一种用于飞机机翼的变弯度双模式后缘舵面结构及方法

本发明属于航空工业和飞行器结构设计，涉及飞机机翼的后缘舵面结构，具体是一种用于飞机机翼的变弯度双模式后缘舵面结构及方法，该舵面可以作为传统操纵舵面使用，实现后缘大角度偏转控制，也可以作为变弯度舵面，实现后缘小角度翼型弯度变化。

背景技术：

1、在现代航空工业中，飞机在飞行过程中，需要通过操纵舵面进行控制改变飞行器的姿态。舵面是安装在飞行器机翼、尾翼或垂尾上的可动部件，通过改变舵面的偏转角度，可以改变流过舵面的气流方向，从而产生控制力矩，实现飞行器的姿态控制。舵面作为飞机主要的飞行控制部件，其设计和性能直接影响到飞行器的操控性、稳定性和气动效率。

2、传统舵面一般为刚性蜂窝蒙皮结构，其主要优点是具有较好的结构强度和刚性。然而，这种设计也存在着显著的局限性。在飞行过程中，尤其是在进行复杂机动或应对突发气流变化时，传统舵面的固定弯度限制了其调整能力，不能根据飞行状态自适应调整翼型，达到最佳的气动外形。此外，传统舵面在偏转过程中，舵面与机翼连接的部位会产生缝隙，不仅影响整体气动性能，同时也是不可忽视的噪声源和雷达散射区域，对飞行器的隐身性能和环境适应性产生不利影响。而且这些缝隙在高速飞行或恶劣气候条件下可能导致结构损伤或功能失效，进一步影响飞行器的安全性和可靠性。同时，传统舵面的偏转角度受到结构和机械限制，不能实现大范围的偏转，从而限制了飞行器的操纵性能和飞行包线。

3、为了克服传统舵面的上述缺陷，变弯度舵面结构的提出为提高飞机的气动性能和飞行效率提供了新的可能性。变弯度舵面通过允许舵面弯度的动态调整，可以在不同飞行阶段自适应地优化舵面形状，以适应当前的气动需求，从而提高飞行器的气动效率和操控性能。

4、尽管变弯度舵面具有诸多优点，但现有变弯度舵面结构在实际应用中仍面临着一些技术挑战和问题。例如，如何设计能够实现精确、可靠且高效的弯度调整机制，以及如何在保证结构强度和刚性的同时实现舵面的灵活变形，都是当前变弯度舵面技术需要解决的关键问题。此外，舵面的变弯度调整系统可能会增加飞行器的重量和复杂度，对飞行器的整体性能和成本产生影响。

5、综上所述，针对传统变弯度后缘舵面只能够整体偏转、连接处存在缝隙的情况，开发一种能够实现变弯度的双模式舵面结构，既能够在不同的飞行状态下，自适应地调整翼型，达到最佳的气动外形，又能够消除或减小舵面与机翼连接处的缝隙，降低噪声和雷达散射，提高飞行器的隐身性能和环境适应性，是亟待解决的技术问题。这种新型舵面结构不仅能提高飞机的气动效率和操控性，还能通过后缘高频运动实现阵风减缓功能，在飞机机翼后缘结构设计领域具有重要的应用价值和广阔的发展前景。

技术实现思路

1、(一)发明目的

2、本发明的目的是设计一种应用于飞机机翼的变弯度后缘舵面结构，针对现有技术中传统后缘舵面只能够整体偏转、连接处存在缝隙从而导致气动性能降低、噪声增加以及雷达散射区域扩大等问题，提出了一种可以实现整体偏转控制和变弯度控制两种模式的变弯度后缘舵面结构及方法，该舵面外形光滑连续，能够在不同气动情况下达到最佳的气动外形，也能通过后缘高频运动实现阵风减缓的功能，在飞机机翼后缘结构设计领域具有重要的应用价值。本发明的思想是将机翼舵面分为两部分，通过齿轮对驱动变弯度基座，满足大偏转角度和高驱动载荷的要求，变弯度结构固定在基座上，偏心轮驱动结构整周运动实现高频偏转。该后缘舵面属于双自由度系统，可以实现大范围变形需求。本发明设计的变弯度后缘舵面，具有整体偏转模式和变弯度偏转模式两个独立控制的模式。变弯度偏转采用多连杆变形机构和偏心轮驱动机构，偏心轮机构可以整周运动实现后缘尖端的快速偏转；整体偏转模式采用齿轮对驱动变弯度机构基座，实现舵面的大角度控制，变弯度机构基座与蒙皮之间无缝连接，整体后缘具有光滑无缝，且适应不同飞行工况的优点。

