阅读说明：本技术 一种变弯度机翼前缘结构 (Variable camber wing leading edge structure ) 是由 王志刚 杨宇 于 2020-04-22 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞行器机翼前缘结构襟翼、缝翼设计领域,特别涉及一种变弯度机翼前缘结构,包括：机翼前梁；柔性蒙皮,固定至机翼前梁顶部和顶部；固定支座,固定在机翼前梁一侧,且开设有通孔；驱动轴,活动设置在上述通孔内；驱动斜杆,铰接在驱动轴的轴体上；主驱动杠杆,一端伸入到机翼内腔中,另一端与固定支座铰接以及与驱动斜杆万向铰接；多个加强长桁和连接杆,加强长桁间隔固定设置在柔性蒙皮的内侧面上,连接杆一端与主驱动杠杆铰接,另一端与加强长桁铰接；驱动装置,用于为驱动轴提供动力。本申请的变弯度机翼前缘结构,能够同时满足精确变形和高气动承载的功能,能够降低由于缝隙产生的着陆和进场噪声,有效提升民用飞机综合性能。(The application belongs to aircraft wing leading edge structure flap, slat design field, in particular to become camber wing leading edge structure, includes: a wing front spar; the flexible skin is fixed to the top and the top of the front beam of the wing; the fixed support is fixed on one side of the front beam of the wing and is provided with a through hole; the driving shaft is movably arranged in the through hole; the driving inclined rod is hinged on the shaft body of the driving shaft; one end of the main driving lever extends into the inner cavity of the wing, and the other end of the main driving lever is hinged with the fixed support and is hinged with the driving inclined rod in a universal mode; the flexible skin is fixedly arranged on the inner side surface of the flexible skin at intervals, one end of the connecting rod is hinged with the main driving lever, and the other end of the connecting rod is hinged with the reinforcing stringers; and the driving device is used for providing power for the driving shaft. The variable camber wing leading edge structure can simultaneously meet the functions of accurate deformation and high pneumatic bearing, can reduce landing and approach noise generated by gaps, and effectively improves the comprehensive performance of civil aircrafts.)

一种变弯度机翼前缘结构

技术领域

本申请属于飞行器机翼前缘结构襟翼、缝翼设计领域，特别涉及一种变弯度机翼前缘结构。

背景技术

“变弯度前缘”是基于传统前缘襟翼和缝翼提出的一种可变形飞行器结构，具有无缝连续光滑可变形的气动表面。传统机翼设计只能保证巡航状态下的气动效率最优。为满足其它工况下的气动要求，传统机翼通过基于刚性铰链的前缘和后缘增升装置实现气动外形的变化和调节。

但是，传统基于刚性铰链的前缘增升装置存在多方面的问题：1、基于刚性铰链的前缘增升装置导致前缘结构与主翼盒结构存在缝隙，使得气动表面不连续。缝隙间的结构尖锐部分容易与空气产生摩擦，极大地增加起飞和进场着陆的噪声。2、巡航条件下，传统前缘装置处于收回状态，但不连续的气动表面仍然不能满足层流大型民机层流飞行的要求，容易导致气动分离，降低飞行效率。3、基于刚性铰链的增升装置只能进行离散的2-3个工况的气动外形调节，无法实现全飞行包线气动外形的实时精确变形控制，无法满足气动外形实时优化的目的。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种变弯度机翼前缘结构。

本申请公开了一种变弯度机翼前缘结构，包括：

机翼前梁，所述机翼前梁中间位置贯穿开设有一开口；

柔性蒙皮，所述柔性蒙皮弯折呈机翼外形形状，其两端端部分别固定至所述机翼前梁顶部和顶部，以形成机翼内腔；

固定支座，所述固定支座固定设置在所述机翼前梁的背向所述柔性蒙皮的一侧面，且在所述固定支座上沿机翼展向方向贯穿开设有通孔；

驱动轴，所述驱动轴设置在所述固定支座的通孔内，能够受控地在所述通孔内沿机翼展向移动，且能够所述通孔内绕自身轴线转动；

驱动斜杆，所述驱动斜杆的一端铰接在所述驱动轴的轴体上，且所述驱动斜杆在所述驱动轴上的投影与所述驱动轴的轴线平行或重合；

主驱动杠杆，所述主驱动杠杆的一端从所述机翼前梁的开口处伸入到所述机翼内腔中，且所述主驱动杠杆的另一端与所述固定支座铰接于第一铰点，所述主驱动杠杆的转动轴线平行于机翼展向，另外，所述主驱动杠杆的另一端端部与所述驱动斜杆的另一端端部万向铰接；

