阅读说明：本技术 具有变形反馈的变弯度机翼结构 (Variable camber wing structure with deformation feedback ) 是由 谢长川 孙萌 冒森 安朝 孟杨 杨澜 于 2019-11-01 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种具有变形反馈的变弯度机翼结构,该结构共分成共分为四个结构段,包括机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段以及机翼后缘结构段。各个结构段之间通过转轴进行前后连接,并通过与转轴相连的舵机实现机翼结构弯度的变化。在各机翼结构段中分别设置了角度传感器,可与飞机上的舵机控制系统共同组成一套完整的机翼变形反馈控制系统。该结构可根据不同的飞行条件改变自身形状和结构布局,从而改善飞行器的气动特性和飞行性能,同时可实时观察结构的变形情况,针对实际飞行状态对机翼弯度进行相应的调节。(The invention provides a variable camber wing structure with deformation feedback, which is divided into four structural sections, including a wing leading edge structural section, a wing middle and rear structural section and a wing trailing edge structural section. The structural sections are connected front and back through rotating shafts, and the change of wing structural bending degree is realized through steering engines connected with the rotating shafts. The angle sensors are respectively arranged in each wing structure section, and can form a set of complete wing deformation feedback control system together with a steering engine control system on the airplane. The structure can change the shape and the structural layout of the structure according to different flight conditions, thereby improving the aerodynamic characteristics and the flight performance of the aircraft, simultaneously observing the deformation condition of the structure in real time, and correspondingly adjusting the camber of the wing according to the actual flight state.)

具有变形反馈的变弯度机翼结构

技术领域

本发明涉及一种具有变形反馈的变弯度机翼结构，属于航空产品技术领域。

背景技术

飞行器机翼变弯度技术可以实时调整机翼弯度来提高飞行效率，以适应复杂多变的任务环境，被认为是未来航空技术研究方向之一。国内外已有的变弯度设计主要采用了柔顺机构、压电陶瓷、记忆合金等新型功能材料与驱动机构来实现机翼弯度可变的功能。但上述技术在实际应用中仍然存在很多问题，如柔顺机构技术不够成熟，压电陶瓷提供的驱动力偏小，记忆合金由于结构散热问题导致变形效率较低等。刚性机构从技术成熟度和可靠性角度来看，是当前实现机翼变弯度设计的第一选择。

目前已有的变弯度机翼普遍缺乏实时形状变形的检测与反馈，均只设计了弯度变化的驱动结构，其系统是开环控制系统。这些设计认为机翼舵机在受气动载荷后变形效果不变，实际情况则大相径庭，导致其无法根据飞行状态与飞行条件对机翼弯度进行精确的调节。因此，为保证较高精度以及减小外部扰动与系统参数变化对系统的影响，在变弯度机翼中配置相应的角度传感器，组成完整的变形反馈控制系统是非常必要的。

发明内容

针对现有技术的上述缺点，本发明提供了一种可变弯度同时具有反馈调节装置的机翼结构，其能根据不同的飞行状况调节机翼弯度，以提高飞机的升阻比与机动性能，并对机翼弯度进行实时的反馈与相应的调节。

本发明提供了一种关于具有变形反馈调节的变弯度机翼结构的技术方案，该方案的主要技术措施如下：机翼结构沿弦向从前缘到后缘共分为四个结构段，包括机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段以及机翼后缘结构段。各个机翼结构段均是由纵墙、翼肋、蒙板等组成的翼盒结构，主梁安置在机翼前缘结构段中。

机翼结构段之间通过部分连接处翼肋之间通过连接件进行连接，所述连接处翼肋与非连接处普通翼肋相比，增加了与转轴相连的耳片，并与连接件同时用于与转轴的连接。同时在转轴处，两个连接件外侧分别与两个普通翼肋紧密相连。机翼前中部、后中部和后缘结构段通过转动机构实现转动控制，角度传感器通过传动轮与机翼转动装置上的转轴相连，利用传感器的数据和传动轮的传动比例计算舵机的实际转动角度，从而实现对机翼弯度的反馈与调节。

