CN205273838U - 翼面可变曲率的自适应机翼 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上的支撑结构，机翼的上翼面设置有可调整曲面，机翼内部设置有作动装置与可调整曲面连接，作动装置与机翼的操控系统连接，这种替代了传统的襟副翼结构的机翼结构及其飞行器的操控方式可以平衡飞行器高低速性能，通过改变机翼上翼面曲率调节机翼升力以适应各种飞行情况。

Description

翼面可变曲率的自适应机翼

技术领域

本发明涉及飞行器机翼设计技术领域，具体为翼面曲率可变的自适应机翼及其飞行器的操控方式。

背景技术

现代飞行器可以操作应用于广泛的速度和高度范围，这需要飞行器机翼升力面的空气动力学特征改变和控制。传统飞行器一般采用常规后缘襟翼，以满足起飞和降落时的升力需求。但其不足以更精细的调整优化飞行器巡航状态下的气动性能及飞行器在其他状态(如起飞降落)下的气动性能。上世纪60年代，可以使飞机在飞行过程中通过枢轴转动改变机翼后掠角度以适应不同飞行状态的变后掠翼技术曾被各认为是平衡高低速性能﹑改善短距起降能力最好的解决方案，并发展出F-14等多型飞机，但却由于其机翼结构过于复杂，受材料技术的限制，机翼结构重量没有得到很好的控制，最终被抛弃。

当前的解决方案通过少量收回后缘襟翼来改变机翼升力面积及机翼后缘弯曲度，以实现飞行的巡航部分期间减少阻力。目前，传统飞行器的滚转操纵翼面一般为部分弦长副翼，其优点是机构简单，但其占用机翼展向空间较大，限制了飞行器的传统增升性能。且为了满足飞行器的失速特征要求，安装部分弦长副翼的机翼需要较大的机翼扭转角，这会导致飞行器在巡航时诱导阻力变大，降低飞机的升阻比。且部分弦长副翼的偏转对飞行器滚转操纵的效率相对较低，特别是在副翼偏转角度较大时，其操纵效率急剧下降。

发明内容

本发明的目的是提供一种可以平衡飞行器高低速性能、替代传统的襟副翼结构的机翼结构及其飞行器的操控方式。一种翼面可变曲率的自适应机翼通过改变机翼上翼面曲率调节机翼升力以适应各种飞行情况的新型机翼。

为达到上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：

一种翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上的支撑结构，机翼的上翼面设置有可调整曲面，可调整曲面为弧形面可产生形变改变曲率，机翼内部设置有作动装置与可调整曲面连接，作动装置可伸缩运动改变可调整曲面的曲率，作动装置与机翼的操控系统连接。

可调整曲面包括呈一定弧度的刚性板、弹性蒙皮，刚性板至少包括两块，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部,最后方的刚性板后端与机翼后端连接，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，机翼内部的作动装置与刚性板连接。

进一步地，可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分。

支撑结构的不同位置上设置有多个作动装置分布在可调整曲面下方，每个作动装置均与操控系统相连，作动装置包括作动筒，作动筒包括伸缩杆，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接。

进一步地，伸缩杆与刚性板的末端铰接。

相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，前后刚性板通过滑轨锁扣结构保持活动连接，在刚性板随作动装置运动时,通过滑轨锁扣结构限制两相邻刚性板的滑动方向和距离,使两刚性板在调整时不会产生间隙。

进一步地，滑轨锁扣结构包括限位器﹑固定端﹑滑动轴，限位器设置在前方刚性板后端，限位器设置有通过孔，滑动轴可穿过孔并与之滑动连接，固定端固定设置在后方刚性板前端，其与滑动轴连接。

弹性蒙皮为整体式柔性蒙皮，以保证机翼上表面的光滑，机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩。工作时,作动装置带动其所对刚性板前部与上一刚性板后部共同运动,进而引起上翼面弹性蒙皮曲率和机翼厚度的改变。

所述的操控系统与飞行器的操控系统连接，其设置有可编程PLC、控制模块，PLC通过控制模块与作动装置连接。

为当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定。同时，可以通过改变机翼翼面曲率厚度的差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果。

该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小。确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面。

带有该机翼的飞行器的操控方式：

1.飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大。在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地。爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定。

2.飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态。

3.巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行。

4.飞机需要做横向调整时，飞行控制系统适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制。

5.降落时，随油门减小﹑速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态。着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆。

