專利名稱：安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種安裝有變體翼梢小翼的機(jī)翼，該機(jī)翼適用于低亞音速飛行條件。 屬航空技術(shù)類。
背景技術(shù)：
飛機(jī)在起飛、降落、巡航階段需要不同的氣動(dòng)特性，而目前的翼梢小翼只針對(duì)巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)，結(jié)構(gòu)方式不能改變，很難保證飛機(jī)在各個(gè)飛行階段都具有較好的氣動(dòng)性能。江永泉編寫的《飛機(jī)翼梢小翼設(shè)計(jì)》(江永泉.飛機(jī)翼稍小翼設(shè)計(jì).第一版.北京航空工業(yè)出版社，2009，52-74頁)研究了翼梢小翼各個(gè)參數(shù)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響在一定的范圍內(nèi)， 翼梢小翼的高度增加，可以減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，當(dāng)翼梢小翼高度在翼展0. 07倍時(shí)，可使誘導(dǎo)阻力減小13% ；翼梢小翼的傾斜角增加(增加翼展)，可以增加飛機(jī)的升力線斜率，并增加縱向穩(wěn)定性；翼梢小翼后掠角在-30°至60°范圍內(nèi)對(duì)飛機(jī)升力線斜率無影響，但會(huì)改變飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性，翼梢小翼的后掠角要盡量大于機(jī)翼的后掠角，一般在37°。飛機(jī)在起飛和降落階段，需要大的升力用以增加起飛重量、爬升速度和降落安全性，所以在一定的范圍內(nèi)，要增加翼梢小翼的高度、傾斜角和后掠角，用以增大機(jī)翼面積、展弦比和升力線斜率。 飛機(jī)在巡航階段，需要節(jié)約能耗，所以，翼梢小翼的傾斜角減小，起到渦擴(kuò)散器的作用，用以減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力。綜合以上，需要研制一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼，提升翼梢對(duì)機(jī)翼的流動(dòng)控制效果，完善飛機(jī)在各個(gè)飛行階段的氣動(dòng)性能。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式。一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式，其特征在于包括主機(jī)翼框架、翼梢小翼框架、安裝于主機(jī)翼框架和翼梢小翼框架之間的小翼傾斜角改變機(jī)構(gòu)、小翼旋轉(zhuǎn)梁、安裝于翼梢小翼框架和小翼旋轉(zhuǎn)梁之間的后掠角改變機(jī)構(gòu)；上述主機(jī)翼框架由主機(jī)翼翼肋與主機(jī)翼梁架固連形成；上述翼梢小翼框架由第一小翼翼肋、第二小翼翼肋、以及安裝于兩個(gè)小翼翼肋之間的高度滑動(dòng)套筒組件和第一螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件組成；其中高度滑動(dòng)套筒組件由高度滑動(dòng)支架和高度支架套筒組成，高度滑動(dòng)支架一端與第一小翼翼肋固定，另一端伸入高度支架套筒的一端，高度支架套筒的另一端與第二小翼翼肋固定；上述第一螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件由第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)、第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第一螺紋套筒組成，第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)安裝于第一小翼翼肋上，其輸出軸與第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸的一端相連，第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸的另一端伸入第一螺紋套筒的一端并與其配合，第一螺紋套筒的另一端與第二小翼翼肋固定；上述小翼傾斜角改變機(jī)構(gòu)由以下方式組成主機(jī)翼框架設(shè)有一對(duì)電機(jī)安裝支架，翼梢小翼框架設(shè)有一對(duì)變體小翼傾斜角支架，一對(duì)旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)分別安裝于上述電機(jī)安裝支架上，且輸出軸連接變體小翼傾斜角支架；上述小翼旋轉(zhuǎn)梁通過鉸接方式安裝于上述第二小翼翼肋上；上述后掠角改變機(jī)構(gòu)由以下方式組成第二小翼翼肋和小翼旋轉(zhuǎn)梁之間還安裝有第二螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件；該第二螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件由第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)、第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第二螺紋套筒組成，第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)安裝于第二小翼翼肋上，其輸出軸與第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸的一端相連，第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸的另一端伸入第二螺紋套筒的一端并與其配合，第二螺紋套筒的另一端與小翼旋轉(zhuǎn)梁通過滑動(dòng)副和轉(zhuǎn)動(dòng)副連接。一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式，其特征在于在起飛階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第一螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第一螺紋套筒的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 08-0. 2倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第二螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第二螺紋套筒的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角 45° —60° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)，使變體小翼傾斜角支架繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)；
