一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构的制作方法

1.本技术涉及一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构，属于飞行器技术领域。


背景技术：

2.高超声速飞行器是指在大气层内或跨大气层以马赫数5以上的速度远程巡航的飞行器，它具有飞行速度快、高度适中、机动能力强、反应时间短等特点，具有很强的战略性和带动性，其技术的突破与应用，将会引发航空航天技术的跨越式变革，对国家综合实力产生深远影响。近年来，随着军事侦察打击、环境监测、远程运输和医疗救灾等对飞行器性能要求的不断提高和人工智能技术的迅速崛起，发展智能化、侦察/打击一体化、多任务化的飞行器变得非常重要。这种情况下，传统的固定翼飞行器逐渐无法满足应用需求，能够适应多种飞行任务和复杂环境条件并获得最优飞行性能的变体飞行器技术受到广泛的关注和研究。变体飞行器通过平滑、自主地改变飞行器机翼的外形来改变其气动性能，以适应不同飞行条件，提高升阻比，增加航程，减小涡流、颤振等影响，具有机动性强、飞行环境适应性强、飞行性能好等独特的优势，应用前景广阔，因此具有重要的研究价值和意义。
3.随着双模态冲压发动机技术和高超声速飞行器一体化技术的发展成熟，组合动力、水平起降、全速域飞行的高超声速飞行器已经成为当前研究的热点。这种高超声速飞行器可以从地面起飞，经历低速、跨声速、超声速和高超声速等多个飞行阶段。因此，这类飞行器除了要保证高超声速气动特性，还要兼顾低/跨/超声速的气动特性，能在更宽的速域范围内均具有良好的气动特性。
4.然而，传统的高超声速飞行器大多采用旋成体、乘波体和升力体等气动构型，这些构型往往只考虑了高超声速气动特性，无法满足低速、跨声速和超声速的气动特性要求。因此，合理的变构型设计对解决高超声速飞行器在不同飞行速度下的气动要求矛盾、实现全速域飞行具有重要意义。目前的变构型方案大多局限于亚声速，且主要关注机翼变化对气动特性的影响，对更高马赫数的变构型方式考虑较少。这是由于随着空速增加，气流动压随之上升，当飞行器跨声速飞行时，局部激波的产生对变构型驱动机构的保持与承载能力提出了更高要求。
5.构型变化的机翼结构是变体飞行器技术的核心，由于巡航与各种机动飞行的需求，变体飞行器的机翼结构需要对承载、变形连续、轻量化、对空间需求小等因素充分考虑，因而对其方案的选取与设计提出了较高的要求。


技术实现要素：

6.为了实现机构弯度的连续光滑调整，具有较高的刚度和较小的运动误差，控制精度较高，且具有较好的保持与承载能力，本技术设计了一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构。
7.本技术提供的一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构采用如下的
技术方案：
8.一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构，包括闭环变形单元、位移放大机构和驱动机构，闭环变形单元为闭环且每两个相邻边之间均铰接的四边结构，闭环变形单元包括固定闭环单元、尾部闭环单元、以及位于固定闭环单元和尾部闭环单元之间的至少一个中间闭环单元，固定闭环变形单元的固定边与飞行器主体固定，相邻的两个闭环变形单元之间有一条共用边，固定闭环变形单元的固定边与共用边相对设置，中间闭环单元的两个共用边相对设置；
9.驱动装置用于驱动固定闭环变形单元发生变形；
10.位移放大机构连接于两个相邻的闭环变形单元之间，前一闭环变形单元变形能够带动位移放大杆移动，位移放大杆使下一闭环变形单元获得同向放大的形变位移。
11.在上述机翼结构中，所述位移放大机构包括位移放大杆、传动杆，位移放大杆铰接于相邻两个闭环变形单元之间的共用边，位移放大杆自身铰接点两侧分别为主动杆和被动杆，被动杆为后一闭环变形单元的一边，主动杆的另外一端与前一闭环变形单元之间通过传动杆铰接，传动杆铰接于前一闭环变形单元与被动杆所在侧相对的边。
12.在上述机翼结构中，所述被动杆为后一闭环变形单元底部位置的边。
13.在上述机翼结构中，所述被动杆的长度大于主动杆的长度。
