CN113562159B - 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构 - Google Patents

一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构 Download PDF

Info

Publication number
CN113562159B
CN113562159B CN202110910972.4A CN202110910972A CN113562159B CN 113562159 B CN113562159 B CN 113562159B CN 202110910972 A CN202110910972 A CN 202110910972A CN 113562159 B CN113562159 B CN 113562159B
Authority
CN
China
Prior art keywords
deformation
shaped
wing
section
structures
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
CN202110910972.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113562159A (zh
Inventor
吕军
薛雨亭
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.)
Dalian University of Technology
Original Assignee
Dalian University of Technology
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 Dalian University of Technology filed Critical Dalian University of Technology
Priority to CN202110910972.4A priority Critical patent/CN113562159B/zh
Publication of CN113562159A publication Critical patent/CN113562159A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113562159B publication Critical patent/CN113562159B/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
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/187—Ribs
    • 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
    • B64C3/46—Varying camber by inflatable elements

Abstract

一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构，属于先进制造技术领域。该翼肋结构包括前缘段、变形段和后缘段，前缘段和后缘段作为从动结构，由变形段的变形带动变形，各部分零件之间通过螺栓螺母连接。该翼肋结构通过气动驱动的多个变形单元依次首尾连接，通过对变形段各个气动作动器的充放气独立控制每个变形单元的变形量，实现翼型弯度的连续变化。在变形段布置上下两排气囊与支撑结构，并加载初始气压。当上层增大气压，下层减小气压，机翼向下弯曲；当上层减小气压，下层增大气压，机翼向上弯曲。本发明采用基于仿生的气动变形结构，根据飞行状态实时连续光滑调节机翼弯度，能够获得最优气动效率，进而实现飞机减阻、减重、降低燃油消耗等目的。