3、(二)技术方案

4、为实现该发明目的，解决其技术问题，本发明采用如下技术方案：

5、本发明的第1个发明目的在于提供一种用于飞机机翼的变弯度双模式后缘舵面结构，至少包括一翼盒、一整体偏转部和一变弯度偏转部，其中，

6、--所述翼盒形成为所述舵面结构的主体框架，用于固定和支撑所述整体偏转部和变弯度偏转部，具有沿其长度方向延伸的x轴方向、沿其宽度方向延伸的y轴方向以及沿其高度方向延伸的z轴方向，至少包括一位于x轴方向一侧的前端板、位于y轴方向的左右两侧板以及位于z轴方向的上下两刚性蒙皮，所述前端板、左右两侧板及上下两刚性蒙皮之间固定连接并整体形成为一前端封闭、后端开口的腔体结构；

7、--所述整体偏转部用于实现后缘舵面的整体偏转，并至少包括一第一伺服驱动电机、一驱动齿轮和一变弯度基座，其中，

8、所述第一伺服驱动电机固定设置在所述翼盒的内腔中并在z轴方向上临近翼盒的后端开口布置，所述驱动齿轮传动连接于所述第一伺服驱动电机，

9、所述变弯度基座在z轴方向上布置在所述翼盒的后端开口处，并至少包括一沿y轴方向延伸的回转体，所述回转体的y轴方向的左右两端分别设有一沿y轴方向延伸的短轴，所述回转体通过其左右两端设置的短轴以可转动方式设置在所述翼盒的左右两侧板上，并且所述回转体的x轴方向的前端壁面中心处设有一扇形齿轮，所述扇形齿轮啮合于所述驱动齿轮并在所述驱动齿轮的驱动下带动所述回转体绕沿y轴方向延伸的短轴上下偏转，并且所述回转体的x轴方向的后端壁面上设有在y轴方向呈相对布置的两外侧支撑耳板以及两内侧支撑耳板，两所述外侧支撑耳板在y轴方向分别位于两所述内侧支撑耳板的外侧；

10、--所述变弯度偏转部用于实现后缘舵面的变弯度偏转，整体设置在所述整体偏转部上并至少包括一多连杆偏心驱动机构以及沿x轴方向依次布置的两第一翼肋侧板、两第二翼肋侧板以及两第三翼肋侧板，其中，

11、所述两第一翼肋侧板、两第二翼肋侧板以及两第三翼肋侧板在y轴方向均以镜像方式相对布置，且两所述第一翼肋侧板的前端均通过销轴以可自由转动方式连接在所述回转体的两外侧支撑耳板上，两所述第二翼肋侧板的前端均通过销轴以可自由转动方式对应连接在两所述第一翼肋侧板的后端，两所述第三翼肋侧板的前端均通过销轴以可自由转动方式对应连接在两所述第二翼肋侧板的后端，两所述第三翼肋侧板的后端之间通过一沿y轴方向延伸的条形长桁固定连接，

12、所述多连杆偏心驱动机构至少包括一第二伺服驱动电机、一偏心驱动轮、一偏心驱动杆、两第一连杆、两第二连杆，其中，

13、所述第二伺服驱动电机固定设置在所述回转体的外侧支撑耳板上，

14、所述偏心驱动轮以可转动方式设置在所述回转体的外侧支撑耳板上，并与所述第二伺服驱动电机传动连接，

15、所述偏心驱动杆的一端枢转连接于所述偏心驱动轮、另一端枢转连接于一所述第二翼肋侧板的前端，

16、所述两第一连杆、两第二连杆均以在y轴方向上相互的镜像方式相对布置，其中，两所述第一连杆的一端分别枢转连接于所述回转体的两内侧支撑耳板上、另一端端分别枢转连接于两所述第二翼肋侧板的前端，两所述第二连杆的一端分别枢转连接于两所述第一翼肋侧板的后端、另一端端分别枢转连接于两所述第三翼肋侧板的前端。

