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CN111688913B - 一种双驱动可变展长与上下反角的机翼 - Google Patents

一种双驱动可变展长与上下反角的机翼 Download PDF

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Abstract

本发明提出了一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，属于航空航天设备领域。解决了现有低速飞行器无法同时实现翼展伸缩与展向变弯曲的问题。它包括串联联动骨架、柔性蒙皮、支撑翼肋和双电机驱动部件，所述串联联动骨架上安装有多个支撑翼肋，所述柔性蒙皮设置在支撑翼肋的表面上，所述双电机驱动部件安装在串联联动骨架上，双电机驱动部件驱动串联联动骨架变形，通过串联联动骨架带动支撑翼肋之间的相对直线和回转运动，实现柔性蒙皮的拉伸和弯曲变形。它主要用于机翼的变展长与上下反角。

Description

一种双驱动可变展长与上下反角的机翼
技术领域
本发明属于航空航天设备领域，特别是涉及一种双驱动可变展长与上下反角的机翼。
背景技术
目前传统飞行器无法做到在飞行包线的各个状态都具有最佳的气动效率，其固定布局已经越来越很难满足在当前的真实的作战、侦查、救援等不同复杂环境中执行多任务的需求。现实状态飞行器在实际飞行过程中需要面临不同的飞行环境，这就需要飞行器的机翼形状能够进行相应的变化，以使其气动性能在不同飞行状态下都达到最佳状态，这促进了可变形飞行器的发展。
飞行器具有变扭转机翼、变弦长机翼、变弯度机翼、变展长机翼、变翼型厚度机翼、变后掠机翼等多种变形形式。在飞行过程中翼展伸缩与展向上下弯曲可以显著提高低速飞行器的飞行效率，并且一定程度地提升飞行器的机动性，但是现有低速飞行器变形方式一般无法同时实现翼展伸缩与展向变弯曲。
发明内容
本发明为了解决现有技术中的问题，提出一种双驱动可变展长与上下反角的机翼。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，它包括串联联动骨架、柔性蒙皮、支撑翼肋和双电机驱动部件，所述串联联动骨架上安装有多个支撑翼肋，所述柔性蒙皮设置在支撑翼肋的表面上，所述双电机驱动部件安装在串联联动骨架上，双电机驱动部件驱动串联联动骨架变形，通过串联联动骨架带动支撑翼肋之间的相对直线和回转运动，实现柔性蒙皮的拉伸和弯曲变形。
更进一步的，所述串联联动骨架包括支撑座和多个复合模块单元，所述多个复合模块单元之间相互铰接，长度相同，每个复合模块单元均包括四个V型铰链组件、两个滑块组件和两个同步轴，每个V型铰链组件均由两个杆件通过同步轴呈V字形铰接在一起构成，多个支撑翼肋中的一个与支撑座固连，其余支撑翼肋上均设置有肋板轴，最内侧的复合模块单元中的四个V型铰链组件一端与双电机驱动部件铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴铰接，其余复合模块单元中的四个V型铰链组件一端均与相邻复合模块单元中的两个同步轴铰接，另一端均与相邻支撑翼肋的肋板轴铰接，支撑座或与支撑座相连的支撑翼肋上设有底座，最内侧的复合模块单元中两个滑块组件一端与底座铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴铰接，其余复合模块单元中的两个滑块组件两端均分别与相邻支撑翼肋的肋板轴铰接。
更进一步的，所述双电机驱动部件包括上涡轮转轴、涡轮、支座、电机、联轴器、法兰、蜗杆和下涡轮转轴，所述支座和法兰均与支撑座固定连接，所述电机和蜗杆的数量均为两个，两个电机均与法兰相连，两个蜗杆分别通过联轴器与两个电机相连，所述涡轮设置在上涡轮转轴和下涡轮转轴上，上涡轮转轴和下涡轮转轴上的涡轮分别与两个蜗杆配合相连。
更进一步的，所述柔性蒙皮包括弹性橡胶表层和波纹结构基体，所述波纹结构基体与多个支撑翼肋的上下表面铆接，所述弹性橡胶表层粘接固定在波纹结构基体的表面。
更进一步的，所述串联联动骨架还包括铰链，V型铰链组件的两个杆件分别通过多个铰链与同步轴相互铰接。
更进一步的，所述弹性橡胶表层通过耐热胶水粘接固定在波纹结构基体的表面。
更进一步的，所述滑块组件由导轨和滑块配合组成。
更进一步的，所述多个支撑翼肋之间平行布置，长度相等。
更进一步的，所述串联联动骨架的自由度为2。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明解决了现有低速飞行器无法同时实现翼展伸缩与展向变弯曲的问题。