其原理为，机翼内部竖直安装的作动装置作动改变机翼的剖面几何形状和厚度，进而引起机翼上翼面曲率（机翼升力系数Cl）和机翼上翼面面积（机翼面积S）的改变。由升力公式F=1/2·ρ·v2·S·Cl（升力=1/2×气流密度×速度的平方×机翼面积×升力系数）可知，机翼上翼面曲率（机翼升力系数Cl）和机翼上翼面面积（机翼面积S）的改变会引起机翼升力的改变，最终实现机翼升力较大范围的调节，以使机翼可以自适应各种飞行状态。且机翼的最外部安装柔性蒙皮，以保证调节装置作动时机翼外表面的光滑。当飞行器低速飞行时，机翼厚度变大致使机翼上翼面曲率和面积变大；加速飞行时，机翼上翼面曲率和面积逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的自适应调节。同时，通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果。该机翼内部仅保留由飞行控制系统控制的作动单元与相关传感器，其作动控制改变机翼剖面的几何形状，在保持优良的空气动力学性能的情况下，实现对飞行器的控制，最终代替传统飞行器的襟副翼结构。

本发明的有益效果为：

该翼面可变曲率的自适应机翼完全摒弃了传统的副翼﹑襟翼和缝翼，将传统机翼中众多复杂的襟翼﹑副翼的传动结构与小翼面去除，由飞行器的操控系统控制改变机翼剖面的几何形状，进而实现对飞机机翼升力的控制。既满足不同条件下的对机翼的空气动力性能要求，又在各状态下保持最优的气动效率。其与传统机翼相比，结构设计更加合理，可显著提高飞行器的气动效率，增强飞行控制力，并有效的减轻机翼结构重量，增加任务载荷。

附图说明

图1为传统飞行器上的襟翼副翼结构示意图；

图2为本发明专利实施例截面结构示意图；

图3为本发明专利实施例机翼沿机翼展向结构示意图；

图4为本发明专利实施例俯视结构示意图；

图5为本发明专利实施例锁扣装置结构示意图；

图6为本发明基本工作原理状态图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置的例子。

如附图所示一种翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上的支撑结构1，机翼的上翼面设置有可调整曲面，可调整曲面为弧形面可产生形变改变曲率，机翼内部设置有作动装置2与可调整曲面连接，作动装置2可伸缩运动改变可调整曲面的曲率，作动装置2与机翼的操控系统连接。

可调整曲面包括呈一定弧度的刚性板3、弹性蒙皮4，刚性板3至少包括两块，该实施例以三块为例，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部,中间一块刚性板的后部压在最后方的刚性板前部，最后方的刚性板后端与机翼后端连接，弹性蒙皮4包覆在刚性板3上面，其边缘与机翼连接，机翼内部的作动装置2与刚性板连接。

进一步地，可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，可调整曲面位置最高时两相邻刚性板3依然存在一定的重合部分。

支撑结构1的不同位置上设置有多个作动装置2分布在可调整曲面下方，每个作动装置2均与操控系统相连，作动装置2包括作动筒，作动筒包括伸缩杆，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板3铰接。

进一步地，伸缩杆与刚性板3的末端铰接。

相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构5，前后刚性板通过滑轨锁扣结构5保持活动连接，在刚性板3随作动装置2运动时,通过滑轨锁扣结构5限制两相邻刚性板的滑动方向和距离,使两刚性板在调整时不会产生间隙。

进一步地，滑轨锁扣结构5包括限位器6﹑固定端7﹑滑动轴8，限位器6固定设置在前方刚性板后端，限位器6设置有通过孔，滑动轴8可穿过孔并与之滑动连接，固定端7固定设置在后方刚性板前端底部，其与滑动轴8连接。

弹性蒙皮4为整体式柔性蒙皮，以保证机翼上表面的光滑，机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩。工作时,作动装置带动其所对刚性板前部与上一刚性板后部共同运动,进而引起上翼面弹性蒙皮曲率和机翼厚度的改变。

所述的操控系统与飞行器的操控系统连接，其设置有可编程PLC、控制模块，PLC通过控制模块与作动装置连接，操控系统可采用现有技术，以可实现数据收集处理，根据公式计算，并做出控制指令即可。

为当飞行器低速飞行时，机翼翼面弯曲厚度变大；当飞行器加速飞行时，机翼翼面曲率厚度逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的恒定。同时，可以通过改变机翼翼面曲率厚度的差动（差动就是左右两个翼面动的幅度不一样）产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果。

该机翼在应用前，需多次风洞试验测量不同速度v﹑空气密度ρ下，机翼在各状态时的机翼构型及不同作动单元伸长量所对应的机翼构型和升力大小。确定相应的关系及参数，并存储到操控系统内部以实现机翼在后续的应用中飞行器的控制系统能够根据飞行状态信息实现自适应调节机翼曲面。

带有该机翼的飞行器的操控方式：

1.飞机在起飞前，通过操控系统将机翼上曲面弯曲至起飞时的最佳机翼构型，即作动装置的伸长量变大，使机翼升力系数Cl和面积S变大。在跑道内将油门逐渐加大，当飞机到达一定速度（与起飞重量有关）后，机翼产生的升力略大于飞机所受重力，将飞机“提起”，使飞机以相对较低的仰角离地。爬升过程中速度增大，机翼根据操控系统作出相应调整，保证升力恒定。

