一种高速可控伸缩式机翼的制作方法

本发明属于伸缩机翼技术领域，具体涉及一种高速可控伸缩式机翼。

背景技术：

变形飞机可以根据航行需要改变外形，以便在不同的飞行状态都能获得最佳性能，提高飞机的多环境多任务适应能力。现有公开的技术文献“可伸缩机翼结构设计与振动实验研究”中，对一种可伸缩机翼实验装置进行结构设计、功能实现和振动实验进行研究，利用三维建模软件优化设计了可伸缩机翼的作动机构，完成对可伸缩机翼结构的总体设计和各个子系统结构设计，详细分析了在不同的外伸速度和收缩速度情况下，可伸缩机翼的横向振动响应，但是实现过程比较繁琐，设计的可伸缩式机翼比较笨重，而且在伸缩的过程中所受的阻力太大，对伸缩的速度和振动都有较大的影响；另外，现有大多数可伸缩式机翼的设计均采用将部分传动机构外置的方式，有效降低了机翼对内部机构安装空间的要求，应用液压伸缩杆进行驱动，且将伸缩杆外置，此传动机构的传动效率比较小，传动速度比较慢，很难在极短的时间内进行伸缩变形。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种高速可控伸缩式机翼，其设计新颖合理，采用将传动机构以及支撑支架内置于机翼中，控制伸缩翼伸缩运动快捷，伸缩翼伸外伸时，可以提供额外的升力使飞行的稳定性增强，伸缩翼收回时，可以减少机翼的受力面积使机翼的灵活性增加，提高飞行器变轨变速效率，便于推广使用。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：包括安装在飞机同侧的固定翼和与所述固定翼连接的固定翼副翼，所述固定翼内可容纳沿所述固定翼延伸方向伸缩的伸缩翼，所述固定翼包括固定翼上翼板和固定翼下翼板，固定翼下翼板上安装有供伸缩翼滑动的支撑支架和与伸缩翼连接且用于控制伸缩翼伸缩距离的传动机构，以及用于限定所述传动机构位置的限位块，伸缩翼朝向机体的一端设置有凹槽、连接孔和两个相平行布设的滑槽，伸缩翼背向机体的一端封闭，所述支撑支架包括连接梁和两个均与连接梁相接且分别与两个滑槽配合的悬臂梁，悬臂梁与连接梁相接位置处设置有缓冲结构，悬臂梁的两侧分别安装有滑动机构，所述传动机构包括蜗轮、与蜗轮配合的蜗杆、用于带动蜗杆转动的电机和与蜗轮的蜗轮轴连接的推拉杆，所述推拉杆包括曲柄和与曲柄转动连接的连杆，连杆的末端伸入凹槽内且通过杆翼连接轴固定在杆翼连接孔上，限位块的底部设置有微动开关。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述伸缩翼上还有设置有用于安装滚轮的滚轮安装槽，伸缩翼上与固定翼上翼板接触的面板上设置有四个滚轮安装槽，四个滚轮安装槽呈两行两列布设，伸缩翼上与所述固定翼下翼板接触的面板上设置有两个滚轮安装槽，六个滚轮安装槽均与悬臂梁长度方向垂直。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述连接梁的厚度大于悬臂梁的厚度，缓冲结构为楔形结构，滑槽的一端设置有缓冲层，所述缓冲层与楔形结构相配合。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述电机通过联轴器带动蜗杆转动；连杆通过连杆轴与曲柄转动连接，连杆轴和杆翼连接轴的两端均安装有弹性挡圈。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述滑动机构包括滚珠保持架和两排嵌入式安装在滚珠保持架两侧的滚珠。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述电机采用直流电机，所述直流电机上安装有与电机轴配合减速器。

上述的一种高速可控伸缩式机翼，其特征在于：所述固定翼与固定翼副翼通过销钉定位并固定连接。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明通过固定翼容纳伸缩翼，同时将控制伸缩翼伸缩的传动机构和支撑支架内置于固定翼内，便于提高飞行器变轨变速效率，便于推广使用。

