一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋

技术领域

本发明涉及飞行器结构设计技术领域，具体涉及一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋。

背景技术

传统飞机机翼构型设计局限于仅针对某一特定飞行状态，聚焦于该飞行状态下飞行效率与飞行性能的最优化。打破这一局限性的变体机翼技术应运而生，这一技术使飞机在飞行过程中可以根据飞行任务及外界环境的变化不断自适应调整机翼状态，实时发挥最佳气动特性，保持合理翼载，使飞机可以以最优性能进行跨速域飞行并执行多任务飞行。在变体机翼的众多种类分支中，弦向变弯度机翼是现阶段最具研究价值的变体机翼实现形式之一，理想的弦向变弯度机翼要求在可靠驱动作用下能够实现足够幅度的稳态变形，并保持气动外形的光滑连续，同时结构具有足够的结构刚度与强度，能够承受飞行过程中的气动载荷。

德国宇航中心2000年发表于《Journal of Intelligent Material Systems andStructures》第11卷第3期的文章《The belt-rib concept:a structronic approach tovariable camber》提出了“带式翼肋”的设计方案。带式翼肋是由一个封闭外壳和一些面内辐条组成，辐条起到面内加强支持的作用并以铰链连接到外壳的内侧面。与常规翼肋不同，带式翼肋可以作面内变形。该方案可以实现分布式结构柔度概念，适用于轻质的变弯度机翼结构。

NASA与波音公司在2013年第51届AIAA航空航天科学会议上发表的论文《Amission adaptive variable camber flap control system to optimize high liftand cruise lift to drag ratios of future n+3 transport aircraft》中提出了其合作开展的“连续变弯度后缘襟翼系统”项目。该项目以于B757通用运输飞机为对象，致力于发展一种新型的采用记忆合金驱动和分布式电机联合驱动的三段式光滑变弯度机翼后缘。该项目可使飞机在多任务点上实现最优升阻比，其可以取代传统襟翼，达到减阻，降低燃油消耗的目的，但目前仍处于原理样机研制阶段。

西北工业大学2009年发表于《航空学报》第30卷第6期的文章《柔性后缘自适应机翼的概念设计》中将多片式翼肋通过连杆滑块以及滑动铰组进行连接，组成可变弯度的机翼后缘结构，同时对其偏转构型、受控运动学规律以及气动特性展开了系统性研究。

哈尔滨工业大学在2015年发表于《Smart Materials and Structure》第24卷第3期的文章《A bio-inspired，active morphing skin for camber morphing structures》中基于气动肌腱开展了弦向变弯度机翼结构设计的研究，机翼后缘最大可实现18度的下偏角。但机翼结构缺少内部支撑结构，整体承载能力有限。

在现有的弦向变弯度翼肋结构中，采用传统机械结构的翼肋结构笨重、驱动效能较低；而采用弹性材料实现变形的结构由于其内部缺少支撑，导致承载力有限。

发明内容

为此，本发明提供一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋，以解决现有技术中上述问题。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

根据本发明的第一方面，一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋，包括翼肋结构、气动肌腱以及机翼后墙，所述翼肋结构可拆卸连接在所述机翼后墙上，所述气动肌腱的一端与所述机翼后墙连接，所述气动肌腱的另一端与所述翼肋结构连接。

进一步地，所述翼肋结构为线切割加工而成的柔性结构，所述翼肋结构包括上翼面轮廓单元、中央梁单元上部子结构、中央梁单元中部主梁结构、中央梁单元下部子结构、下翼面轮廓单元以及纵梁单元，还包括第一连接螺栓、直线滑轨及滑块；所述翼肋结构为机翼后缘部分且通过所述上翼面轮廓单元、所述中央梁单元中部主梁结构及所述下翼面轮廓单元的根部与所述机翼后墙连接，其中，所述上翼面轮廓单元、所述中央梁单元中部主梁结构与所述机翼后墙通过所述第一连接螺栓固定连接，所述下翼面轮廓单元的根部与所述机翼后墙通过所述直线滑轨及所述滑块滑动连接；所述上翼面轮廓单元和所述下翼面轮廓单元用于维持机翼基础翼型。

