专利名称：基于sma的自适应变体机翼后缘的制作方法
技术领域：
本发明的基于SMA的自适应变体机翼后缘，属于一种智能材料与结构相结合的自 适应变体机翼结构。
背景技术：
"变形机翼"概念的提出，可以追溯到上世纪。早在1916年，英国已有人提出"变 形机翼——可改变几何形状的机翼"的专利申请，至今已有90多年的历史。航空技术发展 至今已有100多年，飞行器设计技术不断进步。可收放起落架、襟翼、变后掠机翼等。实际 上可以看作是"智能变形飞行器"发展的初始阶段。 1979年，美国NASA与波音签订合同，发展柔性复合材料"自适应机翼"，可连续变 化外形，获得最大气动效益，并于1987年进行飞行试验。1985 1992年，NASA与Rockwell 合作，开展"主动弹性机翼(AFW)"计划，1996以后扩展为"主动气动弹性机翼(AAW)"计划。 与此同时，美国国防部预研局NASA、空军等机构联合开展"智能翼(Smart Wing)"研究计划， 展示了形状记忆合金等智能材料的应用潜力。 机翼变形结构经历了从表面到实质的变化过程。首先是"调整机翼形状"。现有的 一些飞机具备调整机翼形状的能力，如美国的F-14 "熊猫"战斗机，V-22 "鱼鹰"倾转旋翼 机及F-117隐声战斗机等。这些飞机的机翼均为刚性结构，所谓"调整机翼形状"实际上就 是将机翼的某一部分移动一定角度或为止，与真正的"变形机翼"概念不是一回事。其次是 "主动气动弹性机翼(AAW)"。美国航空航天局和空军研究实验室正在验证主动气动弹性机 翼。其概念也与变形机翼不同，而与莱特兄弟开发的"机翼翘面"控制系统类似，是采用副 翼和前缘襟翼等传统控制面从气动上诱导轻质"柔性机翼"发生扭曲，以改善高性能军用喷 气飞机的机动能力。 上述两种机翼的变化都不是实质性的变化。真正的变形机翼概念是将新型智能材 料、动作器、激励器、传感器无缝的综合应用于飞行器的一种新的设计概念。变形机翼通过 应用灵敏的传感器和动作器，光滑而持续地改变记忆的形状，对不断改变的飞行条件做出 响应，从而使飞机能像鸟一样随意的在空中进行盘旋、倾飞和侧向滑行。也就是说，变形机 翼可从根本上改善飞机的巡航和冲剌能力。 2003年，美国国防部预先研究计划局(DARPA)正式启动了 "变形飞机结构(MAS)" 项目。该项目通过在飞行中改变飞机的气动外形，使飞机在执行不同任务、在不同飞行包线 时都保持最佳的性能。DARPA的MAS研制计划利用了近10年来在先进材料和控制技术领域 的技术进步和研究成果，使机翼的外形得到彻底的改变，据称这些新技术甚至具有可以使 机翼表面积扩大到300%以上的潜在能力。DARPA现阶段研制计划的研制重点是低声速和 跨声速变形机翼技术，并提出了三种结构方案，分别是洛克希德 马丁公司提出的"折叠机 翼"方案，新一代航空技术公司提出的"滑动蒙皮"方案，雷声公司提出的"压縮机翼"方案。
此外，国内的很多学者对变体机翼结构也进行了大量的基础性研究，如西北工业 大学飞机结构强度研究所开展的变体飞行器结构振动特性研究；北京航空航天大学宇航学院飞行器设计与应用力学系对SMA复合材料层合板和压电层合板自适应结构的变形进行 了分析计算和变形控制；流体力学研究所针对不同马赫数和攻角下自适应翼型舵面偏置角 的规律、自适应机翼优化的气动外形等进行了详细的研究。 在变体机翼结构设计方面，2007年，西北工业大学航空学院解江博士在《机械科学 与技术》著文"自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究"，设计了一种自适应机翼基本 部件——柔性翼肋结构，，分析了模型设计的关键参数，推导出了单输入驱动下柔性翼肋变 形的运动学规律，并通过软件仿真和模型实验验证了柔性翼肋受控运动规律的正确性。该 柔性翼肋是由一些独立的刚性单元通过转轴和滑动铰相互连接而成的，且每个翼肋都可以 单独驱动。柔性翼肋依靠其内部单元的偏转运动并以一定运动学规律实现预期的机翼剖面 形状变化。翼肋单元由一个"内板"和两个"外板"构成，每个单元都有4个连接孔，其中外 侧两个孔用来安装滑动铰，内侧两个孔用来安装转轴。但由于该结构通过转轴和滑动铰相 互连接，结构较为复杂，且偏转角度受到一定限制。同时，该结构没有相应的驱动单元，无法 实现自动控制，偏转精度较差。
发明内容
