CN115649419A - 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法 - Google Patents

一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115649419A
CN115649419A CN202211589700.XA CN202211589700A CN115649419A CN 115649419 A CN115649419 A CN 115649419A CN 202211589700 A CN202211589700 A CN 202211589700A CN 115649419 A CN115649419 A CN 115649419A
Authority
CN
China
Prior art keywords
layer
hexagonal
gradient
hexagonal structure
middle layer
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
CN202211589700.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN115649419B (zh
Inventor
辛立彪
王阳
李志强
王菡
武晓东
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.)
Taiyuan University of Technology
Original Assignee
Taiyuan 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 Taiyuan University of Technology filed Critical Taiyuan University of Technology
Priority to CN202211589700.XA priority Critical patent/CN115649419B/zh
Publication of CN115649419A publication Critical patent/CN115649419A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115649419B publication Critical patent/CN115649419B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Prostheses (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法，属于先进智能结构和航空航天设备技术领域。所述可变形翼肋包括梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构；梯度六边形结构由多层不同大小的单个六边形结构排列而成；钻石型结构紧贴于可变形翼肋上下轮廓线并与梯度六边形结构的最外层相连接，钻石型结构用于连接柔性蒙皮；驱动结构连接于各单个六边形结构内部，通过驱动结构伸缩带动各单个六边形结构运动，通过控制驱动结构伸缩量大小实现所需翼肋变形程度。本发明翼肋结构不仅能实现机翼所需变形，而且将目标变形分解为多段小变形，使得机翼不仅继承了刚性机翼承载力大的优点，还继承了柔性机翼变形前后光滑轮廓线的优点。

Description

一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法
技术领域
本发明属于先进智能结构和航空航天设备技术领域，具体涉及一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法。
背景技术
机翼是决定飞机整体空气动力的关键部位，翼型对飞机的飞行性能具有重要的作用。针对复杂的飞行环境和多变的飞行条件，可变形飞行器因其具有变弯度、高飞行效率等优点近年来逐渐被研究。现有可变形机翼主要依靠一段或多段刚性变形来实现机翼变形，这类结构大多变形幅度过小，导致飞行性能改变较低差，或变形后翼型表层存在大段折线不连续、不光滑。
发明内容
本发明提供了一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法，以解决背景技术中的问题，该翼肋作为机翼支撑装置可实现机翼伸缩、变换弯曲角度等功能，具有较高合理性、经济性、适用性。
为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案如下：
一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，包括梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构；所述梯度六边形结构由多层不同大小的单个六边形结构排列而成，所述梯度六边形结构的尺寸由中间层向上下两端层梯度递减；所述钻石型结构紧贴于可变形翼肋上下轮廓线并与梯度六边形结构的最外层相连接，所述钻石型结构属于随动装置，所述钻石型结构用于连接柔性蒙皮；所述驱动结构连接于各单个六边形结构内部，通过驱动结构伸缩带动各单个六边形结构运动，通过控制驱动结构伸缩量大小实现所需翼肋变形程度。
进一步优化技术方案，所述梯度六边形结构分设为沿着翼肋中弦线垂直方向排列的梯度六边形结构中间层以及梯度六边形结构第n层，n≥2；梯度六边形结构中间层和梯度六边形结构第n层分别包括若干单个六边形结构；梯度六边形结构中间层的若干单个六边形结构沿着翼肋中弦线顺次排列成单排且翼肋中弦线穿过每个六边形结构的两条竖直边；梯度六边形结构第n层均为两排，其中n=2时，梯度六边形结构第二层的两排分别对称设置在梯度六边形结构中间层的上下两端，n≥3时，梯度六边形结构第n层的两排分别对称设置在梯度六边形结构第n-1层的上下两排的上下两端；所述梯度六边形结构分设的层数与翼肋厚度尺寸相关，各层单个六边形结构个数与翼肋弦长尺寸相关。
进一步优化技术方案，梯度六边形结构第n层每排中单个六边形结构的个数是梯度六边形结构第n-1层每排中单个六边形结构的个数两倍；梯度六边形结构中间层中单个六边形结构、梯度六边形结构第n层中单个六边形结构的尺寸沿着翼肋中弦线方向不相等，并根据翼肋外轮廓线做适应性调整；单个六边形结构各杆件之间通过铰接点连接，各杆件能够绕铰接点相互转动；各层单个六边形结构的杆件粗细从中间层向上下两端层梯度递减。
进一步优化技术方案，所述钻石型结构包括若干依次排列的五边形结构；所述五边形结构包括若干连杆，各连杆之间通过铰接点连接，各连杆能够绕铰接点相互转动；所述五边形结构还包括设置在内部的随动伸缩杆，随动伸缩杆靠近梯度六边形结构最外层一侧为铰接，随动伸缩杆靠近翼肋轮廓一侧为刚接。
进一步优化技术方案，所述驱动结构的两端铰接或刚接于各单个六边形结构的竖直杆上。
进一步优化技术方案，所述驱动结构包括与梯度六边形结构中间层相连接的中间层驱动结构以及与梯度六边形结构第n层相连接的第n层驱动结构；
以翼肋的前端为左，末端为右；中间层驱动结构包括位于每个六边形结构内的控制水平方向驱动结构和控制弯曲方向驱动结构，控制水平方向驱动结构的左端刚接于单个六边形结构的左侧竖直杆上，控制水平方向驱动结构的右端铰接在单个六边形结构的右侧竖直杆上，控制弯曲方向驱动结构的左侧铰接于控制水平方向驱动结构的中段，控制弯曲方向驱动结构的右侧铰接于单个六边形结构右侧竖直杆上且铰接点与控制水平方向驱动结构在右侧竖直杆上的铰接点不重合；
第n层驱动结构的左侧和右侧分别铰接于梯度六边形结构第n层各单个六边形结构的左右侧竖直杆上；所述第n层驱动结构在静止时用于限制整体翼肋结构自由度。