14.在上述机翼结构中，所述驱动装置包括动推杆和移动组件，动推杆的一端铰接于固定于飞行器主体的闭环变形单元，动推杆的另一端被移动组件推动进行直线移动。
15.在上述机翼结构中，所述动推杆和传动杆连接于固定闭环变形单元的同一边。
16.在上述机翼结构中，所述动推杆与固定闭环单元的铰接点位于：传动杆与固定闭环单元的铰接点和固定闭环单元的共用边与固定闭环单元连接传动杆的边之间的铰接点之间。
17.在上述机翼结构中，所述移动组件具有自锁功能。
18.在上述机翼结构中，所述移动组件为滚珠丝杠，包括基座、转动连接于基座的丝杠和螺纹连接于丝杠的滑块，滑块与动推杆铰接。
19.在上述机翼结构中，所述尾部闭环单元连接有尾杆，尾部闭环单元的顶部边铰接有驱动杆，驱动杆的另一端铰接有连动杆，尾部闭环单元与自身共用边正对的边为连接边，连动杆铰接于连接边的中部，尾杆与连动杆固定连接。
20.本技术公开的一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构，至少具有如下有益效果：
21.1、本技术可实现机构弯度的光滑连续渐变，不仅能够有效地对飞行器进行姿态控制，而且有效地提高飞行器的飞行性能、飞行效率和适应飞行环境的能力。
22.2、本技术研究了不同种类的铰链实现方式对机构运动精度的影响，提出了具有更大弯度调整能力及承载能力的可连续变弯度机翼结构模型。
23.3、本技术按照翼型内边缘的形状设计了相应的曲杆形状，贴合性好，减少了不必要的间隙，可实现驱动机构对机翼更精准的控制。
24.4、通过设置滚珠丝杠传动，能够大幅削弱来自非传动件的载荷，具有传动效率高，起动扭矩特性优良，工作较平稳，传动精度高等特点，相较于直接使用电机带动输出杆，该方案偏转所需的力矩较小。
25.5、本技术公开的一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构具有自锁特性，在到达变形极限位置时，设计方案中的动推杆与滚珠丝杠将呈现垂直排布状态，此时逆向传动出现死点，变形机构将作为结构承力，在极端位置可以实现机构自锁。
附图说明
26.图1为本技术一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构据在具体实施方式中的机构简图。
27.图2为机翼结构在具体实施方式中的结构示意图。
28.图3为机翼结构的轴测图。
29.图4为机翼结构上偏极限位置的示意图。
30.图5为机翼结构下偏极限位置的示意图。
31.附图说明，1、ab杆；2、ae杆；3、bf杆；4、cd杆；5、ef杆、6、ei杆；7、dfj杆；8、gh杆；9、ij杆；10、hjn杆；11、im杆；12、kl杆；13、mn杆；14、lo杆；15、滚珠丝杠；16、动推板；17、动推杆；18、尾杆。
32.其中，ab杆为固定闭环单元的固定边；
33.ef杆为固定闭环单元和中间闭环单元之间的共用边；
34.ij杆为中间闭环单元和尾部闭环单元之间的共用边；
35.dfj杆和hjn杆为位移放大杆；
36.df杆为主动杆，fj杆为被动杆；
37.hj杆为主动杆，jn杆为被动杆；
38.cd杆和cd杆为传动杆；
39.mn杆为连接边。
具体实施方式
40.以下结合附图1-5对本技术作进一步详细说明。
41.本技术的发明构思为：机翼结构至少需要三个独立的闭环变形单元实现机构弯度的渐变。机翼弯度光滑连续变化的本质是机构中串联的各独立闭环单元，在同一形变方向上具有逐渐增大的形变位移，当三个闭环单元在竖直形变方向的位移依次增大时，整个结构即可形成光滑渐变的弯度。因此，在可连续变弯度机翼结构设计中，相邻的闭环单元之间必须存在一个具有放大位移的基本单元，使下一闭环单元获得同向放大的形变位移。以此类推，多个闭环单元在同一形变方向上的形变位移依次增大并逐渐叠加，使机构实现弯度的光滑渐变。基于上述理论，本技术在含复铰闭环运动链的构型综合结果中，采用了含有两个复铰的闭环运动链作为驱动机构的基本构型。
42.在以下的实施例中，两个复铰为dfj杆7、hjn杆10。
43.本技术公开了一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构。