2、本发明采用支撑支架限定伸缩翼伸缩轨迹，在支撑支架的悬臂梁两侧安装滑动机构提高伸缩翼伸缩速度，采用支撑支架的缓冲结构稳定限定伸缩翼收缩位置，采用限位块限定曲柄转动角度，同时限定伸缩翼外伸位置，可靠稳定，使用效果好。

3、本发明采用电机控制蜗杆旋转，蜗杆与蜗轮进行啮合带动曲柄转动，采用微动开关接收信号控制电机启停，当伸缩翼进行外伸运动时，曲柄旋转触碰微动开关后，电机停止运转，与限位块同时保障伸缩翼外伸运动停止；当伸缩翼进行收缩运动时，曲柄反旋转触碰微动开关后，电机停止运转，控制精确，便于推广使用。

综上所述，本发明设计新颖合理，采用将传动机构以及支撑支架内置于机翼中，控制伸缩翼伸缩运动快捷，伸缩翼伸外伸时，可以提供额外的升力使飞行的稳定性增强，伸缩翼收回时，可以减少机翼的受力面积使机翼的灵活性增加，提高飞行器变轨变速效率，便于推广使用。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明除固定翼上翼板的结构示意图。

图2为本发明伸缩翼的结构示意图。

图3为本发明支撑支架的结构示意图。

图4为本发明滑动机构的结构示意图。

附图标记说明:

1—固定翼下翼板； 2—固定翼副翼； 3—伸缩翼；

3-1—滚轮安装槽； 3-2—凹槽； 3-3—连接孔；

3-4—滑槽； 4—支撑支架； 4-1—悬臂梁；

4-2—缓冲结构； 4-3—连接梁； 5—蜗杆；

6—联轴器； 7—电机； 8—蜗轮；

9—蜗轮轴； 10—曲柄； 11—连杆轴；

12—连杆； 13—连接轴； 14—限位块；

15—微动开关； 16—滚轮； 17—滑动机构；

17-1—滚珠保持架； 17-2—滚珠。

具体实施方式

如图1、图2和图3所示，本发明包括安装在飞机同侧的固定翼和与所述固定翼连接的固定翼副翼2，所述固定翼内可容纳沿所述固定翼延伸方向伸缩的伸缩翼3，所述固定翼包括固定翼上翼板和固定翼下翼板1，固定翼下翼板1上安装有供伸缩翼3滑动的支撑支架4和与伸缩翼3连接且用于控制伸缩翼3伸缩距离的传动机构，以及用于限定所述传动机构位置的限位块14，伸缩翼3朝向机体的一端设置有凹槽3-2、连接孔3-3和两个相平行布设的滑槽3-4，伸缩翼3背向机体的一端封闭，所述支撑支架4包括连接梁4-3和两个均与连接梁4-3相接且分别与两个滑槽3-4配合的悬臂梁4-1，悬臂梁4-1与连接梁4-3相接位置处设置有缓冲结构4-2，悬臂梁4-1的两侧分别安装有滑动机构17，所述传动机构包括蜗轮8、与蜗轮8配合的蜗杆5、用于带动蜗杆5转动的电机7和与蜗轮8的蜗轮轴9连接的推拉杆，所述推拉杆包括曲柄10和与曲柄10转动连接的连杆12，连杆12的末端伸入凹槽3-2内且通过杆翼连接轴13固定在杆翼连接孔3-3上，限位块14的底部设置有微动开关15。

