阅读说明：本技术 柔性变形的机翼机构及装配方法 (Flexibly deformable wing mechanism and assembly method ) 是由 付俊兴 陈雷 洪厚全 邓进 李玉亮 姚盼盼 吴华晴 郝桂珍 王再玉 王韬 谢子文 于 2019-12-05 设计创作，主要内容包括：本发明提出了一种柔性变形的机翼机构及装配方法。其中,该机翼机构中：主梁4作为机翼主承力结构件与机翼主接头1通过主梁固定中心3固连；副梁12与机翼主接头1通过副梁旋转中心2形成旋转铰链连接；连杆9相互之间通过球窝副6或四连杆铰链7组成平行四边形连杆机构,平行四边形连杆机构通过铰链固定点16与副梁12固连,四连杆铰链7可沿主梁滑槽8自由滑动；球窝副6可以沿副梁滑槽11自由滑动；球窝副6与主机翼下蒙皮5胶接；机翼后缘14通过机翼后缘旋转中心15与机翼主接头1形成旋转连接；机翼后缘槽孔13与球窝副6组成槽轮机构。本发明实施例可以实现翼面柔性变展弦比、变翼面积和变后缘弯度仅需要单一驱动即可,机构高度集成,简单可靠。(The invention provides a flexibly deformable wing mechanism and an assembly method. Wherein, among this wing mechanism: the main beam 4 is used as a main wing bearing structural part and is fixedly connected with the main wing joint 1 through a main beam fixing center 3; the auxiliary beam 12 and the wing main joint 1 form a rotary hinge connection through an auxiliary beam rotation center 2; the connecting rods 9 form a parallelogram connecting rod mechanism through a ball socket pair 6 or a four-connecting-rod hinge 7, the parallelogram connecting rod mechanism is fixedly connected with the auxiliary beam 12 through a hinge fixing point 16, and the four-connecting-rod hinge 7 can freely slide along the main beam sliding groove 8; the ball socket pair 6 can freely slide along the auxiliary beam sliding groove 11; the ball socket pair 6 is glued with the main wing lower skin 5; the wing trailing edge 14 is in rotary connection with the wing main joint 1 through a wing trailing edge rotation center 15; the wing trailing edge slotted hole 13 and the ball socket pair 6 form a sheave mechanism. The embodiment of the invention can realize that the flexible aspect ratio, the variable airfoil area and the variable trailing edge camber of the airfoil only need to be driven singly, and the mechanism is highly integrated, simple and reliable.)

柔性变形的机翼机构及装配方法

技术领域

本发明涉及航空机翼的技术领域，尤其是涉及一种柔性变形的机翼机构及装配方法。

背景技术

面向未来复杂战场环境作战的飞行器宽速域飞行需求，智能飞行器、可变外形飞行器应用而生。可变外形飞行器能够根据外界环境(如高度、速度、气阻等)的变化以及飞行任务的不同调整气动布局，提高每一个任务段的飞行性能，保证飞行器宽速域飞行最大气动收益，大幅提高飞行器的突防能力以及生存能力。

申请人经研究发现：目前已知可变外形飞行器大多仅针对翼面进行单一维度的变化，如仅改变后掠角，或者仅改变后缘弯度，抑或仅改变展弦比，而且其变形往往需要多个动力源进行驱动，结构复杂。

发明内容

(1)发明目的

本发明针对上述现有技术状况，设计一种利用经典平行四边形连杆和槽轮机构形式，实现翼面柔性变展弦比、变翼面积和变后缘弯度。目的是在满足翼面变形需求的前提下，将机构高度集成化，减少变形驱动源，实现翼面同时变展弦比、变翼面积和变后缘弯度。

(2)发明技术方案

一种柔性变形的机翼机构，包括：

机翼主接头1、副梁旋转中心2、主梁固定中心3、主梁4、主机翼下蒙皮5、球窝副6、四连杆铰链7、主梁滑槽8、连杆9、翼尖10、副梁滑槽11、副梁12、机翼后缘槽孔13、机翼后缘14、机翼后缘旋转中心15、铰链固定点16，其中：

