阅读说明：本技术 一种可伸缩机翼的骨架结构 (Skeleton structure of telescopic wing ) 是由 陈刚 程归 刘永琦 于 2020-06-03 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种可伸缩骨架结构,为可变跨度飞机提供了一种内部机翼骨架可折叠,翼展可连续变化、翼展变化范围大的机翼方案。本发明可伸缩骨架结构由舵机驱动装置、翼肋、滑轨梁和运动模块单元组成,每个运动模块单元包括八根传动连杆和与连杆形成铰接的连接结构；翼肋的设计带有滑动导轨和耳状凸台；本发明只需一个驱动可以实现机翼伸缩,独特的翼肋设计和运动模块单元连接方式能使普通翼肋沿翼展方向做平动；运动模块单元的零件安装、运动方式相同、运动距离相等,一定程度上保证了整体稳定性。以上装置安装位置都在翼面内,不会在机翼伸缩过程中影响飞机的气动性能。本发明能够很好压缩机翼内空间,且控制简单稳定、结构简单,容易实现。(The invention discloses a telescopic skeleton structure, and provides a wing scheme with a foldable internal wing skeleton, continuously changeable wingspan and a large wingspan change range for a variable-span airplane. The telescopic framework structure consists of a steering engine driving device, wing ribs, a sliding rail beam and motion module units, wherein each motion module unit comprises eight transmission connecting rods and a connecting structure hinged with the connecting rods; the wing ribs are provided with sliding guide rails and lug bosses; the invention can realize wing extension only by one drive, and the unique rib design and the motion module unit connection mode can lead the common rib to do translation along the wingspan direction; the parts of the motion module unit are installed in the same mode and have the same motion distance, so that the overall stability is ensured to a certain extent. The installation positions of the devices are all arranged in the wing surface, so that the aerodynamic performance of the airplane cannot be influenced in the process of extending and retracting the wing. The invention can well compress the space in the wing, and has the advantages of simple and stable control, simple structure and easy realization.)

一种可伸缩机翼的骨架结构

技术领域

本发明属于可变形飞行器技术领域，涉及一种可伸缩机翼的骨架结构。

背景技术

可变形飞行器作为人类对鸟类卓越飞行能力不断追求的产物，可以在不同的飞行环境中通过改变自身的外形来获得最佳气动效率，可变的机翼提高了飞行器的综合能力，使飞行器能够适应更加复杂多变的任务环境。

固定高展弦比机翼在燃油效率方面有优势，但机动性差，巡航速度也相对较低。相反，低展弦比机翼的飞机速度更快机动性更好，但气动效率较差。具有可伸缩机翼的飞机有潜力利用各方面的优势配置，是未来飞行器研究发展的重要方向。

当前变跨度飞机中Z字形折叠机翼，分段机翼缝隙会影响飞机气动性能且翼展只有折叠前带折叠段的全展、折叠后不带折叠端两种状态。目前的变翼展普遍表现出不可连续变化、翼展可变范围小局限性大，控制复杂、操作繁琐，难以满足在不同环境下的需求。

发明内容

本发明目的在于克服上诉现有技术的缺点，为可变跨度飞机提供一种内部机翼骨架可折叠，翼展可连续变化、翼展变化范围大的机翼骨架结构，并且结构简单、制造容易、控制简单。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种可伸缩机翼的骨架结构，包括舵机驱动装置、翼肋、滑轨梁5和多个运动模块单元；所述舵机驱动装置包括固定在机身内的舵机1以及与舵机1连接的舵机连杆2，舵机驱动装置驱动机翼的伸缩和展开；所述翼肋包括一个机身处翼肋3和多个普通翼肋8，翼肋之间通过运动模块单元连接，普通翼肋8能够沿滑轨梁5滑动；每个所述运动模块单元由多根传动连杆11铰接组成；当舵机1驱动舵机连杆2逆时针旋转时，与舵机连杆相连的运动模块单元运动，压缩机翼内空间；运动模块单元带动相连的普通翼肋8在滑轨梁5上往机身方向滑动，下一个运动模块单元也随普通翼肋8滑动相同距离、同时与上一个运动模块单元同样压缩；后面运动模块单元与普通翼肋8同样运动，机翼进行收缩；反之舵机1驱动舵机连杆2顺时针旋转时、运动模块单元伸展开、普通翼肋8沿滑轨梁5向翼梢方向滑动、机翼进行伸展。

