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一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构

阅读：30发布：2020-05-15

专利汇可以提供一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，属于临近空间飞行器领域，包括位于同一水平面的两个转动三角形T1、T2，一个水平作动杆L1和两根平面连杆 L2、L3；两个转动三角形通过各自的顶点铰链；转动三角形T1连接平面连杆L2的1/3处，同时平面连杆L2的两端分别铰接水平作动连杆L1和平面连杆L3；平面连杆L3的另一端铰链转动三角形T2的顶点。水平作动连杆L1沿X轴做左/右作动的自由度，带动两个平面连杆L2和L3做顺/逆时针转动，同时转动三角形形成二次转动，实现飞机蒙皮的柔性上/下偏运动。本发明机构简单，高效的利用了机翼内部空间，可实现机翼的连续变弯。在小迎角下有效提升升力系数和升阻比。，下面是一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，其特征在于，采用滑块连杆机构，包括两个转动三角形、一个水平作动杆和两根平面连杆共五个部件组成，且五个部件位于同一水平面；
两个转动三角形分别为转动三角形T1和转动三角形T2；转动三角形T1的顶点按顺时针分别命名为：第一顶点，第二顶点和第三顶点；转动三角形T2的顶点按顺时针分别命名为：
起始顶点，中间顶点和结尾顶点；
通过第一顶点铰链固定在机翼内部翼梁上，第二顶点铰链连接转动三角形T2的起始顶点；第三顶点铰链连接一根平面连杆L2的1/3处，在平面连杆L2的一端铰接水平作动杆L1，水平作动杆L1通过滑槽实现水平运动，滑槽固定在机翼内部的翼梁上；
平面连杆L2的另一端通过铰链连接另一根平面连杆L3；同时平面连杆L3的另一端铰链在转动三角形T2的中间顶点；
整体机构上方和下方的推杆通过小桁条与飞机蒙皮相连，推杆通过铰链连接在转动三角形的边上。
2.如权利要求1所述的一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，其特征在于，所述的五个部件通过铰链连接共形成五个转动副，具体为：水平作动杆L1铰链连接平面连杆L2；平面连杆L2铰链连接平面连杆L3；平面连杆L2铰链连接转动三角形T1的第三顶点；平面连杆L3铰链连接转动三角形T2的中间顶点；转动三角形T2的起始顶点铰链连接转动三角形T1的第二顶点；转动三角形T1的第一顶点铰链固定在机翼内部翼梁上，形成一个转动副；水平作动杆L1限制在水平方向运动，确定为一个滑动副。
3.如权利要求1所述的一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，其特征在于，所述的机构的平面自由度F＝5×3-6×2-1×2＝1，实现单一自由度变弯，运动轨迹明确。
4.如权利要求1所述的一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，其特征在于，所述的机构的工作原理如下：
整体机构的主动元件为水平作动杆L1，沿X方向左右作动时，带动两根平面连杆作L2和L3做平面运动，两根平面连杆通过铰链分别与转动三角形T1和T2形成的转动级相连，并带动两转动级转动，最终实现蒙皮柔性变弯的目标；具体如下：
水平作动杆L1沿X轴向左做水平作动的自由度，带动平面连杆L2做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动转动三角形T1顺时针转动作第一级转动级；平面连杆L3在平面连杆L2的带动下，同样做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动转动三角形T2顺时针转动作第二级转动级；然后蒙皮通过桁条与两个转动级相连，实现柔性下偏运动；
同理，当水平作动杆L1沿X轴向右运动时，两个转动级在平面连杆L2和L3的带动下做逆时针转动，完成蒙皮的柔性上偏运动。
5.如权利要求1所述的一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，其特征在于，所述的两个转动三角形和一个水平作动杆均由截面尺寸10mm×10mm的合金钢制成。

说明书全文

一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构

技术领域

[0001] 本发明属于临近空间飞行器领域，具体是一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构。

背景技术

[0002] 自无人机诞生以来，在军事、通信以及救援等多个领域都扮演着非常重要的角色。上世纪90年代，美国先后研制出“捕食者”、“全球鹰”无人机，我国也在近几年推出“翼龙”、“彩虹”等型号无人机，卓有成效地完成了包括航拍、侦察和信号收集等多种军事任务。就目前的发展趋势来看，无人机正向高空、长航时、多用途方向发展，但是由于技术限制，目前的无人机还不能满足高空长航时的工程需求。

[0003] 首先，高空无人机在起飞阶段需要通过对流层，该区域受天气和地形影响较大，气流紊乱、不平稳，而长航时无人机的展弦比较大，抗失速性能差，需要提高机翼的失速性能；第二点，高空无人机在临近空间完成巡航作业时，空气稀薄，密度较常规飞行工况而言更低，相应的雷诺数也偏低(Re≈2×105)，所以提升飞机巡航的升力系数和升阻比也是至关重要的一点。

