CN105480404B - 一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 - Google Patents
一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105480404B CN105480404B CN201510968294.1A CN201510968294A CN105480404B CN 105480404 B CN105480404 B CN 105480404B CN 201510968294 A CN201510968294 A CN 201510968294A CN 105480404 B CN105480404 B CN 105480404B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- winglet
- shaped curved
- curved beam
- section
- established angle
- 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
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/08—Stabilising surfaces mounted on, or supported by, wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
可变安装角的翼梢小翼结构,属于机翼结构领域。现有的翼梢小翼结构无法自动适应变化的飞行高度和速度,只能在特定高度、速度下才能实现最大的气动效率问题。本发明组成包括:固定机翼段(1),固定机翼段(1)通过扭转段(2)连接可转动小翼(3);L形曲梁(4)的长端固定设置于固定机翼段(1)内部,L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼内部(3),L形曲梁(4)的弯部位于扭转段(2)内部;L形曲梁(4)两侧分别设置连杆(5),连杆(5)一端安装在可转动小翼(3)上,另一端与驱动器(6)连接。本发明具有结构简单的优点,实现翼梢小翼的变安装角变形,提高气动效率;翼梢小翼与机翼之间能实现无缝变形。
Description
技术领域
本发明涉及一种可变安装角的翼梢小翼结构。
背景技术
翼梢小翼类似于机翼翼面的小机翼,近似垂直于机翼翼面,由美国国家航空航天局艾姆斯研究中心的R.T.惠特科姆于上世纪80年代发明。该发明是希望通过变安装角的翼梢小翼结构,并通过连杆驱动的方式,做出可以在飞行中可根据飞行情况自动改变小翼安装角以获得最优性能的翼梢小翼的结构。现有一般固定翼飞机的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能实现最大的气动效率。
现有的变体翼梢小翼结构多数为变倾角翼梢小翼,因为机械结构较简单,结构上更好实现。而这种方式的变形-气动效率远不如变安装角的变体翼梢小翼高。需要设计一种变安装角翼梢小翼,来提高气动效率。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有的翼梢小翼结构无法自动适应变化的飞行高度和速度,只能在特定高度、速度下才能实现最大的气动效率问题,而提出一种可变安装角的翼梢小翼结构。
一种可变安装角的翼梢小翼结构,其组成包括:固定机翼段,固定机翼段通过扭转段连接可转动小翼;L形曲梁的长端固定设置于固定机翼段内部,L形曲梁的短端活动的设置在可转动小翼内部,L形曲梁的弯部位于扭转段内部,且与扭转段的弯曲度吻合;其中,固定机翼段内部还在L形曲梁的两侧分别设置一根连杆,两根连杆的一端同时安装在可转动小翼上,另一端与驱动器固定连接。
本发明的有益效果为:
本发明通过控制器驱动连杆进而带动可转动小翼进行转动,形成安装角可变的翼梢小翼。区别于一般固定翼飞机的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能实现最大的气动效率的缺点,本发明这种安装角可变的翼梢小翼结构形成的自适应结构,可以在变化的高度、速度下进行相应的变化,从而达到最优的气动效率。且本发明的结构与现有变体飞行器的复杂结构相比具有结构简单的优点;驱动器模块化,所用驱动器形式多样,可以选用舵机连杆组合、形状记忆合金弹簧(SMA弹簧)连杆组合、压电堆叠连杆组合、气动肌肉连杆组合等;本发明翼梢小翼的变安装角形变功能,提高气动效率;翼梢小翼与机翼之间利用可扭转蜂窝填充实现无缝变形,提高整个翼梢的稳定性。
附图说明
图1为本发明的结构示意图;
图2为本发明涉及的扭转段的截面示意图;
图3为本发明涉及的L形曲梁的结构示意图;
图4为本附图1中去掉扭转段时的结构示意图。
具体实施方式
具体实施方式一:
本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,结合图1所示,其组成包括:固定机翼段1,固定机翼段1通过扭转段2连接可转动小翼3;L形曲梁4的长端固定设置于固定机翼段1内部,L形曲梁4的短端活动的设置在可转动小翼内部3,L形曲梁4的弯部位于扭转段2内部,且与扭转段2的弯曲度吻合;其中,固定机翼段1内部还在L形曲梁4的两侧分别设置一根连杆5,两根连杆5的一端同时安装在可转动小翼3上,另一端伸出固定机翼段与驱动器6固定连接;且连杆5是安装在可转动小翼3的末端的。
具体实施方式二:
与具体实施方式一不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述扭转段2还包括内部的蜂窝夹层结构7和包裹在蜂窝夹层结构7外部的蒙皮8。
具体实施方式三:
与具体实施方式一或二不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述L形曲梁4的短端活动的设置在可转动小翼3内部具体是,L形曲梁4的短端的末端通过轴承9与可转动小翼3末端安装。
具体实施方式四:
与具体实施方式三不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述驱动器6选择舵机、形状记忆合金弹簧(,即SMA弹簧)、压电堆叠或气动肌肉中的一种。
具体实施方式五:
与具体实施方式二或四不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述蜂窝夹层结构7的外形呈翼型形状,蜂窝夹层结构7内部具有放置L形曲梁4的安装孔。
具体实施方式六:
与具体实施方式二或四不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述蒙皮8的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物(SMP)。
具体实施方式七:
与具体实施方式四、六或七不同的是,本实施方式的可变安装角的翼梢小翼结构,所述轴承9为线轴承或滚珠轴承。
工作原理:
将连杆5铰接在可转动小翼3末端连接处。可转动小翼3与固定机翼段1之间由可扭转的蜂窝夹层结构7及蒙皮8构成的可扭转段2连接,如图1所示,可扭转段2的截面状态如图2所示。可扭转的蜂窝夹层结构7中心钻孔并预制成翼型形状,串在L形曲梁4的弯曲处,可扭转的蜂窝夹层结构7的一端紧密粘贴在固定机翼2的外端,一端紧密粘贴在可转动小翼3的下端,可扭转的蜂窝夹层结构7的外部再设置蒙皮8形成可扭转段2。驱动器3驱动连杆6在平行翼展方向推拉,由可扭转蜂窝夹层结构7及蒙皮8构成的可扭转段2发生扭转,带动可转动小翼3绕L形曲梁4转动,实现自适应翼梢小翼安装角的改变,如图4所示为未安装可扭转段2时的结构图。
所述L形曲梁4由金属管钣金工艺制成如图3。
所述驱动器6选择舵机、形状记忆合金弹簧(,即SMA弹簧)、压电堆叠或气动肌肉中的一种。
所述蜂窝夹层结构7是一种可扭转变形的特殊蜂窝,截面图如图2。
所述蒙皮8的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物(SMP)。
所述轴承9为线轴承或滚珠轴承。
本发明还可有其它多种实施例,在不背离本发明精神及其实质的情况下,本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形,但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
Claims (6)
1.一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其组成包括:固定机翼段(1),其特征在于:固定机翼段(1)通过扭转段(2)连接可转动小翼(3);L形曲梁(4)的长端固定设置于固定机翼段(1)内部,L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼内部(3),L形曲梁(4)的弯部位于扭转段(2)内部,且与扭转段(2)的弯曲度吻合;其中,固定机翼段(1)内部还在L形曲梁(4)的两侧分别设置一根连杆(5),两根连杆(5)的一端同时安装在可转动小翼(3)上,另一端与驱动器(6)固定连接;所述扭转段(2)还包括内部的蜂窝夹层结构(7)和包裹在蜂窝夹层结构(7)外部的蒙皮(8);
可扭转的蜂窝夹层结构(7)的一端紧密粘贴在固定机翼(2)的外端,一端紧密粘贴在可转动小翼(3)的下端,可扭转的蜂窝夹层结构(7)的外部再设置蒙皮(8)形成可扭转段(2);驱动器(3)能够驱动连杆(6)在平行翼展方向推拉,使可扭转蜂窝夹层结构(7)及蒙皮(8)构成的可扭转段(2)发生扭转,带动可转动小翼(3)绕L形曲梁(4)转动;翼梢小翼与机翼之间利用可扭转蜂窝填充实现无缝变形。
2.根据权利要求1所述用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其特征在于:所述L形曲梁(4)的短端活动的设置在可转动小翼(3)内部具体是,L形曲梁(4)的短端的末端通过轴承(9)与可转动小翼(3)末端安装。
3.根据权利要求2所述用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其特征在于:所述驱动器(6)选择舵机、形状记忆合金弹簧、压电堆叠或气动肌肉中的一种。
4.根据权利要求1或3所述用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其特征在于:所述蜂窝夹层结构(7)的外形呈翼型形状,蜂窝夹层结构(7)内部具有放置L形曲梁(4)的安装孔。
5.根据权利要求1或3所述用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其特征在于:所述蒙皮(8)的材料选用硅橡胶或形状记忆聚合物。
6.根据权利要求5所述用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构,其特征在于:所述轴承(9)为线轴承或滚珠轴承。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510968294.1A CN105480404B (zh) | 2015-12-21 | 2015-12-21 | 一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510968294.1A CN105480404B (zh) | 2015-12-21 | 2015-12-21 | 一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN105480404A CN105480404A (zh) | 2016-04-13 |
CN105480404B true CN105480404B (zh) | 2018-07-03 |
Family
ID=55667760
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201510968294.1A Active CN105480404B (zh) | 2015-12-21 | 2015-12-21 | 一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN105480404B (zh) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109572997A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-04-05 | 南京航空航天大学 | 采用形状记忆合金和电机复合驱动的飞机机翼 |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4245804A (en) * | 1977-12-19 | 1981-01-20 | The Boeing Company | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds |
US5988563A (en) * | 1997-12-30 | 1999-11-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Articulating winglets |
US6497600B1 (en) * | 1999-10-05 | 2002-12-24 | Alejandro Velasco Levy | Automatic pilot system for model aircraft |
CA2427357A1 (fr) * | 2002-06-27 | 2003-12-27 | Airbus France | Avion a controle actif du vrillage de ses ailes |
CN101180210A (zh) * | 2005-05-19 | 2008-05-14 | 空中客车德国有限公司 | 用于减小横向载荷、用于减小横向和纵向混合载荷以及用于改进运输装置性能的可变小翼概念 |