多个所述运动模块单元的运动方式和连接方式均相同；每个运动模块单元中有结构相同的八根传动连杆11，传动连杆11一端伸出一个凸台，另一端伸出两个凸台，两端的凸台位置互补，传动连杆11两端的凸台中有相同直径的通孔，传动连杆11中心也有同样大小的通孔；传动连杆11之间利用孔形成铰接；两端凸台与杆中间部分夹角为148°，这种连杆设计方便配合，在传动连杆运动过程中不会发生干涉，并且能够很好的传力。

所述普通翼肋8离前缘在弦线方向距离为弦长1/5处上下两端分别有耳状凸台6、离前缘在弦线方向距离为弦长2/5到7/10上下两端分别有滑动导轨7；耳状凸台6的孔与传动连杆11两端的通孔形成同心，第一销10穿过通孔将耳状凸台6与传动连杆11形成铰接；滑动杆4是上下变直径阶梯形圆柱，滑动杆4较粗段一端挂于滑动导轨7上，滑动杆4沿着滑动导轨7滑动；滑动导轨7孔开口的宽度与传动连杆11两端圆通孔的直径大小相等，滑动杆4较细段穿过滑动导轨孔与传动连杆孔；两个滑动导轨7之间有矩形孔，耳状凸台6旁边也设有矩形孔，使得传动连杆11穿过普通翼肋8，运动过程中不会与普通翼肋发生干涉；所述机身处翼肋3固定于机身上，去除了普通翼肋8中耳状凸台6与滑动导轨7之间的部分分成两块，使得舵机连杆2穿过机身处翼肋3与运动模块单元连接，其他部分与普通翼肋8结构相同。

所述运动模块单元的连接方式为：把传动连杆沿竖直方向分层，第二传动连杆13、第五传动连杆19为第一层、第一传动连杆12、第六传动连杆21为第二层、第四传动连杆16、第七传动连杆22为第三层、第三传动连杆14、第八传动连杆24为第四层；相同层的两根传动连杆之间形成V形铰接，两根传动连杆均与翼肋的对应相同位置的耳状凸台6或滑动导轨7相连；四层传动连杆形成V形的夹角大小相等，水平上看相邻层交叉，相邻层两个V型交叉点为传动连杆的中心点；第一层与第三层、第二层与第四层传动连杆上的所有孔都对中经销连接形成铰接，因此第一层与第三层、第二层与第四层运动方式相同；其中四层对应位置的传动连杆中心孔均同轴、利用销形成铰接。

舵机驱动装置驱动后，运动模块单元带动翼肋只沿翼展方向平动，在伸缩过程中保证普通翼肋8其他方向不发生运动，翼展连续变化、不会有分段伸缩机翼之间的缝隙；整体机翼的变化由六个相同的运动模块单元的运动组成；对于第一个运动模块单元：当舵机1驱动舵机连杆2逆时针旋转时，带动第二销15旋转，与第二销15相连的第一传动连杆12、第二传动连杆13、第三传动连杆14和第四传动连杆16随第二销15平动同时绕第二销15逆时针转动，滑动杆4沿着滑动导轨7向后滑动；第三销17、第四销18在翼展方向朝机身做相等位移的运动；与第三销17连接的第六传动连杆21、第七传动连杆22的运动是随第三销17平动和与第二传动连杆13、第三传动连杆14相同角度的转动运动叠加；与第四销18连接的第五传动连杆19、第八传动连杆24的运动是随第四销18平动和与第一传动连杆12、第四传动连杆16相同角度的转动运动叠加；连接在第五传动连杆19和第八传动连杆24后端的第六销25与滑动杆4在翼展方向做两倍于第四销18和第三销17位移的运动；第六销25与滑动杆4带动普通翼肋8只在翼展方向发生平动；第六销25与滑动杆4的运动会带动相邻的下一个运动模块单元发生相同的运动。

所述滑轨梁5一端固定于机身，沿翼展方向布置，滑轨梁5长度比机翼完全折叠时长度短，当机翼完全折叠时，滑轨梁5也不会伸出机翼；所述普通翼肋8前后有两个圆通孔，两根滑轨梁5穿过普通翼8肋上的圆通孔，使得普通翼肋8能够沿滑轨梁5滑动；滑轨梁5一端固定于机身沿翼展方向布置，滑轨梁5的长度比机翼完全折叠后的长度短，使得当机翼完全折叠时，滑轨梁5不会伸出机翼；滑轨梁5上的普通翼肋8将所受气动载荷传到滑轨梁5上，其中不在滑轨梁5上的其他普通翼肋将蒙皮传过来的气动载荷通过传动连杆传到滑轨梁5上，滑轨梁5将受力传到机身上。