进一步优化技术方案，所述驱动结构（包括控制水平方向驱动结构、控制弯曲方向驱动结构、第n层驱动结构）为液压杆或气压杆或机械传动装置或形状记忆合金或电活性聚合物或压电材料或热膨胀合金。
一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的控制方法，所述方法是在已知所需外轮廓线的前提下，基于程序求解出驱动结构伸缩量，通过梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构相互配合，实现翼肋的伸长或缩短或弯曲，带动整体机翼实现柔性变形；
所述方法通过梯度六边形结构中间层的杆件尺寸比例关系将总的目标变形拆解为中间层单个六边形结构的变形，再通过梯度将梯度六边形结构中间层的大段折线变形拆解为上下两端层的较小的折线变形，再通过钻石型结构连接蒙皮，使机翼表面形成光滑连续的曲面。
由于采用了以上技术方案，本发明所取得技术进步如下：
本发明翼肋结构不仅能实现机翼所需变形，而且将目标变形分解为多段小变形，使得机翼不仅继承了刚性机翼承载力大的优点，还继承了柔性机翼翼型表层光滑连续的优点。同时，基于多个驱动结构的伸缩，本发明翼肋可实现变弯、变长、变轮廓线等多种类型的变形。
本发明可根据梯度六边形结构各杆件参数适应于翼肋各个部分，具有可实现指定轮廓变形、制造成本低、飞行性能高、兼顾低速高速等优点，能够适应复杂多变的任务流场环境，将有望用于变体机翼等装置中。
附图说明
在下文中将基于实施例并参考附图对本发明进行更详细的描述。
图1为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的结构示意图。
图2为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋整体布置示意图。
图3为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的各组成结构示意图。
图4为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的点位示意图。
图5为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋中各杆件的长度示意图。
图6为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的伸长示意图（a-原型示意图，b-伸长示意图）。
图7为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的弯曲示意图（a-弯曲10°示意图，b-弯曲20°示意图，c-弯曲30°示意图）。
图8为本发明一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的点位循环示意图。上述各附图中的部件标记如下：1-梯度六边形结构中间层，2-梯度六边形结构第二层，3-梯度六边形结构第三层，4-钻石型结构，101-中间层第一个六边形结构，102-中间层第二个六边形结构，103-中间层第三个六边形结构，201-上下两端第二层第一个六边形结构，202-上下两端第二层第二个六边形结构，203-上下两端第二层第三个六边形结构，301-上下两端第三层第一个六边形结构，302-上下两端第三层第二个六边形结构，303-上下两端第三层第三个六边形结构，401-第一个钻石型结构，402-第二个钻石型结构，403-第三个钻石型结构，10101、10102、20101-伸缩杆，40101-随动伸缩杆，10103、10104、10105、10106、10107、10108、10109、20102、20103、20104、20105、40102、40103、40104、40105、40106-普通杆件，10111、40109-刚接点，10110、10112、10113、10114、10115、10116、10117、10118、10119、10120、10121、10122、10123、20107、20108、20109、20110、20111、20112、20113、40107、40108、40110、40111、40112-铰接点。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，包括梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构；梯度六边形结构由多层不同大小的单个六边形结构排列而成，梯度六边形结构的尺寸由中间层向上下两端层梯度递减，各层单个六边形结构的杆件粗细从中间层向上下两端层梯度递减；钻石型结构紧贴于可变形翼肋上下轮廓线并与梯度六边形结构的最外层相连接，钻石型结构属于随动装置，钻石型结构用于连接柔性蒙皮；驱动结构连接于各单个六边形结构内部，通过驱动结构伸缩带动各单个六边形结构运动，通过控制驱动结构伸缩量大小实现所需翼肋变形程度。
梯度六边形结构分设为分别沿着翼肋中弦线方向排列的梯度六边形结构中间层、梯度六边形结构第二层、梯度六边形结构第三层，梯度六边形结构第二层设置有两排并分别对称设置在梯度六边形结构中间层上下两端，梯度六边形结构第三层设置有两排并分别对称设置在梯度六边形结构第二层上下两端，梯度六边形结构中间层、梯度六边形结构第二层、梯度六边形结构第三层分别包括若干单个六边形结构；梯度六边形结构分设的层数与翼肋宽度尺寸相关，各层单个六边形结构个数与翼肋长度尺寸相关，结合图2所示。
梯度六边形结构第二层中单个六边形结构的个数是梯度六边形结构中间层中单个六边形结构的个数的两倍，梯度六边形结构第三层中单个六边形结构的个数是梯度六边形结构第二层中单个六边形结构的个数两倍；梯度六边形结构中间层中单个六边形结构、梯度六边形结构第二层中单个六边形结构、梯度六边形结构第三层中单个六边形结构的尺寸沿着翼肋中弦线方向不相等，并根据翼肋外轮廓线做适应性调整；单个六边形结构各杆件之间通过铰接点连接，各杆件能够绕铰接点相互转动。
钻石型结构包括若干依次排列的五边形结构；五边形结构包括若干连杆，各连杆之间通过铰接点连接，各连杆能够绕铰接点相互转动；五边形结构还包括设置在内部的随动伸缩杆，随动伸缩杆靠近梯度六边形结构最外层一侧为铰接，随动伸缩杆靠近翼肋轮廓一侧为刚接。
驱动结构的两端铰接或刚接于各单个六边形结构的竖直杆上。
驱动结构包括与梯度六边形结构中间层相连接的中间层驱动结构、与第二层六边形结构相连接的上下两端第二层驱动结构以及与梯度六边形结构第三层相连接的第三层驱动结构。
中间层驱动结构包括控制水平方向驱动结构和控制弯曲方向驱动结构，控制水平驱动结构的左侧刚接于各单个六边形结构左侧竖直杆，控制水平方向驱动结构的右侧刚接于各单个六边形结构右侧竖直杆，控制弯曲方向驱动结构的左侧铰接于各单个六边形结构内部的控制水平方向驱动结构的中段，控制弯曲方向驱动结构的右侧铰接于各单个六边形结构右侧竖直杆。
上下两端第二层驱动结构以及第三层驱动结构的左侧和右侧分别铰接于各单个六边形结构左右侧竖直杆；上下两端第二层驱动结构以及第三层驱动结构在静止时用于限制整体翼肋结构自由度。
结合图1、3所示，梯度六边形结构中间层单个六边形的上顶点与所对应梯度六边形结构第二层上排两个六边形相邻竖直边的底端点铰接；梯度六边形结构中间层单个六边形的下顶点与所对应梯度六边形结构第二层下排两个六边形相邻竖直边的顶端点铰接；梯度六边形结构中间层单个六边形的上部两斜边的中段分别与对应第二层两个六边形的底部端点铰接，梯度六边形结构中间层单个六边形的下部两斜边的中段分别与对应第二层两个六边形的顶部端点铰接；
梯度六边形结构第二层上排单个六边形的上顶点与所对应梯度六边形结构第三层上排两个六边形相邻竖直边的底端点铰接；梯度六边形结构第二层下排单个六边形的下顶点与所对应梯度六边形结构第三层下排两个六边形相邻竖直边的顶端点铰接；梯度六边形结构第二层单个六边形的上部两斜边的中段分别与对应第三层上排两个六边形的底部端点铰接，梯度六边形结构第二层单个六边形的下部两斜边的中段分别与对应第三层两个六边形的顶部端点铰接；以此类推。每层（排）梯度六边形结构中，相邻的六边形共用一条竖直边。
