阅读说明：本技术 用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块 (Flexible trailing edge module for trailing edge camber wing ) 是由 宋晨 雷朝辉 张桢锴 杨超 于 2020-05-20 设计创作，主要内容包括：一种用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块,包括：连接柔性后缘模块与外部机翼的外部定位孔(11),调节柔性后缘模块方向的外部定位槽(2),固定柔性翼肋(6)的固定孔(3),调节舵机(4)位置的舵机架安装槽(10),固定柔性翼肋(6)下表面运动轨迹的滑槽(8)。本发明采用模块化设计,通过连接架(1)的内部孔槽将柔性翼肋(6)和舵机(4)连接起来组成一个柔性后缘模块,再通过连接架(1)的外部孔槽与机翼结构进行连接,用于后缘变弯度机翼的相关测试。该模块化设计方法结构简单,可靠性高,成本低廉,更换方便,适用于多种结构和变形方式的后缘变弯度机翼。(A flexible trailing edge module for a trailing edge camber wing, comprising: the flexible wing trailing edge structure comprises external positioning holes (11) for connecting a flexible trailing edge module and external wings, external positioning grooves (2) for adjusting the direction of the flexible trailing edge module, fixing holes (3) for fixing flexible wing ribs (6), steering engine frame mounting grooves (10) for adjusting the positions of steering engines (4), and sliding grooves (8) for fixing the motion tracks of the lower surfaces of the flexible wing ribs (6). The flexible wing trailing edge test device adopts a modular design, the flexible wing ribs (6) and the steering engine (4) are connected through the inner hole grooves of the connecting frame (1) to form a flexible trailing edge module, and the flexible wing trailing edge module is connected with a wing structure through the outer hole grooves of the connecting frame (1) and used for relevant tests of trailing edge variable camber wings. The modularized design method is simple in structure, high in reliability, low in cost, convenient to replace and suitable for the trailing edge variable camber wings of various structures and deformation modes.)

用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块

技术领域

本发明涉及一种用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块，以及具有该柔性后缘模块的后缘变弯度机翼。

背景技术

模块化设计是指在对一定范围内的不同功能或相同功能不同性能、不同规格的产品进行功能分析的基础上，划分并设计出一系列功能模块，通过模块的选择和组合可以构成不同的产品，以满足市场的不同需求的设计方法。

自适应机翼是指在飞行中可根据飞行情况自动改变几何参数以获得最优性能的机翼，即无常规的副翼、襟翼、缝翼盒扰流片，机翼自身能根据任务要求灵活弯曲到所需的位置。自适应机翼主要分为面外变形和面内变形两种变形方式，而面内变形中的一种主要方式为后缘变弯度，这种方式主要通过改变翼型后缘的弯度，即翼型中弧线后部的弯曲程度，来改变机翼后部的压力分布，从而产生相应的操纵力矩来控制飞行器的飞行姿态。

后缘变弯度机翼因为其独特的气动性能优势，近些年来不断被研究和提出新设计，而现有的设计方法多集中于后缘变弯度的实现形式，并根据后缘的变形方式和驱动方式设计相应的机翼外部结构和两者之间的连接方法，然而，这类设计方法在后缘变形方式和驱动方式发生改变时往往需要对外部机翼结构进行重新设计和加工，这样会耗费大量的时间，成本也比较高，并不适合于后缘变弯度机翼变形方式和驱动方式的不断改进与完善。

此外，一种新型的柔性后缘往往需要进行相应的静力学测试和动力学测试来确定其性能和强度。这样便需要单独设计夹具来对柔性后缘进行固定和测试，而在与机翼外部结构进行连接来进行后缘变弯度机翼整体测试时，又需要重新设计相应的对接方案来进行连接，因此柔性后缘的设计周期较长，设计成本较高。

因此，需要开发一种适用于不同变形方式和驱动方式的，使用简单、周期较短、成本低廉，且具有一定通用性的柔性后缘模块化设计方法，并开发相应的柔性后缘模块，以实现柔性后缘模块化的设计目的。

发明内容

本发明所的主要设计思想包括：

通过柔性后缘模块，能够实现与外部的机翼结构进行不同方向的连接；

舵机的安装方向能够在面内的两个方向进行一定范围的调节；

柔性后缘下表面的滑动轨迹可控；

成本低、零件数目少、连接方式简单，并且可以适用同一机翼结构下不同的布置方案。

本发明针对后缘变弯度机翼变形方式多样，设计周期较长，设计成本较高的难题，提供了一种适用于柔性后缘的模块化设计方法和柔性后缘模块，安装简单、成本低廉、不改变外部机翼结构，通用性较强，其特征在于柔性后缘模块包括：