翼展变化率最大达40％，机翼能够在在最大变化率范围内连续变化。

和现有技术相比，本发明的技术方案具有下述优点：

1、能进一步利用机翼的伸缩，翼展在最大变化范围内可连续变化，可以利用机翼的对称变形实现飞机在不同飞行环境都调节合适的翼展在所需性能上保持最佳飞行状态。利用机翼的非对称变形可实现无副翼滚转机动，能提供比副翼更大的滚转力矩、提供更好的滚转性能。

2、制造容易、控制简单、加工及安装方便。这种可伸缩机翼的骨架结构只有一个自由度，只需一个驱动，运动模块运动方式和连接方式相同。其中一种传动连杆能承担力传导和传动任务，方便加工与安装。

3、机翼折叠率大，没有飞行任务时，可将两侧机翼收缩到最短减小存放空间。

附图说明

图1为本发明机翼骨架在完全展开状态的结构示意图

图2为本发明机翼骨架在完全收缩状态的结构示意图

图3为本发明机翼骨架主要传动传动连杆的结构示意图

图4为本发明例机翼骨架普通翼肋8的结构示意图

图5为本发明机翼骨架中舵机1、机身处翼肋3与穿过他的舵机连杆2的结构示意图

图6为一个运动模块单元与翼肋及驱动模块的结构示意图。

其中1为舵机，2为舵机连杆，3为机身处翼肋，4为滑动杆，5为滑轨梁，6为耳状凸台，7为滑动导轨，8为普通翼肋，9为盖帽、10为第一销、11为传动连杆。12为第一传动连杆、13为第二传动连杆、14为第三传动连杆、15为第二销、16为第四传动连杆、17为第三销、18为第四销、19为第五传动连杆、21为第六传动连杆、22为第七传动连杆、23为第五销、24为第八传动连杆、25为第六销。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述。

如图1和图2所示，本发明一种可伸缩机翼的骨架结构，包括舵机驱动装置、翼肋、滑轨梁5和多个运动模块单元；所述舵机驱动装置包括固定在机身内的舵机1以及与舵机1连接的舵机连杆2，舵机驱动装置驱动机翼的伸缩和展开；所述翼肋包括一个机身处翼肋3和多个普通翼肋8，翼肋之间通过运动模块单元连接，普通翼肋8能够沿滑轨梁5滑动；每个所述运动模块单元由多根传动连杆11铰接组成。

如图2所示，当舵机1驱动舵机连杆2逆时针旋转时，与舵机连杆相连的运动模块单元运动，压缩机翼内空间；运动模块单元带动相连的普通翼肋8在滑轨梁5上往机身方向滑动，下一个运动模块单元也随普通翼肋8滑动相同距离、同时与上一个运动模块单元同样压缩；后面运动模块单元与普通翼肋8同样运动，机翼进行收缩。

如图1所示，当舵机1驱动舵机连杆2顺时针旋转时、运动模块单元伸展开、普通翼肋8沿滑轨梁5向翼梢方向滑动、机翼进行伸展。

作为本发明的优选实施方式，每个运动模块单元中有结构相同的八根传动连杆11，如图3所示，传动连杆11一端伸出一个凸台，另一端伸出两个凸台，两端的凸台位置互补，传动连杆11两端的凸台中有相同直径的通孔，传动连杆11中心也有同样大小的通孔；传动连杆11之间利用孔形成铰接；两端凸台与杆中间部分夹角为148°，这种连杆设计方便配合，在传动连杆运动过程中不会发生干涉，并且能够很好的传力。

如图4所示，作为本发明的优选实施方式，所述普通翼肋8离前缘在弦线方向距离为弦长1/5处上下两端分别有耳状凸台6、离前缘在弦线方向距离为弦长2/5到7/10上下两端分别有滑动导轨7；耳状凸台6的孔与传动连杆11两端的通孔形成同心，第一销10穿过通孔将耳状凸台6与传动连杆11形成铰接；滑动杆4是上下变直径阶梯形圆柱，滑动杆4较粗段一端挂于滑动导轨7上，滑动杆4沿着滑动导轨7滑动；滑动导轨7孔开口的宽度与传动连杆11两端圆通孔的直径大小相等，滑动杆4较细段穿过滑动导轨孔与传动连杆孔；两个滑动导轨7之间有矩形孔，耳状凸台6旁边也设有矩形孔，使得传动连杆11穿过普通翼肋8，运动过程中不会与普通翼肋发生干涉。