驱动结构（包括水平方向驱动结构和控制弯曲方向驱动结构以及第二、三层驱动结构）可以是液压杆、气压杆、机械传动装置、形状记忆合金、电活性聚合物、压电材料、热膨胀合金等变长度驱动装置。
一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的控制方法，该方法是在已知所需外轮廓线的前提下，基于程序求解出驱动结构伸缩量，进而实现翼肋变形。本发明通过梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构相互配合，可实现翼肋的伸长、缩短、弯曲，带动整体机翼实现柔性变形，提高飞行器综合性能。
本发明的原理在于：
通过梯度六边形结构中间层的杆件尺寸比例关系将总的目标变形拆解为中间层单个六边形结构的变形，再通过梯度将梯度六边形结构中间层的大段折线变形拆解为上下两端层的较小的折线变形，使其满足机翼外轮廓线的非大段折线的要求，再通过钻石型结构连接蒙皮，使机翼表面形成光滑连续的曲面。
基于机构的几何关系，在Matlab中写出相关的程序，通过程序计算出驱动结构在弯曲或伸长时的伸缩量，并计算出和各节点坐标位置进而获得翼肋变形轮廓。
各结构组成及铰接点或刚接点连接方式如图3所示。普通杆件10103与左侧翼肋部分固接且包含导轨，可使铰接点20114、20107、20108及上下两端第三层第一个六边形结构左侧杆的铰接点的铰钉沿导轨在竖直方向上滑动。在中间层第一个六边形结构中，伸缩杆10102与位于左侧的普通杆件10103和位于右侧的普通杆件10109为固接，其余接触方式均为铰接。
计算中间层第一个六边形结构及中间层第二个六边形结构和上下两端第二层第一个六边形结构涉及的长度（m 1、a 111、b 111、c 111、d 111、f 111、a 121、b 121、c 121、d 121、e 121、m 2、n 2、a 211、d 211），如图4所示。计算中间层第一个六边形结构及中间层第二个六边形结构和上下两端第二层第一个六边形结构涉及的点位（O 111、P 111、Q 111、A 111、B 111、C111、D 111、E 111、O 121、P 121、Q 121、A 121、B 121、C 121、D 121、O 131、A 131、M 2、O 211、A 211、B 211、C 211、D 211、O 212、A 212），如图5所示。
程序所涉及的点位及循环方式如图8所示。以中间层三个大六边形为例，中间层第一个六边形所涉及的点位为O 111、P 111、Q 111、A 111、B 111、C111、D 111、E 111， O 111为中间层第一个六边形结构左侧竖直边中点，，同时也是中间层第一个六边形结构的控制水平方向驱动结构的刚接点，P 111为中间层第一个六边形结构控制弯曲方向驱动结构与控制水平方向驱动结构的铰接点，Q 111为中间层第一个六边形结构控制弯曲方向驱动结构与该六边形结构右侧竖直边的铰接点，A 111为中间层第一个六边形结构左侧竖直边的上端点，B 111为中间层第一个六边形结构的顶部端点，C111、D 111分别为该中间层第一个六边形结构上部两斜边与对应的第二层一对六边形结构底部端点的铰接点，E 111为与中间层第一个六边形对应的一对第二层六边形中位于右侧的六边形的右侧竖直边的下部端点；中间层第二个大六边形点位除下标变为121其余不变，第三个大六边形点位变为131，后面以此类推。上下端第二层上侧第一个六边形左侧竖直杆下点位为M2且不参与循环，其余点位为O 211、A 211、B 211、C 211、D 211、E 211，上述第二层上端第一个六边形的六个点的位置类比于中间层第一个六边形的O 111、A 111、B 111、C 111、D 111、E 111；第二个六边形除下标变为212其余不变，第三个六边形下标变为221、第四个变为222，第五个为231，第六个232，后面以此类推。上端第三层第一个六边形左侧竖直杆下点位为M 3且不参与循环，其余点位为O 311、A 311、B 311，第二个六边形下标变为312，第三个六边形下标变为313，第四个六边形下标变为314，第五个六边形下标变为321，第六个六边形下标变为322，第七个六边形下标变为323，第八个六边形下标变为324，第九个六边形下标变为331，第十个六边形下标变为332，第十一个六边形下标变为333，第十二个六边形下标变为334，后面以此类推。第n层上端第一个六边形左侧竖直杆下点位为Mn且不参与循环，第n层上端第一个六边形O n11、A n11、B n11、C n11、D n11、E n11，第n层的六边形自左向右按照2n-1个为一组分成多组，每组按自左向右的顺序与中间层的每个大六边形一一对应，表示第n层各个六边形的点位O nlk、A nlk、B nlk、C nlk、D nlk、E nlk三个下标中，左侧下标表示六边形所在层数，第二个下标l表示该六边形所属组由左向右的序号，也即该组六边形对应中间层大六边形的序号，第三个下标k表示该六边形在所属组内由左向右的序号。m 1为中间层第一个六边形左侧竖直边的长度，a 111为O 111与O 121之间的间距，b 111为A 111与B 111之间的间距，c 111为A 121与B 111之间的间距、d 111为中间层第一个六边形右侧竖直边的长度，f 111为D 111与E 111之间的间距，a 121为O 121与O 131之间的间距，b 121为A 121与B 121之间的间距，c 121为A 131与B 121之间的间距，d 121为中间层第二个六边形右侧竖直边的长度，e 121为E 111与C 121之间的间距，m 2为第二层第一个六边形左侧竖直边的长度，n 2为C 111与M 2之间的间距，a 211为O 211与O 212之间的间距，d 211为第二层第一个六边形右侧竖直边的长度。因该结构上下对称，可依据上半的计算程序对下半进行伸长和弯曲的对称计算。
1.伸长程序如下：
当整体翼肋结构做伸缩运动时，给定总伸长量x，依据中间层各单个六边形结构比例关系计算出中间层各单个六边形从左到右驱动杆伸缩量x 111、x 121、x 131……。计算方法如下：
中间层伸长量计算不参与循环部分：
Figure 360452DEST_PATH_IMAGE001
选择中间层第一个六边形结构O 111为坐标原点，翼肋中弦线为x轴，翼肋中弦线垂直方向为y轴，中间层各六边形结构点位坐标计算：
中间层不参与循环部分：
Figure 411453DEST_PATH_IMAGE002
中间层参与循环部分1（由此递推O 131、A 131、O 141、A 141、…）：
Figure 491405DEST_PATH_IMAGE003
中间层参与循环部分2（由此递推B 121、B 131…）：
向量A 111 A 121长度是：
Figure 845026DEST_PATH_IMAGE004
向量A 111 A 121与x轴夹角：
Figure 784163DEST_PATH_IMAGE005
三角形内角∠B 111 A 111 A 121：
Figure 248642DEST_PATH_IMAGE006
节点B 111坐标：
Figure 42155DEST_PATH_IMAGE007
中间层参与循环部分3（由此递推C 121、D 121、C 131、D 131、…）：
根据中点坐标公式可得节点C 111、D 111坐标:
Figure 832256DEST_PATH_IMAGE008
中间层参与循环部分4（由此递推E 121、E 131、…）：
进一步地，向量D 111 C 121长度是：