本发明将模块化与协调变速设计理念引入可变展长与上下反角机翼的设计中，串联联动骨架通过铰链连接组成的一个二自由度平面线性机构，在初始翼根位置安装双电机驱动部件，双电机驱动部件可以实现弯曲和伸缩变形。在串联联动骨架表面覆盖一层柔性蒙皮，即可实现整个机翼的连续变形。机翼初始状态为翼展最小状态，由于机翼面积最小可以有效减少无人机安置空间。当飞行器起降时，通过伸长机翼翼展达到最大，可以有效提高机翼升阻比。当飞行器处于巡航状态时，机翼需展向向上弯曲，此时无人机机动性能降低稳定性增强。当飞行器处于追击状态时，机翼需展向向下弯曲，此时无人机灵活性增强。
本发明结构简单，生产安装比较方便，适用于大规模生产制造，制造成本低。采用双电机驱动部件对机翼变形进行驱动，通过调节单独电机的转速即可实现机翼伸展和弯曲的功能，原理简单便于控制。
附图说明
图1为本发明所述的串联联动骨架结构示意图；
图2为本发明所述的串联联动骨架初始状态示意图；
图3为本发明所述的串联联动骨架附着蒙皮结构示意图；
图4为本发明所述的双电机驱动部件结构示意图；
图5为本发明所述的串联联动骨架变展长状态示意图；
图6为本发明所述的串联联动骨架变翼展弯度状态示意图。
1-串联联动骨架，2-肋板轴，3-同步轴，4-双电机驱动部件，5-支撑座，6-第一支撑翼肋，7-第二支撑翼肋，8-第三支撑翼肋，9-第四支撑翼肋，10-V型铰链组件，11-滑块组件，12-底座，13-第一复合模块单元，14-第二复合模块单元，15-第三复合模块单元，16-铰链，17-弹性橡胶表层，18-波纹结构基体，19-上涡轮转轴，20-涡轮，21-支座，22-电机，23-联轴器，24-法兰，25-蜗杆，26-下涡轮转轴。
具体实施方式
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、完整地阐述。
参见图1-6说明本实施方式，一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，它包括串联联动骨架1、柔性蒙皮、支撑翼肋和双电机驱动部件4，所述串联联动骨架1上安装有多个支撑翼肋，所述柔性蒙皮设置在支撑翼肋的表面上，所述双电机驱动部件4安装在串联联动骨架1上，双电机驱动部件4驱动串联联动骨架1变形，通过串联联动骨架1带动支撑翼肋之间的相对直线和回转运动，实现柔性蒙皮的拉伸和弯曲变形。
本实施例串联联动骨架1包括支撑座5和多个复合模块单元，多个复合模块单元之间相互铰接，长度相同，每个复合模块单元均包括四个V型铰链组件10、两个滑块组件11和两个同步轴3，每个V型铰链组件10均由两个杆件通过同步轴3呈V字形铰接在一起构成，多个支撑翼肋中的一个与支撑座5固连，其余支撑翼肋上均设置有肋板轴2，最内侧的复合模块单元中的四个V型铰链组件10一端与双电机驱动部件4铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴2铰接，其余复合模块单元中的四个V型铰链组件10一端均与相邻复合模块单元中的两个同步轴3铰接，另一端均与相邻支撑翼肋的肋板轴2铰接，支撑座5或与支撑座5相连的支撑翼肋上设有底座12，最内侧的复合模块单元中两个滑块组件11一端与底座12铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴2铰接，其余复合模块单元中的两个滑块组件11两端均分别与相邻支撑翼肋的肋板轴2铰接。机翼采用串联联动骨架1机构，具有结构紧凑，制造及维护方便、承载量大以及刚性好的优点，在伸展与弯曲过程中实现各铰接部件与滑动部件之间的同步运动，最后实现整个机翼的形状变化。
双电机驱动部件4包括上涡轮转轴19、涡轮20、支座21、电机22、联轴器23、法兰24、蜗杆25和下涡轮转轴26，支座21和法兰24均与支撑座5固定连接，电机22和蜗杆25的数量均为两个，两个电机22均与法兰24相连，两个蜗杆25分别通过联轴器23与两个电机22相连，涡轮20设置在上涡轮转轴19和下涡轮转轴26上，上涡轮转轴19和下涡轮转轴26上的涡轮20分别与两个蜗杆25配合相连。
柔性蒙皮包括弹性橡胶表层17和波纹结构基体18，波纹结构基体18与多个支撑翼肋的上下表面铆接，弹性橡胶表层17粘接固定在波纹结构基体18的表面，弹性橡胶表层17通过耐热胶水粘接固定在波纹结构基体18的表面，在串联联动骨架1伸展和弯曲变形时，柔性蒙皮结构能够相应进行协调变形，面积变化量大，表面光滑并具有一定的面外刚度。
串联联动骨架1还包括铰链16，V型铰链组件10的两个杆件分别通过多个铰链16与同步轴3相互铰接，实现串联联动骨架1各复合模块单元间的回转运动。滑块组件11由导轨和滑块配合组成。多个支撑翼肋之间平行布置，长度相等。串联联动骨架1的自由度为2。机翼需要在电机的转速控制下带动串联联动骨架1完成伸展以及弯曲运动，变形过程稳定，便于控制，且能够实现机翼四种形态的快速转换。
弹性橡胶表层17具有低模量、高应变的特点，串联联动骨架1通过带动等比例的多个支撑翼肋之间的相对直线和回转运动，实现橡胶-波纹蒙皮拉伸和弯曲变形，双电机驱动部件4驱动串联联动骨架结构1实现整个变形翼机构的变形。
