一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，属于大展弦比飞机机翼结构设计领域。所述的装置由主机翼、全动式翼尖、扭转弹性连接轴、锁死机构、阵风检测传感器和调节装置组成。全动式翼尖占机翼展长的10%～20%，通过扭转弹性连接轴和锁死机构与主机翼连接。翼尖上有阵风检测传感器用于检测垂直阵风，由丝杠、丝杠螺母、电机和滑轨组成的调节装置可以对扭转弹性连接轴的位置进行调节，使得本发明的全动式翼尖阵风减缓装置在不同的阵风强度下都有最佳的阵风减缓效果。本发明在满足大展弦比飞机机翼结构基本性能要求的同时，通过主动阵风检测、被动阵风减缓技术，使得机翼具有良好的阵风减缓效果，且重量轻，结构简单。
【专利说明】—种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置
【技术领域】
[0001]本发明属于大展弦比飞机机翼结构设计领域，具体涉及一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置的设计。
【背景技术】
[0002]大展弦比飞机在飞行时常常受到强烈阵风的影响而产生额外的气动力和力矩，产生飞机不希望的附加过载，其中垂直阵风引起的过载影响较大，破坏了所要求的飞行品质，使飞机承受很大的动态结构载荷，不但使得飞机难于操纵，而且机体容易疲劳损坏，同时影响了驾驶员和乘客的舒适度。因此，阵风减缓是飞机设计的重要方面。降低机翼的动响应和附加载荷是阵风减缓的两个主要目标。
[0003]目前，大展弦比飞机普遍采用依赖于主动控制技术的阵风减缓装置。主动控制阵风减缓技术是通过控制飞机机翼上的一些控制面例如襟翼、副翼、扰流片等来实现阵风减缓的。通常是靠偏转升降舵以产生一个俯仰力矩使飞机转动，由俯仰姿态的改变来控制纵向的运动。这种方法会产生延迟，且不能有效抑制阵风产生的过载。因此又出现了采用闭环控制系统的直接升力的控制，即依靠加速度传感器信号偏转附加控制面，以直接升力操作来抑制阵风产生的过载，减缓气动载荷对飞机的影响。
[0004]由于大展弦比机翼在气动载荷的作用下会产生很大的上翘和扭转变形，气动弹性问题比较突出，这就要求大展弦比机翼具有足够大的强度和刚度，使得大展弦比机翼本身就具有较大的重量。对于大展弦比飞机，主动控制系统相对复杂，需要采用机载激光扫描系统，在一定程度上会增加飞行器的重量，影响飞行性能。因此为了提高飞行性能，需要减小起飞重量，大展弦比飞机的阵风减缓装置设计变得更加重要。
【发明内容】
[0005]本发明针对大展弦比飞机采用传统主动控制阵风减缓技术存在许多不足之处这一问题，提出了一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，在满足大展弦比飞机机翼结构基本性能要求的同时，通过主动阵风检测、被动阵风减缓技术，使得机翼具有良好的阵风减缓效果，且重量轻，结构简单。
[0006]本发明提出的适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置由主机翼、全动式翼尖、扭转弹性连接轴、锁死机构、阵风检测传感器和调节装置组成。全动式翼尖占机翼展长的10%?20%，通过扭转弹性连接轴和锁死机构与主机翼连接。翼尖上有阵风检测传感器用于检测垂直阵风，阵风检测传感器通过电缆与锁死机构连接。正常飞行状态下锁死机构闭合，翼尖与主机翼处于锁死状态，形成一个完整的机翼；当阵风检测传感器检测到垂直阵风时，锁死机构打开，翼尖处于全动状态，通过阵风作用下产生低头负偏转减缓阵风载荷。由丝杠、丝杠螺母、电机和滑轨组成的调节装置可以对扭转弹性连接轴的位置进行调节，使得本发明的全动式翼尖阵风减缓装置在不同的阵风强度下都有最佳的阵风减缓效果。