进一步地，所述中央梁单元中部主梁结构为翼肋结构的主要承载和传力结构，其曲线为通过第一力输入点、第二力输入点、第一中央梁单元中部主梁控制点以及第二中央梁单元中部主梁控制点这四个节点的三次样条曲线。

进一步地，所述中央梁单元上部子结构曲线为通过第一中央梁单元上部子结构控制点、第二中央梁单元中部主梁控制点以及第二中央梁单元上部子结构控制点这三个点的二次曲线。

进一步地，所述中央梁单元下部子结构曲线为通过第一中央梁单元中部主梁控制点、第一中央梁单元下部子结构控制点、第二中央梁单元下部子结构控制点以及第三中央梁单元下部子结构控制点这四个节点的三次样条曲线。

进一步地，所述纵梁单元为直梁，其曲线是通过第二力输入点以及纵梁控制点(22)这两个节点的直线。

进一步地，所述上翼面轮廓单元、所述中央梁单元上部子结构、所述中央梁单元下部子结构、所述纵梁单元以及所述下翼面轮廓单元均为厚度为2.5mm的梁。

进一步地，所述中央梁单元中部主梁结构为变截面梁，其厚度z随横坐标x的变化关系为：z＝3.37×10

进一步地，还包括第二连接螺栓，所述气动肌腱总长为400mm，两根所述气动肌腱平行于所述翼肋结构且分别布置于所述翼肋结构两侧，所述气动肌腱的一端通过所述第一连接螺栓连接于所述翼肋结构力的第一力输入点上，所述气动肌腱的另一端通过所述第二连接螺栓连接于所述翼肋结构力的第二力输入点上。

进一步地，所述气动肌腱的两端分别与所述翼肋结构力第一力输入点与第二力输入点的连接方式为将转动轴垂直穿过所述翼肋结构，所述气动肌腱末端与转动轴使用螺栓连接。

本发明具有如下优点：

1、柔顺翼肋结构利用自身变形，在结构强度允许范围内产生光滑、连续的弦向弯度变化，可以避免传统刚性舵面偏转时在转动轴处由于气动面突变而过早产生气流分离的情况，改善机翼压力分布，提高相同条件下的机翼升阻比，提升飞机在多任务点处的飞行效率及性能；

2、柔顺翼肋结构经过线切割加工而成，部件组成简单，结构自身重量轻，机翼弯度变化依靠结构自身弹性变形而非传统铰链连接，降低摩擦损耗与维护成本；驱动装置为气动肌腱，结构简单，输出力自重比大，同样大大降低了系统的重量。因此由柔顺翼肋结构与气动肌腱共同组成的变弯度翼肋后缘结构的总体重量远小于传统刚性襟翼、副翼系统，在飞机结构设计中具有明显的重量优势。

3、除了在结构构型形式上的创新，本发明还在驱动装置上提出利用柔性驱动器气动肌腱在柔顺翼肋结构内部进行驱动。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。

本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。

图1为本发明一些实施例提供的一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋的结构图。

图2为本发明一些实施例提供的一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋的翼肋结构示意图。

图中：1、机翼后墙，2、第一连接螺栓，3、上翼面轮廓单元，4、中央梁单元上部子结构，5、中央梁单元中部主梁结构，6、中央梁单元下部子结构，7、纵梁单元，8、直线滑轨，9、滑块，10、气动肌腱，11、下翼面轮廓单元，12、第二连接螺栓，13、第一力输入点，14、第二力输入点，15、第一中央梁单元中部主梁控制点，16、第二中央梁单元中部主梁控制点，17、第一中央梁单元上部子结构控制点，18、第二中央梁单元上部子结构控制点，19、第一中央梁单元下部子结构控制点，20、第二中央梁单元下部子结构控制点，21、第三中央梁单元下部子结构控制点，22、纵梁控制点。

