基于多段铰链连接的柔性翼尖结构

1.本发明涉及一种基于多段铰链连接能够沿展向主动连续变形的翼尖结构实现。


背景技术：

2.高空长航时无人机需要更好的续航性能，大展弦比轻质结构能够有效降低重量，提高升阻比，从而实现更好的续航性能。但这种结构在遇到阵风时，会对机翼产生较大的附加弯矩，会造成飞行品质变差，影响机载设备正常工作等后果，甚至有可能使飞机结构疲劳损坏。
3.翼尖处力臂最大，对其进行主动控制能够有效利用其主动变形带来的气动效应和惯性效应，能够更高效地降低阵风载荷，避免上述阵风载荷的不利影响。
4.然而，目前的翼尖变形方案在实际应用中存在如下问题：
5.第一，在翼尖翻折处曲率过大，无法实现平稳过渡，使得压力分布不合理。
6.第二，在翼尖翻折处存在间隙，对流动造成不利影响，且会产生噪声。
7.因此，有必要提出一种能够沿展向连续变形的主动控制翼尖结构实现。


技术实现要素：

8.为下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。
9.为了解决或至少缓解上述技术问题中的至少一个，本发明提出一种基于多段铰链连接的翼尖沿展向连续变形的的结构实现。该结构构造简单，易于装配，能够无间隙实现连续变形，能够适配多种大展弦比机翼，能够满足降低阻力、减缓载荷的需求。
10.根据本发明的一个方面，提供了一种基于多段铰链连接的柔性翼尖结构,适用于风洞模型或飞行器，所述结构包括：
11.翼梁、机翼壳体、翼尖铰链结构、翼尖支架、柔性填充物、主动控制器；
12.所述翼尖铰链结构包含多个串联分布的翼尖铰链单元，所述翼尖铰链单元包括驱动装置、翼尖梁、翼尖壳体。所述驱动装置一端与翼尖梁固接，所述翼尖梁为翼尖主要传力结构，所述翼尖壳体用于维持气动外形。所述翼尖单元通过翼尖梁与相邻单元驱动装置另一端相连形成串联。所述驱动装置可绕轴线旋转驱动，带动翼尖梁旋转，从而驱动翼尖变形，所述驱动装置轴线与来流方向呈一定的外倾角，一般不超过30
°
，使得翼尖在向上翻折时产生相应的负迎角。相邻翼尖铰链单元的翼尖壳体之间留有一定间隙，用于避免当上述驱动装置旋转时相邻翼尖壳体之间产生干涉，由所述主动控制器的输出信号输入到驱动装置，从而实现对所述翼尖铰链结构的主动控制。
13.所述翼尖支架与最内侧铰链单元的驱动装置固接，并与翼梁梢部固接，用于将翼尖受力传递到翼梁上。所述梁的根部与外部连接相连，是机翼主要的传力部件。所述机翼壳体固定在翼梁上，用于维持气动外形。最内侧翼尖铰链单元的翼尖壳体与机翼壳体留有间
101-第一柔性填充102-第二柔性填充103-第三柔性填充201-第一铰链单元202-第二铰链单元203-第三铰链单元301-第一驱动装置302-第二驱动装置303-第三驱动装置401-第一翼尖壳体402-第二翼尖壳体403-第三翼尖壳体501-第一翼尖梁502-第二翼尖梁503-第三翼尖梁601-第一金属片602-第二金属片603-第三金属片
具体实施方式
27.下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。
28.需要注意，本发明中提及的“第一”、“第二”等概念仅用于对不同的装置、模块或单元进行区分，并非用于限定这些装置、模块或单元所执行的功能的顺序或者相互依存关系。
29.需要注意，本发明中提及的“一个”、“多个”的修饰是示意性而非限制性的，本领域技术人员应当理解，除非在上下文另有明确指出，否则应该理解为“一个或多个”。
30.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。