Figure 852165DEST_PATH_IMAGE009
向量D 111 C 121与x轴夹角：
Figure 995702DEST_PATH_IMAGE010
三角形内角∠E 111 D 111 C 121：
Figure 784666DEST_PATH_IMAGE011
E 111坐标：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
至此可计算出中间层各单个六边形所有节点坐标，第二层上端各六边形结构各点位坐标：
第二层上端不参与循环部分：
Figure 138811DEST_PATH_IMAGE013
第二层上端参与循环部分1（由此递推A 221、A 222、A 231、A 232、A 241、…）：
Figure 646016DEST_PATH_IMAGE014
参照中间层参与循环部分2的公式可计算出点B 211、B 212、B 221、B 222、B 231、B 232、…。
参照中间层参与循环部分3的公式可计算出点C 211、D 211、C 212、D 212、C 221、D 221、C 222、D 222、…。
参照中间层参与循环部分4的公式可计算出点E 211、E 212、E 221、E 222、E 231、E 232、…。
第二层上端参与循环部分2（由此递推x 212、x 221、x 222、x 231、…）:
第二层上端第一个六边形结构驱动杆伸缩量x 211:
Figure 327664DEST_PATH_IMAGE015
第三层上端各六边形结构的计算公式同第二层上端，依此方式可循环计算出第三层上端各六边形结构驱动杆的伸缩量。
因上下两端结构完全对称，第二层及第三层下端各六边形伸长量同上端程序计算结果。
2.弯曲程序如下：
当整体翼肋结构做弯曲运动时，给定总弯曲角度θ，依据中间层各单个六边形结构杆件尺寸的比例关系计算出中间层各单个六边形从左到右弯曲角度为θ 1、θ 2、……和驱动杆伸缩量x 111、x 211、……。特别地，θ 1=0。
中间层各六边形结构弯曲角度计算不参与循环部分：
Figure 502294DEST_PATH_IMAGE016
…
中间层伸长量计算参与循环部分（由此递推x 121、x 131、…）：
Figure 103039DEST_PATH_IMAGE017
选择中间层第一个六边形结构O 111为原点，翼肋中弦线为x轴，翼肋中弦线垂直方向为y轴，中间层各六边形结构点位坐标：
中间层不参与循环部分：
Figure 487753DEST_PATH_IMAGE018
中间层参与循环部分1（由此递推O 131、A 131、O 141、A 141、…）：
Figure 97726DEST_PATH_IMAGE019
中间层参与循环部分2（由此递推B 121、B 131、…）
向量A 111 A 121长度是：
Figure 2228DEST_PATH_IMAGE020
向量A 111 A 121与x轴夹角：
Figure 773875DEST_PATH_IMAGE021
三角形内角∠B 111 A 111 A 121：
Figure 255672DEST_PATH_IMAGE022
节点B 111坐标：
Figure 793970DEST_PATH_IMAGE023
中间层参与循环部分3（由此递推C 121、D 121、C 131、D 131、…）：
根据中点坐标公式可得节点C 111、D 111坐标:
Figure 412033DEST_PATH_IMAGE008
中间层参与循环部分4（由此递推E 121、E 131、…）：
进一步地，向量D 111 C 121长度是：
Figure 26685DEST_PATH_IMAGE024
向量D 111 C 121与x轴夹角：
Figure 385991DEST_PATH_IMAGE025
三角形内角∠E 111 D 111 C 121：
Figure 337766DEST_PATH_IMAGE026
节点E 111坐标：
Figure 216861DEST_PATH_IMAGE027
至此可计算出上端中间层所有节点坐标。
第二层上端不循环部分（可得M 2、O 211、A 211）：
Figure 595889DEST_PATH_IMAGE028
第二层上端循环部分1（由此递推O 221、A 221、O 222、A 222、O 231、A 231、…）：
设定第二层上端第一个六边形结构弯曲角度为θ 2/2，依次各节点坐标：
Figure 786699DEST_PATH_IMAGE029
第二层上端循环部分2公式同中间层参与循环部分2（由此递推B 211、B 212、B 221、B 222、B 231、B 232、…）。
第二层上端循环部分3公式同中间层参与循环部分3（由此递推C 211、D 211、C 212、D 212、C 221、D 221、C 222、D 222、C 231、D 231、C 232、D 232、…）。
第二层上端循环部分4公式同中间层参与循环部分3（由此递推E 211、E 212、E 221、E 222、E 231、E 232、…）。
第二层上端各六边形结构驱动杆伸缩量（由此递推x 212、x 221、x 222、…）：
Figure 234228DEST_PATH_IMAGE030
第三层上端各六边形结构点位及驱动杆伸长量的计算方法及公式同上端第二层。其中第二层上端各六边形结构弯曲角度从左至右依次为θ 2/2、θ 2、θ 2+θ 3/2、θ 2+θ 3、……。第三层上端各个六边形结构弯曲角度从左至右依次为θ 2/4、θ 2/2、3θ 2/4、θ 2、θ 2+θ 3/4、θ 2+θ 3/2、θ 2+3θ 3/4、θ 2+θ 3、……。第二个六边形该组弯曲角度从左至右依次为θ 2/2n-1、θ 2/2、3θ 2/4、θ 2、θ 2+θ 3/4、θ 2+θ 3/2、θ 2+3θ 3/4、θ 2+θ 3、……第n层上端各个六边形结构自左向右按照2n-1分组，每组六边形的弯曲角度与中间层的大六边形相对应，对应关系从中间层的第二个大六边形开始算起，按照自左向右的顺序，中间层每个大六边形对应第n层的一组六边形，第n层第一组六边形的弯曲角度是将θ 2分成2n-1等份，然后该组内的六边形弯曲角度依次为θ 2/2n-1，2θ 2/2n -1…kθ 2/2n-1，k=2n-1；第n层第二组六边形的弯曲角度是将前述的θ 2换为θ 3，同时每个角度都加上θ 2，以此类推；最外层的六边形结构只计算包含O、A、B的点位坐标；
因上下两端结构完全对称，下半部分变形角度与上半正好相反，则可取整体弯曲角度为-θ再次带入程序中，可得第二层及第三层下端各六边形伸长量。
通过上述公式在给定总伸长量或总弯曲度可计算出每根伸缩杆伸长的量，使得该结构既能满足变形需求，又能使其变形均匀，减小飞行时的空气阻力。
实施例1
在进行伸长动作时，在梯度六边形结构中间层中，伸缩杆10102伸长、伸缩杆10101固定不动，普通杆件10106为推动杆，普通杆件10106向右平动，通过铰接点带动普通杆件10104、10105和10107、10108转动，实现中间第一个六边形结构在伸长动作时的变形，中间层第二个及以后的六边形结构同理。在梯度六边形结构第二层中，普通杆件10104带动铰接点20114、20107、20108的铰接钉在普通杆件10103中滑动，普通杆件10103为导轨杆，从而带动普通杆件20102向下运动，在中间层第一个六边形结构伸长时铰接点10114向右下移动，若要保持普通杆件20105竖直，则要使伸长杆20101伸长，上下两端第二层及第三层所有六边形结构同理。以此类推，整个机构完成伸长动作，钻石型结构随之运动，变形结果如图6-b所示。
实施例2