多个加强长桁，多个所述加强长桁位于所述机翼内腔中，且间隔固定设置在所述柔性蒙皮的内侧面上；

连接杆，所述连接杆的数量与所述加强长桁的数量相同，每根所述连接杆的一端端部与所述主驱动杠杆的杆体铰接，且铰接点位于从所述第一铰点向到所述机翼内腔延伸的所述主驱动杠杆的杆体上，每根所述连接杆的另一端端部与对应的所述加强长桁铰接；

驱动装置，所述驱动装置设置在所述机翼内腔外部，用于驱动所述驱动轴沿沿机翼展向移动，以通过所述驱动斜杆带动所述主驱动杠杆绕其第一铰点转动；其中

多个所述加强长桁及对应的多根所述连接杆配置成，在所述主驱动杠杆转动过程中，通过多根所述连接杆分别控制所述加强长桁带动对应位置的所述柔性蒙皮进行全局的下垂变形，从而实现整体机翼的变形。

根据本申请的至少一个实施方式，所述机翼前梁上开设的开口为矩形。

根据本申请的至少一个实施方式，所述柔性蒙皮采用变刚度复合材料制成。

根据本申请的至少一个实施方式，所述变刚度复合材料为玻璃纤维增强复合材料或杂交型复合材料。

根据本申请的至少一个实施方式，所述加强长桁与所述柔性蒙皮采用复合材料一体化粘接成型。

根据本申请的至少一个实施方式，所述固定支座的截面呈L形，包括相互垂直的底板和竖直板，所述底板与所述机翼前梁固定，其中，所述第一铰点以及通孔均开设在其竖直板上。

根据本申请的至少一个实施方式，所述驱动轴杆体上沿轴线方向贯穿开设有条形的驱动孔，所述驱动斜杆通过销轴铰接在所述驱动孔内，且所述驱动斜杆在所述驱动轴上的投影与所述驱动轴的轴线重合。

根据本申请的至少一个实施方式，所述加强长桁的数量为4个，其中，位于所述机翼内腔顶部是第一加强长桁，位于机翼尖端是第二加强长桁，位于所述机翼内腔底部且从所述第二加强长桁向所述机翼前梁方向依次设置的是第三加强长桁和第四加强长桁；

所述连接杆的数量为4个，从所述第一铰点向到所述机翼内腔延伸方向依次为第一连接杆、第四连接杆、第三连接杆以及第二连接杆，其中，

所述第一连接杆的一端与所述主驱动杠杆铰接，另一端与所述第一加强长桁铰接；所述第四连接杆的一端与所述主驱动杠杆铰接，另一端与所述第四加强长桁铰接；所述第三连接杆的一端与所述主驱动杠杆铰接，另一端与所述第三加强长桁铰接；所述第二连接杆的一端与所述主驱动杠杆铰接，另一端与所述第二加强长桁铰接。

根据本申请的至少一个实施方式，所述驱动装置为直线电机。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的变弯度机翼前缘结构，能够同时满足精确变形和高气动承载的功能；另外，本申请能够实现连续前缘气动外形无缝、光滑和连续的外形变化，能够实现机翼翼型的实时优化，降低由于缝隙产生的着陆和进场噪声，能够有效的提升民用飞机综合性能；进一步，采用驱动轴直线位移转化为主驱动杠杆转动位移的驱动方案，它能够有效的降低所需驱动力，同时有利于实现单根驱动轴承驱动三维机翼沿展向多个驱动肋的情况，从而降低变弯度机翼前缘机构复杂度，减轻重量。

附图说明

图1是本申请变弯度机翼前缘结构其中一个视角的结构示意图；

图2是本申请变弯度机翼前缘结构另一个视角的结构示意图(柔性蒙皮未示出)；

图3是本申请变弯度机翼前缘结构的优化设计流程图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到技术术语，例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1和图3对本申请的变弯度机翼前缘结构做进一步详细说明。

