CN113212734A - 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构 - Google Patents

一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构 Download PDF

Info

Publication number
CN113212734A
CN113212734A CN202110682281.3A CN202110682281A CN113212734A CN 113212734 A CN113212734 A CN 113212734A CN 202110682281 A CN202110682281 A CN 202110682281A CN 113212734 A CN113212734 A CN 113212734A
Authority
CN
China
Prior art keywords
connecting rod
pin
link
hinged
motion output
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
CN202110682281.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113212734B (zh
Inventor
郭庆
徐曾婷
李景轩
徐浩嘉
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.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
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 Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110682281.3A priority Critical patent/CN113212734B/zh
Publication of CN113212734A publication Critical patent/CN113212734A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113212734B publication Critical patent/CN113212734B/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
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

本发明公开了一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，机构整体为平面全铰六连杆传动机构，包括适配翼型的机架、与翼型适配的运动输出件、四根连杆和七根销钉。本发明将气动分析得到的襟翼预定位置作为设计目标，运用机械设计图解法设计杆长和铰链位置。平面全铰六杆机构实质由两级平面全铰四杆机构组成，其中第一级平面全铰四杆机构的连杆可以看作第二级平面全铰四杆机构的原动件，机构由舵机提供动力，以达到偏转缝翼的目的。本发明机构能起到增大机翼升力系数，提高临界迎角，缩短起飞降落的滑跑距离，增加最大起飞载荷的目的。