CN102582822A (zh) * | 2009-03-27 | 2012-07-18 | 哈尔滨工业大学 | 一种可实现翼展方向和弦长方向变形的机翼 |
CN104443378A (zh) * | 2014-11-14 | 2015-03-25 | 北京理工大学 | 小型扑翼式涵道飞行器 |
WO2015162399A1 (en) * | 2014-04-24 | 2015-10-29 | Airbus Operations Limited | An aircraft with a foldable wing tip device |
CN105151280A (zh) * | 2015-09-28 | 2015-12-16 | 哈尔滨工业大学深圳研究生院 | 一种飞行器用俯仰和偏航完全解耦的尾翼调节机构 |
CN105151278A (zh) * | 2015-08-27 | 2015-12-16 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种适用于无人机的舵面差分驱动机构 |
-
2015
- 2015-12-21 CN CN201510968294.1A patent/CN105480404B/zh active Active
Patent Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4245804A (en) * | 1977-12-19 | 1981-01-20 | The Boeing Company | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds |
US4245804B1 (en) * | 1977-12-19 | 1993-12-14 | K. Ishimitsu Kichio | Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds |
US5988563A (en) * | 1997-12-30 | 1999-11-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Articulating winglets |
US6497600B1 (en) * | 1999-10-05 | 2002-12-24 | Alejandro Velasco Levy | Automatic pilot system for model aircraft |
CA2427357A1 (fr) * | 2002-06-27 | 2003-12-27 | Airbus France | Avion a controle actif du vrillage de ses ailes |
CN101180210A (zh) * | 2005-05-19 | 2008-05-14 | 空中客车德国有限公司 | 用于减小横向载荷、用于减小横向和纵向混合载荷以及用于改进运输装置性能的可变小翼概念 |
CN102582822A (zh) * | 2009-03-27 | 2012-07-18 | 哈尔滨工业大学 | 一种可实现翼展方向和弦长方向变形的机翼 |
WO2015162399A1 (en) * | 2014-04-24 | 2015-10-29 | Airbus Operations Limited | An aircraft with a foldable wing tip device |
CN104443378A (zh) * | 2014-11-14 | 2015-03-25 | 北京理工大学 | 小型扑翼式涵道飞行器 |
CN105151278A (zh) * | 2015-08-27 | 2015-12-16 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种适用于无人机的舵面差分驱动机构 |
CN105151280A (zh) * | 2015-09-28 | 2015-12-16 | 哈尔滨工业大学深圳研究生院 | 一种飞行器用俯仰和偏航完全解耦的尾翼调节机构 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN105480404A (zh) | 2016-04-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9011096B2 (en) | Vertical axis wind turbine blade | |
CA2609721A1 (en) | A blade with hinged blade tip | |
CN110481743B (zh) | 一种平行自由端及三交叉簧片的仿生鳍推进机构 | |
US10837423B2 (en) | Rotor reinforcing device for wind turbine | |
CN113267315A (zh) | 一种低速风洞直驱式阵风发生装置 | |
JP4986212B2 (ja) | 羽ばたき飛行機 | |
CN101966870B (zh) | 一种钢丝铰接式微型扑翼飞行器驱动机构 | |
CN218479877U (zh) | 一种水平轴风力发电机 | |
CN205891216U (zh) | 螺旋桨、动力套装及无人飞行器 | |
CN107076185A (zh) | 流体重新引导结构 | |
CN107076108A (zh) | 用于风力涡轮机的转子叶片 | |
CN105480404B (zh) | 一种用于提高气动效率的可变安装角翼梢小翼结构 | |
JP2008520894A (ja) | 縦軸型タービン装置 | |
CN205135896U (zh) | 转子加强装置、转子、风力设备和发电设备 | |
CN201825236U (zh) | 一种钢丝铰接式微型扑翼飞行器驱动机构 | |
RU70318U1 (ru) | Парусное ветроколесо | |
CN103552688B (zh) | 一种扑翼旋翼耦合构型及相应的微型飞行器设计 | |
CN108216572A (zh) | 一种多曲轴驱动的柔性翼面组件及具有其的机翼 | |
CN105059543B (zh) | 一种扑翼飞行机器人的非对称刚度柔性平板翅翼机构 | |
CN219056562U (zh) | 一种两段翼仿鸟扑翼飞行器 | |
CN205013193U (zh) | 一种具有拉绳结构的大型风电叶片装置 | |
CN107697284B (zh) | 一种双段式仿生扑翼无人机机翼 | |
CN207703441U (zh) | 一种大攻角俯仰动导数试验自适应激励装置 | |
CN110510090B (zh) | 基于弧面自由端及轴向旋转交叉簧片的仿生鳍推进机构 | |
CN108791798A (zh) | 基于6-sps空间并联机构的飞行器变体头锥 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |