CN114313215B - 一种可变倾角和高度的翼梢结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种可变倾角和高度的翼梢结构，包括左侧翼肋、驱动机构、变形机构、柔性蒙皮、右侧翼肋和支撑结构；左侧翼肋以0°‑90°夹角安装于主机翼，左侧翼肋与驱动机构连接，驱动机构与变形机构连接，变形机构与右侧翼肋连接；驱动机构用于带动变形机构变形，改变右侧翼肋相对于左侧翼肋的空间位置；左侧翼肋和右侧翼肋两侧之间通过支撑结构连接；支撑结构上覆盖安装有柔性蒙皮形成有封闭的气动外形。本发明中变形机构采用平面连杆机构，实现了翼梢结构连续伸长、缩短和弯曲，有效提高飞机的气动性能和机动性能，提高翼梢的升力系数，较少诱导阻力，适应不同飞行环境对气动外形的要求。

Description

一种可变倾角和高度的翼梢结构

技术领域

本发明涉及宇航空间飞行器领域，具体为一种可变倾角和高度的翼梢结构。

背景技术

自从莱特兄弟发明第一架飞机，人类实现了飞行的梦想，飞机便在人类社会中扮演着重要的角色。然而在早期的飞行器设计过程中，翼梢往往是固定的，其气动特性往往是按照单一用途优化或者根据多飞行环境进行折中的设计优化，其无法像鸟儿一样随时改变自己翅膀的姿态来调整飞行状态，以达到最优飞行性能。然而随着对飞行器的飞行效率、气动性能、机动性能和多任务化等各类需求的不断提高，尤其是无人机技术的发展，传统的固定翼飞机的劣势逐渐凸显。

相关空气动力学研究表明，翼型根据不同的飞行环境的变化能有效提高飞机的气动特性。变弯曲翼梢可以提高机动性能，降低诱导阻力，提高失速性能。美国波音公司的K.K.Ishimitus首次将固定式翼梢小翼安装于空中加油机，实验结果表明，其阻力降低了7.2％，升阻比提高8％，较少燃油消耗9％。目前翼梢已被广泛采用，但仅针对巡航的翼梢几何设计，在起飞和爬升阶段的减阻效率较低。左林玄等研究发现可变倾角翼梢结构的单侧变形能显著提高偏航力矩和俯仰力矩，提高飞机的机动性。南京航空航天大学的李伟研究了变高度的翼梢结构，结果表明其能明显改善翼梢尾涡强度和提升机翼升力系数。在飞行过程中的连续变翼梢结构有广阔的应用前景。

在变翼梢倾角方面，P.Bourdin等人采用伺服电机驱动连杆机构的设计，改变翼梢倾角。此外波音公司还提出了一种形状记忆合金驱动的扭力管结构来改变翼梢倾角。中国专利申请CN201920779634.X公开了一种新型的通过压电纤维驱动器使得多端机翼发生弯曲的翼梢变倾角结构。中航工业的***等人采用偏心曲柄滑块机构，通过连杆传动，带动翼梢旋转改变倾角。在变翼梢高度方面，李闻等人设计了一种钢索绞盘传动的可伸缩结构，将一段机翼提前收缩进主机翼，通过绞盘实现伸缩断机翼的连续变化。南京航空航天大学的李伟设计了一种差动式伸缩栅格机构，两组伸缩栅格并联，通过分别控制两组伸缩栅格的运动，实现翼梢倾角和高度的变化，但其需要两个电机驱动。目前变形翼梢大部分只是针对单一变形模式来设计，能够同时进行两种变形模式的设计较少，且面临重量的问题。

蒙皮在变体飞行器中主要承担连续变形、维持气动外形和保持气密性的作用。传统的蒙皮材料由金属或复合材料制作，其几乎没有变形能力。随着对变体飞行器的深入探索，大量的柔性蒙皮开始被设计研究。主要有波纹结构蒙皮、蜂窝结构蒙皮、鱼鳞结构蒙皮、橡胶蒙皮和基于记忆合金等智能材料的复合结构蒙皮等。目前大部分的柔性蒙皮只能实现单曲率的拉伸和弯曲变形，或小范围的双曲率变形如扭转变形，如蜂窝结构只能在面内伸长或弯曲或小范围扭转。而在翼梢展长方向或者翼梢处产生弯曲时，由于蒙皮本身已经在弦长方向发生弯曲，所以蒙皮需要能够实现双曲率弯曲，即同时在垂直于弦长方向弯曲。同时还需要防止蒙皮褶皱、保持光滑和具有一定承载力，此种蒙皮结构的设计较少。