44.参照图1，一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构包括闭环变形单元、位移放大机构和驱动机构，闭环变形单元设置至少三个，为固定闭环单元、尾部闭环单元、以及位于固定闭环单元和尾部闭环单元之间的至少一个中间闭环单元，固定闭环变形单元的固定边与飞行器主体固定，闭环变形单元为闭环且每两个相邻边之间均铰接的四边
结构，相邻的两个闭环变形单元之间有一条共用边，闭环变形单元固定于飞行器的一边为固定边，固定边与自身的共用边相对设置，中间闭环单元的两个共用边相对设置；驱动装置用于驱动固定于飞行器主体的闭环变形单元发生变形，位移放大机构连接于两个相邻的闭环变形单元之间，用于使下一闭环变形单元获得同向放大的形变位移，实现机翼结构弯度的渐变。
45.参照图1和图2，本实施例中，闭环变形单元设置三个，分别为固定闭环单元、一个中间闭环单元、尾部闭环单元。固定闭环单元为相互铰接的ab杆1、ae杆2、bf杆3、ef杆5形成的闭环，ab杆1、ae杆2、bf杆3、ef杆5的铰接轴线水平且相互平行，其中，ab杆1固定连接于飞行器主体，ab杆1为固定闭环单元的固定边，ae杆2和bf杆3分别铰接于ab杆1的两端，ef杆5的两端分别铰接于ae杆2和bf杆3的另一端。中间闭环单元为相互铰接的ef杆5、ei杆6、ij杆9、fj杆形成的闭环，ei杆6和fj杆铰接于ef杆5的两端，ij杆9的两端分别铰接于ei杆6和fj杆的另一端，同时，ei杆6与ae杆2铰接，fj杆与bf杆3铰接。ef杆5为固定闭环单元和中间闭环单元之间的共用边。尾部闭环单元为相互铰接的ij杆9、im杆11、mn杆13、jn杆形成的闭环，im杆11和jn杆分别铰接于ij杆9的两端，mn杆13铰接于im杆11和jn杆的另一端，同时，im杆11与ei杆6铰接，jn杆与fj杆铰接。ij杆9为中间闭环单元和尾部闭环单元之间的共用边。
46.参照图1和图2，由于位移放大机构设置于相邻的两个闭环变形单元之间，所以闭环变形单元为三个时，位移放大机构为两个，分别为第一位移放大机构和第二位移放大机构。第一位移放大机构包括第一位移放大杆和第一传动杆，第一传动杆为cd杆4，第一位移放大杆为dfj杆7，dfj杆7包括相互固定连接的df杆和fj杆，df杆为主动杆，fj杆为被动杆，fj杆的长度大于df杆的长度，df杆固定连接于fj与bf杆3和ef杆5均铰接的端部，cd杆4的一段铰接于ae杆2上，cd杆4的另一端与df杆远离fj杆的一端铰接。第二位移放大机构包括第二位移放大杆和第二传动杆，第二传动杆为gh杆8，第二位移放大杆为hjn杆10，hjn杆10包括相互固定连接的hj杆和jn杆，hj杆为主动杆，jn杆为被动杆，jn杆的长度大于hj杆的长度，hj杆固定连接于jn与ij杆9和fj杆均铰接的端部，gh杆8的一端铰接于ei杆6上，gh杆8的另一端与hj杆远离jn杆的一端铰接。
47.当固定闭环单元发生形变时，通过cd杆4带动dfj杆7绕着dfj杆7和bf杆3的铰接轴转动，df杆和fj杆转动相同的角度，但是由于df杆和fj杆长度不同，fj杆端部能够绕着自身的铰接点移动比df杆更大的距离，从而fj杆能够带动中间闭环单元有更大的位移，实现了使下一闭环单元获得同向放大形变位移的效果，同样的，hjn杆10与dfj杆7的放大机理相同。
48.参照图2和图3，驱动装置为移动组件和动推杆17，动推杆17的一段铰接于ae杆2，且动推杆17与ae杆2的铰接点位于：cd杆4与ae杆2的铰接点和ae杆2与ef杆5的铰接点之间，动推杆17的另外一端铰接于移动组件，且移动组件能够带动动推杆17的端部直线移动，从而动推杆17的移动能够推动固定闭环单元变形。
49.移动组件为滚珠丝杠15，包括基座、转动连接于基座的丝杠和螺纹连接于丝杠的滑块，滑块与基座沿着丝杠的轴线方向滑动连接，基座与ab杆1之间的位置关系相对固定设置，即基座与ab杆1固定，或者基座与飞行器主体固定连接。滑块连接有动推板16，动推板16与动推杆17铰接连接，滑块移动，通过动推杆17带动固定闭环单元产生变形。
50.本实施例中采用了采用滚珠丝杠15传动，其为自锁机构，通常具备力与运动的单