在完成弯曲动作时，在梯度六边形结构中间层中，伸长杆10102固定不动、伸长杆10101缩短，通过铰接点10118带动普通杆件10106围绕铰接点10117顺时针转动，同时普通杆件10104、10105和10108、10107随之运动，实现中间层第一个六边形结构在弯曲动作时的变形，中间层第二个及以后的六边形结构同理。在梯度六边形结构第二层中，普通杆件10104带动铰接点20114、20107、20108的铰接钉在普通杆件10103中滑动，从而带动普通杆件20102向下运动，在中间层第一个六边形结构伸长时铰接点10114向右下移动，若要保持普通杆件20105的旋转角为中间层第一个六边形结构的普通杆件10106的旋转角的一半，则要使伸长杆20101伸长，上下两端第二层第二个六边形结构旋转角与中间层第一个大六边形结构的普通杆件10106的旋转角相同，上下两端第二层所有六边形结构以此类推。上下两端第三层第一个六边形结构旋转角为中间层第一个大六边形结构的普通杆件10106的旋转角的1/4，以此类推上下两端第三层各个六边形结构的变形。以此类推，整个机构完成弯曲动作，钻石型结构随之运动，弯曲30°、20°、10°结果如图7-a、b、c所示。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。任何熟悉此类技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有技术知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：包括梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构；所述梯度六边形结构由多层不同大小的单个六边形结构排列而成，所述梯度六边形结构的尺寸由中间层向上下两端层梯度递减，所述钻石型结构紧贴于可变形翼肋上下轮廓线并与梯度六边形结构的最外层相连接，所述钻石型结构属于随动装置，所述钻石型结构用于连接柔性蒙皮；所述驱动结构连接于各单个六边形结构内部，通过驱动结构伸缩带动各单个六边形结构运动，通过控制驱动结构伸缩量大小实现所需翼肋变形程度。
2.根据权利要求1所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述梯度六边形结构分设为沿着翼肋中弦线垂直方向排列的梯度六边形结构中间层以及梯度六边形结构第n层，n≥2；梯度六边形结构中间层和梯度六边形结构第n层分别包括若干单个六边形结构；梯度六边形结构中间层的若干单个六边形结构沿着翼肋中弦线顺次排列成单排且翼肋中弦线穿过每个六边形结构的两条竖直边；梯度六边形结构第n层均为两排，其中n=2时，梯度六边形结构第二层的两排分别对称设置在梯度六边形结构中间层的上下两端，n≥3时，梯度六边形结构第n层的两排分别对称设置在梯度六边形结构第n-1层的上下两排的上下两端；所述梯度六边形结构分设的层数与翼肋厚度尺寸相关，各层单个六边形结构个数与翼肋弦长尺寸相关。
3.根据权利要求2所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：梯度六边形结构第n层每排中单个六边形结构的个数是梯度六边形结构第n-1层每排中单个六边形结构的个数两倍；梯度六边形结构中间层中单个六边形结构、梯度六边形结构第n层中单个六边形结构的尺寸沿着翼肋中弦线方向不相等，并根据翼肋外轮廓线做适应性调整；单个六边形结构各杆件之间通过铰接点连接，各杆件能够绕铰接点相互转动；各层单个六边形结构的杆件粗细从中间层向上下两端层梯度递减。
4.根据权利要求1所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述钻石型结构包括若干依次排列的五边形结构；所述五边形结构包括若干连杆，各连杆之间通过铰接点连接，各连杆能够绕铰接点相互转动；所述五边形结构还包括设置在内部的随动伸缩杆，随动伸缩杆靠近梯度六边形结构最外层一侧为铰接，随动伸缩杆靠近翼肋轮廓一侧为刚接。
5.根据权利要求2或3所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述驱动结构的两端铰接或刚接于各单个六边形结构的竖直杆上。
6.根据权利要求5所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述驱动结构包括与梯度六边形结构中间层相连接的中间层驱动结构以及与梯度六边形结构第n层相连接的第n层驱动结构；
以翼肋的前端为左，末端为右；中间层驱动结构包括位于每个六边形结构内的控制水平方向驱动结构和控制弯曲方向驱动结构，控制水平方向驱动结构的左端刚接于单个六边形结构的左侧竖直杆上，控制水平方向驱动结构的右端铰接在单个六边形结构的右侧竖直杆上，控制弯曲方向驱动结构的左侧铰接于控制水平方向驱动结构的中段，控制弯曲方向驱动结构的右侧铰接于单个六边形结构右侧竖直杆上且铰接点与控制水平方向驱动结构在右侧竖直杆上的铰接点不重合；
第n层驱动结构的左侧和右侧分别铰接于梯度六边形结构第n层各单个六边形结构的左右侧竖直杆上；所述第n层驱动结构在静止时用于限制整体翼肋结构自由度。
7.根据权利要求1所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述驱动结构为液压杆或气压杆。
8.根据权利要求6所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋，其特征在于：所述控制水平方向驱动结构和控制弯曲方向驱动结构以及第n层驱动结构采用液压杆或气压杆。
9.一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的控制方法，其特征在于：所述方法是在已知所需外轮廓线的前提下，基于程序求解出驱动结构伸缩量，通过梯度六边形结构、钻石型结构和驱动结构相互配合，实现翼肋的伸长或缩短或弯曲，带动整体机翼实现柔性变形；
所述方法通过梯度六边形结构中间层的杆件尺寸比例关系将总的目标变形拆解为中间层单个六边形结构的变形，再通过梯度将梯度六边形结构中间层的大段折线变形拆解为上下两端层的较小的折线变形，再通过钻石型结构连接蒙皮，使翼型表层形成光滑连续的曲线。
10.如权利要求9所述的一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋的控制方法，其特征在于：所述控制方法包括如下步骤：
计算中间层第一个六边形结构及中间层第二个六边形结构和第二层上端第一个六边形结构涉及的长度m 1、a 111、b 111、c 111、d 111、f 111、a 121、b 121、c 121、d 121、e 121、m 2、n 2、a 211、d 211；计算中间层第一个六边形结构及中间层第二个六边形结构和第二层上端第一个六边形结构涉及的点位O 111、P 111、Q 111、A 111、B 111、C111、D 111、E 111、O 121、P 121、Q 121、A 121、B 121、C 121、D 121、O 131、A 131、M 2、O 211、A 211、B 211、C 211、D 211、O 212、A 212；中间层六边形的最左侧竖直边固定在竖直导轨上，其余各层六边形最左侧的竖直边的两个端点滑动设置在导轨内；
