一种飞机连续变弯度结构及其分散式驱动控制方法

标题：一种飞机连续变弯度结构及其分散式驱动控制方法

摘要：本发明属于航空技术领域，具体涉及到一种飞机机翼前缘、后缘和翼尖连续变弯度的结构及其分散式驱动控制方法，本发明的飞机连续变弯度结构包括SMA丝，分别用于将位于铰链同一侧的相邻的两个翼肋关节的边缘进行连接，且SMA丝连接加热电源并用塑胶管密封，塑胶管连接冷却压缩机，在每个铰链上安装有一个角度传感器，SMA丝具有形状记忆功能，对其进行加热会恢复记忆态，呈现收缩变形，在低温时，可以在外力作用下拉长变形并保持固定长度形状，通过对一侧的SMA丝加热，另一侧的SMA丝通过塑胶管家住冷却气体降温，实现整体翼肋关节向一侧的偏转。

申请号：CN201810863361.7

申请日：2018/8/1

申请人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机连续变弯度结构，包括机翼前缘襟翼、后缘襟翼、副翼和翼尖小翼，其特征在于，所述飞机连续变弯度结构还包括：
至少两个位于同一水平面内设置的翼肋关节(1)，在相邻的两个所述翼肋关节(1)之间的中部位置，通过铰链(2)将两个所述翼肋关节进行连接，相邻的两个所述翼肋关节(1)之间能够绕所述铰链(2)在平面内旋转预定角度；
SMA丝(4)，分别用于将位于所述铰链(2)同一侧的相邻的两个所述翼肋关节(1)的边缘进行连接，且所述SMA丝(4)连接加热电源并用塑胶管(5)密封，所述塑胶管(5)连接冷却压缩机；
角度传感器(3)，安装在所述铰链(2)上。

专利类型：发明申请