CN108791798A - 基于6-sps空间并联机构的飞行器变体头锥 - Google Patents

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Abstract

基于6‑SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，包括依次设置的多个锥形体节，锥形体节整体排列为锥形结构，前一锥形体节尾部的外径与后一锥形体节首部的内径相等，锥形体节内壁设置驱动相邻的两节锥形体节实现伸长和弯曲的并联机构，并联机构间隔设置在锥形体节内壁上，首节锥形体节与末节锥形体节内不设置并联机构，首节锥形体节端部设置有锥头，能够实现飞行器头锥的变形，且具有结构紧凑、变形灵活、精度高、刚度大、承载能力强、动态响应稳定等优点。

Description

基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥
技术领域
本发明涉及航空航天飞行器技术领域，特别涉及基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥。
背景技术
飞行器在飞行过程中可以通过改变自身形状来获得不同状态下的最优气动构型。而目前对于飞行器的变体研究主要集中在可变翼飞行器上，针对飞行器头锥的变形研究相对较少。飞行器变体头锥的研究对于优化飞行器的气动特性具有重要意义。
发明内容
为了克服上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，能够实现飞行器头锥的变形，且具有结构紧凑、变形灵活、精度高、刚度大、承载能力强、动态响应稳定等优点。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，包括依次设置的多个锥形体节100，锥形体节100整体排列为锥形结构，前一锥形体节100尾部的外径与后一锥形体节100首部的内径相等，所述的锥形体节100内壁设置驱动相邻的两节锥形体节100实现伸长和弯曲的并联机构200，并联机构200间隔设置在锥形体节100内壁上，所述的首节锥形体节100与末节锥形体节100内不设置并联机构200，首节锥形体节100端部设置有锥头400。
所述的并联机构200包括伺服缸210与球铰220，一端通过球铰220固定在前一节锥形体节100尾部的三角形支座120上，另一端通过球铰220固定在后一节锥形体节100首部的三角形支座120上，球铰220之间通过伺服缸210相连，三角形支座120设置在锥形体节100上的安装平台110上。
所述的并联机构200由六个两端以球铰220连接的伺服缸210组成，每个伺服缸210两端与球铰220以螺纹连接，球铰220固接在安装平台110的三角形支座120上。
所述的锥形体节100在水平位置时，各锥形体节100的轴线重合。
所述的并联机构200外侧锥形体节100为柔性蒙皮300。
所述的锥形体节100为6个且直径依次减小，6个锥形体节100尾部的直径依次为1200毫米、1168毫米、1004毫米、850毫米、546毫米、372毫米，且锥形体节100的壁厚为20毫米。
本发明的有益效果：
本发明具有结构紧凑、变形灵活、精度高、刚度大、承载能力强、动态响应稳定等优点。
每组6-SPS空间并联机构200中的六个伺服缸210可以保持确定的伸长量，承载能力强且精度较高，可以保证飞行器的变形头锥变形后的稳定性。
附图说明
图1为飞行器变体头锥的结构示意图。
图2为飞行器变体头锥的初始状态。
图3为飞行器变体头锥的伸长和弯曲状态。
图4为飞行器变体头锥的6-SPS空间并联机构的结构示意图。
图5为飞行器变体头锥的伺服缸安装示意图。
图6为飞行器变体头锥的三角形支座与球铰示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
如图1所示，根据本发明实施例的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥1包括多个锥形体节100、两组6-SPS空间并联机构200、两组柔性蒙皮300和一个锥头400。
多个锥形体节100沿前后方向设置(前后方向如图1中的箭头A所示)，所述的第二节锥形体节100尾部、所述的第四节锥形体节100的首部和尾部、所述的第六节锥形体节100的首部设置有安装6-SPS空间并联机构200的安装平台110。
6-SPS空间并联机构200驱动相邻的两节锥形体节100实现伸缩和弯曲变形。在初始状态时，两节锥形体节100的轴线重合，伺服缸210均处于原长，柔性蒙皮300不发生变形；在仅实现伸缩变形的过程中，两节锥形体节100的轴线重合，柔性蒙皮300发生形变以适应变形后的头锥构型；在同时实现伸缩和弯曲变形的过程中，两节锥形体节100的轴线倾斜成一定角度，柔性蒙皮300发生形变以适应变形后的头锥构型。
锥头400设在多个锥形体节100的最前方。
下面参考附图描述根据本发明具体实施例的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥1。
如图1所示，在初始状态时多个锥形体节100沿前后方向设置，锥形体节100为6个且直径依次减小。具体而言，6个锥形体节100的尾部直径依次为1200毫米、1168毫米、1004毫米、850毫米、546毫米、372毫米，且锥形体节100的壁厚为20毫米。
第三节和第五节锥形体节100由柔性蒙皮300和6-SPS空间并联机构200组成。第三节中的6-SPS空间并联机构200安装在第二节锥形体节尾部和第四节锥形体节首部的安装平台110上，第五节中的6-SPS空间并联机构200安装在第四节锥形体节尾部和第六节锥形体节首部的安装平台110上。
锥头400安装在第一节锥形体节100前端。
如图2和图3所示，图2为飞行器变体头锥的初始状态，图3为飞行器变体头锥的伸长和弯曲状态，在头锥进行变形时，多个伺服缸210进行不同幅度的伸长，带动前一锥形体节100相对于后一锥形体节的运动。同时，每组六个伺服缸210的变形量唯一确定飞行器的变体头锥1的伸缩弯曲形变程度，通过维持变形量恒定，可以保证飞行器的变形头锥1变形后的稳定性。
如图4和图5所示，6-SPS空间并联机构200包括多个伺服缸210、球铰220。伺服缸210与球铰220通过螺纹配合相连，球铰220通过三角形支座120与安装平台110连接。根据不同工况需求，伺服缸210可由其他驱动装置替代。
如图6所示，采用三角形支座120连接球铰220是由于三角形支座120改变了伺服缸210与安装平台110上的安装面的夹角，使其在变形过程中始终处于球铰220的允许运动范围内。
本发明的工作原理：
基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥进行伸缩变形时，6-SPS空间并联机构200中的伺服缸210等幅伸缩，从而带动相邻两锥形体节100完成伸缩变形；基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥同时进行伸长和弯曲变形时，伺服缸210的形变量各有差异，具体而言，上部(上下方向如图2中的箭头B所示)两个伺服缸210伸长量较大，中部两个伺服缸210伸长量次之，下部两个伺服缸210伸长量最小，从而实现飞行器变体头锥的伸长和弯曲运动。伺服缸210保持形变量恒定，即可维持飞行器变体头锥对应构型的稳定性。

