一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构

摘要

本发明提供了一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构，其包括至少三组闭环杆组单元、驱动机构；闭环杆组单元为基于6R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；其中，至少三组闭环杆组单元包括一组末端单元、至少一组中间单元、一组始端单元；末端单元、中间单元、始端单元平行设置，中间单元位于始端单元和末端单元之间。相对于现有技术，本发明的基本单元为单独的6R闭环单元；单元之间相互影响，前一个单元的输出为后一个单元的输入；整个机构含连杆更少，重量轻；基本单元自由度为1，机构整体自由度为1，只需要一个驱动电机进行驱动，重量减轻，控制系统难度降低，由于采用多个基本单元模块，使可变形机翼弯度渐变效果更好。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构。

背景技术

自从1903年12月17日莱特兄弟发明了人类历史上第一架飞机，飞机就在人类的生活中扮演了非常重要的角色，然而同样用于产生升力的飞机机翼却无法像鸟的翅膀那样自由地伸展和舞动，也不能像鸟儿一样在飞行的不同阶段，改变翅膀的外形。以美国为首的航空工业发达国家从20世纪90年代开始研究可变形机翼，以达到改善机翼气动特性、提高飞行性能、增强机动性、适应性等目的，弥补传统固定翼飞行器的不足。如美国的F-111隐身战斗机，机翼的前缘和后缘分别装有一段和三段由玻璃钢制成的活动舵面，根据飞行情况的改变调节活动后缘和前缘的弯度和扭转角，以提供完美的机翼弯度形状。机翼骨架表面覆盖可变蒙皮，与机翼行程全封闭的腔体，从而有效的避免了由于常规襟翼与机翼之间不连续导致的气流提前分离，但是由于机翼结构复杂，零件较多，增加了飞机的负重，严重的影响了飞机的性能。20世纪90年代初，诺斯罗普——格鲁曼公司在F-14战斗机上进行了弦向主动变形翼肋的研究，翼肋由三角形单元的桁架组成，三角形单元由磁致伸缩制动器构成，通过磁致伸缩制动器的变形，改变翼肋的形状，并采用线性位移传感器测量制动器的位移与蒙皮的变形量，构成闭环控制系统，这种可变形机翼由于采用多个磁致伸缩制动器， 依旧存在重量过大、控制系统复杂等缺点。鉴于已经取得的成绩，美国国防部高级研究计划署与格鲁曼公司再次联合启动“机敏机翼”计划。在弦向可变机翼中采用形状记忆合金扭力管，将形状记忆合金扭力管植入机翼盒段，可使翼尖扭转角度达到1.25°。在机翼下表层植入形状记忆合金丝用来进行保形控制，并采用光纤传感器测量形状记忆合金丝的变形量，构成闭环反馈控制系统。风洞试验结果表明，与传统机翼相比，该机翼可提升升力5％至8％，增加滚距8％至12％。但是由于材料科学的发展，形状记忆合金的某些性质还不是很成熟，所以这种技术还很难大批量应用于战斗机上。2001年美国马里兰大学利用功能梯度压电元件作为制动器，设计了基于功能梯度压电原件制动器的可变后缘弦向可变机翼。功能梯度压电材料与单独的压电陶瓷元件相比，具有较大的驱动力和位移，机电耦合系数高。马里兰大学的研究员分别对4层和8层的功能梯度压电元件进行了力-位移仿真实验。然而增加压电材料的层数，虽然可以提升驱动力，但是同时也降低了最大驱动位移。

国内的研究团队主要有南京航空航天大学、北京航空航天大学、哈尔滨工业大学、北京工业大学等。2009年南京航空航天大学的顾娜提出了基于步进电机的弦向可变自适应机翼后缘，并进行了分段驱动的理论建模和优化计算，并进行了运动学和静力学分析，验证了模型的强度，最后设计了控制系统并搭建了后缘转角测量系统，验证了方案的可行性。但是该设计中，机翼后缘采用多电机驱动，在复杂、恶劣工作环境中的可靠性有待提高，机翼重量也需要改进。同年，哈尔滨工业大学的尹维龙提出了一种新型的结构——气动人工肌肉，以此作为驱动，实现机翼的弦向可变弯度，并进行了风洞试验。通过对气动人工肌肉驱动的弦向可变自适应机翼后缘实验分析，充分证明了气动人工肌肉作为弦向可变自适应机翼的驱动器的可行性，其具有较高的精度、较高的驱动效率，但机翼的变弯度结构需要改进。2013年北京工业大学也设计了类似洛克希德·马丁公司的可折 叠机翼，但目前还停留在理论分析阶段。

