一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构的制作方法

本发明属于无人机结构材料领域技术领域，尤其涉及一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构。

背景技术：

目前来说，飞机在飞行过程中高度、重量和速度等参数并不是固定不变的，为了使飞机具有更好的气动性，在设计机翼的形状时希望能够针对不同的参数变化调整不同的机翼形状，研究发现，在飞行过程中改变机翼的形状可以为飞机节省几个百分点的燃料。同时机翼形状的变形对降低噪声具有重要意义。

在飞行器变形过程中，要充分考虑其气动性能，因此应该尽量不要过于粗糙地、间断地变形。目前在机翼变形结构的研究中，研究最多的有变展长、变弦长、变厚度、变后掠和变弯度等变形形式。其传统的变形方式主要是通过机械方式驱动连杆机构斤对机翼面积、机翼展弦比、后掠角、机翼弯度等进行变形。但是这种传统机械式驱动方式的传动系统复杂，占用空间较大，会对飞机的机动性造成影响。由于形状记忆合金具有其大功重比、驱动条件低和驱动结构简单等优点，因此在变体机翼驱动研究中，作为一种高效清洁的驱动元件，将会起到越来越大的作用。

在针对负泊松比柔性蜂窝结构在变体机翼中的应用(negativepoisson’sratiohoneycombstructureandit’sapplicationstructureandit’sapplicationsinstructuredesignofmorphingaircraft)的文献中建立了柔性蜂窝蒙皮结构的力学分析模型，研究后得出负泊松比蜂窝结构具有较大的体内变形能力，即内部结构空间上足够允许其拉伸和面内凹陷，因其结构的具有特殊的拉涨特性，采用负泊松比柔性蜂窝结构的变体机翼具有改善无人机起降性能的潜力。

机翼变形要求机翼结构能够容易变形，同时又能承受空气动力载荷。使用形状记忆合金可以实现对机翼形状进行控制。具有双程形状记忆效应的形状记忆合金在加热时恢复高温相形状，冷却时又能恢复低温相形状，所以可以通过控制温度的变化实现高温相形状和低温相形状两种形状之间的转换；而在满足机翼承受一定载荷的应力和应变的要求下，采用负泊松比单元体结构，既能够保证足够的载荷承受力，又能够对机翼结构实现轻量化。

并且由于机翼与机身的材料不同，现有的机翼不方便与机身进行固定安装，并且拆卸困难，不方便维修与更换，因此现有的变形机翼的安装拆卸与维修也是变形机翼需要克服的重要问题。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

针对现有存在的技术问题，本发明提供一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构

(二)技术方案

为了达到上述目的，本发明采用的主要技术方案包括：一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构，包括机身、有niti记忆合金骨架结构、机翼蒙皮、内加热系统、隔热层、智能感知系统和温度传感器；

