CN109484621A - 主动机翼-扭转机构以及控制*** - Google Patents

主动机翼-扭转机构以及控制*** Download PDF

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Abstract

本申请公开主动机翼‑扭转机构以及控制***，并涉及具有机翼、致动***、传感器和/或控制器的机翼‑扭转飞行器。机翼具有延伸至翼尖的翼展。机翼可以进一步包括沿翼展方向对准的翼梁，其中至少一个翼肋可操作地耦接到翼梁。致动***可以配置为旋转翼梁，进而扭转地旋转(枢转)耦接到翼梁的至少一个翼肋，从而扭转机翼。传感器可以配置为测量机翼的特性，同时控制器可以配置为至少部分地基于来自传感器的输入命令致动***以旋转翼梁。

Description

主动机翼-扭转机构以及控制***
政府利益声明
本发明是在国家航空航天局(NASA)授予的合同编号NNX15CD23P的政府支持下完成的。政府对这项发明有一定的权利。
技术领域
本发明涉及具有柔性机翼、主动机翼-扭转机构及其控制***的飞行器。
背景技术
通常，静态翼尖扭转(机翼负扭转)常常在翼根处引起失速，进而使在外翼的控制表面发挥功能。这允许飞行员使用外机翼控制表面来恢复。但是带有静态扭转以缓和失速的机翼设置只能对狭窄的飞行区域优化。这种情况在翼身融合(BWB)飞行器上加剧：为了容纳有效载荷，中心体翼面可能很厚。与较薄的翼面相比，厚的翼面在较高的攻角时失速(假设两者是相似的，并且非常适合飞行器)。这个厚度差导致外翼以及相关的控制表面先失速。对于BWB，失速的控制表面通常是不可恢复事件。
固定翼交通工具使用协同转向以减轻失速。通过常规控制表面进行协同转向将用副翼输入使飞行器倾斜，并且为了防止开始加速旋转，使用方向舵防止内侧机翼下滑。然而，方向舵的存在创造了恒定额外阻力区域，该恒定额外阻力区域对所有运行点都降低空气动力学效率。因此，需要一种飞行器、主动机翼-扭转机构和/或控制***，其能够克服现有技术的不足。
发明内容
本公开涉及主动机翼-扭转机构以及控制***。
本发明的实施例涉及带有主动控制表面控制的飞行器，其可以包括由翼展限定的柔性机翼，其中柔性机翼包括沿翼展方向对准的翼梁，其中至少一个翼肋可以可操作地耦接到翼梁；致动***，其关于扭转轴线扭转地旋转翼梁，进而引起耦接到翼梁的至少一个翼肋旋转，从而扭转柔性机翼的至少一部分；传感器，其配置为测量柔性机翼的特性；以及控制器，其配置为至少部分地基于来自传感器的输入命令致动***以旋转翼梁。传感器可以测量柔性机翼的气动弹性特性、柔性机翼的结构特性、柔性机翼的空气动力学特性、柔性机翼的行为特性或柔性机翼的攻角中的至少一个。控制器可以配置为当控制器至少部分地基于来自传感器的输入识别失速的风险时命令致动***旋转翼梁。该飞行器可以是翼身融合(BWB)飞行器。该飞行器可以是无人飞行器。该飞行器可以包括自动驾驶仪，该自动驾驶仪配置为确定飞行器的期望的偏航、俯仰或横滚中的至少一个。控制器可以配置为当控制器至少部分地基于来自自动驾驶仪的输入确定扭转柔性机翼将有助于实现期望的偏航、俯仰或横滚中的至少一个时，命令致动***旋转翼梁。为了达到飞行器的期望的偏航、俯仰或横滚中的至少一个，自动驾驶仪可以配置为操纵飞行器的控制表面。控制表面可以包括机翼前缘设备、机翼后缘设备、机翼后缘控制表面、升降机或方向舵中的至少一个。致动***可以包括伺服致动器。伺服致动器可以定位在飞行器的机身中。伺服致动器可以定位在翼尖中。翼梁可以包括扭力杆。翼梁包括聚苯乙烯翼梁。柔性机翼可以包括热塑性聚苯乙烯蒙皮覆盖物，该热塑性聚苯乙烯蒙皮覆盖物充分地包围翼梁以及至少一个翼肋。为了确定适当的机翼-扭转，控制器可以与包括控制导数的集合的空气动力学数据库通信。该数据库可以使用机翼-扭转模拟被预填充。
本发明的另一个实施例涉及控制具有柔性机翼的飞行器的机翼-扭转的方法，该方法可以包括以下步骤：感测柔性机翼的特性；至少部分地基于感测到的所述柔性机翼的特性以确定适当的机翼-扭转；以及至少部分地基于适当的机翼-扭转确定旋转柔性机翼的翼梁，其中翼梁可以可操作地耦接到柔性机翼的翼肋，其中翼梁和翼肋至少部分地限定柔性机翼的形状，以及其中柔性机翼的形状可以通过翼梁的旋转改变。感测到的柔性机翼的特性可以包括以下各项中的至少一个：柔性机翼的空气动力学特性、柔性机翼的行为特性、柔性机翼的气动弹性特性或柔性机翼的攻角。适当的机翼-扭转的确定可以至少部分地基于失速的风险。权利要求18所述的方法，其中适当的机翼-扭转的确定可以至少部分地基于飞行器的期望的偏航、俯仰或横滚。适当的机翼-扭转的确定可以至少部分地基于感测到的机翼特性与控制导数的集合的比较。控制导数的集合可以被保持在数据库中。该数据库可以通过机翼-扭转模拟被预填充。
本发明的另一个实施例涉及柔性机翼，其包括：沿翼展方向对准的第一翼梁，其中第一翼梁从翼根延伸到翼尖，并且其中第一翼梁可以可操作地耦接到在翼尖中的第一翼肋；沿翼展方向对准的第二翼梁，其中第二翼梁可以包括可操作地耦接到第一翼梁和第二翼肋的管，其中第一翼梁可以同心地安装在第二翼梁中；充分地包围第一翼梁、第一翼肋、第二翼梁以及第二翼肋的外蒙皮，其中外蒙皮具有至少部分地由第一翼梁、第一翼肋、第二翼梁以及第二翼肋限定的形状；以及可操作地耦接到第一翼梁的致动机构，其中致动机构可以配置为关于扭转轴线扭转地旋转第一翼梁，以及其中第一翼梁的扭转旋转通过第一翼肋、第二翼梁以及第二翼肋的旋转改变外蒙皮的形状。柔性机翼还可以包括测量柔性机翼的结构特性、柔性机翼的空气动力学特性、柔性机翼的行为特性、柔性机翼的气动弹性特性或柔性机翼的攻角中的至少一个的传感器。控制器可以配置为当控制器至少部分地基于来自传感器的输入识别失速的风险时命令致动机构旋转翼梁。控制器可以配置为当控制器确定扭转柔性机翼将有助于实现期望的偏航、俯仰或横滚中的至少一个时，命令致动机构旋转第一翼梁。为了确定适当的机翼-扭转，控制器可以与包括控制导数的集合的空气动力学数据库通信，该控制导数的集合是使用机翼-扭转模拟生成的。为了确定适当的机翼-扭转，控制器可以与包括控制导数的集合的空气动力学数据库通信，该控制导数的集合是使用机翼-扭转模拟生成的。致动机构可以包括伺服致动器。
附图说明
前述事项以及在此描述的设备、***和方法的其他目的、特征和优点，将从以下对其特定实施例的描述被容易地理解，如在附图中所阐明的，其中相同的参考标记适用于相同的结构。这些图并不一定是按照比例绘制，而是把重点放在阐明在此被描述的设备、***和方法的原理。
图1a阐明BWB飞行器的等轴侧视图。
图1b阐明BWB飞行器的前视图。
图1c阐明根据本公开的实施例的BWB飞行器的等轴侧视图。
图2a阐明内部机翼部件的等轴侧视图。
图2b和图2c分别阐明在机翼-扭转期间内部机翼部件的等轴侧视图和侧视图。
图2d阐明内部机翼部件的部分的放大视图。
图3是阐明主动机翼-扭转控制***的图表。
图4是阐明主动机翼-扭转控制***的更详细的图表。
具体实施方式
