CN116674741A - 运用可伸缩连杆机构的可变形机翼以及应用其的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，包括：多个机架；多个连杆机构，每个连杆机构均设置在一个机架上，每个连杆机构均包括可伸缩的第一连架杆、不可伸缩的第二连架杆以及用于连接第一连架杆和第二连架杆的连接杆；多个驱动装置，每个驱动装置的上下两侧分别具有一个机架，每个驱动装置均与其对应的两个连杆机构中的第一连架杆连接，从而控制这两个第一连架杆同步进行伸缩。本发明能够使得飞机机翼在翼型截面方向上实现长度可调，以改变机翼的翼型截面积和迎角，从而使得飞机需要调整升力时能够通过控制四连杆机构的运动以调整机翼面积和迎角以调整升阻比，其具有结构简单、控制稳定、安全系数高等优点。

Description

运用可伸缩连杆机构的可变形机翼以及应用其的飞机

技术领域

本发明涉及飞机结构设计技术领域，具体涉及一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼以及应用其的飞机。

背景技术

机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，与尾翼一起形成良好的稳定性与操纵性。另外可以在机翼内部装载弹药、设备和油箱，在机翼上可以安装起落架、发动机、悬挂导弹、副油箱以及其他外挂设备。

一般情况下，机翼面积与提供的升力成正比。例如在起飞阶段，若使飞机具有较大的机翼面积则能使飞机具有较大的升力，缩短起飞距离；而较小的机翼则使得飞机具有了较好的机动性，便于飞机做机动动作。并且一般情况下，机翼的迎角与提供的升力成正比。例如在一定迎角范围内，随着迎角的增大，升力也会随之增大。而当迎角超出此范围而继续增大时，则会产生失速现象。失速指的是随着迎角的增大，升力也随之增大，但当迎角增大到一定程度时，气流会从机翼前缘开始分离，尾部出现很大的涡流区，使升力突然下降，阻力迅速增大。失速刚刚出现时的迎角称为“临界迎角”。

而随着人类对空间探索的不断深入，要求未来飞行器的空域、速域不断扩大，且能够实现多种飞行任务。在多任务飞行环境下，传统固定外形的飞行器因为机翼整体结构的迎角、面积或长度均不可变，导致难以始终保持良好飞行性能和操纵性能。但可变形飞行器因为其外形能够根据飞行任务、飞行环境发生改变，所以能够以不同的气动布局形式满足不同的需求，提升飞行器的飞行性能。其中，因为机翼作为飞行器最重要的部分之一，所以机翼的变形设计是实现飞行器变形的关键。如现有技术，现有的飞机机翼一般采用设置小角度可变的舵面改变飞机升力大小，但此方法提供的升力有限。因此，需要一种机翼受力面积及迎角可调的飞机以满足飞机在不同情况下的使用要求。

发明内容

本发明是为了解决上述问题而进行的，目的在于提供一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼以及应用其的飞机。

本发明提供了一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，安装在飞机机翼的尾部边缘，用于改变飞机机翼的面积和飞机机翼的仰角，具有这样的特征，包括：多个机架，均安装于飞机机翼的尾部边缘；多个连杆机构，每个连杆机构均设置在一个机架上，每个连杆机构均包括第一连架杆、第二连架杆以及连接杆，第一连架杆为可伸缩的连架杆，第二连架杆为不可伸缩的连架杆，第一连架杆和第二连架杆的一端分别可转动地与对应的一机架的两端连接，连接杆为弧形连接杆，连接杆的一端与第一连架杆的另一端连接，另一端与第二连架杆的另一端连接，且连接杆的弯曲方向朝向飞机机翼；多个驱动装置，均安装于飞机上，且沿机翼展向方向设置，每个驱动装置的上下两侧分别具有一个机架，每个驱动装置均与其对应的两个连杆机构中的第一连架杆连接，从而控制这两个第一连架杆同步进行伸缩；以及一块柔性蒙皮，覆盖在多个机架与多个连杆机构的整体外部。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：多个驱动装置均沿飞机机翼的弦长线设置。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：每一第一连架杆均具有主杆和副杆，主杆的一端与对应的机架连接，另一端上设有凹槽，副杆可滑动地设置在凹槽内，副杆的一端始终位于凹槽内，另一端与连接杆的一端连接。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：相邻两个机架与设置在该两个机架之间的驱动装置均位于同一平面上。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：第一连架杆和第二连架杆均通过转轴与对应的机架转动连接。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：驱动装置的数量至少为两个。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：多个驱动装置同步运行。

在本发明提供的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中，还能够具有这样的特征：驱动装置为液压作动筒。