所述机身的两侧安装有有niti记忆合金骨架结构为主体的机翼；

所述有niti记忆合金骨架结构的外层包覆有所述机翼蒙皮；

所述有niti记忆合金骨架结构的内部设置有用于对有niti记忆合金骨架结构加热的内加热系统；

所述有niti记忆合金骨架结构的内部设置有方便测试其温度的温度传感器；

所述温度传感器的信号通过电信号传输到所述智能感知系统；

所述有niti记忆合金骨架结构与所述内加热系统的夹层设置所述隔热层；

所述有记忆合金负泊松比单元体骨架结构为ni50.9ti49.1形状记忆合金负泊松比单元体的变形翼结构；

所述有niti记忆合金骨架结构与机身的两侧安装处设置有机翼安装结构，方便机翼与机身的安装配合。

根据本发明，所述机翼安装结构包括插接块和插接槽；

所述插接槽的内侧设置有第二导电体；

所述机身的外壁左右两侧前后两端均安装有方便机翼安装的的插接块；

左右两片所述有niti记忆合金骨架结构的内侧开设有前后设置的方便插接块伸入的插接槽；

所述插接块的内侧开设有卡槽；

所述插接块的外侧安装有与所述第二导电体接触后使有niti记忆合金骨架结构与机身形成电路连接的第一导电体；

前后两个所述插接槽的内侧设置有用于机翼安装的卡接结构。

根据本发明，所述卡接结构包括支撑板；

所述支撑板的顶端通过轴承轴接有转板；

所述支撑板的左右两侧内壁均固定连接有导向杆；

所述导向杆的外壁前后两侧均套接有与卡槽相插接配合的卡块；

所述卡块的内侧顶端中心位置均轴接有推杆的一端；

所述推杆的另一端分别与转板的顶端左右两端外壁相轴接；

所述转板的中心位置固定连接有方便带动转板转动的转杆；

所述转杆的顶端贯穿有niti记忆合金骨架结构设置有用于转动转杆的转盘；

所述转盘的侧壁开设有凹槽；

所述凹槽的内侧接触有对转盘卡接的伸缩机构。

根据本发明，所述伸缩机构包括固定块；

所述固定块的底端与有niti记忆合金骨架结构固定连接；

所述固定块的内腔插接有横杆；

所述横杆的外侧设置有拉柄；

所述横杆的内侧设置有凸块；

所述凸块与凹槽相嵌接；

所述横杆的外壁套接有弹簧；

所述弹簧的一端与固定块的内壁相抵，且其另一端与凸块的内壁相抵。

根据本发明，所述有niti记忆合金骨架结构的内腔设置有电热凹槽；

所述内加热系统通过所述电热凹槽的嵌接在有niti记忆合金骨架结构的内部；

所述内加热系统为电热丝；

所述凹槽周边材料选用cu-al-ni合金

根据本发明，所述转盘的侧壁开设的凹槽数量为偶数，且均匀对称分布在转盘的侧壁。

根据本发明，所述转板为椭圆形转板。

根据本发明，所述机翼蒙皮为聚醚醚酮柔性高分子聚合物与纤维复合材料整体成型，所述机翼蒙皮为柔性曲面蒙皮。

根据本发明，所述电热凹槽均匀间隙成网状分布在所述有niti记忆合金骨架结构内。

根据本发明，所述隔热层材料采用玄武岩纤维或hps静体新型复合保温膏等。

(三)有益效果

本发明的有益效果是：

(1)改变了传统的用电机驱动连杆机构等机械变形方式，减轻了机身重量，简化机身结构，增强机翼工作环境适应性，提升机翼工作的可靠性和安全系数。

(2)取消了各个分立机翼后缘的传统机械动作，(如襟翼的放下和收回，通过改变机翼的面积来改变机翼的气动特性)，从而降低了阻力和噪音，同时提高了能量效率，有利于节能。

(3)机翼的结构简单，没有复杂的机械传动结构，降低机翼维护维修的难度和成本。

(4)能够替代传统的固定式机翼结构，在保证承受正常载荷的情况下，实现机翼变形，提高飞机的飞动性能。在此基础上进行针对性设计，可实现提高速度、环保、更高效、更节能的目的。

(5)能够解决由于机翼与机身的材料不同，机翼与机身的固定问题，拆卸简单，方便维修与更换。

附图说明

图1为本发明的等轴侧视图；

图2为本发明的骨架单元结构示意图；

图3为本发明的机翼变形后的效果图；

图4为本发明的内加热结构图；

图5为本发明的俯视图；

图6为本发明的有niti记忆合金骨架结构与机身的连接关系示意图；

图7为图6的a处放大图；

图8为本发明的有niti记忆合金骨架结构与机身的连接处主视剖面示意图；

图9为本发明的有niti记忆合金骨架结构表面固定块的俯视剖面示意图；

具体实施方式

为了更好的解释本发明，以便于理解，下面结合附图，通过具体实施方式，对本发明作详细描述。

本发明提供一种基于记忆合金负泊松比单元体的无人机变形翼结构，包括机身5、有niti记忆合金骨架结构3、机翼蒙皮1、内加热系统、隔热层2、智能感知系统和温度传感器；

