專利名稱：高剛度形狀記憶合金驅動的飛機結構的制作方法
技術領域：
本公開的實施例大體涉及形狀記憶合金結構。更具體地，本公開的實施例涉及可操作以影響流體流動的形狀記憶合金結構。
背景技術：
飛機的機身和發(fā)動機在不同的飛行條件下可以產生大量不同的聽得見的噪聲和湍流阻力。噪聲和阻力的一個主要源頭是在飛機結構表面周圍的氣流。前翼表面和尾翼表面、控制面、起落架結構、渦輪風扇發(fā)動機表面周圍的氣流和渦輪風扇發(fā)動機廢氣流均可以產生噪聲。隨著飛行條件改變，空氣和廢氣的速度、溫度、壓力、湍流和其他特性可以顯著地改變。在起飛和著陸時，外部空氣(自由氣流空氣)速度較低，溫度較高，并且發(fā)動機排氣功率處于最大值(即，起飛階段)。在巡航階段，外部空氣(自由氣流空氣)速度較高，溫度較低，并且渦輪風扇發(fā)動機排氣功率處于巡航水平。從地面到巡航高度，對于不同的飛行條件所有這些因素可以按照復雜的非線性方式變化。為了改善在所有飛行階段的飛機性能，例如通過在巡航階段降低起飛噪聲和降低阻力同時減少重量，飛機設計應當包括飛機結構的優(yōu)化的形狀和物理特性(例如，剛度)。 然而，優(yōu)化的形狀和其他特性依賴于飛行條件而改變。因此，期望飛機結構是動態(tài)可重構的，以便使飛機改變從而適應當前的飛行條件。特別感興趣的是來自發(fā)動機的噪聲和阻力。傳統(tǒng)的渦輪風扇發(fā)動機包括風扇部分和發(fā)動機核心。風扇部分的外直徑大于發(fā)動機核心的外直徑。風扇部分和發(fā)動機核心關于縱軸順序地放置并封裝在發(fā)動機艙內。主要氣流(核心流)的環(huán)形路徑穿過風扇部分和發(fā)動機核心(核心噴嘴)，從而生成主要的推力。核心氣流路徑向外徑向放置的風扇流的環(huán)形路徑穿過風扇部分，并通過噴嘴(扇形噴嘴)排出，從而生成風扇推力。對于起飛條件和著陸條件的需求不同于對于巡航條件的需求。對于巡航條件而言，期望較小直徑的扇形噴嘴，以用于提高巡航性能和使燃料效率最大化，然而，對于起飛條件和著陸條件而言，較小直徑的扇形噴嘴不認為是最優(yōu)的。因此，在很多傳統(tǒng)的發(fā)動機中，巡航性能和燃料效率通常折中從而確保渦輪風扇發(fā)動機在起飛和著陸時的安全性。除了提高效率之外，改變扇形噴嘴面積和因此改變發(fā)動機涵道比是降低起飛和靠近期間的城市噪聲的極其有效的方式。某些渦輪風扇發(fā)動機已經實現了可變面積扇形噴嘴(VAFN)。 VAFN能夠在巡航條件期間具有較小的扇形噴嘴直徑和在起飛條件與著陸條件期間具有較大的扇形噴嘴直徑。關于現代的噴氣式飛機，在工業(yè)中通常被稱為“人字形”的結構已經用于幫助抑制噴氣式發(fā)動機產生的噪聲。人字形通常是三角形突出狀元件，其沿風扇的后緣和渦輪風扇噴氣發(fā)動機的核心噴嘴定位，使得這些元件伸入從風扇和核心噴嘴排出的廢氣流中。對于大范圍的運行條件，已經證明人字形在降低通過混合來自核心噴嘴和扇形噴嘴的氣流和混合來自扇形噴嘴和自由氣流空氣的氣流產生的寬頻帶噪聲方面是有效的。由于人字形可以與風扇流直接相互影響，然而，它們也產生阻力和導致推力損失。因此，由于存在人字形，在減弱噪聲的需求和最少化推力損失之間存在折衷。因此，需要一種技術，能夠提供所需的噪聲減弱但不會在巡航條件期間產生額外的阻力或導致推力損失。

發(fā)明內容
本發(fā)明公開了一種形狀記憶合金(SMA)驅動的飛機結構，其可操作以根據飛行條件動態(tài)地改變形狀?？勺冃谓Y構由耦合至可變形結構的面板的SMA致動器驅動。通過驅動 SMA致動器的形狀改變，驅動SMA致動器產生可變形結構的復雜的形狀改變。SMA致動器基于運行條件經由主動溫度變化或被動溫度變化驅動。SMA驅動的飛機結構可以用于可形變噴嘴，例如噴氣式發(fā)動機的可變面積扇形噴嘴和/或可變幾何形狀人字形，從而降低起飛期間的發(fā)動機噪聲，而不會使巡航期間的燃料燃燒降級。第一實施例包含形狀記憶合金驅動的飛機結構。該形狀記憶合金驅動的飛機結構包含第一面板和第二面板。該形狀記憶合金驅動的飛機結構進一步包含在第一面板上的至少一個位置耦合至第一面板和在第二面板上的多個位置耦合至第二面板的至少一個形狀記憶合金致動器。第二實施例包含用于響應溫度變化使形狀記憶合金驅動的飛機結構成形的系統(tǒng)。 該系統(tǒng)包含至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構，該結構包含第一面板、第二面板和位于第一面板與第二面板之間的至少一個形狀記憶合金致動器。該形狀記憶合金致動器在第一面板上的至少一個位置耦合至第一面板和在第二面板上的多個位置耦合至第二面板。該系統(tǒng)進一步包含控制器，該控制器可操作以激活至少一個形狀記憶合金致動器的至少一個區(qū)域，從而改變至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構。第三實施例包含用于操作形狀記憶合金驅動的飛機結構的方法。該方法包括確定要優(yōu)化的形狀記憶合金驅動的飛機結構的至少一個特性，和控制至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分的溫度從而最優(yōu)化至少一個特性。形狀記憶合金致動器定位在形狀記憶合金驅動的飛機結構的第一面板和第二面板之間，并在第一面板上的至少一個位置耦合至第一面板和在第二面板上的兩個或更多個位置耦合至第二面板。提供該概述是為了以簡化的形式引入下面在具體實施方式
中進一步描述的一系列概念。該概述不是為了辨別要求保護的主題的關鍵特征或主要特征，也不是為了用于幫助確定要求保護的主題的范疇。1. 一種形狀記憶合金驅動的飛機結構，所述結構包含第一面板；第二面板；和在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多個位置耦合至所述第二面板的至少一個形狀記憶合金致動器。2.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器可操作以使所述形狀記憶合金驅動的飛機結構在至少兩個維度變形。3.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器的形狀包含由以下構成的組中的至少一個基本正弦狀、格子狀、工字梁、 帶狀和連接帶。
