10个之间。安装在曲梁(3-1)上的平面盘(3-3)的数量在1至10个之间。扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)的位置位于弦长的0.6到0.85范围内。由电机(4)驱动曲梁(3-1)旋转，圆盘与机翼后缘上壁板(1)和下壁板(2)接触，所述变体机翼产生连续变形。其中，上壁板(1)和下壁板(2)在变形状态下，后缘发生交叉，对其变形角度添加系数控制，使其后缘搭在一起。
还有一种用于变体机翼的分析方法，包括：
步骤S1、运行excel程序并调用分析工具，所述分析工具读取模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点；
步骤S2、基于所述模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点，根据给定的x坐标，生成所述变体机翼的后缘偏转后坐标；
步骤S3、针对上翼面的壁板和下翼面的壁板的变形情况，调整偏转角度；
步骤S4、将所述步骤S3执行结束后输出的结果，作为所述变体机翼的翼型。
本发明实施例提供的轴盘式传动机构驱动的变体机翼的具体设计，实现了变体机翼的变形调整气动外形可调，为进一步提高升阻比提供了设计条件。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的大致结构的立体图；
图2为本发明实施例提供的模型结构示意图；
图3为本发明实施例提供的执行流程的示意图。
附图中的各个标号表示：上壁板(1)、下壁板(2)、传动机构(3)、电机(4)曲梁(3-1)、扭曲盘(3-2)、平面盘(3-3)。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
本发明实施例还提供一种用于变体机翼的分析方法，如图3所示，包括：
步骤S1、运行excel程序并调用分析工具，所述分析工具读取模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点。
其中，实现所述构型的参数化建模需要将catia语言设置成英文并取消软件启动弹窗，在excel中添加命令按钮，将com加载项挂接到命令按钮调用catia程序，为按钮编写事件过程，以实现excel对catia的调用，以此完成飞翼布局飞机机翼从气动外形到扭曲盘与平面盘的生成整体参数化建模的过程。程序中的参数包括翼型，内外段翼展，内外段梢根比，前缘后掠角，翼根弦长，后缘偏转角，偏转位置，圆盘个数与形式，曲梁的偏转角度，盘的站位等。
步骤S2、基于所述模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点，根据给定的x坐标，生成所述变体机翼的后缘偏转后坐标。
步骤S3、针对上翼面的壁板和下翼面的壁板的变形情况，调整偏转角度。
步骤S4、将所述步骤S3执行结束后输出的结果，作为所述变体机翼的翼型。
具体的，可以在excel中集成翼型坐标与中弧线坐标点，例如使用NACA4412翼型，在表格中输入翼型名称，根据NASA提出的NACA翼型族厚度分布函数，与中弧线前后缘分布函数，所述步骤S1包括：
根据所述模板翼型的厚度分布模型，将翼型坐标参数和中弧线坐标点参数集成在中弧线前后缘分布函数中，所述中弧线前后缘分布函数为：
Figure BDA0002726067400000041
Figure BDA0002726067400000042
Figure BDA0002726067400000043
其中，f为相对弯度，xf为最大弯度位置，t为相对厚度，NACA(x)为厚度分布函数，yf为中弧线函数，x为翼型横坐标。
在所述步骤S2中，可以运用excel内部开发VBA编程程序，根据给定x坐标自动生成上下翼面与中弧线坐标。再将机翼后缘偏转形式定义为悬臂梁弯曲形式，按照所述悬臂梁式弯曲形式，计算后缘偏转后坐标。具体包括：将机翼后缘的偏转形式，设定为悬臂梁弯曲形式，其中，
偏转角度为：
Figure BDA0002726067400000051
偏转纵向位移为：
Figure BDA0002726067400000052
并根据所述悬臂梁式偏转形式，计算后缘偏转后坐标，其中，所述后缘偏转后坐标，包括：偏转后上翼面、下翼面和中弧线上各点的坐标。
θ(x)为后缘偏转角度，z′(x)为挠度的一阶导数，z(x)为挠度，ω0为三角形分布载荷，EI为抗弯刚度，L为偏转变形长度，x为横向坐标点。
所述步骤S3中，在每一次迭代过程中：
以中弧线为基准，调整上表面后缘点和下表面后缘点与所述中弧线上垂直对应点之间的距离。其中，对于上壁板向上偏转时，增大后缘偏转角度，上壁板向下偏转时，减小后缘偏转角度。下壁板向上偏转时，减小后缘偏转角度，下壁板向下偏转时，增大后缘偏转角度。每次迭代的步长0.0002°，并维持后缘壁板不出现交叉现象。