机翼主接头1与机翼的横梁结构连接；

主梁4作为机翼主承力结构件与机翼主接头1通过主梁固定中心3固连；

副梁12与机翼主接头1通过副梁旋转中心2形成旋转铰链连接；

主机翼5与机翼主接头1和翼尖10胶接；

连杆9相互之间通过球窝副6或四连杆铰链7组成平行四边形连杆机构，平行四边形连杆机构通过铰链固定点16与副梁12固连，

四连杆铰链7可沿主梁滑槽8自由滑动；

球窝副6可以沿副梁滑槽11自由滑动；

球窝副6与主机翼下蒙皮5胶接；

机翼后缘14通过机翼后缘旋转中心15与机翼主接头1形成旋转连接；

机翼后缘槽孔13与球窝副6组成槽轮机构。

(3)发明的有益效果

本发明实施例的连杆式槽轮翼面柔性变形机构解决了翼面同时实现变展弦比、变翼面积、变后缘弯度功能以及机构集成化轻量化的多功能需求与翼面尺寸空间、动力源布局等之间的矛盾问题。同时提出了一种集成变后掠角、变展弦比、变翼面积、变后缘弯度的机构优化思路。该机构实现翼面柔性变展弦比、变翼面积和变后缘弯度仅需要单一驱动即可，机构高度集成，简单可靠。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明一实施例的翼面柔性变形的示意图。

其中，1.翼面主接头；2.副梁旋转中心；3.主梁固定中心；4.主梁；5.主翼面下蒙皮；6.球窝副；7.四连杆铰链；8.主梁滑槽；9.连杆；10.翼尖；11.副梁滑槽；12.副梁；13.翼面后缘槽孔；14.翼面后缘；15.翼面后缘旋转中心；16.铰链固定点。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示意性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域的技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。本发明决不限于下面所提出的任何具体设置和方法，而是在不脱离本发明的精神的前提下覆盖了结构、方法、器件的任何改进、替换和修改。在附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明实施例及实施例中的特征可以互相结合，各个实施例可以相互参考和引用。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1为本发明一实施例的柔性变形的机翼机构示意图。

如图1所示，一种柔性变形的机翼机构包括：机翼主接头1、副梁旋转中心2、主梁固定中心3、主梁4、主机翼下蒙皮5、球窝副6、四连杆铰链7、主梁滑槽8、连杆9、翼尖10、副梁滑槽11、副梁12、机翼后缘槽孔13、机翼后缘14、机翼后缘旋转中心15、铰链固定点16。

其中：机翼主接头1与机翼的横梁结构连接；主梁4作为机翼主承力结构件与机翼主接头1通过主梁固定中心3固连；副梁12与机翼主接头1通过副梁旋转中心2形成旋转铰链连接；主机翼5与机翼主接头1和翼尖10胶接；连杆9相互之间通过球窝副6或四连杆铰链7组成平行四边形连杆机构，平行四边形连杆机构通过铰链固定点16与副梁12固连，四连杆铰链7可沿主梁滑槽8自由滑动；球窝副6可以沿副梁滑槽11自由滑动；球窝副6与主机翼下蒙皮5胶接；机翼后缘14通过机翼后缘旋转中心15与机翼主接头1形成旋转连接；机翼后缘槽孔13与球窝副6组成槽轮机构。

在一些实施例中，副梁12用于驱动机翼柔性变形；副梁12在驱动源作用下，绕副梁旋转中心2旋转。

在一些实施例中，副梁12上设计有多个副梁滑槽11，副梁12旋转的同时，副梁滑槽11便驱动四连杆铰链7沿副梁滑槽11移动，以使平行四边形连杆变形。

在一些实施例中，当平行四边形连杆变形时，联动主机翼下蒙皮5实现机翼变展弦比和变翼面积。

在一些实施例中，由于机翼后缘14可绕机翼后缘旋转中心15自由旋转，平行四边形连杆变形的同时，球窝副6在机翼后缘槽孔13中移动，从而带动机翼后缘14实现变后缘弯度。

在一些实施例中，副梁12与机翼的横梁组成槽轮形式，在机翼变后掠过程中同时实现变展弦比、变机翼积和变后缘弯度。

在一些实施例中，该柔性变形的机翼机构主要由翼面主接头、主梁、副梁、主翼面、翼面后缘、翼尖、平行四边形连杆机构和翼面后缘槽轮结构等组成。翼面柔性变形机构其特征在于：连杆之间相互铰接组成平行四边形连杆机构，中心铰链可沿与主、副梁滑动，连杆末端与主翼面胶接一体；由于平行四边形具有放大功能，通过平行四边形铰链点处微量变形即可实现末端放大，所以平行四边形连杆末端移动将带动主翼面实现柔性变展弦比和变面积。另外，该机构还引入槽轮结构，平行四边形连杆末端在槽轮中移动的同时可带动翼面后缘实现变后缘弯度。

