用于应用在扑翼式飞行器中的机翼组件
阅读说明：本技术 用于应用在扑翼式飞行器中的机翼组件 (Wing assembly for application in a flapping wing aircraft ) 是由 R·穆格劳尔 于 2021-05-06 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于应用在扑翼式飞行器中的机翼组件,所述机翼组件具有支柱组件(10),所述支柱组件包括承载支柱(11)和分别在30度至90度之间的角度区间中相对于所述承载支柱(11)取向的多个支撑支柱(15至25),其中,所述支撑支柱的至少一部分(16至24)具有前部区段(36至44)、毗邻所述前部区段的连接区段(95至105)和毗邻所述连接区段的背部区段(45至55),并且其中,所述支撑支柱(15至25)中的每个借助所述连接区段(95至105)固定在所述承载支柱(11)处,所述机翼组件以及具有一组衬面件(65至75),所述衬面件由弹性的并且形状稳定的薄膜材料制造并且所述衬面件与所述支柱组件(10)连接。(The invention relates to a wing assembly for use in a flapping wing aircraft, having a strut assembly (10), the strut assembly comprises a load-bearing strut (11) and a plurality of supporting struts (15 to 25) which are oriented relative to the load-bearing strut (11) in angular intervals of between 30 and 90 degrees, wherein at least a part (16 to 24) of the supporting strut has a front section (36 to 44), a connecting section (95 to 105) adjacent to the front section and a back section (45 to 55) adjacent to the connecting section, and wherein each of the supporting struts (15 to 25) is fixed at the carrying strut (11) by means of the connecting section (95 to 105), the wing assembly also has a set of facing components (65 to 75) which are made of a flexible and dimensionally stable film material and which are connected to the strut assembly (10).)
技术领域
本发明涉及一种用于应用在扑翼式飞行器中的机翼组件。
背景技术
从GB 885,273中已知一种具有能够运动的机翼的扑翼机，其中，机翼中的每个具有带有机翼横截面的刚性的前部件和柔性的后部件，当机翼向上或向下运动时，所述后部件相对于刚性的前部件能够向上或向下运动，其中，所述部件向外部逐渐变窄，从而其表面在机翼的内端部处是最大的并且所述部件的表面在机翼的外端部处是最大的。所述后部件包括一定数量的具有刚性的杆的重叠的活门区段，所述活门区段与前部件4连接并且如此进行布置，使得当所述机翼向下运动时，空气被围在机翼下方，但是当机翼向上运动时，空气能够从上向下穿过机翼。
发明内容
本发明的任务在于，提供一种具有改善的空气动力学效率的机翼组件。
所述任务对于开头提及的类型的机翼组件借助权利要求1的特征来解决。为此，机翼组件包括支柱组件，所述支柱组件包括承载支柱和分别在30度至90度之间的角度区间中相对于承载支柱取向的多个支撑支柱，其中，支撑支柱中的至少一部分具有前部区段、毗邻所述前部区段的连接区段和毗邻所述连接区段的背部区段，并且其中，支撑支柱中的每个借助连接区段固定在承载支柱处，机翼组件以及具有一组衬面件，所述衬面件由弹性的并且形状稳定的薄膜材料制造，并且所述衬面件与支柱组件连接。