中国专利申请201410359555.5公开了一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘，飞机机翼包括弯度不可变的机翼中部，机翼中部包括主梁；弯度可变的机翼后缘包括后梁、平行设置的多组后缘杆组结构、后缘驱动机构；后梁连接主梁的后端；后缘驱动机构包括由驱动装置驱动的摇杆，摇杆的一端可旋转地连接后梁，摇杆的另一端可旋转地连接后缘杆组结构；后缘杆组结构为基于5R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；其中，每组后缘杆组结构包括成对出现的多对5R闭环单元、多个组网三角单元、1个末端4R闭环单元和1个末端三角单元；每对5R闭环单元包括一个上5R闭环单元、一个下5R闭环单元。上述技术方案的基本单元为上、下5R闭环单元；单元之间不相互影响；整个机构含连杆较多，重量较大；机构整体自由度为2，需要两个驱动电机进行协作驱动；基本单元自由度不为1；基本单元只能是平面5R闭环机构，只能在长度方面扩展更多的环数，但基本单元结构无法改变。

综合上述可知，现有可变形机翼技术的主要缺点是重量大、结构复杂、变化幅度小、自适应能力差等。

发明内容

针对现有技术的缺点，本发明的目的是提供一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构，其不仅可连续改变机翼后缘偏转角的可变形机翼后缘机构，还能有效提高飞机机动性能、电磁隐蔽性能、安全性能，有效控制成本。

为了实现上述目的，本发明提供了一种基于平面连杆闭环单元的含复铰可变形机翼后缘机构，其包括至少三组闭环杆组单元、驱动机构；闭环杆组单元为基于6R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；

其中，至少三组闭环杆组单元包括一组末端单元、至少一组中间单 元、一组始端单元；末端单元、中间单元、始端单元平行设置，中间单元位于始端单元和末端单元之间；

末端单元包括第一上横杆、第一下横杆、右竖杆、第一中间竖杆，第一中间竖杆与第一下横杆的铰接点为第一复铰点，第一复铰点位于第一下横杆的左右两个端点之间；其它杆均铰接于端点；第一中间竖杆与第一上横杆的铰接点为第二复铰点；

中间单元包括第二上横杆、第二下横杆、第一中间竖杆、第二中间竖杆、第一斜杆，第二中间竖杆与第二下横杆的铰接点为第三复铰点，第三复铰点位于第二下横杆的左右两个端点之间；第二下横杆的右端点铰接于第一复铰点；第一斜杆的下端点铰接于第一下横杆的左端点，第一斜杆的上端点铰接于第二上横杆上；其它杆均铰接于端点；第二中间竖杆与第二上横杆的铰接点为第四复铰点；

始端单元包括第三上横杆、第三下横杆、第二中间竖杆、左竖杆、第二斜杆，第三下横杆的右端点铰接于第三复铰点；第二斜杆的下端点铰接于第二下横杆的左端点，第二斜杆的上端点铰接于第三上横杆上；其它杆均铰接于端点。

本发明中，始端单元的位移输出为中间单元的位移输入,始端单元和中间单元由第二下横杆相连结,作为位移传递的桥梁，左右拓展，形成闭环单元组网结构，末端单元与中间单元共边，安装于可变形机翼后缘末端。

本发明中，蒙皮固定结构用于连接蒙皮与闭环杆组单元，驱动固定于机翼主梁上并驱动后缘机构中始端单元中的一杆。

中间单元的数目可为多个。始端单元与中间单元模块化拓扑，自由度M计算如下：

M＝3*[4*(N+1)-1]-2*(6*N+4),其中N为始端单元和中间单元的总个数(所有闭环杆组单元的数目减去1)，且N为正整数。

相对于现有技术，本发明的基本单元为单独的6R闭环单元；单元之间相互影响，前一个单元的输出为后一个单元的输入；整个机构含连杆比之前方案少，重量轻；机构整体自由度为1，只需要一个驱动电机进行驱动，重量减轻，控制系统难度降低；基本单元自由度为1。

根据本发明另一具体实施方式，第一下横杆为L状折杆，其弯折角度为100°-160°；第一复铰点位于第一下横杆的弯折部。根据本发明另一具体实施方式，第二下横杆为L状折杆，其弯折角度为100°-160°；第三复铰点位于第二下横杆的弯折部。