本实施例复合模块单元数量共三个，分别为第一复合模块单元13、第二复合模块单元14和第三复合模块单元15，支撑翼肋的数量为四个，分别为第一支撑翼肋6、第二支撑翼肋7、第三支撑翼肋8和第四支撑翼肋9，复合模块单元和支撑翼肋的数量可根据翼展面积要求进行选择，采用模块化设计，机翼面积越大则复合模块单元和支撑翼肋的数量越多。
第一复合模块单元13包括四个V型铰链组件10、两个滑块组件11和两个同步轴3，每个V型铰链组件10由两个杆件通过同步轴3呈V字形铰接在一起构成，滑块组件11由导轨滑块单元配合组成。其中两个V型铰链组件10的一侧端部与双电机驱动部件4上的上涡轮转轴19铰接，另外两个V型铰链组件10的相同侧端部与双电机驱动部件4上的下涡轮转轴26铰接，这四个V型铰链组件的另一侧端部都与第二支撑翼肋7上的肋板轴2铰接，滑动组件11的一侧与支撑座5或第一支撑翼肋6上的底座12铰接，滑动组件11的另一侧与第二支撑翼肋7上的肋板轴2铰接，从而构成可同时形成拉伸和弯曲的复合模块单元。
第二复合模块单元14包括四个V型铰链组件10，两个滑动组件11和两个同步轴3，其中两个V型铰链组件10的一侧端部与第一复合模块单元13上部的同步轴3铰接，另外两个V型铰链组件10的相同侧端部与第一复合模块单元13下部的同步轴3铰接，这四个V型铰链组件10的另一侧端部都与第三支撑翼肋8上的肋板轴2铰接，滑动组件11的一侧与第二支撑翼肋7上的肋板轴2铰接，滑动组件11的另一侧与第三支撑翼肋8上的肋板轴2铰接，从而构成可同时形成拉伸和弯曲的复合模块单元。
第三复合模块单元15包括四个V型铰链组件10，两个滑动组件11和两个同步轴3，其中两个V型铰链组10件的一侧端部与第二复合模块单元14上部的同步轴3铰接，另外两个V型铰链组件10的相同侧端部与第二复合模块单元14下部的同步轴3铰接，这四个V型铰链组件10的另一侧端部都与第四支撑翼肋9上的肋板轴2铰接，滑动组件11的一侧与第三支撑翼肋8上的肋板轴2铰接，滑动组件11的另一侧与第四支撑翼肋9上的肋板轴2铰接，从而构成可同时形成拉伸和弯曲的复合模块单元。
串联联动骨架1结构为提高工业化以及扩展性，采用模块化方式进行设计，由多个结构相同的单元模块串联而成，串联数量由结构设定。故以此类推：第N复合模块单元包括四个V型铰链组件10，两个滑动组件11和两个同步轴3，其中两个V型铰链组件10的一侧端部与第N-1复合模块单元上部的同步轴3铰接，另外两个V型铰链组件10的相同侧端部与第N-1复合模块单元下部的同步轴3铰接，这四个V型铰链组件的另一侧端部都与第N+1支撑翼肋上的肋板轴2铰接，滑动组件11的一侧与第N支撑翼肋上的肋板轴铰接，滑动组件的另一侧与第N+1支撑翼肋上的肋板轴2铰接，从而构成可同时形成拉伸和弯曲的复合模块单元。
第一支撑翼肋6与机翼根部支撑座5固连，其余支撑翼肋由内向外依次通过肋板轴2与第一复合模块单元13至第N复合模块单元对应部位铰接，多个支撑翼肋之间平行布置，长度相等。
工作原理如下：
假定变形翼状态如图1所示，此时支撑座5上的双电机驱动部件4运作，带动蜗杆25和涡轮20相对转动，上涡轮轴19顺时针转动，下涡轮轴26逆时针转动，从而带动第一复合模块单元13的四个V型铰链单元10向外作伸展运动，由于第二支撑翼肋7的肋板轴2分别与第一复合模块单元13中的V型铰链单元10和滑动组件11相互铰接，而第二复合模块单元14中的四个V型铰链10分别与第一复合模块单元13上部的同步轴和下部的同步轴相互铰接，使第二支撑翼肋7、滑动组件11以及第二复合模块单元14中的V型铰链10产生从动变形，跟随向外作伸展运动，由于串联联动骨架1采用模块化方式进行设计，由多个结构相同的元模块串联而成，后续模块变形方式与上述形式相同，故以此类推，由于第N支撑翼肋的翼肋轴2分别与第N-1复合模块单元中的V型铰链单元10和滑组件11相互铰接，而第N复合模块单元中的四个V型铰链分别于第N-1复合模块单元上部的同步轴和下部的同步轴相互铰接，使第N支撑翼肋、滑动组件11以及第N复合模块单元中的V型铰链10产生从动变形，跟随向外作伸展运动。当串联联动骨架1进行变形时，铆接在支撑翼肋上的波纹结构基体18和粘接在波纹结构基体18上的弹性橡胶表层17随之运动，实现变形机翼的整体变形。当需要实现机翼变展长功能时，双电机驱动部件4功率需保持一致，使上涡轮轴19和下涡轮轴26转动速率相同，保证串联联动骨架1各单元协调运作直至完全伸展，如图5所示。当需要实现机翼变上下反角功能时，双电机各自的驱动功率需具有一定差值，使上涡轮轴19和下涡轮轴26转动速率不同，当上涡轮轴19转速大于下涡轮轴26转速时，机翼整体向下弯曲，反之，机翼整体向上弯曲，如图6所示。
以上对本发明所提供的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (7)

