一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构及其设计方法与流程

本发明涉及但不限于飞行器机翼后缘结构襟翼、缝翼，尤指一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构及其设计方法。

背景技术：

1、“变弯度后缘”是基于传统后缘襟翼和缝翼提出的一种可变形飞行器结构。

2、常规的商用飞机飞行任务较为标准，但随着燃油消耗导致重量改变，使机翼的实时最优外形不断发生变化，与初始机翼外形相差较大。

3、目前用于操纵机翼变形的传统舵面例如分离式襟副翼，通常是针对某种特定的飞行状态进行设计的，在该特点飞行状态下能表现出较好的性能，而在其他飞行状态下往往气动性能有所下降，因此难以保证机翼在整个飞行包线内实时气动效率最优。

技术实现思路

1、本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构及其设计方法，以解决现有用于操纵机翼变形的传统舵面，为针对特定飞行状态所设计的，难以保证机翼在整个飞行包线内实时气动效率最优的问题。

2、本发明的技术方案：本发明实施例提供一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构，包括：由多个变弯度机翼后缘盒段形成的变弯度机翼后缘结构，每个变弯度机翼后缘盒段分别包括：后梁3，固定连接在后梁3上的多节转动变弯度翼肋组件及其驱动装置；

3、其中，所述驱动装置包括2套旋转电机4和2套驱动机构2，2套旋转电机4固定安装在后梁3上，每个驱动机构2的输入端与对应侧的旋转电机4通过驱动轴连接，输出端与多节转动变弯度翼肋组件连接；

4、所述多节转动变弯度翼肋组件包括对称设置的2侧多级变弯度翼肋连杆机构1，以及固定连接在2侧多级变弯度翼肋连杆机构1之间的多根加强桁条5；其中，每侧多级变弯度翼肋连杆机构1分别包括依次铰接的多级翼肋组块，位于前端的固定组块11固定安装在后梁3一侧，且固定组块11与其中一个变形组块之间通过驱动杆17连接，驱动杆17位于固定组块11外侧的一端与对应侧的驱动机构2的输出端滑动连接；

5、每个变弯度机翼后缘盒段，用于通过旋转电机4的旋转运动提供动力，通过驱动机构2将旋转电机4的旋转运动传递至驱动杆17上，并通过驱动杆17带动固定组块11后端的多级翼肋组块随动变形，以实现本变弯度机翼后缘盒的目标变形要求。

6、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，

7、所述多级变弯度翼肋连杆机构1，具体包括：驱动杆17，以及依次铰接的固定组块11、第一变形组块12、第二变形组块13和第三变形组块14；

8、所述多节转动变弯度翼肋组件中，2侧对称设置的多级变弯度翼肋连杆机构1中，2侧对称设置的多级翼肋组块之间固定连接有多根加强桁条5；

9、所述驱动杆17位于固定组块11外侧的一端与对应驱动机构2的输出端连接，驱动杆17的另一端与变形组块13固定连接。

10、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，所述多级变弯度翼肋连杆机构1，还包括：第一连杆15、第二连杆16，以及驱动固定块18；

11、所述第一连杆15的两端分别与固定组块11和变形组块13铰接，第二连杆16的两端分别与变形组块2和变形组块4铰接；

12、所述驱动固定块18固定连接在变形组块13外侧，驱动杆17的另一端具体与驱动固定块18固定连接，使得驱动杆17通过驱动固定块18与变形组块13连接。

13、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，每套变弯度机翼后缘盒段中，

14、其中1套旋转电机4和对应连接的1套驱动机构2，与其中一侧多级变弯度翼肋连杆机构1中的驱动杆17滑动连接，用于驱动本侧多级变弯度翼肋连杆机构1进行后缘弯度变化；

15、所述驱动杆17位于固定组块11外侧的一端上开设有沿杆轴方向的长条形滑槽，固定组块11上沿垂向开设有腰形通孔，驱动机构2的输出端从内侧穿过固定组块11上的腰形通孔后，输出端的滑块置于驱动杆17的滑槽内，沿驱动杆17的滑槽滑动。

16、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，

17、每套驱动机构2包括：第一伞齿轮21、第二伞齿轮22、丝杠23、滑块组件24；

18、其中，第一伞齿轮21与旋转电机4的驱动轴固定连接，其伞齿部与第二伞齿轮22的伞齿部以垂直方向啮合，丝杠23穿过第二伞齿轮22中心轴并固定连接，滑块组件24的一端端头套设在丝杠23上并通过滚转螺母与丝杠23连接，端头一侧连接有垂直于丝杠23的杆体，该杆体作为驱动机构2的输出轴，滑块组件24的杆体从内侧穿过对应侧固定组块11上的腰形通孔后，通过杆端的滑块与驱动杆17的滑槽滑动连接；。

19、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，每套驱动机构2还包括：电机固定块25、上端丝杠固定块26和下端丝杠固定块27；

