CN114313217B - 可沿展向变体折叠与展开的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种可沿展向变体折叠与展开的机翼，包括中段机翼、外段机翼、变体转换与反角调整机构，变体转换与反角调整机构包括第一调整件和第二调整件，第一调整件固定在中段机翼上，第二调整件固定在外段机翼上，第一调整件和第二调整件一侧通过若干转动件连接，另一侧设置通过驱动组件连接，第一调整件远离驱动组件一端设置有展开锁止卡槽，第二调整件上对应设置有与展开锁止卡槽适配的展开锁止卡销，驱动组件驱动第一调整件和第二调整件绕转动件转动以实现机翼的变体折叠、展开与反角调整；本发明具有巡航效率高、有效载荷大、控制效能强、抗扰能力好、起降场地需求低、机翼结构刚度强度大的优点。

Description

可沿展向变体折叠与展开的机翼

技术领域

本发明涉及机翼，具体涉及一种可沿展向变体折叠与展开的机翼。

背景技术

垂直起降飞行器同时兼具固定翼与旋翼飞行器的技术优势，其飞行航程远，起降不受跑道限制，具有着广阔的应用前景。目前主流的垂直起降构型主要包括组合式、倾转旋翼式、尾座式等，其中尾座式垂直起降构型由于其结构简单、重量利用率高、升阻比高等优点在无人飞行器领域受到了广泛应用。但传统的尾座式垂直起降飞行器悬停状态下采用滑流舵进行姿态控制，操纵效能较差；同时为了平衡运输便捷性和悬停与平飞状态下的飞行品质，飞行器的设计需要进行很多折中，使其机翼尺寸、动力系统布置等受到限制，制约了其飞行性能的进一步提升。

机翼变体技术是解决上述问题、进一步提升尾座式垂直起降飞行器飞行性能的可能方式。但是在机翼变体过程中，往往会导致飞行器重心、推力中心及作用于飞行器上气动力的剧烈变化，使飞行器的飞行姿态在变体过程中迅速偏离稳定状态，使飞行器姿态接近甚至超出飞行控制系统所允许的偏差极限，诱发飞行器的不稳定飞行状态甚至坠毁，因此需要一种全新的机翼布局形式以减小变体过程中重心、推力中心及气动力变化对飞行器飞行姿态与稳定性的影响，保证飞行安全。

同时，机翼作为飞行器的主要升力来源，需承受较大的气动力与力矩；传统的机翼变体驱动机构存在着难以保证机翼刚度、结构重量大或变体过程驱动缓慢的缺陷，不适于在尾座式垂直起降飞行器中的应用。

发明内容

发明目的：本发明的目的是提供一种可沿展向变体折叠与展开的机翼，解决现有垂直起降飞行器操纵效能较差、飞行效率低；现有变体机翼的驱动机构难以保证机翼刚度、稳定性不足，变体过程驱动缓慢的问题。

技术方案：本发明所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，包括中段机翼，所述中段机翼两侧通过变体转换与反角调整机构连接有外段机翼，所述变体转换与反角调整机构包括若第一调整件和第二调整件，所述第一调整件固定在中段机翼上，第二调整件固定在外段机翼上，所述第一调整件和第二调整件一侧通过转动件连接，另一侧设置通过驱动组件连接，所述第一调整件远离驱动组件一端设置有展开锁止卡槽，所述第二调整件上对应设置有与展开锁止卡槽适配的展开锁止卡销，驱动组件驱动第一调整件和第二调整件绕转动件转动以实现机翼的变体折叠、展开与反角调整。

为了将外段机翼所受气动升力与扭矩可靠传递至中段机翼，所述中段机翼前墙和后墙与所述转动件对应的位置分别设置有同轴的转动件。

优选的是，所述转动件包括滚动轴承和转轴，所述滚动轴承和转轴安装在第一调整件和第二调整件对应设置的通孔内。

为了驱动机翼展开变形，所述驱动组件包括变体伺服器、主动连杆和从动连杆，所述变体伺服器器固定在第一调整件上，所述变体伺服器的输出轴与主动连杆固接，所述主动连杆与从动连杆转动连接，所述从动连杆与第二调整件转动连接。