1.一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：它包括串联联动骨架(1)、柔性蒙皮、支撑翼肋和双电机驱动部件(4)，所述串联联动骨架(1)上安装有多个支撑翼肋，所述柔性蒙皮设置在支撑翼肋的表面上，所述双电机驱动部件(4)安装在串联联动骨架(1)上，双电机驱动部件(4)驱动串联联动骨架(1)变形，通过串联联动骨架(1)带动支撑翼肋之间的相对直线和回转运动，实现柔性蒙皮的拉伸和弯曲变形；
所述串联联动骨架(1)包括支撑座(5)和多个复合模块单元，所述多个复合模块单元之间相互铰接，长度相同，每个复合模块单元均包括四个V型铰链组件(10)、两个滑块组件(11)和两个同步轴(3)，每个V型铰链组件(10)均由两个杆件通过同步轴(3)呈V字形铰接在一起构成，多个支撑翼肋中的一个与支撑座(5)固连，其余支撑翼肋上均设置有肋板轴(2)，最内侧的复合模块单元中的四个V型铰链组件(10)一端与双电机驱动部件(4)铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴(2)铰接，其余复合模块单元中的四个V型铰链组件(10)一端均与相邻复合模块单元中的两个同步轴(3)铰接，另一端均与相邻支撑翼肋的肋板轴(2)铰接，支撑座(5)或与支撑座(5)相连的支撑翼肋上设有底座(12)，最内侧的复合模块单元中两个滑块组件(11)一端与底座(12)铰接，另一端与相邻支撑翼肋的肋板轴(2)铰接，其余复合模块单元中的两个滑块组件(11)两端均分别与相邻支撑翼肋的肋板轴(2)铰接；
所述双电机驱动部件(4)包括上涡轮转轴(19)、涡轮(20)、支座(21)、电机(22)、联轴器(23)、法兰(24)、蜗杆(25)和下涡轮转轴(26)，所述支座(21)和法兰(24)均与支撑座(5)固定连接，所述电机(22)和蜗杆(25)的数量均为两个，两个电机(22)均与法兰(24)相连，两个蜗杆(25)分别通过联轴器(23)与两个电机(22)相连，所述涡轮(20)设置在上涡轮转轴(19)和下涡轮转轴(26)上，上涡轮转轴(19)和下涡轮转轴(26)上的涡轮(20)分别与两个蜗杆(25)配合相连。
2.根据权利要求1所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述柔性蒙皮包括弹性橡胶表层(17)和波纹结构基体(18)，所述波纹结构基体(18)与多个支撑翼肋的上下表面铆接，所述弹性橡胶表层(17)粘接固定在波纹结构基体(18)的表面。
3.根据权利要求1所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述串联联动骨架(1)还包括铰链(16)，V型铰链组件(10)的两个杆件分别通过多个铰链(16)与同步轴(3)相互铰接。
4.根据权利要求2所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述弹性橡胶表层(17)通过耐热胶水粘接固定在波纹结构基体(18)的表面。
5.根据权利要求1所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述滑块组件(11)由导轨和滑块配合组成。
6.根据权利要求1所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述多个支撑翼肋之间平行布置，长度相等。
7.根据权利要求1所述的一种双驱动可变展长与上下反角的机翼，其特征在于：所述串联联动骨架(1)的自由度为2。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111703512A (zh) * 2020-07-22 2020-09-25 湖北汽车工业学院 一种剪刀式柔性车翼装置
CN112319771B (zh) * 2020-11-05 2024-04-26 西北工业大学 一种基于柔性驱动器的可变后缘弯度翼肋
CN116552781B (zh) * 2023-06-07 2024-02-20 北方工业大学 倾转旋翼螺旋桨桨叶自适应智能扭转变形机构
CN118309594B (zh) * 2024-03-20 2024-12-13 北京威浮科技有限责任公司 桨叶及具有其的发电装置

