用于飞机的变形蒙皮的制作方法

本申请要求2014年9月25日提交的美国临时专利申请号62/055,174的优先权，所述申请的全部内容特此以引用的方式并入。

技术领域

本发明涉及用于飞机的变形蒙皮的构造和操作。更具体来说，本发明涉及用于飞机机翼的变形蒙皮，其中机翼的形状可在飞行期间有所改变以便改变飞机的飞行特性。变形蒙皮调整其构型以适应机翼的变化形状。

现有技术

现有技术包括飞机机翼的一些实例，所述实例是针对与机翼相关的许多不同问题。

应指出的是，现有技术包括许多实例，其中可沿飞机的纵向轴线改变飞机的机翼以便改变与飞机相关的升力性质。

例如，美国专利申请公布号2011/0001018(下文中称为“‘018申请”)描述一种用于几何变形机翼的复合材料。图4和图5A-5D示出‘018申请中描述的设备所包括的各种机翼形态。

美国专利号7,909,292(下文中称为“‘292专利”)描述一种机翼单元，具体来说描述一种形成空气动力学有效表面的翼梁箱(spar box)。根据‘292专利的一个方面，机翼表面的形状是可改变的。(‘292专利第3栏，第7-16行。)

美国专利号7,108,231(下文中称为“‘231专利”)描述一种用于可变机翼形状的调整机构。多个涡流室WK被提供来改变机翼的一部分的形状。(参见，例如‘231专利第8栏，第32-46行。)

在另一个实例中，美国专利申请公布号2011/0038727(下文中称为“‘727申请”)描述一种为飞机提供在纵向方向上变形的机翼的方法和设备。‘727申请描述自适应技术，可依赖于所述自适应技术来改变机翼的形状。具体来说，‘727申请描述一种蜂窝材料，其中所述材料的刚度可基于巢室(cell)压差而变化。(‘727申请第[0086]段。)在一个实施方案中，环境压力改变蜂窝材料的刚度。(‘727申请第[0087]段。)在另一个实施方案中，飞机的引气可用于控制巢室压差，并且因此控制蜂窝材料的刚度。(‘727申请第[0088]段。)

美国专利申请公布号2011/0017876(下文中称为“‘876申请”)描述一种用于控制飞机的控制表面的纵向形状的方法和设备，所述控制表面诸如副翼、升降机、转子、调整片、方向舵、扰流板等。(‘876申请第[0006]段。)控制表面由支撑于肋片410、412上的柔性蒙皮428制成。(‘876申请第[0073]段。)由许多连杆438-452制成的组件连接到柔性蒙皮428。(‘876申请第[0075]段。)致动器478、479与连接构件453、457配合，以改变柔性蒙皮428的形状。(‘876申请第[0079]-[0081]段。)

美国专利申请公布号2009/0302168(下文中称为“‘168申请”)描述一种允许诸如转子叶片的翼型的前缘变形的顺应性结构。(‘168申请第[0079]段。)

美国专利申请公布号2007/0120011(下文中称为“‘011申请”)描述由亚稳材料制成的翼型，当经受某些条件时所述亚稳材料的形状会变化。(‘011申请第[0006]段。)压电材料、形状记忆合金、磁阻材料、铁电材料、形状记忆聚合物或电活性聚合物是可采用的一些可能的材料。(‘011申请第[0018]段。)

美国专利申请公布号2006/0157623(下文中称为“‘623申请”)还描述一种具有可在纵向方向上变形的形状的翼型。

美国专利申请公布号2006/0145029(下文中称为“‘029申请”)描述一种具有可适应型面的机翼。具体来说，‘029申请描述一种具有柔性区域15的机翼，所述柔性区域15具有可在翼弦方向5(即气流方向)和翼展方向10(即横流方向，垂直于翼弦方向)上变化的型面。(‘029申请第[0017]-[0018]段。)柔性区域15包括许多致动器60，所述致动器60作用于抗扭箱53上以改变机翼的形状。(‘029申请第[0021]-[0022]段。)

美国专利申请公布号2002/0100842(下文中称为“‘842申请”)描述一种用于区域性地调整翼型的曲率的机构。所述机构允许对前缘区域11和后缘区域12的调整。(‘842申请第[0025]段。)所述机构还允许整个机翼1的曲率有所变化。(‘842申请第[0025]段。)

美国专利号7,883,060(下文中称为“‘060专利”)描述一种用于扭转机翼以增大飞机的升力的设备和方法。具体来说，‘060专利讨论了机翼的扭转，如例如图17和图18所示。(‘060专利第21栏第33-36行。)

美国专利号7,607,617(下文中称为“‘617专利”)描述一种用于空气动力学有效表面的翼梁箱，所述空气动力学有效表面诸如飞机的翼型、水平尾翼单元或方向舵。翼梁箱允许空气动力学有效表面的上表面与下表面之间的表面形状变化。

如根据前述讨论应明白的是，已将很多注意力集中在改变飞机机翼的纵向形状上，以便在不同飞行条件下利用不同的形状。

然而，很少发明会集中在横向方向上(例如，沿机翼的跨度)的机翼形态。

此外，很少发明会集中在应用于机翼的具有可调整形态的蒙皮。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中已知与应用于机翼的蒙皮相关联的一个或多个缺陷。

本发明提供一种用于飞机的蒙皮。蒙皮包括第一刚性构件，所述第一刚性构件具有用于飞机的结构框架的至少一部分。蒙皮还包括第二刚性构件，所述第二刚性构件具有用于飞机的结构框架的至少一部分。第二刚性构件可相对于第一刚性构件移动，并且在第一刚性构件与第二刚性构件之间限定距离。变形构件在第一刚性构件与第二刚性构件之间延伸。变形构件补偿第一刚性构件与第二刚性构件之间的距离变化和取向变化中的至少一个。

在一个预期实施方案中，变形构件包括限定顶表面、底表面、第一横向边缘和第二横向边缘的柔性膜。第一横向边缘连接到第一刚性构件，并且第二横向边缘连接到第二刚性构件。

预期的是，柔性膜可包括弹性纤维织物和涂敷到弹性纤维织物的乳胶。

在另一个预期实施方案中，柔性膜可由弹性纤维织物和浸渍到弹性纤维织物中的胶乳制成。

预期的是，变形构件可具有附接到第一刚性构件的第一多个区段和附接到第二刚性构件的第二多个区段。如果是这样，预期第一多个区段可相对于彼此移动。预期第二多个区段也可相对于彼此移动。

在又一个预期实施方案中，第一多个区段中的相邻区段与第二多个区段中的对应区段配准，第一多个区段中的相邻区段滑动地设置成与第二多个区段中的对应区段相邻，并且第一多个区段中的相邻区段与第二多个区段中的对应区段重叠。

对于另一个预期实施方案，第一多个区段中的所述区段中的每一个可包括中心通道，并且第二多个区段中的所述对应区段中的每一个可滑动地设置在第一多个区段中的所述区段的中心通道中。

关于本发明的一个实施方案，第一多个区段和第二多个区段包含铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料中的至少一种。

本发明的一个方面提供一种变形构件，其具有成行布置的多个区段，所述多个区段中的每一个在第一端处连接到第一刚性构件并且在第二端处连接到第二刚性构件。弹性材料将所述多个区段彼此连接。

所述多个区段可彼此重叠。

所述多个区段可由铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷和/或复合材料制成。

在蒙皮包含弹性材料的情况下，弹性材料可呈现为弹性条。

如果采用弹性条，那么弹性条可包括弹性纤维织物和涂敷到弹性纤维织物的乳胶。

可替代地，弹性条可由弹性纤维织物制成，其中胶乳浸渍到弹性纤维织物中。

蒙皮可由彼此相邻设置的若干行的区段制成。

变形构件可由连接到第一刚性构件的第一蒙皮元件、可移动地连接到第一蒙皮元件的第二蒙皮元件、将第一蒙皮元件连接到第二蒙皮元件的至少一个连接器以及设置在第一蒙皮元件与第二蒙皮元件之间的第三蒙皮元件制成。

第一蒙皮元件和第二蒙皮元件可由刚性材料制成。

预期的是，第一蒙皮元件和第二蒙皮元件可由铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料中的一种或多种制成。

第三蒙皮元件可以是柔性材料。

第三蒙皮元件可由弹性纤维织物制成，其中胶乳涂敷到弹性纤维织物。可替代地，第三蒙皮元件可以是弹性纤维织物，其中胶乳浸渍到弹性纤维织物中。

在另一个预期实施方案中，连接器可具有剪式千斤顶构造。

根据本文的附图和讨论，本发明的另外一些特征可以显而易见。

附图说明

现在将结合本发明的附图来描述本发明，在附图中：

图1是本发明的变形蒙皮所针对的四种类型的机翼运动的图形图解；

图2是用于飞机的机翼工程全尺寸模型(mock-up)的透视图形图解，图中示出机翼的跨度运动；

图3是用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示出机翼的扭转运动；

图4是用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示出机翼的掠扫运动；

图5是用于飞机的机翼工程全尺寸模型的透视图形图解，图中示出机翼的二面角运动；

图6是允许可调整机翼形态的模块的透视图；

图7是变形机翼的一个模块的透视图解；

图8是变形机翼的两个相邻模块的透视图形图解；

图9是依赖于多个模块的处于二面角方式变形条件下的变形机翼的图形图解；

图10是根据本发明的变形飞机蒙皮的第一实施方案(在本文中称为“柔性蒙皮”)的透视图形图解；

图11是本发明的变形飞机蒙皮的第一实施方案的透视图形图解，其示出处于与图10所示取向不同的取向的变形飞机蒙皮；

图12是根据本发明的变形飞机蒙皮的第二实施方案(在本文中称为“滑动蒙皮”)的透视图形图解；

图13是图12所示的滑动蒙皮的端视图和侧视图的透视图解，其示出了通过跨度形态改变之后的滑动蒙皮；

图14是图12所示的滑动蒙皮的端视图和侧视图的透视图解，其示出了通过扭转形态改变之后的滑动蒙皮；

图15是图12所示的滑动蒙皮的端视图和侧视图的透视图解，其示出了通过掠扫形态改变之后的滑动蒙皮；

图16是图12所示的滑动蒙皮的端视图和侧视图的透视图解，其示出了通过二面角形态改变之后的滑动蒙皮；

图17是根据本发明的变形飞机蒙皮的第三实施方案(在本文中称为“平行混合蒙皮”)的透视图解；

图18是图17所示的平行混合蒙皮的一部分的图形顶视图；

图19是图18所示的平行混合蒙皮的所述部分的图形底视图；

图20是根据本发明的变形飞机蒙皮的第四实施方案(在本文中称为“串行混合蒙皮”)的透视图形图解；并且

图21是图20所示的串行混合蒙皮的透视图形图解，其中串行混合蒙皮的一部分已移除以便暴露其下面的细节。

具体实施方式

现在将结合一个或多个实施方案描述本发明。任何一个特定实施方案的讨论旨在说明本发明的广度和范围。换句话说，虽然注意力集中在具体实施方案上，但是这些实施方案并不旨在限制本发明的范围。相反，在理解本文所呈现的讨论和附图之后，本领域技术人员应易于理解所描述和说明的实施方案的一个或多个变型和等效物。这些变型和等效物旨在由本发明涵盖，如同它们在本文被描述那样。

作为一个约定点，如本领域的技术人员应理解的，飞机包括限定纵向轴线的前端和后端。从飞机的机身向外延伸的机翼限定横向轴线。因此，在以下讨论中，提及纵向轴线旨在指代与飞机的纵向轴线平行的轴线。类似地，提及横向轴线旨在指代与飞机的横向轴线平行的轴线。

作为另一个约定点，术语“前”、“后”、“上”、“下”、“右”、“左”、“右舷”和“左舷”旨在指代与常规飞机的行进方向一致的方向。然而，这些惯例的使用并非旨在限制本发明。相反，这些术语仅用来促进讨论本发明的相当大的广度和范围。

在随后的整个讨论中，将结合飞机的机翼讨论本发明。虽然本发明的讨论集中在飞机的机翼，但是不应将本发明视为限于“机翼”。相反，本发明可适用于任何飞机表面，包括但不限于对飞机的空气动力学性质提供控制的飞机表面，诸如水平稳定器、垂直稳定器、方向舵、发动机挂架或小翼。类似地，虽然结合飞机描述本发明，但是本发明可适用于其他运载工具类型，包括但不限于诸如潜水艇的潜水运载工具。

另外，结合本发明在商用飞机上的应用描述本发明，所述商用飞机包括客机和私人或商务喷气机。虽然在这种情形下描述本发明，但是应注意的是，本发明不应理解为只限于商业实施方案。相反，预期本发明可适用于任何类型的飞机。

除了在设计飞机时会考虑的其他变量之外，航空工程师面临的挑战是创造比现有技术中的前代飞机具有更佳燃料效率的飞机。这是由于以下几个原因。第一，如果飞机使用较少的燃料，那么可降低其操作成本。第二，更大的燃料效率可允许飞机飞行更长的距离，因为其航行每海里使用的燃料更少。第三，更大的燃料效率产生较少的污染。

为了实现更大的燃料效率，航空工程师专注在包括飞机的发动机效率、飞机的重量和机体的空气动力学性质的变量上。如应当明白的，如果发动机本身更具燃料效率，那么飞机将更为高效。如果飞机的重量更轻，那么飞机应当能够实现更大的燃料效率，这不过是因为发动机要推动的重量更少。最后，可改变机体的空气动力学性质(诸如空气动力学阻力)以提高燃料效率。

本发明集中在以上确认的三个参数中的第三个。具体来说，本发明提供具有改进的空气动力学性质(profile)的飞机，所述改进的空气动力学性质尤其产生更为高效的飞机以及其他益处。更具体来说，本发明提供用于变形机翼的变形蒙皮，所述变形蒙皮调整在飞行中机翼形状的变化。蒙皮因此帮助优化在可变条件下的飞机性能。

通常，飞机在飞行时经历三种不同的操作模式以及其他操作模式。第一种操作模式涉及与起飞和爬升期间的飞机相关联的飞行特性。第二种操作模式涉及与在巡航高度处飞行时的飞机相关联的飞行特性。第三种操作模式涉及当飞机降落、接近机场以便着陆时的飞行特性。虽然本文中讨论这三种操作模式，但是本发明不旨在仅仅限于这三种操作模式。存在旨在由本发明涵盖的许多其他操作模式。

这三种操作模式中的每一种都使飞机经受不同的动态、飞行条件。为了使飞机在这三种模式中的每一种中以最佳方式执行，飞机必须改变其飞行特性。在大多数现代飞机中，这包括改变机翼上空气动力学表面(诸如襟翼)中的一个或多个的位移和/或角度。襟翼还被称为“高升力”表面或“控制”表面，这取决于空气动力学表面的具体操作。如本领域的技术人员应明白的，高升力表面增强由机翼产生的升力。也如本领域的技术人员应明白的，控制表面通常是指操纵飞机的那些表面。应注意的是，这些术语可互换使用。取决于飞机的设计和取向，可能的是：高升力表面可提供控制，或控制表面可提供升力。

虽然改变飞机机翼上的高升力表面(例如，襟翼和缝翼)的构型是用于改变飞机在飞行期间的空气动力学性质的合适解决方案，但是这些类型的改变并不完全利用与飞机机翼相关联的空气动力学原理。更具体来说，这些类型的调整并不利用可在飞行期间改变飞机的机翼以改变飞机的飞行特性(例如，纵向形状改变和横向形状改变的组合)的方式。

自然地，当机翼被设计成改变形状时，由此在那些机翼上的蒙皮也需改变形状。关于本发明，首先呈现对变形机翼的一个或多个实施方案的讨论。应注意的是，本发明的变形蒙皮预期适用于任何变形机翼，并且因此不限于以下呈现的具体构造。

作为参考点，参考图1，存在四种可改变飞机的机翼的主要方式。四种方式在本文中称为机翼形态。指示飞机10从初始状态12开始的机翼形状改变的四种机翼形态为：(1)跨度形态14、(2)扭转形态16、(3)掠扫形态18以及(4)二面角形态20。

跨度形态14是指飞机10的总体机翼跨度22的改变。如本领域的技术人员应明白的，机翼跨度22通常是指从一个机翼24的尖端到相对机翼26的尖端测量出的尺寸。在多机翼飞机中，机翼跨度22是飞机10的最大跨度尺寸。出于本讨论的目的，术语机翼跨度(或跨度)还用于描述单个机翼24、26从它的根部28到它的尖端30的长度。

参考跨度形态14，能够改变其跨度22的机翼24、26具有沿机翼24、26的跨度22扩张或缩紧的能力。箭头32指示这个运动。

参考扭转形态16，能够沿跨度22的长度改变其形状的机翼24、26将根据箭头34移动。如应明白的，扭转运动是围绕轴线36的旋转运动，所述轴线36沿机翼24、26的跨度22延伸。

参考掠扫形态18，能够沿跨度22改变其形状的机翼24、26将根据箭头38移动。换句话说，机翼24、26能够相对于轴线36向前或向后移动。

参考二面角形态20，能够沿跨度22改变其形状的机翼24、26将根据箭头40移动。换句话说，机翼相对于起始位置向上或向下移动。这与机翼24、26的拍打(flapping)运动类似。

图2是具有如上定义的跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在这个图解中，相对于机翼26限定点42。如果根据跨度形态14改变跨度22，那么点42将如箭头44所示从飞机10的机身向外移动，或如箭头46所示向内朝向飞机10的机身移动。

作为参考，机翼26具有根部48、尖端50、前缘52和后缘54。机翼26还包括向飞机10提供升力(以及其他性质)的上表面和下表面。

图3是具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在这个图解中，相对于机翼26限定点56。如果机翼26根据扭转形态16改变其形状，那么点56将沿上箭头58向上移动，或沿下箭头60向下移动，这取决于扭转运动的方向。

图4是具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在这个图解中，相对于机翼26限定点62。如果机翼26根据掠扫形态18改变其形状，那么点62将沿箭头64向前移动，或沿箭头66向后移动。

图5是具有跨度22的机翼26的工程全尺寸模型的图形描绘。在这个图解中，相对于机翼26限定点68。如果机翼26根据二面角形态20改变其形状，那么点68将沿箭头70向上移动，或沿箭头72向下移动。如以上所指出，这个运动与拍打运动类似。

参考图2-5，应理解的是，点42、56、62、68将不会遵循所确认的确切轨迹。对于实际机翼来说，应理解的是，点42、56、62、68还将在其他方向上移动，这取决于所采用的形态。然而，图2-5被提供来示出本文描述的四种形态14、16、18、20所隐含的基本概念。

图6示出允许可调整机翼形态14、16、18、20的模块74的一个实施方案。模块74应理解成被并入飞机10的机翼26中，以使得机翼26可根据所确认的形态14、16、18、20中的一个或多个改变其形状。

模块74包括第一肋片76和第二肋片78。(应指出的是，术语“翼梁”、“板”或“结构板”可替代术语“肋片”，因为在本发明的上下文中，这些术语被视为是可互换的。)如本领域的技术人员应认识到的，飞机机翼26将包括多个肋片76、78，所述肋片76、78垂直地布置在机翼26内的预定结构位置处。肋片76、78被理解成相对于机翼垂直定向，并且从机翼26的前缘52延伸到后缘54。肋片76、78是形成机翼26的内部结构的一部分的结构构件。

如本领域的技术人员应明白的，肋片76、78被理解成由铝或其合金制成。虽然这是用于肋片76、78的可能材料，但是肋片76、78可由任何合适的材料制成。例如，肋片76、78可由铁、钢、或合金或铁或钢制成。可替代地，肋片76、78可由包括诸如镁的轻质金属和其相关联合金的材料制成。

在其他预期实施方案中，肋片76、78可由诸如复合材料的非金属材料制成。复合材料可包括由诸如碳纤维等的树脂浸渍纤维制成的材料。用于肋片76、78的精确材料对于模块74的操作来说不是关键的。因此，如本领域技术人员应明白的是，可以采用任何合适的材料。

图6所示的模块74包括总计八个构件。这些构件中的四个是被动构件80、82、84、86。这些构件中的四个是主动构件88、90、92、94。所有八个构件连接在肋片76、78之间。虽然示出了八个构件，但是模块74可包括任何数量的主动或被动构件。

被动构件80在肋片76上的位置96至肋片78上的位置98之间延伸。被动构件82在肋片76上的位置100至肋片78上的位置102之间延伸。被动构件84在肋片76上的位置104至肋片78上的位置106之间延伸。被动构件86在肋片76上的位置108至肋片78上的位置110之间延伸。

类似地，主动构件88在肋片76上的位置112至肋片78上的位置114之间延伸。主动构件90在肋片76上的位置116至肋片78上的位置118之间延伸。主动构件92在肋片76上的位置120至肋片78上的位置122之间延伸。主动构件94在肋片76上的位置124至肋片78上的位置126之间延伸。

预期主动构件88、90、92、94是能够在沿主动构件88、90、92、94的纵向轴线的方向上、在肋片76、78之间施加力的构件。具体来说，预期的是：主动构件88、90、92、94将是伸缩式构件，所述伸缩式构件将可取决于对其提供的输入信号而扩展或收缩。主动构件88、90、92、94可被液压启动、气动启动、机电启动、由SMA启动等。

预期被动构件80、82、84、86会响应于由主动构件88、90、92、94产生的运动，所述运动通过肋片76、78传递到被动构件80、82、84、86。并不预期被动构件80、82、84、86将主动地对肋片76、78施加任何力。相反，预期被动构件80、82、84、86会对由于主动构件88、90、92、94的启动而引起的肋片76、78的取向变化作出响应。

如根据图6中对模块74的描绘应明白的，主动构件88、90、92、94被设置成使得它们相对于由机翼的跨度22所限定的横向轴线128定向成一个角度，和/或相对于机翼26的前缘52与后缘54之间所限定的纵向轴线130定向成一个角度。预期所述角度落在相与横向轴线成0°±90°的范围内。应指出的是，横向轴线128平行于飞机10的横向轴线。纵向轴线130平行于飞机10的纵向轴线。虽然为清楚起见采用这种约定，但是横向轴线128和纵向轴线130无需以相对于飞机10的任何具体方式定向。就此而言，主动构件88、90、92、94的取向对于机翼24、26的构造和/或操作来说不视作关键的。

被动构件80、82、84、86被设置成使得它们基本上平行于横向轴线128(例如，相对于横向轴线成0°角)。被动构件80、82、84、86也基本上彼此平行。应指出的是，虽然被动构件80、82、84、86被示出为平行于横向轴线128，但是机翼26的构造和/或操作并不需要这种布置。可替代地，预期被动构件80、82、84、86可相对于横向轴线128和/或纵向轴线130中的一个或两个成角度。

在模块74中，主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86连接在肋片76、78之间，以使得附接点以特定方式分组。如图所示，连接点在肋片76、78中的每一个上形成矩形的转角。虽然这种布置与示出的实施方案一致，但是在替代方案中可采用其他布置。例如，在对所采用的模块74适当时，连接点可建立梯形、平行四边形或其他多边形的转角。

参考图6所示的模块74，被动构件80、84限定由肋片76上的连接点96、104限定的矩形的转角中的两个。肋片76上的矩形的另外两个转角由三个连接点占据，每个相关联主动构件一个连接点并且每个相关联被动构件一个连接点。

如应明白的，由肋片76上的连接点限定的矩形的转角中的每一个由被动构件80、82、84、86与肋片76之间的连接点96、100、104、108有效地确认。类似地，由肋片78上的连接点限定的矩形的转角中的每一个由被动构件80、82、84、86与肋片78之间的连接点98、102、106、110有效地确认。

如图所示，主动构件88、90、92、94被定向成使得主动构件88、90、92、94在肋片76上限定的矩形的相对转角处彼此相邻地连接。肋片78也是相同情况，例外之处在于转角与肋片76上确认的那些转角相对。如以上指出的，这种特定的部件布置反映出图6所示的模块74的预期实施方案。预期主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86可以不同的布置来定位。

如根据图6所示的模块74应明白的，主动构件88、90、92、94与肋片76、78之间的横跨连接允许主动构件88、90、92、94将肋片76、78在任何方向上相对于彼此倾斜。此外，当改变主动构件88、90、92、94的相应取向时，它们不会彼此机械地干扰。

预期图6所示的实施方案中的主动构件88、90、92、94为线性致动器，所述线性致动器的操作使用磁力或电磁力来控制。然而，如以上所指示，在替代方案中可采用任何其他类型的控制。例如，控制可为液压控制、气动控制和/或通过SMA控制。

预期被动构件80、82、84、86是线性轴承或某种其他合适的伸缩式构件。预期被动构件为加强装置。具体来说，预期被动构件在与主动构件88、90、92、94配合调整之后保持在固定的静止取向上。

继续参考图6，现将描述模块74的操作。

预期主动构件88、90、92、94是受机电致动的线性致动器。换句话说，预期对主动构件88、90、92、94施加电信号、磁信号或电磁信号会指导主动构件88、90、92、94改变其长度。具体来说，主动构件88、90、92、94接收作为输入的信号，所述信号指导主动构件88、90、92、94延伸或回缩至所需长度。这种运动继而将引起肋片76、78的相应取向的变化。

如图6所示，主动构件88、90、92、94相对于横向轴线128和纵向轴线130成对角定位。主动构件88、90、92、94施加适当的力来改变肋片76、78相对于彼此的角位置。

另一方面，被动构件80、82、84、86未被启动来使得它们主动地对肋片76、78施加任何力。替代地，被动构件80、82、84、86只是随着肋片76、78的移动而延伸或收缩，主动构件88、90、92、94对所述肋片76、78进行操作。可替代地，被动构件80、82、84、86可保持在静止位置，这取决于肋片76、78之间的位置关系。

利用主动构件和被动构件的这种布置，有可能改变肋片76、78相对于彼此的取向。当模块被安装在机翼26中时，则有可能根据以上讨论的形状形态14、16、28、20中的一个或多个来改变机翼26的形状，因为机翼26并入有模块74，所述模块74根据提供到主动构件88、90、92、94的输入来改变机翼26的形状。

为了使模块在主动构件88、90、92、94失去接收信号的能力的情况下保持刚性形状，预期至少被动构件80、82、84、86将并入有一种机构，被动构件80、82、84、85通过所述机构锁定在刚性状态。