例如：在变形过程中，为防止机翼后缘发生交叉，在excel中对上下壁板变形添加系数控制调整偏转角度。以中弧线为基准，调整上下表面后缘点与中弧线上垂直对应点之间的距离。对于上壁板向上偏转时，角度适当增大。向下偏转时，角度适当减小。对于下壁板向上偏转时，角度适当减小。向下偏转时，角度适当增大。多次迭代，每次步长0.0002°，以确保后缘壁板不出现交叉现象。飞翼布局内翼段后缘襟翼变形，其结构包括：机翼上下壁板，曲梁，5个扭曲盘与1个平面盘。变形开始在弦长的60％处，扭曲盘所处位置分别为60％、65％、70％、75％、80％处，平面盘位于弦长的85％处。90％以后的上下壁板不发生变形。圆盘与曲梁相连，电机控制曲梁旋转，从而使圆盘与机翼后缘壁板接触，使机翼产生连续变形。曲梁的旋转轴与后缘垂直，即整个襟翼的变形与后缘垂直。也可定义旋转轴的方向，调整襟翼变形形式。定义扭曲盘，盘的半径由在变形过程中后缘上下壁板与中弧线的距离决定。在此实施例中取4个偏转角度定义圆盘。曲梁的旋转范围为-90°到90°，翼型偏转20°、10°、-15°、-20°四个角度，分别对应曲梁旋转90°、52.9°、-31°、-43.8°。由于壁板不可伸长，在偏转过程中，上下壁板都会向前运动。因此，当壁板向下变形时，固定在上壁板上的点将向前运动而在下壁板上的点将会相对的向后移动。扭曲盘则可保证在旋转过程中与蒙皮接触的轨迹与展向平行，即桁条水平。首先根据后缘偏转情况生成主盘，由主盘确定圆盘与曲梁的偏转角度，根据偏转角度生成其余的圆盘。定义平面盘，平面盘与曲梁垂直。由于所述原因，垂直于曲梁的平面盘将会导致壁板与盘的相对滑动。也就是说平面盘在旋转过程中与壁板的接触轨迹会是一条斜线，导致桁条倾斜。由于后缘变形x方向的位移大，且圆盘半径小，导致曲盘扭曲变形严重，所以前五个圆盘采用扭曲盘，第六个圆盘使用平面盘。
本发明提供了一种基于catia二次开发技术的轴盘式驱动机构驱动的变体机翼，该机翼可通过曲梁的旋转带动蒙皮变形，实现机翼后缘的无缝偏转。构型的建立依靠CATIA二次开发技术，运用excel编程语言VBA调用catia实现自动化建模。在excel中集成翼型与中弧线坐标，对于典型翼型可根据其名称得到翼型坐标。定义机翼偏转形式。按照所定义的偏转形式，计算偏转后机翼后缘坐标，并添加系数控制防止在所述变形过程中的后缘交叉。定义圆盘形式，平面盘与扭曲盘。其中平面盘与曲梁垂直，由于壁板不可伸长，在偏转过程中，上下壁板都会向前运动。因此，当壁板向下变形时，固定在上壁板上的点将向前运动而在下壁板上的点将会相对的向后移动。由于这个原因，垂直于曲梁的平面盘将会导致壁板与盘的相对滑动。也就是说平面盘在旋转过程中与壁板的接触轨迹会是一条斜线，导致桁条倾斜。而扭曲盘则能保证在旋转过程中与蒙皮接触的轨迹与展向平行。圆盘生成过程中，先生成主盘，后生成其他圆盘。在excel中添加命令按钮，将com加载项挂接到命令按钮调用catia程序，为按钮编写事件过程，实现由机翼气动外形到扭曲盘与平面盘的生成整体参数化建模的过程。其气动外形参数包括翼展、梢根比、前缘后掠角、翼根弦长、后缘偏转角、圆盘个数、偏转位置等。结构参数包括曲梁的长度、偏转角度，盘的半径、偏转角度、站位等。所述构型其结构包括：机翼上下壁板，轴盘式驱动机构和电机，驱动机构包括曲梁、扭曲盘和平面盘。其中电机与曲梁连接，扭曲盘与平面盘均匀分布在曲梁上并与曲梁相连且盘边缘与上下壁板连接。
利用上述变体机翼的分析方法，本发明实施例还提供一种轴盘式传动机构驱动的变体机翼，如图1所示，包括：
上壁板(1)、下壁板(2)、轴盘式的传动机构(3)和电机(4)。
传动机构(3)包括：曲梁(3-1)、扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)。
电机(4)与曲梁(3-1)连接。
扭曲盘(3-2)与平面盘(3-3)均匀分布在曲梁(3-1)上并与曲梁(3-1)相连。
平面盘(3-3)的边缘与上壁板(1)和下壁板(2)连接。
可选的，安装在曲梁(3-1)上的扭曲盘(3-2)的数量在1至10个之间。安装在曲梁(3-1)上的平面盘(3-3)的数量在1至10个之间。
进一步的，扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)的位置位于弦长的0.6到0.85范围内。
由电机(4)驱动曲梁(3-1)旋转，圆盘与机翼后缘上壁板(1)和下壁板(2)接触，所述变体机翼产生连续变形。其中，上壁板(1)和下壁板(2)在变形状态下，后缘发生交叉，对其变形角度添加系数控制，使其后缘搭在一起。
在本实施例的优选方案中，圆盘所处的位置分别为弦长的0.6，0.65，0.7，0.75，0.8，0.85处。曲梁(3-1)绕轴的旋转-90°和90°时，分别对应所述变体机翼偏转角度-20°和20°