本公开的优选实施例将参照附图在下面描述。图中的组件不一定按比例绘制，而重点则放在清楚地说明当前实施例的原理上。例如，为了清晰和便于描述，可以放大元件的大小。此外，只要有可能，相同的参考数字在整个附图被用于指代实施例的相同或类似的元件。在下面的描述中，众所周知的功能或结构没有被详细描述，因为它们可能以不必要的细节使本发明变得模糊。说明书中的任何语言都不应被解释为将任何未声明的元件指示为对于实施例的实施是必不可少的。在下面的描述中，应理解比如“第一”、“第二”、“顶部”、“底部”、“侧面”、“前”、“后”等术语是方便用语，不应被解释为限制用语。对于本申请，应适用下列术语和定义：
如在此使用的，“和/或”指列表中由“和/或”加入的任何一个或更多项目。作为示例，“x和/或y”表示三元素集{(x)、(y)、(x、y)}中的任何元素。换句话说，“x和/或y”意味着“x和y中的一个或两个”。作为另一个示例，“x、y和/或z”表示七元素集{(x)、(y)、(z)、(x，y)、(x，z)、(y，z)、(x，y，z)}中的任何元素。换句话说，“x、y和/或z”的意思是“x、y和z中的一个或更多个”。
当用于修饰或描述一个值(或值范围)时，术语“大约”和“近似”的含义是指合理地接近该值或值的范围。因此，在此描述的实施例不限于仅仅描述的值和值范围，还应该包括合理的可操作偏差。
“飞行器”是指能够飞行的机器，包括但不限于BWB飞行器、传统飞行器、无人航空交通工具(UAV)、遥控飞机、垂直起降(VTOL)飞行器，如旋翼飞行器(如直升机)和/或倾斜旋翼/倾斜翼飞行器。
术语“通信”和“通讯”指的是(1)将数据从源传递或以其他方式传输到目的地，和/或(2)将数据递送到通信媒介、***、信道、网络、设备、电线、电缆、光纤、电路和/或链路以被传输到目的地。
在此使用的术语“复合材料”，是指包括添加材料和基体材料的材料。例如，复合材料可以包括纤维添加材料(例如，纤维玻璃、玻璃纤维(“GF”)，碳纤维(“CF”)、芳香聚酰胺/对芳纶合成纤维，等等)以及基体材料(例如，环氧树脂、聚酰亚胺以及氧化铝、包括但不限于，热塑性塑料、聚酯树脂、聚碳酸酯热塑性塑料、铸造树脂、聚合物树脂、丙烯酸、化学树脂)。在某方面中，复合材料可以采用金属，如铝和钛，来生产纤维金属层压板(FML)和玻璃层压铝增强环氧树脂(GLARE)。此外，复合材料可以包括混合复合材料，该混合复合材料通过将一些互补材料(如两种或两种以上纤维材料)添加到基本纤维/环氧基体来实现。
在此使用的如“耦接”、“耦接到”、“与……耦接”等术语，分别指两个或更多个设备、装置、文件、电路、元件、功能、运行、过程、程序、媒体、组件、网络、***、子***和/或工具之间的关系，构成以下所述项的任何一个或多个：(i)连接，直接的或通过一个或多个其他设备、装置、文件、电路、元件、功能、运行、过程、程序、媒体、组件、网络、***、子***或工具；(ii)通信关系，直接的或通过一个或多个其他设备、装置、文件、电路、元件、功能、运行、过程、程序、媒体、组件、网络、***、子***或工具；(iii)功能关系，其中任何一个或多个设备、装置、文件、电路、元件、功能、运行、过程、程序、媒体、组件、网络、***、子***或工具的运行，整体或部分取决于其中的一个或多个的运行；和/或(iv)结构连接，无论是附连的、附着的、连接的、连结的、紧固的、联合的和/或以其他形式固定。
在此使用的术语“数据”指任何标记、信号、记号、符号、域、符号集、表示，以及表示信息的任何其他物理形式或多种形式，无论是永久性的还是临时性的，无论是可见的、可听的、声学的、电的、磁的、电磁的，还是其他表现形式。术语“数据”用于以一种物理形式表示预先确定的信息，包括以不同的物理形式或多种形式表示的任何和所有相应信息。
此处使用的术语“数据库”指相关数据的组织体，而不考虑数据或其组织体的表示方式。例如，相关数据的组织体的形式可以是表格、映射图、网格、数据包、数据报、框架、文件、电子邮件、消息、文档、报告、列表或以任何其他形式提供的数据中的一个或更多个。
术语“示例性”指作为不受限制的示例、实例或图示。如在此所用，术语“如”和“例如”提出了一个或更多个不受限制的示例、实例或图示的列表。
术语“存储器设备”指存储信息供处理器使用的计算机硬件或电路。存储设备可以是任何合适的类型的计算机存储器或任何其他类型的电子存储介质，比如，例如，只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、高速缓冲存储器、光盘只读存储器(CDROM)、光电存储器、磁光存储器、可编程只读存储器(PROM)、可擦可编程只读存储器(EPROM)、电可擦可编程只读存储器(EEPROM)、计算机可读介质，或类似的。
在此使用的术语“网络”包括全部种类的网络和互联网络，包括互联网，并且不限于任何特定的网络或互联网络。
术语“处理器”指处理设备、装置、程序、电路、组件、***和子***，无论其是在硬件、具体体现的软件或两者中实现的，也不论其是否可编程。此处使用的术语“处理器”包括但不限于，一个或更多个计算设备、硬连线电路、信号修改设备和***、用于控制***的设备和机器、中央处理单元、可编程设备和***、现场可编程门阵列、专用集成电路、***芯片、包括分立元件和/或电路的***、状态机、虚拟机、数据处理器、处理设施以及上述的任何项的组合。处理器可以是，例如，任何类型的通用微处理器或微控制器，数字信号处理(DSP)处理器，特定用途集成电路(ASIC)。处理器可以与存储器设备耦合或集成。
在此被公开的是用于主动机翼-扭转控制的***。通过主动机翼-扭转，主动扭转对于加快失速缓和的关键区域，以及控制表面所在的区域，以增加下洗。使用主动机翼-扭转，自主飞行控制器可以通过扭转具有过度攻角的机翼(和/或翼尖)缓和加快的旋转。这可以避免向下俯仰飞行器的需要。当飞行器接近地面时，这可以是特别有意义的。这样做不仅实现了主动失速缓和，其还允许自主***在不使飞行器低于零alpha俯仰的情况下缓和失速加快。
主动扭转可以消除诱导阻力产生的逆向偏航并且通过诱导推力产生正向(proverse)偏航。如果采用正向偏航，那么方向舵及其相关区域可以能够被减小或消除；减少阻力，提高燃油效率。通常方向舵用来抵抗逆向偏航，但主动机翼-扭转可以用相比方向舵-诱导偏航较低的阻力产生偏航。此外，为了稳定性可以使用主动正向偏航；减少或消除对垂直稳定器的需要。主动机翼-扭转可以允许没有横滚的偏航操纵，同时也允许相比方向舵协同转向通过更低阻力进行协同转向。
主动机翼-扭转对于有人自主飞行以及全自主飞行***特别有意义。该***对于翼身混合(BWB)飞行器也可以是理想的，尽管本领域普通技术人员将认识到，该***同样可以用于传统飞行器和其他类型的飞行器。特别当用于BWB飞行器时，主动机翼-扭转可以在减少巡航和爬升之间的设计折衷。可以用扭转机翼控制策略最小化BWB布局的正常约束，其中BWB布局可以使用飞行器的大型中心体/有效载荷区域作为升力体。