优选的是，所述中段机翼包括机身和中段翼面，中段翼面对称固接于机身两侧且呈上反角布置，上反角为20°～45°，所述中段翼面采用S形翼型。

优选的是，所述外段机包括外段翼面、控制舵面、动力系统短舱和翼稍小翼，所述翼稍小翼与所述外段翼面的翼稍处固连，所述控制舵面通过位于所述外段翼面弦平面的展向转轴与所述外段翼面的后部连接，所述控制舵面弦长为所述外段翼面弦长的20％-30％，两个动力系统短舱分别布置于所述外段翼面的翼稍和翼根。

优选的是，所述展开锁止卡销为圆柱形，展开锁止卡槽为圆弧形槽口，槽口宽度与展开锁止卡销的截面适配使所述外段机翼进行变体展开时，所述展开锁止卡销滑入所述展开锁止卡槽内。

为均匀分配四个动力系统短舱的推力，提升飞行器的有效载荷、控制稳定性、控制效能和抗扰能力，所述驱动组件驱动外段机翼变体折叠时，机翼弦线与地面垂直并指向地面上方，两侧的动力系统短舱构成矩形的四个顶点，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20％以内。

为避免由推力附加的俯仰力矩的产生，减少配平力矩与配平阻力，所述驱动组件驱动外段机翼变体展开时，形成中段机翼呈上反、外段机翼下反的鸥式结构，外段机翼根部的两个动力系统短舱位于机翼重心上方，外段机翼梢部的两个动力系统短舱位于机翼重心下方，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20％以内。

有益效果：本发明可以通过变体转换与反角调整机构进行机翼折叠和展开，飞行器垂直起降时外段机翼变体折叠，构成矩形四旋翼控制布局，利用动力差动直接控制飞行姿态，具有控制效能强、可控姿态大、操纵响应快、抗扰能力强、有效载荷高的效果；减小了飞行器垂直起降时机翼的最大几何尺寸与侧面迎风面积，从而降低了飞行器悬停时的回转半径，提升了飞行器的悬停抗风能力，具有起降场地适应性强的效果，由于所述中段翼面存在固定上反角θ，使得本发明此时的重心接近四个动力系统短舱的几何中心，从而均匀分配四个所述的动力系统短舱的推力，进一步提升了飞行器的有效载荷、控制稳定性、控制效能和抗扰能力；飞行器以固定翼状态巡航时，外段机翼变体展开，增大的机翼面积与展弦比，可降低巡航状态下的机翼翼载荷与诱导阻力，从而具有显著增大飞行器载荷能力、提升高低速飞行性能以及提高有效航程与任务半径的效果，此时外段机翼的上反角为θ/2，使得四个所述动力系统短舱的几何中心近似位于本发明此时时的重心位置，避免由推力附加的俯仰力矩的产生，减少俯仰配平力矩与配平阻力，进一步提升了飞行器的巡航效率、任务半径、俯仰稳定性与控制效能，变体转换与反角调整机构利用所述外段机翼上的气动力机械锁止，具有结构强度与刚度高、消耗能源小、变体机构可靠性高的效果。

附图说明

图1为本发明处于折叠工位时的状态示意图；

图2为本发明处于展开工位时的状态示意图；

图3为本发明中段机翼的结构示意图；

图4为本发明外段机翼的结构示意图；

图5为变体转换与反角调整机构装配示意图；

图6为本发明处于折叠工位时结构示意图；

图7为本发明处于折叠工位时变体转换与反角调整机构的几何关系图；

图8为本发明处于展开工位时变体转换与反角调整机构的几何关系图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行进一步说明。