发明内容

[0004] 本发明一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，采用滑块连杆机构实现机翼后缘的柔性变弯，能提升飞机巡航的升力系数和升阻比；且部件完全在机翼内部，尺寸较小，结构简单；

[0005] 所述的机翼尾缘柔性变弯机构，采用滑块连杆机构，包括两个转动三角形、一个水平作动杆和两根平面连杆共五个部件组成，且五个部件位于同一水平面。

[0006] 两个转动三角形分别为转动三角形T1和转动三角形T2；转动三角形T1的顶点按顺时针分别命名为：第一顶点，第二顶点和第三顶点；转动三角形T2的顶点按顺时针分别命名为：起始顶点，中间顶点和结尾顶点；

[0007] 通过第一顶点铰链固定在机翼内部翼梁上，第二顶点铰链连接转动三角形T2的起始顶点；第三顶点铰链连接一根平面连杆L2的1/3处，在平面连杆L2的一端铰接水平作动连杆L1，L1通过滑槽实现水平运动，滑槽固定在机翼内部的翼梁上。

[0008] 平面连杆L2的另一端通过铰链连接另一根平面连杆L3；同时平面连杆L3的另一端铰链在转动三角形T2的中间顶点。

[0009] 五个部件通过铰链连接共形成五个转动副：水平作动杆L1铰链连接平面连杆L2；平面连杆L2铰链连接平面连杆L3；平面连杆L2铰链连接转动三角形T1的第三顶点；平面连杆L3铰链连接转动三角形T2的中间顶点；转动三角形T2的起始顶点铰链连接转动三角形T1的第二顶点；

[0010] 同时，转动三角形T1的第一顶点铰链固定在机翼内部翼梁上，形成一个转动副；水平作动杆L1限制在水平方向运动，确定为一个滑动副；

[0011] 因此，整体机构的平面自由度F＝5×3-6×2-1×2＝1，可实现单一自由度变弯，运动轨迹明确。

[0012] 整体机构上方和下方的推杆通过小桁条与飞机蒙皮相连，推杆通过铰链连接在转动三角形的边上；

[0013] 所述的整体机构柔性变弯的工作原理如下：

[0014] 整体机构的主动元件为水平作动杆L1，沿X方向左右作动时，带动两根平面连杆作L2和L3做平面运动，两根平面连杆通过铰链分别与转动三角形T1和T2形成的转动级相连，并带动两转动级转动，最终实现蒙皮柔性变弯的目标。

[0015] 具体如下：

[0016] 水平作动杆L1沿X轴向左做水平作动的自由度，带动平面连杆L2做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动转动三角形T1顺时针转动作第一级转动级；平面连杆L3在平面连杆L2的带动下，同样做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动转动三角形T2顺时针转动作第二级转动级；然后蒙皮通过桁条与两个转动级相连，实现柔性下偏运动。

[0017] 同理，当水平作动杆L1沿X轴向右运动时，两个转动级在平面连杆L2和L3的带动下做逆时针转动，完成蒙皮的柔性上偏运动。

[0018] 本发明的优点及带来的有益效果在于：

[0019] 1)、一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，机构简单，高效的利用了机翼内部空间，可实现机翼的连续变弯。

[0020] 2)、一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，在机翼下弯时，能在小迎角下有效提升升力系数和升阻比。

[0021] 3)、一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，在机翼上弯时，可提高机翼的失速性能。

[0022] 4)、一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构，在拖动蒙皮变弯时，蒙皮承受的应力小，延长蒙皮的使用寿命。附图说明

[0023] 图1是本发明一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构总体示意图；

[0024] 图2是本发明一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构与蒙皮的连接示意图；

[0025] 图3是本发明一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构中两级三角形空间位置示意图；

[0026] 图4是本发明一种用于机翼尾缘柔性变弯的机构中平面连杆空间位置示意图；

[0027] 图5是本发明采用E387低雷诺数翼型变形前的状态图；

[0028] 图6是本发明采用E387低雷诺数翼型柔性变弯后的状态图；

[0029] 图7是本发明实施例中柔性下偏10°时飞行迎角随升力系数的变化图；

[0030] 图8是本发明实施例中柔性下偏10°时飞行迎角随阻力系数的变化图；

[0031] 图9是本发明实施例中柔性下偏10°时飞行迎角随升阻比的变化图；

[0032] 图10是本发明实施例中柔性上偏10°时飞行迎角随升力系数的变化图；

[0033] 图11是本发明实施例中柔性上偏10°时飞行迎角随阻力系数的变化图；

[0034] 图12是实施例中柔性上偏10°时飞行迎角随升阻比的变化图。

具体实施方式

[0035] 下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

[0036] 本发明通过设计一种连杆机构来改变飞行器机翼后缘弯度，实现飞行器气动性能的提升，如图1所示，包括一个水平作动杆L1，两根平面连杆L2、L3和两个转动三角形T1、T2。所有杆和转动三角形均位于同一水平面上，且所有杆和转动三角形的边均由截面尺寸10mm×10mm的合金钢制成。

