CN112429196A - 一种自适应弹翼结构 - Google Patents

一种自适应弹翼结构 Download PDF

Info

Publication number
CN112429196A
CN112429196A CN202011421489.1A CN202011421489A CN112429196A CN 112429196 A CN112429196 A CN 112429196A CN 202011421489 A CN202011421489 A CN 202011421489A CN 112429196 A CN112429196 A CN 112429196A
Authority
CN
China
Prior art keywords
missile wing
memory alloy
missile
wing
deformation
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
CN202011421489.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112429196B (zh
Inventor
郑艳军
王海峰
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.)
Xi'an Changfeng Electromechanical Research Institute
Original Assignee
Xi'an Changfeng Electromechanical 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 Xi'an Changfeng Electromechanical Research Institute filed Critical Xi'an Changfeng Electromechanical Research Institute
Priority to CN202011421489.1A priority Critical patent/CN112429196B/zh
Publication of CN112429196A publication Critical patent/CN112429196A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112429196B publication Critical patent/CN112429196B/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
    • 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
    • B64C2003/445—Varying camber by changing shape according to the speed, e.g. by morphing
    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Springs (AREA)

Abstract

本发明提供了一种自适应弹翼结构，包含记忆合金杆、连杆机构和弹翼，所述的弹翼铰接在飞行器上，所述的记忆合金杆一端固连在飞行器上，另一端通过连杆机构连接弹翼，且连杆机构与弹翼铰接，连杆机构和弹翼的铰接轴与飞行器和弹翼的铰接轴不同轴；所述的记忆合金受控伸缩，带动弹翼转动；所述的弹翼外壳包括若干变形区和固定区，变形区和固定区交替设置，变形区采用记忆合金制成，受控变形。本发明在减轻重量、降低临界载荷、改善雷达散射界面以及尽可能增大升阻比等方面存在很大的优势和潜力。

