一种驱动-传感一体化的可变机翼

本发明涉及飞行器，特别是涉及一种驱动-传感一体化的可变机翼。

背景技术：

1、飞行器在不同飞行工况（起飞、亚音速巡航、跨音速、超音速机动）下对气动外形的动态优化需求日益突出。固定翼飞行器的机翼后掠角作为核心气动参数，直接决定升阻比、激波阻力与飞行稳定性，传统固定翼型无法兼顾低速起降与高速机动的气动需求，因此可变机翼技术成为新一代高性能飞行器的关键支撑技术。

2、当前主流可变机翼技术以液压驱动式变后掠翼为代表，其技术方案为机翼由固定段与活动段通过机械铰链连接，配套液压泵、高压管路、作动油缸、齿轮连杆传动机构、外置位移传感器及机械自锁机构构成驱动与调节系统。工作时，液压系统提供动力，经机械传动将油缸直线运动转化为机翼活动段旋转，实现后掠角调节；由外置传感器采集角度信号形成闭环控制，调节完成后通过机械自锁机构锁定姿态。

3、此外，部分方案采用电机与减速器组合驱动，配合机械传动实现翼面调节，同样依赖外置传感器与自锁结构完成闭环控制与姿态保持。

4、上述传统液压与机械驱动的可变机翼技术在实际应用中存在显著缺陷：驱动系统冗余度高、结构复杂、重量偏大，液压泵、管路、油缸、齿轮、连杆等部件大幅增加机翼载荷，降低飞行器有效载重与续航能力；响应迟滞明显，液压流体阻力、机械传动间隙与减速器精度限制，无法满足高机动飞行实时姿态调节需求；调节能力受限，仅支持后掠角分级固定调节，无法实现连续无级优化，跨音速区间升阻比显著下降；可靠性与环境适应性差，液压系统存在油液泄漏、高空低温管路冻结风险，机械部件易磨损、故障停机率高、维护成本居高不下；缺乏全局智能协同控制，机翼调节与发动机、尾翼等子系统相互独立，翼型变化易引发升力波动，难以实现气动布局全局动态最优。

5、近年来，形状记忆合金（sma）等智能材料因具备形状记忆效应、驱动能力与电阻响应特性，被尝试用于飞行器结构驱动，但现有sma可变机翼多为单一驱动功能，仍需外置传感器检测姿态，未实现驱动与传感一体化。

6、同时，现有sma可变机翼方案多采用预设加热功率或固定温控阈值进行驱动，缺乏对后掠角响应效率和时间过程的在线评价，难以根据不同飞行工况实时优化加热功率、加热时长及冷却过程，容易产生响应延迟、角度超调、稳定时间长、能耗偏高及重复调节一致性差等问题。在此背景下，亟需设计一种无需外置传感器检测姿态，以实现驱动与传感一体化的技术方案。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种驱动-传感一体化的可变机翼，以解决上述现有技术存在的问题，无需外置传感器检测姿态，以实现驱动与传感一体化。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、本发明提供一种驱动-传感一体化的可变机翼，包括：铰接的固定段和活动段，所述活动段能够绕铰接点转动；形状记忆合金驱动器设于所述固定段的隔热驱动器舱内，且所述形状记忆合金驱动器一端固定，另一端活动连接有输出连杆，所述输出连杆末端与所述活动段的下翼面连接；温控组件设于所述形状记忆合金驱动器表面，能够调节所述形状记忆合金驱动器至设定温度，以使所述形状记忆合金驱动器相变伸缩，并通过输出连杆带动所述活动段绕铰接点同步转动设定角度；以及协同控制单元，其能够实时采集所述形状记忆合金驱动器在不同温度时的电阻值，并基于该电阻值解算出所述活动段转动后机翼的实时后掠角；且所述协同控制单元能够基于飞行状态参数，调控所述温控组件工作过程，以使所述后掠角变化至符合当前飞行状态；所述协同控制单元还能够根据后掠角响应延迟、调节时间、稳定时间、稳态误差、超调量和单位能耗调节效率，对温控组件的加热功率、加热时长和冷却强度进行在线修正。

4、形状记忆合金（sma）是一种具有形状记忆效应的智能材料，引入相变特征温度变量(tl)（马氏体→奥氏体相变起始温度）、(ts)（奥氏体形状完全恢复终止温度），定义相变温差(δt=ts-tl)；当加热温度(t>tl)时 sma开始发生固相转变，当(t>ts)时完成全相变并达到最大形状恢复量，受热相变后恢复预设的记忆形状并产生回复应力，且电阻率随相态、应变、温度呈确定性变化，兼具驱动与传感特性。

5、同时建立sma轴向相变变形量化公式：

6、

7、式中：l0为形状记忆合金棒初始标距长度，为材料最大可恢复相变应变，δl为实时相变伸缩变形量；

8、并构建电阻-温度-应变耦合传感公式：

9、

10、式中：r0为常温基准电阻、a为电阻温度系数、kε为应变电阻系数、ε为相变产生的轴向应变，依托该公式可由实时电阻值精准解算温度、应变与机翼后掠角。

11、在一实施方式中，所述形状记忆合金驱动器包括形状记忆合金棒，所述形状记忆合金棒一端固定连接于驱动舱固接座上，所述驱动舱固接座固定设于所述隔热驱动器舱内；所述输出连杆首端贯穿所述隔热驱动器舱，并与所述形状记忆合金棒远离驱动舱固接座的一端铰接。