[0037] 所述的两个转动三角形由两个转动级构成，顶点按顺时针分别命名为：转动三角形T1的顶点命名为：第一顶点，第二顶点和第三顶点；转动三角形T2的顶点命名为：起始顶点，中间顶点和结尾顶点；

[0038] 机构整体固定在机翼内部翼梁上，固定点的位置是第一转动级三角形T1的第一顶点处，如图2所示，机构上方和下方的推杆通过小桁条与飞机蒙皮相连，推杆位置位于转动三角形边的中点处，机构内各部分皆为铰链连接。

[0039] 第一转动级三角形T1的第二顶点铰链连接转动三角形T2的起始顶点；在本实施例中，两级转动三角形的具体尺寸如图3所示，其中三角形T1的边L4长度为33mm，与竖直方向的夹角α1为36°，边L5长度为235mm，与竖直方向的夹角α2为81°；三角形T2的边L6长度为25mm，与竖直方向的夹角α3为65°；边L7长度为187mm，与竖直方向的夹角α4为86°；

[0040] 第一转动级三角形T1的第三顶点铰链连接一根平面连杆L2的1/3处；如图4所示，本实施例中连杆L2的长度为70mm，连杆L2与竖直方向的夹角β为60°。在平面连杆L2的一端铰接水平作动连杆L1，连杆L1的长度为50mm，L1通过滑槽实现水平运动，滑槽固定在机翼内部的翼梁上。平面连杆L2的另一端通过铰链连接另一根平面连杆L3；同时平面连杆L3的另一端铰链在转动三角形T2的中间顶点。

[0041] 机构的所有部件通过铰链连接构成五个转动副；同时机构整体通过第一转动三角形T1的第一顶点固定在机翼翼梁上，形成一个转动副；水平作动杆L1只能在水平方向运动，形成一个滑动副；因此，机构的平面自由度F＝5×3-6×2-1×2＝1，可实现单一自由度变弯，满足设计要求。

[0042] 限制其滑块作动时，带动两根连杆L2、L3作平面运动，两根连杆通过铰链分别与第一转动级T1和第二转动级T2相连，并带动两转动级转动，

[0043] 本发明柔性变弯的原理如下：机构的主动元件为水平作动杆L1，只有沿X方向水平作动的自由度，当沿X轴向左运动，带动第一根平面连杆L2做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动第一级转动三角形T1做顺时针转动；第二根平面连杆L3在平面连杆L2的带动下，同样做转动方向为顺时针的平面运动，并驱动第二级转动三角形T2转动，然后蒙皮通过桁条与两个转动级相连，实现柔性下偏运动。

[0044] 同理，当水平作动杆L1沿X轴向右运动时，两个转动级在连杆的带动下做逆时针转动，完成蒙皮的柔性上偏运动。

[0045] 本发明以E387低雷诺数翼型为例，进行柔性变形，如图5所示，横轴为翼型的x坐标值，纵轴为翼型的z坐标值，变形后翼型如图6所示，对变形后翼型进行CFD气动仿真计算，计算结果如图7，图8和图9所示，α表示飞行迎角，CL表示升力系数，CD表示阻力系数，L/D代表升阻比，当翼型下弯时，如图7所示，翼型在中小迎角(0°～5°)工况下，升力系数明显增加，以3°巡航迎角为例，翼型的升力系数从0.69增加到1.09，增加了57.97％，如图9所示，升阻比从57.98增加到69.43，增加了19.75％，气动性能显著提升。

[0046] 当翼型上偏时，如图10，图11和图12所示，翼型升力系数虽有降低，但失速迎角从10°延迟到12°，增加了大约2°，抗失速性能提升，且上偏翼型的阻力在大迎角时显著降低，以10°迎角为例，翼型阻力从0.038降低到0.027，降低了28.95％。

[0047] 飞机制造时，蒙皮一般选用锌铝合金，该材料的屈服强度为505MPa，极限强度为573MPa，剪切强度为295MPa，由于蒙皮属于塑形材料，且厚度较薄，所以采用第四强度理论进行校核，机构在作动时，蒙皮会发生弹性变形，通过ANSYS有限元分析对蒙皮进行受力分析，结果如下表：

[0048] 表1

[0049]

[0050] 可以看到，当机构拖动蒙皮进行柔性下弯运动时，蒙皮最大应力为101.23MPa，当机构拖动蒙皮进行上偏运动时，蒙皮最大应力为60.18MPa，两者数值远远小于铝合金蒙皮的屈服强度，所以该机构作动实现的尾缘柔性变弯可以延长蒙皮的使用寿命。

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