综上所述，在飞行过程中的连续变翼梢结构有广阔的应用前景。目前的变形翼梢大部分只是针对一种变形模式来设计，能够同时进行两种变形模式的设计较少，而且面临重量较大，控制困难，结构复杂等问题。同时能够实现双曲率连续光滑弯曲且具有一定承载力的蒙皮结构设计也是不小的挑战。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术中的不足，提供一种可变倾角和高度的变形翼梢结构，同时保持外表光滑连续，有效提高飞机的机动性能、飞行效率和多任务适应性能。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种可变倾角和高度的翼梢结构，包括左侧翼肋、驱动机构、变形机构、柔性蒙皮、右侧翼肋和支撑结构；所述左侧翼肋以0°-90°夹角安装于主机翼，左侧翼肋与所述驱动机构连接，驱动机构与变形机构连接，变形机构与右侧翼肋连接；驱动机构用于带动变形机构变形，改变右侧翼肋相对于左侧翼肋的空间位置；左侧翼肋和右侧翼肋两侧之间通过支撑结构连接；所述支撑结构上覆盖安装有柔性蒙皮形成有封闭的气动外形；

所述驱动机构包括电机、驱动齿轮、上齿轮、上凸轮轴、下齿轮和下凸轮轴；所述电机安装于主机翼，电机的输出轴穿过所述左侧翼肋与驱动齿轮连接；所述驱动齿轮与上齿轮和下齿轮啮合形成定轴轮系；上凸轮轴通过键连接于上齿轮，下凸轮轴通过键连接于下齿轮；上凸轮轴和下凸轮轴与变形机构连接；

所述变形机构包括上推杆，下推杆，上连杆，下连杆和滑块，变形机构具有2个自由度；所述上推杆一端连接上凸轮轴，另一端铰接于上连杆中部；下推杆一端连接下凸轮轴，另一端铰接于下连杆中部；上推杆与下推杆相互平行；下连杆末端铰接于滑块，滑块连接于上连杆末端；上连杆顶端铰接于右侧翼肋上方，下连杆顶端铰接于右侧翼肋下方；

进一步的，由电机驱动上齿轮和下齿轮转动，从而驱动上凸轮轴和下凸轮轴转动，上凸轮轴和下凸轮轴上设置有螺旋线槽，以螺旋传动的方式推动上推杆和下推杆做直线运动，从而改变上连杆和下连杆的相互位置，进而连续改变右侧翼肋空间位置和姿态以达到变形的目的。

进一步的，通过反转法设计所述螺旋线槽；在已知右侧翼肋相对于左侧翼肋的空间位置变化时，通过实验或者机构运动学分析计算出上推杆和下推杆的运行轨迹，从而逆向设计柱状凸轮螺旋线槽。

进一步的，当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相同时，翼梢能够实现伸长和缩短；当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相反时，翼梢能够实现翼梢向上弯曲或向下弯曲；根据不同的螺旋线槽组合，实现若干种变形。

进一步的，所述柔性蒙皮由螺旋骨架结构和弹性基体构成；螺旋骨架结构埋在弹性基体内部；螺旋骨架结构在轴向方向上能够实现伸长、缩短、弯曲和扭转变形，并在纵向上具有承载能力；螺旋骨架结构对弹性基体存在变形约束和基体强化作用，防止弹性基体在变形过程中发生褶皱。

进一步的，弹性基体选用橡胶或形状记忆聚合物材料；当选用橡胶这种难以主动驱动的材质时，柔性蒙皮能够根据翼梢被动变形；当选用形状记忆聚合物时，柔性蒙皮能够在外加物理场的作用下主动变形，以满足机翼在不同飞行任务下对气动外形的要求。