本方案的弯度反馈控制过程如下：给定机翼期望弯度，飞行控制装置输出相应的信号，舵机接收来自飞行控制装置的信号，在舵机的驱动下，转轴带动与之相连的加强翼肋转动，从而使得与之相连的机翼结构段实现转动功能。同时，舵机带动与之相连的角度传感器转动，角度传感器读取舵机的转动角度并将其转化为相应电信号传输到飞行控制装置，从而构成一套完整的角度反馈系统。三个舵机可以相互独立工作，与相对应的三个角度传感器构成相互独立的反馈装置，最终实现整体机翼结构弯度的变化及其反馈控制。

所述的具有变形反馈的可变弯度机翼结构主要包括：普通翼肋、连接处翼肋、舵机翼肋、主梁、纵墙、连接件、舵机、转轴、角度传感器、传动装置、蒙板等。

其中，连接处翼肋与普通翼肋相比，增加了与转轴相连的耳片，作为连接件其厚度应当相应地增加，以满足连接处的强度。

舵机翼肋，布置于结构段中的纵墙之间，根据角度传感器、传动轮与转轴之间的位置关系确定其位置，用于将舵机固定于机翼结构段内，

主梁为机翼内部结构，安置于机翼前缘结构段中，翼梁将贯穿整个机翼结构并与机身相连，使得机翼与机身固连为一个整体。

纵墙为机翼内部结构，沿机翼展向连接各个翼肋段。在转轴处，纵墙进行了剖分，从而为转轴留出充足的转动空间。

连接件在翼肋与转轴连接处通过与翼肋的固结将二者连接起来，其与翼肋的连接方式根据选材的方式确定。

舵机与转轴构成的转动系统实现机翼的弯度变化，同时转轴承受一定的载荷，二者之间连接方式根据舵机的结构以及转轴的材料确定。

角度传感器固定于纵墙上，其固定方式根据机翼的具体结构而定。

传动装置将角度传感器与机翼转动装置上的转轴相连，利用传感器的数据和传动轮的传动比例计算舵机的实际转动角度，从而实现对机翼弯度的反馈与调节。传动轮形式的选择，根据机翼的结构确定，为齿轮、橡胶轮或其他形式。

蒙板铺设在机翼的内部承力结构上，与纵墙、主梁、翼肋等结构构成封闭翼盒，其连接方式根据具体材料而定。

蒙皮布置于各机翼结构段连接处，用于维持机翼结构的气动外形，其连接方式根据具体材料确定。

根据本发明的一个方面，提供了一种具有变形反馈的变弯度机翼结构，其特征在于包括：

机翼结构段，包括沿弦向从机翼的前缘到后缘的机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段、机翼后缘结构段，