机身的两侧安装有有niti记忆合金骨架结构3为主体的机翼；

有niti记忆合金骨架结构3的外层包覆有机翼蒙皮1，机翼蒙皮1对内部结构起保护作用；

有niti记忆合金骨架结构3的内部设置有用于对有niti记忆合金骨架结构3加热的内加热系统，内加热系统用于对有niti记忆合金骨架结构3的内部的温度进行控制；

有niti记忆合金骨架结构3的内部设置有方便测试其温度的温度传感器，温度传感器用于方便检测有niti记忆合金骨架结构3的内部的温度；

温度传感器的信号通过电信号传输到智能感知系统，智能感知系统对内加热系统起控制作用；

有niti记忆合金骨架结构3与内加热系统的夹层设置隔热层2，隔热层2起隔热作用；

有记忆合金负泊松比单元体骨架结构为ni50.9ti49.1形状记忆合金负泊松比单元体的变形翼结构；

所述复合材料的原材料包括ti粉、ni粉ti粉为49.1wt.％、ni粉为50.9wt.％；传统的镍钛合金制备过程中,由于成分偏析、杂质等因素的影响,使得合金成分不均匀,影响合金的塑形成型、合金致密度等组织性能，打印出来的样件形状记忆效果并不理想。我们所采用的材料ni50.9ti49.1经过其他人的研究以及试验验证得到，其形状记忆效果相对较好，在对此结构进行压缩回复实验时，回复效果最高可达75％左右。打印出来的成品样件致密性高，抗疲劳强度良好。

有niti记忆合金骨架结构采用负泊松比的全覆盖式的骨架，有记忆合金负泊松比单元体骨架结构通过增材制造的方法制成，所采用的骨架结构传统的机翼骨架不同，并非采用桁架式的梁结构，而是采用负泊松比的全覆盖式的骨架，负泊松比试件在出现初始损伤时可以承受比正泊松比试件更高的荷载并且在试件最终失效时可以吸收更多的能量，并且脱层损伤被限制在相对小的局部区域，大大减少了试件需要修复的区域。因此相对于传统铺设方式的正泊松比复合材料在航空工业领域的应用限制而言，负泊松比复合材料具有明显的优势。不仅达到了轻量化的目的，也提高了机翼承载性能。