31.首先，请参见图1，图1是基于多段铰链连接的柔性翼尖结构的一些实施例外观示意图。如图1所示，该柔性翼尖结构由第一翼尖铰链单元201、第二铰链单元202、第三铰链单元203、机翼1连接组成，由第一柔性填充101填充第一翼尖铰链单元201与第二翼尖铰链单元202之间的间隙，第二柔性填充102填充第二翼尖铰链单元202与第三翼尖铰链单元203之间的间隙、第三柔性填充103填充第三翼尖铰链单元203与机翼1之间的间隙。需要说明的是，虽然在图1的一些实施例中上述三个翼尖铰链单元组成该翼尖铰链结构，但是该铰链结构可以包括多个翼尖铰链单元，不同数量的翼尖铰链单元可以构成不同自由度的柔性翼尖。本领域技术人员可以根据实际情况对上述翼尖铰链单元个数进行调整，但是这种改变不超出本发明的保护范围。需要说明的是，在本发明的一些实施例中，翼尖铰链单元的个数为三个，但这不可理解为本发明保护范围的限制。作为示例，机翼1为大展弦比长直机翼，但是本发明可适用于多种类型机翼，本领域技术人员可以根据情况对适用机翼类型进行调整，但这种改变不超出本发明的保护范围。
32.接下来请参阅图2，图2是基于多段铰链连接的柔性翼尖结构的一些实施例结构示意图。如图2所示，上述第一翼尖铰链单元201由第一翼尖壳体401、第一翼尖梁501、第一金属片601、第一驱动装置301组成。上述第二翼尖铰链单元202由第二翼尖壳体402、第二翼尖梁502、第二金属片602、第二驱动装置302组成。上述第三翼尖铰链单元203由第三翼尖壳体403、第三翼尖梁503、第三金属片603、第三驱动装置303组成。机翼1由翼梁2、机翼壳体4组成。翼梁2与第三驱动装置303之间由翼尖支架3进行连接。
33.上述机翼壳体4固接在机翼梁2的外部。作为示例，上述机翼壳体与机翼梁通过预留通孔使用螺栓(图中未标示)进行固接。具体而言，上述机翼壳体4用于维持机翼气动外形，将气动力传递到机翼梁2上，翼梁2是机翼的主要传力部件，用于将翼尖受力以及机翼壳体4受到的气动力传递到机翼根部。
34.上述翼尖支架3的第一端与机翼梁2的第一端相连。作为示例，该连接组件通过通孔使用螺栓(图中未标示)与机翼梁2固接。具体而言，该连接组件将翼尖受力传递到翼梁2上。
35.上述第三驱动装置303的第一端与翼尖支架3的第二端通过螺钉(图中未标示)固接，上述第三驱动装置303的第二端与第三金属片603的第一端通过螺钉(图中未标示)连接，上述第三金属片603的第二端与第三翼尖梁503的第一端通过螺栓(图中未标示)固接，上述第三翼尖壳体403固定在上述第三翼尖梁503上。上述第二驱动装置302的第一端与第三翼尖梁503的第二端通过螺钉(图中未标示)固接，上述第二驱动装置302的第二端与第二金属片602的第一端通过螺钉(图中未标示)连接，上述第二金属片602的第二端与第二翼尖梁502的第一端通过螺栓(图中未标示)固接，上述第二翼尖壳体402固定在上述第二翼尖梁502上。上述第一驱动装置301的第一端与第二翼尖梁502的第二端通过螺钉(图中未标示)固接，上述第一驱动装置301的第二端与第一金属片601的第一端通过螺钉(图中未标示)连接，上述第一金属片601的第二端与第一翼尖梁501通过螺栓(图中未标示)固接，上述第一翼尖壳体401固定在上述第一翼尖梁501上。
36.具体而言，上述第一翼尖壳体401、第二翼尖壳体402、第三翼尖壳体403用于维持翼尖气动外形，所受气动力将传递到对应第一翼尖梁501、第二翼尖梁502、第三翼尖梁503上。上述第一翼尖梁501通过第一金属片601将受力传至上述第一驱动装置301，进而传至第二翼尖梁502上。上述第二翼尖梁502通过第二金属片602将受力传至上述第二驱动装置302，进而传至第三翼尖梁503上。上述第三翼尖梁503通过第三金属片602将受力传至上述第三驱动装置303，进而传至翼尖支架3上，从而传递至机翼梁2上。