一种飞机，具有这样的特征，该飞机上安装有两个如上所述的可变形机翼，两个可变形机翼分别安装在飞机的两个机翼上，且以飞机机身为轴线对称设置。

发明的作用与效果

根据本发明所涉及的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，因为连杆机构包括可伸缩的第一连架杆、不可伸缩的第二连架杆以及用于连接第一连架杆和第二连架杆的连接杆，且驱动装置能够控制第一连架杆进行伸缩，所以使得飞机机翼在翼型截面方向上实现长度可调，以改变机翼面积和迎角，从而使得飞机需要调整升力时能够通过控制四连杆机构的运动以调整机翼的翼型截面积和迎角以调整升阻比，其具有结构简单、控制稳定、安全系数高等优点。

附图说明

图1是本发明实施例中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中机架与连杆机构的结构示意图；

图2是本发明实施例中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中机架与驱动装置在机翼上的位置关系示意图；

图3是本发明实施例中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼的运动包络图。

附图标记说明：

1、机架；2、第一连架杆；21、主杆；22、副杆；3、第二连架杆；4、连接杆；5、驱动装置；A、飞机机翼。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明作具体阐述。

实施例

图1是本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中机架与连杆机构的结构示意图，图2是本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中机架与驱动装置在机翼上的位置关系示意图。

如图1和图2所示，本实施例提供了一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼包括：多个机架1、多个连杆机构、多个驱动装置5以及一块柔性蒙皮；其中，柔性蒙皮覆盖在多个所述机架1与多个所述连杆机构的整体外部。

如图2所示，多个机架1均安装于飞机机翼的尾部边缘。在本实施例中，多个机架1均沿平行于飞机机翼的弦长线的一条直线设置，且每个机架1均呈矩形。

如图1所示，每个连杆机构均设置在一个机架1上，每个连杆机构均包括第一连架杆2、第二连架杆3以及连接杆4，第一连架杆2为可伸缩的连架杆，第二连架杆3为不可伸缩的连架杆，第一连架杆2和第二连架杆3的一端分别可转动地与对应的一机架1的两端连接，连接杆4为弧形连接杆4，连接杆4的一端与第一连架杆2的另一端连接，另一端与第二连架杆3的另一端连接，且连接杆4的弯曲方向朝向飞机机翼。

在本实施例中，每一第一连架杆2均具有主杆21和副杆22，主杆21的一端与对应的机架1连接，另一端上设有凹槽，副杆22可滑动地设置在凹槽内，副杆22的一端始终位于凹槽内，另一端与连接杆4的一端连接。具体地，副杆22的一端与凹槽之间具有限位配合，例如凹槽呈阶梯式结构，即凹槽具有大径段和小径段，此时，副杆22的直径与小径段直径相同，但副杆22的一端与凹槽的大径段直径相同，从而便能够防止副杆22会从主杆21上滑脱，进而从侧面保证了本发明中可变形机翼的实用效果。

在本实施例中，第一连架杆2和所述第二连架杆3均通过转轴与对应的所述机架1转动连接。其中，每一转轴的两端均设有防脱件，例如螺帽等，从而防止第一连架杆2和第二连架杆3在转动过程中导致转轴脱落，进而提高了本发明中可变形机翼在使用过程中的稳定性。

如图2所示，多个驱动装置5均安装于所述飞机上，且沿机翼展向方向设置。每个所述驱动装置5的上下两侧分别具有一个所述机架1，每个所述驱动装置5均与其对应的两个所述连杆机构中的所述第一连架杆2连接，从而控制这两个所述第一连架杆2同步进行伸缩。在本实施例中，驱动装置5优选为液压作动筒，并且每个驱动装置5均采用三角固定的方式，使得可变形机翼在使用方面和驱动方面更加稳定，从而进一步提高了本发明中可变形机翼的稳定性。

在本实施例中，多个所述驱动装置5均沿所述飞机机翼的弦长线设置。

在本实施例中，驱动装置5的数量至少为两个。

在本实施例中，多个所述驱动装置5同步运行。所以能够保证多个机架1上的支杆机构能够同步进行运动，从而保证了本发明中可变形机翼的实用效果。

图3是本发明实施例中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼的运动包络图。

本实施例中的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中通过驱动装置5来控制连杆机构的运动轨迹。具体地，驱动装置5能够带动对应的第一连架杆2进行伸缩，并且因为第二连架杆3和弧形连接杆4直接或间接的连接，构成了连杆机构，所以第二连架杆3和连接杆4能够随着第一连架杆2的伸缩，而进行相对应的运动，即第二连架杆3和连接杆4进行转动。从而驱动装置5从角度和长度两个方面控制着连杆机构的运动轨迹。另外，因为连杆机构的长度变化和角度变化两者相互制约，以及连杆机构和机架1外覆盖有柔性蒙皮，并如图3所示本发明中连杆机构的MATLAB轨迹范围图，可知在保证运动的条件下，本发明中驱动装置5控制连杆结构运动后，再配合柔性蒙皮能够最大范围、最大限度的提高飞机的升阻比，进而保证了本发明中可变形机翼实用效果。