进一步的，所述支撑结构为基于折纸的双瓦楞结构，支撑结构基本单元由两种折纸单元按照镜像的山谷线分布折叠，上下拼接而成；基本单元在三维方向上进行拓展并按照翼肋形状切割而成；基本单元在纵向上能够承担气动载荷，在轴向上能够连续弯曲和拉伸变形。

与现有技术相比，本发明的技术方案所带来的有益效果是：

1.本发明中变形机构采用平面连杆机构，实现了翼梢结构连续伸长、缩短和弯曲，有效提高飞机的气动性能和机动性能，提高翼梢的升力系数，较少诱导阻力，适应不同飞行环境对气动外形的要求。

2.本发明中采用柱状凸轮的驱动机构驱动变形机构，柱状凸轮可根据翼梢变形模式逆向设计，拓展了翼梢的变形模式，提高了飞机的多任务性和机动性。且通过单一电机驱动的变形机构，降低了翼梢重量，结构简单，刚度好，可靠性高。

3.本发明中设计的柔性蒙皮，将螺旋骨架结构嵌入弹性基体，实现了柔性蒙皮的伸长、缩短、弯曲和扭转变形，能够顺应翼梢的多样化变形模式。其变形光滑、柔顺性好、结构简单、轻质且具有一定的承载能力，在变体飞行器领域具有广阔的应用前景。

4.本发明中设计的支撑结构为基于折纸的双瓦楞结构，特征在于在纵向上刚度很大以承担气动载荷，但在轴向方向上柔顺，可以实现弯曲伸长变形，同时具有轻质的特点。

5.本发明中凸轮轴上的螺旋线槽可以通过反转法进行设计；此外当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相同时，翼梢可以实现伸长和缩短。当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相反时，翼梢可以实现翼梢向上弯曲或向下弯曲。同时，不同的螺旋线槽组合，可以实现更复杂的变形。

6.本发明中柔性蒙皮为一种骨架增强的弹性体。螺旋骨架结构在轴向方向上可以实现伸长和弯曲变形，有较强的变形能力和多样的变形模式，同时在纵向方向上有承载能力。螺旋骨架结构其对包裹的弹性基体存在变形约束和基体强化作用，防止弹性基体在变形过程中发生褶皱。螺旋骨架结构可用弹性较好、屈服强度高的锰钢、7075铝合金等金属或非金属材料制作。

7.支撑结构为基于折纸的双瓦楞结构，其基本单元由两种折纸单元按照特定的山谷线分布折叠，上下拼接而成。基本单元在三维方向上进行拓展并按照翼肋形状切割而成。在纵向上刚度很大以承担气动载荷，但在轴向方向上柔顺，可以实现弯曲拉伸等变形。其主要的目的在于弥补柔性蒙皮在高气动载荷下承载力不足的问题，同时不阻碍变形。

