基于层级压电堆叠驱动的自适应变弯度机翼后缘的制作方法

本发明涉及飞行器机翼设计领域，具体涉及基于层级压电堆叠驱动的自适应变弯度机翼后缘。

背景技术：

机动性作为飞行器的重要指标，对飞行器的综合性能尤为重要。高效、灵活并且安全地执行多样的飞行任务，严重依赖飞行器机翼的良好设计。在飞行中实时地调整机翼外形，能够改善机翼的气动性能，这些操作包括改变机翼后掠角、机翼翼展、机翼弯度等等。

“变形机翼”的发展已经经历了100多年，控制面从早期的可变形操纵面发展为普遍使用的前、后缘翼襟等舵面。目前“变形机翼”设计主要分为两种，第一种变形包括变弦长和变后掠角等，即平面内变形。另一种变形包括变弦向弯度、变展向弯度、变机翼扭转角等，即平面外变形。其中，由于改变机翼后缘弯度对整体影响小同时对气动性能增强具有显著作用而被广泛研究。在机翼后缘变弯度的研究中，从系统的刚性结构到柔性结构，从常规材料到功能新型材料都有许多成果。在现有传统变弯度设计中，多采用铰链结构，这种设计既增加了飞机的重量，而且容易发生疲劳破坏。在现代的变形机翼设计中，人们从自然界得到启发提出了自适应机翼，利用智能材料及其衍生产品，综合多学科的交叉技术，设计出了实时控制变形的机翼后缘。现有基于新型功能材料的设计中，可变后缘采用大范围直线输出，带动后缘的下表面直线运动，从而通过弹性协调变形实现后缘偏转，然而这种方法在工程实际中的单点输出很难实现。

技术实现要素：

本发明针对目前可变后缘设计中如何实现大范围偏转和对负载的支撑这两个技术难点，在不增加结构重量及复杂度的前提下，提出了一种基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘，由驱动单元提供位移输入，通过整体结构弹性变形的方式实现偏转角度的输出。本发明通过层级驱动结构实现了微输入压电驱动器对后缘的大幅偏转，通过刚度与柔度的良好协调实现了在荷载下的需求偏转输出。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘，包括弧形可变弯度上翼肋、协调变形直线下翼肋8和驱动构件；所述弧形可变弯度上翼肋包括头部结构单元1、中间变形单元和尾部变形单元4，头部结构单元1为带凸缘矩形结构，中间变形单元包括多级变形构件，每一级变形构件为上部弧形3、下部带凸缘矩形7的组合结构，尾部变形单元4为弧形取代斜边的斜边弧线直角三角形结构，所述头部结构单元1、中间变形单元之间以及与尾部变形单元4之间通过柔性铰链2依次连接组成弧形可变弯度上翼肋；所述协调变形直线下翼肋8位于弧形可变弯度上翼肋的底部，并与尾部变形单元4一直角边水平连接，与弧形可变弯度上翼肋作为一整体组成机翼后缘结构框架；所述驱动构件包括多级驱动单元6，每一级驱动单元位于柔性铰链2下方，由上一节变形单元或头部结构单元的下部凸缘与下一节变形单元的上部凸缘作为接触面，以与水平线逆时针方向呈预设角度置于弧形可变弯度上翼肋各级变形单元之间。

所述预设角度为45°。

所述尾部变形单元4的弧线斜边直角三角形结构，其内部挖去多余质量，仅保留一定宽度的框架和一根翼梁9用于保证结构足够的刚度，在实现弹性变形的同时尾部变形单元4的后缘尖端5能够承受足够的荷载；所述翼梁9宽2mm，与水平线逆时针方向成锐角60-80°以内。

所述驱动单元6由压电堆叠和位移放大构件组成，所述压电堆叠长95mm，无负载时100v电压可输出最大位移300um；所述位移放大构件，原菱形四个角处通过直边连接，以便内部安装压电堆叠及整体置于层级变形单元之间，压电堆叠位于位移放大构件长对角边之间，且放大构件长对角边与弧形可变弯度上翼肋接触；位移放大构件四条连接直边中，短对边距离25mm，长对边距离95mm，框架结构厚度2.5mm，边宽5mm。

所述柔性铰链2为圆弧切割形成的圆弧形柔性铰链，其切割半径4mm，最小厚度9mm，铰链宽度2mm；所述柔性铰链2能够最大化利用驱动构件的位移输出，同时保证结构具有足够的刚度。

