适用于翼身融合飞行器变形翼机构的制作方法

本发明属于飞行器结构领域，具体地，涉及一种飞行器变形翼机构。尤其是适用于翼身融合飞行器的变形翼机构。

背景技术：

1、翼身融合飞行器可采用翼面变形技术改变其气动外形，以获得不同飞行高度及速度下对应的最大气动效益。当飞行器处于火箭助推高速飞行状态下，其气动外形需要保持较小的迎风面积，尽可能地减小飞行阻力；当飞行器处于末端低速巡航飞行状态下，其气动外形需要具备较大的升阻比，减少其飞行过程中的能耗。现有变形翼技术主要针对传统固定翼飞机进行设计，其翼面变形机构尺寸较大，占用较大的飞行器内部空间，不适用于结构紧凑的战术飞行器。因此，有必要设计一种连续可调的伸缩变形翼机构，实现战术飞行器的翼面可控变形。

2、本发明目的在于针对上述存在的现有技术问题，提供一种变形翼机构，以更加适用于翼身融合飞行器等多样外形构造的飞行器。

3、现有的相关技术成果有：

4、一种翼盒及飞行器(专利文献cn12960123a)该专利文献公开了一种供一种翼盒及飞行器，其翼盒结构仅为翼面运动机构组的外包络框架，无存放翼面的功能。翼面变形仅实现翼面的后掠角、轴向位置及机翼上反自由度上的变形，整体飞行器翼面面积及气动外形没有较大变化。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器变形翼机构。

2、根据本发明提供的一种飞行器变形翼机构，包括：翼盒1、转轴2、翼面3；

3、所述翼盒1两侧对称布置有一对翼面1，翼盒1与翼面3的连接及结构形式完全对称；

4、所述翼面3通过转轴2与翼盒1连接，翼面3相对于翼盒1绕转轴2能够进行旋转运动。

5、优选地，所述飞行器变形翼机构还包括：传动杆组件7；

6、所述传动杆组件7包括：传动杆701、深沟球轴承702、轴承盖板703；

7、所述传动杆701两端均嵌有深沟球轴承702，传动杆701通过轴承盖板703固定深沟球轴承702外圈；

8、所述传动杆701为两侧对称的哑铃状结构形式。

9、优选地，所述飞行器变形翼机构还包括：前支撑杆4、传动螺钉6、驱动螺钉8、驱动杆9、后支撑杆10；

10、所述前支撑杆4与后支撑杆10的一端与翼盒1固连；

11、所述传动杆组件7的一端与翼面3的支耳处通过传动螺钉6连接，传动杆组件7的另一端与驱动杆9通过驱动螺钉8连接；

12、所述传动螺钉6及驱动螺钉8均与深沟球轴承702内圈过盈配合连接。

13、优选地，所述飞行器翼面变形机构还包括：直线伺服驱动5；

14、所述直线伺服驱动5的输出轴末端设置方形轴结配合构，与驱动杆9上的方形孔对应，用于直线伺服驱动5的输出轴与驱动杆9连接的定位。

15、优选地，所述翼面3上设置有圆弧滑槽12、支撑滑槽13；

16、所述支撑滑槽13为分布于翼面3前后与舱体连接的一种结构；在翼面3与舱体间形成前后两组刚性支撑结构；

17、所述前支撑杆4与后支撑杆10的一端与翼面3上的圆弧滑槽12配合。

18、优选地，所述转轴2上设置有圆锥滚子轴承11；

19、所述圆锥滚子轴承11在转轴2两侧对称分布。

20、优选地，所述前支撑杆4与后支撑杆10均安装有多个方向的轴承。

21、优选地，所述直线伺服驱动5与翼盒1采用螺钉连接，直线伺服驱动5采用电机、液压或者气动驱动形式。

22、优选地，支撑滑槽13与前支撑杆4、后支撑杆10共同支撑翼面3，将翼面3所受载荷分散于翼盒1。

23、优选地，所述前支撑杆4与后支撑杆10构成四连杆机构，四连杆机构将直线驱动转变为绕轴转动，一个驱动单元控制一对翼面3对称运动。

24、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

25、(1)本发明采用四连杆机构将直线驱动变绕轴转动，用一个驱动单元控制一对翼面对称运动，可以实现两侧翼面任意角度的展开与锁定，该机构传动效率高，具有较强的承载能力；

26、(2)本发明可以实现除常规翼面的后掠角、轴向位置及机翼上反自由度之外的变形，在整体飞行器翼面面积及气动外形可以有较大合宜变化；

27、(3)本发明采用翼盒结构形式，可以收纳翼面，将翼面展开机构与飞行器舱体隔离，便于飞行器舱内结构的独立设计；

28、(4)本发明采用前后两组辅助支撑杆，同时翼面前后端与前后舱体连接处设计有支撑滑槽，支撑杆及滑槽可以有效分散对翼面的支撑力，避免翼面受集中应力；

29、(5)本发明通过翼面面积改变，从而改变飞行器气动外形，进一步提高承载能力，适用于火箭助推等高速飞行、大过载、强振动的复杂严酷力学工况。

技术特征：

1.一种飞行器变形翼机构，其特征在于，包括：翼盒(1)、转轴(2)、翼面(3)；

2.根据权利要求1所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述飞行器变形翼机构还包括：传动杆组件(7)；

3.根据权利要求2所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述飞行器变形翼机构还包括：前支撑杆(4)、传动螺钉(6)、驱动螺钉(8)、驱动杆(9)、后支撑杆(10)；

4.根据权利要求3所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述飞行器翼面变形机构还包括：直线伺服驱动(5)；

5.根据权利要求1所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述翼面(3)上设置有圆弧滑槽(12)、支撑滑槽(13)；

6.根据权利要求1所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述转轴(2)上设置有圆锥滚子轴承(11)；

7.根据权利要求3所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，所述前支撑杆(4)与后支撑杆(10)均安装有多个方向的轴承。

8.根据权利要求4所述的飞行器翼面变形机构，其特征在于，所述直线伺服驱动(5)与翼盒(1)采用螺钉连接，直线伺服驱动(5)采用电机、液压或者气动驱动形式。

9.根据权利要求5所述的飞行器变形翼机构，其特征在于，支撑滑槽(13)与前支撑杆(4)、后支撑杆(10)共同支撑翼面(3)，将翼面(3)所受载荷分散于翼盒(1)。

10.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器翼面变形机构，其特征在于，所述前支撑杆(4)与后支撑杆(10)构成四连杆机构，四连杆机构将直线驱动转变为绕轴转动，一个驱动单元控制一对翼面(3)对称运动。

技术总结本发明提供了一种飞行器变形翼机构，实现了翼身融合飞行器两侧翼面任意角度的展开与锁定，可以根据飞行器的不同飞行高度及速度改变其气动外形，以获得对应工况的最大气动效益。采用四连杆机构将直线驱动变绕轴转动，用一个驱动单元控制一对翼面对称运动。采用翼盒结构形式收纳翼面，将翼面展开机构与飞行器舱体隔离。设计有前后两组辅助支撑杆及翼面前后端的支撑滑槽，共同起辅助支撑翼面的作用。本发明通过翼面面积改变，从而改变飞行器气动外形，进一步提高承载能力，适用于火箭助推等高速飞行、大过载、强振动的复杂严酷力学工况。技术研发人员：华洲,蔡克荣,高波,贾骏恺,武秋生,徐鄂严,马万超,江振,刘广,邹仁珍受保护的技术使用者：上海机电工程研究所技术研发日：技术公布日：2024/5/27