附图说明

图1是本发明中翼梢结构侧视图。

图2是本发明中翼梢变形前的形状示意图。

图3是本发明中翼梢改变高度的形状示意图。

图4是本发明中翼梢向上弯曲的形状示意图。

图5是本发明中翼梢向下弯曲的形状示意图。

图6是本发明中变形机构的结构示意图。

图7是本发明中驱动机构的侧视图。

图8是本发明中定轴轮系的结构简图。

图9是本发明中上推杆的侧视图。

图10是本发明中上推杆的右视图。

图11是本发明中柔性蒙皮结构剖视图。

图12是本发明中柔性蒙皮螺旋骨架结构变形前示意图及A-A向剖视结构示意图。

图13是本发明中柔性蒙皮螺旋骨架结构伸长构型示意图及B-B向剖视结构示意图。

图14是本发明中柔性蒙皮螺旋骨架结构弯曲构型示意图及C-C向剖视结构示意图。

图15是本发明中基于折纸的双瓦楞结构基本构成单元。

图16是本发明中基于折纸的双瓦楞结构基本单元扩展构型侧视图。

图17是本发明中基于折纸的双瓦楞结构填充构型示意图。

图18是本发明中基于折纸的双瓦楞结构弯曲示意图及E-E向剖视结构示意图。

附图标记：1-左侧翼肋，2-驱动机构，3-变形机构，4-柔性蒙皮，5-支撑结构，21-电机，22-驱动齿轮，23-上齿轮，24-上凸轮轴，25-下齿轮，26-下凸轮轴，31-上推杆，32-上连杆，33-下推杆，34-下连杆，35-滑块，36-右侧翼肋，41-螺旋骨架结构，42-弹性基体，51-折纸单元，52-折纸单元。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1-图10所示，一种可变倾角和高度的翼梢结构包括左侧翼肋1、驱动机构2、变形机构3、柔性蒙皮4和支撑结构5。左侧翼肋1以一定夹角安装于主机翼，驱动机构2固定于左侧翼肋1，带动变形机构3变形，改变右侧翼肋相对于左侧翼肋1的空间位置。柔性蒙皮4覆盖于整个翼梢外侧，保持光滑、柔顺和封闭的气动外形。支撑结构5置于柔性蒙皮下方，在保持变形能力的同时，强化柔性蒙皮1的承载能力。

如图3所示，其中驱动机构包括电机21、驱动齿轮22、上齿轮23、上凸轮轴24、下齿轮25和下凸轮轴26。驱动齿轮22固定于电机输出轴。电机21安装于主机翼，电机21的输出轴穿过左侧翼肋1与驱动齿轮22连接；电机21、上齿轮23和下齿轮25固定于左侧翼肋1。驱动齿轮22、上齿轮23和下齿轮25形成定轴轮系。上凸轮轴24通过键连接于上齿轮23，下凸轮轴26通过键连接于下齿轮25。上凸轮轴24和下凸轮轴26连接变形机构。

如图3所示，其中变形机构包括上推杆31，下推杆33，上连杆32，下连杆34，滑块35和右侧翼肋36，其自由度为2。上推杆31一端连接上凸轮轴24，另一端铰接于上连杆32中部。下推杆33一端连接下凸轮轴26，另一端铰接于下连杆34中部。上推杆31与下推杆33相互平行。下连杆34末端铰接于滑块35，滑块35连接于上连杆32。上连杆32顶端铰接于右侧翼肋36上方，下连杆34顶端铰接于右侧翼肋36下方。

本发明中，由电机21驱动上齿轮23和下齿轮转动25，从而驱动上凸轮轴24和下凸轮轴26转动，上凸轮轴24和下凸轮轴26上设计有螺旋线槽，以螺旋传动的方式推动上推杆31和下推杆33做直线运动，从而改变上连杆32和下连杆34的相互位置，上连杆32和下连杆34顶端铰接于右侧翼肋36，进而改变右侧翼肋36空间位置和姿态以达到变形的目的。

进一步，上凸轮轴24和下凸轮轴26上的螺旋线槽可以通过反转法进行设计。在已知右侧翼肋36相对于左侧翼肋1的空间位置变化时，可以通过实验或者机构理论计算出上推杆31和下推杆33的运行轨迹，从而逆向设计上凸轮轴24和下凸轮轴26上螺旋线槽。

进一步，当上凸轮轴24和下凸轮轴26的螺旋线槽相同时，翼梢可以实现展长方向的伸长，如图3所示。当上凸轮轴24和下凸轮轴26的螺旋线槽相反时，翼梢可以实现向上弯曲或向下弯曲，如图4-图5所示。同时，不同的螺旋线槽组合，可以实现更复杂的变形。

如图11-图14所示，本实施例中柔性蒙皮4为一种骨架增强的弹性体。螺旋骨架41结构在轴向方向上可以实现伸长和弯曲变形，有较强的变形能力和多样的变形模式，同时在纵向方向上有一定的承载能力。螺旋骨架41结构其对包裹的弹性基体42存在变形约束和基体强化作用，防止其在变形过程中发生褶皱。螺旋骨架41结构可用弹性较好、屈服强度高的锰钢、7075铝合金等金属或非金属材料制作。

进一步，弹性基体42可选用橡胶类弹性极限高且杨氏模量低的材料，可以在较小的驱动力下产生较大的变形。所组成的柔性蒙皮4根据翼梢被动变形，以实现在不同飞行任务下对气动外形的要求。