分级式驱动构件推动弧形可变弯度上翼肋发生弯曲变形，尾部变形单元4拉动协调变形直线下翼肋8发生协调变形，实现整个机翼后缘的偏转角度输出；对于具有三级变形单元、三级驱动单元的机翼后缘，无输入时框架结构长266mm，高70mm，厚2mm，材料为7050铝，后缘尖端5受1kg竖直向下的荷载时，仅第一级驱动输入x＝y＝500um，能使负荷处发生竖直向上位移14.9mm，整体结构偏转角度5.2°；当第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um时，发生竖直向上位移19.9mm，整体结构偏转角度6.7°；当第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um、第三级驱动输入x＝y＝350um时，发生竖直向上位移22.4mm，整体结构偏转角度8.3°。

有益效果：

本发明基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘与同类现有设计相比，具有结构简单、质量轻，研制成本低等优点。本发明技术方案可以提高飞行器的气动性能，提高飞行器的灵活性、机动性，降低油耗。本发明避免了传统设计的机械铰链结构，设计高效简介，无噪音、振动等负面效应。本发明在传统直线输出的基础上，创新性地使用分级式驱动，使结构既能输出大幅偏转又能承受额定荷载。

附图说明

图1是本发明基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘结构示意图。

图2是基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘中驱动单元结构示意图。

图3是第一级驱动输入x＝y＝500um时的结构变形示意图。

图4是第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um时的结构变形示意图。

图5是第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um、第三级驱动输入x＝y＝350um时的结构变形示意图。

具体实施方式

以下结合附图及具体实施例，对本发明作进一步的详细描述。

如图1所示，本发明基于层级压电堆驱动的自适应变弯度机翼后缘，包括弧形可变弯度上翼肋、协调变形直线下翼肋8和驱动构件；所述弧形可变弯度上翼肋包括头部结构单元1、中间变形单元和尾部变形单元4，头部结构单元1为带凸缘矩形结构，中间变形单元包括多级变形构件，每一级变形构件为上部弧形3、下部带凸缘矩形7的组合结构，尾部变形单元4为弧形取代斜边的斜边弧线直角三角形结构，所述头部结构单元1、中间变形单元之间以及与尾部变形单元4之间通过柔性铰链2依次连接组成弧形可变弯度上翼肋；所述协调变形直线下翼肋8位于弧形可变弯度上翼肋的底部，并与尾部变形单元4一直角边水平连接，与弧形可变弯度上翼肋作为一整体组成机翼后缘结构框架；所述驱动构件包括多级驱动单元6，每一级驱动单元位于柔性铰链2下方，由上一节变形单元或头部结构单元的下部凸缘与下一节变形单元的上部凸缘作为接触面，以与水平线逆时针方向呈45°置于弧形可变弯度上翼肋各级变形单元之间。

如图1所示，作为本发明的优选实施方式，所述尾部变形单元4的弧线斜边直角三角形结构，其内部挖去多余质量，仅保留一定宽度的框架和一根翼梁9用于保证结构足够的刚度，在实现整体弹性变形的同时尾部变形单元4的后缘尖端5可以承受足够的荷载。所述翼梁9宽2mm，与水平线逆时针方向成锐角60-80°以内。

如图2所示，作为本发明的优选实施方式，所述驱动单元6由压电堆叠和位移放大构件制成。所述压电堆叠长95mm，无负载时100v电压可输出最大位移300um。所述位移放大构件，原菱形四个角处通过直边连接，以便内部安装压电堆叠及整体置于层级变形单元之间，压电堆叠位于位移放大构件长对角边之间，且放大构件长对角边与弧形可变弯度上翼肋接触。位移放大构件四条连接直边中，短对边距离25mm，长对边距离95mm，框架结构厚度2.5mm，边宽5mm。

作为本发明的优选实施方式，所述柔性铰链2为圆弧切割形成的圆弧形柔性铰链，其切割半径4mm，最小厚度9mm，铰链宽度2mm。所述柔性铰链2能够最大化利用驱动构件的位移输出，同时保证结构具有足够的刚度。

如图1、图3、图4、图5所示，分级式驱动构件推动弧形可变弯度上翼肋发生弯曲变形，尾部变形单元4拉动协调变形直线下翼肋8发生协调变形，实现整个机翼后缘的偏转角度输出。对于具有三级变形单元、三级驱动单元的机翼后缘，无输入时框架结构长266mm，高70mm，厚2mm，材料为7050铝，此机翼后缘尖端5受1kg竖直向下的荷载时，仅第一级驱动输入x＝y＝500um，可使负荷处发生竖直向上位移14.9mm，整体结构偏转角度5.2°；当第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um时，发生竖直向上位移19.9mm，整体结构偏转角度6.7°；当第一级驱动输入x＝y＝500um、第二级驱动输入x＝y＝350um、第三级驱动输入x＝y＝350um时，发生竖直向上位移22.4mm，整体结构偏转角度8.3°。

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