根据本发明另一具体实施方式，第一斜杆的上端点铰接于第二上横杆的左右端点之间。根据本发明另一具体实施方式，第二斜杆的上端点铰接于第三上横杆的左右端点之间。

根据本发明另一具体实施方式，第一斜杆的上端点铰接于第二上横杆的左端点。根据本发明另一具体实施方式，第二斜杆的上端点铰接于第三上横杆的左端点。

根据本发明另一具体实施方式，第一下横杆为直杆。根据本发明另一具体实施方式，第二下横杆为直杆。

根据本发明另一具体实施方式，驱动机构包括由驱动装置驱动的摇杆，摇杆的一端可旋转地连接右竖杆，摇杆的另一端可旋转地连接第三上横杆。

本发明的有益效果是：在本发明中采用了机械式模块化拓扑结构，实现了飞机机翼后缘弯度光滑、连续变化，从而改善机翼的压力分布，避免了机翼表面气流提前分离，有效改善飞机的气动特性，提高最大升力系数，进而拓宽了飞机对不同巡航情况的适应性。由于可变形机翼后缘弯度改变过程中，表面始终有蒙皮覆盖，并无明显缝隙，从而大大地减少了雷达回波，有效提高了飞机的隐身性能。对侦察机而言，采用可变后缘弯度机翼可以提高其巡航能力和增加航程，同时其隐身性能也大为提高。本发 明采用基于平面连杆闭环单元的模块化拓扑结构，对不同尺度机翼只需要扩展基本单元，具有较强的可拓展性，结构简单，可靠性高，维修、更换方便，提高飞机武器系统的作战机动性和安全性，减少了武器装备在服役过程中的风险性。本发明采用了单驱动形式，有效降低了机翼本身重量，并降低了多驱动可能造成是的失效的风险。

附图说明

图1为实施例1的机翼变形前的形状示意图；

图2为实施例1的机翼变形后的形状示意图；

图3为实施例1的机翼后缘的结构示意图；

图4为实施例1中，三组闭环杆组单元的结构示意图；

图5为实施例1的闭环杆组单元第一种单元扩展的结构示意图；

图6为实施例1的闭环杆组单元第二种单元扩展的结构示意图；

图7为实施例2中，三组闭环杆组单元的结构示意图；

图8为实施例3中，三组闭环杆组单元的结构示意图。

具体实施方式

实施例1

如图1-图4所示，本实施例提供了一种飞机机翼，该飞机机翼包括机翼前缘1、机翼中部2、机翼后缘3、机翼蒙皮4；其中，机翼中部2弯度不可变，机翼后缘3弯度可变。

机翼后缘3包括后梁301、三组闭环杆组单元、驱动机构302；后梁301连接主梁的后端；闭环杆组单元为基于6R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；

其中，如图4所示，三组闭环杆组单元包括一组末端单元6、一组中间单元7、一组始端单元8；末端单元6、中间单元7、始端单元8平行设置，中间单元7位于始端单元8和末端单元6之间；

末端单元6包括第一上横杆601、第一下横杆602、右竖杆603、第一中间竖杆604，第一上横杆601、第一下横杆602、右竖杆603、第一中间竖杆604连成一个四边形；第一中间竖杆604与第一下横杆602的铰接点为第一复铰点605，第一复铰点605位于第一下横杆601的左右两个端点之间；其它杆均铰接于端点；第一中间竖杆604与第一上横杆601的铰接点为第二复铰点606；

中间单元7包括第二上横杆701、第二下横杆702、第一中间竖杆604、第二中间竖杆703、第一斜杆704；第二上横杆701、第二下横杆702、第一中间竖杆604、第二中间竖杆703连成四边形；第二中间竖杆703与第二下横杆702的铰接点为第三复铰点705，第三复铰点705位于第二下横杆702的左右两个端点之间；第二下横杆702的右端点铰接于第一复铰点605；第一斜杆704的下端点铰接于第一下横杆602的左端点，第一斜杆704的上端点铰接于第二上横杆701上；其它杆均铰接于端点；第二中间竖杆703与第二上横杆701的铰接点为第四复铰点；

始端单元8包括第三上横杆801、第三下横杆802、第二中间竖杆703、左竖杆803、第二斜杆804，第三上横杆801、第三下横杆802、第二中间竖杆703、左竖杆803连成四边形；第三下横杆802的右端点铰接于第三复铰点705；第二斜杆804的下端点铰接于第二下横杆702的左端点，第二斜杆804的上端点铰接于第三上横杆801上；其它杆均铰接于端点。

第一下横杆602为L状折杆，其弯折角度为100°-160°；第一复铰点605位于第一下横杆602的弯折部。第二下横杆702为L状折杆，其弯折角度为100°-160°；第三复铰点705位于第二下横杆702的弯折部。

第一斜杆704的上端点铰接于第二上横杆701的左右端点之间，第二斜杆804的上端点铰接于第三上横杆801的左右端点之间。

驱动机构303包括由驱动装置驱动的摇杆，摇杆的一端可旋转地连接左竖杆803，摇杆的另一端可旋转地连接第三上横杆801。

本实施例中，三组闭环杆组单元可以去除中间单元；另外，中间单元和始端单元也可以扩展，例如如图5-图6所示的扩展方式。值得注意的是，杆组越复杂，输出端对于输入端的响应越大，即驱动机构的摇杆转动一个较小的角度，机翼后缘会发生较大的形变。

实施例2

如图7所示，本实施例与实施例1的区别在于：第一下横杆为直杆，第二下横杆也为直杆。

实施例3

如图8所示，本实施例与实施例1的区别在于：第一斜杆的上端点铰接于第二上横杆的右端点；第二斜杆的上端点铰接于第三上横杆的右端点。

虽然本发明以较佳实施例揭露如上，但并非用以限定本发明实施的范围。任何本领域的普通技术人员，在不脱离本发明的发明范围内，当可作些许的改进，即凡是依照本发明所做的同等改进，应为本发明的范围所涵盖。