本公开的主动机翼-扭转控制***可以使用与主动扭转控制构造相结合的扭转柔顺机翼结构，以在飞行运行期间根据命令主动控制沿着机翼的扭转。该技术可以实现通常由BWB飞行器展现的失速特性的减轻，而不需要在巡航的情况下负扭转翼尖，从而导致在贯穿飞行包络线的大部分的空气动力学效率中的显著增加。而且，贯穿飞行包络线定制跨越机翼的顺翼展方向的升力分布的能力具有极大地改善飞行器的空气动力学性能的潜力——传统的和BWB两者——该飞行器在单一任务期间必须在其飞行包络线内的各个不同点处进行。此外，在转向过程中，跨越机翼的差别扭转提供了正向偏航能力，从而在更小的或可能没有垂直尾翼增大的情况下提供执行协同转向的方法，从而减少飞行器的浸湿面积(例如，寄生阻力)。通过感测和适当地响应于即将到来的失速的风险而沿着机翼的翼展提供扭转的主动控制，柔顺机翼构造可以在巡航期间消除对于外机翼负扭转的需要以及彻底地改善机翼的空气动力学性能。该***可以进一步允许跨越翼展的显著厚度差(导致有效载荷承载能力和形状阻力减轻)，而没有在低速运行期间失速的风险(和/或减轻该风险)。此外，柔顺内部机翼结构可以与适合的机翼控制***耦接以用其他方式增加效率，比如通过局部阵风载荷缓解。
图1a显示主动机翼-扭转被用于BWB飞行器100的本公开的实施例。如图所示，飞行器100通常可以包括可操作地耦接到一对机翼104的机身102。机身102，如图所示，包括机首(或前部)部分103以及后部(或尾部)部分105。飞行器可以进一步包括在机身102的尾部105部分和/或接近机身102的尾部105部分处可操作地耦接到机身102的尾翼(或尾翼面)107。飞行器100可以进一步包括起落架。例如，一组轮和/或滑橇可以被提供在机身102和/或机翼105上。优选地，至少一个轮或滑橇是可操纵的。如图所示，例如，尾翼107可以包括由一对平行尾梁111提供的水平安定面。
机翼104可以具有从翼根104到翼尖114延伸的翼展。机身102以及机翼104可以在翼根109处和/或在翼根109附近融合在一起以使限定特定的点是困难的，在该特定的点在机身102结束并且翼根109开始处。每个机翼104还可以包括前缘106和后缘108。每个机翼104可以进一步包括一个或更多个前缘设备和/或控制表面110，比如前缘缝翼，和/或一个或更多个后缘设备和/或控制表面112，比如副翼、襟翼、襟副翼等等。
如图1b所示，飞行器100的内部部件通常由外蒙皮(和/或外壳)114覆盖(和/或隐藏、屏蔽等)，外蒙皮114由充分牢固的空气动力学材料制造。飞行器100的各种结构部件可以由金属、复合材料或它们的组合制造。例如，飞行器蒙皮114可以包括热塑性聚苯乙烯材料。选择地，或附加地，飞行器蒙皮114可以包括金属材料，比如，但不限于，铝、钛、钢或它们的合金。选择地，或附加地，飞行器蒙皮114可以使用复合材料构造，比如，但不限于，玻璃纤维。作为进一步地选择，飞行器蒙皮114可以是多种材料的融合。飞行器外蒙皮的某些部分可以由与其他部分相比不同的材料组成。例如，机翼104和/或尾翼107的蒙皮114可以由比飞行器100的其他部分更柔性的材料组成，以便允许机翼扭转(或者变形，再成形等等)。在典型的示例中，机翼蒙皮(例如，上机翼和下机翼的蒙皮114)是充分柔性和/或柔顺的，以使其不会随着机翼跨翼展的扭转而弯曲或撕裂。
在另一个示例中，飞行器100或其中的部件，可以使用熔合沉积模型(FDM)、立体平版印刷(SLA)、选择性激光烧结(SLS)和/或任何其他合适的增材制造/3D打印来制造。这种制造方法的好处是，它使用先进的感测和3D打印规律，生产出高性能、更稳定的飞行器。FDM是每次制造部件的一层的热聚合物层沉积过程，其以低体积以及严格的材料规范有效地打印飞行器部件。使用FDM，大量的机翼设计迭代可以被廉价制造，以满足期望的强度和刚度要求，控制表面尺寸以及其他特性。此外，额外的机翼可以被制造以允许定制的传感器集成，便于生成额外的致动方案或改变控制表面布置，便于描述机翼上的应变，以及容易地改变机翼的刚度的能力，以在给定应用下提供本体感受的最好平台。由于替换部件容易重新生产，该能力还提供了抵抗机翼损坏的鲁棒性。此外，该能力可以允许3D打印机翼部分(例如，翼尖)，并主动扭转该部分(可能地在翼尖处具有恒定的机翼负扭转)。
如图2a所示，每个机翼104可以包括内部支撑结构，其包括可操作地耦接到多个翼肋204的至少一个翼梁202。至少一个翼肋204可以是充分柔性的。选择地，或附加地，全部的翼肋204可以是柔性的。根据在机翼104中的位置和/或根据机翼104在位置处期望的尺寸(和/或形状、轮廓，等等)，翼肋204可以具有不同的尺寸(和/或形状、轮廓，等等)。翼梁202可以配置为通过一个或更多个致动器206(比如，伺服致动器)在沿其长度的一个或更多个点处被扭转(和/或旋转、转动，等等)。例如，致动器206可以定位在飞行器100的机身102中。选择地，或附加地，致动器206可以定位，例如，在飞行器100的翼尖114中。
如图2b和图2c所示，翼肋204可以耦接到翼梁202并配置为通过翼梁202(或它的部分)绕扭转轴线扭转地旋转(例如，枢转/扭转)；其中扭转轴线通常由翼梁202的长度限定。扭转的程度和位置可以被控制以针对机翼104的给定升力系数改变提升分布，这可以提供航空结构利益，比如减少诱导阻力和/或定制载荷缓和。在某方面中，翼肋204可以被独立地控制和/或经配置通过不同的扭转角度以实现沿机翼104的长度的平滑扭转分布。对于给定的翼肋204，如图2c所示，扭转角通常指在翼根109处的翼弦和在给定翼肋204处的翼弦之间的夹角。通过使用在沿翼梁202(以及机翼104)的长度204的多个位置处分布(例如，均匀分布)的多个翼肋204控制机翼104的扭转，在翼根109和最终的翼尖114之间产生扭转的逐渐平滑的改变。由于平滑的扭转分布允许跨越柔顺结构(例如，柔顺机翼蒙皮)的逐渐的改变，平滑的扭转分布可以允许更容易的制造，这限制了机翼蒙皮弯曲的可能性(例如，变弯以产生阻力增加)。平滑的扭转分布还可以缓和了针对不连续的机翼-扭转而集成离散关节和/或其他柔顺结构特征的需要，这种需要可以增加结构的重量/复杂性，并且还由于在扭转时在离散的跳跃间的沿机翼的间隙而增加干扰阻力。因此，制造和航空性能都是使用平滑的机翼扭转的相关原因。
在一个实施例中，如图2d所示，可以使用多个翼梁。例如，第一翼梁202可以定位在机身102中并配置为通过致动器206扭转。第一翼梁202可以可操作地耦接到最终的翼尖114翼肋208。第二翼梁210可以具有可操作地耦接到机身的第一端，以及可操作地耦接到第一翼梁202的第二端。因此，第二翼梁210可以配置为关于第一翼梁202扭转(和/或旋转，转动，和/或枢转)。第二翼梁210可以由可操作地耦接到多个翼肋204(和/或翼肋204的阵列)的外管(例如，复合材料管)组成。翼肋204可以用特定的扭转刚度特性设计，以保持翼面形状并在旋转时扭转上机翼蒙皮和下机翼蒙皮114。第二翼梁210可以是适于提供高扭转应变的复合叠层管。扭转刚度可以沿长度改变以满足航空要求(例如，在翼尖处更多的扭转)。第一翼梁202可以同心地安装在第二翼梁210中。飞行器外部浇铸线(OML)的扭转刚度——经由上机翼蒙皮和下机翼蒙皮114——可以被设计以遵守***的扭转输入。