Description

一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种机翼前缘缝翼作动机构。
背景技术
前缘缝翼是安装在机翼前缘的一段或者几段狭长小翼，是一种提高飞机临界迎角的增升装置。在现代民用飞机上，前缘缝翼已得到较广泛使用与安装，可分为固定式和可动式两种。可动式前缘缝翼的驱动方式有电气和液压两种。对于缝翼本体收起与放下的作动装置，目前广泛使用的是作动器、滑轨、传动轴和各类齿轮箱配合。旋转作动器提供旋转力矩，缝翼作动器通过行星齿轮箱将经过传动系传递的缝翼动力驱动装置的旋转运动转换成驱动缝翼操纵面沿着滑轨运动的旋转运动，从而实现缝翼操作面的收起和放下。其中齿轮箱包括直角、斜角和线性齿轮，由于传动轴是不可弯曲的传动装置，各类齿轮箱用以根据飞机的刨面改变传动的方向。上述作动机构存在所需空间体积大，制造、安装、维护成本高，需要复杂控制系统配合操纵等固有特点，难以将其应用于对于尺寸、成本均有限制的小型无人机。面对方兴未艾的小型固定翼无人机市场，目前市场上针对其结构、尺寸等特点的前缘缝翼作动机构设计仍是空白。一款适用于小型无人机的小体积轻量化的前缘缝翼作动机构设计势在必行。
使用滑轨配合齿轮等机构的前缘缝翼收起展开装置，滑轨构件及作动器体积大，控制复杂，将其应用在体型较小的无人机上时，无疑将提高对其运动精度、强度和刚度等性能指标的设计要求，同时将增加制造成本、装配精度以及维护难度。因而简单地缩小现有机构尺寸并不能满足小型无人机的使用需求。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，机构整体为平面全铰六连杆传动机构，包括适配翼型的机架、与翼型适配的运动输出件、四根连杆和七根销钉。本发明将气动分析得到的襟翼预定位置作为设计目标，运用机械设计图解法设计杆长和铰链位置。平面全铰六杆机构实质由两级平面全铰四杆机构组成，其中第一级平面全铰四杆机构的连杆可以看作第二级平面全铰四杆机构的原动件，机构由舵机提供动力，以达到偏转缝翼的目的。本发明机构能起到增大机翼升力系数，提高临界迎角，缩短起飞降落的滑跑距离，增加最大起飞载荷的目的。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，所述作动机构为平面全铰六杆传动机构，包括机架、运动输出件、四根连杆和七根销钉；四根连杆分别为第一连杆、第二连杆、第三连杆和第四连杆；七根销钉分别为第一销钉、第二销钉、第三销钉、第四销钉、第五销钉、第六销钉和第七销钉；
所述机架固定在无人机机翼上，第一连杆一端通过第一销钉与机架连接，第一连杆以第一销钉为轴旋转；第二连杆一端通过第二销钉与第一连杆中部连接，第二连杆另一端通过第三销钉与第三连杆中部连接；第三连杆一端通过第四销钉与机架连接，第三连杆以第四销钉为轴旋转；第四连杆的一端与第三连杆的另一端通过第五销钉连接，第四连杆的另一端与运动输出件通过第六销钉连接；运动输出件与第一连杆的另一端通过第七销钉连接；
第二连杆、第三连杆和运动输出件能够相对机架发生偏转和平移；
当第一连杆偏转时，通过第二连杆使第三连杆转动，此时运动输出件在自身尺寸以及与第四连杆和第一连杆的装配关系约束条件下偏转。
进一步地，所述平面全铰六杆传动机构由两级平面全铰四杆机构组成，其中第一级平面全铰四杆机构的连杆作为第二级平面全铰四杆机构的原动件，平面全铰六杆传动机构由无人机舵机提供动力，以达到偏转缝翼的目的。
进一步地，当所述第一连杆偏转39°时，通过第二连杆使得第三连杆旋转40°，此时运动输出件在自身尺寸以及与第四连杆和第一连杆的装配关系约束条件下偏转13°，第六销钉13向前探出43个预设单位，下偏103.5个预设单位，从而达到第一预定位置；到达第一预定位置后，第一连杆继续偏转21°，依靠上述约束关系使得运动输出件继续偏转20°，第六销钉13向前探出-31个预设单位，下偏105.5个预设单位，从而达到第二预定位置。
本发明的有益效果如下：
1、采用本发明机构的小型无人机机翼前缘缝翼可以由机构驱动在0度到33度之间进行偏转，以达到增大机翼升力系数，提高临界迎角，缩短起飞降落的滑跑距离，增加最大起飞载荷的目的。
2、采用本发明机构的小型无人机机翼前缘缝翼从起始位置偏转到最大位置时，机翼内连杆机构的最大行程最小可以达到35mm，原动件最小可以达到20mm，能够实现小行程尺寸的精确动作。
附图说明
图1是本发明结构前缘缝翼完全收起侧视图。
图2是本发明前缘缝翼偏转13度侧视图。
图3是本发明前缘缝翼偏转33度侧视图。
图4是本发明作动机构上视图。
图中：1-第一连杆，2-第二连杆，3-第三连杆，4-第四连杆，5-运动输出件，6-机架，7-第一销钉、8-第二销钉、9-第七销钉，10-第四销钉，11-第三销钉、12-第五销钉、13-第六销钉。
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。
本发明旨在解决上述问题，设计一种专用于小型无人机机翼的小体积轻量化的前缘缝翼作动机构，以简单的机构设计和较低成本，使其能到达指定运动位置，实现预期气动增升效果。
如图1所示，一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，所述作动机构为平面全铰六杆传动机构，包括机架6、运动输出件5、四根连杆和七根销钉；四根连杆分别为第一连杆1、第二连杆2、第三连杆3和第四连杆4；七根销钉分别为第一销钉7、第二销钉8、第三销钉11、第四销钉10、第五销钉12、第六销钉13和第七销钉9；
所述机架6固定在无人机机翼上，第一连杆1一端通过第一销钉7与机架6连接，第一连杆1以第一销钉7为轴旋转；第二连杆2一端通过第二销钉8与第一连杆1中部连接，第二连杆2另一端通过第三销钉11与第三连杆3中部连接；第三连杆3一端通过第四销钉10与机架6连接，第三连杆3以第四销钉10为轴旋转；第四连杆4的一端与第三连杆3的另一端通过第五销钉12连接，第四连杆4的另一端与运动输出件5通过第六销钉13连接；运动输出件5与第一连杆1的另一端通过第七销钉9连接；
第二连杆2、第三连杆3和运动输出件5能够相对机架发生偏转和平移；
当第一连杆1偏转时，通过第二连杆2使第三连杆3转动，此时运动输出件在自身尺寸以及与第四连杆4和第一连杆1的装配关系约束条件下偏转。
进一步地，如图4所示所述平面全铰六杆传动机构由两级平面全铰四杆机构组成，其中第一级平面全铰四杆机构的连杆作为第二级平面全铰四杆机构的原动件，平面全铰六杆传动机构由无人机舵机提供动力，以达到偏转缝翼的目的。
进一步地，如图2所示当所述第一连杆1偏转39°时，通过第二连杆2使得第三连杆3旋转40°，此时运动输出件5在自身尺寸以及与第四连杆4和第一连杆1的装配关系约束条件下偏转13°，第六销钉13向前探出43个预设单位，下偏103.5个预设单位，从而达到第一预定位置；如图3所示到达第一预定位置后，第一连杆1继续偏转21°，依靠上述约束关系使得运动输出件5继续偏转20°，第六销钉13向前探出-31个预设单位，下偏105.5个预设单位，从而达到第二预定位置。
具体实施例：
机架安装在机翼内，其外轮廓应与安装位置机翼上下表面相匹配，可通过胶接等方式固定；同时可以选择对特定位置翼肋进行加工，直接将翼肋作为机架安装机构。第一连杆为整个机构的原动件，使用时可以在机翼内设置一舵机，舵机摇臂通过连杆与第七销钉相连。工作时舵机推动第七销钉，即可实现缝翼的收放。第二连杆通过第二销钉与第一连杆相连，第二连杆与第三连杆之间通过第三销钉相连，第三连杆与第四连杆之间通过第五销钉相连，同时第三连杆通过第四销钉与机架相连。运动输出件为机构的输出部分，与前缘缝翼的翼表面相连接。同时运动输出件与第四连杆通过第六销钉相连，与第一连杆通过第七销钉相连。机构作动时，机翼内行程最大的零件为第五销钉，其行程为178.1个预设单位，且行程方向为缝翼推出的方向，使得整个结构轻巧紧凑。同时连杆销钉的连接属于低副连接，几何形状简单，便于加工。用于小型无人机时可使用钣金工艺得到机架和所有连杆，铰接处使用螺栓连接，若对装置动作精度要求更高可在孔中埋入轴承，降低机构作动时的摩擦力。运动输出件与缝翼接触的部分可直接与缝翼胶接，如需加强可在该部分上增加缘条以增大胶接面积。