Description

一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构
技术领域
本发明属于先进制造技术领域，涉及一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构。
背景技术
提高飞行器的气动效率，一直是历代航空工程研究人员关注、研究的重点。随着社会进步和技术发展，人们对飞行器气动性能、燃油效率、噪声、安全、可靠性等要求都在不断提高。变形机翼按变形方式可分为大变形、中等变形以及局部小变形，变弯度机翼通过改变机翼弯度实现变形属于中等变形情况。为了适应新的要求，主要的航空大国也都在不断探索新的设计理念和新的技术手段以应对未来飞行器的高性能需求。变体飞行器技术是提高气动效率的重要方式之一，其目的是在保证飞行器结构安全的前提下，飞行器的气动构型能够依据自身的飞行状态(任务模式、飞行环境、速度范围等)主动变化。以不同的气动构型满足不同阶段的飞行任务，从而使飞行器在整个飞行过程中始终保持气动性能最优，是当前国内外航空航天领域研究的重点。采用光滑连续变弯度技术可获得更大的性能提升空间，更加符合未来民用飞机的发展需求。机翼变弯度飞行是未来绿色航空的发展趋势之一。
南京航空航天大学聂瑞的论文《变体机翼结构关键技术研究》中提到的机械分段式变弯度后缘设计，通过逆四连杆结构实现后缘弯度连续变化。四连杆机械传动结构，虽然满足了弯度的连续变化，但是变弯度结构的中空部分无法与蒙皮接触，导致蒙皮承载的气动力难以传递到机翼的内部结构，容易在蒙皮上出现应力和位移过大的现象。在变形过程中，机械结构位移变动会造成机翼上有明显拐点，机翼的气动外形就会受到影响，从而影响飞行性能。同时结构为连杆传动，各个部件都相互牵连，结构的某一部位出现故障都会引起整体结构变弯度功能失效，机翼的安全稳定性没有保障。
发明内容
本发明为克服上述技术的不足，提出一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构。在变形段采用变形单元的叠加，能够使变形连续，变弯度光滑过度，消除了传统前缘、后缘缝翼增升机构释放时产生的空腔。此外，光滑连续的机翼表面是开发层流机翼的基础，层流机翼可以极大的减小飞行阻力。变形段的交叉变形结构，相对于基于基板的变弯度结构提高了结构的承载能力，且每个变形单元为独立变形系统，其中一部分的失效不会导致整体机翼变弯度功能失效，从而提高结构的安全稳定性。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构，所述翼肋结构包括前缘段1、变形段和后缘段3。所述的前缘段1和后缘段3作为从动结构，由变形段的变形带动变形。
所述前缘段1和后缘段3上开孔，用于整体机翼装配时各翼肋和翼梁的装配。所述前缘段1和后缘段3采用NACA0012翼型。
所述的变形段由4个结构相同的变形单元首尾依次连接，通过变形单元的变形叠加实现翼肋弯度变化。所述变形单元包括两个连接圆柱体2、一个V型A结构5、一个V型B结构7、两个气动作动器4(上下各一个)、一个连接插销6和定位插销8(4个)。
所述连接圆柱体2的圆周采用镂空设计，能够满足气动作动器4气口处气管的走向灵活布置，且连接圆柱体2端面留有螺栓孔。
所述的V型A结构5的张角为60度，开口处两端设有圆面结构，圆面结构端面上设有螺栓孔，与连接圆柱体2之间通过螺栓固定连接；V型A结构5的中部尖端处设有一个与连接插销6匹配的圆环结构，且中部尖端处的圆环结构上设有开孔。所述的V型B结构7的张角为60度，开口处两端设有圆面结构，圆面结构端面上设有螺栓孔，与连接圆柱体2之间通过螺栓固定连接；V型B结构7的中部尖端处设有两个与连接插销6匹配的圆环结构，且中部尖端处的圆环结构上设有开孔。所述V型A结构5和V型B结构7的中部尖端处的环形结构配合，用于插入连接插销6，V型A结构5和V型B结构7的中部尖端处的环形结构具有储存变性能的作用，释放载荷之后可以回弹，回复到初始形态。
所述的上下两个气动作动器4分别在V型A结构5、V型B结构7的张角开口处放置，气动作动器4通过气管连接微型气泵，对气动作动器4的充放气使其膨胀和收缩从而引起单元发生变形，具体的：当对气动作动器4充气时，气动作动器4伸长带动V型A结构5、V型B结构7张角变大，进而发生变形。
所述翼肋结构通过气动驱动的多个变形单元依次首尾连接，通过对变形段各个气动作动器4的充放气独立控制每个变形单元的变形量，从而实现翼型弯度的连续变化。在变形段布置上下两排气囊与支撑结构，并加载初始气压：当上层增大气压，下层减小气压，机翼向下弯曲；当上层减小气压，下层增大气压，机翼向上弯曲。
进一步的，所述的连接插销6上设有对称的4个孔槽，与V型A结构5和V型B结构7中部尖端处的圆环结构上的开孔配合，配合孔槽内插入定位插销8，定位插销8起到固定V型A结构5和V型B结构7的相对位置，进一步提高此变形结构的刚度。
进一步的，所述的连接圆柱体2采用高韧性材料，包括聚甲基丙烯酸甲酯，尼龙PA-6，高韧性光敏树脂等。
进一步的，所述的气动作动器4采用高弹性材料，包括天然橡胶，热塑性聚氨酯弹性体橡胶等。
进一步的，所述的连接插销6采用刚性材料，作为V型A结构5和V型B结构7的铰接轴。
进一步的，所述定位插销8为刚性材料，包括光敏树脂，热固性塑料等。
本发明的有益效果是：
(1)本发明通过对各个气动作动器4的充放气独立控制每个变形单元的变形量，能够实现翼型弯度的连续变化。
(2)作动器为气动装置，相对于传统电机机械传动，有质量轻，传动距离大的优点，减轻了机翼自身重量，且变形单元为交叉结构，在满足柔性可变形的前提下，仍然有较好的强度和刚度。
(3)变形段的4个变形单元可以单独作用，互不影响，在其中一个单元发生故障时其他的变形单元仍然可以完成机翼变弯度，从而提高了可变形结构的安全可靠性。
附图说明
图1为整体翼肋结构分解图。
图2为变形单元结构分解图。
图中：1前缘段，2圆柱连接体，3后缘段，4气动作动器，5V型A结构，6连接插销，7V型B结构，8定位插销。
具体实施方式
以下结合技术方案和附图详细说明本发明的具体实施方式。