参见图1，该柔性变形的机翼机构主要包含翼面主接头1、副梁旋转中心2、主梁固定中心3、主梁4、主翼面下蒙皮5、球窝副6、四连杆铰链7、主梁滑槽8、连杆9、翼尖10、副梁滑槽11、副梁12、翼面后缘槽孔13、翼面后缘14、翼面后缘旋转中心15、铰链固定点16等。该机构为左右对称件，图中仅示意左侧弹翼柔性机构；翼面主接头1与弹翼横梁结构(图中未示出)连接承受飞行载荷；主梁4作为翼面主承力结构件与翼面主接头通过主梁固定中心3固连；副梁12与翼面主接头通过副梁旋转中心2形成旋转铰链连接；主翼面5与翼面主接头和翼尖10胶接；连杆9相互之间通过球窝副6或四连杆铰链7组成平行四边形连杆机构，机构通过铰链固定点16与副梁固连，其铰链可沿主梁滑槽8和副梁滑槽11自由滑动，同时平行四边形连杆球窝副与主翼面蒙皮胶接；翼面后缘14通过翼面后缘旋转中心15与主接头形成旋转连接，同时翼面后缘槽孔13与平行四边形连杆机构球窝副组成槽轮机构。

在一些实施例中，柔性变形的机翼机构的工作原理可以如下所示：

副梁作为翼面柔性变形驱动结构，其可在驱动源作用下绕副梁旋转中心作小幅度旋转，因为副梁上设计有腰形滑槽，副梁旋转的同时，腰形滑槽便驱动四连杆铰链沿滑槽移动，即实现平行四边形连杆变形；平行四边形连杆变形时即可联动主翼面蒙皮实现变展弦比和变翼面积；由于翼面后缘可绕翼面后缘旋转中心自由旋转，平行四边形连杆变形的同时，连杆末端在翼面后缘槽轮结构中移动，从而带动翼面后缘实现变后缘弯度。该发明还可通过将副梁与机体组成槽轮形式，在翼面变后掠过程中同时实现变展弦比、变翼面积和变后缘弯度。通过对该方法结构尺寸进行设计优化，可以在结构尺寸严酷约束条件下实现机构高度集成，获得较大的变外形气动收益，尤其适用于未来复杂战场环境作战条件下宽空域、宽速域智能飞行器。

在一些实施例中，上述机翼机构装配过程如下：

1)将翼面主接头与主梁固连，将副梁旋转中心***翼面主接头和副梁连接孔形成旋转铰链，将翼面后缘与翼面主接头通过翼面后缘旋转中心连接；

2)将连杆依次穿入对应主梁滑槽、副梁滑槽；

3)连接翼面后缘球窝副并装入翼面后缘槽孔；

4)连接副梁铰链固定点和各四连杆铰链、球窝副，形成平行四连杆机构；

5)将翼面主接头、主翼面、翼尖、平行四连杆机构球窝副胶接完成机构装配。

在一些实施例中，上述机翼机构装配方法包括以下步骤：

将机翼主接头1与主梁4固连；

将副梁旋转中心2***机翼主接头1和副梁12的连接孔形成旋转铰链；

将机翼后缘14与机翼主接头1通过机翼后缘旋转中心15连接；

将连杆9依次穿入对应主梁滑槽8、副梁滑槽11；

连接机翼后缘14的球窝副6并装入机翼后缘槽孔13；

连接副梁12的铰链固定点16和各四连杆铰链7、球窝副6，形成平行四连杆机构；

将机翼主接头1、主机翼下蒙皮5、翼尖10、球窝副6、四连杆铰链7胶接。

另外，上述发明实施例还可以基于单一驱动的方法，变更柔性变展弦比、变翼面积和变后缘弯度。

需要说明的是，上述技术特征和流程操作可以进行不同程度的组合应用，为了简明，不再赘述各种组合的实现方式，本领域的技术人员可以按实际需要将上述的操作步骤的顺序进行灵活调整，或者将上述步骤进行灵活组合等操作。

最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。