其中，由电机(4)驱动曲梁(3-1)旋转，从而使圆盘与机翼后缘上壁板(1)和下壁板(2)接触，使机翼产生连续变形。机翼后缘的弯曲形式与悬臂梁弯曲结构相似。变形范围从弦长60％处开始，多个圆盘所处的位置分别为弦长的0.6，0.65,0.7,0.75,0.8,0.85处。0.9以后蒙皮只发生偏转，不变形。将曲梁(3-1)绕轴旋转-90°到90°，得到翼型偏转20°、10°、0°、-15°、-20°四个角度。曲梁(3-1)旋转-90°和90°时，分别对应翼型偏转-20°和20°。由于蒙皮不可伸长，在偏转过程中，上壁板(1)和下壁板(2)都会向前运动。因此，当上壁板(1)和下壁板(2)向下变形时，固定在上壁板(1)上的点将向前运动而在下壁板(2)上的点将会相对的向后移动。由于这个原因，垂直于曲梁(3-1)的平面盘(3-3)将会导致蒙皮与盘的相对滑动。也就是说平面盘(3-3)在旋转过程中与壁板的接触轨迹会是一条斜线，导致桁条倾斜。而扭曲盘(3-2)在旋转过程中与蒙皮接触的轨迹与展向平行。
在变形过程中，为防止机翼后缘发生交叉，对上壁板(1)和下壁板(2)变形添加系数控制使后缘搭在一起。对于向下偏转，使上壁板(1)偏转角度适当减小，下壁板(2)偏转角度适当增大，对于向上偏转，使上壁板(1)偏转角度适当增大，下壁板(2)偏转角度适当减小。
气动外形参数包括翼展、梢根比、前缘后掠角、翼根弦长、后缘偏转角、圆盘个数等。结构参数包括曲梁(3-1)的长度、偏转角度，盘的半径、偏转角度、站位等。
飞翼布局内翼段后缘襟翼变形，其结构包括：机翼上壁板(1)和下壁板(2)，曲梁(3-1)，5个扭曲盘(3-2)与1个平面盘(3-3)。变形开始在弦长的60％处，扭曲盘(3-2)所处位置分别为60％、65％、70％、75％、80％处，平面盘(3-3)位于弦长的85％处。90％以后的上壁板(1)和下壁板(2)不发生变形。圆盘与曲梁(3-1)相连，电机(4)控制曲梁(3-1)旋转，从而使圆盘与机翼后缘壁板接触，使机翼产生连续变形。曲梁(3-1)的旋转轴与后缘垂直，即整个襟翼的变形与后缘垂直。
在实际设计调整过程中，取机翼后缘偏转20°、10°、0°、-15°、-20°四个角度，偏转形式参考悬臂梁弯曲形式，气动外形参数包括内外段翼展、内外段梢根比、前缘后掠角、翼根弦长、后缘偏转角、圆盘个数等。结构参数包括曲梁(3-1)的长度、偏转角度，盘的半径、偏转角度、站位等。曲梁(3-1)的旋转范围为-90°到90°，翼型偏转20°、10°、0°、-15°、-20°四个角度，分别对应曲梁(3-1)旋转90°、52.9°、0°、-31°、-43.8°。
在变形过程中，为防止机翼后缘发生交叉，对上壁板(1)和下壁板(2)变形添加系数控制调整偏转角度，使机翼后缘搭在一起。对于上壁板(1)向上偏转时，偏转角度适当增大；向下偏转时，偏转角度适当减小。对于下壁板(2)向上偏转时，偏转角度适当减小；向下偏转时，偏转角度适当增大。多次迭代，每次步长0.0002°，以确保后缘壁板不出现交叉现象。
结构中的圆盘分为两种，平面盘(3-3)与扭曲盘(3-2)，平面盘(3-3)与曲梁(3-1)垂直。由于壁板不可伸长，在偏转过程中，上壁板(1)和下壁板(2)都会向前运动。因此，当壁板向下变形时，固定在上壁板(1)上的点将向前运动而在下蒙皮上的点将会相对的向后移动。由于这个原因，垂直于曲梁(3-1)的平面盘(3-3)将会导致壁板与盘的相对滑动。也就是说平面盘(3-3)在旋转过程中与壁板的接触轨迹会是一条斜线，导致桁条倾斜。而扭曲盘(3-2)在旋转过程中与蒙皮接触的轨迹与展向平行。
由于后缘变形x方向的位移大，且圆盘半径小，导致曲盘扭曲变形严重，所以前五个圆盘采用扭曲盘(3-2)，第六个圆盘使用平面盘(3-3)。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种轴盘式传动机构驱动的变体机翼，其特征在于，包括：上壁板(1)、下壁板(2)、轴盘式的传动机构(3)和电机(4)；
传动机构(3)包括：曲梁(3-1)、扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)；
电机(4)与曲梁(3-1)连接；
扭曲盘(3-2)与平面盘(3-3)均匀分布在曲梁(3-1)上并与曲梁(3-1)相连；
平面盘(3-3)的边缘与上壁板(1)和下壁板(2)连接。
2.根据权利要求1所述的变体机翼，其特征在于，安装在曲梁(3-1)上的扭曲盘(3-2)的数量在1至10个之间。
3.根据权利要求1所述的变体机翼，其特征在于，安装在曲梁(3-1)上的平面盘(3-3)的数量在1至10个之间。
4.根据权利要求1所述的变体机翼，其特征在于，扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)的位置位于弦长的0.6到0.85范围内。
5.根据权利要求1所述的变体机翼，其特征在于，由电机(4)驱动曲梁(3-1)旋转，扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)与机翼后缘上壁板(1)和下壁板(2)接触，所述变体机翼产生连续变形；
其中，上壁板(1)和下壁板(2)在变形状态下，后缘发生交叉。
