CN115959281A - 一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构。本发明包括翼梁、复合材料波纹板、变形板、上翼面蒙皮、下翼面蒙皮和刚性尾翼；翼梁和刚性尾翼之间通过上翼面蒙皮、下翼面蒙皮固定连接，上翼面蒙皮与下翼面蒙皮呈夹角且上下间隔布置，上翼面蒙皮与下翼面蒙皮之间通过复合材料波纹板固定连接，复合材料波纹板靠近翼梁的一端与翼梁的中部固定连接，复合材料波纹板中固定安装有多块变形板；变形板的变形驱动，使得机翼后缘变形。本发明结构简单，控制方便，变形板的变形状态通过线路实现独立控制，通过控制多组变形板的变形状态实现对柔性后缘整体的多种弯度控制，以适应多种不同的飞行工况。

Description

一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构

技术领域

本发明涉及了一种柔性机翼后缘结构，具体涉及一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构。

背景技术

形状记忆合金是先进工业领域的关键金属智能材料，这种金属在低温马氏体相发生塑性变形后，经过相变温度范围加热时，马氏体晶体结构发生热弹性改变，回复到初始形状。相比于传统的机械驱动，将形状记忆合金应用于驱动时，可以有效降低结构的重量，且具有驱动电压低、功重比高等优点。

飞机在飞行过程中的飞行工况十分复杂，传统飞机通常需要通过被称为副翼的铰链襟翼结构来实现飞机飞行过程中的倾斜，然而舵面操作也面临难以适应所有飞行工况的问题，舵面的运动不可避免的导致寄生阻力的增加，同时传统的刚性机械变形结构极大增加了机翼的整体重量。柔性智能结构在驱动领域的应用，可以有效的解决上述问题，是本发明的出发点。

发明内容

本发明的目的是提供一种应用了形状记忆合金的柔性机翼后缘结构，可实现机翼后缘在飞行时多种弯度变形，有效提高气动效率，以适应多种飞行工况。

本发明采用的技术方案是：

本发明包括翼梁、复合材料波纹板、变形板、上翼面蒙皮、下翼面蒙皮和刚性尾翼；

翼梁和刚性尾翼之间通过上翼面蒙皮、下翼面蒙皮固定连接，上翼面蒙皮与下翼面蒙皮呈夹角且上下间隔布置，上翼面蒙皮与下翼面蒙皮之间通过复合材料波纹板固定连接，复合材料波纹板靠近翼梁的一端与翼梁的中部固定连接，复合材料波纹板中固定安装有多块变形板；变形板的变形驱动，使得机翼后缘变形。

所述复合材料波纹板为由多块半周期的正弦波纹板依次相连组成的类正弦波纹板，多块正弦波纹板为等波长、并且沿刚性尾翼至翼梁方向波幅依次增加，复合材料波纹板中，相邻两个波峰的波幅沿刚性尾翼至翼梁方向变大，相邻两个波峰之间的波谷对应的波幅在当前两个波峰对应的波幅之间，相邻两个波谷的波幅沿刚性尾翼至翼梁方向变大，相邻两个波谷之间的波峰对应的波幅在当前两个波谷对应的波幅之间；复合材料波纹板中的各个波峰面均与上翼面蒙皮固定连接，复合材料波纹板中的各个波谷面均与下翼面蒙皮固定连接，相邻两块正弦波纹板的交界处记为连接处，相邻两个连接处之间固定安装有对应的变形板，最靠近翼梁的连接处与复合材料波纹板的端部之间固定安装有对应的变形板。

所述复合材料波纹板为八层复合材料层从上到下依次层叠布置而成，八层复合材料层从上到下依次为第一层复合材料层、第二层复合材料层、第三层复合材料层、第四层复合材料层、第五层复合材料层、第六层复合材料层、第七层复合材料层和第八层复合材料层，第一层复合材料层和第八层复合材料层的材料的纤维方向相同，第二层复合材料层和第七层复合材料层的材料的纤维方向相同，第三层复合材料层和第六层复合材料层的材料的纤维方向相同，第四层复合材料层和第五层复合材料层的材料的纤维方向相同，第一至四层复合材料层的材料的纤维方向均不相同。