有niti记忆合金骨架结构3与机身5的两侧安装处设置有机翼安装结构，方便机翼与机身5的安装配合。

具体的，机翼安装结构包括插接块6和插接槽14，机身5的插接块6插入机翼的插接槽14，内进行机身5与机翼的配合安装；

插接槽14的内侧设置有第二导电体16；

机身5的外壁左右两侧前后两端均安装有方便机翼安装的的插接块6；

左右两片有niti记忆合金骨架结构3的内侧开设有前后设置的方便插接块6伸入的插接槽14；

插接块6的内侧开设有卡槽7，卡槽7方便与后面介绍的卡块12配合插接；

插接块6的外侧安装有与第二导电体16接触后使有niti记忆合金骨架结构3与机身5形成电路连接的第一导电体8，第一导电体8与第二导电体16用于方便机翼的通电；

前后两个插接槽14的内侧设置有用于机翼安装的卡接结构。

进一步，卡接结构包括支撑板9，支撑板9对顶部机构起支撑作用；

支撑板9的顶端通过轴承轴接有转板10，转板10可以相对支撑板9转动；

支撑板9的左右两侧内壁均固定连接有导向杆11，导向杆11对卡块12的运动起导向作用；

导向杆11的外壁前后两侧均套接有与卡槽7相插接配合的卡块12，当卡块12进入卡槽7后，实现机身5与机翼的连接；

卡块12的内侧顶端中心位置均轴接有推杆13的一端；

推杆13的另一端分别与转板10的顶端左右两端外壁相轴接，转板10转动通过推杆13带动前后两个卡块12插入卡槽7；

转板10的中心位置固定连接有方便带动转板10转动的转杆15，转杆15带动转板10转动；

转杆15的顶端贯穿有niti记忆合金骨架结构3设置有用于转动转杆的转盘17；

转盘17的侧壁开设有凹槽18；

凹槽18的内侧接触有对转盘17卡接的伸缩机构。

进一步，伸缩机构包括固定块19，固定块19用于支撑其内部装置；

固定块19的底端与有niti记忆合金骨架结构3固定连接；

固定块19的内腔插接有横杆20；

横杆20的外侧设置有拉柄21，拉柄21用于拉动横杆20；

横杆20的内侧设置有凸块23；

凸块23与凹槽18相嵌接，凸块23进入凹槽18对转盘17进行固定；

横杆20的外壁套接有弹簧22；

弹簧22的一端与固定块19的内壁相抵，且其另一端与凸块23的内壁相抵。

进一步，有niti记忆合金骨架结构的内腔设置有电热凹槽；

内加热系统通过电热凹槽的嵌接在有niti记忆合金骨架结构的内部；

内加热系统为电热丝4；

凹槽周边材料选用cu-al-ni合金，cu-al-ni合金是一种可以与变形材料很好的配合的材料

进一步，转盘17的侧壁开设的凹槽18数量为偶数，且均匀对称分布在转盘17的侧壁，凸块23与凹槽18固定转盘17。

进一步，转板10为椭圆形转板，转板10用于通过推杆13推动卡块12运动。

进一步，机翼蒙皮为聚醚醚酮柔性高分子聚合物与纤维复合材料整体成型，机翼蒙皮为柔性曲面蒙皮。

进一步，电热凹槽均匀间隙成网状分布在所述有niti记忆合金骨架结构内。

进一步，隔热层材料采用玄武岩纤维或hps静体新型复合保温膏等，隔热性能好，质量轻且不影响形变的材料。

隔热层作用：目前设备及供热线路都应该包敷单层或双层保温层，一方面是减少热介质在输送过程中的散热损失，另一方面保证机翼变形中稳定的温度，以防变形不到位。

本发明的无人机变形翼的单元体骨架，通过使用catia建模软件，先建立其我们需要的负泊松比单元模型，即可重入单元体，如图2；之后对单元体进行排布，做出机翼的形状，并在机翼的骨架中设计电热凹槽，以便嵌入加热丝；最后在机翼骨架外层建立曲面，即柔性机翼蒙皮。最终在计算机中建立起三维模型；

然后使用slm技术对机翼结构进行打印，基于打印机实际打印能力，将骨架结构分成五部分，分别打印后进行组装；通过切片软件对该三维模型进行切片分层，得到各截面的轮廓数据，由轮廓数据生成填充扫描路径，设备将按照这些填充扫描线，控制激光束选区熔化各层的金属粉末材料，逐步堆叠成三维机翼骨架结构。激光束开始扫描前，铺粉装置先把金属粉末平推到成形缸的基板上，激光束再按当前层的填充扫描线，选区熔化基板上的粉末，加工出当前层，然后成形缸下降一个层厚的距离，粉料缸上升一定厚度的距离，铺粉装置再在已加工好的当前层上铺好金属粉末，设备调入下一层轮廓的数据进行加工，如此层层加工，直到骨架结构加工完毕。

工作原理：ni50.9ti49.1合金通过训练获得双程形状记忆效应，先获得单程记忆效应，即实现可以通过温度使机翼骨架变形，机翼自身恢复到可弯曲的极限位置，随后在低于材料马氏体开始相变的温度ms下，对ni50.9ti49.1合金进行回复变形，即机翼保持初始形状，然后加热到马氏体转变为奥氏体的温度as，ni50.9ti49.1合金恢复可弯曲的极限位置状态，即机翼变为适应其运动状态的形状；又降低温度至ms以下，再次变形ni50.9ti49.1合金，使其变为初始状态。通过上述多次反复训练，使ni50.9ti49.1合金得到需要的双程记忆效应，从而实现通过温度变化来控制机翼的变形的功能，并且当需要对机翼进行安装时，首先将机翼的插接槽14与机身5侧面的插接块6对准，将插接块6插入插接槽14的内腔，此时通过拉柄21向外侧拉动横杆20,横杆20带动凸块23脱离转盘17侧壁的凹槽18后，逆时针转动转盘17，此时转盘17带动转杆15逆时针转动，转杆15带动转板10逆时针转动，转板10通过推杆13将推杆12推入卡槽7，当卡块12完全进入卡槽7后，停止转动转盘17，松开拉柄21，此时弹簧22复位将凸块23再次推入凹槽18完成机翼的安装。

以上结合具体实施例描述了本发明的技术原理，这些描述只是为了解释本发明的原理，不能以任何方式解释为对本发明保护范围的限制。基于此处解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本发明的其它具体实施方式，这些方式都将落入本发明的保护范围之内。