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB472567A (en) * 1936-08-31 1937-09-27 Horace Charles Luttman Improvements in aerofoils with variable camber
EP1413782A1 (en) * 2002-10-21 2004-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for rotatably supporting movable components, including canards
EP2368793A2 (de) * 2010-03-23 2011-09-28 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e. V. Bemanntes Luftfahrzeug
CN103158861A (zh) * 2011-12-12 2013-06-19 波音公司 机翼可变弯度后缘翼梢
CN103192982A (zh) * 2013-04-01 2013-07-10 哈尔滨工业大学 一种可变w形、m形及平直翼的变体机翼
CN103538717A (zh) * 2012-07-16 2014-01-29 空中客车西班牙运营有限责任公司 沿着翼展具有可变的掠过分布的航空器升力表面
EP2930103A1 (en) * 2014-04-12 2015-10-14 The Boeing Company Wing tip device for an aircraft wing
CN106715263A (zh) * 2014-09-25 2017-05-24 庞巴迪公司 用于飞机的变形蒙皮
EP3296202A1 (en) * 2016-09-19 2018-03-21 Bell Helicopter Textron Inc. Wing extension winglets for tiltrotor aircraft
CN108482645A (zh) * 2018-04-20 2018-09-04 哈尔滨工业大学 一种基于剪叉联动骨架与滑动蒙皮的变形翼机构
EP3546341A1 (en) * 2018-03-29 2019-10-02 Bombardier Inc. Deflectable airfoil assembly and method of determining loading on same
EP3604124A1 (en) * 2018-08-03 2020-02-05 Aurora Flight Sciences Corporation Combination flight and ground apparatus for a vehicle
CN110920865A (zh) * 2019-12-13 2020-03-27 浙江大学 一种翼展连续可变的伸缩机翼结构