Claims (3)

1.一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，其特征在于，所述作动机构为平面全铰六杆传动机构，包括机架、运动输出件、四根连杆和七根销钉；四根连杆分别为第一连杆、第二连杆、第三连杆和第四连杆；七根销钉分别为第一销钉、第二销钉、第三销钉、第四销钉、第五销钉、第六销钉和第七销钉；
所述机架固定在无人机机翼上，第一连杆一端通过第一销钉与机架连接，第一连杆以第一销钉为轴旋转；第二连杆一端通过第二销钉与第一连杆中部连接，第二连杆另一端通过第三销钉与第三连杆中部连接；第三连杆一端通过第四销钉与机架连接，第三连杆以第四销钉为轴旋转；第四连杆的一端与第三连杆的另一端通过第五销钉连接，第四连杆的另一端与运动输出件通过第六销钉连接；运动输出件与第一连杆的另一端通过第七销钉连接；
第二连杆、第三连杆和运动输出件能够相对机架发生偏转和平移；
当第一连杆偏转时，通过第二连杆使第三连杆转动，此时运动输出件在自身尺寸以及与第四连杆和第一连杆的装配关系约束条件下偏转。
2.根据权利要求1所述的一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，其特征在于，所述平面全铰六杆传动机构由两级平面全铰四杆机构组成，其中第一级平面全铰四杆机构的连杆作为第二级平面全铰四杆机构的原动件，平面全铰六杆传动机构由无人机舵机提供动力，以达到偏转缝翼的目的。
3.根据权利要求1所述的一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构，其特征在于，当所述第一连杆偏转39°时，通过第二连杆使得第三连杆旋转40°，此时运动输出件在自身尺寸以及与第四连杆和第一连杆的装配关系约束条件下偏转13°，第六销钉13向前探出43个预设单位，下偏103.5个预设单位，从而达到第一预定位置；到达第一预定位置后，第一连杆继续偏转21°，依靠上述约束关系使得运动输出件继续偏转20°，第六销钉13向前探出-31个预设单位，下偏105.5个预设单位，从而达到第二预定位置。
CN202110682281.3A 2021-06-20 2021-06-20 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构 Active CN113212734B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110682281.3A CN113212734B (zh) 2021-06-20 2021-06-20 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110682281.3A CN113212734B (zh) 2021-06-20 2021-06-20 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113212734A true CN113212734A (zh) 2021-08-06
CN113212734B CN113212734B (zh) 2023-02-14