如图1-2所示，本发明相对于中央对称面1左右镜像对称，包括中段机翼2、外段机翼3、变体转换与反角调整机构4。两个外段机翼3对称布置于中段机翼2两侧，通过变体转换与反角调整机构4和中段机翼2机械连接；两侧的外段机翼3可在所述变体转换与反角调整机构4的驱动下，在一定范围内绕沿机翼弦向的转动件11转动，实现机翼的变体折叠、展开与反角调整。

如图3所示，中段机翼2由机身5、中段翼面6构成。两个中段翼面6对称固连于所述机身5两侧，两侧的中段翼面6存在固定上反角θ，θ＝20°；每个中段翼面6使用CLARKYS的S形翼型；每个所述中段翼面6的平面形状为矩形，中段翼面6弦长为300mm，平面投影展长为250mm。

如图4所示，本发明的外段机翼3由外段翼面7、控制舵面8、动力系统短舱9、翼稍小翼10构成。外段翼面7使用与中段翼面6相同的CLARKYS翼型，CLARKYS翼型弦长与所述中段翼面6相同，为300mm；外段翼面7平面形状为矩形，展长与所述中段机翼2的平面投影展长相同，为550mm。翼稍小翼10与外段翼面7的翼稍处固连翼稍小翼10的气动焦点位于飞行器重心之后以提供航向安定性。控制舵面8通过位于外段翼面7弦平面的展向转轴与外段翼面7的后部机械连接；控制舵面8展长与外段翼面7相同；控制舵面8的弦长占外段翼面7弦长的20％-30％，为75mm。两个动力系统短舱9分别布置于外段翼面7的翼稍和翼根；每个动力短舱包括螺旋桨、无刷电机、电子调速器、动力电池。

本发明的外段机翼3通过变体转换与反角调整机构4驱动，在两个工位间变体展开与折叠；在折叠工位，外段机翼3向所述中段机翼2的下方变体折叠，两侧的外段机翼3的弦平面相互平行并与中央对称面1平行；在展开工位，外段机翼3向中段机翼2的上方两侧完全变体展开，此时外段机翼3的下反角为中段机翼2的两中段翼面6固定下反角θ的一半，为10°。

如图1和图4所示，当外段机翼3处于折叠工位时，本发明用于飞行器的尾座式垂直起降过程。此时本发明的机翼弦线与地面大体垂直并指向地面上方；两侧的动力系统短舱9构成矩形的四个顶点；本发明利用动力系统短舱9的推力抵消重力使飞行器滞空；本发明利用动力系统短舱9的螺旋桨的转速差动引起的推力差与反扭矩差完成飞行器姿态控制，构成“X形四旋翼”的控制策略。

外段机翼3处于折叠工位时，因为述中段翼面6具有固定上反角θ＝20°，所机身5向四个动力系统短舱9的几何中心靠近；使得本发明在该工位时的重心接近四个动力系统短舱9的几何中心，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20％以内，从而均匀分配四个所述的动力系统短舱9的推力。

如图2和图4所示，当外段机翼3处于展开工位时，本发明用于飞行器的固定翼水平巡航过程。此时本发明的机翼弦线与地面大体平行并指向飞行前方；本发明利用中段机翼2和外段机翼3产生的气动升力抵消重力；利用动力系统短舱9的推力抵消气动阻力；利用外段机翼3上的控制舵面8完成滚转、俯仰姿态控制；利用处于本发明中央对称面1两侧的动力系统短舱9的推力差动完成航向姿态控制。

当外段机翼3处于第二工位时，本发明的机翼布局为中段机翼2上反、外段机翼3下反的“鸥式布局”；外段机翼3根部的两个动力系统短舱9位于本发明的重心上方；外段机翼3梢部的两个所述动力系统短舱9位于本发明的重心下方；四个动力系统短舱9的几何中心近似位于本发明在该工位时的重心位置，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20％以内，避免由推力附加的俯仰力矩的产生，减少配平力矩与配平阻力。

当外段机翼3处于展开工位时，位于外段机翼3翼稍的动力系统短舱9的螺旋桨的设计转向，与其所在侧的外段机翼3的翼尖涡旋向相反；利用螺旋桨的尾流对翼尖涡构成主动抑制，从而减少本发明在平飞过程中的诱导阻力。