2.飞机爬升到预定高度后，机翼上表面弯曲程度减小，变为巡航时的最佳机翼构型，使飞机在最优气动条件下保持平飞姿态。

3.巡航时，飞机在遇到空气密度ρ改变﹑飞行速度v改变的情况时，机翼根据操控系统的设定自动调节翼面曲率至当前条件下的最优机翼构型，进而使飞机高效稳定飞行。

4.飞机需要做横向调整时，飞行控制系统适当增加或减小两侧机翼对称单元的作动装置的伸长量，两侧机翼曲率分别增加或减小，左右两侧机翼产生升力差，进而实现对飞机的横向控制。

5.降落时，随油门减小﹑速度降低，机翼上翼面曲率增加机翼厚度增加，机翼逐渐改变为降落时的最佳状态。着陆前，机翼自主调节，精准控制下降速度，最终使飞机以低速平稳着陆。

其原理为，机翼内部竖直安装的作动装置作动改变机翼的剖面几何形状和厚度，进而引起机翼上翼面曲率（机翼升力系数Cl）和机翼上翼面面积（机翼面积S）的改变。由升力公式F=1/2·ρ·v2·S·Cl（升力=1/2×气流密度×速度的平方×机翼面积×升力系数）可知，机翼上翼面曲率（机翼升力系数Cl）和机翼上翼面面积（机翼面积S）的改变会引起机翼升力的改变，最终实现机翼升力较大范围的调节，以使机翼可以自适应各种飞行状态。且机翼的最外部安装柔性蒙皮，以保证调节装置作动时机翼外表面的光滑。当飞行器低速飞行时，机翼厚度变大致使机翼上翼面曲率和面积变大；加速飞行时，机翼上翼面曲率和面积逐渐减小，直至高速飞行状态，以实现较大的速度变化范围内飞行器攻角﹑升力的自适应调节。同时，通过改变两侧机翼上翼面曲率和面积向不同方向差动产生升力差，产生滚转力矩，在保证机翼气动效率的同时实现副翼效果。该机翼内部仅保留由飞行控制系统控制的作动单元与相关传感器，其作动控制改变机翼剖面的几何形状，在保持优良的空气动力学性能的情况下，实现对飞行器的控制，最终代替传统飞行器的襟副翼结构。

以上所述的本发明实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何在本发明的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种翼面可变曲率的自适应机翼，其与所在飞行器的操控系统连接，它包括下部的金属机翼骨架﹑设置在骨架上支撑结构，其特征在于：机翼的上翼面设置有可调整曲面，可调整曲面为弧形面可产生形变改变曲率，机翼内部设置有作动装置与可调整曲面连接，作动装置可伸缩运动改变可调整曲面的曲率，作动装置与机翼的操控系统连接。

2.根据权利要求1所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：可调整曲面包括呈一定弧度的刚性板、弹性蒙皮，刚性板至少包括两块，前方刚性板的前部与机翼前端连接，后部压在后一个刚性板前部,最后方的刚性板后端与机翼后端连接，弹性蒙皮包覆在刚性板上面，其边缘与机翼连接，机翼内部的作动装置与刚性板连接。

3.根据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：可调整曲面的前刚性板的尾端内面与后刚性板的前段上面滑动连接，可调整曲面位置最高时两相邻刚性板依然存在一定的重合部分。

4.根据权利要求1所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：支撑结构的不同位置上设置有多个作动装置分布在可调整曲面下方，每个作动装置均与操控系统相连，作动装置包括液压作动筒，液压作动筒包括伸缩杆，伸缩杆上端部设置有小型的转动轴与可调整曲面的刚性板铰接。

5.根据权利要求4所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于，伸缩杆与刚性板的末端铰接。

6.根据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：相邻刚性板间重叠位置处设置有滑轨锁扣结构，前后刚性板通过滑轨锁扣结构保持活动连接，在刚性板随作动装置运动时,通过滑轨锁扣结构限制两相邻刚性板的滑动方向和距离,使两刚性板在调整时不会产生间隙。

7.根据权利要求6所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：滑轨锁扣结构包括限位器﹑固定端﹑滑动轴，限位器设置在前方刚性板后端，限位器设置有通过孔，滑动轴可穿过孔并与之滑动连接，固定端固定设置在后方刚性板前端，其与滑动轴连接。

8.根据权利要求2所述的翼面可变曲率的自适应机翼，其特征在于：弹性蒙皮为整体式柔性蒙皮，机翼与柔性蒙皮前连接处为固定式，即柔性蒙皮前端直接连接在机翼上，后连接处采用机械限位卡结构保证柔性蒙皮可从在机翼内部向外部拉伸﹑收缩。