專利名稱：基于sma的自適應變體機翼后緣的制作方法
技術領域：
本發明的基于SMA的自適應變體機翼后緣，屬于一種智能材料與結構相結合的自 適應變體機翼結構。
背景技術：
"變形機翼"概念的提出，可以追溯到上世紀。早在1916年，英國已有人提出"變 形機翼——可改變幾何形狀的機翼"的專利申請，至今已有90多年的歷史。航空技術發展 至今已有100多年，飛行器設計技術不斷進步。可收放起落架、襟翼、變后掠機翼等。實際 上可以看作是"智能變形飛行器"發展的初始階段。 1979年，美國NASA與波音簽訂合同，發展柔性復合材料"自適應機翼"，可連續變 化外形，獲得最大氣動效益，并于1987年進行飛行試驗。1985 1992年，NASA與Rockwell 合作，開展"主動彈性機翼(AFW)"計劃，1996以后擴展為"主動氣動彈性機翼(AAW)"計劃。 與此同時，美國國防部預研局NASA、空軍等機構聯合開展"智能翼(Smart Wing)"研究計劃， 展示了形狀記憶合金等智能材料的應用潛力。 機翼變形結構經歷了從表面到實質的變化過程。首先是"調整機翼形狀"。現有的 一些飛機具備調整機翼形狀的能力，如美國的F-14 "熊貓"戰斗機，V-22 "魚鷹"傾轉旋翼 機及F-117隱聲戰斗機等。這些飛機的機翼均為剛性結構，所謂"調整機翼形狀"實際上就 是將機翼的某一部分移動一定角度或為止，與真正的"變形機翼"概念不是一回事。其次是 "主動氣動彈性機翼(AAW)"。美國航空航天局和空軍研究實驗室正在驗證主動氣動彈性機 翼。其概念也與變形機翼不同，而與萊特兄弟開發的"機翼翹面"控制系統類似，是采用副 翼和前緣襟翼等傳統控制面從氣動上誘導輕質"柔性機翼"發生扭曲，以改善高性能軍用噴 氣飛機的機動能力。 上述兩種機翼的變化都不是實質性的變化。真正的變形機翼概念是將新型智能材 料、動作器、激勵器、傳感器無縫的綜合應用于飛行器的一種新的設計概念。變形機翼通過 應用靈敏的傳感器和動作器，光滑而持續地改變記憶的形狀，對不斷改變的飛行條件做出 響應，從而使飛機能像鳥一樣隨意的在空中進行盤旋、傾飛和側向滑行。也就是說，變形機 翼可從根本上改善飛機的巡航和沖剌能力。 2003年，美國國防部預先研究計劃局(DARPA)正式啟動了 "變形飛機結構(MAS)" 項目。該項目通過在飛行中改變飛機的氣動外形，使飛機在執行不同任務、在不同飛行包線 時都保持最佳的性能。DARPA的MAS研制計劃利用了近10年來在先進材料和控制技術領域 的技術進步和研究成果，使機翼的外形得到徹底的改變，據稱這些新技術甚至具有可以使 機翼表面積擴大到300%以上的潛在能力。DARPA現階段研制計劃的研制重點是低聲速和 跨聲速變形機翼技術，并提出了三種結構方案，分別是洛克希德 馬丁公司提出的"折疊機 翼"方案，新一代航空技術公司提出的"滑動蒙皮"方案，雷聲公司提出的"壓縮機翼"方案。
此外，國內的很多學者對變體機翼結構也進行了大量的基礎性研究，如西北工業 大學飛機結構強度研究所開展的變體飛行器結構振動特性研究；北京航空航天大學宇航學院飛行器設計與應用力學系對SMA復合材料層合板和壓電層合板自適應結構的變形進行 了分析計算和變形控制；流體力學研究所針對不同馬赫數和攻角下自適應翼型舵面偏置角 的規律、自適應機翼優化的氣動外形等進行了詳細的研究。 在變體機翼結構設計方面，2007年，西北工業大學航空學院解江博士在《機械科學 與技術》著文"自適應機翼柔性翼肋的受控運動學規律研究"，設計了一種自適應機翼基本 部件——柔性翼肋結構，，分析了模型設計的關鍵參數，推導出了單輸入驅動下柔性翼肋變 形的運動學規律，并通過軟件仿真和模型實驗驗證了柔性翼肋受控運動規律的正確性。該 柔性翼肋是由一些獨立的剛性單元通過轉軸和滑動鉸相互連接而成的，且每個翼肋都可以 單獨驅動。柔性翼肋依靠其內部單元的偏轉運動并以一定運動學規律實現預期的機翼剖面 形狀變化。翼肋單元由一個"內板"和兩個"外板"構成，每個單元都有4個連接孔，其中外 側兩個孔用來安裝滑動鉸，內側兩個孔用來安裝轉軸。但由于該結構通過轉軸和滑動鉸相 互連接，結構較為復雜，且偏轉角度受到一定限制。同時，該結構沒有相應的驅動單元，無法 實現自動控制，偏轉精度較差。
發明內容