如图5-6所示，本发明的变体转换与反角调整机构4包括第一调整件和第二调整件，第一调整件固定在中段机翼上，第二调整件固定在外段机翼上，第一调整件和第二调整件一侧通过转动件11连接，另一侧设置通过驱动组件连接，转动件11轴线与中段机翼2和外段机翼3弦平面平行，转动件11在中段机翼主梁位置，中段机翼的前墙和后墙与转动件对应分别设置有与之同轴的转动件。每个转动件包括滚动轴承和转轴，滚动轴承和转轴安装在第一调整件和第二调整件的对应的设置的通孔内，滚动轴承的外圈通过轴销与外段机翼3的前墙、后墙、主梁等纵向结构的根部固连；外段机翼3可绕转动件11在一定角度范围内相对中段机翼2转动；驱动组件包括变体伺服器12、主动连杆13和从动连杆14，变体伺服器器12固定在第一调整件上，变体伺服器12的输出轴与主动连杆13固接，可在变体伺服器12的驱动下旋转，主动连杆13另一端通过滚动轴承与从动连杆14连接，从动连杆14另一端通过滚动轴承与第二调整件连接。中段机翼2、外段机翼3、主动连杆13、从动连杆14构成四连杆机构；外段机翼3可在变体伺服器12的驱动下绕转动件11实现机翼变体展开与折叠。通过协调变体伺服器12与所转动件11的相对位置，以及主动连杆13与从动连杆14的形状参数，当外段机翼3完全变体展开后，主动连杆13与从动连杆14构成共线关系。展开锁止卡销15为圆柱形，固连于所述外段机翼3的第二调整件上，与转动件11的轴线方向平行，位于转动件11上方。展开锁止卡槽16为圆弧形槽口，固连于中段机翼2的第一调整件上，槽口中心线为圆弧线，该圆弧以转动件11的轴心为圆心、以展开锁止卡销15到转动件11的径向距离为半径；槽口宽度与展开锁止卡销15的截面直径相同或略大，使外段机翼3进行变体展开时，展开锁止卡销15可以滑入展开锁止卡槽16内。通过协调展开锁止卡销15与所述展开锁止卡槽16的相对位置与形状参数，当外段机翼3完全变体展开后，展开锁止卡销15落入所述展开锁止卡槽16底部，限制外段机翼3的进一步展开。

当外段机翼3处于展开工位时，外段翼面7需要承受较大的气动载荷，并产生绕转动件11的较大附加转矩。为了提高本发明在该工位时的整体刚度与强度，降低所述变体伺服器12在该工位时的工作载荷，对变体转换与反角调整机构4进行设计，使其在展开工位利用外段机翼3上的气动力机械锁止。当本发明受正过载时，外段机翼3上的气动载荷垂直向上，产生使外段机翼3绕转动件11上反的附加转矩；此时展开锁止卡销15和展开锁止卡槽16的底部紧密接触并卡止压紧，并与转动件11上的剪力形成力偶，抵消了外段机翼3所受的附加转矩。当本发明受负过载时，外段机翼3上的气动载荷垂直向下，产生使外段机翼3绕转动件11下反的附加转矩；此时主动连杆13和从动连杆14呈共线关系共同受压，并与变体转轴11上的剪力形成力偶，抵消了外段机翼3所受的附加力矩；由于主动连杆13和从动连杆14在展开工位共线，二者共同受压时处于一不稳定中性点，所以此时主动连杆13不产生对变体伺服器12出轴的转矩。进一步的，当外段机翼3处于展开工位时，无论外段机翼3受何方向的气动载荷，变体伺服器12都无需输出转矩即可维持外段机翼3处于展开工位并机械卡止。

Claims (6)