Family

ID=77080638

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110682281.3A Active CN113212734B (zh) 2021-06-20 2021-06-20 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113212734B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0103038A1 (en) * 1982-09-13 1984-03-21 The Boeing Company Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism
EP1473223A1 (en) * 2003-04-29 2004-11-03 The Boeing Company Apparatus and methods for actuating rotatable members
CN101466597A (zh) * 2006-06-14 2009-06-24 波音公司 用于有间隙刚性克鲁格襟翼的连杆机构及相关系统和方法
CN101842288A (zh) * 2007-10-31 2010-09-22 空中客车英国有限公司 用于前缘高升力装置的致动系统
CN109367761A (zh) * 2018-10-11 2019-02-22 西北工业大学 一种用于旋转机翼的襟翼收放操纵机构
US20190291851A1 (en) * 2016-05-20 2019-09-26 Bombardier Inc. Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw
US20210078694A1 (en) * 2019-09-17 2021-03-18 The Boeing Company Flap actuator mechanism

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0103038A1 (en) * 1982-09-13 1984-03-21 The Boeing Company Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism
EP1473223A1 (en) * 2003-04-29 2004-11-03 The Boeing Company Apparatus and methods for actuating rotatable members
CN101466597A (zh) * 2006-06-14 2009-06-24 波音公司 用于有间隙刚性克鲁格襟翼的连杆机构及相关系统和方法
CN101842288A (zh) * 2007-10-31 2010-09-22 空中客车英国有限公司 用于前缘高升力装置的致动系统
US20190291851A1 (en) * 2016-05-20 2019-09-26 Bombardier Inc. Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw
CN109367761A (zh) * 2018-10-11 2019-02-22 西北工业大学 一种用于旋转机翼的襟翼收放操纵机构
US20210078694A1 (en) * 2019-09-17 2021-03-18 The Boeing Company Flap actuator mechanism

Also Published As

Publication number Publication date
CN113212734B (zh) 2023-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108839788B (zh) 一种基于柔顺机构的可变弯度机翼后缘
US7309043B2 (en) Actuation device positioning systems and associated methods, including aircraft spoiler droop systems
US8596583B2 (en) Adjusting mechanism for kinematic guidance of an adjustable body during its adjustment on a supporting structural component, adjusting mechanism for kinematic adjustment of a high lift body, and high lift system comprising a like adjusting mechanism
US4399970A (en) Wing leading edge slat
US7063292B2 (en) Actuation apparatus for a control flap arranged on a trailing edge of an aircraft airfoil
CN101868407B (zh) 通过小齿轮驱动器驱动的着陆襟翼运动机构
US9643716B2 (en) Air vehicle, actuator assembly and associated method of manufacture
US9896188B1 (en) Variable camber adaptive compliant wing system
US8584992B2 (en) Adjustment mechanism of an adjustment device for coupling an adjustment flap to a main wing, and such an adjustment device
US8517315B2 (en) Lateral coupling device for holding and guiding at least one aerodynamic body relative to the main wing of an aircraft, airfoil and aircraft with such a lateral coupling device
US20190152581A1 (en) Actuator for Adaptive Airfoil
CN110001922B (zh) 飞行器的机翼
CN113212734B (zh) 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构
US8939411B2 (en) Aerofoil comprising a high lift flap
US9815547B2 (en) Flap system for an aircraft, method for adjusting the lift of an aircraft and aircraft comprising a main wing and at least one flap system
CN114174169A (zh) 用于飞行器的固定的前缘构件的致动器装置、机翼组件及配备有所述致动器装置的飞行器
CN111470030B (zh) 一种基于齿轮五杆机构驱动的机翼前缘变弯度机构
CN113135283B (zh) 一种小体积高精度的富勒襟翼作动机构
CN108045556B (zh) 一种飞机襟副翼运动机构
GB2138756A (en) Wing leading edge slat
CN114148505A (zh) 一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构
CN109353489B (zh) 一种无人机多功能襟翼结构
US10766602B2 (en) Mechanical droop for spoiler operation
CN204871588U (zh) 一种十字万向节式副翼传动机构
EP3560821A1 (en) A control surface actuation mechanism

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