具体实施方式

以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明旨在提供一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋，取代传统刚性铰链驱动机构，新型可变弯度翼肋结构可以替代传统襟翼结构，在特定任务工况下产生连续光滑变形，延缓气流分离，提高飞机气动效率。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：

1、基于柔顺机构理论设计全柔性柔顺翼肋结构，柔顺翼肋结构通过线切割一体化加工成型，具体由上翼面轮廓单元3、下翼面轮廓单4、纵梁单元7、中央梁单元组成，其中上翼面轮廓单元3和下翼面轮廓单4主要承担维持基本翼型构型、与蒙皮连接同时将气动力传递到翼肋中部支撑结构与机翼后墙1的任务；纵梁单元7分隔翼肋柔性变形部分与随动部分；翼肋中央梁单元是柔顺翼肋结构的重要执行部件，它需要在承载气动力的同时又能将驱动载荷传递到上下翼肋表面，这种既考虑刚度又考虑柔度、看似相对矛盾的特性也正是柔顺翼肋结构的优势所在。

2、基于柔性驱动器气动肌腱设计柔顺翼肋结构的驱动系统，相比于传统刚性驱动器，气动肌腱10具备可弯折、结构简单重量轻的独特优势，可以很好地适用于内部结构复杂、安装空间有限同时也对重量敏感的机翼翼肋上；气动肌腱10通过内部充气产生轴向收缩力，其输出力自重比大，能量转化率高，作动行程大；由气动肌腱10产生的收缩作动力作用在结构上，利用柔顺翼肋结构的弹性变形产生整体机翼的弦向弯度变化。

实施例1

如图1和图2所示，本实施例中的一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋，包括翼肋结构、气动肌腱10以及机翼后墙1，翼肋结构可拆卸连接在机翼后墙1上，气动肌腱10的一端与机翼后墙1连接，气动肌腱10的另一端与翼肋结构连接。

本实施例达到的技术效果为：柔顺翼肋结构利用自身变形，在结构强度允许范围内产生光滑、连续的弦向弯度变化，可以避免传统刚性舵面偏转时在转动轴处由于气动面突变而过早产生气流分离的情况，改善机翼压力分布，提高相同条件下的机翼升阻比，提升飞机在多任务点处的飞行效率及性能；柔顺翼肋结构经过线切割加工而成，部件组成简单，结构自身重量轻，机翼弯度变化依靠结构自身弹性变形而非传统铰链连接，降低摩擦损耗与维护成本；驱动装置为气动肌腱，结构简单，输出力自重比大，同样大大降低了系统的重量。因此由柔顺翼肋结构与气动肌腱共同组成的变弯度翼肋后缘结构的总体重量远小于传统刚性襟翼、副翼系统，在飞机结构设计中具有明显的重量优势。

实施例2

如图1和图2所示，本实施例中的一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋，包括实施例1中的全部技术特征，除此之外，翼肋结构为线切割加工而成的柔性结构，翼肋结构包括上翼面轮廓单元3、中央梁单元上部子结构4、中央梁单元中部主梁结构5、中央梁单元下部子结构6、下翼面轮廓单元11以及纵梁单元7，还包括第一连接螺栓2、直线滑轨8及滑块9；翼肋结构为机翼后缘部分且通过上翼面轮廓单元3、中央梁单元中部主梁结构5及下翼面轮廓单元11的根部与机翼后墙1连接，其中，上翼面轮廓单元3、中央梁单元中部主梁结构5与机翼后墙1通过第一连接螺栓2固定连接，下翼面轮廓单元11的根部与机翼后墙1通过直线滑轨8及滑块9滑动连接；上翼面轮廓单元3和下翼面轮廓单元11用于维持机翼基础翼型，因此单元曲线由NACA0012机翼翼型决定。