17、本发明优选的实例中，所述翼盒的后端开口的上下两侧分别固定设有一沿y轴方向延伸的条形长桁，所述回转体的z轴方向上下两壁面上分别设有一沿y轴方向延伸的条形柔性蒙皮，每一所述柔性蒙皮在x轴方向上的一端与所述翼盒的条形长桁固定连接、另一端与所述回转体固定连接，所述柔性蒙皮在所述回转体的偏转过程中产生柔性变形，以实现后缘舵面在整体偏转时通过所述柔性蒙皮保持所述翼盒与回转体之间的密封连接，并保持舵面后缘的连续性，消除偏转过程中的缝隙。

18、本发明优选的实例中，两所述第一翼肋侧板的上端表面之间以及下端表面之间、两所述第二翼肋侧板的上端表面之间以及下端表面之间、两所述第三翼肋侧板的上端表面之间以及下端表面之间均设有一刚性蒙皮，所述第一翼肋侧板上下两侧的刚性蒙皮的前端与回转体的上下两壁面之间分别设有一柔性蒙皮，所述第二翼肋侧板上下两侧的刚性蒙皮的前端与第一翼肋侧板上下两侧的刚性蒙皮的后端之间分别设有一柔性蒙皮，所述第三翼肋侧板上下两侧的刚性蒙皮的前端与第二翼肋侧板上下两侧的刚性蒙皮的后端之间分别设有一柔性蒙皮，以实现后缘舵面在变弯度偏转时通过各柔性蒙皮保持上下表面的气动外形连续以及结构密封，消除偏转过程中的缝隙。

19、本发明优选的实例中，在整体偏转控制模式下，关闭所述第二伺服驱动电机，使得所述变弯度偏转部中各翼肋侧板之间以及与所述整体偏转部的回转体之间的相对位置保持不变，同时启动所述第一伺服驱动电机，所述第一伺服驱动电机通过相互啮合的驱动齿轮及扇形齿轮带动所述回转体绕沿y轴方向延伸的短轴旋转，继而带动所述整体偏转部和变弯度偏转部的整体偏转，且所述回转体向上旋转时，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向上偏转，所述回转体向下旋转时，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向下偏转。

20、本发明优选的实例中，在变弯度控制模式下，关闭所述第一伺服驱动电机，使得所述整体偏转部相对于所述翼盒的位置保持不变，同时启动所述第二伺服驱动电机，所述第二伺服驱动电机带动所述偏心驱动轮并通过所述偏心驱动杆、第一连杆及第二连杆带动所述第一翼肋侧板、第二翼肋侧板以及第三翼肋侧板相互偏转，实现所述变弯度偏转部相对于所述整体偏转部进行局部弯度调节。

21、本发明进一步优选的实例中，所述第二伺服驱动电机带动所述偏心驱动轮持续做整周运动时，所述第二伺服驱动电机通过所述偏心驱动轮、偏心驱动杆、第一连杆及第二连杆带动所述第一翼肋侧板、第二翼肋侧板以及第三翼肋侧板持续偏转，实现所述变弯度偏转部的高频振动以用于阵风减缓控制。

22、本发明进一步优选的实例中，在整体偏转+变弯度控制模式下，同时启动所述第一伺服驱动电机和第二伺服驱动电机，在所述第一伺服驱动电机的驱动下，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向上偏转或向下偏转，在所述第二伺服驱动电机的驱动下，所述变弯度偏转部相对于所述整体偏转部进行局部弯度调节或高频振动以用于阵风减缓控制。

23、本发明的第2个发明目的在于提供一种飞机机翼后缘舵面的弯度控制方法，基于本发明的上述用于飞机机翼的变弯度双模式后缘舵面结构，其中，所述方法在进行实施时包括整体偏转控制模式操作步骤、变弯度控制模式或整体偏转+变弯度控制模式操作步骤，