转动机构，布置于机翼中部结构段、机翼中后部结构段和机翼后缘结构段的纵墙上，用于相邻机翼结构段之间的连接，

其中：机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段、机翼后缘结构段每一个均包括翼盒结构，

所述翼盒结构包括纵墙、翼肋、蒙板，

所述转动机构包括驱动转轴、舵机以及角度传感器，

转轴与与相邻机翼结构上的加强翼肋相连，实现转动机构与相邻机翼结构段之间的连接，

角度传感器，其通过传动轮与转轴相耦合，从而根据传感器的数据和传动轮的传动比例来确定舵机的实际转动角度，实现对机翼弯度的反馈与调节，

所述变弯度机翼结构进一步包括：

舵机翼肋，布置于结构段中的纵墙之间，舵机翼肋的位置根据角度传感器、传动轮与转轴之间的位置关系确定，从而将舵机固定于机翼结构段内，

舵机，其被安装在舵机翼肋上，

蒙皮，其安装于各机翼结构段之间的缝隙处，用于保持良好的气动外形。

根据本发明的另一个方面，提供了基于上述的具有变形反馈的变弯度机翼结构的机翼结构弯度反馈控制方法，其特征在于包括：

使舵机接收外部给定机翼期望弯度的电信号，

用舵机驱动转轴带动加强翼肋转动，从而使得与之相连的机翼结构段实现转动功能，

使舵机带动角度传感器转动，使角度传感器读取舵机的转动角度并将该转动角度转化为相应电信号并把该相应电信号传输到飞行控制装置，从而构成一套完整的角度反馈系统。

本发明的有益效果和优点包括：

提供了一种可变弯度同时具有反馈调节装置的机翼结构，其能根据不同的飞行状况调节机翼弯度，以提高飞机的升阻比与机动性能。本发明提供了一套弯度测量装置，与转动装置结合可以实现对机翼弯度进行实时的反馈与相应的调节。

附图说明

图1为根据本发明的一个实施例的一种具有变形反馈的变弯度机翼结构的整体轴测图。

图2为根据本发明的一个实施例的一种具有变形反馈的变弯度机翼结构的结构局部示意图。

图3为根据本发明的一个实施例的一种具有变形反馈的变弯度机翼结构的加强翼肋结构示意图。

附图标记：

具体实施方式

现结合实施例和附图对本发明作进一步描述。

本发明提出了一种具有变形反馈的变弯度机翼结构，该机翼结构沿弦向从前缘到后缘共分为四个结构段。各个机翼结构段均是由纵墙、翼肋、蒙板等组成的翼盒结构，主梁安置在机翼前缘结构段中。机翼结构段之间通过部分翼肋与转轴相连来进行连接。该机翼结构的转动机构，由驱动转轴、舵机以及联轴器构成。舵机通过带动与结构段相连的转轴转动实现机翼弯度的变化。同时，该变弯度机翼结构通过角度测量装置实现变形反馈功能，角度传感器通过传动轮与舵机相连，根据传感器转动角度和传动比间接计算出舵机的转动角度。在机翼整体结构外表面由柔性蒙皮包裹。

主要设计包括以下结构：①变形机翼结构段，包括机翼前缘结构段、机翼中部结构段、机翼中后部结构段以及机翼后缘结构段；②转动机构，包括舵机、转轴、联轴器等；③角度反馈机构，包括角度传感器、可拆卸支架和转动轮；

如图1与图2所示：

根据本发明的一个实施例的一种具有变形反馈的变弯度机翼结构沿弦向从前缘到后缘分为机翼前缘结构段(1)、机翼中部结构段(2)、机翼中后部结构段(3)以及机翼后缘结构段(4)。各个机翼结构段均是包括纵墙(5)、翼肋(6)、蒙板(7)等的翼盒结构(图1)。变弯度机翼结构的转动机构，包括驱动转轴(8)以及舵机(9)。转轴(8)与与相邻机翼结构上的加强翼肋(14)相连，实现转动机构与相邻机翼结构段之间的连接。舵机(9)安装于机翼根部，固定在舵机翼肋(15)上(图2)。角度传感器(10)通过传动轮(12)与机翼转动机构中的转轴(8)相连(图2)，利用传感器(10)的数据和传动轮(12)的传动比例确定舵机的实际转动角度，从而实现对机翼弯度的反馈与调节。

蒙皮(16)安装于各机翼结构段之间的缝隙处，用于保持良好的气动外形。

如图2所示，具体实施机构的弯度反馈控制过程如下所示：舵机(9)接收外部给定期望弯度的电信号，在舵机(9)的驱动下，转轴(8)带动与之相连的加强翼肋(14)转动，从而使得与之相连的机翼结构段实现转动功能。同时，舵机(9)带动与之相连的角度传感器(10)转动，角度传感器(10)读取舵机(9)的转动角度并将其转化为相应电信号传输到飞行控制装置，从而构成一套完整的角度反馈系统。

连接各个机翼结构段的转动机构可以相互独立工作，与相对应的三个角度传感器构成相互独立的反馈装置，最终实现整体机翼结构弯度的变化及其反馈控制。