本發明的目的是，研制一種結構簡單、易于控制的自適應變體機翼后緣結構。實現 機翼后緣結構快速、穩定、準確的達到預變形的目的。 本發明的一種基于SMA的變體機翼后緣，分成2-5個后緣段，相鄰后緣段通過安裝 于翼肋部位的關節相連，偏轉驅動機構安裝于相鄰后緣段之間，機翼后緣整體的偏轉通過 上述后緣段累積效應實現，其特征在于上述關節為鉸接式關節；上述偏轉驅動機構由分 別連接相鄰后緣段的上SMA絲、下SMA絲和電流激勵單元組成；上述于后緣段兩翼肋之間安 裝有上桁條、下桁條，所述的上SMA絲連接相鄰后緣段的上桁條，下SMA絲連接相鄰后緣段 的下桁條。 相對于傳統的機械驅動整體變形的機翼后緣結構，分段式的結構實現了機翼后緣 結構的連續變形，且由SMA驅動系統代替復雜的機械驅動系統使機翼后緣變形結構的重量 大大減輕。該項發明的有益效果是顯著地簡化了機翼后緣結構、增加了驅動力、提高了變形 效率，并驗證了將SMA智能材料與結構用于自適應變體機翼結構的合理性，可以實現無縫 無絞鏈的連續機翼變形，改善飛機的氣動和氣彈特性。
圖1是變體后緣結構總體設計模型圖。 圖2是關節一的驅動簡化示意圖。 圖3是翼肋偏轉位移量簡化模式。 圖4是機翼后緣結構實驗原理框圖。 圖5是機翼后緣結構自適應控制實驗原理框圖。 圖中的標號名稱l.單元一，2.單元二，3.單元三，4.單元四，5.關節一，6.關節 二，7.關節三，8.翼肋一，9.翼肋二，IO.上SMA絲，ll.下SMA絲，12.上桁條，13.下桁條， 14.機翼盒段，15.電流激勵單元，16.螺栓連接關節點，17. HG6333型直流穩壓電源，18. SMA 驅動系統，19.機翼后緣結構，20.加熱或冷卻，21.驅動結構變形，22.被控對象，23.傳感器，24.放大濾波電路，25.DSP處理單元，26.控制電路，27.數據采集，28.信號處理，29.A/ D轉換，30.輸出P麗，31.輸出控制信號。
具體實施例方式
本發明的基于SMA的飛行器自適應變體機翼后緣結構，是以某無人飛行器機翼后 緣翼型為基礎，以該翼型承載實驗數據為依據設計的結構模型，包括由環氧樹脂板翼肋、鋁 合金長桁、剛體橫梁組成的機翼后緣結構體和由形狀記憶合金(SMA)組成的驅動系統。本 發明的結構驅動方案如圖1所示，機翼后緣結構的偏轉通過多個關節鏈式累積效應實現。 其中，單元一與單元二組成關節一 ；單元二與單元三組成關節二 ；單元三與單元四組成關 節三。驅動系統由并聯的SMA絲組成，固定在兩翼肋之間的桁條上(內部嵌入環氧樹脂做 絕緣處理)，考慮到模擬真實翼型的飛行條件，機翼結構水平放置，在克服自身結構重力以 及一定實際載荷狀態下變形運動，因此結構的驅動系統需要輸出較大的驅動力。本發明的 驅動系統采用IO根SMA并行排布的方式來加強每個關節驅動力度。以通電流的形式加熱 SMA，使SMA發生相變(產生記憶效應)收縮變形，驅動關節繞軸上下偏轉，關節一、二、三各 自的上下偏轉疊加合成翼肋的連續偏轉運動，翼肋一、二的偏轉運動通過桁條的約束帶動 機翼后緣結構作一定角度的上下擺動運動。
圖2是關節一的驅動簡化示意圖。 如前所述，本發明機翼后緣結構的每個關節的偏轉運動是由安裝在其上的SMA驅 動實現，在此驅動系統中我們選用0. 5mm記憶型鈦鎳合金絲(鎳含量50. lat% )作為本變 形結構中的驅動元件，經過實際測量可知，采用3. OA的電流對SMA加熱，可以實現SMA的完 全相變(產生記憶效應)收縮變形，且SMA的回復應變約為4.7X。因每個關節的驅動方式 是一致的，以一個關節為例設計SMA的布局方案。 在圖2中，單元二相對于單元一不發生偏轉，即關節一處于平衡位置，保持不動。 通過由SMA1和SMA2組成的差動式驅動方式完成此關節的驅動偏轉，已知關節一在平衡位 置時常溫下單元一與單元二之間的SMA長度ad(a' d')為150mm(根據具體的實驗模型 尺寸測量所得)，SMA的恢復應變值p為4.7%，根據(""-^)/"^/ = ^%式計算SMA1的變形 量為7. 05mm，即變形后的SMA1長度bd為142. 95mm。 SMA1的收縮變形驅動關節繞轉軸o偏 轉a j角，將實際測量值ad、bd、oc、cd代入actan(ad-cd)/oc-actan(bd-cd)/oc = a i式， 即可得該關節的下偏轉角度= 3.2619° 。同理，上偏轉角度的計算方式與上述方法一 致。