[0007]本发明的优点在于:[0008](1)本发明提供的全动式翼尖阵风减缓装置通过改变机翼的结构特性参数来实现阵风减缓，不需要考虑主动响应系统，相比于主动控制阵风减缓装置重量轻，结构简单。
[0009](2)全动式翼尖阵风减缓装置符合飞机机翼结构设计的强度、刚度、气动、重量以及疲劳寿命等要求，同时不对飞机的使用、维护性产生不利影响。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1是全动式翼尖阵风减缓装置示意图；
[0011]图2是全动式翼尖阵风减缓装置局部放大图；
[0012]图3是机翼结构图；
[0013]图4是全动式翼尖阵风减缓装置等轴视图；
[0014]图5是调节装置局部放大图；
[0015]图6是扭转弹性连接轴正视图；
[0016]图7是翼肋及滑槽正视图；
[0017]图8是有无全动式翼尖阵风减缓装置下的翼尖沉浮位移；
`[0018]图中:
[0019]1.主机翼； 2.全动式翼尖； 3.扭转弹性连接轴； 4.锁死机构；
[0020]5.阵风检测传感器； 6.调节装置； 7.电缆；8.丝杠；
[0021]9.丝杠螺母；10.电机；11.固定销；12.加强筋；
[0022]13.滑槽；14.翼肋；15.长桁；16.插孔；
[0023]17.滑轨。【具体实施方式】
[0024]下面结合附图对本发明提出的适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置进行详细说明。
[0025]在飞机阵风减缓的设计中，要做到阵风作用的完全减缓，必须在阵风作用面上同一位置、同一时间产生一种与阵风作用力同样大的气动反力，而这一点在实际系统中是不可能实现的。目前，民用飞机上主要是利用主动控制技术，通过飞机机翼的一些附加控制面，例如襟翼、外副翼、扰流片等来实现阵风载荷减缓，从而提高乘客乘坐的舒适性、减轻机翼弯曲力矩和增强结构抗疲劳性能。对于大展弦比飞机，主动控制系统相对复杂，需要采用机载激光扫描系统和主动响应系统，在一定程度上会增加飞行器的重量，影响飞行性能。因此大展弦比飞机采用传统的主动控制阵风减缓技术存在许多的不足之处。本发明提出的全动式翼尖阵风减缓装置实际上是一种主动阵风检测、被动阵风减缓技术，通过改变机翼的部分结构参数来实现阵风减缓，结构简单、重量轻，适用于大展弦比飞机。
[0026]图1是本发明提供的大展弦比飞机全动式翼尖阵风减缓装置的示意图，所述阵风减缓装置由主机翼1、全动式翼尖2、扭转弹性连接轴3、锁死机构4、阵风检测传感器5和调节装置6组成。主机翼1是大展弦比机翼的主体部分，如图4，由翼肋14、长桁15和蒙皮组成，主要是产生飞机所需的升力。全动式翼尖2是大展弦比机翼的翼尖部分，如图3，占机翼展长的10%-20%。全动式翼尖2通过扭转弹性连接轴3及锁死机构4与主机翼1连接。扭转弹性连接轴3是一根具有一定扭转刚度的弹性轴，可采用圆形或其他截面形式，扭转弹性连接轴3上有起固定作用的固定销11。
[0027]锁死机构4是连接主机翼1和全动式翼尖2的机构，可以在接收到阵风检测传感器5的控制信号后打开或闭合。阵风检测传感器5安装在全动式翼尖2上，并通过电缆7与锁死机构4连接；同时通过电缆与电机10连接。阵风检测传感器5是用于检测垂直阵风的，可以发出控制信号来控制锁死机构4的打开或闭合。当飞机正常飞行时，阵风检测传感器5未检测到垂直阵风，锁死机构4闭合，全动式翼尖2与主机翼1处于锁死状态，此时全动式翼尖2通过扭转弹性连接轴3和锁死机构4与主机翼1连接，从而成为一个完整的机翼以产生升力。当阵风检测传感器5检测到垂直阵风时，通过电缆7输出一个控制信号给锁死机构4，锁死机构4打开，全动式翼尖2处于全动状态，全动式翼尖2仅通过扭转弹性连接轴3与主机翼1连接。由于机翼的气动中心位于距机翼前缘约25%的弦长处，而扭转弹性连接轴的位置距机翼前缘的距离小于25%的弦长，因此扭转弹性连接轴3的位置在机翼气动中心之前，飞机遇到垂直阵风的影响时，主机翼1的有效迎角增加产生额外的气动力和力矩，全动式翼尖2产生的额外气动力使得全动式翼尖2产生低头运动即负偏转，全动式翼尖2的有效迎角减小，气动力减小，从而降低机翼的动响应和载荷，从而实现阵风减缓。