6.根据权利要求5所述的变体机翼，其特征在于，扭曲盘(3-2)和平面盘(3-3)所处的位置分别为弦长的0.6，0.65,0.7,0.75,0.8,0.85处；
曲梁(3-1)绕垂直于后缘的旋转轴的旋转-90°和90°时，分别对应所述变体机翼偏转角度-20°和20°。
7.一种用于变体机翼的分析方法，其特征在于，包括：
步骤S1、运行excel程序并调用分析工具，所述分析工具读取模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点；
步骤S2、基于所述模板翼型的翼型坐标和中弧线坐标点，根据给定的x坐标，生成所述变体机翼的后缘偏转后坐标；
步骤S3、针对上翼面的壁板和下翼面的壁板的变形情况，调整偏转角度；
步骤S4、将所述步骤S3执行结束后输出的结果，作为所述变体机翼的翼型。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
根据所述模板翼型的厚度分布模型，将翼型坐标参数和中弧线坐标点参数集成在中弧线前后缘拟合公式中，所述中弧线前后缘拟合方式为：
Figure FDA0002726067390000021
Figure FDA0002726067390000022
Figure FDA0002726067390000023
其中，f为相对弯度，xf为最大弯度位置，t为相对厚度，NACA(x)为厚度分布函数，yf为中弧线函数，x为翼型横坐标。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，在所述步骤S2中，包括：
将机翼后缘的偏转形式，设定为悬臂梁弯曲形式，其中，偏转角度为：
Figure FDA0002726067390000024
偏转纵向位移为：
Figure FDA0002726067390000025
并根据所述悬臂梁式偏转形式，计算后缘偏转后坐标，其中θ(x)为后缘偏转角度，z′(x)为挠度的一阶导数，z(x)为挠度，ω0为三角形分布载荷，EI为抗弯刚度，L为偏转变形长度，x为横向坐标点；所述后缘偏转后坐标，包括：
偏转后上翼面、下翼面和中弧线上各点的坐标。
10.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述步骤S3中包括：
在每一次迭代过程中：
以中弧线为基准，调整上表面后缘点和下表面后缘点与所述中弧线上垂直对应点之间的距离；
其中，对于上壁板向上偏转时，增大后缘偏转角度，上壁板向下偏转时，减小后缘偏转角度；
下壁板向上偏转时，减小后缘偏转角度，下壁板向下偏转时，增大后缘偏转角度；
每次迭代的步长0.0002°，并维持后缘壁板不出现交叉现象。
CN202011103122.5A 2020-10-15 2020-10-15 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼 Active CN112389631B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011103122.5A CN112389631B (zh) 2020-10-15 2020-10-15 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011103122.5A CN112389631B (zh) 2020-10-15 2020-10-15 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112389631A true CN112389631A (zh) 2021-02-23
CN112389631B CN112389631B (zh) 2022-05-03

Family

ID=74596671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011103122.5A Active CN112389631B (zh) 2020-10-15 2020-10-15 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112389631B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102407938A (zh) * 2011-10-19 2012-04-11 南京航空航天大学 安装变体翼梢小翼的机翼及其工作方式
US20150151830A1 (en) * 2012-06-21 2015-06-04 Bombardier Inc. Morphing wing for an aircraft
CN105836106A (zh) * 2016-05-23 2016-08-10 南京航空航天大学 基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法