机翼组件的有利的工作原理基于如下，即支撑支柱构造成用于在前部区段、连接区段与背部区段之间的连续的力流，并且承载支柱以转动支承件的类型用于相应的支撑支柱。因此保证，在机翼组件的根据规定的使用期间由于空气动力学的力而出现的、变形引起的、背部区段相对于支撑支柱的相对运动还始终引起前部区段相对于承载支柱的相对应的相对运动。
纯示范性地能够设置成，为了得到在重量和稳定性方面有利的折衷，支撑支柱由纤维增强的塑料材料制造。示例性地，为了增强而设置的纤维示例性地实施为天然纤维、玻璃纤维、凯芙拉纤维（Kevlarfasern）、碳纤维或由其构成的纤维混合物。纯示范性地，为了增强而设置的纤维以织物、针织物、无纺布材料或编织物的形式构造，其以可硬化的粘合剂材料、尤其合成树脂成型为相应的支撑支柱。
示例性地，支撑支柱涉及具有圆形横截面的碳纤维增强的圆棒，在机翼组件的根据规定的使用中，所述圆棒通过空气动力学的力的作用仅仅弹性变形。优选地设置成，在机翼组件根据规定地使用在扑翼式飞行器中时，支撑支柱至少区段式地变形直至接近在弹性和塑性变形之间的极限范围。由此，在上扑和下扑运动期间得到机翼组件的有利的变形，所述上扑和下扑运动与鸟类翅膀的翅膀扑动有大的相似性。
在此，特别重要的是，支撑支柱借助连接区段固定在承载支柱处，其中，在机翼组件的根据规定的使用中，承载支柱至少基本上横向于装备有机翼组件的扑翼式飞行器的飞行方向地进行取向。与此相应地，机翼组件的上扑和下扑运动由于在此出现的空气动力学的力而引起如下力作用，所述力作用基本上沿竖直方向作用于支撑支柱。所述力作用引起从相应的支撑支柱到承载支柱上的转矩引入，其中，能够从如下出发，即从前部区段引入到承载支柱上的转矩与从背部区段引入的转矩相反。在实践中，尤其发生相应的前部区段相对于相应的背部区段的摇摆运动，其中，承载支柱形成摇摆轴线。
衬面件的任务在于，保证为了在机翼组件通过扑翼式飞行器的合适地构造的驱动装置进行运动时产生升力和/或推进力所需要的对空气的挤压。纯示范性地设置成，衬面件以不同的几何结构上的设计方案进行构造或与支柱组件如此连接，使得例如在机翼组件上扑运动时发生对空气的尽可能小的挤压，而在机翼组件下扑运动时为了保证升力而尤其沿竖直方向向下发生对空气的尽可能大的挤压。衬面件由薄膜材料制造，所述薄膜材料在其厚度和其弹性方面如此进行选择，使得所述薄膜材料一方面在上扑运动时由于弹性变形能够执行偏离运动，以便实现对空气的期望的小的挤压，并且另一方面，在下扑运动时借助于所设置的在支柱组件处的支撑部来保证对空气的期望的挤压。
本发明的有利的改进方案是从属权利要求的主题。
适宜的是，承载支柱沿着直线延伸，和/或支撑支柱中的至少一个沿着直线延伸。在应用直线地构造的支撑支柱和/或直线地构造的承载支柱时，能够采用成本适宜的半成品、如例如由纤维增强的塑料制成的圆棒，由此实现支柱组件的成本适宜的制造。此外，直线地构造的支撑支柱或直线地构造的承载支柱实现了相同部件的应用，这同样引起适宜的制造成本。除此之外，能够以有利的方式设置并且必要时模拟用于具有如此构造的支撑支柱或如此构造的承载支柱的机翼组件的变形特性。
优选地设置成，前部区段的与连接区段间隔开的端部区域与弓形地构造的棱边支柱连接，所述棱边支柱在支柱组件的最大地间隔开地布置的支撑支柱的端部区域之间延伸。棱边支柱的任务在于，结合支撑支柱的前部区段来保证用于机翼组件的稳定的机翼前部棱边，以便能够在应用在扑翼式飞行器中时确保机翼组件的有利的环流并且因此还能够确保用于机翼组件的高的空气动力学效率。
在本发明的改进方案中设置成，支撑支柱的背部区段的长度为在承载支柱与棱边支柱之间的最大间距的至少2倍、优选至少3倍。在支撑支柱的这样的设计方案中确保，机翼组件的变形（如其在所述机翼组件根据规定地用于扑翼式飞行器时能够出现的那样）基本上在机翼组件的由背部区段确定的后部件处出现，而机翼组件的由前部区段和棱边支柱确定的前部件与此相对地经历显著更小的变形。
在本发明的另外的设计方案中设置成，连接区段抗转动地与承载支柱、尤其扭转弹性地构造的承载支柱相连接。通过连接区段与承载支柱的抗转动的耦联，在机翼组件的根据规定的使用中对于支撑支柱避免太强烈的摇摆运动，如所述太强烈的摇摆运动例如在将连接区段与承载支柱能够转动运动地耦联时能够出现的那样。尽管如此为了保证在背部区段的偏转和前部区段的与此相对应的偏转之间的期望的相互作用，能够设置成，承载支柱以如下方式进行尺寸设计，使得其在机翼组件的根据规定的使用中由于合成转矩而经历弹性的扭转变形，所述合成转矩由从相应的背部区段和从配属的前部区段引入的转矩得出，并且所述扭转变形实现支撑支柱绕承载支柱的摆动运动，借助所述摆动运动确保机翼组件的有利的空气动力学特性。
有利的是，相邻布置的支撑支柱彼此围成在0度至25度之间的角度。由此保证支撑支柱在支柱组件的整个面上的有利的分布。
适宜的是，从承载支柱出发跨越支撑支柱的前部区段的前部面区域设有属于一组衬面件的前部衬面件，所述前部衬面件固定在承载支柱处并且固定在前部区段处。所述前部衬面件应该独立于机翼组件的运动状态始终贴靠在支柱组件处，以便由此始终保证机翼组件的由背部区段和所属的衬面件形成的区域的有利的环流。
优选地设置成，从承载支柱出发，在相邻地布置的背部区段之间，属于一组衬面件的背部衬面件沿着支撑支柱中的一个的背部区段延伸，所述背部衬面件借助固定区域固定在背部区段处并且所述背部衬面件以自由的端部区域覆盖相邻的支撑支柱的背部区段或覆盖固定在相邻的支撑支柱的背部区段处的、属于另外的背部衬面件的伸出部。背部衬面件具有如下任务，即取决于机翼组件的运动状态来实现可变的空气阻力。由此能够实现，机翼组件在上扑运动时由于较低的空气阻力比在下扑运动时挤压更小的空气量，在所述下扑运动时，机翼组件由于较高的空气阻力能够挤压较大的空气量。背部衬面件为此构造有类似鸟类羽毛的几何结构。在此，鸟类羽毛的羽茎通过支撑支柱来模拟，但是其与典型的用于边缘侧的支撑的鸟类羽毛不同。
附图说明
随后，借助附图更详细地阐述本发明，在此：
图1示出朝着机翼组件的支柱组件的俯视图，以及
图2示出朝着机翼组件的俯视图，所述机翼组件包括根据图1的支柱组件以及衬面件。
具体实施方式
在图1中示出的支柱组件10用作用于在图2中示出的机翼组件1的支撑结构，所述机翼组件构造成用于应用在未示出的扑翼式飞行器、尤其扑翼机中。
在根据图1的支柱组件10中设置成，承载支柱11横向于摆动轴线12进行取向，其中，摆动轴线12例如能够是耦联装置的摆动轴线，如其在公开文献DE 10 2013 004 188 A1中说明的那样。
支柱组件10纯示范性地包括总共十一个支撑支柱15至25，所述支撑支柱示例性地相对于承载支柱11在45度至90度的角度区间中进行取向。对于支柱组件10以及在图2中示出的机翼组件1的随后的说明从如下出发，即承载支柱11以及支撑支柱15至25平行于图1和2的视图平面进行取向。在机翼组件1的根据规定的使用中，由于流动力的作用能够发生各个支撑支柱15至25的弹性变形，所述流动力能够由机翼组件1绕摆动轴线12的在大气中的振荡的摆动运动引起，所述弹性变形能够表现为相应的支撑支柱15至25的弯曲。
支撑支柱16至24分别具有前部区段36至44，所述前部区段根据图1和2的视图在承载支柱11的左边延伸。此外，支撑支柱15至25分别具有背部区段45至55，所述背部区段根据图1和2的视图在承载支柱11的右边延伸。此外，支撑支柱15至25中的每个借助连接区段65至75抗转动地与承载支柱11连接。
此外设置成，支撑支柱25毗邻于背部区段55地纯示范性地一件式地过渡到弓形地弯曲的棱边支柱26中，所述棱边支柱延伸直到支撑支柱15的连接区域65。在此，支撑支柱16至24的未更详细地描述的、背离相应的背部区段46至54的端部区域与棱边支柱26连接。
示例性地设置成，支撑支柱15至25的最小长度60相应于在承载支柱11与棱边支柱26之间的最大间距27的数倍。
纯示范性地设置成，支撑支柱15至20彼此平行地进行取向，而支撑支柱21至25相对于彼此分别以锐角进行取向。
如能够从图1和2的视图中得出的是，承载支柱11以及支撑支柱15至25分别直线地进行构造并且因此能够以简单的方式由圆棒、例如由纤维增强的塑料棒来制造。
示例性地设置成，承载支柱11的自由的端部区域14构造成用于与前面提及的耦联装置的未示出的铰接件耦联，其中，为了机翼组件与未示出的铰接件的稳定的连接附加地设置有耦联支柱28，所述耦联支柱相对于承载支柱11以锐角进行取向并且分别在端侧与承载支柱11以及与边缘支柱29连接。
如能够进一步从图1和2的视图中得出的那样，承载支柱11的横截面选择成大于支撑支柱15至25以及耦联支柱28和边缘支柱29的横截面。由此保证，在机翼组件1绕摆动轴线12摆动运动时出现的力（所述力经由承载支柱11引入）不引起承载支柱11的不期望的弯曲变形。优选地，承载支柱11的未更详细地示出的轮廓成型部在未示出的横截面平面中圆形地进行实施，所述横截面平面横向于承载支柱11的纵轴线30进行取向。这在承载支柱11的合适的材料选择和尺寸设计的情况下实现用于承载支柱11的扭转弹性，所述扭转弹性在执行绕摆动轴线12的摆动运动时实现各个支撑支柱15至25的一定的摆动运动。
通过支撑支柱16至24的一件式的设计以及对于支撑支柱16至24的前部区段36至44和所配属的背部区段46至54的长度比的设计，结合承载支柱11的扭转弹性能够实现的是，在机翼组件1下扑运动时作用于背部区段46至54的力一方面引起相应的背部区段46至54的弹性变形，并且另一方面随之带来到承载支柱11上的转矩引入。通过所述转矩引入，承载支柱11实施绕其纵轴线30的扭转运动，由此促使前部区段36至44和与其连接的棱边支柱26的空间上的取向的改变。在合适地协调用于背部区段46至54的弹性变形特性以及承载支柱11的扭转弹性的情况下，因此对于机翼组件1在应用在未示出的扑翼式飞行器中时能够实现有利的总变形。
在图2的视图中示出完整的机翼组件1，所述机翼组件除了在图1中示出的支柱组件10之外还包括衬面件65至76，所述衬面件由弹性的并且形状稳定的薄膜材料制造并且所述衬面件与支柱组件10连接。在图2的视图中，衬面件65至75在未变形的状态中被示出，所述衬面件例如在机翼组件1的静止状态中占据所述未变形的状态。在此，衬面件65至75至少基本上平面地进行构造。
优选地，至少还被称为背部衬面件的衬面件65至75由塑料材料制造，所述塑料材料一方面在机翼组件1的根据规定的使用中具有足够的弹性，以便在机翼组件1上扑运动时通过各个衬面件65至75的弹性变形保证空气穿过机翼组件1。另一方面，衬面件65至75的塑料材料也应该是足够形状稳定的，以便在机翼组件1下扑运动时实现对空气的最大的挤压，其中，与此相应地，在下扑运动时应该避免空气穿过机翼组件1。
示例性地，根据衬面件74阐述衬面件65至75的安置，其中，随后的说明至少基本上还适用于其它的衬面件65至73和75。
如能够从图2的视图中得出的那样，衬面件74覆盖在支撑支柱23与支撑支柱24之间延伸的面。在此，衬面件74纯示范性地如此进行裁切，使得所述衬面件具有平行于支撑支柱24取向的并且与支撑支柱24间隔开的外棱边80，并且所述衬面件具有平行于支撑支柱23取向的并且与支撑支柱23间隔开的内棱边81。此外，衬面件74具有纯示范性地平行于承载支柱11取向的前部棱边82，所述前部棱边示例性地在背部区段54的区域中并且不是在前部区段44的区域中与承载支柱11相邻地进行布置。衬面件74的后部棱边83纯示范性地经倒圆地进行构造并且在支撑支柱24与支撑支柱23之间延伸。
衬面件74以未更详细示出的方式、例如通过粘接与支撑支柱24连接。衬面件74的内棱边80与支撑支柱23平行地并且相邻地布置，由此沿向内相邻的支撑支柱23的方向存在衬面件74的条带形的伸出部84。衬面件74的外棱边81与支撑支柱24平行地并且相邻地取向，由此沿向外相邻的支撑支柱25的方向存在衬面件74的伸出部84。
衬面件65至75以屋顶木瓦的类型鳞片状地彼此重叠地进行布置，其中，在从机翼组件1的上侧观察时，相应地进一步处于内部的、也就是说更靠近摆动轴线12布置的衬面件65至74布置在相邻的、进一步处于外部的衬面件66至75之上。
在机翼组件1的动态运动的情况下，所述动态运动能够被说明为机翼组件1绕摆动轴线12的上扑运动和对于机翼组件1绕摆动轴线的相反的下扑运动的序列，在上扑运动期间引起衬面件65至75的弹性变形，其中，相应的伸出部（示范性地为伸出部84）向下远离相应紧邻的支撑支柱（示例性地为支撑支柱23）。
通过如下弹性变形，所述弹性变形在上扑运动期间表现为固定在支撑支柱24处的衬面件74的弯曲，应该保证尽可能小的空气挤压，这以相同的方式还适用于其它的衬面件65至73和75。
与此相对，在随后的下扑运动时，衬面件74应该尽可能密封地贴靠在相邻的衬面件73处，为此利用伸出部84，所述伸出部在支撑支柱23的区域中贴靠在衬面件73的下侧处。由此实现，衬面件84在下扑运动期间得到尽可能大的空气挤压，这以相同的方式还适用于其它的衬面件65至73和75。
前部区段36至44由前部衬面件76覆盖，所述前部衬面件与所有前部区段36至44连接、尤其是粘接，并且所述前部衬面件在机翼组件的上扑和下扑运动期间不经历值得注意的弹性变形。
- 上一篇：一种医用注射器针头装配设备
- 下一篇：一种用于多角度同步拍摄的无人飞行器及其使用方法