本实施例还提供了一种安装有运用可伸缩连杆机构的可变形机翼的飞机，该飞机的两个机翼上均安装有上述中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，且两个可变形机翼以飞机机身为轴线对称设置，从而该飞机能够具有更好的升力。

实施例的作用与效果

根据本实施例所涉及的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，因为连杆机构包括可伸缩的第一连架杆、不可伸缩的第二连架杆以及用于连接第一连架杆和第二连架杆的连接杆，且驱动装置能够控制第一连架杆进行伸缩，所以使得飞机机翼在翼型截面方向上实现长度可调，以改变机翼面积和迎角，从而使得飞机需要调整升力时能够通过控制四连杆机构的运动以调整机翼的翼型截面积和迎角以调整升阻比，其具有结构简单、控制稳定、安全系数高等优点。

进一步地，因为本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中第一连架杆和所述第二连架杆均通过转轴与对应的所述机架转动连接，且每一转轴的两端均设有防脱件，所以防止第一连架杆和第二连架杆在转动过程中导致转轴脱落的情况出现，从而提高了本发明中可变形机翼在使用过程中的稳定性。

进一步地，因为本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中每个驱动装置均采用三角固定的方式，使得可变形机翼在使用方面和驱动方面更加稳定，从而进一步提高了本发明中可变形机翼的稳定性。

进一步地，因为本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中多个所述驱动装置同步运行，所以能够保证多个机架上的支杆机构能够同步进行运动，从而保证了本发明中可变形机翼的实用效果。

进一步地，因为本发明中运用可伸缩连杆机构的可变形机翼中通过驱动装置来控制连杆机构的运动轨迹。具体地，驱动装置能够带动对应的第一连架杆进行伸缩，并且因为第二连架杆和弧形连接杆直接或间接的连接，构成了连杆机构，所以第二连架杆和连接杆能够随着第一连架杆的伸缩，而进行相对应的运动，即第二连架杆和连接杆进行转动。从而驱动装置从角度和长度两个方面控制着连杆机构的运动轨迹。另外，因为连杆机构的长度变化和角度变化两者相互制约，以及连杆机构和机架外覆盖有柔性蒙皮，可知在保证运动的条件下，本发明中驱动装置控制连杆结构运动后，再配合柔性蒙皮能够最大范围、最大限度的提高飞机的升阻比，进而保证了本发明中可变形机翼实用效果。

根据本实施例所涉及的安装运用可伸缩连杆机构的可变形机翼的飞机，因为该飞机的两个机翼上均安装有上述中运用运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，且两个可变形机翼以飞机机身为轴线对称设置，所以该飞机具有更好的升力。

上述实施方式为本发明的优选案例，并不用来限制本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，安装在飞机机翼的尾部边缘，用于改变飞机机翼的面积和飞机机翼的仰角，其特征在于，包括：

多个机架，均安装于飞机机翼的尾部边缘；

多个连杆机构，每个所述连杆机构均设置在一个所述机架上，每个所述连杆机构均包括第一连架杆、第二连架杆以及连接杆，所述第一连架杆为可伸缩的连架杆，所述第二连架杆为不可伸缩的连架杆，所述第一连架杆和所述第二连架杆的一端分别可转动地与对应的一所述机架的两端连接，所述连接杆为弧形连接杆，所述连接杆的一端与所述第一连架杆的另一端连接，另一端与所述第二连架杆的另一端连接，且所述连接杆的弯曲方向朝向所述飞机机翼；

多个驱动装置，均安装于所述飞机上，且沿机翼展向方向设置，每个所述驱动装置的上下两侧分别具有一个所述机架，每个所述驱动装置均与其对应的两个所述连杆机构中的所述第一连架杆连接，从而控制这两个所述第一连架杆同步进行伸缩；以及

一块柔性蒙皮，覆盖在多个所述机架与多个所述连杆机构的整体外部。

2.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，多个所述驱动装置均沿所述飞机机翼的弦长线设置。

3.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，每一所述第一连架杆均具有主杆和副杆，

所述主杆的一端与对应的所述机架连接，另一端上设有凹槽，

所述副杆可滑动地设置在所述凹槽内，所述副杆的一端始终位于所述凹槽内，另一端与所述连接杆的一端连接。

4.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，相邻两个所述机架与设置在该两个所述机架之间的所述驱动装置均位于同一平面上。

5.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，所述第一连架杆和所述第二连架杆均通过转轴与对应的所述机架转动连接。

6.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，所述驱动装置的数量至少为两个。

7.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，多个所述驱动装置同步运行。

8.根据权利要求1所述的运用可伸缩连杆机构的可变形机翼，其特征在于：

其中，所述驱动装置为液压作动筒。

9.一种飞机，其特征在于：所述飞机上安装有两个如权利要求1～8所述的可变形机翼，

其中，两个所述可变形机翼分别安装在所述飞机的两个机翼上，且以所述飞机机身为轴线对称设置。