如图5所示，作为本发明的优选实施方式，所述机身处翼肋3固定于机身上，去除了普通翼肋8中耳状凸台6与滑动导轨7之间的部分分成两块，使得舵机连杆2穿过机身处翼肋3与运动模块单元连接，其他部分与普通翼肋8结构相同。

如图6所示，作为本发明的优选实施方式，所述运动模块单元的连接方式为：把传动连杆沿竖直方向分层，第二传动连杆13、第五传动连杆19为第一层、第一传动连杆12、第六传动连杆21为第二层、第四传动连杆16、第七传动连杆22为第三层、第三传动连杆14、第八传动连杆24为第四层；相同层的两根传动连杆之间形成V形铰接，两根传动连杆均与翼肋的对应相同位置的耳状凸台6或滑动导轨7相连；四层传动连杆形成V形的夹角大小相等，水平上看相邻层交叉，相邻层两个V型交叉点为传动连杆的中心点；第一层与第三层、第二层与第四层传动连杆上的所有孔都对中经销连接形成铰接，因此第一层与第三层、第二层与第四层运动方式相同；其中四层对应位置的传动连杆中心孔均同轴、利用销形成铰接，如第一传动连杆12、第二传动连杆13、第三传动连杆14、第四传动连杆16中心位置的通孔均同心，第五传动连杆19、第六传动连杆21、第七传动连杆22、第八传动连杆24中心位置的通孔均同心。

舵机驱动装置驱动后，运动模块单元带动翼肋只沿翼展方向平动，在伸缩过程中保证普通翼肋8其他方向不发生运动，翼展连续变化、不会有分段伸缩机翼之间的缝隙；整体机翼的变化由六个相同的运动模块单元的运动组成；如图6所示，对于第一个运动模块单元：当舵机1驱动舵机连杆2逆时针旋转时，带动第二销15旋转，与第二销15相连的第一传动连杆12、第二传动连杆13、第三传动连杆14和第四传动连杆16随第二销15平动同时绕第二销15逆时针转动，滑动杆4沿着滑动导轨7向后滑动；第三销17、第四销18在翼展方向朝机身做相等位移的运动；与第三销17连接的第六传动连杆21、第七传动连杆22的运动是随第三销17平动和与第二传动连杆13、第三传动连杆14相同角度的转动运动叠加；与第四销18连接的第五传动连杆19、第八传动连杆24的运动是随第四销18平动和与第一传动连杆12、第四传动连杆16相同角度的转动运动叠加；连接在第五传动连杆19和第八传动连杆24后端的第六销25与滑动杆4在翼展方向做两倍于第四销18和第三销17位移的运动；第六销25与滑动杆4带动普通翼肋8只在翼展方向发生平动；第六销25与滑动杆4的运动会带动相邻的下一个运动模块单元发生相同的运动。

如图4所示，作为本发明的优选实施方式，所述滑轨梁5一端固定于机身，沿翼展方向布置，滑轨梁5长度比机翼完全折叠时长度略短，当机翼完全折叠时，滑轨梁5也不会伸出机翼；所述普通翼肋8前后有两个圆通孔，两根滑轨梁5穿过普通翼8肋上的圆通孔，使得普通翼肋8能够沿滑轨梁5滑动；滑轨梁5一端固定于机身沿翼展方向布置，滑轨梁5的长度比机翼完全折叠后的长度短，使得当机翼完全折叠时，滑轨梁5不会伸出机翼；滑轨梁5上的普通翼肋8将所受气动载荷传到滑轨梁5上，其中不在滑轨梁5上的其他普通翼肋将蒙皮传过来的气动载荷通过传动连杆传到滑轨梁5上，滑轨梁5将受力传到机身上。滑轨梁5可传导大部分气动载荷，同时在安装时起定位作用。

本发明可伸缩机翼的骨架结构翼展变化率最大达40％，机翼能够在在最大变化率范围内连续变化。

利用两侧机翼的伸缩可在当飞机需要实现无副翼滚转机动时控制两侧机翼的非对称变形，在不同环境下可控制两侧机翼对称变形以不同状态巡航。没有飞行任务时，可将两侧机翼收缩到最短减小存放空间。