4
4.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述形狀記憶合金驅動的飛機結構包含由以下構成的組中的至少一個可變面積扇形噴嘴板和可變幾何形狀人字形。5.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述形狀記憶合金驅動的飛機結構耦合至由以下構成的組中的至少一個扇形噴嘴和核心噴嘴。6.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述形狀記憶合金驅動的飛機結構耦合至推力反向器套筒的至少一個部分。7.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器由溫度被動控制。8.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器通過一種方法耦合至所述第一面板和所述第二面板，所述方法包含由以下構成的組中的至少一個粘附、銅焊、焊接、緊固和鍵合。9. 一種用于改變飛機結構的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包含至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構，其包含第一面板；第二面板；和在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多個位置耦合至所述第二面板的至少一個形狀記憶合金致動器；和控制器，所述控制器可操作以激活所述至少一個形狀記憶合金致動器的至少一個區(qū)域，從而改變所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構。10.根據權利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構從噴嘴的邊緣區(qū)域延伸接近于從噴嘴排出的氣流的流動路徑。11.根據權利要求10所述的系統(tǒng)，其中所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構在接近于所述流動路徑的第一位置和延伸至所述流動路徑的第二位置之間是能夠變形的。12.根據權利要求10所述的系統(tǒng)，其中所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構從接近于所述流動路徑的第一位置能夠變形至遠離所述流動路徑延伸的第二位置。13.根據權利要求10所述的系統(tǒng)，進一步包含響應溫度變化使所述至少一個形狀記憶合金致動器成形，從而通過基于至少一個飛行條件改變所述形狀記憶合金驅動的飛機結構獲取噴嘴的最優(yōu)面積。14. 一種用于操作包含第一面板和第二面板的形狀記憶合金驅動的飛機結構的方法，所述方法包含確定要最優(yōu)化的所述形狀記憶合金驅動的飛機結構的至少一個特性；控制至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分的溫度，從而最優(yōu)化所述至少一個特性；和所述至少一個形狀記憶合金致動器定位在所述第一面板和所述第二面板之間，并在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的兩個或更多個位置耦合至所述第二面板。15.根據權利要求14所述的方法，其中所述至少一個特性基于至少一個飛行條件被最優(yōu)化。16.根據權利要求14所述的方法，其中所述至少一個特性包含由以下構成的組中的至少一個氣動噪聲、氣動阻力和氣動升力。17.根據權利要求14所述的方法，其中所述控制步驟進一步包含監(jiān)控所述至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分的溫度；通過加熱/冷卻所述至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分提供溫度變化。18.根據權利要求14所述的方法，其中所述控制步驟進一步包含熱控制所述至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分，從而通過基于至少一個飛行條件形變所述形狀記憶合金驅動的飛機結構改變噴嘴的面積。19.根據權利要求14所述的方法，其中所述控制步驟進一步包含分別調整所述至少一個形狀記憶合金致動器的多個部件中每個部件的至少一個溫度。20.根據權利要求14所述的方法，其中所述控制步驟進一步包含熱控制所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構，從而延伸至對于第一組飛行條件而言從噴嘴排出的氣流的流動路徑；和熱控制所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構，從而延伸遠離對于第二組飛行條件而言的所述流動路徑。


通過參考具體實施方式