根據設計要求，使關節一、二、三的偏轉角度相同，即a2 = a3 = 3.2619° ，可以 由"ctan(acf-cd)/oc - actan((arf - p%cw0 - caQ/oc = a,式計算出關節二在平衡位置時單元 二與單元三之間的SMA長度為180. 2731mm，關節三在平衡位置時單元三與單元四的SMA長 度為170. 1000mm。 圖3是翼肋偏轉位移量簡化模式。 機翼后緣結構的偏轉位移量可以通過翼肋的偏移量測量得到，四個單元構成一個 長1的翼肋，轉軸之間的距離1。相等。單元二相對于單元一的下偏轉角設為ai，單元三 相對于單元二的下偏轉角設為02，單元四相對于單元三的下偏轉角設為c^，同樣上偏轉 角分別設為為a ' p a ' 2、 a ' 3。則翼肋的偏轉位移h3可以通過h3 = 1。 (sin a 一sin ( a丄+a 2)+sin( a丄+a 2+a 3))+1。(sin a ' ,sin(a' , a ' 2)+sin(a'丄+a ' 2+a ' 3))式
5所得。參考某無人機翼型數據，本發明設計的翼肋全長1 = 600mm，由四個單元、三個關節 組成，每單元長1。= 150mm，其中單元一與橫梁固定，其它三個單元可自由轉動。當翼肋 上下偏轉角為9時，偏轉的三個單元構成一個等腰三角形BOB'(設計機翼后緣結構的 上下偏移位移量相同)。在關節一的偏轉角度計算中已知每個關節的下偏轉角度相同為 ai= a2= a3 = 3.2619° ，根據三角形對應關系式(sin a ,sin ( a 一 a 2)+sin ( a , a 2+ a3))/(cosa,cos(a,a2)+cos(Wa3)) = tan e/2計算翼肋上下偏轉角度e = 13. 0477 ° ，再由式h3 = 10 (sin a ,sin ( a , a 2) +sin ( a , a 2+ a 3)) +10 (sin a ' 一sin ( a ',a' 2)+sin(a' 一 a ' 2+a ' 3))可以得到翼肋上下偏轉位移量h3 = 129. 6889mm。
圖4是機翼后緣結構實驗原理框圖。 在圖4中，機翼后緣結構模型水平放置且單端固定，在克服結構自身重力狀態下 進行運動試驗。采用HG6333型直流穩壓電源給SMA通以3A的電流，完成SMA的相變轉換， 使其驅動機翼結構運動。在結構變體過程中，能夠實現連續變形。
圖5是機翼后緣結構自適應控制實驗原理框圖 將設計的機翼后緣結構作為受控對象，利用角位移傳感器對機翼后緣結構偏轉角 度進行監測，并提取相關角位移信號，經調理電路對信號進行放大濾波處理，作為輸入信號 到DSPF2812芯片事件管理模塊輸出P麗信號，再經控制電路輸出相應的控制信號，近而控 制機翼后緣結構的偏轉運動，形成了一個閉環的控制回路，通過相應的控制算法，可以達到 自適應控制變體機翼偏轉的目的。
權利要求
一種基于SMA的自適應變體機翼后緣，分成2-5個后緣段，相鄰后緣段通過安裝于翼肋部位的關節(5、6、7)相連，相鄰后緣段之間還安裝有偏轉驅動機構，機翼后緣整體的偏轉通過上述后緣段累積效應實現，其特征在于上述關節為鉸接式關節；上述偏轉驅動機構由分別連接相鄰后緣段的上SMA絲(10)、下SMA絲(11)和電流激勵單元(15)組成。
2. 根據權利要求1所述的基于SMA的自適應變體機翼后緣，其特征在于上述于后緣 段兩翼肋之間安裝有上桁條(12)、下桁條(13)，所述的上SMA絲(10)連接相鄰后緣段的上 桁條(12)，下SMA絲(11)連接相鄰后緣段的下桁條(13)。
全文摘要
一種基于SMA的自適應變體機翼后緣，屬于一種智能材料與結構相結合的自適應變體機翼結構。該機翼分成2-5個后緣段，相鄰后緣段通過安裝于翼肋部位的關節(5、6、7)相連，相鄰后緣段之間還安裝有偏轉驅動機構，機翼后緣整體的偏轉通過上述后緣段累積效應實現，其特征在于上述關節為鉸接式關節；上述偏轉驅動機構由分別連接相鄰后緣段的上SMA絲(10)、下SMA絲(11)和電流激勵單元(15)組成。結構簡單、易于控制的自適應變體機翼后緣結構。實現機翼后緣結構快速、穩定、準確的達到預變形的目的。
文檔編號B64C3/00GK101693467SQ20091014519
公開日2010年4月14日 申請日期2009年10月13日 優先權日2009年10月13日
發明者徐志偉, 李飛, 楊媛 申請人:南京航空航天大學;