Description

一种自适应弹翼结构
技术领域
本发明属于变形翼领域，具体涉及一种弹翼结构。
背景技术
传统弹翼折叠展开、变形的驱动方式主要有:火控式驱动方式、液压驱动方式、电机式驱动方式、扭转弹簧式驱动方式。其中火控式驱动方式是利用爆炸物爆炸时产生的瞬间高温高压气流，从而驱动机构的运动。此方式在爆炸时震动冲击较大，影响飞行器的稳定性，同时容易产生污染。液压驱动可以输出较大的推力或转矩，实现低速大吨位的运转。但是，液压源体积大，对环境温度变化敏感，不宜在高温或低温下工作。电机式驱动精确度高，根据参数的设定实现精确控制。但是电机式驱动所占体积大，而且电机在运转时产生电磁波，对飞行器的飞行控制有一定的影响。扭转弹簧式驱动方式结构简捷不会产生电磁干扰，但经常出现扭转不归位现象。因此，研究弹翼新的展开变形驱动机构具有重要的意义。新型的思路是使用智能材料作驱动器，或者智能材料与结构材料相结合，使结构小型化并具有变形功能，或者智能材料本身就具有驱动材料和结构材料双重功能，使结构达到最紧凑和轻质化。
目前应用较广的主要是压电作动器和形状记忆合金作动器。从作动器的性能来看，压电作动器控制精确，响应速度快，但目前压电作动器性能有限，所能产生的控制力较小，应用在翼面变形控制技术中难以产生足够大的翼变形。形状记忆合金作动器结构简单、能产生较大的控制力并且易于实现与翼的一体化设计。
传统的弹翼展开后由于其几何形状基本确定不变，其系统模型是基本固定的，在相同的大气环境中，只能做一些特定的飞行和完成一些专门的任务，无法在不同的环境下灵活机动的改变自身的飞行状态。飞行器具有良好的机动性将能显著提高突防能力，传统的飞行器弹翼几何形状几乎不变，很难在任务末端实施一定的机动，如突然改变航迹、攻击角、飞行速度等。
因此，从增大生存和突防能力方面需求出发，迫切需要研制一种能够根据特定任务改变相应形状的弹翼，并在不停的变化中更好的生存。在这种需求背景下，结构设计中传统的结构材料已经无法满足发展需求，未来发展的核心技术是研制一种能够根据指令控制、可产生预定变形的智能化的自适应弹翼结构。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种自适应弹翼结构，采用记忆合金驱动，能够根据指令产生变形。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种自适应弹翼结构，包含记忆合金杆、连杆机构和弹翼。
所述的弹翼铰接在飞行器上，所述的记忆合金杆一端固连在飞行器上，另一端通过连杆机构连接弹翼，且连杆机构与弹翼铰接，连杆机构和弹翼的铰接轴与飞行器和弹翼的铰接轴不同轴；所述的记忆合金受控伸缩，带动弹翼转动；所述的弹翼外壳包括若干变形区和固定区，变形区和固定区交替设置，变形区采用记忆合金制成，受控变形。
所述的记忆合金采用TiNi形状记忆合金，通过施加电流改变记忆合金温形状。
本发明还包括底座，底座上设置有固定端，记忆合金杆一端焊接在固定端上，另一端固接在连杆中部，连杆两端通过弹翼转动架连接弹翼。
所述的弹翼上开有销孔，飞行器上开孔，孔内安装弹簧和限位销，弹簧在弹翼折叠时处于压缩状态，弹翼展开到位后弹簧将限位销推入弹翼上的销孔，将弹翼锁死。
所述的弹翼前后缘施加相同的电流，则弹翼上下变形；弹翼前后缘施加不同的电流，则弹翼扭转。
所述的变形区包括上下壁面和两侧起固定支撑的记忆合金块，每块记忆合金单独供电，用于弹翼弯曲和扭转变形。
本发明的有益效果是：
可主动变形的自适应弹翼采用形状记忆合金作为驱动器，根据飞行状况，对TiNi形状记忆合金通以不同强度电流改变翼形，从而得到最佳的气动特性。同常规的操纵面比，自适应弹翼在减轻重量、降低临界载荷、改善雷达散射界面以及尽可能增大升阻比等方面存在很大的优势和潜力。
附图说明
图1是弹翼展开结构示意图；
图2是弹翼端面变形示意图；
图3是TiNi记忆合金块结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
本发明提供一种自适应弹翼结构，包含底座1、固定端2、TiNi形状记忆合金杆3、转轴套件4、弹簧限位销5、连杆机构6、翼7，所述的翼7包括TiNi形状记忆合金块8、翼薄壳9。
所述的底座1上有固定端2，TiNi形状记忆合金杆3一端焊接在固定端2上，另一端焊接在连杆6中部，连杆6两端通过销钉连接弹翼7转动架，不发生错动。弹翼7通过转轴与底座1转动连接，弹翼7上开有销孔，底座1上开孔，内置弹簧和限位销，弹簧在弹翼折叠时处于压缩状态，弹翼7展开到位后底座1上的弹簧将限位销5推入弹翼7上的销孔，将弹翼锁死。所述的弹翼7包含变形区和固定区，变形区和固定区交替连接，变形区由上下壁面薄板9和两侧起固定支撑的TiNi记忆合金块8组成，TiNi记忆合金块8间隔排列，变形区其中两侧记忆合金单独供电，用于弹翼7弯曲和扭转变形，其中两侧起固定支撑的TiNi记忆合金块8通以相同强度大小电流时起到弯曲变形效果，两侧通以不同强度大小电流时起到扭转变形效果。
本发明提供的自适应弹翼结构采用形状记忆合金作为驱动器进行弹翼展开、变形，具体实施步骤如下：
弹翼7展开时需要对TiNi形状记忆合金杆3进行通电加热，TiNi形状记忆合金杆3能够实现加热收缩、冷却伸长的效果，应变量大，在5～8％的应变量下可以完全记忆回复原状，带动连杆6直线运动到预定位置，使得弹翼7由弹前端折叠状态通过转轴4向弹后端展开，弹翼7转动到展开最大位置后，由弹簧限位销5自动锁死。
弹翼7产生弯曲变形效果需要对变形区两侧相同位置处的TiNi记忆合金块8通以相同强度电流，同侧间隔排列的TiNi记忆合金块8通以不同强度电流，使得上下壁面薄板9产生弯曲变形，整个弹翼产生弯曲变形效果；弹翼7产生扭转变形效果需要对变形区两侧相同位置处的TiNi记忆合金块8通以不同强度电流，其中向前缘侧扭转，只需令前后缘两侧产生电流强度差，前缘电流强度高于后缘即可。另一侧则相反。
根据导弹飞行速度的变化，通过指令控制对不同位置的TiNi形状记忆合金通以不同强度的电流，来控制弹翼折叠展开、变形，已达到最佳飞行状态。