计算所涉及的点位及循环方式如下：以中间层左侧三个大六边形为例，中间层第一个六边形所涉及的点位为O 111、P 111、Q 111、A 111、B 111、C111、D 111、E 111，O 111为中间层第一个六边形结构左侧竖直边中点，同时也是中间层第一个六边形结构的控制水平方向驱动结构的刚接点，P 111为中间层第一个六边形结构控制弯曲方向驱动结构与控制水平方向驱动结构的铰接点，Q 111为中间层第一个六边形结构控制弯曲方向驱动结构与该六边形结构右侧竖直边的铰接点，A 111为中间层第一个六边形结构左侧竖直边的上端点，B 111为中间层第一个六边形结构的顶部端点，C111、D 111分别为该中间层第一个六边形结构上部两斜边与对应的第二层一对六边形结构底部端点的铰接点，E 111为与中间层第一个六边形对应的一对第二层六边形中位于右侧的六边形的右侧竖直边的下部端点；中间层第二个大六边形点位除下标变为121其余不变，第三个大六边形点位变为131，后面以此类推；第二层上端第一个六边形左侧竖直杆下端点位为M2且不参与循环，其余点位为O 211、A 211、B 211、C 211、D 211、E 211，上述第二层上端第一个六边形的六个点的位置类比于中间层第一个六边形的O 111、A 111、B 111、C 111、D 111、E 111，第二个六边形下标变为212，第三个六边形下标变为221、第四个变为222，第五个为231，第六个232，后面以此类推；第n层上端第一个六边形左侧竖直杆下端点位为Mn且不参与循环；第n层的六边形自左向右按照2n-1个为一组分成多组，每组按自左向右的顺序与中间层的每个大六边形一一对应，表示第n层各个六边形的点位坐标为O nlk、A nlk、B nlk、C nlk、D nlk、E nlk，三个下标中，第一个下标n表示六边形所在层数，第二个下标l表示该六边形所属组由左向右的序号，也即该组六边形对应中间层大六边形的序号，第三个下标k表示该六边形在所属组内由左向右的序号；
m 1为中间层第一个六边形左侧竖直边的长度，a 111为O 111与O 121之间的间距，b 111为A 111与B 111之间的间距，c 111为A 121与B 111之间的间距、d 111为中间层第一个六边形右侧竖直边的长度，f 111为D 111与E 111之间的间距，a 121为O 121与O 131之间的间距，b 121为A 121与B 121之间的间距，c 121为A 131与B 121之间的间距，d 121为中间层第二个六边形右侧竖直边的长度，e 121为E 111与C 121之间的间距，m 2为第二层第一个六边形左侧竖直边的长度，n 2为C 111与M 2之间的间距，a 211为O 211与O 212之间的间距，d 211为第二层第一个六边形右侧竖直边的长度；该结构上下对称，可依据上半部分的计算程序对下半部分进行伸长和弯曲的对称计算；
1.伸长程序如下：
当整体翼肋结构做伸缩运动时，给定总伸长量x，依据中间层各单个六边形结构比例关系计算出中间层各单个六边形从左到右水平方向驱动结构伸缩量x 111、x 121、x 131……；计算方法如下：
中间层伸长量计算不参与循环部分：
Figure 958391DEST_PATH_IMAGE001
选择中间层第一个六边形结构O 111为坐标原点，以翼肋中弦线为x轴，翼肋中弦线垂直方向为y轴，中间层各六边形结构点位坐标计算：
中间层不参与循环部分：
Figure 413643DEST_PATH_IMAGE002
中间层参与循环部分1：
Figure 579045DEST_PATH_IMAGE003
由此递推得到O 131、A 131、O 141、A 141、…
中间层参与循环部分2：
向量A 111 A 121长度是：
Figure 535368DEST_PATH_IMAGE004
向量A 111 A 121与x轴夹角：
Figure 102616DEST_PATH_IMAGE005
三角形内角∠B 111 A 111 A 121：
Figure 728769DEST_PATH_IMAGE006
节点B 111坐标：
Figure 381468DEST_PATH_IMAGE007
由此递推得到B 121、B 131…
中间层参与循环部分3：
根据中点坐标公式可得节点C 111、D 111坐标:
Figure 892215DEST_PATH_IMAGE008
由此递推得到C 121、D 121、C 131、D 131、…
中间层参与循环部分4：
向量D 111 C 121长度是：
Figure 48389DEST_PATH_IMAGE009
向量D 111 C 121与x轴夹角：
Figure 111023DEST_PATH_IMAGE010
三角形内角∠E 111 D 111 C 121：
Figure 378581DEST_PATH_IMAGE011
E 111坐标：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
由此递推得到E 121、E 131、…
至此可计算出中间层各单个六边形所有节点坐标，第二层上端各六边形结构各点位坐标计算如下：
第二层上端不参与循环部分：
Figure 83232DEST_PATH_IMAGE013
第二层上端参与循环部分1：
Figure 359492DEST_PATH_IMAGE014
由此递推得到A 221、A 222、A 231、A 232、A 241、…
参照中间层参与循环部分2的公式可计算出点B 211、B 212、B 221、B 222、B 231、B 232、…；
参照中间层参与循环部分3的公式可计算出点C 211、D 211、C 212、D 212、C 221、D 221、C 222、D 222、…；
参照中间层参与循环部分4的公式可计算出点E 211、E 212、E 221、E 222、E 231、E 232、…；
第二层上端参与循环部分2:
第二层上端第一个六边形结构驱动结构伸缩量x 211:
Figure 468394DEST_PATH_IMAGE015
由此递推x 212、x 221、x 222、x 231、…
第n层上端各六边形结构的计算公式同第二层上端，依此方式可循环计算出第n层上端各六边形结构驱动杆的伸缩量；其中最外层六边形结构只计算含O、A、B的点位坐标；
因上下两端结构完全对称，第二层及第n层下端各六边形伸长量同上端程序计算结果；
2.弯曲程序如下：
当整体翼肋结构做弯曲运动时，给定总弯曲角度θ，依据中间层各单个六边形结构杆件尺寸的比例关系计算出中间层各单个六边形从左到右弯曲角度为θ 1、θ 2、……和驱动结构伸缩量x 111、x 211、……
中间层各六边形结构弯曲角度计算不参与循环部分：
Figure 830105DEST_PATH_IMAGE016
…
中间层伸长量计算参与循环部分：
Figure 807288DEST_PATH_IMAGE017
由此递推得出x 121、x 131、…
选择中间层第一个六边形结构O 111为原点，翼肋中弦线为x轴，翼肋中弦线垂直方向为y轴，中间层各六边形结构点位坐标：
中间层不参与循环部分：
Figure 938055DEST_PATH_IMAGE018
中间层参与循环部分1：
Figure 467126DEST_PATH_IMAGE019
由此递推得到O 131、A 131、O 141、A 141、…
中间层参与循环部分2
向量A 111 A 121长度是：
Figure 316133DEST_PATH_IMAGE020
向量A 111 A 121与x轴夹角：
Figure 831428DEST_PATH_IMAGE021
三角形内角∠B 111 A 111 A 121：
Figure 82281DEST_PATH_IMAGE022
节点B 111坐标：
Figure 798564DEST_PATH_IMAGE023
由此递推得到B 121、B 131、…
中间层参与循环部分3：
根据中点坐标公式可得节点C 111、D 111坐标:
Figure 134867DEST_PATH_IMAGE008
由此递推得到C 121、D 121、C 131、D 131、…
中间层参与循环部分4：
向量D 111 C 121长度是：
Figure 844066DEST_PATH_IMAGE024
向量D 111 C 121与x轴夹角：
Figure 949426DEST_PATH_IMAGE025
三角形内角∠E 111 D 111 C 121：
Figure 695665DEST_PATH_IMAGE026