在巡航階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第一螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第一螺紋套筒的總長(zhǎng)度縮短，減小翼梢小翼的高度至翼展的 0. 05 — 0. 1倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第二螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第二螺紋套筒的總長(zhǎng)度縮短，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁繞鉸接點(diǎn)向內(nèi)旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的后掠角至35° —45° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)，使變體小翼傾斜角支架繞固定軸向上旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的傾斜角至30° —40°。在降落階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第一螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第一螺紋套筒的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 08-0. 2倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸在第二螺紋套筒中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸和第二螺紋套筒的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角至45° — 60° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)，使變體小翼傾斜角支架繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即恢復(fù)翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)。以上翼稍小翼的各參數(shù)變化范圍，主要參考江永泉編寫的《飛機(jī)翼梢小翼設(shè)計(jì)》 (江永泉.飛機(jī)翼稍小翼設(shè)計(jì).第一版.北京航空工業(yè)出版社，2009, 52-185頁)確定下來的，在實(shí)際的應(yīng)用中，針對(duì)不同機(jī)型通過實(shí)驗(yàn)構(gòu)造不同的參數(shù)組合，可使翼稍小翼的控制效果達(dá)到最優(yōu)。本發(fā)明獲得的直接效果是本發(fā)明可以較大的提升機(jī)翼的氣動(dòng)性能。本發(fā)明由此提出“變體翼梢小翼”的設(shè)計(jì)方案——在飛行中針對(duì)不同飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)改變翼梢小翼的幾何外形，不僅能提高飛機(jī)巡航階段的氣動(dòng)效率，還能有效改善飛機(jī)在起降、爬升階段的氣動(dòng)性能。該方案可應(yīng)用于長(zhǎng)航時(shí)小型無人偵察機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)中，隨著大推力超聲電機(jī)的發(fā)展， 也可用于大飛機(jī)翼尖流動(dòng)控制中，另外，據(jù)統(tǒng)計(jì)，67%的空難事故發(fā)生在起飛和降落階段，因此變體翼梢小翼具有提高飛行安全的潛力。再則，變體翼梢小翼可使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小推力實(shí)現(xiàn)快速爬升，從而降低燃油消耗，減小發(fā)動(dòng)機(jī)噪音，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命等。


圖1是本發(fā)明的裝配圖中標(biāo)號(hào)名稱1、主機(jī)翼翼肋，2、電機(jī)安裝支架，3、旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)，4、變體小翼傾斜角支架，5、第一小翼翼肋，6、高度滑動(dòng)支架，7、高度支架套筒，8、第二小翼翼肋9、第一螺紋套筒，10、第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸，U、小翼旋轉(zhuǎn)梁，12、第二螺紋套筒，13、第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸，14、 第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)，15、主機(jī)翼梁架，16、第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施過程對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步說明。如圖1所示，本發(fā)明提供一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式，它包括 主機(jī)翼翼肋1與主機(jī)翼梁架15固連在一起，構(gòu)成主機(jī)翼的框架。電機(jī)安裝支架2分別
與主機(jī)翼梁架15固連，用以延伸主機(jī)翼。旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)3固定在電機(jī)安裝支架2上，通過變體小翼傾斜角支架4連接變體翼梢小翼，變體小翼傾斜角支架4與旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)3 的轉(zhuǎn)軸固定連接，用以改變翼梢小翼的傾斜角。第一小翼翼肋5和第二小翼翼肋8構(gòu)成翼梢小翼的框架，小翼翼肋5與變體小翼傾斜角支架4固連，變體小翼由此連接到主機(jī)翼上。第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16、高度滑動(dòng)支架 6與第一小翼翼肋5固連；第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10與第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16的轉(zhuǎn)軸固定連接， 第一螺紋套筒9通過螺紋和第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10連接配合；高度滑動(dòng)支架6插在高度支架套筒7內(nèi)并與之滑動(dòng)連接；第一螺紋套筒9、高度支架套筒7的另一端固定在第二小翼翼肋8 上。通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10在第一螺紋套筒9中旋轉(zhuǎn)， 使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10和第一螺紋套筒9的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)或縮短，使得第一小翼翼肋5和第二小翼翼肋8之間的距離伸長(zhǎng)或縮短，進(jìn)而可以改變翼梢小翼的高度。