Claims (5)

1.一种自适应弹翼结构，包含记忆合金杆、连杆机构和弹翼，其特征在于，所述的弹翼铰接在飞行器上，所述的记忆合金杆一端固连在飞行器上，另一端通过连杆机构连接弹翼，且连杆机构与弹翼铰接，连杆机构和弹翼的铰接轴与飞行器和弹翼的铰接轴不同轴；所述的记忆合金受控伸缩，带动弹翼转动；所述的弹翼外壳包括若干变形区和固定区，变形区和固定区交替设置，变形区采用记忆合金制成，受控变形。
2.根据权利要求1所述的自适应弹翼结构，其特征在于，所述的记忆合金采用TiNi形状记忆合金，通过施加电流改变记忆合金温形状。
3.根据权利要求1所述的自适应弹翼结构，其特征在于，还包括底座，底座上设置有固定端，记忆合金杆一端焊接在固定端上，另一端固接在连杆中部，连杆两端通过弹翼转动架连接弹翼。
4.根据权利要求1所述的自适应弹翼结构，其特征在于，所述的弹翼前后缘施加相同的电流，则弹翼上下变形；弹翼前后缘施加不同的电流，则弹翼扭转。
5.根据权利要求1所述的自适应弹翼结构，其特征在于，所述的变形区包括上下壁面和两侧起固定支撑的记忆合金块，每块记忆合金单独供电，用于弹翼弯曲和扭转变形。
CN202011421489.1A 2020-12-06 2020-12-06 一种自适应弹翼结构 Active CN112429196B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011421489.1A CN112429196B (zh) 2020-12-06 2020-12-06 一种自适应弹翼结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011421489.1A CN112429196B (zh) 2020-12-06 2020-12-06 一种自适应弹翼结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112429196A true CN112429196A (zh) 2021-03-02
CN112429196B CN112429196B (zh) 2024-05-10

Family

ID=74690896

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011421489.1A Active CN112429196B (zh) 2020-12-06 2020-12-06 一种自适应弹翼结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112429196B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295012B (zh) * 2021-12-20 2023-11-03 北京机电工程研究所 一种旋转变后掠弹翼

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5662294A (en) * 1994-02-28 1997-09-02 Lockheed Martin Corporation Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons
US5752672A (en) * 1996-05-29 1998-05-19 Continuum Dynamics, Inc. Remotely controllable actuating device
US6465902B1 (en) * 2001-04-18 2002-10-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Controllable camber windmill blades
US20090175726A1 (en) * 2008-01-09 2009-07-09 Rosati Fratelli S.R.L. Variable geometry fan and method for manufacturing the blades thereof
US20100019096A1 (en) * 2008-07-23 2010-01-28 Alenia Aeronautica S.P.A. Actuator device based on a shape memory alloy, and a wing flap assembly fitted with such an actuator device
US20120045318A1 (en) * 2010-08-19 2012-02-23 General Electric Company Method and apparatus for air flow control
US20170254208A1 (en) * 2016-03-02 2017-09-07 United Technologies Corporation Shape memory alloy variable stiffness airfoil
US20170320562A1 (en) * 2016-05-07 2017-11-09 Philip Bogrash Rotor or propeller blade with dynamically variable geometry and other properties
CN108791811A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 中国航天空气动力技术研究院 一种热自适应变构型机翼
WO2019087175A1 (en) * 2017-11-06 2019-05-09 Philip Bogrash Rotor or propeller blade with dynamically optimizable within each revolution shape and other properties
CN210681133U (zh) * 2019-09-04 2020-06-05 吉林大学 一种刚柔耦合无人机变形翼

