本发明涉及航空产品技术领域，尤其涉及一种压电纤维材料驱动的后缘可变弯度机翼。
背景技术：
随着军民领域对飞行器性能要求的不断提高，传统机翼在改善飞行器任务适应性和提升飞行器气动效率等方面存在瓶颈，亟需探讨有效可行的解决方案。机翼变形技术为改善飞行器任务适应性提供了新方法与新思路。
变形机翼设计理念由来已久。1903年，莱特兄弟的第一架飞机就采用机翼扭转变形的方式实现了飞行状态的控制。1920年，parker提出了将机械运动和顺应性结构结合的变弯度机翼设计构想。20世纪80年代始，机翼主动变形技术引起广泛关注，美国空军实验室(afrl)、国防高级研究计划局(darpl)及美国航空航天局(nasa)等研究机构先后开展了任务自适应机翼(maw)、主动柔性机翼(afw)、智能机翼(smartwing)和主动气动弹性机翼(aaw)等一系列项目的研究；欧洲相关国家也相继进行了机翼主动变形技术的研究，其大部分项目是在欧盟框架计划内开展的，目前已开展过的或正在进行的相关项目主要有change、saristu、sms和3as项目等。国内针对变形机翼研究起步较晚，但也取得了较为丰硕的研究成果，相关研究成果主要集中在北京航空航天大学、南京航空航天大学、西北工业大学和哈尔滨工业大学等。
变形机翼相较于传统机翼拥有众多优势。首先，其能够根据飞行环境和任务的变化，主动改变形状以改善气动性能，满足在变化飞行条件下完成多任务的要求；此外，变形机翼多采用连续、光滑的变形结构代替传统离散形式的操纵舵面，能够最大限度地维持附着流动，优化压力分布，提高隐身性能，降低噪音污染。
如上所述，变形机翼的设计与研制具有重要的科研价值和较高的研究热度。当前阶段，国内外研究人员虽对机翼变形技术开展了大量研究，但仍存在若干问题限制了该技术的应用与发展。如在美国的任务自适应机翼项目中，针对f-111飞机设计了含有多铰接的自适应变弯度结构，采用传统液压驱动器驱动机翼发生弯度变化，但最终由于变形结构复杂，重量损失大等原因停止了该项目的进一步研究。南京航空航天大学及西北工业大学的相关研究学者也先后设计过由多个步进电机驱动的多铰接可变弯度自适应机翼，同样存在结构复杂、易卡死等缺点，由机翼变形所带来的气动收益甚至无法抵消由于增设变形结构所带来的重量损失。除了电机、液压等传统驱动机构外，气动肌肉、形状记忆合金、超声电机等智能材料驱动器也被广泛应用于变形机翼的设计中，但也均存在相应的局限性，如形状记忆合金的驱动速率较慢，难以实现对针对机翼变形指令的快速精确跟踪。气动肌肉的控制精度一般，且存在迟滞效应。超声电机的使用寿命及耐疲劳程度能否满足机翼长时间服役的性能需求尚有待考证。
现阶段的变弯度机翼设计方案的主要难点集中在以下两个方面：(1)兼具气动承载能力与柔顺灵活变形能力的轻量化柔性支撑结构设计；(2)轻质高输出驱动器设计。
技术实现要素：
根据上述提出的技术问题，而提供一种由压电纤维复合材料驱动的可变后缘弯度机翼，采用高能量密度的复合材料mfc作为机翼变形驱动器，机翼的翼肋结构中采用波纹结构，其具有极端各向异性性能，既解决了柔顺变形能力与气动承载能力之间的矛盾，又克服了传统多铰接变形翼肋设计中的存在结构缝隙及难以与机翼蒙皮相适应的缺点。本发明采用的技术手段如下：
一种压电纤维材料驱动的后缘可变弯度机翼，由弯度不可变的前缘固定段、弯度可变的后缘柔性变形段和用于调节后缘柔性变形段变化程度的压电纤维复合材料驱动器三部分组成；所述后缘柔性变形段包括柔性翼肋、桁条、变形蒙皮、分段变形蒙皮和分段变形蒙皮固定装置，所述柔性翼肋作为机翼的骨架，所述变形蒙皮、桁条设置于后缘柔性变形段的顶端，所述分段变形蒙皮设置于后缘柔性变形段的底端，各分段变形蒙皮通过分段变形蒙皮固定装置相连；所述柔性翼肋为多个，并沿展向平行布置；所述压电纤维复合材料驱动器粘贴在变形蒙皮上，所述前缘固定段后端与所述后缘柔性变形段前端之间固连。