第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14固定在第二小翼翼肋8上，第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13與第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14的轉(zhuǎn)軸固定連接，第二螺紋套筒12通過螺紋和第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13連接配合；第二螺紋套筒12的另一端與小翼旋轉(zhuǎn)梁11通過滑動(dòng)副和轉(zhuǎn)動(dòng)副連接，小翼旋轉(zhuǎn)梁11 的一端與第二小翼翼肋8鉸接，通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13 在第二螺紋套筒12中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13和第二螺紋套筒12的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)或縮短，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁11繞鉸接點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，最終實(shí)現(xiàn)翼梢小翼后掠角的改變。在起飛階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10在第一螺紋套筒9中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10和第一螺紋套筒9的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 1倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13在第二螺紋套筒12中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13和第二螺紋套筒12的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁11繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角45°左右；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)3，使變體小翼傾斜角支架4繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)；
在巡航階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10在第一螺紋套筒9中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10和第一螺紋套筒9的總長(zhǎng)度縮短，減小翼梢小翼的高度至翼展的0. 07倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13在第二螺紋套筒12中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13和第二螺紋套筒12的總長(zhǎng)度縮短，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁11繞鉸接點(diǎn)向內(nèi)旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的后掠角至37° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)3，使變體小翼傾斜角支架4繞固定軸向上旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的傾斜角至30°。在降落階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)16帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10在第一螺紋套筒9中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸10和第一螺紋套筒9的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 1倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)14帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13在第二螺紋套筒12中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸13和第二螺紋套筒12的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁11繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角至45° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī) 3，使變體小翼傾斜角支架4繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即恢復(fù)翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)。綜上，在飛機(jī)的起飛和降落階段，增加翼梢小翼的高度、傾斜角和后掠角，用以增大機(jī)翼面積、展弦比和升力線斜率。因而由機(jī)翼產(chǎn)生的飛機(jī)的升力增加，即提升了飛機(jī)的起飛重量、爬升速度和降落安全性。在飛機(jī)的巡航階段，減小翼梢小翼的傾斜角，使翼梢小翼起到渦擴(kuò)散器的作用，減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力。節(jié)約能耗。
權(quán)利要求
1.一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼，其特征在于包括主機(jī)翼框架、翼梢小翼框架、安裝于主機(jī)翼框架和翼梢小翼框架之間的小翼傾斜角改變機(jī)構(gòu)，還包括小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)、安裝于翼梢小翼框架和小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)之間的后掠角改變機(jī)構(gòu)；上述主機(jī)翼框架由主機(jī)翼翼肋(1)與主機(jī)翼梁架(15)固連形成； 上述翼梢小翼框架由第一小翼翼肋(5)、第二小翼翼肋(8)、以及安裝于兩個(gè)小翼翼肋之間的高度滑動(dòng)套筒組件和第一螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件組成；其中高度滑動(dòng)套筒組件由高度滑動(dòng)支架(6)和高度支架套筒(7)組成，高度滑動(dòng)支架(6) —端與第一小翼翼肋(5)固定，另一端伸入高度支架套筒(7)的一端，高度支架套筒(7)的另一端與第二小翼翼肋(8) 固定；上述第一螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件由第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(16)、第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸 (10)和第一螺紋套筒(9)組成，第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(16)安裝于第一小翼翼肋(5)上，其輸出軸與第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)的一端相連，第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)的另一端伸入第一螺紋套筒(9)的一端并與其配合，第一螺紋套筒(9)的另一端與第二小翼翼肋(8)固定；上述小翼傾斜角改變機(jī)構(gòu)由以下方式組成主機(jī)翼框架設(shè)有一對(duì)電機(jī)安裝支架(2)， 