[0028]图5所示为调节装置6的结构示意图，调节装置6由丝杠8、丝杠螺母9、电机10和滑轨17组成。丝杠8是一根细长的金属棒，表面有外螺纹，固定在电机10的输出轴上，可以在电机10的带动下转动。丝杠螺母9是一个金属零件，内侧有螺纹，与丝杠8的外螺纹连接，丝杠螺母9可随着丝杠8的转动前后移动，同时丝杠螺母9与扭转弹性连接轴3固连。电机10是电机设备，电机10安装在滑轨17上，滑轨17固定在主机翼1的腹板上。滑轨17与扭转弹性连接轴3是平行的。电机10可以在收到阵风检测传感器5发出的控制信号之后启动，在滑轨17上滑动并通过丝杠8、丝杠螺母9，带动扭转弹性连接轴3移动。
[0029]从图6中可以看到扭转弹性连接轴3上设置有固定销11。扭转弹性轴3两端分别与主机翼1和全动式翼尖2上的翼肋14相连接。扭转弹性连接轴3与翼肋14的连接处周围均有加强筋12，以保证连接处有足够的强度和刚度。从图7中可以看到翼肋14上有滑槽13，滑槽13的两侧边上有多组插孔16，每组插孔16距离机翼前缘的距离都是给定的，且都在机翼气动中心之前。所述的固定销11与每组插孔16配合实现扭转弹性连接轴3的定位。正常情况下扭转弹性连接轴3上的固定销11插入滑槽13上中间位置的插孔16中，使得扭转弹性连接轴3与翼肋14固连。优选地，所述的的扭转弹性连接轴3与主机翼1和全动式翼尖2上相邻的两个以上翼肋14连接。
[0030]当需要调整扭转弹性连接轴3的位置时，阵风检测传感器5发出控制信号启动电机10，电机10首先带动丝杠8、丝杠螺母9和扭转弹性连接轴3整体沿着滑轨17朝着主机翼1的方向滑动一定的位移，使得扭转弹性连接轴3上的固定销11从滑槽13中的插孔16中滑出；然后电机10带动丝杠8转动一定的圈数，丝杠螺母9带动扭转弹性连接轴3在滑槽13上移动到合适的一组插孔16的位置上；最后电机10带动丝杠8、丝杠螺母9和扭转弹性连接轴3沿着滑轨17朝着翼尖2的方向移动，使得电机10回到滑轨17上的初始位置，使得扭转弹性连接轴3上的固定销11正好插入滑槽13上的插孔16，保证扭转弹性连接轴3与翼肋14固连，从而完成扭转弹性连接轴3位置的调节。根据阵风检测传感器5检测到的阵风强度，将阵风划分为不同的强度等级，每一个强度等级对应滑槽13上特定的一组插孔16。通过调节装置6对扭转弹性连接轴3的位置进行调节，使得全动式翼尖阵风减缓装置在不同的阵风强度下都具有最佳的阵风减缓效果，实现有效的阵风减缓。
[0031]当阵风检测传感器5检测到阵风已经消失，飞机重新恢复正常飞行状态时，阵风检测传感器5首先发出控制信号给电机10，调节装置6开始调节扭转弹性连接轴3的位置，使扭转弹性连接轴3的位置靠近机翼的气动中心，此时，全动式翼尖2和主机翼1在气动力的作用下的偏转角几乎相同，全动式翼尖2相对于主机翼1几乎没有偏转。阵风检测传感器5再发出控制信号给锁死机构4，锁死机构4收到控制信号后闭合，锁死机构4在设计上可以保证在一定误差范围内锁死全动式翼尖2和主机翼1。这样全动式翼尖2和主机翼1就形成了 一个完整的机翼以产生升力。
实施例
[0032]本例中给出一种大展弦比飞机机翼和全动式翼尖阵风减缓装置的尺寸参数。机翼半翼展为12.84m,机翼弦长为2.14m,机翼的后掠角为30°，机翼的展弦比为12,机翼长祐1位于弦长距前缘30%处，单个机翼的翼尖部分占机翼半展长的16%，翼尖部分展长为1.7m，翼尖与机翼之间的扭转弹性连接轴的位置位于弦长距前缘20%处。扭转弹性连接轴采用圆截面形式，其扭转刚度为20kN*m2。最大垂直阵风速度为17m/s,飞机飞行速度为90m/s。本例中对比了不加全动式翼尖被动阵风减缓装置和有全动式翼尖被动阵风减缓装置两种情况下机翼的阵风响应。