本发明的目的是，研制一种结构简单、易于控制的自适应变体机翼后缘结构。实现 机翼后缘结构快速、稳定、准确的达到预变形的目的。 本发明的一种基于SMA的变体机翼后缘，分成2-5个后缘段，相邻后缘段通过安装 于翼肋部位的关节相连，偏转驱动机构安装于相邻后缘段之间，机翼后缘整体的偏转通过 上述后缘段累积效应实现，其特征在于上述关节为铰接式关节；上述偏转驱动机构由分 别连接相邻后缘段的上SMA丝、下SMA丝和电流激励单元组成；上述于后缘段两翼肋之间安 装有上桁条、下桁条，所述的上SMA丝连接相邻后缘段的上桁条，下SMA丝连接相邻后缘段 的下桁条。 相对于传统的机械驱动整体变形的机翼后缘结构，分段式的结构实现了机翼后缘 结构的连续变形，且由SMA驱动系统代替复杂的机械驱动系统使机翼后缘变形结构的重量 大大减轻。该项发明的有益效果是显著地简化了机翼后缘结构、增加了驱动力、提高了变形 效率，并验证了将SMA智能材料与结构用于自适应变体机翼结构的合理性，可以实现无缝 无绞链的连续机翼变形，改善飞机的气动和气弹特性。
图1是变体后缘结构总体设计模型图。 图2是关节一的驱动简化示意图。 图3是翼肋偏转位移量简化模式。 图4是机翼后缘结构实验原理框图。 图5是机翼后缘结构自适应控制实验原理框图。 图中的标号名称l.单元一，2.单元二，3.单元三，4.单元四，5.关节一，6.关节 二，7.关节三，8.翼肋一，9.翼肋二，IO.上SMA丝，ll.下SMA丝，12.上桁条，13.下桁条， 14.机翼盒段，15.电流激励单元，16.螺栓连接关节点，17. HG6333型直流稳压电源，18. SMA 驱动系统，19.机翼后缘结构，20.加热或冷却，21.驱动结构变形，22.被控对象，23.传感器，24.放大滤波电路，25.DSP处理单元，26.控制电路，27.数据采集，28.信号处理，29.A/ D转换，30.输出P丽，31.输出控制信号。
具体实施例方式
本发明的基于SMA的飞行器自适应变体机翼后缘结构，是以某无人飞行器机翼后 缘翼型为基础，以该翼型承载实验数据为依据设计的结构模型，包括由环氧树脂板翼肋、铝 合金长桁、刚体横梁组成的机翼后缘结构体和由形状记忆合金(SMA)组成的驱动系统。本 发明的结构驱动方案如图1所示，机翼后缘结构的偏转通过多个关节链式累积效应实现。 其中，单元一与单元二组成关节一 ；单元二与单元三组成关节二 ；单元三与单元四组成关 节三。驱动系统由并联的SMA丝组成，固定在两翼肋之间的桁条上(内部嵌入环氧树脂做 绝缘处理)，考虑到模拟真实翼型的飞行条件，机翼结构水平放置，在克服自身结构重力以 及一定实际载荷状态下变形运动，因此结构的驱动系统需要输出较大的驱动力。本发明的 驱动系统采用IO根SMA并行排布的方式来加强每个关节驱动力度。以通电流的形式加热 SMA，使SMA发生相变(产生记忆效应)收縮变形，驱动关节绕轴上下偏转，关节一、二、三各 自的上下偏转叠加合成翼肋的连续偏转运动，翼肋一、二的偏转运动通过桁条的约束带动 机翼后缘结构作一定角度的上下摆动运动。
图2是关节一的驱动简化示意图。 如前所述，本发明机翼后缘结构的每个关节的偏转运动是由安装在其上的SMA驱 动实现，在此驱动系统中我们选用0. 5mm记忆型钛镍合金丝(镍含量50. lat% )作为本变 形结构中的驱动元件，经过实际测量可知，采用3. OA的电流对SMA加热，可以实现SMA的完 全相变(产生记忆效应)收縮变形，且SMA的回复应变约为4.7X。因每个关节的驱动方式 是一致的，以一个关节为例设计SMA的布局方案。 在图2中，单元二相对于单元一不发生偏转，即关节一处于平衡位置，保持不动。 通过由SMA1和SMA2组成的差动式驱动方式完成此关节的驱动偏转，已知关节一在平衡位 置时常温下单元一与单元二之间的SMA长度ad(a' d')为150mm(根据具体的实验模型 尺寸测量所得)，SMA的恢复应变值p为4.7%，根据(""-^)/"^/ = ^%式计算SMA1的变形 量为7. 05mm，即变形后的SMA1长度bd为142. 95mm。 SMA1的收縮变形驱动关节绕转轴o偏 转a j角，将实际测量值ad、bd、oc、cd代入actan(ad-cd)/oc-actan(bd-cd)/oc = a i式， 即可得该关节的下偏转角度= 3.2619° 。同理，上偏转角度的计算方式与上述方法一 致。