本申请公开了一种变弯度机翼前缘结构，可以包括机翼前梁14、柔性蒙皮6、固定支座3、驱动轴1、驱动斜杆2、主驱动杠杆11、加强长桁、连接杆以及驱动装置等部件。

具体的，机翼前梁14可以根据机翼外形以及与柔性蒙皮6的配合需求设置成多种适合的结构形状，并在其中间位置贯穿开设有一开口；本实施例中，优选机翼前梁14截面呈近似C字形，具有中间板以及垂直设置在中间板两端的上下缘条(或叫上下侧板)。其中，上述开口是开设在中间板上，并且，开口的形状可以需要设置成多种形状，例如矩形、长条形、椭圆形等等，在本申请的一个实施例中，优选开口为矩形。

柔性蒙皮6弯折呈机翼外形形状，其两端端部分别固定(例如铆接)至机翼前梁14顶部和顶部(即上下缘条)，以形成机翼内腔。同样的，柔性蒙皮6可以根据需要选择为多种适合的材料，在本申请的一个实施例中，优选柔性蒙皮6采用变刚度复合材料制成，此时柔性蒙皮6的变刚度通过铺层厚度(也可包括铺层角度)的变化进行实现；进一步的，在变刚度复合材料中又可以优选为玻璃纤维增强复合材料或杂交型复合材料。

固定支座3固定设置在机翼前梁14的背向柔性蒙皮6的一侧面，且在固定支座3上沿机翼展向方向贯穿开设有通孔。同样的，固定支座3可以为多种适合的形状，本实施例中，优选固定支座3的截面呈L形，包括相互垂直的底板和竖直板，底板与机翼前梁14通过螺栓或铆钉固定，其中，上述的第一铰点31以及通孔均开设在其竖直板上。

驱动轴1设置在固定支座3的通孔内，能够受控地(即被对应的驱动装置驱动)在通孔内沿机翼展向移动，且能够通孔内绕自身轴线转动。

驱动斜杆2的一端铰接在驱动轴1的轴体上，且驱动斜杆2在驱动轴1上的投影与驱动轴1的轴线平行或重合。同样的，驱动斜杆2与驱动轴1可以有多种结合方式，本实施例中，优选在驱动轴1杆体上沿轴线方向贯穿开设有条形的驱动孔，驱动斜杆2一端伸入到驱动孔中，再通过销轴铰接在驱动孔内，并且，驱动孔的开设位置是确保驱动斜杆2在驱动轴1上的投影与驱动轴1的轴线重合。

主驱动杠杆11的一端(图1中的左端)从机翼前梁14的开口处伸入到机翼内腔中，且主驱动杠杆11的另一端(图1中的右端)与固定支座3铰接于第一铰点31，另外，主驱动杠杆11绕第一铰点31转动的转动轴线平行于机翼展向，进一步，主驱动杠杆11的另一端端部(图1中的右端端部)是与驱动斜杆2的另一端端部(图1中的顶端端部)进行万向铰接。

进一步，加强长桁和连接杆的数量相同，且可以根据需要设置成多个；多个加强长桁位于机翼内腔中，且间隔固定设置在柔性蒙皮6的内侧面上；需要说明的是，加强长桁与柔性蒙皮6可以采用多种适合的方式进行固定，本实施例中，当柔性蒙皮6采用上述变刚度复合材料制成时，优选加强长桁与所述柔性蒙皮6采用复合材料一体化粘接成型。

进一步，每根连接杆的一端端部与主驱动杠杆11的杆体铰接，且铰接点位于从第一铰点31向到机翼内腔延伸的主驱动杠杆11的杆体上(即在图1在，从第一铰点31往左边延伸的方向)，每根连接杆的另一端端部与对应的加强长桁铰接。

需要说明的是，加强长桁和连接杆的具体数量可以根据控制需求以及对应的优化设计结果进行选择，本实施例中，优选加强长桁和连接杆的数量均为4个。

具体的，4个加强长桁中，位于机翼内腔顶部是第一加强长桁5，位于机翼尖端是第二加强长桁7，位于机翼内腔底部且从第二加强长桁7向机翼前梁14方向(即图1中从左向右)依次设置的是第三加强长桁10和第四加强长桁12；对应的，4个连接杆中，从第一铰点31向到机翼内腔延伸方向(即图1中从右向左)依次为第一连接杆4、第四连接杆13、第三连接杆9以及第二连接杆8。