进一步地，所述后缘柔性变形段中所述柔性翼肋上端包括梯形波纹结构；所述梯形波纹结构上端凹槽处与所述桁条的底端固连，所述桁条上端与所述变形蒙皮相固连；所述柔性翼肋的下端布设有至少两组双臂波纹结构单元；所述分段变形蒙皮固结于所述柔性翼肋下端的下表面；所述分段变形蒙皮固定装置布设于相邻两个所述双臂波纹结构之间或是双臂波纹结构与后缘柔性变形段尾端之间，并沿展向贯穿所述柔性翼肋。
进一步地，所述梯形波纹结构由至少两组梯形结构单元相连接组成。
进一步地，所述双臂波纹结构单元包含有前后两个形状尺寸均相同的矩形结构，前矩形结构右上端点与后矩形结构左上端点通过缘条相连。
进一步地，所述分段变形蒙皮鱼鳞状布设于所述双臂波纹结构下表面，相邻两段所述分段变形蒙皮中处于连接处的外侧的分段变形蒙皮布设有磁性物质。
进一步地，所述分段变形蒙皮固定装置中布设有磁性物质；所述分段变形蒙皮连接处的外侧分段变形蒙皮与所述柔性翼肋通过磁力紧密贴合。
本发明能够实现机翼后缘弯度的连续光滑变形。近似实现不同翼型之间的快速调整，改善飞行器的气动效率，极大地提高了飞行器的任务适应性，提高升力特性，延缓气流分离，优化机翼表面压力分布，改善飞行器的失速特性；此外，该发明取代机翼传统控制舵面实现对飞行姿态的控制作用，大幅度降低机翼结构重量；由于机翼弯度可连续光滑变化，所以不具有传统舵面铰接处的缝隙，有利于减少噪音污染和提高隐身特性。
基于上述理由本发明可在航空产品技术领域广泛推广。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中实施机翼变形前的形状示意图；
图2为本发明实施例中实施机翼变形后的形状示意图；
图3为本发明实施例前缘固定段的结构示意图；
图4为本发明实施例后缘柔性变形段的结构示意图。
图中：1、前缘固定段1；101、刚性翼肋；102、结构蒙皮和前端桁条；2、后缘柔性变形段；201、柔性翼肋；201a、梯形波纹结构；201b、双臂波纹结构单元；202、桁条；203、变形蒙皮；204、分段变形蒙皮；205、分段变形蒙皮固定装置；3、压电纤维复合材料驱动器。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明实施例公开了一种压电纤维材料驱动的后缘可变弯度机翼，由弯度不可变的前缘固定段1、弯度可变的后缘柔性变形段2和用于调节后缘柔性变形段2变化程度的压电纤维复合材料驱动器3三部分组成；所述后缘柔性变形段2包括柔性翼肋201、桁条202、变形蒙皮203、分段变形蒙皮204和分段变形蒙皮固定装置205，所述柔性翼肋201作为机翼的骨架，所述变形蒙皮203、桁条202设置于后缘柔性变形段2的顶端，所述分段变形蒙皮设置于后缘柔性变形段2的底端，各分段变形蒙皮通过分段变形蒙皮固定装置205相连；所述柔性翼肋201为多个，并沿展向平行布置。所述压电纤维复合材料驱动器3粘贴在变形蒙皮上。所述前缘固定段1后端与所述后缘柔性变形段2前端之间固连，实际应用过程中，前缘固定端形状保持不变，后缘柔性变形段2可在驱动器驱动作用下实现弯度变化。
如图3所示，所述前缘固定段1由刚性翼肋101、结构蒙皮和前端桁条组成102。刚性翼肋101上布设有凹槽，前端桁条通过铆接方式固结于多个刚性翼肋101之间，前端桁条上布设有结构蒙皮，用来承载并传递气动载荷。
如图4所示，所述后缘柔性变形段2中所述柔性翼肋201上端包括梯形波纹结构201a；所述梯形波纹结构201a上端凹槽处与所述桁条的底端固连，所述桁条上端与所述变形蒙皮相固连，用以承载和传递气动载荷及驱动器驱动力；所述柔性翼肋201的下端布设有至少两组双臂波纹结构单元201b；所述分段变形蒙皮固结于所述柔性翼肋201下端的下表面；所述分段变形蒙皮固定装置205布设于相邻两个所述双臂波纹结构之间或是双臂波纹结构与后缘柔性变形段2尾端之间，并沿展向贯穿所述柔性翼肋201。后缘柔性变形段2的尾端还设计有加强结构，防止尾缘产生不期望的翘曲，同时，尾缘结构圆孔中可以穿插桁条，保证沿机翼展向各部分变形量相同。