如图3所示，本实施例中，所述连接梁4-3的厚度大于悬臂梁4-1的厚度，缓冲结构4-2为楔形结构，滑槽3-4的一端设置有缓冲层，所述缓冲层与楔形结构相配合。

实际安装使用中，机翼成对对称的安装在飞机两侧，支撑支架4、传动机构和限位块14均安装在固定翼的固定翼下翼板1上，实现传动机构的内置，便于控制操作，支撑支架4上的连接梁4-3安装在固定翼与机体连接的一端，两个均与连接梁4-3相接且分别与两个滑槽3-4配合的悬臂梁4-1，确定了伸缩翼3的运动轨迹，伸缩翼3做收缩运行时，传动机构拉动伸缩翼3沿悬臂梁4-1长度方向至机体移动，悬臂梁4-1与连接梁4-3相接位置处设置有缓冲结构4-2，缓冲结构4-2为楔形结构，楔形结构的一端与连接梁4-3连接，楔形结构的另一端与悬臂梁4-1连接，滑槽3-4的一端设置有与缓冲层，伸缩翼3沿着悬臂梁4-1做收缩运行时，缓冲结构4-2与缓冲层配合时可减少碰撞接触时产生的振动，保证伸缩翼3收回时，伸缩翼3与支撑支架4密切连接，连接孔3-3设置在伸缩翼3的上下面板上卡住杆翼连接轴13将连杆12连接，使连杆12推拉伸缩翼3伸缩滑行，所述固定翼内可容纳沿所述固定翼延伸方向伸缩的伸缩翼3，是为了保证伸开时，可以提供额外的升力使飞行的稳定性增强，当伸缩翼3收回时，可以减少机翼的受力面积使机翼的灵活性增加，提高飞行器变轨变速效率的作用，伸缩翼3朝向机体的一端设置有凹槽3-2、连接孔3-3和两个相平行布设的滑槽3-4，为敞开结构便于与支撑支架4和传动机构配合，伸缩翼3背向机体的一端封闭，是为了可以在伸缩翼3缩回时保持整个伸缩翼系统的封闭性，防止杂质进入滑槽3-4或者进入固定翼内部完整性好。

限位块14的底部设置有微动开关15，实际使用中，电机7通过正转或反转控制蜗杆5正转或反转，限位块14限定了曲柄10转动的角度，当电机7正转前，伸缩翼3在收缩的状态下时，伸缩翼3位于固定翼内部，且传动机构中的曲柄10和连杆12收缩在固定翼内部，控制电机7正转时，电机7通过减速器带动蜗杆5正转，从而带动蜗轮8旋转，连接在蜗轮8上的曲柄10旋转，推动连杆12运动，最后推动伸缩翼3伸出，实现了整体机翼的伸长，本实施例中，当曲柄10转动90°至与连杆12共线时到达最终位置，此时曲柄10触碰微动开关15同时受到限位块14的限位，微动开关15给电机7一个反馈，使电机7停止转动，并且蜗轮8和蜗杆5此时通过啮合发生自锁，此时伸缩翼3被固定，伸缩翼3不会因为惯性继续伸出，也不会因为外部压强而缩进固定翼内部；当伸缩翼3收缩时，电机7进行反转，蜗杆5和蜗轮8也进行反转带动曲柄10往反方向转动90°到达与电机7轴线平行时，正好伸缩翼3完全收缩进入固定翼内部，曲柄10碰撞微动开关15使电机7停止转动，蜗轮8和蜗杆5自锁，伸缩翼3被固定，收缩完毕，传动机构所有部件均为刚性连接，保证了传动的稳定性和精确性。

如图2所示，本实施例中，所述电机7采用直流电机，所述直流电机上安装有与电机轴配合减速器。

如图1所示，本实施例中，所述电机7通过联轴器6带动蜗杆5转动；连杆12通过连杆轴11与曲柄10转动连接，连杆轴11和杆翼连接轴13的两端均安装有弹性挡圈。

与电机轴配合减速器通过联轴器6带动蜗杆5转动，电机选用maxon直流电机RE30.268214，减速器选用与电机轴配套的maxon GP 32C-166933减速机，减速比为14:1，maxon直流电机RE30.268214外径为30mm，满足空间尺寸安装，电机功率为60W，转速为8810转/分，正常工作输出扭矩为85mNm，与其配套的GP 32C-166933减速机输出力矩经过电机减速器放大为3Nm，控制精度高，可实现伸缩翼3在1s内伸出或者缩进固定翼，保证了传动的稳定性以及传动的精确性，蜗轮8和蜗杆5设计减速比40:1，并且可以在传动过程进行自锁，对使用环境的适应力很强。