向传递功能，能够显著削弱、甚至消除来自于非传动件的力、运动等输入信号。在保证高效响应传动件输入信号的同时，具有自锁功能的机构能够承受来自于非传动方向的力与运动载荷。在实际飞行过程中，飞行器所承受的气动载荷会导致机翼的弹性形变，对于变构型飞行器而言，变形机构自由度的存在将使这一效应更为明显。因此，变形结构机构的自锁功能对变构型飞行器维持最佳气动外形、提升控制响应效率，进而提升变构型飞行器的飞行素质尤为重要。本技术的该设计能够大幅削弱来自非传动件的载荷，具有传动效率高，起动扭矩特性优良，工作较平稳，传动精度高等特点，相较于直接使用电机带动输出杆，该方案偏转所需的力矩较小。且在机翼到达上变形极限位置时，设计方案中的动推杆17与丝杠将呈现垂直状态，此时逆向传动出现死点，变形机构将作为结构承力。
51.机翼结构还连接有尾杆18，尾杆18与机翼结构之间设置有kl杆12和lo杆14，kl杆12为驱动杆，lo杆14为连动杆，kl杆12的一端铰接于im杆11的中部位置，lo杆14铰接于kl杆12的另一端，且lo杆14与mn杆13的中部铰接，mn杆13为连接边，lo杆14远离自身与kl杆12铰接点的端部与尾杆18连接，尾杆18为封闭的环形形状，当机翼结构水平时，尾杆18沿着im杆11和jn杆的延伸趋势，顺滑延伸然后封闭尾部。
52.本技术的实施原理为：利用滚珠丝杠15驱动动推板16向右驱动，ae杆2逆时针转动，ae杆2通过cd杆4带动dfj杆7转动，杆cfj放大位移，带动中间闭环单元有较大的向上的位移，中间闭环单元进一步带动hjn杆10进行位移的放大，实现机翼结构向上的偏转。反之，则是机翼结构向下的偏转。对本实施例的机翼结构进行以下测试：
53.调整机构末端偏转角，使机构末端处于水平状态，记录末端连杆在标尺上的读数，利用滚珠丝杠驱动推板向右驱动，动推杆推动ae杆逆时针偏转，并通过两个放大dfj杆、hjn杆放大位移，可实现含复铰可连续变弯度机翼结构向上发生偏转，使其达到上方极限位置，如说明书附图的图4所示。利用滚珠丝杠驱动推板向左驱动，动推杆推动ae杆顺时针偏转，并通过两个放大dfj杆、hjn杆放大位移，可实现含复铰可连续变弯度机翼结构向下发生偏转，使其达到下方极限位置，如说明书附图的图5所示。含复铰可连续变弯度机翼结构转角变化范围为-31.82
°
～ 34.94
°
。
54.用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构需要承受外界气动载荷，要求机构具有一定的刚度。将机构样机末端调至水平并施加竖直向下的载荷，载荷重量分别为200g、500g，试验结果表明，尖端载荷在500g时仍能保持现有形状，故该设计方案在确保机构变形连续的同时，具有较好的保持与承载能力。
55.高超声速飞行器具有飞行速度快、高度适中、机动能力强、反应时间短等特点，具有很强的战略性和带动性，因此对变形结构中作动机构的响应速度提出了较高的要求。为测试机构响应时间，本项目分别测试了机构样机由下偏至上偏、由平衡至上偏、由平衡至下偏和由上偏至下偏四种工况下的机构响应时间。试验结果表明：当丝杠滑块速度为50mm/s时，设计机构由平衡至下偏时，最快响应速度可达0.31s，具有较高的响应速度。
56.综上，本技术的机翼结构具有较大弯度调节能力，能够实现机构弯度的连续光滑调整，具有较高的刚度和较小的运动误差，控制精度较高，且具有较好的保持与承载能力，可以通过改变翼型的弯度来实现对飞行器的控制，适应更加复杂的飞行条件，提升飞行器的飞行性能，为未来可连续变弯度机翼结构更加深入的研究提供了理论及工程基础。
57.根据上述实施例得到一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构的功
能实施结果，体现了本技术的有益效果1、2、3、4、5，所涉及的基本原理与实施例中所展现的机能趋于一致，可通过调整装置的几何尺寸实现，无附加技术难点。本技术所公开的一种用于高速飞行器的含复铰可连续变弯度机翼结构可以在飞行环境发生变化时根据实时的飞行条件，采用变弯度技术来提高对飞行环境适应性，具有机动灵活、对飞行环境的适应性强、飞行性能良好等独特优势，具有广泛的应用前景与效益。
58.以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本技术的具体实施例，用于解释本技术，并不用于限定本技术的保护范围，凡在本技术的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。