为了便于协调机翼弯度变形，作为优选的实施方式，所述梯形波纹结构201a由至少两组梯形结构单元相连接组成，其具有极端各项异性性能，可协调气动承载能力与柔性变形能力之间的矛盾。压电复合材料驱动器为一种压电纤维驱动器-mfc，当对其施加电压激励时，其长度可发生变化。mfc采用环氧树脂胶粘贴在柔性机翼变形蒙皮上，确保连接表面洁净无气泡，压电纤维材料边缘经过光滑处理，保证了机翼蒙皮表面的连续平整。mfc数量为根据实际情况选择的1个或是多个，通过对mfc加载电压进行控制，即可产生弯矩，驱动机翼发生弯度变化，压电纤维复合材料驱动器3长度变化带动蒙皮和柔性翼肋201变形，从而产生驱动机翼发生弯度变化。具体地，梯形波纹的斜边连接处，可在压电驱动器作用下，产生结构变形，实现如图2所示的机翼弯度的改变。
作为优选的实施方式，所述双臂波纹结构单元201b包含有前后两个形状尺寸均相同的矩形结构，前矩形结构右上端点与后矩形结构左上端点通过缘条相连。
所述分段变形蒙皮鱼鳞状布设于所述双臂波纹结构下表面，用以适应机翼弯度变形，相邻两段所述分段变形蒙皮中处于连接处的外侧的分段变形蒙皮布设有磁性物质。所述分段变形蒙皮固定装置205中布设有磁性物质；所述分段变形蒙皮连接处的外侧分段变形蒙皮与所述柔性翼肋201通过磁力紧密贴合。磁性物质具体材料为磁铁，可以对变形蒙皮(含有金属)产生吸附作用，防止变形过程中分段蒙皮翘曲，用来保障机翼结构的气密性。
本发明采用了波纹结构取代常规变形机翼结构设计中的铰接结构，减少了连接结构之间的缝隙，降低了结构重量和复杂度，通过布设在机翼表面蒙皮驱动器采用了复合材料驱动器mfc，具有能量密度大，能源转换速率快，控制带宽高等一系列优势。可以实现对机翼弯度形状变化的快速精确控制。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
1.一种压电纤维材料驱动的后缘可变弯度机翼，其特征在于，由弯度不可变的前缘固定段、弯度可变的后缘柔性变形段和用于调节后缘柔性变形段变化程度的压电纤维复合材料驱动器三部分组成；所述后缘柔性变形段包括柔性翼肋、桁条、变形蒙皮、分段变形蒙皮和分段变形蒙皮固定装置，所述柔性翼肋作为机翼的骨架，所述变形蒙皮、桁条设置于后缘柔性变形段的顶端，所述分段变形蒙皮设置于后缘柔性变形段的底端，各分段变形蒙皮通过分段变形蒙皮固定装置相连；所述柔性翼肋为多个，并沿展向平行布置；所述压电纤维复合材料驱动器粘贴在变形蒙皮上，所述前缘固定段后端与所述后缘柔性变形段前端之间固连。
2.根据权利要求1所述的后缘可变弯度机翼，其特征在于，所述后缘柔性变形段中所述柔性翼肋上端包括梯形波纹结构；所述梯形波纹结构上端凹槽处与所述桁条的底端固连，所述桁条上端与所述变形蒙皮相固连；所述柔性翼肋的下端布设有至少两组双臂波纹结构单元；所述分段变形蒙皮固结于所述柔性翼肋下端的下表面；所述分段变形蒙皮固定装置布设于相邻两个所述双臂波纹结构之间或是双臂波纹结构与后缘柔性变形段尾端之间，并沿展向贯穿所述柔性翼肋。
3.根据权利要求2所述的后缘可变弯度机翼，其特征在于，所述梯形波纹结构由至少两组梯形结构单元相连接组成。
4.根据权利要求2所述的后缘可变弯度机翼，其特征在于，所述双臂波纹结构单元包含有前后两个形状尺寸均相同的矩形结构，前矩形结构右上端点与后矩形结构左上端点通过缘条相连。
5.根据权利要求2或4所述的后缘可变弯度机翼，其特征在于，所述分段变形蒙皮鱼鳞状布设于所述双臂波纹结构下表面，相邻两段所述分段变形蒙皮中处于连接处的外侧的分段变形蒙皮布设有磁性物质。
6.根据权利要求3所述的后缘可变弯度机翼，其特征在于，所述分段变形蒙皮固定装置中布设有磁性物质；所述分段变形蒙皮连接处的外侧分段变形蒙皮与所述柔性翼肋通过磁力紧密贴合。
技术总结