和權利要求書并連同下面的附圖可以獲取本公開的實施例的更加全面的理解，其中貫穿所有附圖相似的參考數字指相似的元件。提供這些附圖是為了促進理解本公開，而非限制本公開的范圍、范疇、規(guī)?；蜻m用性。不需要按照比例繪制這些附圖。圖1圖示說明了飛機渦輪風扇發(fā)動機艙的簡化的側視圖，其示出了包含根據本公開的實施例的多個可變形結構的形變扇形噴嘴。圖2圖示說明了圖1的渦輪風扇發(fā)動機艙的簡化的示意性截面圖，其示出了根據本公開的實施例的形變扇形噴嘴的兩個可變形結構。圖3圖示說明了圖1的可變形結構中每個可變形結構可以根據本公開的各種實施例改變的各種示意性的剖面。圖4圖示說明了圖1的一部分形變扇形噴嘴的示意圖，其示出了作為根據本公開的實施例的可變形結構的示例的示例性形狀記憶合金(SMA)驅動的飛機結構。圖5圖示說明了形變系統(tǒng)，其示出了圖4中所示的根據本公開的實施例的示例性 SMA驅動的飛機結構的放大的示意圖。圖6圖示說明了根據本公開的實施例的裝配之前和裝配之后的示例性SMA驅動的飛機結構的示意性透視圖。圖7圖示說明了在第一驅動狀態(tài)、第二驅動狀態(tài)和覆蓋第一驅動狀態(tài)與第二驅動狀態(tài)的示例性裝配的SMA驅動的飛機結構的示意性透視圖。圖8圖示說明了根據本公開的實施例的示例性裝配的SMA驅動的飛機結構的側視圖。圖9圖示說明了在驅動狀態(tài)的圖8的示例性裝配的SMA驅動的飛機結構的側視圖。圖10圖示說明了可以用于形成根據本公開的實施例的VAFN板的示例性SMA驅動的飛機結構的透視圖。圖11圖示說明了根據本公開的各種實施例的分別利用“帶狀”、“格子狀”、“連接帶”和“工字梁” SMA致動器的示例性SMA驅動的飛機結構的透視俯視圖。圖12圖示說明了兩個形變扇形噴嘴的示意圖，其示出了根據本公開的兩個實施例的分別包括圖11的“帶狀” SMA致動器和“格子狀” SMA致動器的兩個示例性SMA驅動的飛機結構。圖13是示出了用于操作根據本公開的實施例的SMA驅動的飛機結構的示例性過程的流程圖。圖14圖示說明了 SMA驅動的飛機結構，其示出了響應在根據本公開的實施例的一個或多個SMA致動器的一段或多段的溫度變化的VAFN板的三維形狀變化。
具體實施例方式下面的詳細說明書在本質上僅僅是說明性的，并不是為了限制本公開的實施例， 也不是為了限制實施例的應用和使用。而且，并不由前述的技術領域、背景、發(fā)明內容或下面的具體實施方式
中呈現的任何明確表達或隱含的原理所限制。此處在實際的非限制應用的背景中描述了本公開的實施例，S卩，包含可變的扇形噴嘴板和/或可變的幾何人字形的形變扇形噴嘴。然而，本公開的實施例并不限于這些形變扇形噴嘴應用，并且此處所描述的技術也可以用于其他的形變應用中。例如，實施例可以適用于流體動力學表面、其他飛機結構、汽車結構、機器人、包含合適的幾何形狀從而改變流體流動的其他形變結構等等。此處根據功能和/或邏輯方框組件和各種處理步驟描述了本公開的實施例。應當理解，可以通過構造為執(zhí)行指定功能的許多硬件、軟件和/或固件組件實現這些方框組件。 為了簡潔起見，此處不再詳細描述與信號處理、飛機控制系統(tǒng)、高升力裝置和系統(tǒng)的其他功能方面(和系統(tǒng)的單獨運行組件)相關聯(lián)的傳統(tǒng)技術和組件。此外，本領域的技術人員將理解，可以連同許多不同的飛機控制系統(tǒng)和飛機機翼結構與發(fā)動機實施本公開的實施例， 并且此處所描述的系統(tǒng)僅僅是本公開的一個示例實施例。圖1圖示說明了飛機渦輪風扇發(fā)動機艙100(發(fā)動機艙100)的簡化的側視圖，其示出了根據本公開的實施例的包含多個可變形結構的形變扇形噴嘴。發(fā)動機艙100是與托住飛機的噴氣式發(fā)動機(未示出)的機翼(未示出)分離的外罩。發(fā)動機艙100可以包含發(fā)動機進口(未示出)、風扇罩102、推力反向器(未示出)、核心流噴嘴104、形變扇形噴嘴 106和控制機構122。核心流噴嘴104為熱的渦輪發(fā)動機排氣提供受控排氣孔。渦輪風扇發(fā)動機提供來自核心流噴嘴104的熱的渦輪發(fā)動機排氣的核心流118(氣流)和來自由渦輪發(fā)動機提供動力的渦輪風扇的風扇流116(氣流)的推力。為了降低噪聲，核心流噴嘴104可以具有人字形(未示出)。核心流118具有的速度一般均高于風扇流116的速度。形變扇形噴嘴106可以包含構造為改變流動的多個可變形結構108。在圖1所示的實施例中，每個可變形結構108均包含被耦合至可變幾何形狀人字形(VGC) 112的VAFN板110。可變形結構108可以從形變扇形噴嘴106的邊緣區(qū)域114延伸。可變形結構108 可以沿圓周布置在形變扇形噴嘴106的整個邊緣區(qū)域114周圍。然而，可變形結構108可以位于適合于改變流動的任何位置。形變扇形噴嘴106的每個可變形結構108并不限于該實施例的VAFN板110和/或VGC 112，也可以使用其他結構。該可變形結構108可以包含但不限于三角形的、分隔的、矩形的、圓形的或其組合等的結構。如將根據本公開的各種實施例詳細地描述的，每個可變形結構108包含一個或多個形狀記憶合金(SMA)致動器，其可操作以響應加熱和/或冷卻使每個可變形結構108變形(即，彎曲、偏斜、變形)。以此方式，每個可變形結構108可以在一維或多維改變形狀，從而改變流動。例如，每個可變形結構108可以改變形狀，從而降低由操作飛機的渦輪風扇發(fā)動機產生的噪聲，這將在下面圖2-圖3的討論背景中更詳細地說明?？刂茩C構122構造為熱控制每個可變形結構108延伸至第一組飛行條件(例如， 起飛、著陸和進近)的風扇流116的流動路徑，從而降低氣流噪聲?？刂茩C構122也熱控制每個可變形結構108延伸遠離第二組飛行條件(例如，巡航)的排氣流的流動路徑，從而使燃料效率最大。在一個實施例中，控制機構可以包含被動控制機構，以基于與飛行條件的高度相對應的環(huán)境溫度控制每個可變形結構108的變形。在另一個實施例中，該控制機構122 可以包括或被實現為(被連接至飛機系統(tǒng)的)控制器，這將在以下圖5的背景中說明，從而便于控制每個可變形結構108的變形(S卩，改變形狀)。圖2圖示說明了渦輪風扇發(fā)動機艙的簡化的示意性截面圖，其示出了根據本公開的實施例的形變扇形噴嘴200的兩個可變形結構202。圖2中所示的實施例包含風扇罩 204(圖1中的102)和渦輪風扇發(fā)動機206，風扇罩204包括多個可變形結構202(圖1中的108)?？勺冃谓Y構202可以包含VAFN板110，該VAFN板從形變扇形噴嘴200的尾翼邊緣區(qū)域208延伸，并在VGC連接位置210處耦合至VGC 112。在一個實施例中，當SMA致動器驅動VGC 112時，可以使VGC 112展開一個量dl到風扇流116，這將在下面將更詳細地說明。dl可以是，例如但不限于，大約1.5英寸。此外，當由SMA致動器驅動VAFN板110時， VAFN板110可以延長一個量d2，這將在下面更詳細地說明。在一個實施例中，d2可以是， 例如但不限于，大約1. 5英寸，這將導致形變扇形噴嘴200(圖1中的形變扇形噴嘴106)的面積增加大約20%。以此方式，可變形結構202(圖1中的108)將形變扇形噴嘴106/200 的形狀從非驅動剖面或標稱剖面改變?yōu)轵寗悠拭?，驅動剖面可以基于各種飛行條件適當地改變風扇流116的特性，這將在下面更詳細地說明。圖3圖示說明了圖1和圖2的形變扇形噴嘴106/200的每個可變形結構(即，VAFN 板和VGC、僅VGC、僅VAFN板)可以根據本公開的各種實施例改變的示意性剖面。圖3示出了可變形結構202/108的標稱剖面310和多個驅動剖面320、330和340。標稱剖面310示出了可以在連接點318耦合至VGC 112的非驅動VAFN板110的標稱VAFN板剖面312，和非驅動VGC 112的標稱VGC剖面314。在下面將標稱(非驅動的)剖面312和314與其各自的驅動剖面320、330和340相比較。驅動剖面320示出了包含在連接點326 (圖2中的VGC連接位置210)耦合至VGC 112 (圖幻的VAFN板110的可變形結構202的示例性的驅動狀態(tài)。驅動剖面320包含驅動的VAFN板剖面322和驅動的VGC剖面324。如驅動的VAFN板剖面322所示，如果由SMA致動器驅動VAFN板110，那么VAFN板110向外轉向/展開到自由流120(圖2)中，并且與標稱VAFN板剖面312相比，遠離風扇流116 —個量d2。而且，如驅動的VGC剖面3 所示，如果由SMA致動器驅動VGC 122，那么與標稱VGC剖面314相比，VGC 112展開一個量dl到風扇流116中。用這種方式，根據該實施例(每個均包含VAFN板和VGC的可變形結構)可變形結構202通過兩種不同的機構降低了由渦輪風扇發(fā)動機(圖1)引起的噪聲。在第一機構中，VAFN板110向外偏向/展開到(從風扇流116中撤回的)自由流120中，從而基于量d2增加形變扇形噴嘴106的面積(S卩，大約10%)。形變扇形噴嘴106的面積增加會引起正在穿過形變扇形噴嘴106的風扇流116的速度降低，由此使發(fā)動機的噪聲減輕。第二機構包括通過將VGC 112( S卩，三角形人字形)展開到風扇流116中而將漩渦(湍流)引入風扇流116。用這種方式，VGC 112可以變形使得其部分延伸一個量dl到從形變扇形噴嘴 106排出的風扇流116的路徑中，從而促進混合接近于或鄰近于自由流120的風扇流116， 并由此降低噪聲。在巡航和其他的飛行條件期間，每個可變形結構108/202可以返回至標稱剖面310或其他形狀。驅動剖面330示出了包含VAFN板110 (即，沒有VGC 112)的每個可變形結構202 的示例性的驅動狀態(tài)。驅動剖面330包含驅動VAFN板剖面322。如驅動VAFN板剖面332 所示，如果由SMA致動器驅動VAFN板110，VAFN板110向外轉向/展開到自由流120(圖 2)中，并且與標稱VAFN板剖面312相比，遠離風扇流116—個量d2。用這種方式，根據該實施例(即，具有VAFN板110且無VGC 112的形變扇形噴嘴)，可變形結構202可以通過如上所述的第一機構降低渦輪風扇發(fā)動機(圖1)引起的噪聲。驅動剖面340示出了包含在連接點344耦合至VGC 112的恒定面積扇形噴嘴板 (CAFN板)的每個可變形結構202的示例性的驅動狀態(tài)。驅動剖面340包含標稱VAFN板剖面312和驅動VGC剖面342。由于并不驅動CAFN板，并不促進改變可變形結構202的形狀；因此，標稱VAFN板剖面312也表示驅動剖面340中的CAFN板剖面。如驅動VGC剖面 342所示，如果由SMA致動器驅動VGC 112，那么與標稱VGC剖面314相比，VGC 112展開一個量dl到風扇流116中。用這種方式，根據該實施例(每個均包含CAFN板和VGC的可變形結構)，可變形結構202通過如上所述的第二機構降低由渦輪風扇發(fā)動機(圖1)引起的噪聲。圖4圖示說明了圖1的形變扇形噴嘴106的部分124的示意圖400，其示出了作為根據本公開的實施例的示例性可變形結構的示例性SMA驅動的飛機結構408。SMA驅動的飛機結構408可以包含一個或多個基本正弦或類似的SMA致動器406。形狀記憶合金(SMA)在從原始形狀變形之后會記憶其原始形狀。當被加熱(形狀記憶效應)或當移除變形壓力(超彈性)時，SMA返回至其原始形狀。當被加熱時返回其原始形狀的SMA是單向SMA。雙向SMA記憶兩種不同的形狀在相對低的溫度的一種形狀， 和在相對高的溫度的另一種形狀。通過熱機械處理設定兩種形狀被稱為“訓練”SMA。具有兩種形狀設定的SMA被稱為“經訓練的” SMA。經訓練的SMA的形狀特性起因于從低對稱性 (馬氏體)到高度對稱(奧氏體)的晶體結構的溫度誘發(fā)馬氏體相變。SMA改變其結構的溫度取決于具體合金，并可以通過改變化學混合物和熱機械處理進行調整。某些一般的SMA 材料是銅-鋅-鋁、銅-鋁-鎳、鎳-鈦-鉬、鎳-鈦-鈀、鎳-鈦-鉿和鎳-鈦(鎳鈦合金 NiTi或鎳鈦記憶合金Nitinol)。NiTi SMA合金通常具有的機械特性比基于銅的SMA的機械特性更好，但是通常也比較昂貴。根據本公開的各種實施例的SMA致動器可以由，例如但不限于，這些前述的SMA材料制造?，F有的可移動人字形可以使用單一 SMA，其是由SMA材料制造的固體的、平坦的或錐形的條形致動器，連接至形成每個人字形的兩個面板中的一個面板?，F有的設計沒有利用兩個面板。用這種方式，現有的設計不允許三維形狀改變。而且，現有的設計使用堅硬的結構承受飛行負荷。因此，較大的致動器用于使結構彎曲，這也增加了重量。額外的重量不利地影響了飛機的整體性能。額外的重量降低了飛機范圍，并可以導致發(fā)動機運行的額外燃料消耗。因此，在渦輪風扇發(fā)動機制造中，應當避免重量增加，因為起因于增加可變面積扇形噴嘴的重量增加可以使從起因于在巡航條件期間可變面積噴嘴減小的直徑的改善的燃料效率獲取的利益不起作用。如圖4中所示，正弦SMA致動器406位于(即，夾在)根據本公開的實施例的SMA 驅動的飛機結構408(可變形結構)的第一面板402和第二面板404之間。用這種方式，本公開的實施例提供也改變形狀的剛性飛機結構。如上所述，SMA致動器406可以由SMA材料制造，從而允許SMA驅動的飛機結構408/108在多個維度(例如三維)改變，從而形成復雜的形狀變化，這將在下面更詳細地說明。圖5圖示說明了變形系統(tǒng)500，其示出了根據本公開的實施例的圖4中所示的SMA 驅動的飛機結構408的放大圖。該變形系統(tǒng)500可以包含SMA驅動的飛機結構502和控制器 504。SMA驅動的飛機結構502可以包含上部面板506、下部面板508和位于其間的一個或多個SMA致動器510。SMA驅動的飛機結構502可以耦合至渦輪風扇發(fā)動機艙100的邊緣區(qū)域114、推力反向器套筒的尾緣(未示出)、核心流動噴嘴104等，但不限于此。在該實施例中，SMA驅動的飛機結構502可以包含如上在圖1-3的討論背景中所述的VAFN板 512(圖1中的110)和VGC 514(圖1中的11 。VAFN板512可以通過VGC連接516耦合至VGC 514。SMA驅動的飛機結構502也可以用于其他的飛機結構、汽車結構、流體流動系統(tǒng)等。在一個實施例中，例如，當用在飛機形變扇形噴嘴應用中時，上部506可以定位成接觸或接近于冷的自由流518 (圖1-2中的自由流120)。因為上部506需要變形，用于上部 506的材料需要適量的彈性。而且，由于在該實施例中，上部面板506處于相對較低的溫度環(huán)境中，所以上部面板506可以要求耐溫性低于下部面板508的耐溫性。上部面板506可以包含諸如鋁合金、石墨復合材料、陶瓷-金屬復合材料、塑料等的材料，但不限于此。例如，當用于飛機形變扇形噴嘴應用中時，下部面板508可以定位成接觸或接近于熱的風扇流520(圖1-2中的風扇流116)。因為下部面板508需要是可變形的，所以用于下部面板508的材料可以需要適量的彈性。而且，由于在該實施例中，下部面板508處于相對較高的溫度環(huán)境中，所以下部面板508可以要求耐溫性高于上部面板506的耐溫性。下部面板508可以包含例如較高的耐溫性的鋁合金、石墨復合材料、陶瓷-金屬復合材料、較高的耐溫性塑料等的材料，但不限于此。SMA致動器510可以分別在各連接點(例如連接點5M和連接點526)耦合至例如上部面板506的內表面(未示出)和下部面板508的內表面522，但不限于此。例如，SMA 致動器510可以在連接點524中至少一個連接至上部面板506的內表面(未示出)和在諸如連接點526的各連接點連接至下部面板508的內表面522，反之亦然。連接點524/526
10可以分別基本定位在例如SMA致動器510的最大量和其最小量，但不限于此。SMA致動器 510可以例如但不限于，通過鉚釘、粘合劑、緊固、焊接、銅焊、鍵合等連接至SMA驅動的飛機結構502的第一面板506和其第二面板508。因為SMA致動器510在諸如524/526的多個位置同時連接至面板506/508，所以SMA驅動的飛機結構502的結構在不同的構造中保持剛性。用這種方式，由SMA致動器510施加于SMA驅動的飛機結構502的剩余部分的負荷分布在SMA驅動的飛機結構502各處。這允許SMA驅動的飛機結構502的復雜的形狀變化。在不同的實施例中，復雜的多維形狀變化，例如SMA驅動的飛機結構502的三維形狀變化，是通過激活SMA材料的形狀變化提供的。SMA驅動的飛機結構502可以包含多個 SMA致動器510，其可以單獨或組合起來被激活，且每個致動器的變形量不同。而且，每個 SMA致動器510在不同位置可以具有加熱元件或冷卻元件。例如，可以在一個SMA帶的多個部件中加熱SMA致動器510，和/或可以單獨加熱和控制VGC 514的多個帶和/或VAFN板 512的每個。因此，每個SMA致動器510可以在一個或多個點以受控方式變形不同程度，因此一個或多個SMA致動器510可以組合起來用于形成復合的三維形狀，這將在下面圖14的背景中更詳細地說明?？刂破?04可以從SMA驅動的飛機結構502遠程定位，或可以耦合至SMA驅動的飛機結構502。通過調整馬氏體完成溫度和奧氏體完成溫度之間的溫度，SMA致動器510是可控的，使得利用控制器504可以選擇和保持極端驅動狀態(tài)之間的形狀?？刂破?04可以實施為飛機系統(tǒng)的部分、集中的飛機處理器、專用于如上所述的可延期的結構布置的子系統(tǒng)計算模塊等。在運行中，通過監(jiān)控SMA致動器510的溫度和加熱和/或根據需要冷卻至少一個SMA致動器的至少一部分，控制器504可以控制SMA驅動的飛機結構502。SMA致動器510的加熱/冷卻可以通過例如但不限于飛機冷卻/加熱系統(tǒng)等提供。例如，加熱器可以利用電加熱器元件和可控電源，其中溫度與應用于電加熱器元件的電流成正比。用這種方式，控制器504基于當前的飛行條件確定溫度，并提供加熱/冷卻以便如上所述激活SMA 致動器510/使SMA致動器510停用。這使控制器504能夠根據當前的飛行條件控制SMA 驅動的飛機結構502的驅動，例如飛機是否在進近、著陸、起飛或是巡航?？刂破?04可以用于優(yōu)化SMA驅動的飛機結構502關于噪聲、升力、阻力等的特性。圖6圖示說明了示例性的裝配前SMA驅動的飛機結構610和示例性的裝配后(已裝配)SMA驅動的飛機結構620的示意性透視圖。裝配前SMA驅動的飛機結構610包含頂部面板612、底部面板614和復雜的SMA致動器616。如圖6中所示，裝配前SMA驅動的飛機結構610裝配成包含復雜形狀的已裝配的SMA驅動的飛機結構620。已裝配的SMA驅動的飛機結構620包含頂部面板622、底部面板6M和根據本公開的實施例的SMA致動器626。圖7示出了在第一驅動狀態(tài)(第一位置)712(例如，熱的)、第二驅動狀態(tài)(第二位置)714(例如，冷的)和示出如上所述展開位置dl的覆蓋第一驅動狀態(tài)712與第二驅動狀態(tài)714的示例性SMA驅動的飛機結構700。在裝配之前(S卩，裝配前的SMA驅動的飛機結構610)，頂部面板612、底部面板614 和SMA致動器616每個均可以具有其各自的形狀，并且在裝配之后來自其各自形狀的張力可以平衡，從而形成高剛度的結構，例如已裝配的SMA驅動的飛機結構620。本公開的實施例可以用于單向或雙向形狀記憶效應。在單向形狀記憶效應的情況中，已裝配的SMA驅動的飛機結構620本身提供當冷卻時使SMA材料變形的力。一旦加熱，形狀記憶效應可以使已裝配的SMA驅動的飛機結構620恢復至其起點。面板612/614的預成型可以與單向SMA致動器一起使用，以便當冷時為裝配前的 SMA驅動的飛機結構610提供第一位置714(冷的位置714)和當熱時為其提供第二位置 712(熱的位置71幻。當SMA致動器處于其冷的狀態(tài)時，SMA材料(S卩，金屬)可以彎曲或伸縮為許多新形狀，并可以保持形狀直到被加熱超過轉變溫度。通過加熱，形狀變回其原始形狀，不管當冷卻時改變成什么形狀。當金屬再次冷卻時，其可以維持在其原始形狀，直到再次變形(例如，通過面板622/624的張力)。因此，為SMA致動器616提供裝配前的原始形狀，并且已裝配的SMA驅動的飛機結構620具有冷的位置714。當加熱SMA致動器626時， 通過SMA致動器6 將已裝配的SMA驅動的飛機結構620重新定位到熱的位置712，并且當冷卻SMA致動器626時，面板622/624的張力使已裝配的SMA驅動的飛機結構620恢復至冷的位置714。對于雙向SMA致動器，SMA記憶兩種不同的形狀在較低溫度的一種形狀，和在較高溫度的一種形狀?？梢栽诓粦脕碜悦姘?22/624的外力的情況下獲取兩種不同的形狀。已裝配的SMA驅動的飛機結構620包含具有SMA致動器626的冷的位置620。當加熱 SMA致動器6 時，通過SMA致動器6 將已裝配的SMA驅動的飛機結構620重新定位到熱的位置712，并且當冷卻SMA致動器626時，SMA致動器6 使SMA驅動的飛機結構620恢復至冷的位置714。如上所述，可以允許由例如但不限于來自發(fā)動機、大氣的熱量被動地發(fā)生溫度變化，或是通過連接至SMA致動器6 且由控制器504控制的加熱和冷卻裝置主動地進行溫度變化。可以單獨地加熱或冷卻SMA致動器626的不同部分。例如，可以單獨地加熱定位在其連接點(例如，圖5中的524/526)之間的SMA致動器626的每個部件?？刂浦聞悠鞯拿總€部件的溫度允許控制每個部件的形狀和控制SMA致動器626的角度與彎曲度，這將在下面圖14的背景中更詳細地說明。圖8圖示說明了在標稱狀態(tài)(非驅動狀態(tài))的示例性的已裝配SMA驅動的飛機結構800的側視圖，飛機結構800包括將SMA致動器810連接至其面板的緊固件。如上所述， 各種方法可以用于將形狀記憶合金致動器810連接至SMA驅動的飛機結構800的面板，例如但不限于，燒、焊接、膠水、緊固件、鉚釘等。圖9圖示說明了在驅動狀態(tài)(圖8中所示在非驅動狀態(tài))的示例性的已裝配SMA 驅動的飛機結構900的側視圖。已裝配的SMA驅動的飛機結構900可以用于為不同的應用提供高剛度的可變形結構，例如在不同的飛行條件下改變形變扇形噴嘴106的面積。圖10圖示說明了在第一驅動狀態(tài)1010和第二驅動狀態(tài)1020的示例性SMA驅動的飛機結構的透視圖。SMA驅動的飛機結構可以用于形成如上所述的VAFN板110。在第一驅動狀態(tài)1010的SMA驅動的飛機結構包含第一面板1012、第二面板1014和位于其間的一個或多個致動器1016。在第二驅動狀態(tài)1020的SMA驅動的飛機結構包含第一面板1022、 第二面板IOM和位于其間的一個或多個致動器1(^6?？梢酝ㄟ^SMA致動器1016/10 驅動SMA驅動的飛機結構，從而響應溫度變化從其第一驅動狀態(tài)1010改變其形狀至其第二驅動狀態(tài)1020，這將在下面圖13-14的討論背景中說明。圖11圖示說明了根據本公開的各種實施例的分別利用“帶狀” 1112、“格子狀” 1122、“連接帶” 1132和“工字梁” 1142的SMA致動器的示例性SMA驅動的飛機結構1110、1120、1130和1140的透視俯視圖。圖11中所示示例的特定拓補特征在本公開的許多可能的實施例中，并且也可以使用其他的拓補特征。SMA致動器1112、1122、1132和1142中的每個均可以用于例如形變扇形噴嘴106/200，當固定在形變扇形噴嘴106的后緣邊緣區(qū)域114/208上的每個可變形結構108的兩個面板(圖5中的506/508)之間時，用于提供較高的剛度。例如，圖12圖示說明了兩個形變扇形噴嘴1210和1220的示意圖，其示出了分別包含圖11的“帶狀” 1112SMA 致動器和“格子狀” 1122SMA致動器的示例性SMA驅動的飛機結構。不同的形狀可以用于SMA致動器1112、1122、1132和1142，從而優(yōu)化重量、耐溫性、 剛度等的設計。對于飛機的起飛而言，噪聲降低是最需要的，并且在巡航期間噪聲降低則是次要的。因此，理想地降低起飛時(即，高推力條件)的噪聲的任何噪聲降低系統(tǒng)/裝置不應當使巡航期間的燃料燃燒顯著地降級。因此用于噪聲減少的SMA驅動的飛機結構(可變形結構)的設計和對巡航與其他飛行階段期間較低成本的運行的需求之間存在折衷。圖13圖示說明了示出操作根據本公開的實施例的SMA驅動的飛機結構的過程 1300的示例性的流程圖。過程1300提供控制SMA致動器的溫度，從而優(yōu)化SMA驅動的飛機結構的特性。關于過程1300執(zhí)行的各任務可以通過軟件、硬件、固件或其任意組合執(zhí)行。 為了說明的目的，以下過程1300的說明涉及上面關于圖1-圖12所述的元件。在實際的實施例中，可以通過變形系統(tǒng)500的不同元件執(zhí)行過程1300的部分，以便于降低氣流噪聲，例如，SMA驅動的飛機結構、SMA致動器和控制器。根據此處所描述的示例實施例中的一個示例實施例，即，SMA致動器，描述了過程1300，以改變(例如，展開、改變形狀、縮回)SMA驅動的飛機結構。用于操作SMA驅動的飛機結構的過程1300可以通過監(jiān)控溫度(任務1302)開始。 過程1300通過連接至如圖5的背景中描述的飛機系統(tǒng)的控制器主動地修改溫度，或可選地可以使用環(huán)境溫度、發(fā)動機溫度等被動地改變不同飛行條件時的SMA致動器的溫度。實際上，SMA致動器在由原始形狀變形之后記憶其原始形狀。用這種方式，當被加熱或移除變形壓力時，SMA致動器返回至原始形狀。如上所述，雙向SMA記憶兩種不同的形狀在相對低溫度的一種形狀，和在相對高溫度的另一種形狀。可以通過熱機械“訓練” SMA實現對兩種形狀的設定。用這種方式，例如，可以訓練SMA致動器記憶對應于可變形結構的各種形狀的不同位置，適用于降低關于諸如巡航和著陸的飛行條件范圍的噪聲和相關聯(lián)的阻力。這些特性起因于從低對稱性(馬氏體)到高度對稱(奧氏體)的晶體結構的溫度誘發(fā)馬氏體相變。如上所述，在不同的實施例中，SMA致動器由具有形狀記憶和超彈性特性的鈦-鎳合金族的材料制造，但不限于此。用這種方式，如果飛行條件符合巡航溫度范圍(查詢任務 1304)，那么經訓練的SMA致動器的溫度被改變?yōu)檠埠綏l件時的溫度(任務1306)。例如，經訓練的SMA致動器可以被熱無效，從而返回至馬氏體形狀。然后可變形結構針對巡航飛行條件適當地變形(任務1309)。對于巡航條件，例如，溫度可以是大約-40°C。用這種方式， 每個SMA驅動的飛機結構(即，諸如VAFN板的每個可變形結構)可以從第一位置遠離風扇流的流動路徑變形為鄰近(或接近于)流動路徑的第二位置，從而使單位推力燃料消耗量 (TSFC)最小，以改進燃料效率。例如但不限于，對于巡航條件而言，使SMA致動器熱無效返
1回至其馬氏體形狀允許形變扇形噴嘴的面積降低。否則，過程1300將經訓練的SMA致動器的溫度改變?yōu)榕c起飛條件、飛行條件相對應的溫度(任務1308)，并熱激活SMA致動器。用這種方式，諸如VAFN板的每個SMA驅動的飛機結構從鄰近(或接近于)流動路徑的第一位置變形為向外延伸至自由流中的第二位置 (從風扇流中撤回)。如上所述，形變扇形噴嘴的面積增加會引起穿過形變扇形噴嘴的風扇流的速度下降，由此使發(fā)動機噪聲更小。在一個實施例中，控制器構造為非均勻地改變SMA致動器的溫度?？刂破骺梢员舜藛为毜馗淖冎辽僖粋€SMA致動器的各個段的溫度，其中每個溫度各不相同。用這種方式， 可以通過控制器將三維SMA致動器的不同區(qū)域加熱至不同溫度，從而使結構的不同區(qū)域出現不同水平的變形。例如，如上所述，可以將不同的致動器加熱不同量從而維持期望的形狀。在不同的實施例中，通過激活SMA材料的形狀改變提供了 SMA驅動的飛機結構的復雜的三維形狀改變。在SMA驅動的飛機結構中可以存在多個SMA致動器，其可以單獨地或組合地被激活，并且每個致動器的形變量不同。而且，每個SMA致動器在不同位置均可以具有加熱元件或冷卻元件。例如，可以在一個SMA帶的多個部件中加熱SMA致動器，和/或可以單獨地加熱和控制每個SMA致動的飛機結構的多個帶。因此，每個SMA致動器可以通過受控方式在一個或多個點進行不同程度的變形，因此一個或多個SMA致動器可以組合起來用于形成復雜的三維形狀。圖14圖示說明了 SMA驅動的飛機結構1400，其示出了響應根據本公開的實施例的一個或多個SMA致動器的不同段的溫度變化的VAFN板的三維(3-D)形狀變化。圖14中所示的實施例可以共享變形系統(tǒng)500的相似特征和功能。此處將不再贅述共同的特征、功能和元件。SMA驅動的飛機結構1400包含頂部面板1402、底部面板1404和位于其間的SMA 致動器1406?？梢栽诓煌糠諷1-S3分別將SMA致動器1406加熱至溫度T1-T3，從而改變?yōu)椴煌尿寗訝顟B(tài)(圖10中的1010和1020)。用這種方式，SMA致動器1406可以將SMA 驅動的飛機結構1400改變?yōu)榘煌嵌群蛷澢鹊牟煌螤?，從而獲取適當的剖面以改變風扇流116，如上在圖3的討論背景中所述。影響SMA致動器的驅動所需的絕對溫度取決于用于制造SMA致動器的特定熱處理，并可以基于預期的應用進行選擇。例如但不限于， 溫度T1-T3可以是大約20°C _80°C，或是考慮到不同的熱處理T1-T3可以是50°C _120°C。由于對現有的解決方法的改進，形變飛機結構可以產生重量降低和飛機表面 (aerosurface)的更加精確的形狀改變。變形飛機表面能夠降低阻力、增加升力、降低噪聲和提高燃料效率?？梢越浭軓碗s的形狀變化的重量較輕的變形結構允許渦輪風扇發(fā)動機的形變扇形噴嘴在不同的飛行條件時改變其面積，但是也可以足夠硬以抵抗載荷，例如來自通過扇形噴嘴的氣流的壓力。關于根據本公開的不同實施例的高剛度的形狀記憶合金驅動的飛機結構，渦輪風扇發(fā)動機的扇形噴嘴的面積可以變化以減少在起飛期間來自渦輪風扇發(fā)動機的噪聲，同時巡航期間的燃料燃燒不會降級。雖然在前述具體實施方式