在典型的示例中，第一翼梁202以及第二翼梁210是充分地刚性的，以便提供必要的抗弯刚度以维持机翼的结构完整性(尽管在翼梁之间以及沿扭转翼梁的翼展存在扭转柔度)。第一翼梁202可以是，例如，扭力杆。第二翼梁210可以由(例如)聚苯乙烯组成。聚苯乙烯可以用于，例如，沿翼展达到最大的刚度(比如限制平面外弯曲，例如)。选择地，或附加地，第二翼梁可以是碳纤维杆。该材料可以是复合材料和/或均质材料。选择地，或附加地，可以使用单一的翼梁202，其中翼梁202的不同部分可以由不同的材料组成。例如，最接近机身102的翼梁202的部分可以不同于最接近翼尖114的翼梁202的部分。在一些实施例中，第二翼梁210可以被容纳在第三翼梁中。在一些实施例中，致动器206可以定位在翼尖114中或靠近翼尖114定位。在一些实施例中，致动器206可以定位在翼尖114中或靠近翼尖114定位，和/或可操作地耦接到翼尖114最终的翼肋208(例如，在翼尖处的翼肋)。在一些实施例中，可以使用多个致动器206，其中一个或更多个致动器206定位在机身102中，同时一个或更多个其他的致动器206定位在翼尖114中和/或靠近翼尖114定位，和/或可操作地耦接到翼尖114最终的翼肋208。
经由致动器206，机翼翼梁202、210(和/或翼梁202)和相关的翼肋204的扭转，可以产生机翼104的扭转(和/或再成形、变形和/或形式的其他变化)。这种扭转可以更改、改变和/或修改机翼104的形状和/或轮廓。飞行器100可以使用控制构造来确定是否、何时和/或如何扭转机翼104。
图3阐明根据本公开的实施例的机翼-扭转控制和致动器构造300。如图所示，构造300包括机翼-扭转传感器302、机翼-扭转控制器304、存储设备305(例如，在其上具有数据库306)、机翼-扭转致动***308、其他飞行器控制***310以及自动驾驶仪312。其他飞行器控制***310可以包括，例如，推进***313，尾翼107以及与尾翼107相联系的控制表面314(例如，一个或多个方向舵和/或一个或多个升降舵)，以及与机翼104相关联的控制表面316，如前缘设备110和/或后缘设备和/或控制表面112。
飞行器控制***可以进一步包括其他期望的服务，比如与天线耦合以在飞行器100和远程设备(例如，便携式电子设备，如智能手机、平板电脑和笔记本电脑)或其他控制器(例如，基站)之间通讯数据的无线收发机。例如，飞行器100可以通过网络与远程设备通讯数据(被处理的数据，未被处理的数据，等等)。在某些方面，无线收发机可以配置为使用一个或更多个无线标准进行通讯，比如蓝牙(例如，短波长、从2.4到2.485GHz的在工业、科学和医疗(ISM)波段中的超高频(UHF)无线电波)、近场通讯(NFC)，Wi-Fi(例如，电气和电子工程师学会(IEEE)802.11标准)等等。远程设备可以便于监视和/或控制飞行器100及其一个或多个有效载荷(包括情报、监视和侦察(ISR)有效载荷)，该远程设备可以包括一个或更多个传感器、通信包、武器***、仪器、天线、摄像机、雷达或其他货物。飞行器处理器可与一个或更多个反馈传感器(包括，例如应变仪、压差传感器，等等)通信耦合。
图1c阐明在飞行器上和/或在飞行器中具有多个传感器302的BWB飞行器100。飞行器100可以使用多个(和/或系列、阵列等等)的传感器302来确定(和/或探测，感测，和/或以其他方式测量)机翼104的特性，比如，例如，跨翼展的攻角、机翼的空气动力学特性、机翼的行为特性、机翼104的气动弹性特性和/或机翼的结构特性。传感器302可以将这些信息传递到自动驾驶仪312和/或控制器304，以确定适当的机翼-扭转，以及相应地引导机翼104的直接扭转。
传感器302可以遍及整个飞行器100定位，同时可以在飞行器100内和/或在飞行器的外部蒙皮114上。传感器302可以定位在飞行器100的机身102、机翼104和/或尾翼107上，和/或定位在飞行器100的机身102、机翼104和/或尾翼107内。传感器302可以定位在机翼104前缘设备110和/或后缘设备和控制表面112上，和/或定位在机翼104前缘设备110和/或后缘设备和控制表面112内。传感器302可以定位在翼尖114上和/或定位在翼尖114内。传感器302可以可操作地耦接到飞行器100的动力***和/或由替换源提供动力。传感器302可以在分布式网络中彼此连接。在一些实施例中，一些传感器302可以联网，同时其他传感器302被隔离。在一些实施例中，一些传感器302可以联网并且这些传感器网络可与其他传感器302网络隔离和/或与其他单独的传感器302隔离。在一些实施例中，全部的传感器302可以一起联网。传感器302可以包括，例如，惯性测量单元(IMU)、全球定位***(GPS)传感器、加速度计(例如，ADXL345加速度计)、陀螺仪(如HMC5883L陀螺仪)、磁力仪(如ITG-3200磁力仪)、流体传感器、应变仪、压差传感器，等等。
在某方面中，可提供应变仪和/或压力传感器的阵列/***，以收集沿机翼104的翼展的多个应变和/或压差测量。例如，机翼104可以利用沿机翼的连续的一组传感器(如应变/扭矩测量传感器)向控制器304提供反馈。传感器(例如，光纤应变仪)可以嵌入到微槽或缺口中(例如，通过3D打印过程限定)。此外，传感器可以嵌入到机翼的顶部和/或底部，以获得用于稳定化的多个扭矩测量。凹槽的布置可以确定以确保光纤传感器除了产生对精确位置的测量外，还产生均匀分布的、沿翼展方向的测量。凹槽的布置可以通过便于传感器测量的均匀分布来确定。此外，示例分布式压力传感器***被Riley Griffin等人共同拥有的美国专利第62/454,188号更详细地描述，该专利申请于2017年2月3日提交，其标题为“Systemand Method for Distributed Airflow Sensing”。
由机翼-扭转传感器302输出的信息可以被用作自动驾驶仪312和/或控制器304的输入。控制器304可以采用，例如使用BeagleBone或BeagleBoard实施的处理器或微控制器单元(MCU)。控制器304可以进一步包括一个或更多个驱动电路，以便于通过例如处理器控制各种部件。例如，控制器304可以使用由传感器302提供的信息来识别和/或确定即将到来的失速的风险。响应于传感器302的输入和/或即将到来的失速的风险的确定，以及响应于来自飞行员(和/或领航员)和/或自动驾驶仪312的输入，控制器304可以进一步命令致动***308以主动扭转机翼104。
