变体飞机的机翼折叠机构的制作方法

本发明涉及变体飞机的机翼折叠机构，属于飞机的机翼机构领域。

背景技术：

机翼折叠能显著地改变全机浸润面积，是变体飞机改变飞机外形的典型方式。特别是在超音速情况下，通过将机翼外段部分向下折叠一定角度，不仅可大大降低超音速阻力，增强方向稳定性，还可对下翼面空气进行压缩，提供额外的升力。由于要具备上述功能，在对机翼折叠机构进行设计时，需要满足如下条件：(a)在飞行过程中实现机翼的折叠和展开功能；(b)为保证飞机的气动和隐身性能，折叠和展开过程中，内段机翼和外段机翼之间不能出现缺口，机翼气动外形保持完整和光滑；(c)由于外段机翼的气动载荷全部由机翼折叠机构集中承担，需要折叠装置具有较强的强度和刚度。

针对机翼的折叠机构，美国专利《一种多连杆式的机翼折叠机构》，公开号为2289224，将机翼外段通过一套多连杆机构安装在机翼内段上，通过液压作动器控制机翼的收放。公开号为2343645的美国专利介绍了一种飞机机翼折叠机构，它将机身、内段机翼、外段机翼依次通过铰链连接在一起，使内段机翼和外段机翼均能折叠；公开号分别为5201479和5381986的美国专利分别介绍了一种民航客机翼尖折叠机构，将机翼外段通过上翼面处的铰链安装到机翼内段上，通过液压作动筒驱动机翼外段进行收放。公开号为5836541的美国专利介绍了一种可实现机翼折叠的飞行汽车，它将机翼内段和外段通过上翼面处的铰链连接，使外段机翼可以向上翻转180°。公开号为7938358B2的美国专利介绍了一种飞行汽车，它将内段机翼在翼根处通过铰链与机身连接，外段机翼和内段机翼在下翼面处通过铰链连接，使内段机翼和外段机翼均能折叠。米格-29K、苏-33、X-47B、S-3、A-6、F-4等舰载机的机翼外段通过上翼面处的一排铰链与机翼内段连接，液压作动筒或液压马达驱动机翼外段绕上述铰链旋转，实现机翼的折叠功能，公开号为2290850、5310138的美国专利也采用了该方案。F/A-18和F-35C舰载机在机翼外段和机翼内段的结合处设置一套液压驱动的旋转作动器，旋转作动器通过两组耳片分别与机翼外段和机翼内段连接。上述方案的主要缺点是：(a)飞机在地面上停放时，外段机翼不承受气动载荷，内段机翼与外段机翼之间的连接铰链尺寸较小，不能承受高速飞行过程中的气动载荷；(b)由于仅要求飞机在地面上进行机翼折叠，不关心机翼折叠后对飞机气动和隐身性能的影响，机翼折叠后内段和外段机翼之间会出现一个较大的缺口，对飞机气动和隐身性能不利。

廖波于2012年发表于《机械设计》的学术论文“折叠机翼无人机的发展现状和关键技术研究”，介绍了美国洛克希德·马丁公司提出的Z型翼变体飞机，内段机翼和外段机翼均能在飞行过程折叠，采用柔性无缝蒙皮解决内段与外段机翼之间缺口的问题，但该技术目前仅能用于低速、小载荷的小型缩比飞机模型中，无法在工程实际中大规模应用。

由此可见，现有的基于智能结构和材料的机翼折叠方式尚处于概念研究阶段，距工程实用尚有较大的距离。基于传统材料和结构的机翼折叠机构一部分是针对舰载机或飞行汽车等，仅在地面对机翼进行折叠；另外一部分是针对缩比验证机，没有考虑到的影响机翼折叠后内段机翼与外段机翼之间的缺口。因此，基于传统材料和结构，针对变体飞机研究一种能满足上文所提设计要求的机翼折叠机构具有较强的现实意义。

技术实现要素：

本发明目的是为了解决现有机翼折叠机构仅用于地面折叠，或者折叠过程中内段机翼与外段机翼之间会出现缺口的问题，提供了一种变体飞机的机翼折叠机构。

本发明所述变体飞机的机翼折叠机构，它包括内段机翼的翼梁、内侧加强肋、外侧加强肋和外段机翼的翼梁，它还包括整流罩主体、多个内侧耳片、旋转作动器、多个外侧耳片和密封环，

内侧加强肋固定设置在内段机翼的翼梁上，外侧加强肋固定设置在外段机翼的翼梁上，旋转作动器处于内侧加强肋和外侧加强肋之间，旋转作动器的内侧分散设置多个内侧耳片，旋转作动器的外侧分散设置多个外侧耳片，内侧耳片与内侧加强肋连接，外侧耳片与外侧加强肋连接；

整流罩主体与密封环组成纺锤形整流罩，并将内侧耳片、旋转作动器和外侧耳片密封于纺锤形整流罩内部，整流罩主体的连接端套接在内侧加强肋的外边框上，密封环的连接端套接在外侧加强肋的外边框上；

外侧耳片可绕旋转作动器的轴线运动，同时带动外侧加强肋、外段机翼的翼梁及密封环绕旋转作动器的轴线运动。

本发明的优点：本发明设计的变体飞机的机翼折叠机构，使变体飞机在高速飞行过程中，不仅能对机翼进行折叠和展开，并在折叠和展开过程中保证机翼外形的完整和光滑，而且在该过程中的强度和刚度能承受外段机翼的气动力载荷。

将旋转作动器两侧通过耳片与内侧加强肋和外侧加强肋连接，在其本身具备较大的强度和刚度的基础上，进一步提高了强度和刚度，因此能承受较大的气动载荷，使飞机能在飞行过程中进行机翼折叠或展开；在机翼折叠或展开过程中，由于整流罩主体和密封环的密封作用，内段机翼与外段机翼之间不会出现缺口，保证了机翼外表面的完整和光滑，将机翼折叠对飞机气动和隐身性能的不利影响降到最低。

附图说明

图1是本发明所述变体飞机的机翼折叠机构展开状态下的立体结构示意图；

图2是变体飞机的机翼折叠机构展开状态下的内部结构示意图；

图3是外段机翼折叠90°状态下的立体结构示意图；

图4是旋转作动器的立体结构示意图；

图5是旋转作动器的内侧耳片和外侧耳片的分布结构示意图；

图6是整流罩主体的外侧立体结构示意图；

图7是整流罩主体的内侧立体结构示意图；

图8是整流罩主体的平面结构示意图；

图9是密封环的立体结构示意图；

图10是内侧加强肋的立体结构示意图；

图11是外侧加强肋的立体结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：下面结合图1至图11说明本实施方式，本实施方式所述变体飞机的机翼折叠机构，它包括内段机翼的翼梁1、内侧加强肋2、外侧加强肋8和外段机翼的翼梁9，它还包括整流罩主体3、多个内侧耳片4、旋转作动器5、多个外侧耳片6和密封环7，

内侧加强肋2固定设置在内段机翼的翼梁1上，外侧加强肋8固定设置在外段机翼的翼梁9上，旋转作动器5处于内侧加强肋2和外侧加强肋8之间，旋转作动器5的内侧分散设置多个内侧耳片4，旋转作动器5的外侧分散设置多个外侧耳片6，内侧耳片4与内侧加强肋2连接，外侧耳片6与外侧加强肋8连接；

整流罩主体3与密封环7组成纺锤形整流罩，并将内侧耳片4、旋转作动器5和外侧耳片6密封于纺锤形整流罩内部，整流罩主体3的连接端套接在内侧加强肋2的外边框上，密封环7的连接端套接在外侧加强肋8的外边框上；

外侧耳片6可绕旋转作动器5的轴线运动，同时带动外侧加强肋8、外段机翼的翼梁9及密封环7绕旋转作动器5的轴线运动。

整流罩主体3的整体外轮廓结构呈纺锤形，整流罩主体3的连接端为与内侧加强肋2连接的套接口，整流罩主体3的纺锤形外轮廓上对应于所有外侧耳片6的位置设置相应数量的环形缺口，环形缺口的轴向高度大于相应外侧耳片6的宽度。

密封环7的连接端为与外侧加强肋8连接的套接口，该连接端上分布有多个匹配环，用于与整流罩主体3上的所有环形缺口对应密封匹配。

纺锤形整流罩外表面直径的确定方法为：

(a)根据机翼外形参数确定外段机翼旋转轴线处的翼型轮廓；

(b)沿外段机翼旋转轴线方向，以等间距的方式取纺锤形整流罩的N个横截面，10<N<20；

(c)根据第i个横截面的弦向位置，确定弦向位置处的翼型厚度H_i；i＝1，2，3，……，N；

(d)根据外段机翼的最大折叠角度θ，计算纺锤形整流罩第i个横截面处的直径Φ_i：

纺锤形整流罩外表面母线的获得方法为：根据依次确定的纺锤形整流罩N个横截面处的直径Φ₁,Φ₂,……,Φ_N，采用样条曲线拟合方法获得纺锤形整流罩外表面的母线。

内侧加强肋2的横截面形状为开口背向旋转作动器5的C形；外侧加强肋8的横截面形状为开口背向旋转作动器5的C形。对应于旋转作动器5上内侧耳片4的数量和位置，内侧加强肋2在靠近旋转作动器5的一侧设置有若干组耳片，用于与旋转作动器5连接。对应于旋转作动器5上外侧耳片6的数量和位置，外侧加强肋8在靠近旋转作动器5的一侧设置有若干组耳片，用于与旋转作动器5连接。

本实施方式中，整流罩主体3和密封环7一起组成了一个完整的中空纺锤形的整流罩，其轴线与旋转作动器轴线相一致，将旋转作动器等部件完全密封于其内部。内侧加强肋2将旋转作动器传递的载荷传递到内段机翼上，内侧加强肋2上有与内段机翼的翼梁1连接的接口，内侧加强肋2的外侧有与旋转作动器连接的若干组耳片。外侧加强肋8用于将外段机翼所受的气动力载荷传递到旋转作动器上，外侧加强肋8的内侧有与旋转作动器连接的若干组耳片，外侧有与外段机翼的翼梁连接的接口。外侧耳片6是旋转作动器5的动力输出端，由此，外侧耳片6可带动外段机翼上的密封环、外侧加强肋、外段机翼的翼梁绕旋转作动器的轴线转动。外段机翼向上折叠90°的状态如图3所示。旋转作动器的轴线位于其所处位置对应的翼型的中部，与飞机飞行方向相平行。

密封环7由若干个环状壳体结构组成，环状壳体结构的数量、位置和宽度与整流罩主体上的环状缺口相一致，靠近外段机翼的一侧设置有与外侧加强肋连接的接口，密封环的理论外形与整流罩主体完全相同，与外侧加强肋固结在一起。

采用所述的纺锤形整流罩外表面直径的确定方法，使加强肋腹板与整流罩轴线之间的距离大于整流罩外表面的半径，在外段机翼折叠到极限位置时，能避免整流罩与内段机翼和外段机翼发生干涉。在机翼的整个折叠或展开过程中，密封环7始终对整流罩主体3上的环形缺口进行密封，使整流罩外表面不会出现缺口，且不会与内侧加强肋、外侧加强肋等部件发生干涉，保证了机翼外表面的完整和光滑。