如图2所示，本实施例中，所述伸缩翼3上还有设置有用于安装滚轮16的滚轮安装槽3-1，伸缩翼3上与固定翼上翼板接触的面板上设置有四个滚轮安装槽3-1，四个滚轮安装槽3-1呈两行两列布设，伸缩翼3上与所述固定翼下翼板1接触的面板上设置有两个滚轮安装槽3-1，六个滚轮安装槽3-1均与悬臂梁4-1长度方向垂直。

伸缩翼3在固定翼内伸缩滑动过程中，与固定翼的上下翼板会产生摩擦，伸缩翼3上与固定翼上翼板接触的面板上设置有四个滚轮安装槽3-1，伸缩翼3上与所述固定翼下翼板1接触的面板上设置有两个滚轮安装槽3-1，每个滚轮安装槽3-1上均安装有滚轮16，六个滚轮安装槽均与悬臂梁4-1长度方向垂直，即六个滚轮16相互平行，保证滚轮16滚动一致，可以使伸缩翼3在伸缩过程中与固定翼既有有效的接触面，又为固定翼提供了支持力，还减小了与固定翼上下翼板的摩擦力，增加了使用强度。

如图4所示，本实施例中，所述滑动机构17包括滚珠保持架17-1和两排嵌入式安装在滚珠保持架17-1两侧的滚珠17-2。

本实施例中，伸缩翼3与支撑支架4为滚动配合且在固定翼内部进行伸缩运动，支撑支架4有两条悬臂梁4-1，在每条悬臂梁4-1的两侧各有一条轨道，两条悬臂4-1有效支撑了伸缩翼3在伸缩过程中所需的支撑力，使伸缩翼3有效地将力传递到机翼根部，支撑支架4与伸缩翼3之间有滑轨和滚珠17-2，滚珠17-2由滚珠保持架17-1固定，每条悬臂梁4-1上的轨道为滚珠17-2的滚动提供了路径，使伸缩翼3能够按照既定的路线伸缩，整个机翼在收缩状态下，伸缩翼3在固定翼的内部，伸缩翼3的端部与支撑支架4的缓冲结构4-2的棱贴合，伸缩翼3的尾部与固定翼的尾部重合；当伸缩翼3伸出时，伸缩翼3通过位于其内部的支撑支架4的支撑，以及通过嵌入在支撑支架4上的滚珠17-2来保证伸缩翼3沿着固定轨迹滑出固定翼外，滚珠17-2和滚珠保持架17-1相对伸缩翼3静止，且在伸缩的过程中，伸缩翼上下面板会受到外部的载荷，此时伸缩翼上下面板的滚轮16会沿着固定翼的固定翼上翼板或者固定翼下翼板1滚动，并且支撑支架4既作为轨道又作为整个机翼的横梁作用，增强了机翼的强度，同时使伸缩翼3与固定翼间、伸缩翼3与支撑支架4间的滑动摩擦转换为滚动摩擦，减小了阻力，从而使伸缩翼3的伸缩时间大大减小，使传动的效率更高，此时传动机构及支撑支架4均在固定翼内部设置，排除外部因素的影响，使此伸缩翼3的适用范围更加广泛，能在复杂环境中实现快速伸缩，而且能够承受高载荷高温的影响，减轻对速度和振动的影响，而且还降低了成本，能够有效应用在航天飞机和远程导弹上。

本实施例中，所述固定翼与固定翼副翼2通过销钉定位并固定连接，通过销钉定位有效保证了机翼的外形，对固定翼和固定翼副翼2之间的连接起到了加固的作用。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。