37.进一步的，上述第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303可由主动控制器传出的信号控制绕其旋转轴旋转，同时承担了驱动、传动与铰链的功能，在上述第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303可独立运动，在上述舵机运动过程中，驱动第一铰链单元1、第二铰链单元2、第三铰链单元3可绕舵机轴线关于机翼平面对称的翻转。作为示例，上述第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303的轴线与来流方向呈15
°
，本领域技术人员可以根据实际情况对该外倾角进行选择，这种改变并不超出本发明的保护范围。在一些实施例中，第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303均为双轴舵机。
38.可选地，可以将驱动、传动与铰链的功能由不同单元分别实现，由铰链单元传递除面外弯矩以外的力，由驱动单元和传动单元组合控制翼尖沿展向变化和传递面外弯矩，这种改变不超出本发明的保护范围。
39.在一些实施例中，上述第一翼尖壳体401、第二翼尖壳体402、第三翼尖壳体403为平直机翼翼型的延伸，本领域技术人员可以对翼尖壳体外形进行调整以适应不同种类的翼尖外形的需求，但这种改变不超出本发明的保护范围。这种上述第一翼尖壳体401、第二翼尖壳体402、第三翼尖壳体403、机翼壳体4之间留有一定的间隙，避免当舵机旋转时不同壳体之间的运动产生干涉。上述间隙由上述第一柔性填充材料1、第二柔性填充材料2、第三柔性填充材料3进行填充。
40.在上述第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303绕轴线驱动时，翼尖会产生如图1沿展向变形，同时在给定相反方向时信号时机翼会反向对称地产生沿展向
变形。
41.在工作状态下，当机翼受到阵风扰动，机翼在阵风方向的载荷增加，翼根弯矩增大，主动控制器进行响应，控制翼尖向阵风流向方向运动，由于翼尖本身具有质量，控制翼尖加速向阵风运动将对机翼产生与阵风方向相反方向的力，从而对翼根产生反向的弯矩，进而与机翼受阵风扰动产生的载荷相抵消，减少机翼阵风载荷。同时由于第一驱动装置301、第二驱动装置302、第三驱动装置303的轴线与来流方向的外倾角，当翼尖向阵风方向翻转时，翼尖的有效迎角将向阵风相反方向增加，从而在翼尖上产生与阵风方向相反的气动力，从而能够在翼根产生反向弯矩，进而与机翼受阵风扰动产生的载荷相抵消，减少机翼阵风载荷。
42.在非工作状态下，第三驱动装置303可以向上翻折90度，第二舵机向上翻折90度实现对机翼的折叠，从而减少飞行器的停放宽度和停放面积。
43.上述技术方案作为本发明的实施例的一个发明点，解决了背景技术提及的技术问题“缺乏实际的结构形式进行实现”。本发明通过多段铰链连接实现了一种柔性翼尖的多自由度的变形形式，通过主动控制翼尖运动，能够改变翼尖气动力以及改变翼尖运动产生的惯性力，能够大幅降低大展弦比机翼的阵风载荷，提高飞行品质。此外，主动控制翼尖适应和改善流场，能够降低阻力，提高升阻比。
44.与单段铰链式翼尖相比，由于本发明采用柔性填充物，当驱动翼尖变形时，本发明的结构没有间隙，能够改善流动和减少气动噪声。此外，本发明具有多自由度，能够更好的适应和改善流场。表面光滑，压力分布更合理，能更好的控制展向流动及翼梢涡。
45.此外，本发明可以使飞行器在停放时的展长更小，占用更小的面积。
46.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本技术的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
47.以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离上述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。