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5662294A (en) * 1994-02-28 1997-09-02 Lockheed Martin Corporation Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons
US5752672A (en) * 1996-05-29 1998-05-19 Continuum Dynamics, Inc. Remotely controllable actuating device
US6465902B1 (en) * 2001-04-18 2002-10-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Controllable camber windmill blades
US20090175726A1 (en) * 2008-01-09 2009-07-09 Rosati Fratelli S.R.L. Variable geometry fan and method for manufacturing the blades thereof
US20100019096A1 (en) * 2008-07-23 2010-01-28 Alenia Aeronautica S.P.A. Actuator device based on a shape memory alloy, and a wing flap assembly fitted with such an actuator device
US20120045318A1 (en) * 2010-08-19 2012-02-23 General Electric Company Method and apparatus for air flow control
US20170254208A1 (en) * 2016-03-02 2017-09-07 United Technologies Corporation Shape memory alloy variable stiffness airfoil
US20170320562A1 (en) * 2016-05-07 2017-11-09 Philip Bogrash Rotor or propeller blade with dynamically variable geometry and other properties
WO2019087175A1 (en) * 2017-11-06 2019-05-09 Philip Bogrash Rotor or propeller blade with dynamically optimizable within each revolution shape and other properties
CN108791811A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 中国航天空气动力技术研究院 一种热自适应变构型机翼
CN210681133U (zh) * 2019-09-04 2020-06-05 吉林大学 一种刚柔耦合无人机变形翼

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295012B (zh) * 2021-12-20 2023-11-03 北京机电工程研究所 一种旋转变后掠弹翼

Also Published As

Publication number Publication date
CN112429196B (zh) 2024-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103129735B (zh) 三段双折叠翼
CN110341951A (zh) 一种可折叠机翼和倾转旋翼的无人飞行器
US2925233A (en) Aircraft wing fold system
JP2013227015A (ja) 飛行操縦翼面の形状記憶合金の起動システム
CN113492974B (zh) 一种可展向变形的仿鸟扑翼飞行器及驱动方法
CN112429196A (zh) 一种自适应弹翼结构
CN112550664A (zh) 一种基于形状记忆合金驱动的可变弯度机翼结构
CN114537659B (zh) 仿生独角仙扑翼飞行器及控制扑翼飞行器方法
CN112520013B (zh) 一种基于连杆驱动弯度可变的变形机翼
CN115489717A (zh) 一种可变形机翼、飞行器及变形控制方法
CN112977800A (zh) 一种高超声速飞行器用折叠机翼
CN115571324B (zh) 一种复合材料双稳态蒙皮结构及其在变形机翼上的应用
CN112141332A (zh) 一种基于刚柔耦合的空间五杆扑翼飞行器
CN108945433B (zh) 基于十字轴铰链和圆锥摇臂的三维扑动扑翼驱动机构
CN109502019B (zh) 一种大型仿生的扑翼飞行器
CN109050879B (zh) 一种折叠撑杆式机翼折叠机构
CN115056966B (zh) Z型折叠翼无人飞行器机翼折叠构架及其工作方法
CN114812291A (zh) 可完全收缩式柔性变翼机构
CN215155593U (zh) 一种变体飞行器对称式翼面折展机构
CN115675832A (zh) 一种多段式空间四边形机翼骨架及仿生飞行器
CN219956302U (zh) 一种可折叠式的巡飞弹
CN112896505A (zh) 半自主仿生扑翼飞行器
CN219884118U (zh) 一种翼面同步折叠/展开机构
CN220682637U (zh) 一种舵机驱动的主动折叠扑翼飞行器
CN220391513U (zh) 一种被动式的机翼折叠扑翼飞行器

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