CN208233345U (zh) * 2018-05-09 2018-12-14 南京航空航天大学 变体飞行器机翼结构
CN111114752A (zh) * 2020-01-07 2020-05-08 北京航空航天大学 一种变形机翼
CN111152911A (zh) * 2020-01-09 2020-05-15 南京航空航天大学 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102407938A (zh) * 2011-10-19 2012-04-11 南京航空航天大学 安装变体翼梢小翼的机翼及其工作方式
US20150151830A1 (en) * 2012-06-21 2015-06-04 Bombardier Inc. Morphing wing for an aircraft
CN105836106A (zh) * 2016-05-23 2016-08-10 南京航空航天大学 基于形状记忆合金驱动的变体机翼后缘及其偏转方法
CN208233345U (zh) * 2018-05-09 2018-12-14 南京航空航天大学 变体飞行器机翼结构
CN111114752A (zh) * 2020-01-07 2020-05-08 北京航空航天大学 一种变形机翼
CN111152911A (zh) * 2020-01-09 2020-05-15 南京航空航天大学 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DAOCHUN LI等: "Modeling and nonlinear aeroelastic analysis of a wing with morphing trailing edge", 《JOURNAL OF AEROSPACE ENGINEERING》 *
郭仕贤: "一种变形襟翼的结构设计", 《科技视界》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112389631B (zh) 2022-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11279469B2 (en) Airplane wing
JP5361893B2 (ja) 対になった固定フェザーを含む翼端フェザーならびに付随するシステムおよび方法
RU2570186C2 (ru) Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
EP2508423B1 (en) Aerofoil
US11407510B2 (en) Rotary airfoil and design therefore
EP1942053A2 (en) Low-drag swept wings
KR102409780B1 (ko) 날개 플랩 편향 제어 제거
US11312481B2 (en) Airplane wing
CN105966600B (zh) 一种可连续变形阻力方向舵
CN111688911A (zh) 一种基于四角星形剪叉机构与可变长度肋板的变形翼装置
CN111348178A (zh) 一种变弯度机翼前缘柔性蒙皮结构及其设计方法
CN104608919A (zh) 一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法
CN112389631B (zh) 一种用于变体机翼的分析方法及轴盘式传动机构驱动的变体机翼
US20210221495A1 (en) Airplane wing
EP3842336A1 (en) Variable wing leading edge camber
US20240002041A1 (en) Systems and methods for controlling landing gear of an aircraft
CN112278238B (zh) 一种可连续变形的机翼及飞行器
CN109677587B (zh) 一种可兼顾高低速飞行的斜置翼飞机的控制方法
CN108190034B (zh) 一种柔性变体结构
CN214296427U (zh) 一种乘波体结构
CN111143942B (zh) 一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法
Sun et al. Optimization design for aero-elastic morphing wings
US20230312089A1 (en) Multiple flight mode aircraft architectures and controls
CN213705776U (zh) 一种分段扭转式扑翼结构
CN114194373B (zh) 一种飞机机翼及飞机

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