节点E 111坐标：
Figure 253685DEST_PATH_IMAGE027
由此递推得到E 121、E 131、…
至此可计算出中间层所有节点坐标；
第二层上端不循环部分：
Figure 251728DEST_PATH_IMAGE028
可得M 2、O 211、A 211
第二层上端循环部分1：
设定第二层上端第一个六边形结构弯曲角度为θ 2/2，依次各节点坐标：
Figure 477173DEST_PATH_IMAGE029
由此递推得到O 221、A 221、O 222、A 222、O 231、A 231、…
第二层上端循环部分2公式同中间层参与循环部分2，由此递推得到B 211、B 212、B 221、B 222、B 231、B 232、…；
第二层上端循环部分3公式同中间层参与循环部分3，由此递推得到C 211、D 211、C 212、D 212、C 221、D 221、C 222、D 222、C 231、D 231、C 232、D 232、…；
第二层上端循环部分4公式同中间层参与循环部分4，由此递推得到E 211、E 212、E 221、E 222、E 231、E 232、…；
第二层上端各六边形结构驱动杆伸缩量：
Figure 50106DEST_PATH_IMAGE030
由此递推得到x 212、x 221、x 222、…
第n层上端各六边形结构点位及驱动结构伸长量的计算方法及公式同第二层上端；其中第二层上端各六边形结构弯曲角度从左至右依次为θ 2/2、θ 2、θ 2+θ 3/2、θ 2+θ 3、……；第三层上端各个六边形结构弯曲角度从左至右依次为θ 2/4、θ 2/2、3θ 2/4、θ 2、θ 2+θ 3/4、θ 2+θ 3/2、θ 2+3θ 3/4、θ 2+θ 3、……；上端第n层各个六边形结构自左向右按照2n-1分组，每组六边形的弯曲角度与中间层的大六边形相对应，对应关系从中间层的第二个大六边形开始算起，按照自左向右的顺序，中间层每个大六边形对应第n层的一组六边形，第n层第一组六边形的弯曲角度是将θ 2分成2n-1等份，然后该组内第一至第k个六边形弯曲角度依次为θ 2/2n-1，2θ 2/2n-1，3θ 2/2n-1…kθ 2/2n-1（k=2n-1）；第n层第二组六边形的每个六边形弯曲角度是将前述的θ 2换为θ 3，同时每个角度都加上θ 2，以此类推；
因上下两端结构完全对称，下半部分变形角度与上半部分正好相反，则可取整体弯曲角度为-θ再次带入程序中，可得第二层及第n层下端各六边形伸长量。
CN202211589700.XA 2022-12-12 2022-12-12 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法 Active CN115649419B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211589700.XA CN115649419B (zh) 2022-12-12 2022-12-12 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211589700.XA CN115649419B (zh) 2022-12-12 2022-12-12 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115649419A true CN115649419A (zh) 2023-01-31
CN115649419B CN115649419B (zh) 2023-03-07

Family

ID=85019514

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211589700.XA Active CN115649419B (zh) 2022-12-12 2022-12-12 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115649419B (zh)

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB482166A (en) * 1937-02-15 1938-03-24 Archibald St Clair Barkley Aeroplane wing structure
US20080035788A1 (en) * 2006-08-11 2008-02-14 Techno-Sciences, Inc. Cellular support structures used for controlled actuation of fluid contact surfaces
EP2423104A1 (en) * 2010-08-27 2012-02-29 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
CN102582823A (zh) * 2009-03-27 2012-07-18 哈尔滨工业大学 一种可实现翼展方向或弦长方向变形的机翼
CN104176238A (zh) * 2014-08-25 2014-12-03 西北工业大学 一种高精度轻质可控伸缩翼机构
US20150047337A1 (en) * 2013-01-28 2015-02-19 Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc Two-dimensional morphing structure for wing
CN104443346A (zh) * 2014-11-13 2015-03-25 南京航空航天大学 一种大变形柔性胞状结构复合材料及其制备方法
CN204802069U (zh) * 2015-05-03 2015-11-25 西北工业大学 一种基于自适应控制的可变形机翼
US20160230670A1 (en) * 2015-02-09 2016-08-11 The Boeing Company Rupture constraint mechanism
CN105947179A (zh) * 2016-05-20 2016-09-21 天津大学 用于改变机翼翼展的折叠机构
CN107878727A (zh) * 2017-11-28 2018-04-06 北京航空航天大学 一种基于微桁架的承载/热防护一体化机翼前缘结构
CN108050219A (zh) * 2017-12-07 2018-05-18 哈尔滨工业大学 一种高承载桁架式高柔性机构
CN108100228A (zh) * 2017-11-30 2018-06-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种主动柔性可伸缩桁架结构
CN111645848A (zh) * 2020-06-03 2020-09-11 西安交通大学 一种可伸缩机翼的骨架结构
CN111688911A (zh) * 2020-05-26 2020-09-22 哈尔滨工业大学 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
CN112027062A (zh) * 2020-07-27 2020-12-04 南京航空航天大学 一种sma驱动的伸缩机翼结构
CN114692300A (zh) * 2022-03-23 2022-07-01 太原理工大学 一种航空发动机薄壁尾喷管抗屈曲设计方法

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB482166A (en) * 1937-02-15 1938-03-24 Archibald St Clair Barkley Aeroplane wing structure