20、其中，所述旋转电机4通过电机固定块25固定连接在对应侧固定组块11的内侧，丝杠23的顶端通过上端丝杠固定块26与对应侧的固定组块11固定连接，丝杠23的底端通过下端丝杠固定块27与对应侧的固定组块11固定连接。

21、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，

22、每侧多级变弯度翼肋连杆机构1与对应的1套旋转电机4和驱动机构2的驱动形式为：

23、通过旋转电机4的旋转运动提供动力，驱动机构2通过一副伞齿轮将旋转电机4的旋转运动传递至滚珠丝杠副的丝杠23，由丝杠23旋转带动滚珠螺母与之相连滑块组件24沿丝杠23轴向上下运动，从而通过滑块组件24的杆体带动驱动杆17的一端上下运动。

24、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，

25、在滑块组件24通过其杆体带动驱动杆17的一端上下运动的过程中，滑块组件24的杆体端部的滑块在驱动杆17的滑槽内滑动，使得驱动杆17与滑块组件24连接的端部形成弧形运动轨迹，从而带动各个变形组块通过多级变弯度翼肋连杆机构1的级联形式实现变形，并形成相应的目标变形。

26、可选地，如上所述的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构中，

27、所述变弯度机翼后缘结构，用于通过控制每个变弯度机翼后缘盒段形成相同角度的目标变形，还用于通过控制多个变弯度机翼后缘盒段差动变形，以实现对后缘结构沿展向扭转。

28、本发明实施例还提供一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构的设计方法，所述设计方法用于设计变弯度机翼后缘结构中的变弯度机翼后缘盒段的结构，包括：

29、步骤1，基于机翼后缘初始外形，根据机翼气动性能要求，通过气动优化设计出机翼后缘的最优目标变形；

30、步骤2，建立变弯度机翼后缘结构中多级变弯度翼肋连杆机构1的参数化等效模型，基于后缘气动外形所确定的设计空间内，以实现光滑连续的目标变形为优化目标，对多级变弯度翼肋连杆机构1中铰点位置、连杆长度这些模型参数进行优化设计；

31、步骤3，根据步骤2优化得到的多级变弯度翼肋连杆机构1的结构，分析该多级变弯度翼肋连杆机构1的运动轨迹，并将其运动轨迹作为驱动机构的设计输入，建立基于伞齿轮和滚珠丝杠的驱动机构的设计方案，并对伞齿轮规格、丝杠长度及螺纹规格、驱动杆滑槽长度这些结构参数进行设计优化；

32、步骤4，以步骤2设计得到的多级变弯度翼肋连杆机构1和步骤3设计得到的驱动机构的设计结果作为输入，进行变弯度机翼后缘盒段整体结构的械设计，在设计过程中考虑翼肋中变形组块之间、连接件与变形组块之间、驱动机构与变形组块之间的干涉情况，并通过运动学仿真，对变弯度机翼后缘盒段的优化设计结果进行变形功能校核；

33、步骤5，设计试验台架，并对变弯度机翼后缘盒段进行测试以确定其变形是否满足目标变形的要求。

34、本发明的有益效果：本发明实施例提供一种基于多节转动的变弯度机翼后缘结构及其设计方法，一方面，与现有的机翼后缘装置相比，本发明实施例中采用技术成熟度高的基于运动铰链的机械式变形结构，具有结构承载能力强、设计方案及选材成熟、结构可靠性高、驱动方式简单高效等优点，能够同时满足光滑连续变形与高气动承载这两种功能要求，且本发明实施例中变形驱动方式更易于与传统飞机驱动系统相结合，工程适用性更强，有利于满足大型民机变弯度后缘结构试飞性需求，从而提高民机飞行效率，降低燃油消耗。另一方面，本发明实施例中与丝杠23配合的滚转螺母构成的驱动机构具有自锁功能，能够使变弯度翼肋锁定在任意变形位置，并且伞齿轮除了传递驱动力之外，还可以起到减速作用。再一方面，本发明实施例提出的变弯度后缘采用无轴结构(指整体后缘与机翼中段连接的采用无轴结构，并非传统的轴连接结构)，且变弯度后缘采用分布式的伺服电机驱动形式，即各个多级变弯度翼肋连杆机构1配备可独立控制的驱动机构2，其最大优势是既可以驱动后缘结构中多个变弯度机翼后缘盒段同步变形，也可以通过驱动多级变弯度翼肋连杆机构1差动变形以实现机翼后缘结构沿展向扭转，使机翼具备载荷控制潜力，本发明实施例可以实现的机翼后缘变形形式为进一步获得更好的气动表现提供了可能。

35、进一步地，采用本发明实施例提供的基于多节转动的变弯度机翼后缘结构的设计方法设计得到的变弯度机翼后缘盒段，可以满足后缘光滑连续变形需求，有效提升了机翼气动性能。