控制器304和自动驾驶仪312可以经由微型空中交通工具链接(MAVlink)协议用串行端口通信。控制器304和自动驾驶仪312可以附加地或替换地使用通用异步接收器/发送器(UART)通信。例如，自动驾驶仪312可以是Pixhawk。自动驾驶仪312可以配置为执行刚体控制和/或确定飞行器100的必要的和/或期望的偏航、俯仰以及横滚。自动驾驶仪312可以配置为考虑和/或响应飞行员402(和/或导航仪、操作员，等等)输入。例如，自动驾驶仪312在执行刚体控制和/或确定飞行器100的必要和/或期望的偏航、俯仰和横滚时，可以考虑飞行员402的输入。自动驾驶仪312可以附加地，或替换地，配置为基本上自主运行。自动驾驶仪312还可以配置为接收传感器302的输入和/或在传感器302输入上运行。特别地，自动驾驶仪312可以结合飞行员402输入和/或自主过程使用传感器302输入来执行刚体控制和/或确定飞行器100的必要和/或期望的偏航、俯仰和横滚。一旦做出确定，自动驾驶仪312可以向其他飞行器控制***310输出命令信号以相应地操纵飞行器100。自动驾驶仪312可以使用比例积分微分(PID)增益控制器调整以便飞行。PID控制器可以配置为输出期望的控制表面位置，该控制表面位置接着可以从自动驾驶仪312传送到机翼-扭转控制器304和/或其他飞行器控制***310。
控制器304还可以与在其上存储有软件和/或数据库306的存储设备305通信。数据库306可以是关系数据库、非关系数据库或其他种类的数据库。数据库306可以填充有可帮助控制器304例如收集与飞行器100有关的空气动力学控制导数的信息。控制导数可以通过模拟和/或测试的使用生成。例如，空气动力学导数可以经由风洞和飞行测试的结合来估计。数据库306可以预先填充数据和/或在飞行期间填充数据。数据库306可用于估计非线性气动弹性方程的偏导数以协助控制器304控制机翼-扭转。
图4根据公开的实施例更详细地阐明机翼-扭转控制以及致动构造300。如图所示，自动驾驶仪312可以与飞行器100的其他控制***通信以操纵飞行器100。特别地，自动驾驶仪312可以使用一个或更多个脉冲宽度调制(PWM)信号来与飞行器的其他控制***通信。自动驾驶仪312还可以与控制器304通信。更特别地，自动驾驶仪312可以向PWM命令转换器404输出PWM命令信号，PWM命令转换器404将信号转换为控制器304可读的形式。控制器304可以使用自动驾驶仪312确定的刚体控制和/或飞行器100的期望的偏航、俯仰和横滚作为它的适当的机翼-扭转的确定的输入。控制器304可以在它的适当的机翼-扭转的确定中进一步对数据库306中的数据进行分析、比较和/或解释。此外，控制器304在它的确定中可以使用传感器302数据。如图4所示，在被控制器304使用之前，传感器302数据可以由滤波器406运行。
控制器304可以将一个或更多个控制信号输出到扭转致动***308以实现适当的机翼-扭转。这可以与自动驾驶仪312到其他控制***310的命令信号大体上同时执行，这样飞行器100的操纵被一致执行。在图4中的408，飞行器100的操纵被执行。随后在图4中的410处发生在飞行器100中的环境变化：刚体动力学、攻角、空气动力学特性、行为特性、气动弹性特性、结构特性和/或气动弹性动力学。这些变化可以被传感器302感测，并用反馈回路反馈到自动驾驶仪312和控制器304，以做出进一步的确定、命令和/或决策。
扭转控制器304可以使用气动弹性模型。该模型可以由下面的方程限定，其中M是用于扭转机翼的梁理论质量矩阵，C是梁理论阻尼矩阵，K是梁理论弹性矩阵，M(α,β,U∞,θ,δ)是空气动力学力矩函数，其取决于α-攻角、β-侧滑、U∞-气流速度、θ-尖端扭转、δ-控制表面位移，BTwist是输入矩阵，以及U是扭矩输入：
控制器304可将模型线性化并与输出和参考矩阵结合以实现下面的方程组：
y＝CX
θtip＝HX
其中，
以及q是动力学压力，S是横截面机翼面积，c是横截面翼弦，以及Cmθ是包括局部扭转俯仰系数的对角矩阵。扭矩直接施加到机翼上，导致：
以及
其中Cmα是与攻角相关的俯仰系数，Cmβ是关于侧滑的俯仰系数，以及MU∞是关于气流速度的俯仰力矩。C是从尖端扭转到加速的线性化转换以及H是恢复尖端扭转。A以及E矩阵可以从空气动力学数据库306填充。
控制器304可以使用线性二次型(LQ)设定点追踪控制，其中在设定点以及期望的尖端扭转之间的误差被最小化，该误差等式是：
e＝θcmd-θtip
结果是
e＝θcmd-HX＝Mθcmd-HX
其中M是单位矩阵。该状态可以接着用误差的积分扩大：
z＝[x:xi]T
控制器304可以接着被开发以最小化下面的成本函数：
其给出了下面的增益矩阵：
Kx＝R-1BTP
Kθcmd＝R-1BT(PBR-1BT-AT)-1(HTQM+PG)
其中P是里卡蒂(Ricatti)代数方程的解，以及G是正反馈增益矢量方程的解。这些结果可以与附加的正反馈增益结合以抵消E，结果是下面的控制方程式：
u＝-KxX-Kθcmdθcmd
如上所述，自动驾驶仪312可以向PWM命令转换器404输出PWM命令信号，PWM命令转换器404可以将信号转换为控制器304可读的形式。PWM信号可以使用微型空中交通工具链路(MAVLink)协议和/或程序包传输。软件构造可以被用于解释和传递MAVLink传输。
如上所述，控制器304可以使用混合卡尔曼滤波器406来协助解释传感器302信息。卡尔曼滤波器406可以编译为单独的类，用于代码库的模块化和可重用性。混合卡尔曼滤波器406可以假设***模型
z(t)＝Cx(t)+v(t)
其中w(t)是模型噪声，v(t)是传感器噪声，x(t)是扭转状态，z(t)是传感器输出，以及
状态和协方差导数的估计可以是
其中
这是通过航空数据库的内插来估计的。以及Pk|k-1的估计取自上述估计的导数的积分。该积分可以通过四阶Runge-Kutta方法完成，该方法的结果用于创建卡尔曼增益
这个卡尔曼增益可以接着被用来创建状态和协方差矩阵的估计。
Pk|k＝(1-KkC)Pk|k-1
在运行中，传感器302可以探测(和/或感测、测量，等等)飞行器100(和/或飞行器的机翼104)的刚体动力学、攻角、气动特性、行为特性、气动弹性特性、结构特性和/或气动弹性动力学。传感器302可以将这些信息传输到控制器304和/或自动驾驶仪312。自动驾驶仪312可以使用这些信息连同来自飞行员402和/或其自身的自主***的输入来确定飞行器100的必要和/或期望的偏航、俯仰和横滚。一旦做出确定，自动驾驶仪312可以向其他飞行器控制***310输出命令信号以相应地操纵飞行器100。自动驾驶仪312可以附加地输出该信号和/或一些其他的信号到控制器304。控制器304可以接收来自自动驾驶仪312的信号作为输入(可能在一些转换、修改、解释和/或其他过程之后)，并使用这些信息确定适当的机翼扭转。控制器304可以接着向机翼-扭转致动***308输出控制信号，这可以经由翼梁202(和/或翼梁202、210)以及关联的翼肋204扭转机翼104。机翼104的扭转连同飞行器100的其它控制***310的使用可以在飞行期间操纵飞行器100。