24、在进行后缘舵面的整体偏转控制模式的操作时，关闭所述第二伺服驱动电机，使得所述变弯度偏转部中各翼肋侧板之间以及与所述整体偏转部的回转体之间的相对位置保持不变，同时启动所述第一伺服驱动电机，所述第一伺服驱动电机通过相互啮合的驱动齿轮及扇形齿轮带动所述回转体绕沿y轴方向延伸的短轴旋转，继而带动所述整体偏转部和变弯度偏转部的整体偏转；

25、在进行后缘舵面的变弯度控制模式的操作时，关闭所述第一伺服驱动电机，使得所述整体偏转部相对于所述翼盒的位置保持不变，同时启动所述第二伺服驱动电机，所述第二伺服驱动电机带动所述偏心驱动轮并通过所述偏心驱动杆、第一连杆及第二连杆带动所述第一翼肋侧板、第二翼肋侧板以及第三翼肋侧板相互偏转；

26、在进行后缘舵面的整体偏转+变弯度控制模式的操作时，同时启动所述第一伺服驱动电机和第二伺服驱动电机，在所述第一伺服驱动电机的驱动下，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向上偏转或向下偏转，在所述第二伺服驱动电机的驱动下，所述变弯度偏转部相对于所述整体偏转部进行局部弯度调节或高频振动以用于阵风减缓控制。

27、本发明进一步优选的实例中，在进行后缘舵面的整体偏转控制模式的操作时，所述第一伺服驱动电机按照控制指令带动所述回转体向上旋转时，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向上偏转；所述第一伺服驱动电机按照控制指令带动所述回转体向下旋转时，所述整体偏转部和变弯度偏转部相对于所述翼盒整体向下偏转。

28、本发明进一步优选的实例中，在进行后缘舵面的变弯度控制模式的操作时，所述第二伺服驱动电机带动所述偏心驱动轮旋转预设角度时，实现所述变弯度偏转部相对于所述整体偏转部的局部弯度调节；所述第二伺服驱动电机带动所述偏心驱动轮持续做整周运动时，所述第二伺服驱动电机通过所述偏心驱动轮、偏心驱动杆、第一连杆及第二连杆带动所述第一翼肋侧板、第二翼肋侧板以及第三翼肋侧板持续偏转，实现所述变弯度偏转部的高频振动以用于阵风减缓控制。

29、(三)技术效果

30、同现有技术相比，本发明的用于飞机机翼的变弯度双模式后缘舵面结构及方法，具有以下有益且显著的技术效果：

31、(1)本发明的用于飞机机翼的变弯度后缘舵面结构，通过引入两个独立但协同工作的控制自由度，对应整体偏转和变弯度偏转两种模式，可以实现后缘舵面的整体大角度偏转功能，也可以实现翼型弯度的控制，以优化气动性能和应对复杂的飞行环境。这种设计不仅克服了传统舵面在大范围调整和微调方面的局限，还为飞机机翼提供了更为高效和精确的空中操控能力。

32、(2)本发明的用于飞机机翼的变弯度后缘舵面结构，在变弯度偏转模式下通过偏心轮的整周运动，实现机翼后缘变弯度部分的高频振动，可用于阵风减缓控制或其他气流不稳定性引起的飞行器震动，从而提高飞行平稳性和安全性。这一点对于在复杂气象条件下执行任务的飞机机翼尤为重要，能够显著减少因气流不稳定而带来的风险。

33、(3)本发明的用于飞机机翼的变弯度后缘舵面结构，变弯度舵面整体偏转时通过柔性蒙皮实现后缘外形连续与结构密封，消除偏转过程中的缝隙，从而降低了噪声和雷达散射，提高了飞行器的隐身性和环境适应性。在变弯度舵面变弯度偏转时，通过柔性的橡胶蒙皮连接了两侧的金属蒙皮，实现了翼型弯度变化时上下表面外形的连续性和结构的密封性，从而保证了变弯度舵面的强度和刚度，避免了结构的损伤和失效。

34、(4)本发明的用于飞机机翼的变弯度后缘舵面结构，变弯度舵面两种模式可以独立控制，也可以联合控制，相互耦合实现更好的变弯度控制效果。这种灵活的控制机制进一步拓展了飞机机翼的飞行能力和应用范围，使其能够在更为广泛的场景中发挥作用，如在复杂地形的侦察、精确的气象数据采集以及紧急情况下的快速响应等。