[0033]从图8中可以看出，大展弦比机翼加装全动式翼尖阵风减缓装置后，对于一个特定的连接位置和扭转刚度，翼尖因阵风产生的位移显著下降，翼尖的最大位移从2.7m降为了 1.6m，这充分表明全动式翼尖被动阵风减缓装置能够有效的降低阵风响应。这是由于全动式翼尖与机翼相连的位置在机翼气动中心之前，当遇到垂直阵风时，全动式翼尖低头运动即产生负偏转，使得有效迎角减小，减小垂直阵风引起的升力，从而实现有效的阵风减缓。
[0034]本实例中，本发明提出的全动式翼尖被动阵风减缓装置能够有效的降低阵风引起的动响应和载荷，实现阵风减缓的效果，同时由于本发明提供的全动式翼尖阵风减缓装置是通过改变机翼的结构特性参数来实现阵风减缓的，不需要考虑主动响应系统，相比于主动控制阵风减缓装置重量轻，结构简单，适用于大展弦比飞机的阵风减缓。
【权利要求】
1.一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述阵风减缓装置包括主机翼、全动式翼尖、扭转弹性连接轴、锁死机构、阵风检测传感器和调节装置，全动式翼尖占机翼展长的10%?20%，通过扭转弹性连接轴和锁死机构与主机翼连接；全动式翼尖上有阵风检测传感器用于检测垂直阵风，阵风检测传感器通过电缆与锁死机构连接，同时也与调节装置中的电机连接；正常飞行状态下锁死机构闭合，翼尖与主机翼处于锁死状态，形成一个完整的机翼；当阵风检测传感器检测到垂直阵风时，锁死机构打开，翼尖处于全动状态，通过阵风作用下产生低头负偏转减缓阵风载荷。
2.根据权利要求1所述的一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述的扭转弹性连接轴的位置距机翼前缘的距离小于25%的弦长，在机翼气动中心之前。
3.根据权利要求1所述的一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述的扭转弹性连接轴上设置有固定销，扭转弹性轴两端分别与主机翼和全动式翼尖上的翼肋相连接；翼肋上有滑槽，滑槽的两侧边上有多组插孔，所述的固定销与每组插孔配合实现扭转弹性连接轴的定位。
4.根据权利要求3所述的一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述的扭转弹性连接轴与主机翼和全动式翼尖上相邻的两个以上翼肋连接。
5.根据权利要求3所述的一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述的扭转弹性连接轴与翼肋的连接处周围均有加强筋。
6.根据权利要求1所述的一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，其特征在于:所述的调节装置由丝杠、丝杠螺母、电机和滑轨组成；丝杠是一根细长的金属棒，表面有外螺纹，固定在电机的输出轴上，可以在电机的带动下转动；丝杠螺母内侧有螺纹，与丝杠的外螺纹连接，丝杠螺母可随着丝杠的转动前后移动，同时丝杠螺母与扭转弹性连接轴固连；电机安装在滑轨上，滑轨与扭转弹性连接轴是平行的；电机在收到阵风检测传感器发出的控制信号之后启动，在滑轨上滑动并通过丝杠和丝杠螺母带动扭转弹性连接轴移动。
【文档编号】B64C3/38GK103640687SQ201310643782
【公开日】2014年3月19日 申请日期:2013年12月3日 优先权日:2013年12月3日
【发明者】向锦武, 李道春, 刘凯, 任毅如, 阎永举 申请人:北京航空航天大学