使用主动扭转策略，自主飞行控制器可以通过扭转具有过度攻角的机翼104和/或翼尖114来缓和加快的旋转。这可以避免向下俯仰飞行器的需要。当飞行器接近地面时，这可以是特别有意义的。这个控制策略可以减少巡航和爬升之间的设计折衷，特别当用于BWB飞行器时。BWB布局的正常约束，(其使用飞行器的大型中心体/有效载荷区域作为升力体)通过扭转机翼控制策略被最小化。进一步的，该控制策略可以用相比方向舵诱导偏航更低的阻力产生偏航。该控制策略可以允许没有横滚的偏航操纵，也允许用相比方向舵协同转向更低的阻力的协同转向。如果采用正向偏航，那么方向舵及其相关浸湿区域能够被消除；减少阻力并提高燃油效率。此外，也可以使用主动正向偏航实现稳定；消除和/或实质上减少对垂直安定面的需要。
尽管上述公开主要关于BWB飞行器来描述，本领域普通技术人员应理解其同样可以适用于其他类型的飞行器，包括但不限于传统的飞行器、无人航空交通工工具(UAV)、遥控飞机以及垂直起降(VTOL)飞行器。
在此引用的任何专利、专利出版物或文章通过参考它们的全文合并于此。应认识到，上面所描述的方法和***是通过示例的方式提出的并且没有限制。大量的变化、增加、遗漏和其他的修改对于本领域普通技术人员将是显而易见的。此外，上述说明书和附图中的方法步骤的顺序或展示并不意味着要求执行列举的步骤的顺序，除非在上下文明确要求或以其他方式明确了特定的顺序。因此，尽管特定的实施例已经被示出和描述，但是对本领域技术人员显而易见的是可以做出形式和细节上的各种变化和修改，而不背离本发明的精神和范围，并且这些变化和修改意图形成由所附权利要求限定的发明的一部分，所述权利要求在法律许可的情况下将被最广义地解释。

Claims (15)

1.一种带有主动控制表面控制的飞行器(100)，包括：
柔性机翼，其由翼展限定，其中所述柔性机翼包括沿翼展方向对准的翼梁(202)，其中至少一个翼肋(204，208)可操作地耦接到所述翼梁(202)；
致动***(308)，其绕扭转轴线扭转地旋转所述翼梁(202)，进而引起耦接到所述翼梁(202)的所述至少一个翼肋(204，208)旋转，从而扭转所述柔性机翼的至少一部分；
传感器(302)，其配置为测量所述柔性机翼的特性；以及
控制器，其配置为至少部分地基于来自所述传感器(302)的输入命令所述致动***(308)以旋转所述翼梁(202)。
2.根据权利要求1所述的飞行器(100)，其中所述传感器(302)测量所述柔性机翼的气动弹性特性、所述柔性机翼的结构特性、所述柔性机翼的空气动力学特性、所述柔性机翼的行为特性或所述柔性机翼的攻角中的至少一个。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器(100)，其中所述控制器配置为当所述控制器至少部分地基于来自所述传感器(302)的输入识别失速的风险时命令所述致动***(308)旋转所述翼梁(202)。
4.根据权利要求1、权利要求2或权利要求3所述的飞行器(100)，其中所述飞行器(100)是无人飞行器(100)。
5.根据权利要求1所述的飞行器(100)，其中所述飞行器(100)包括自动驾驶仪，所述自动驾驶仪配置为确定所述飞行器(100)的期望的偏航、俯仰或横滚中的至少一个。
6.根据权利要求5所述的飞行器(100)，其中所述控制器可以配置为当所述控制器至少部分地基于来自所述自动驾驶仪的输入确定扭转所述柔性机翼将有助于实现期望的所述偏航、俯仰或横滚中的至少一个时，命令所述致动***(308)旋转所述翼梁(202)。
7.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求4、权利要求5或权利要求6所述的飞行器(100)，其中所述柔性机翼进一步包括热塑性聚苯乙烯蒙皮(114)覆盖物，所述热塑性聚苯乙烯蒙皮覆盖物充分地包围翼梁(202)以及至少一个翼肋(204，208)。
8.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求4、权利要求5、权利要求6或权利要求7所述的飞行器(100)，其中为了确定适当的机翼-扭转，所述控制器与包括控制导数的集合的空气动力学数据库通信。
9.一种控制具有柔性机翼的飞行器(100)的机翼-扭转的方法，所述方法包括以下步骤：
感测所述柔性机翼的特性；
至少部分地基于感测到的所述柔性机翼的特性，确定适当的机翼-扭转；以及
至少部分地基于所述适当的机翼-扭转确定，旋转所述柔性机翼的翼梁(202)，其中所述翼梁(202)可操作地耦接到所述柔性机翼的翼肋(204，208)，
其中所述翼梁(202)和所述翼肋(204，208)至少部分地限定所述柔性机翼的形状，以及其中所述柔性机翼的形状通过所述翼梁(202)的旋转改变。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述感测到的所述柔性机翼的特性包括以下各项中的至少一个：所述柔性机翼的空气动力学特性、所述柔性机翼的行为特性、所述柔性机翼的气动弹性特性或所述柔性机翼的攻角。
11.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，其中所述适当的机翼-扭转的确定至少部分地基于失速的风险。
12.根据权利要求9、权利要求10或权利要求11所述的方法，其中所述适当的机翼-扭转的确定至少部分地基于飞行器(100)的期望的偏航、俯仰或横滚。
13.根据权利要求9、权利要求10、权利要求11或权利要求12所述的方法，其中所述适当的机翼-扭转的确定至少部分地基于所述感测到的机翼特性与控制导数的集合的比较。
14.根据权利要求13所述的方法，其中所述控制导数的集合被保持在数据库中。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述数据库通过机翼-扭转模拟被预填充。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111152911A (zh) * 2020-01-09 2020-05-15 南京航空航天大学 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法
CN114180027A (zh) * 2021-12-24 2022-03-15 清华大学 一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201615399D0 (en) * 2016-09-09 2016-10-26 Univ Brunel Blade or wing
JP6731604B2 (ja) * 2018-03-31 2020-07-29 中松　義郎 高速ドローン等航空機
US10577076B1 (en) * 2019-04-19 2020-03-03 Leo Edward Wylonis Shape-shifting aircraft wing actuated via polymer artificial muscle driven twisting wing ribs
CN110186640B (zh) * 2019-06-21 2024-04-12 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型