所述复合材料波纹板中，第一、二、七、八层复合材料层均采用碳纤维复合材料T800H/924C，第三、四、五、六层复合材料层均采用碳纤维环氧树脂材料HT7/5438。

所述变形板包括形状记忆合金、绝缘膜、保温膜和导线，形状记忆合金的外部依次包覆有绝缘膜和保温膜，形状记忆合金的两端分别与对应的导线相连；形状记忆合金的原始状态为圆弧板或者半周期的正弦波纹板，通电加热后，形状记忆合金发生变形，最终变为一块平直的矩形板。

所述上翼面蒙皮、下翼面蒙皮均为柔性材料。

本发明的有益效果是：

1、使用波纹板结构作为柔性后缘的内部支撑结构，利用其各向异性实现后缘结构在弦向上可变形，在横向上具备足够刚性；波纹板中复合材料的纤维铺设方式提高了波纹板的基频从而提高波纹板的刚度，同时有效降低重量，满足不同弯度变形状态下对机翼结构性能的综合要求；

2、使用形状记忆合金作为变形驱动，结构简单，控制方便，通过电驱动的方式即可触发；

3、变形板在机翼后缘机构中作为变形驱动，每个变形板单独驱动，多个变形板的组合可以实现多种不同的后缘弯度，以适应多种复杂的飞行工况；根据实际飞行工况及其实时的变化，用电路控制对应变形板的变形，使得机翼后缘始终处于气动效率最优的后缘形状，有效降低油耗；

4、相比于机械驱动，本发明采用的形状记忆合金驱动使得整体结构轻量化，有效的节约了能源。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明的复合材料波纹板与变形板组合结构示意图；

图3是本发明的复合材料波纹板纤维铺设示意图；

图4是本发明的第一种弯度变形状态；

图5是本发明的第二种弯度变形状态；

图6是本发明的第三种弯度变形状态；

图中：翼梁1，复合材料波纹板2，复合材料波纹板第一波纹2-1，复合材料波纹板第二波纹2-2，复合材料波纹板第三波纹2-3，复合材料波纹板第四波纹2-4，复合材料波纹板第五波纹2-5，复合材料波纹板第六波纹2-6，变形板3，第一变形板3-1，第二变形板3-2，第三变形板3-3，第四变形板3-4，第五变形板3-5，上翼面蒙皮4，下翼面蒙皮5，刚性尾翼6。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，本发明包括翼梁1、复合材料波纹板2、变形板3、上翼面蒙皮4、下翼面蒙皮5和刚性尾翼6；

翼梁1和刚性尾翼6之间通过上翼面蒙皮4、下翼面蒙皮5固定连接，上翼面蒙皮4、下翼面蒙皮5的一端与翼梁1的上下端固定连接，上翼面蒙皮4、下翼面蒙皮5的另一端与刚性尾翼6的上下端固定连接，上翼面蒙皮4与下翼面蒙皮5呈夹角且上下间隔布置，上翼面蒙皮4与下翼面蒙皮5之间通过复合材料波纹板2固定连接，复合材料波纹板2靠近翼梁1的一端与翼梁1的中部固定连接，复合材料波纹板2中固定安装有多块变形板3，多块变形板3均不与上翼面蒙皮4与下翼面蒙皮5接触；上翼面蒙皮4、下翼面蒙皮5均为柔性材料。变形板3的变形驱动，使得机翼后缘变形。

