1、可变后掠翼动态加载机构的设计与实现

可变后掠翼动态加载机构的设计与实现

1. 引言

翼梢小翼的发展显著提高了飞机的升阻比，这促使研究人员对可变形翼梢小翼的特性展开研究。可变形翼梢小翼能在飞行任务中通过改变三个参数来重新配置自身形状，这三个参数分别是外倾角、偏航角和弯度。外倾角是翼梢小翼与机翼连接处的向上角度，偏航角对应于沿翼展方向的旋转，而弯度变化则是通过改变翼型横截面的后缘或厚度来实现。在实际应用中，为了在机翼上产生理想的升力，巡航条件下较大的外倾角是最优的，而在起降时则更倾向于较小的外倾角。

在进行研究之前，对当前飞机的静态加载和动态加载系统进行了文献综述。对于静态加载，飞机承受分布载荷，如升力、阻力或重量。固定结构的静态载荷测试方法有两种：点载荷和分布载荷。由于点载荷方法简单，因此在设计中采用了该方法，该载荷施加在平均气动中心（MAC），代表具有恒定俯仰力矩的合成气动力。对于分布载荷测试，使用沙袋和/或水袋来模拟机翼上的分布载荷。另一种分布载荷方法使用由一系列连杆组成的平衡系统，以创建均匀分布的离散载荷。这种方法可以承受拉力或压力，但较大的载荷需要系统具有足够的刚度。

对于飞机控制面（如副翼、方向舵和襟翼）的测试，通常使用动态载荷模拟器（DLS）来提供旋转。由于旋转角度范围相对较小，DLS从未考虑气动力载荷的垂直性。本文提出了一种加载机构，该机构可以动态地对可变形翼梢小翼施加恒定的力，且该力始终垂直于翼梢小翼表面。

2. 问题陈述

可变形翼梢小翼被设计为一个驱动冗余系统，由两个连接到共同末端执行器（翼梢小翼）的连杆组成，翼梢小翼绕翼梢小翼与机翼连接处的固定轴旋转。每个连杆是一个六杆空间曲柄机构，通过主从同步控制方法由线性致动器驱动。为了将整个系统安装在机翼的干燥区域