CN110539880A (zh) * 2019-09-17 2019-12-06 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种多操纵面飞翼无人机高过载对称机动操纵方法
CN112389615B (zh) * 2020-11-20 2021-09-07 青岛海洋地质研究所 深海拖体及深海拖体姿态调节方法
CN112378620B (zh) * 2020-12-09 2023-04-18 中国航天空气动力技术研究院 柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法
EP4095033A1 (en) * 2021-05-28 2022-11-30 C.I.R.A. (Centro Italiano Ricerche Aerospaziali) - S.C.P.A. Structural module for fixed or rotary wing
US11597490B1 (en) 2021-12-22 2023-03-07 Rapidflight Holdings, Llc Additive manufactured airframe structure having a plurality of reinforcement elements
NL2030268B1 (en) * 2021-12-23 2023-06-29 Deltaquad B V Fixed-wing aircraft
CN114185265B (zh) * 2022-02-15 2022-04-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 大型开***流风洞超声速定总压连续变马赫数控制方法
US11981460B2 (en) * 2022-05-13 2024-05-14 Firestorm Labs, Inc. Mission-adaptable aerial vehicle and methods for in-field assembly and use
GB2621982A (en) * 2022-08-24 2024-03-06 Airbus Operations Ltd Aircraft attitude controller and wing system

Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB353908A (en) * 1930-04-29 1931-07-29 Cierva Juan De La Improvements in aircraft having freely rotative wings
GB565634A (en) * 1943-02-15 1944-11-20 Phillips & Powis Aircraft Ltd Improvements in aerofoil control surfaces
US4330100A (en) * 1979-09-28 1982-05-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Means for controlling aerodynamically induced twist
US5082207A (en) * 1985-02-04 1992-01-21 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
US5681014A (en) * 1992-05-15 1997-10-28 Palmer; Harry W. Torsional twist airfoil control means
US20060022085A1 (en) * 2004-07-30 2006-02-02 Ferman Marty A Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings
US20080149779A1 (en) * 2006-12-14 2008-06-26 Phillips Warren F Apparatus and method for twisting a wing to increase lift on aircraft and other vehicles
CN101336192A (zh) * 2005-12-21 2008-12-31 空中客车德国有限公司 用于飞机的柔性控制表面
CN101423115A (zh) * 2008-12-03 2009-05-06 北京航空航天大学 具有气动反效的翼
US20110042524A1 (en) * 2008-02-21 2011-02-24 Cornerstone Research Group Passive adaptive structures
CN102167156A (zh) * 2010-02-26 2011-08-31 尤洛考普特公司 自适应扭转的桨叶和设有此种桨叶的旋翼
WO2012123074A1 (de) * 2011-03-11 2012-09-20 Festo Ag & Co. Kg Schlagflügeleinrichtung und verfahren zum betreiben einer schlagfügeleinrichtung
WO2013061351A1 (en) * 2011-10-28 2013-05-02 POLITECNICO Dl TORINO Aerodynamic profile with variable twist and pitch
US20150083853A1 (en) * 2013-09-24 2015-03-26 The Boeing Company Adaptive trailing edge actuator system and method
US20150102156A1 (en) * 2012-07-31 2015-04-16 Gabor Devenyi Aircraft wing having continuously rotating wing tips
US20160001874A1 (en) * 2014-07-01 2016-01-07 The Boeing Company Active strut apparatus for use with aircraft and related methods
CN106467164A (zh) * 2015-08-20 2017-03-01 波音公司 减缓飞行器的飞行控制表面与机身之间的表面不连续性
CN106741845A (zh) * 2017-02-10 2017-05-31 哈尔滨工业大学 一种水空两栖飞行器机翼变形结构