复合材料波纹板2为由多块半周期的正弦波纹板依次相连组成的类正弦波纹板，多块正弦波纹板为等波长、并且沿刚性尾翼6至翼梁1方向波幅依次增加，复合材料波纹板2中，相邻两个凸起波峰的波幅沿刚性尾翼6至翼梁1方向变大，相邻两个凸起波峰之间的凸起波谷对应的波幅在当前两个波峰对应的波幅之间，相邻两个波谷的波幅沿刚性尾翼6至翼梁1方向变大，相邻两个波谷之间的波峰对应的波幅在当前两个波谷对应的波幅之间；复合材料波纹板2中的各个波峰面均与上翼面蒙皮4固定连接，复合材料波纹板2中的各个波谷面均与下翼面蒙皮5固定连接，将复合材料波纹板2的每个波峰所在的上表面记为波峰面，将复合材料波纹板2的每个波谷所在的下表面记为波谷面。

相邻两块正弦波纹板的交界处记为连接处，相邻两个连接处之间固定安装有对应的变形板3，最靠近翼梁1的连接处与复合材料波纹板2的端部之间固定安装有对应的变形板3，最靠近刚性尾翼6的连接处与复合材料波纹板2的端部之间不设置有对应的变形板3。

如图3所示，复合材料波纹板2为八层复合材料层从上到下依次层叠布置而成，八层复合材料层从上到下依次为第一层复合材料层、第二层复合材料层、第三层复合材料层、第四层复合材料层、第五层复合材料层、第六层复合材料层、第七层复合材料层和第八层复合材料层，第一层复合材料层和第八层复合材料层的材料的纤维方向相同，第二层复合材料层和第七层复合材料层的材料的纤维方向相同，第三层复合材料层和第六层复合材料层的材料的纤维方向相同，第四层复合材料层和第五层复合材料层的材料的纤维方向相同，第一至四层复合材料层的材料的纤维方向均不相同。

具体实施中，第一层复合材料层和第八层复合材料层的材料的纤维方向θ₁为0°时，第二层复合材料层和第七层复合材料层的材料的纤维方向θ₂为90°，第三层复合材料层和第六层复合材料层的材料的纤维方向θ₃为-90°，第四层复合材料层和第五层复合材料层的材料的纤维方向θ₄为45°。

复合材料波纹板2中，第一、二、七、八层复合材料层均采用碳纤维复合材料T800H/924C，第三、四、五、六层复合材料层均采用碳纤维环氧树脂材料HT7/5438。复合材料波纹板2的纤维铺设方式有效提高了波纹板2的基频从而提高波纹板2的刚度，同时有效降低重量，满足不同弯度变形状态下对机翼结构性能的综合要求。

变形板3包括形状记忆合金、绝缘膜、保温膜和导线，形状记忆合金的外部依次包覆有绝缘膜和保温膜，形状记忆合金的两端分别与对应的导线相连，导线依次穿过绝缘膜和保温膜后与控制电路相连，由机翼所在飞机机身的总控台进行控制，用于对形状记忆合金通电加热。相邻柔性后缘的变形板3通过两端并排连接，其内的导线相连通，由飞机机身的总控台进行控制；形状记忆合金的原始状态为圆弧板或者半周期的正弦波纹板，即所有变形板3的原始状态为圆弧板或者半周期的正弦波纹板，使得相邻两个波峰之间的变形板3形成一个波峰，相邻两个波谷之间的变形板3形成一个波谷，所有变形板3形成的中心轴线与复合材料波纹板2所在的中心轴线共线，即所有变形板3端面的连线在一条直线上，记为第一直线，所有正弦波纹板端面的连线在一条直线上，记为第二直线，第一直线和第二直线共线。对于正弦波来说，中心轴线为波的传播方向所在线。通电加热后，形状记忆合金发生变形，最终变为一块平直的矩形板，即变形板3为平直的矩形板，进而对复合材料波纹板2的形状进行调整，最终改变机翼后缘的形状。任意变形板3的长度均小于复合材料波纹板2对应波纹的长度，以保证变形板3在变形过程中不会碰到上翼面蒙皮4或者下翼面蒙皮5；单个变形板3的长度根据具体飞行工况所需的变形弯度设计；变形板3的长度越长，在变形后转变为变形状态时，对应波纹的开口越大，复合材料波纹板2的变形弯度越大；具体实施中，当变形板3安装在飞机机身上时，通过控制线路对处于同一波纹段的所有变形板3同时通电加热使得柔性后缘的后缘角度改变。