变弯度翼肋的整体结构如图1所示，前缘段1和后缘段3留有翼梁安装孔，安装孔直径为44mm，用于机翼的整体装配。变形段由4个独立的变形单元组成，交叉结构为单元首尾连接，每个变形单元上下位置都放置直径为20mm，长度为40mm的气动作动器4，气动作动器4通过气管连接外部微型气泵，气动作动器4的充气膨胀和放气收缩引起单元发生变形。变形单元的左右端面为直径24mm的圆面结构，在圆面结构上留有4个直径为2.4mm螺栓孔，和圆柱连接体2之间用外径2mm，长度8mm的螺栓配合螺母连接固定。圆柱连接体2镂空，其直径为24mm，高度为11mm，中间的空腔用来安置气动作动器4接气口，圆柱周围的镂空设计，可以起到减重的作用，同时还能方便灵活布置气管走向。
所述变形单元结构如图2所示，该结构包括V型A结构5，V型B结构7，气动作动器4(上下各一个)，连接插销6，定位插销8(4个)。所述的V型A结构5和V型B结构7为变形的关键零件，由高韧性光敏树脂3D打印而成。V型A结构5和V型B结构7张角大小为60度，材料厚度为1.6mm，V型A结构中部尖端位置设计一个了弧度为300度的圆环结构，V型B结构中部尖端位置设计两个了弧度为300度的圆环结构，该圆环结构具有存储变形能的作用，在释放载荷之后可以回弹，回复到初始形态，此处同时为连接插销6的安装位置。所述的连接插销6所用材料为光敏树脂，V型A结构5和V型B结构7的中部尖端处圆环结构铰链连接，中间插入连接插销6，其底面直径为8mm，高为25.6mm。连接插销6上设计了深度为2mm的圆柱型孔槽，与V型A结构5和V型B结构7中部尖端圆环处的开孔同心轴配合，在开孔同心轴配合处插入直径2.4mm，高度为4mm的定位插销8，起到固定V型A结构5和V型B结构7的相对位置的作用。所述气动作动器4所用材料为热塑性聚氨酯弹性橡胶，直径为20mm，长度为40mm，具有柔性可伸缩的特点。气动作动器4在V型A结构5和V型B结构7的开口处放置，对气动作动器4充气，气动作动器4膨胀伸长带动V型A结构5张角变大，从而发生变形。
以上所述实施例仅表达本发明的实施方式，但并不能因此而理解为对本发明专利的范围的限制，应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些均属于本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构，其特征在于，所述翼肋结构包括前缘段(1)、变形段和后缘段(3)；所述的前缘段(1)和后缘段(3)作为从动结构，由变形段的变形带动变形；所述翼肋结构通过气动驱动的多个变形单元依次首尾连接，通过对变形段各个气动作动器(4)的充放气独立控制每个变形单元的变形量，实现翼型弯度的连续变化；
所述前缘段(1)和后缘段(3)上开孔，用于整体机翼装配时各翼肋和翼梁的装配；
所述的变形段由4个结构相同的变形单元首尾依次连接，通过变形单元的变形叠加实现翼肋弯度变化；所述变形单元包括两个连接圆柱体(2)、一个V型A结构(5)、一个V型B结构(7)、两个气动作动器(4)、一个连接插销(6)；
所述连接圆柱体(2)的圆周采用镂空设计，能够满足气动作动器(4)气口处气管的走向灵活布置，且连接圆柱体(2)端面留有螺栓孔；
所述的V型A结构(5)的张角为60度，开口处两端设有圆面结构，圆面结构端面上设有螺栓孔，与连接圆柱体(2)之间通过螺栓固定连接；V型A结构(5)的中部尖端处设有一个与连接插销(6)匹配的圆环结构，且中部尖端处的圆环结构上设有开孔；
所述的V型B结构(7)的张角为60度，开口处两端设有圆面结构，圆面结构端面上设有螺栓孔，与连接圆柱体(2)之间通过螺栓固定连接；V型B结构(7)的中部尖端处设有两个与连接插销(6)匹配的圆环结构，且中部尖端处的圆环结构上设有开孔；
所述V型A结构(5)和V型B结构(7)的中部尖端处的环形结构配合插入连接插销(6)，且中部尖端处的环形结构具有储存变性能的作用，释放载荷之后能够回复到初始形态；
所述的上下两个气动作动器(4)分别在V型A结构(5)、V型B结构(7)的张角开口处放置，气动作动器(4)通过气管连接微型气泵，对气动作动器(4)的充放气使其膨胀和收缩从而引起单元发生变形，具体的：当对气动作动器(4)充气时，气动作动器(4)伸长带动V型A结构(5)、V型B结构(7)张角变大，进而发生变形。
2.根据权利要求1所述的一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构，其特征在于，所述的连接插销(6)上设有对称的4个孔槽，与V型A结构(5)和V型B结构(7)中部尖端处的圆环结构上的开孔配合，配合孔槽内插入定位插销(8)，定位插销(8)起到固定V型A结构(5)和V型B结构(7)的相对位置，提高此变形结构的刚度。
3.根据权利要求2所述的一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构，其特征在于，所述的连接圆柱体(2)采用高韧性材料，所述的气动作动器(4)采用高弹性材料，所述的连接插销(6)采用刚性材料，所述定位插销(8)为刚性材料。
CN202110910972.4A 2021-08-10 2021-08-10 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构 Active CN113562159B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110910972.4A CN113562159B (zh) 2021-08-10 2021-08-10 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110910972.4A CN113562159B (zh) 2021-08-10 2021-08-10 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113562159A CN113562159A (zh) 2021-10-29
CN113562159B true CN113562159B (zh) 2023-07-14