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4824053A (en) * 1987-08-27 1989-04-25 Branko Sarh Telescopic wing
CA2617137C (en) * 2006-08-25 2008-12-23 A Partnership Of Jim Langley And Courtney Hunter Aircraft wing modification and related methods
GB2524828A (en) * 2014-04-04 2015-10-07 Airbus Operations Ltd An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and a method of manufacturing a foldable aerodynamic structure for an aircraft
US10005541B2 (en) * 2015-02-24 2018-06-26 Karem Aircraft, Inc. Methods for providing a durable solar powered aircraft with a variable geometry wing
CN105109668B (zh) * 2015-09-23 2017-08-29 燕山大学 一种可变机翼并联机构
CN105438443B (zh) * 2015-12-08 2017-11-21 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种保形折叠翼
US20180079488A1 (en) * 2016-09-21 2018-03-22 Bell Helicopter Textron Inc. Foldable aircraft with anhedral stabilizing wings
CN107972844A (zh) * 2017-12-09 2018-05-01 佛山市神风航空科技有限公司 一种折叠机翼

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB472567A (en) * 1936-08-31 1937-09-27 Horace Charles Luttman Improvements in aerofoils with variable camber
EP1413782A1 (en) * 2002-10-21 2004-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for rotatably supporting movable components, including canards
EP2368793A2 (de) * 2010-03-23 2011-09-28 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e. V. Bemanntes Luftfahrzeug
CN103158861A (zh) * 2011-12-12 2013-06-19 波音公司 机翼可变弯度后缘翼梢
CN103538717A (zh) * 2012-07-16 2014-01-29 空中客车西班牙运营有限责任公司 沿着翼展具有可变的掠过分布的航空器升力表面
CN103192982A (zh) * 2013-04-01 2013-07-10 哈尔滨工业大学 一种可变w形、m形及平直翼的变体机翼
EP2930103A1 (en) * 2014-04-12 2015-10-14 The Boeing Company Wing tip device for an aircraft wing
CN106715263A (zh) * 2014-09-25 2017-05-24 庞巴迪公司 用于飞机的变形蒙皮
EP3296202A1 (en) * 2016-09-19 2018-03-21 Bell Helicopter Textron Inc. Wing extension winglets for tiltrotor aircraft
EP3546341A1 (en) * 2018-03-29 2019-10-02 Bombardier Inc. Deflectable airfoil assembly and method of determining loading on same
CN108482645A (zh) * 2018-04-20 2018-09-04 哈尔滨工业大学 一种基于剪叉联动骨架与滑动蒙皮的变形翼机构
EP3604124A1 (en) * 2018-08-03 2020-02-05 Aurora Flight Sciences Corporation Combination flight and ground apparatus for a vehicle
CN110920865A (zh) * 2019-12-13 2020-03-27 浙江大学 一种翼展连续可变的伸缩机翼结构

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析;陈钱等;《航空学报》;20100331(第03期);全文 *
弹簧展开铰链锁定冲击及减小冲击方法;郭宏伟等;《哈尔滨工业大学学报》;20161231(第001期);全文 *
柔性后缘可变形机翼的气动特性分析;秦博谦;《中国高新科技》;20191231(第013期);全文 *

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