复合材料波纹板2的波纹从小到大排列，顺应柔性后缘的整体形状，每个波纹的凸起部分都与相近的上翼面蒙皮4或者下翼面蒙皮5相连；在未变形状态下，每个变形板3与波纹板2的连接处处于同一条线上，柔性后缘结构整体为近似三角形；复合材料波纹板的支撑使得机翼柔性后缘具有更好的稳定性，加强了柔性后缘的机构强度。

变形板3在未变形状态下，均为弯曲的矩形板状结构，通过布置于变形板3两端的导线对内部的形状记忆合金通电后，形状记忆合金随着温度提升发生变形，转化为变形状态，此时的形状记忆合金形状为平直的矩形板状结构，形状记忆合金的变形带动变形板3的变形，变形板3转化为变形状态，形状变为平直的矩形板状结构；保持通电状态，在保温膜的作用下，形状记忆合金保持较高的温度，持续维持变形状态；

变形板3在变形状态下，均为平直的矩形板状结构，变形板3两端的导线保持通电状态，形状记忆合金保持较高的温度；停止通电后，形状记忆合金随着冷却发生变形从变形状态恢复到未变形状态，从弯曲的矩形板状结构转化为平直的矩形板状结构；形状记忆合金的变形带动变形板3的变形，从变形状态恢复到未变形状态，从弯曲的矩形板状结构转化为平直的矩形板状结构；

每个变形板3在未变形状态下均为弯曲的矩形板状结构，此时变形板3的中部向复合材料波纹板2远离使得变形板3形成弧形弯曲，此时复合材料波纹板2和变形板3均为原始状态；

对未变形状态下的单个变形板3通电加热后，变形板3发生变形转化为变形形态，此时，变形板3的中部向复合材料波纹板2靠近直至变成直杆，变形板3连接复合材料波纹板2的两个连接处将对应波纹向两侧相反方向顶开，使得对应波纹开口变大，对应波纹的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹的开口连线产生一定角度的偏转，从而使得柔性后缘的后缘角度发生变化，从原始角度改变为变形角度；

对变形状态下的单个变形板3停止通电后，变形板3随着冷却发生变形从变形状态恢复到未变形状态，此时，变形板3的中部向复合材料波纹板2远离形成弧状弯曲，变形板3连接复合材料波纹板2的两个连接处将对应波纹向两侧相对方向收缩，使得对应波纹开口变小，对应波纹的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹的开口连线恢复为共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹的开口连线产生一定角度的偏转，从而使得柔性后缘的后缘角度发生变化，从变形角度恢复为原始角度。

处于不同波纹段的变形板3均可以通过电路独立控制变形，多组变形板3的状态在不同的组合下使柔性后缘整体实现不同的弯度，通过控制每个变形板3的状态，实现柔性后缘整体弯度的控制；

