可變安裝角的翼梢小翼結構的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種可變安裝角的翼梢小翼結構。
【背景技術】
[0002]翼梢小翼類似于機翼翼面的小機翼，近似垂直于機翼翼面，由美國國家航空航天局艾姆斯研究中心的R.T.惠特科姆于上世紀80年代發明。該發明是希望通過變安裝角的翼梢小翼結構，并通過連桿驅動的方式，做出可以在飛行中可根據飛行情況自動改變小翼安裝角以獲得最優性能的翼梢小翼的結構。現有一般固定翼飛機的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能實現最大的氣動效率。
[0003]現有的變體翼梢小翼結構多數為變傾角翼梢小翼，因為機械結構較簡單，結構上更好實現。而這種方式的變形-氣動效率遠不如變安裝角的變體翼梢小翼高。需要設計一種變安裝角翼梢小翼，來提高氣動效率。
【發明內容】
[0004]本發明的目的是為了解決現有的翼梢小翼結構無法自動適應變化的飛行高度和速度，只能在特定高度、速度下才能實現最大的氣動效率問題，而提出一種可變安裝角的翼梢小翼結構。
[0005]—種可變安裝角的翼梢小翼結構，其組成包括:固定機翼段，固定機翼段通過扭轉段連接可轉動小翼;L形曲梁的長端固定設置于固定機翼段內部，L形曲梁的短端活動的設置在可轉動小翼內部，L形曲梁的彎部位于扭轉段內部，且與扭轉段的彎曲度吻合;其中，固定機翼段內部還在L形曲梁的兩側分別設置一根連桿，兩根連桿的一端同時安裝在可轉動小翼上，另一端與驅動器固定連接。
[0006]本發明的有益效果為:
[0007]本發明通過控制器驅動連桿進而帶動可轉動小翼進行轉動，形成安裝角可變的翼梢小翼。區別于一般固定翼飛機的翼梢小翼只能基于特定高度、速度下才能實現最大的氣動效率的缺點，本發明這種安裝角可變的翼梢小翼結構形成的自適應結構，可以在變化的高度、速度下進行相應的變化，從而達到最優的氣動效率。且本發明的結構與現有變體飛行器的復雜結構相比具有結構簡單的優點;驅動器模塊化，所用驅動器形式多樣，可以選用舵機連桿組合、形狀記憶合金彈簧(SMA彈簧)連桿組合、壓電堆疊連桿組合、氣動肌肉連桿組合等;本發明翼梢小翼的變安裝角形變功能，提高氣動效率;翼梢小翼與機翼之間利用可扭轉蜂窩填充實現無縫變形，提高整個翼梢的穩定性。
【附圖說明】
[0008]圖1為本發明的結構不意圖；
[0009]圖2為本發明涉及的扭轉段的截面示意圖；
[0010]圖3為本發明涉及的L形曲梁的結構示意圖；
[0011]圖4為本附圖1中去掉扭轉段時的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0012]【具體實施方式】一:
[0013]本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，結合圖1所示，其組成包括:固定機翼段1，固定機翼段1通過扭轉段2連接可轉動小翼3;L形曲梁4的長端固定設置于固定機翼段1內部，L形曲梁4的短端活動的設置在可轉動小翼內部3，L形曲梁4的彎部位于扭轉段2內部，且與扭轉段2的彎曲度吻合;其中，固定機翼段1內部還在L形曲梁4的兩側分別設置一根連桿5，兩根連桿5的一端同時安裝在可轉動小翼3上，另一端伸出固定機翼段與驅動器6固定連接;且連桿5是安裝在可轉動小翼3的末端的。
[0014]【具體實施方式】二:
[0015]與【具體實施方式】一不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述扭轉段2還包括內部的蜂窩夾層結構7和包裹在蜂窩夾層結構7外部的蒙皮8。
[0016]【具體實施方式】三:
[0017]與【具體實施方式】一或二不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述L形曲梁4的短端活動的設置在可轉動小翼3內部具體是，L形曲梁4的短端的末端通過軸承9與可轉動小翼3末端安裝。
[0018]【具體實施方式】四:
[0019]與【具體實施方式】三不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述驅動器6選擇舵機、形狀記憶合金彈簧(，即SMA彈簧)、壓電堆疊或氣動肌肉中的一種。
[0020]【具體實施方式】五:
[0021]與【具體實施方式】二或四不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述蜂窩夾層結構7的外形呈翼型形狀，蜂窩夾層結構7內部具有放置L形曲梁4的安裝孔。
[0022]【具體實施方式】六:
[0023]與【具體實施方式】二或四不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述蒙皮8的材料選用硅橡膠或形狀記憶聚合物(SMP)。
[0024]【具體實施方式】七:
[0025]與【具體實施方式】四、六或七不同的是，本實施方式的可變安裝角的翼梢小翼結構，所述軸承9為線軸承或滾珠軸承。
[0026]工作原理:
[0027]將連桿5鉸接在可轉動小翼3末端連接處。可轉動小翼3與固定機翼段1之間由可扭轉的蜂窩夾層結構7及蒙皮8構成的可扭轉段2連接，如圖1所示，可扭轉段2的截面狀態如圖2所示。可扭轉的蜂窩夾層結構7中心鉆孔并預制成翼型形狀，串在L形曲梁4的彎曲處，可扭轉的蜂窩夾層結構7的一端緊密粘貼在固定機翼2的外端，一端緊密粘貼在可轉動小翼3的下端，可扭轉的蜂窩夾層結構7的外部再設置蒙皮8形成可扭轉段2。驅動器3驅動連桿6在平行翼展方向推拉，由可扭轉蜂窩夾層結構7及蒙皮8構成的可扭轉段2發生扭轉，帶動可轉動小翼3繞L形曲梁4轉動，實現自適應翼梢小翼安裝角的改變，如圖4所示為未安裝可扭轉段2時的結構圖。
[0028]所述L形曲梁4由金屬管鈑金工藝制成如圖3。
[0029]所述驅動器6選擇舵機、形狀記憶合金彈簧(，即SMA彈簧)、壓電堆疊或氣動肌肉中的一種。
[0030]所述蜂窩夾層結構7是一種可扭轉變形的特殊蜂窩，截面圖如圖2。
[0031 ]所述蒙皮8的材料選用硅橡膠或形狀記憶聚合物(SMP)。
[0032]所述軸承9為線軸承或滾珠軸承。
[0033]本發明還可有其它多種實施例，在不背離本發明精神及其實質的情況下，本領域技術人員當可根據本發明作出各種相應的改變和變形，但這些相應的改變和變形都應屬于本發明所附的權利要求的保護范圍。
【主權項】
1.一種可變安裝角的翼梢小翼結構，其組成包括:固定機翼段(1)，其特征在于:固定機翼段(1)通過扭轉段(2)連接可轉動小翼(3) ;L形曲梁(4)的長端固定設置于固定機翼段(1)內部，L形曲梁(4)的短端活動的設置在可轉動小翼內部(3)，L形曲梁(4)的彎部位于扭轉段(2)內部，且與扭轉段(2)的彎曲度吻合;其中，固定機翼段(1)內部還在L形曲梁(4)的兩側分別設置一根連桿(5)，兩根連桿(5)的一端同時安裝在可轉動小翼(3)上，另一端與驅動器(6)固定連接。2.根據權利要求1所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述扭轉段(2)還包括內部的蜂窩夾層結構(7)和包裹在蜂窩夾層結構(7)外部的蒙皮(8)。3.根據權利要求1或2所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述L形曲梁(4)的短端活動的設置在可轉動小翼(3)內部具體是，L形曲梁(4)的短端的末端通過軸承(9)與可轉動小翼(3)末端安裝。4.根據權利要求3所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述驅動器(6)選擇舵機、形狀記憶合金彈簧、壓電堆疊或氣動肌肉中的一種。5.根據權利要求2或4所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述蜂窩夾層結構(7)的外形呈翼型形狀，蜂窩夾層結構(7)內部具有放置L形曲梁(4)的安裝孔。6.根據權利要求2或4所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述蒙皮(8)的材料選用硅橡膠或形狀記憶聚合物。7.根據權利要求6所述可變安裝角的翼梢小翼結構，其特征在于:所述軸承(9)為線軸承或滾珠軸承。
【專利摘要】可變安裝角的翼梢小翼結構，屬于機翼結構領域。現有的翼梢小翼結構無法自動適應變化的飛行高度和速度，只能在特定高度、速度下才能實現最大的氣動效率問題。本發明組成包括：固定機翼段(1)，固定機翼段(1)通過扭轉段(2)連接可轉動小翼(3)；L形曲梁(4)的長端固定設置于固定機翼段(1)內部，L形曲梁(4)的短端活動的設置在可轉動小翼內部(3)，L形曲梁(4)的彎部位于扭轉段(2)內部；L形曲梁(4)兩側分別設置連桿(5)，連桿(5)一端安裝在可轉動小翼(3)上，另一端與驅動器(6)連接。本發明具有結構簡單的優點，實現翼梢小翼的變安裝角變形，提高氣動效率；翼梢小翼與機翼之間能實現無縫變形。
【IPC分類】B64C5/10, B64C5/08
【公開號】CN105480404
【申請號】CN201510968294
【發明人】孫健, 孫健維, 劉彥菊, 冷勁松
【申請人】哈爾濱工業大學
【公開日】2016年4月13日
【申請日】2015年12月21日