进一步，支撑结构5为基于折纸的双瓦楞结构。如图15所示，其基本单元由折纸单元51和折纸单元52按照特定的山谷线分布折叠，上下拼接而成，其中实线表示山线，虚线表示谷线。基本单元在三维方向上进行拓展，其拓展构型如图16所示。拓展结构按照翼肋形状切割，作为填充物充满翼梢内部。其可用3D打印或面-面粘接的方式成型。其特征在于在纵向上刚度很大以承担气动载荷，但在轴向方向上柔顺，可以实现弯曲等变形。其初始填充构型如图17所示，弯曲构型如图18所示。

本发明并不限于上文描述的实施方式。以上对具体实施方式的描述旨在描述和说明本发明的技术方案，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，并不是限制性的。在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，本领域的普通技术人员在本发明的启示下还可做出很多形式的具体变换，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，包括左侧翼肋、驱动机构、变形机构、柔性蒙皮、右侧翼肋和支撑结构；所述左侧翼肋以0°-90°夹角安装于主机翼，左侧翼肋与所述驱动机构连接，驱动机构与变形机构连接，变形机构与右侧翼肋连接；驱动机构用于带动变形机构变形，改变右侧翼肋相对于左侧翼肋的空间位置；左侧翼肋和右侧翼肋两侧之间通过支撑结构连接；所述支撑结构上覆盖安装有柔性蒙皮形成有封闭的气动外形；

所述驱动机构包括电机、驱动齿轮、上齿轮、上凸轮轴、下齿轮和下凸轮轴；所述电机安装于主机翼，电机的输出轴穿过所述左侧翼肋与驱动齿轮连接；所述驱动齿轮与上齿轮和下齿轮啮合形成定轴轮系；上凸轮轴通过键连接于上齿轮，下凸轮轴通过键连接于下齿轮；上凸轮轴和下凸轮轴与变形机构连接；

所述变形机构包括上推杆，下推杆，上连杆，下连杆和滑块，变形机构具有2个自由度；所述上推杆一端连接上凸轮轴，另一端铰接于上连杆中部；下推杆一端连接下凸轮轴，另一端铰接于下连杆中部；上推杆与下推杆相互平行；下连杆末端铰接于滑块，滑块连接于上连杆末端；上连杆顶端铰接于右侧翼肋上方，下连杆顶端铰接于右侧翼肋下方；由电机驱动上齿轮和下齿轮转动，从而驱动上凸轮轴和下凸轮轴转动，上凸轮轴和下凸轮轴上设置有螺旋线槽，以螺旋传动的方式推动上推杆和下推杆做直线运动，从而改变上连杆和下连杆的相互位置，进而连续改变右侧翼肋空间位置和姿态以达到变形的目的。

2.根据权利要求1所述的一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，通过反转法设计所述螺旋线槽；在已知右侧翼肋相对于左侧翼肋的空间位置变化时，通过实验或者机构运动学分析计算出上推杆和下推杆的运行轨迹，从而逆向设计柱状凸轮螺旋线槽。

3.根据权利要求1所述的一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相同时，翼梢能够实现伸长和缩短；当上凸轮轴和下凸轮轴的螺旋线槽相反时，翼梢能够实现翼梢向上弯曲或向下弯曲；根据不同的螺旋线槽组合，实现若干种变形。

4.根据权利要求1所述的一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，所述柔性蒙皮由螺旋骨架结构和弹性基体构成；螺旋骨架结构埋在弹性基体内部；螺旋骨架结构在轴向方向上能够实现伸长、缩短、弯曲和扭转变形，并在纵向上具有承载能力；螺旋骨架结构对弹性基体存在变形约束和基体强化作用，防止弹性基体在变形过程中发生褶皱。

5.根据权利要求4所述的一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，弹性基体选用橡胶或形状记忆聚合物材料；当选用橡胶这种难以主动驱动的材质时，柔性蒙皮能够根据翼梢被动变形；当选用形状记忆聚合物时，柔性蒙皮能够在外加物理场的作用下主动变形，以满足机翼在不同飞行任务下对气动外形的要求。

6.根据权利要求1所述的一种可变倾角和高度的翼梢结构，其特征在于，所述支撑结构为基于折纸的双瓦楞结构，支撑结构基本单元由两种折纸单元按照镜像的山谷线分布折叠，上下拼接而成；基本单元在三维方向上进行拓展并按照翼肋形状切割而成；基本单元在纵向上能够承担气动载荷，在轴向上能够连续弯曲和拉伸变形。