其中，第一连接杆4的一端与主驱动杠杆11铰接，另一端与第一加强长桁5铰接；第四连接杆13的一端与主驱动杠杆11铰接，另一端与第四加强长桁12铰接；第三连接杆9的一端与主驱动杠杆11铰接，另一端与第三加强长桁10铰接；第二连接杆8的一端与主驱动杠杆11铰接，另一端与第二加强长桁7铰接。

进一步，驱动装置设置在机翼内腔外部，用于驱动驱动轴1沿沿机翼展向移动，以通过驱动斜杆2带动主驱动杠杆11绕其第一铰点31转动；其中，多个加强长桁及对应的多根连接杆的布置位置、连接位置配置成，在主驱动杠杆11转动过程中，通过多根连接杆分别控制加强长桁带动对应位置的柔性蒙皮6进行全局的下垂变形，从而实现整体机翼的变形。同样的，驱动装置可以为多种适合的驱动结构，本实施例中，优选驱动装置为直线电机。

本申请的变弯度机翼前缘结构，利用驱动装置(直线电机)作为整个变弯度机翼前缘结构的驱动器，能够带动驱动轴1沿展向(参见图1中的展向)产生位移，并允许驱动轴1绕轴线转动；驱动轴1在沿展向移动过程中推动驱动斜杆2产生运动，并最终使主驱动杠杆11产生绕第一铰点31的转动；进一步，主驱动杠杆11的转动迫使与主驱动杠杆11相连的所有连接杆运动，并最终使蒙皮产生了全局的下垂变形，从而改变翼型弯度。

另外，为使偏转后蒙皮实现的外形与气动要求的目标外形精确吻合，首先需要对蒙皮沿周向的刚度分布和加强长桁沿蒙皮周向的位置分布进行协同优化设计，其次需要针对内部连接杆与主驱动杠杆连接的铰点位置进行优化；具体的，如图3所示，可以包括如下优化设计步骤：

1)通过飞机总体要求给出飞机巡航、起飞和降落等飞行条件下的机翼气动性能要求；

2)根据机翼气动性能要求，通过气动优化设计给出机翼前缘最优的初始外形和目标外形；

3)以目标外形作为优化设计的目标，进行变刚度蒙皮长桁位置、蒙皮刚度分布(铺层数量和铺层角度)、长桁连接点传递力大小及方向等设计变量的协同优化设计；

4)根据第3步优化得到的一体化蒙皮作为输入，将加强长桁与柔性蒙皮连接铰点的运动轨迹作为优化目标，进行内部驱动机构的拓扑优化设计，从而确定连接杆与主驱动杆连接铰点位置、主驱动杆与固定支座固定点位置和主驱动杆转动角度；

5)以第3步和第4步获得的初步设计结果作为输入，进行变弯度机翼前缘的详细设计，并进行驱动轴承等设计与校核；

6)设计试验台架并对变弯度机翼前缘结构进行测试以确定其变形是否满足目标外形要求。

通过结构的协同优化设计后，在直线电机的位移驱动下，该前缘结构能够精确的实现目标外形。外部柔性蒙皮用于维持精确的目标外形，内部连接杆和主驱动杠杆等机构用于传递外部气动载荷，同时传递直线电机的驱动力。实际机翼三维情况下，可以通过单根驱动轴承与多个驱动肋相连，从而实现同步驱动。

综上所述，本申请的变弯度机翼前缘结构同现有的变弯度机翼前缘装置相比，能够同时满足精确变形和高气动承载的功能。首先，本申请能够实现连续前缘气动外形无缝、光滑和连续的外形变化，能够实现机翼翼型的实时优化，降低由于缝隙产生的着陆和进场噪声，能够有效的提升民用飞机综合性能。其次，本申请提出了采用变刚度复合材料(如玻璃纤维增强复合材料或者杂交型复合材料)无缝光滑柔性蒙皮方案，通过刚度剪裁的优化设计能够使该蒙皮方案既满足承受高气动载荷的要求，同时能够实现精确的目标外形。最后，本申请采用了驱动轴承直线位移转化为主驱动杠杆转动位移的驱动方案，它能够有效的降低所需驱动力，同时有利于实现单根驱动轴承驱动三维机翼沿展向多个驱动肋的情况，从而降低变弯度机翼前缘机构复杂度，减轻重量。

最后本发明提出基于变刚度柔性蒙皮和内部连杆机构的变弯度前缘结构方案，以实现前缘蒙皮结构精确的气动外形为目标，进行结构的综合优化设计。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。