Claims (6)

1.基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，包括依次设置的多个锥形体节(100)，锥形体节(100)整体排列为锥形结构，前一锥形体节(100)尾部的外径与后一锥形体节(100)首部的内径相等，所述的锥形体节(100)内壁设置驱动相邻的两节锥形体节(100)实现伸长和弯曲的并联机构(200)，并联机构(200)间隔设置在锥形体节(100)内壁上，所述的首节锥形体节(100)与末节锥形体节(100)内不设置并联机构(200)，首节锥形体节(100)端部设置有锥头(400)。
2.根据权利要求1所述的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，所述的并联机构(200)包括伺服缸(210)与球铰(220)，一端通过球铰(220)固定在前一节锥形体节(100)尾部的三角形支座(120)上，另一端通过球铰(220)固定在后一节锥形体节(100)首部的三角形支座(120)上，球铰(220)之间通过伺服缸(210)相连，三角形支座(120)设置在锥形体节(100)上的安装平台(110)上。
3.根据权利要求1或2所述的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，所述的并联机构(200)由六个两端以球铰(220)连接的伺服缸(210)组成，每个伺服缸(210)两端与球铰(220)以螺纹连接，球铰(220)固接在安装平台(110)的三角形支座(120)上。
4.根据权利要求1所述的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，所述的锥形体节(100)在水平位置时，各锥形体节(100)的轴线重合。
5.根据权利要求1所述的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，所述的并联机构(200)外侧锥形体节(100)为柔性蒙皮(300)。
6.根据权利要求1所述的基于6-SPS空间并联机构的飞行器变体头锥，其特征在于，所述的锥形体节(100)为6个且直径依次减小，6个锥形体节(100)尾部的直径依次为1200毫米、1168毫米、1004毫米、850毫米、546毫米、372毫米，且锥形体节100的壁厚为20毫米。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113232828A (zh) * 2021-05-31 2021-08-10 南京航空航天大学 一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4692057A (en) * 1985-05-10 1987-09-08 Stabilus Gmbh Taper connection on a chair or table column of adjustable height
CN103267210A (zh) * 2013-05-16 2013-08-28 燕山大学 一种六自由度并联指向平台
CN103383821A (zh) * 2013-07-05 2013-11-06 燕山大学 带有平衡机构的六自由度重载静平衡并联运动模拟台机构
CN105346702A (zh) * 2015-11-16 2016-02-24 清华大学 飞行器的变形头锥

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4692057A (en) * 1985-05-10 1987-09-08 Stabilus Gmbh Taper connection on a chair or table column of adjustable height
CN103267210A (zh) * 2013-05-16 2013-08-28 燕山大学 一种六自由度并联指向平台
CN103383821A (zh) * 2013-07-05 2013-11-06 燕山大学 带有平衡机构的六自由度重载静平衡并联运动模拟台机构
CN105346702A (zh) * 2015-11-16 2016-02-24 清华大学 飞行器的变形头锥

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113232828A (zh) * 2021-05-31 2021-08-10 南京航空航天大学 一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构
CN113232828B (zh) * 2021-05-31 2022-04-22 南京航空航天大学 一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构

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