根据设计要求，使关节一、二、三的偏转角度相同，即a2 = a3 = 3.2619° ，可以 由"ctan(acf-cd)/oc - actan((arf - p%cw0 - caQ/oc = a,式计算出关节二在平衡位置时单元 二与单元三之间的SMA长度为180. 2731mm，关节三在平衡位置时单元三与单元四的SMA长 度为170. 1000mm。 图3是翼肋偏转位移量简化模式。 机翼后缘结构的偏转位移量可以通过翼肋的偏移量测量得到，四个单元构成一个 长1的翼肋，转轴之间的距离1。相等。单元二相对于单元一的下偏转角设为ai，单元三 相对于单元二的下偏转角设为02，单元四相对于单元三的下偏转角设为c^，同样上偏转 角分别设为为a ' p a ' 2、 a ' 3。则翼肋的偏转位移h3可以通过h3 = 1。 (sin a 一sin ( a丄+a 2)+sin( a丄+a 2+a 3))+1。(sin a ' ,sin(a' , a ' 2)+sin(a'丄+a ' 2+a ' 3))式
5所得。参考某无人机翼型数据，本发明设计的翼肋全长1 = 600mm，由四个单元、三个关节 组成，每单元长1。= 150mm，其中单元一与横梁固定，其它三个单元可自由转动。当翼肋 上下偏转角为9时，偏转的三个单元构成一个等腰三角形BOB'(设计机翼后缘结构的 上下偏移位移量相同)。在关节一的偏转角度计算中已知每个关节的下偏转角度相同为 ai= a2= a3 = 3.2619° ，根据三角形对应关系式(sin a ,sin ( a 一 a 2)+sin ( a , a 2+ a3))/(cosa,cos(a,a2)+cos(Wa3)) = tan e/2计算翼肋上下偏转角度e = 13. 0477 ° ，再由式h3 = 10 (sin a ,sin ( a , a 2) +sin ( a , a 2+ a 3)) +10 (sin a ' 一sin ( a ',a' 2)+sin(a' 一 a ' 2+a ' 3))可以得到翼肋上下偏转位移量h3 = 129. 6889mm。
图4是机翼后缘结构实验原理框图。 在图4中，机翼后缘结构模型水平放置且单端固定，在克服结构自身重力状态下 进行运动试验。采用HG6333型直流稳压电源给SMA通以3A的电流，完成SMA的相变转换， 使其驱动机翼结构运动。在结构变体过程中，能够实现连续变形。
图5是机翼后缘结构自适应控制实验原理框图 将设计的机翼后缘结构作为受控对象，利用角位移传感器对机翼后缘结构偏转角 度进行监测，并提取相关角位移信号，经调理电路对信号进行放大滤波处理，作为输入信号 到DSPF2812芯片事件管理模块输出P丽信号，再经控制电路输出相应的控制信号，近而控 制机翼后缘结构的偏转运动，形成了一个闭环的控制回路，通过相应的控制算法，可以达到 自适应控制变体机翼偏转的目的。
权利要求
一种基于SMA的自适应变体机翼后缘，分成2-5个后缘段，相邻后缘段通过安装于翼肋部位的关节(5、6、7)相连，相邻后缘段之间还安装有偏转驱动机构，机翼后缘整体的偏转通过上述后缘段累积效应实现，其特征在于上述关节为铰接式关节；上述偏转驱动机构由分别连接相邻后缘段的上SMA丝(10)、下SMA丝(11)和电流激励单元(15)组成。
2. 根据权利要求1所述的基于SMA的自适应变体机翼后缘，其特征在于上述于后缘 段两翼肋之间安装有上桁条(12)、下桁条(13)，所述的上SMA丝(10)连接相邻后缘段的上 桁条(12)，下SMA丝(11)连接相邻后缘段的下桁条(13)。
全文摘要
一种基于SMA的自适应变体机翼后缘，属于一种智能材料与结构相结合的自适应变体机翼结构。该机翼分成2-5个后缘段，相邻后缘段通过安装于翼肋部位的关节(5、6、7)相连，相邻后缘段之间还安装有偏转驱动机构，机翼后缘整体的偏转通过上述后缘段累积效应实现，其特征在于上述关节为铰接式关节；上述偏转驱动机构由分别连接相邻后缘段的上SMA丝(10)、下SMA丝(11)和电流激励单元(15)组成。结构简单、易于控制的自适应变体机翼后缘结构。实现机翼后缘结构快速、稳定、准确的达到预变形的目的。
文档编号B64C3/00GK101693467SQ20091014519
公开日2010年4月14日 申请日期2009年10月13日 优先权日2009年10月13日
发明者徐志伟, 李飞, 杨媛 申请人:南京航空航天大学;