1.一种可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，包括中段机翼（2），所述中段机翼（2）两侧通过变体转换与反角调整机构（4）连接有外段机翼（3），所述变体转换与反角调整机构（4）包括第一调整件和第二调整件，所述第一调整件固定在中段机翼（2）上，第二调整件固定在外段机翼上（3），所述第一调整件和第二调整件一侧通过转动件（11）连接，另一侧设置通过驱动组件连接，所述第一调整件远离驱动组件一端设置有展开锁止卡槽（16），所述第二调整件上对应设置有与展开锁止卡槽（16）适配的展开锁止卡销（15），驱动组件驱动第一调整件和第二调整件绕转动件（11）转动以实现机翼的变体折叠、展开与反角调整；所述驱动组件包括变体伺服器（12）、主动连杆（13）和从动连杆（14），所述变体伺服器（12）固定在第一调整件上，所述变体伺服器（12）的输出轴与主动连杆（13）固接，所述主动连杆（13）与从动连杆（14）转动连接，所述从动连杆（14）与第二调整件转动连接；所述外段机翼（3）包括外段翼面（7）、控制舵面（8）、动力系统短舱（9）和翼稍小翼（10），所述翼稍小翼（10）与所述外段翼面（7）的翼稍处固连；所述控制舵面（8）通过位于所述外段翼面（7）弦平面的展向转轴与所述外段翼面（7）的后部连接，所述控制舵面（8）弦长为所述外段翼面弦长的20%-30%，两个动力系统短舱分别布置于所述外段翼面（7）的翼稍和翼根；

所述驱动组件驱动外段机翼变体展开时，形成中段机翼呈上反、外段机翼下反的鸥式结构，外段机翼根部的两个动力系统短舱位于机翼重心上方，外段机翼梢部的两个动力系统短舱位于机翼重心下方，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20%以内；

展开状态下，当机翼受正过载时，外段机翼（3）上的气动载荷垂直向上，产生使外段机翼（3）绕转动件（11）上反的附加转矩；此时展开锁止卡销（15）和展开锁止卡槽（16）的底部紧密接触并卡止压紧，并与转动件（11）上的剪力形成力偶，抵消外段机翼（3）所受的附加转矩；当机翼受负过载时，外段机翼（3）上的气动载荷垂直向下，产生使外段机翼（3）绕转动件（11）下反的附加转矩；此时主动连杆（13）和从动连杆（14）呈共线关系共同受压，并与转动件（11）上的剪力形成力偶，抵消外段机翼（3）所受的附加力矩，主动连杆（13）不产生对变体伺服器（12）出轴的转矩，变体伺服器（12）无需输出转矩即可维持外段机翼（3）处于展开工位并机械卡止；

当外段机翼（3）处于展开工位时，位于外段机翼（3）翼稍的动力系统短舱（9）的螺旋桨的设计转向，与其所在侧的外段机翼（3）的翼尖涡旋向相反。

2.根据权利要求 1 所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，所述中段机翼前墙和后墙与所述转动件对应的位置分别设置有同轴的转动件。

3.根据权利要求 1 所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，所述转动件包括滚动轴承和转轴，所述滚动轴承和转轴安装在第一调整件和第二调整件对应设置的通孔内。

4.根据权利要求 1 所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，所述中段机翼（2）包括机身（5）和中段翼面（6），中段翼面（6）对称固接于机身（5）两侧且呈上反角布置，上反角为 20°~45°，所述中段翼面（6）采用 S 形翼型。

5.根据权利要求 1 所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，所述展开锁止卡销（15）为圆柱形，展开锁止卡槽（16）为圆弧形槽口，槽口宽度与展开锁止卡销（15）的截面适配使所述外段机翼进行变体展开时，所述展开锁止卡销（15）滑入所述展开锁止卡槽内。

6.根据权利要求 1 所述的可沿展向变体折叠与展开的机翼，其特征在于，所述驱动组件驱动外段机翼变体折叠时，机翼弦线与地面垂直并指向地面上方，两侧的动力系统短舱构成矩形的四个顶点，四个动力系统短舱的几何中心和机翼重心偏差距离为外段机翼展长20%以内。