与外部机翼结构连接的外部定位孔；

调节柔性后缘模块方向的外部定位槽；

固定柔性翼肋的固定孔；

调节舵机位置的舵机架安装槽；

固定柔性翼肋下表面运动轨迹的滑槽。

根据本发明的一个实施例，提供了一种用于后缘变弯度机翼的柔性后缘模块，其特征在于包括：

连接架，

设置在连接架的上表面和下表面的外部定位孔，用于与外部机翼结构连接，

设置在连接架的上表面和下表面的外部定位槽，用于调节柔性后缘模块的方向，

设置在连接架的上表面的中下部的固定孔，用于固定柔性翼肋，

设置在连接架的腹板中部的多个舵机架安装槽，用于调节舵机位置，

在连接架的下表面中间设置的、前后贯通的滑槽，用于在柔性翼肋变形时约束柔性翼肋的下表面的运动轨迹，

其中

连接架的上表面和下表面的两个外部定位孔彼此对称，两个外部定位槽彼此对称，外部定位孔位于连接架的左两端，外部定位槽位于连接架的右端。

本发明的优点包括：

1)与机翼外部结构有固定的机械接口，设计发生变化时只需对柔性后缘模块内部进行修改；

2)连接零件数目少，模块装卸方便，相对误差小，可靠性高；

3)适用范围广，可以实现同一机翼结构上不同的柔性后缘方案快速替换；

4)实用性强，成本低廉，能够使用同一套柔性后缘模块实现模块层面的变形测试和整体机翼层面的变形测试。

附图说明

图1显示了根据本发明的一个实施例的柔性后缘模块的结构示意图。

图2显示了根据本发明的一个实施例的柔性后缘模块与外部机翼结构的安装与连接。

图3显示了根据本发明的一个实施例的后缘变弯度机翼模型的示意图。

图4显示了根据本发明的一个实施例的柔性后缘模块实物照片。

具体实施方式

以下结合附图说明本发明的具体实施的技术方案。

本发明采用了模块化设计，通过在连接架(1)内部设置孔槽，将柔性翼肋(6)和舵机(4)连接为一个整体，构成一个柔性后缘模块，并通过连接架(1)外部的孔槽将柔性后缘模块与外部机翼结构进行连接，用于后缘变弯度机翼相关测试的开展。

根据本发明的一个实施例的柔性后缘模块和后缘变弯度机翼如图1、图2、图3、图4所示。

根据本发明的一个实施例，柔性后缘模块采用金属材料设计。即在连接架(1)的上表面靠近前端的一侧中间设置4个固定孔(3)，作为柔性翼肋(6)的固支端；在连接架(1)的腹板中间设置6个舵机架安装槽(10),作为调节舵机(4)方向和固定舵机(4)位置的装置；在连接架(1)的下表面中间设置一个前后贯通的滑槽(8)，作为柔性翼肋(6)变形时柔性翼肋(6)的下表面滑动的轨迹约束装置；在连接架(1)的上表面和下表面的左侧的位置设置外部定位孔(11)，作为机械接口与外部机翼后梁(16)的上缘条(15)和下缘条(13)左侧上的定位孔(12)进行连接；在连接架(1)的上表面和下表面的右侧的位置设置外部定位槽(2)，作为机械接口与外部机翼后梁(16)的上缘条(15)和下缘条(13)右侧上的定位孔(12)进行连接，并通过线路孔(14)对舵机(4)的线路进行整合，即能准确定位，也可以调节柔性后缘模块的方向，在柔性后缘模块设计发生改变时只需要对模块内部进行修改，保留外部机械接口，不需要对机翼结构进行重新设计；在与外部机翼进行连接后便可对柔性后缘进行相关测试。

实例：

在作为本发明的一个实例的一种后缘变弯度机翼地面模型实例中，设计对象为一展长1.5米，根部弦长1米，梢根比0.6的后缘变弯度机翼，机翼整体采用双梁式结构，基础结构分为木质前缘(21)、铝制刚性翼盒(20)两部分，柔性后缘模块位于3个刚性后缘模块(19、17、18)之间，作为传统襟翼和副翼的替换部分进行相应操作。设计过程中通过柔性后缘模块位置的不同，对柔性翼肋(6)的尺寸进行相应修改，并与机翼后梁(16)的对应位置进行连接，构成完整的后缘变弯度机翼地面模型；基本测试表明柔性后缘模块变形效果良好，满足后缘变弯度机翼的基本设计要求。