US20080035788A1 (en) * 2006-08-11 2008-02-14 Techno-Sciences, Inc. Cellular support structures used for controlled actuation of fluid contact surfaces
CN102582823A (zh) * 2009-03-27 2012-07-18 哈尔滨工业大学 一种可实现翼展方向或弦长方向变形的机翼
EP2423104A1 (en) * 2010-08-27 2012-02-29 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
US20150047337A1 (en) * 2013-01-28 2015-02-19 Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc Two-dimensional morphing structure for wing
CN104176238A (zh) * 2014-08-25 2014-12-03 西北工业大学 一种高精度轻质可控伸缩翼机构
CN104443346A (zh) * 2014-11-13 2015-03-25 南京航空航天大学 一种大变形柔性胞状结构复合材料及其制备方法
US20160230670A1 (en) * 2015-02-09 2016-08-11 The Boeing Company Rupture constraint mechanism
CN204802069U (zh) * 2015-05-03 2015-11-25 西北工业大学 一种基于自适应控制的可变形机翼
CN105947179A (zh) * 2016-05-20 2016-09-21 天津大学 用于改变机翼翼展的折叠机构
CN107878727A (zh) * 2017-11-28 2018-04-06 北京航空航天大学 一种基于微桁架的承载/热防护一体化机翼前缘结构
CN108100228A (zh) * 2017-11-30 2018-06-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种主动柔性可伸缩桁架结构
CN108050219A (zh) * 2017-12-07 2018-05-18 哈尔滨工业大学 一种高承载桁架式高柔性机构
CN111688911A (zh) * 2020-05-26 2020-09-22 哈尔滨工业大学 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
CN111645848A (zh) * 2020-06-03 2020-09-11 西安交通大学 一种可伸缩机翼的骨架结构
CN112027062A (zh) * 2020-07-27 2020-12-04 南京航空航天大学 一种sma驱动的伸缩机翼结构
CN114692300A (zh) * 2022-03-23 2022-07-01 太原理工大学 一种航空发动机薄壁尾喷管抗屈曲设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘卫东: "变形机翼关键技术的研究" *
王臻;杨智春;崔高伟;刘合锋;解江;: "变后掠伸缩变体机翼的受控运动" *
解江;杨智春;: "自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究" *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115649419B (zh) 2023-03-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Harvey et al. A review of avian-inspired morphing for UAV flight control
Hassanalian et al. Wing shape and dynamic twist design of bio-inspired nano air vehicles for forward flight purposes
Bunget et al. BATMAV: a biologically inspired micro-air vehicle for flapping flight: kinematic modeling
CN111581784B (zh) 一种基于数据驱动自适应准稳态模型的扑翼运动参数优化方法
CN110744547A (zh) 一种基于分段常曲率的连续体机械臂逆运动学建模方法
CN115649419B (zh) 一种基于梯度六边形结构的可变形翼肋及其控制方法
Qiu et al. Design and parameter optimization of a biomimetic jellyfish origami mechanism (BJOM) based on waterbomb tessellations
CN113334381B (zh) 一种可运动解耦的连续体机器人控制方法
US20070138341A1 (en) Transformable skin
WO2022104775A1 (zh) 一种用于航行器的翼片结构、机翼结构以及航行器
CN109178294B (zh) 可变体的仿生尾翼及其设计方法
Duan et al. Wing geometry and kinematic parameters optimization of bat-like robot fixed-altitude flight for minimum energy
CN107505838B (zh) 一种精确控制机器鱼c形转弯运动的方法
CN106800086B (zh) Nasa ms(1)-0317翼型的一种单缝富勒式襟翼设计
Niemiec et al. Reversible airfoils for stopped rotors in high speed flight
CN112651091B (zh) 一种基于可变形刚体机构综合理论的刚体链连接方法
CN112182760B (zh) 基于指节式刚柔耦合的变形翼后缘设计方法
Hua et al. Aerodynamic analysis of three-section flapping wing by numerical simulation
Wu et al. Overall Design and Flutter Motion Analysis of a Semi-active Manta Ray Robot
CN117703980A (zh) 一种变韧带厚度的手性负泊松比单胞结构及蜂窝结构
Yin et al. The inertial power and inertial force of robotic and natural bat wing
Brander et al. Surfaces foliated by planar geodesics: a model for curved wood design
CN108945428A (zh) 基于非均匀柔度分布尾梢的扑翼升力/推力提升方法
Sharifmoghaddam et al. Woven rigidly foldable T-hedral tubes along translational surfaces
JP4586299B2 (ja) 可変形状屋根構造物およびその形状制御方法

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