可选的，中央梁单元中部主梁结构5为翼肋结构的主要承载和传力结构，其曲线为通过第一力输入点13、第二力输入点14、第一中央梁单元中部主梁控制点15以及第二中央梁单元中部主梁控制点16这四个节点的三次样条曲线。

可选的，中央梁单元上部子结构4曲线为通过第一中央梁单元上部子结构控制点17、第二中央梁单元中部主梁控制点16以及第二中央梁单元上部子结构控制点18这三个点的二次曲线。

可选的，中央梁单元下部子结构6曲线为通过第一中央梁单元中部主梁控制点15、第一中央梁单元下部子结构控制点19、第二中央梁单元下部子结构控制点20以及第三中央梁单元下部子结构控制点21这四个节点的三次样条曲线。

可选的，纵梁单元7为直梁，其曲线是通过第二力输入点14以及纵梁控制点22这两个节点的直线。

可选的，上翼面轮廓单元3、中央梁单元上部子结构4、中央梁单元下部子结构6、纵梁单元7以及下翼面轮廓单元11均为厚度为2.5mm的梁。

可选的，中央梁单元中部主梁结构5为变截面梁，其厚度z随横坐标x的变化关系为：z＝3.37×10

可选的，还包括第二连接螺栓12，气动肌腱10总长为400mm，两根气动肌腱10平行于翼肋结构且分别布置于翼肋结构两侧，气动肌腱10的一端通过第一连接螺栓2连接于翼肋结构力的第一力输入点13上，气动肌腱10的另一端通过第二连接螺栓12连接于翼肋结构力的第二力输入点14上。

可选的，气动肌腱10的两端分别与翼肋结构力第一力输入点13与第二力输入点14的连接方式为将转动轴垂直穿过翼肋结构，气动肌腱10末端与转动轴使用螺栓连接。

上述实施例的工作原理为一个完整的弦向变弯度柔顺翼肋结构变弯度过程为：

1、根据飞行要求下达弦向变弯度目标指令；

2、控制器根据目标弯度与实时弯度进行计算，得到控制信号并输入到驱动系统中；

3、驱动系统根据控制信号控制驱动器，即通过控制气动肌腱10内部气压进而产生驱动力；

4、驱动力施加到柔顺翼肋结构上，使其可以快速、稳定、准确的达到目标弯度的偏转。

上述实施例涉及自适应可变弯度翼肋，取代传统刚性铰链驱动机构，新型可变弯度翼肋结构可以替代传统襟翼翼肋结构，在特定任务工况下产生连续光滑变形，实时发挥最佳气动特性，保持合理翼载，延缓气流分离，使飞行器可以以最佳性能跨速域飞行和多任务飞行。

上述实施例机翼后缘结构采用柔顺结构的设计方法，摒弃传统刚性铰链链接方式，以发挥柔顺结构降低成本、减少零件数目、减少装配时间、简化制造过程和提高精度、减轻重量、减少磨损的优势。如图所示柔顺结构所构成的变弯度翼肋结构装配于机翼后墙，柔顺结构由多条横截面为不等厚矩形的弯曲梁结构构成，在气动肌腱驱动器的驱动下，通过结构弹性变形传递作动器输入载荷，进而驱动整个翼肋的弦向弯度变化。

上述实施例气动肌腱作为作动器，沿弦向布置2根气动肌腱于翼肋之中，气动肌腱通过充气改变其内部气压，产生收缩力驱动主梁弹性变形，进而通过与上下翼肋轮廓线连接的附加弯曲梁结构驱动整个翼肋产生弯度变化。控制系统通过飞行工况自适应辨识最优变弯度翼型，继而产生气压控制信号，驱动气动肌腱协调加载，使翼型弯度稳定快速变化到指定状态。

上述实施例在结构形式和驱动器选择上与传统变弯度机翼系统相比在质量减轻、稳定性提高能方面都具备明显的提高；收益在于取代传统襟翼系统，提高飞机气动效率，降低气动噪声等。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。

本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。