中已經描述了至少一個示例實施例，但應當理解，存在大量的變化。還應當理解，此處所描述的示例實施例或實施例不是為了以任何方式限制主題的范疇、應用或構造。相反，前述的詳細說明將為本領域的技術人員提供方便的線路圖，用于實施所述的實施例。應當理解，在不偏離權利要求所限定的范疇的情況下，可以對功能和元件的布置做出各種改變，包括已知的等價物和在提交該專利申請時可預測的等價物。在文檔中使用的術語和短語和其變體，除非明確說明，否則與限制相反，應當理解為無限制的。舉前述的示例來說術語“包括”應當被理解為“包括但不限于”等；術語“示例”用于提供討論的項的示例性的例子，但不是詳盡的或其有限列表；以及例如“常規(guī)的”、 “傳統(tǒng)的”、“普通的”、“標準的”、“已知的”的形容詞和相似意義的術語不應當理解為將所述項限制為給定時間段或自給定時間起可用的項，而是應當理解為涵蓋可以是有效的或是現在或是在將來任何時間已知的常規(guī)的、傳統(tǒng)的、普通的或標準的技術。同樣地，與連接詞 “和”有關的一組項不應當被理解為要求那些項中每個項均出現在組中，而是應當理解為 “和/或”，除非明確說明。相似地，與連接詞“或”有關的一組項不應當被理解為組間的排他性，而是應當理解為“和/或”，除非明確說明。而且，盡管可以通過單數形式描述或聲明本公開的項、元件或組件，但是復數形式考慮在其范疇內，除非明確說明限制為單數。在某些實例中出現的擴展詞或詞語，例如“一個或多個”、“至少”、“但不限于”或其他相似的術語不應當理解為在可以缺少這些擴展詞語的實例中期望或需要范圍更窄的情況。上面的說明適用于“連接”或“耦合”在一起的元件或節(jié)點或零件。如此處所使用的，除非明確地說明，否則“連接”是指一個元件/節(jié)點/零件直接連接(或直接地相通)另一個元件/節(jié)點/零件的，不必是機械地。同樣地，除非明確地說明，否則“耦合”是指一個元件/節(jié)點/零件直接或間接連接(或直接或間接地相通)另一個元件/節(jié)點/零件的， 不必是機械地。因此，盡管圖1、圖2、圖4-12和圖14描述了元件的示例布置，但是額外的中間元件、裝置、零件或組件可以出現在本公開的實施例中。
權利要求
1.一種形狀記憶合金驅動的飛機結構，其包含 第一面板；第二面板；和在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多個位置耦合至所述第二面板的至少一個形狀記憶合金致動器。
2.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器可操作以使所述形狀記憶合金驅動的飛機結構在至少兩個維度變形。
3.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述至少一個形狀記憶合金致動器的形狀包含由以下構成的組中的至少一個基本正弦狀、格子狀、工字梁、帶狀和連接帶。
4.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述形狀記憶合金驅動的飛機結構包含由以下構成的組中的至少一個可變面積扇形噴嘴板和可變幾何形狀人字形。
5.根據權利要求1所述的形狀記憶合金驅動的飛機結構，其中所述形狀記憶合金驅動的飛機結構耦合至由以下構成的組中的至少一個扇形噴嘴和核心噴嘴。
6.一種用于形變飛機結構的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包含 至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構，其包含 第一面板；第二面板；和在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的多個位置耦合至所述第二面板的至少一個形狀記憶合金致動器；以及控制器，所述控制器可操作以激活所述至少一個形狀記憶合金致動器的至少一個區(qū)域，從而改變所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構。
7.根據權利要求6所述的系統(tǒng)，其中所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構從噴嘴的邊緣區(qū)域延伸接近于從噴嘴發(fā)射的氣流的流動路徑。
8.根據權利要求7所述的系統(tǒng)，其中所述至少一個形狀記憶合金驅動的飛機結構在接近于所述流動路徑的第一位置和延伸至所述流動路徑的第二位置之間是能夠變形的。
9.一種用于操作包含第一面板和第二面板的形狀記憶合金驅動的飛機結構的方法，所述方法包含確定要最優(yōu)化的所述形狀記憶合金驅動的飛機結構的至少一個特性； 控制至少一個形狀記憶合金致動器的至少一部分的溫度，從而最優(yōu)化所述至少一個特性；所述至少一個形狀記憶合金致動器定位在所述第一面板和所述第二面板之間，并在所述第一面板上的至少一個位置耦合至所述第一面板和在所述第二面板上的兩個或更多個位置耦合至所述第二面板。
10.根據權利要求9所述的方法，其中所述至少一個特性基于至少一個飛行條件被最優(yōu)化。
11.根據權利要求9所述的方法，其中所述至少一個特性包含由以下構成的組中的至少一個氣動噪聲、氣動阻力和氣動升力。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種根據飛行條件可操作地動態(tài)改變形狀的形狀記憶合金(SMA)驅動的飛機結構?？勺冃谓Y構由耦合至可變形結構的面板的SMA致動器驅動。通過激活SMA致動器的形狀改變驅動SMA致動器產生可變形結構的復雜的形狀改變。SMA致動器基于運行條件經由主動溫度變化或被動溫度變化驅動。SMA驅動的飛機結構可以用于形變噴嘴，例如噴氣式發(fā)動機的可變面積扇形噴嘴和/或可變幾何形狀人字形，從而降低起飛期間的發(fā)動機噪聲，而不會使巡航期間的燃料燃燒降級。
文檔編號F02K1/10GK102472201SQ201080034831
公開日2012年5月23日 申請日期2010年7月16日 優(yōu)先權日2009年8月6日
發(fā)明者F·T·凱爾金茲, J·H·馬比, K·S·克勞森-埃爾特瑞安, L·M·格瑞瓦特, M·T·格里姆肖, M·肖姆, R·D·小威德爾 申請人:波音公司