12、在一实施方式中，所述形状记忆合金驱动器一侧设有分布式光纤光栅传感器，所述分布式光纤光栅传感器与所述协同控制单元通信连接，能够采集所述形状记忆合金驱动器的温度和应变数据，并将所采集的数据传输至所述协同控制单元。

13、在一实施方式中，所述形状记忆合金棒为镍钛铌形状记忆合金棒；所述镍钛铌形状记忆合金棒具有宽相变滞后特性，能够在持续气动载荷下稳定保持调节后的机翼姿态。

14、在一实施方式中，所述温控组件包括设于所述形状记忆合金驱动器表面的冷却器和环形加热环。

15、在一实施方式中，所述后掠角的调节范围为15°~50°。

16、在一实施方式中，所述固定段一侧与飞行器的机身固定连接，所述固定段内设有所述隔热驱动器舱，用于布置所述形状记忆合金驱动器，以隔绝气动热。

17、在一实施方式中，所述活动段包覆有碳纤维复合材料蒙皮。

18、在一实施方式中，所述固定段和活动段的接缝处覆盖有柔性蒙皮，所述柔性蒙皮采用聚醚醚酮材料制成。

19、在一实施方式中，所述协同控制单元能够实时接收飞行状态参数，依托内置气动优化模型，计算出当前最优的翼型组合参数，全程以tl、ts为温度阈值进行闭环控温，依据相变变形公式实时迭代修正加热功率，并向所述温控组件下达差异化的加热功率、加热时长控制指令，以调节至当前最优的翼型组合参数；且调节过程中能够根据实时反馈的参数角度值，动态修正加热参数；在调节过程中，所述协同控制单元能够根据实时反馈的后掠角值动态修正热控参数，并根据响应延迟、调节时间、稳定时间、稳态误差、超调量和单位能耗调节效率对加热功率、加热时长和冷却强度进行在线修正。

20、所述协同控制单元还能够在后掠角调节过程中对响应效率和时间指标进行在线评价，并基于评价结果自适应修正温控组件的控制参数。

21、在一实施方式中，所述协同控制单元还包括响应效率评价模块和热控参数在线修正模块；所述响应效率评价模块能够在后掠角调节过程中实时获取目标后掠角、实际后掠角、形状记忆合金驱动器电阻变化数据、加热功率、加热时长和冷却时长，并计算后掠角响应延迟、调节时间、稳定时间、稳态误差、超调量和单位能耗调节效率；所述热控参数在线修正模块能够根据所述响应效率评价模块的计算结果，对热控参数决策模块输出的加热功率、加热时长和冷却强度进行在线修正，以提高后掠角调节响应速度和调节精度。

22、在一实施方式中，所述协同控制单元根据后掠角目标变化量和当前飞行状态参数，将温控组件的控制过程划分为快速响应阶段、精细逼近阶段和稳定保持阶段；在快速响应阶段采用较高加热功率使形状记忆合金驱动器快速进入相变区间，在精细逼近阶段降低加热功率并结合实时后掠角反馈抑制超调，在稳定保持阶段根据电阻反馈和角度误差进行低功率补偿或停止加热，以实现低能耗姿态保持。

23、本发明还提供一种飞行器，包括机身，所述机身两侧对称设有两个如上所述的驱动-传感一体化的可变机翼。

24、本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

25、本发明采用形状记忆合金驱动器作为动力装置，其电阻率与相态、应变及温度呈确定性函数关系，通过分面、分点实时采集所有形状记忆合金驱动器的电阻值变化，反推出各形状记忆合金驱动器的实时应变状态；结合预先标定的电阻-应变-偏转角度关系模型，分别解算出机翼的实际后掠角，实现参数同步传感，完全取代传统外置角位移传感器，因而可以省去外置传感器、液压保压回路等冗余部件，驱动系统零部件数量大幅减少，结构复杂度显著降低，重量较传统液压驱动与非一体化sma驱动大幅降低；sma驱动无流体阻力、机械传动滞后问题，调节响应速度快，无自锁与解锁额外步骤，进一步缩短调节流程。

26、本发明摒弃液压系统，消除油液泄漏、管路冻结风险，形状记忆合金驱动器无机械接触磨损问题，循环使用寿命长；无需频繁更换液压油、校准外置传感器、维护机械自锁部件，维护成本大幅降低，故障停机率显著下降。

27、本发明通过温控组件对形状记忆合金驱动器的温度调控，使得形状记忆合金驱动器可以连续伸缩变化，进而带动与其连接的活动段绕铰接点往复摆动，实现后掠角的精准连续无级调节，可根据实时飞行速度、高度、载荷等参数动态优化气动布局，有效提升飞行器跨音速、超音速工况下的升阻比，解决传统分级调节的气动适配缺陷。形状记忆合金驱动器驱动仅在调节阶段需通电加热，能耗远低于液压泵持续工作的能耗。

28、本发明进一步通过响应效率评价模块对后掠角响应延迟、调节时间、稳定时间、稳态误差、超调量和单位能耗调节效率进行实时评价，并根据评价结果在线优化温控组件的加热功率、加热时长和冷却强度，避免传统sma驱动方案仅依赖固定加热参数导致的响应慢、超调大、能耗高和重复调节一致性差的问题，使可变机翼在不同飞行工况下均能够实现快速、精准、低能耗的后掠角调节。