当开口向上的变形板3从未变形状态转化为变形状态时，柔性后缘向下弯曲，随着发生变形的变形板3数量增多，向下弯曲的角度增大；

当开口向下的变形板3从未变形状态转化为变形状态时，柔性后缘向上弯曲，随着发生变形的变形板3数量增多，向上弯曲的角度增大。

上翼面蒙皮4和下翼面蒙皮5均为玻璃纤维增强硅胶基体复合材料，可以顺应波纹板的变形发生相应的变形，使柔性后缘具备较好的可变形性和柔顺性。

如图2所示，第一变形板3-1的两端分别连接在复合材料波纹板第一波纹2-1与复合材料波纹板第二波纹2-2的相交处和复合材料波纹板第二波纹2-2与复合材料波纹板第三波纹2-3的相交处；第二变形板3-2的两端分别连接在复合材料波纹板第二波纹2-2与复合材料波纹板第三波纹2-3的相交处和复合材料波纹板第三波纹2-3与复合材料波纹板第四波纹2-4的相交处；第三变形板3-3的两端分别连接在复合材料波纹板第三波纹2-3与复合材料波纹板第四波纹2-4的相交处和复合材料波纹板第四波纹2-4与复合材料波纹板第五波纹2-5的相交处；第四变形板3-4的两端分别连接在复合材料波纹板第四波纹2-4与复合材料波纹板第五波纹2-5的相交处和复合材料波纹板第五波纹2-5与复合材料波纹板第六波纹2-6的相交处；第五变形板3-5的两端分别连接在复合材料波纹板第五波纹2-5与复合材料波纹板第六波纹2-6的相交处和复合材料波纹板第六波纹2-6与翼梁1的相交处；

图1所示实施例共安装有5组变形板3，总计有32种变形状态组合，每种组合均可实现一种柔性后缘弯度，通过控制每个变形板3的状态，实现柔性后缘整体弯度的控制；

在未变形状态下，所有变形板3均为弯曲的矩形板状结构，此时变形板3的中部向复合材料波纹板2远离使得变形板3形成弧形弯曲，复合材料波纹板2和变形板3均为原始状态，复合材料波纹板2的中线保持水平，柔性后缘整体结构不发生弯曲；

发生第一种变形状态时，对变形板3-2和变形板3-4分别通电加热，变形板3-2和变形板3-4发生变形转化为变形形态，此时，变形板3-2和变形板3-4的中部向波纹板靠近直至变成直杆；变形板3-2通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-3向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-3开口变大，对应波纹2-3的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-2和波纹2-4的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-3与相邻的波纹2-2和波纹2-4的开口连线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；变形板3-4通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-5向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-5开口变大，对应波纹2-5的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-4和波纹2-6的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-5与相邻的波纹2-4和波纹2-6的开口连线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；柔性后缘整体结构在复合材料波纹板2的弯曲变形驱动下发生弯曲变形，向上弯曲一定角度，实现如图4所示第一种弯曲变形状态；

发生第二种变形状态时，对变形板3-3和变形板3-5分别通电加热，变形板3-3和变形板3-5发生变形转化为变形形态，此时，变形板3-3和变形板3-5的中部向波纹板靠近直至变成直杆；变形板3-3通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-4向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-4开口变大，对应波纹2-4的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-3和波纹2-5的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-4与相邻的波纹2-3和波纹2-5的开口连线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；变形板3-5通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-6向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-6开口变大，对应波纹2-6的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-5的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-6与相邻的波纹2-5的开口连线之间以及与翼梁的中垂线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；柔性后缘整体结构在复合材料波纹板2的弯曲变形驱动下发生弯曲变形，向下弯曲一定角度，实现如图5所示第二种弯曲变形状态；

发生第三种变形状态时，对变形板3-1、变形板3-3和变形板3-5分别通电加热，变形板3-1、变形板3-3和变形板3-5发生变形转化为变形形态，此时，变形板3-1、变形板3-3和变形板3-5的中部向波纹板靠近直至变成直杆；变形板3-1通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-2向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-2开口变大，对应波纹2-2的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-1和波纹2-3的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-2与相邻的波纹2-1和波纹2-3的开口连线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；变形板3-13通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-4向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-4开口变大，对应波纹2-4的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-3和波纹2-5的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-4与相邻的波纹2-3和波纹2-5的开口连线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；变形板3-5通过施加在连接复合材料波纹板2的两个连接处将波纹2-6向两侧相反方向顶开，使得对应波纹2-6开口变大，对应波纹2-6的开口连线与复合材料波纹板2上相邻波纹2-5的开口连线不再共线，分别以两侧连接处为轴心对应波纹2-6与相邻的波纹2-5的开口连线之间以及与翼梁的中垂线之间产生一定角度的偏转，从原始角度改变为变形角度；柔性后缘整体结构在复合材料波纹板2的弯曲变形驱动下发生弯曲变形，向下弯曲一定角度，实现如图6所示第三种弯曲变形状态。