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7789343B2 (en) 2007-07-24 2010-09-07 The Boeing Company Morphing aircraft with telescopic lifting and control surfaces
EP2644361A1 (en) 2012-03-30 2013-10-02 MBDA UK Limited Composite material suitable for a morphing skin
US10279891B2 (en) * 2016-06-02 2019-05-07 Google Llc Software controlled stiffening of flexible aircraft
GB201615399D0 (en) * 2016-09-09 2016-10-26 Univ Brunel Blade or wing

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB353908A (en) * 1930-04-29 1931-07-29 Cierva Juan De La Improvements in aircraft having freely rotative wings
GB565634A (en) * 1943-02-15 1944-11-20 Phillips & Powis Aircraft Ltd Improvements in aerofoil control surfaces
US4330100A (en) * 1979-09-28 1982-05-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Means for controlling aerodynamically induced twist
US5082207A (en) * 1985-02-04 1992-01-21 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
US5681014A (en) * 1992-05-15 1997-10-28 Palmer; Harry W. Torsional twist airfoil control means
US20060022085A1 (en) * 2004-07-30 2006-02-02 Ferman Marty A Device and method of control of fixed and variable geometry rhomboid wings
CN101336192A (zh) * 2005-12-21 2008-12-31 空中客车德国有限公司 用于飞机的柔性控制表面
US20080149779A1 (en) * 2006-12-14 2008-06-26 Phillips Warren F Apparatus and method for twisting a wing to increase lift on aircraft and other vehicles
US20110042524A1 (en) * 2008-02-21 2011-02-24 Cornerstone Research Group Passive adaptive structures
CN101423115A (zh) * 2008-12-03 2009-05-06 北京航空航天大学 具有气动反效的翼
CN102167156A (zh) * 2010-02-26 2011-08-31 尤洛考普特公司 自适应扭转的桨叶和设有此种桨叶的旋翼
WO2012123074A1 (de) * 2011-03-11 2012-09-20 Festo Ag & Co. Kg Schlagflügeleinrichtung und verfahren zum betreiben einer schlagfügeleinrichtung
WO2013061351A1 (en) * 2011-10-28 2013-05-02 POLITECNICO Dl TORINO Aerodynamic profile with variable twist and pitch
US20150102156A1 (en) * 2012-07-31 2015-04-16 Gabor Devenyi Aircraft wing having continuously rotating wing tips
US20150083853A1 (en) * 2013-09-24 2015-03-26 The Boeing Company Adaptive trailing edge actuator system and method
US20160001874A1 (en) * 2014-07-01 2016-01-07 The Boeing Company Active strut apparatus for use with aircraft and related methods
CN106467164A (zh) * 2015-08-20 2017-03-01 波音公司 减缓飞行器的飞行控制表面与机身之间的表面不连续性
CN106741845A (zh) * 2017-02-10 2017-05-31 哈尔滨工业大学 一种水空两栖飞行器机翼变形结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王跃洲: "基于力学近似模型的大展弦比机翼结构优化设计", 中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技II辑, no. 2 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111152911A (zh) * 2020-01-09 2020-05-15 南京航空航天大学 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及工作方法
CN111152911B (zh) * 2020-01-09 2022-05-24 南京航空航天大学 一种用于柔性机翼的扭转变形控制装置及控制方法
CN114180027A (zh) * 2021-12-24 2022-03-15 清华大学 一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用
CN114180027B (zh) * 2021-12-24 2023-04-07 清华大学 一种变体飞行器的控制方法、控制器及其应用

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