翼梢小翼框架設(shè)有一對(duì)變體小翼傾斜角支架(4)，一對(duì)旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(3)分別安裝于上述電機(jī)安裝支架上，且輸出軸連接變體小翼傾斜角支架(4)；上述小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)通過鉸接方式安裝于上述第二小翼翼肋(8 )上； 上述后掠角改變機(jī)構(gòu)由以下方式組成第二小翼翼肋(8)和小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)之間還安裝有第二螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件；該第二螺紋轉(zhuǎn)軸套筒及電機(jī)組件由第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(14)、第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13)和第二螺紋套筒(12)組成，第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(14)安裝于第二小翼翼肋(8)上，其輸出軸與第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13)的一端相連，第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13) 的另一端伸入第二螺紋套筒(12)的一端并與其配合，第二螺紋套筒(12)的另一端與小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)通過滑動(dòng)副和轉(zhuǎn)動(dòng)副連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式，其特征在于 在起飛階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(16)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)在第一螺紋套筒(9)中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)和第一螺紋套筒(9)的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 08—0. 2倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(14)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸 (13)在第二螺紋套筒(12)中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13)和第二螺紋套筒(12)的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角45° —60° ； 通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(3)，使變體小翼傾斜角支架(4)繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)；在巡航階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(16)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)在第一螺紋套筒(9)中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)和第一螺紋套筒(9)的總長(zhǎng)度縮短，減小翼梢小翼的高度至翼展的0. 05—0. 1倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(14)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13)在第二螺紋套筒(12)中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(13)和第二螺紋套筒(12)的總長(zhǎng)度縮短，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)繞鉸接點(diǎn)向內(nèi)旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的后掠角至35° — 45° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(3)，使變體小翼傾斜角支架(4)繞固定軸向上旋轉(zhuǎn)，減小翼梢小翼的傾斜角至30° — 40° ；在降落階段，通過運(yùn)行第一旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(16)帶動(dòng)第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)在第一螺紋套筒(9)中旋轉(zhuǎn)，使得第一螺紋旋轉(zhuǎn)軸(10)和第一螺紋套筒(9)的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，增加翼梢小翼的高度至翼展0. 08—0. 2倍；通過運(yùn)行第二旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(14)帶動(dòng)第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸 (13)在第二螺紋套筒(1 中旋轉(zhuǎn)，使得第二螺紋旋轉(zhuǎn)軸(1 和第二螺紋套筒(1 的總長(zhǎng)度伸長(zhǎng)，進(jìn)而帶動(dòng)小翼旋轉(zhuǎn)梁(11)繞鉸接點(diǎn)向外旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的后掠角至45° — 60° ；通過運(yùn)行旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)(3)，使變體小翼傾斜角支架(4)繞固定軸向下旋轉(zhuǎn)，增加翼梢小翼的傾斜角至90°，即恢復(fù)翼梢小翼和機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種安裝變體翼梢小翼的機(jī)翼及其工作方式。本發(fā)明中，利用旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)直接實(shí)現(xiàn)小翼傾斜角的變換，利用旋轉(zhuǎn)型超聲電機(jī)和螺旋機(jī)構(gòu)共同實(shí)現(xiàn)小翼高度和后掠角的變換，從而實(shí)現(xiàn)在不同的飛行狀態(tài)下，采用可變的流動(dòng)控制機(jī)構(gòu)，提高飛機(jī)的飛行效率。本發(fā)明的優(yōu)勢(shì)是結(jié)構(gòu)輕巧、簡(jiǎn)單，可以實(shí)現(xiàn)翼梢的多參數(shù)變換，較大的提升飛機(jī)在起降、爬升、巡航階段的氣動(dòng)性能。
文檔編號(hào)B64C3/42GK102407938SQ20111031766
公開日2012年4月11日 申請(qǐng)日期2011年10月19日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月19日
發(fā)明者劉衛(wèi)東, 明曉, 朱華, 白亞磊, 趙淳生 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)