Claims (6)

1.一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，包括翼梁(1)、复合材料波纹板(2)、变形板(3)、上翼面蒙皮(4)、下翼面蒙皮(5)和刚性尾翼(6)；

翼梁(1)和刚性尾翼(6)之间通过上翼面蒙皮(4)、下翼面蒙皮(5)固定连接，上翼面蒙皮(4)与下翼面蒙皮(5)呈夹角且上下间隔布置，上翼面蒙皮(4)与下翼面蒙皮(5)之间通过复合材料波纹板(2)固定连接，复合材料波纹板(2)靠近翼梁(1)的一端与翼梁(1)的中部固定连接，复合材料波纹板(2)中固定安装有多块变形板(3)；变形板(3)的变形驱动，使得机翼后缘变形。

2.根据权利要求1所述的一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述复合材料波纹板(2)为由多块半周期的正弦波纹板依次相连组成的类正弦波纹板，多块正弦波纹板为等波长、并且沿刚性尾翼(6)至翼梁(1)方向波幅依次增加，复合材料波纹板(2)中，相邻两个波峰的波幅沿刚性尾翼(6)至翼梁(1)方向变大，相邻两个波峰之间的波谷对应的波幅在当前两个波峰对应的波幅之间，相邻两个波谷的波幅沿刚性尾翼(6)至翼梁(1)方向变大，相邻两个波谷之间的波峰对应的波幅在当前两个波谷对应的波幅之间；复合材料波纹板(2)中的各个波峰面均与上翼面蒙皮(4)固定连接，复合材料波纹板(2)中的各个波谷面均与下翼面蒙皮(5)固定连接，相邻两块正弦波纹板的交界处记为连接处，相邻两个连接处之间固定安装有对应的变形板(3)，最靠近翼梁(1)的连接处与复合材料波纹板(2)的端部之间固定安装有对应的变形板(3)。

3.根据权利要求1所述的一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述复合材料波纹板(2)为八层复合材料层从上到下依次层叠布置而成，八层复合材料层从上到下依次为第一层复合材料层、第二层复合材料层、第三层复合材料层、第四层复合材料层、第五层复合材料层、第六层复合材料层、第七层复合材料层和第八层复合材料层，第一层复合材料层和第八层复合材料层的材料的纤维方向相同，第二层复合材料层和第七层复合材料层的材料的纤维方向相同，第三层复合材料层和第六层复合材料层的材料的纤维方向相同，第四层复合材料层和第五层复合材料层的材料的纤维方向相同，第一至四层复合材料层的材料的纤维方向均不相同。

4.根据权利要求3所述的一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述复合材料波纹板(2)中，第一、二、七、八层复合材料层均采用碳纤维复合材料T800H/924C，第三、四、五、六层复合材料层均采用碳纤维环氧树脂材料HT7/5438。

5.根据权利要求1所述的一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述变形板(3)包括形状记忆合金、绝缘膜、保温膜和导线，形状记忆合金的外部依次包覆有绝缘膜和保温膜，形状记忆合金的两端分别与对应的导线相连；形状记忆合金的原始状态为圆弧板或者半周期的正弦波纹板，通电加热后，形状记忆合金发生变形，最终变为一块平直的矩形板。

6.根据权利要求1所述的一种形状记忆合金驱动的波纹芯柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述上翼面蒙皮(4)、下翼面蒙皮(5)均为柔性材料。

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