Family

ID=78170993

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110910972.4A Active CN113562159B (zh) 2021-08-10 2021-08-10 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113562159B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB182464A (en) * 1921-06-27 1923-09-26 Emile Dewoitine Improvements in aircraft
GB243460A (en) * 1924-09-03 1925-12-03 Henry Ziemss Jr Improvements in aeroplanes
US3994451A (en) * 1974-03-28 1976-11-30 The Boeing Company Variable camber airfoil
DE10019185A1 (de) * 2000-04-17 2001-10-25 Eads Airbus Gmbh Anordnung zur aerodynamischen Lärmminderung von Vorflügeln eines Verkehrsflugzeuges
US8925870B1 (en) * 2012-03-09 2015-01-06 The Boeing Company Morphing wing leading edge
CN109515683A (zh) * 2018-11-07 2019-03-26 上海大学 一种可变弦长和弯度的变形机翼
CN111439367A (zh) * 2020-05-12 2020-07-24 丁力 一种可柔性变形的后缘变弯度机翼
CN112550664A (zh) * 2020-12-09 2021-03-26 西北工业大学 一种基于形状记忆合金驱动的可变弯度机翼结构

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2250084A4 (en) * 2008-02-21 2011-03-09 Cornerstone Res Group Inc PASSIVE ADAPTIVE STRUCTURES
PT2925600T (pt) * 2012-11-28 2019-05-08 Reginald Bray Robert Asa e aplicação da mesma¿

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB182464A (en) * 1921-06-27 1923-09-26 Emile Dewoitine Improvements in aircraft
GB243460A (en) * 1924-09-03 1925-12-03 Henry Ziemss Jr Improvements in aeroplanes
US3994451A (en) * 1974-03-28 1976-11-30 The Boeing Company Variable camber airfoil
DE10019185A1 (de) * 2000-04-17 2001-10-25 Eads Airbus Gmbh Anordnung zur aerodynamischen Lärmminderung von Vorflügeln eines Verkehrsflugzeuges
US8925870B1 (en) * 2012-03-09 2015-01-06 The Boeing Company Morphing wing leading edge
CN109515683A (zh) * 2018-11-07 2019-03-26 上海大学 一种可变弦长和弯度的变形机翼
CN111439367A (zh) * 2020-05-12 2020-07-24 丁力 一种可柔性变形的后缘变弯度机翼
CN112550664A (zh) * 2020-12-09 2021-03-26 西北工业大学 一种基于形状记忆合金驱动的可变弯度机翼结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN113562159A (zh) 2021-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7931240B2 (en) Cellular support structures used for controlled actuation of fluid contact surfaces
US7837144B2 (en) Fluid-driven artificial muscles as mechanisms for controlled actuation
US9039372B2 (en) Wind turbine blade
CN112550664B (zh) 一种基于形状记忆合金驱动的可变弯度机翼结构
US20120141271A1 (en) Actuatable spoiler assemblies for wind turbine rotor blades
US20100127504A1 (en) Wind Turbine Blade
US20120027595A1 (en) Pitchable winglet for a wind turbine rotor blade
EP3128169B1 (en) Rotor blade with actuator arrangement
KR20180121569A (ko) 에어포일을 위한 가장자리 변경 장치
CN111959746B (zh) 一种平行连杆式变形翼骨架
CN113562159B (zh) 一种智能仿生可变形机翼的翼肋结构
CN114222858B (zh) 用作致动器、泵或压缩机的可收缩装置
EP2899395A1 (en) Wind turbine blades
CN109795674A (zh) 旋涡发生器控制系统、飞行器及控制气流改变装置的方法
CN108216572B (zh) 一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼
DK2612023T3 (en) Rotor blade TO WIND WITH ARM, TRAVELLING CONTROL SURFACE
CN112141318A (zh) 基于指节式连杆驱动的后缘变弯度机构
CN108153997B (zh) 一种可变形Bump进气道的柔性蒙皮内嵌骨架参数确定方法
US11932389B1 (en) Morphing airfoil
CN110945235A (zh) 风力涡轮机叶片和操作这种风力涡轮机叶片的方法
CN112278238B (zh) 一种可连续变形的机翼及飞行器
CN110562442B (zh) 一种采用半柔性驱动控制的襟翼装置
CN114111461A (zh) 一种三维负刚度弹性框架
CN109795675A (zh) 用于飞行器的旋涡发生器结构以及飞行器
CN112678149B (zh) 一种多体主动变构型分布式螺旋桨飞行器

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