在一个预期实施方案中，被动构件80、82、84、86可包括自循环阀。根据这个实施方案，被动构件80、82、84、86可以是具有两个内部腔室的液压活塞，所述两个内部腔室通过自循环阀彼此流体连接。当自循环阀打开时，允许流体在被动构件80、82、84、86内的两个腔室之间自由流动。因此，当自循环阀打开时，被动构件80、82、84、86为顺应的并且将经历长度的改变，这取决于所述被动构件所附接的肋片76、78的构型的相关联变化。

然而，当自循环阀关闭时，被动构件80、82、84、86内的两个腔室中的流体无法循环。因此，当自循环阀关闭时，被动构件80、82、84、86变为刚性固定的。换句话说，当自循环阀关闭时，被动构件80、82、84、86的长度无法变化。以这种方式，通过关闭自循环阀，被动构件80、82、84、86转变成机翼26内的刚性的结构构件。因而，被动构件80、82、84、86可锁定在特定位置，以便将机翼26固定在预定取向。被动构件80、82、84、86可通过任何装置来锁定，所述任何装置包括但不限于自循环阀或机械制动器。

应指出的是，一个实施方案还预期主动构件88、90、92、94可包括自循环阀，以使得主动构件88、90、92、94可以与被动构件80、82、84、86相同的方式锁定到特定取向。

被动构件90、82、84、86(可替代地，以及主动构件88、90、92、94)的可锁定性是模块74的操作所需要的。因为模块74将被并入机翼26中，所以重要的是，确保操作期间机翼26将保持刚性构型。如果主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86失去所有动力，那么这就是特别重要的。在失去动力的情况下，被动构件80、82、84、86(以及主动构件88、90、92、94中的一些或全部)的可锁定性将会使机翼26维持处于刚性取向。

非限制性地，应指出的是，主动构件88、90、92、94可替代地受机电操作、液压操作、气动操作和/或通过形状记忆合金(“SMA”)操作。类似地，主动构件88、90、92、94可被机电地、液压地、气动地锁定和/或通过SMA锁定。类似地，预期被动构件80、82、84、86可替代地被机电地、液压地、气动地操作和锁定和/或通过SMA操作和锁定。

继续参考图6，现讨论主动构件88、90、92、94与被动构件80、82、84、86之间的连接。具体来说，如图6所示，主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86中的每一个利用合适的紧固件连接在肋片76、78之间。例如，紧固件可以是螺钉和螺母型紧固件。可替代地，主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86可通过诸如轴承、球形接头或其他承载机械结构的机械接头附接到肋片76、78。预期机械接头附接到被连接(诸如通过焊接)至肋片76、78的结构构件。在另一个预期实施方案中，肋片76、78可被加工或成形，以便包括连接主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86的附接点和/或与所述附接点相关联的任何机械接头。因此，在这个实施方案中，提供附接点的结构构件与肋片76、78成一体。然而，如应明白的，形成连接的紧固件和接头的类型不是关键的，并且可采用任何合适的替代紧固件和/或接头。

图7是根据另一个实施方案的机翼132的透视图形图解。机翼132包括沿机翼132的内部间隔的五个肋片134、136、138、140、142。模块74设置在相邻肋片136与138之间。如以上指出的，当操作主动构件88、90、92、94时，肋片136、138将改变它们相应的取向。这将引起机翼132的形状根据所确认的形态14、16、18、20中的一个或多个的变化。

图8是机翼144的一部分中并排间隔的两个模块74的透视图解。在这个图解中，存在三个肋片146、148、150。两个模块74共享中央肋片146。当模块74以这种方式连接时，有可能增强机翼144的变形条件。在这个实施方案中，每个模块74对机翼144的形状产生增量变化。因而，从机翼144的根部到尖端的较大总体形状改变是可能的。

图9是机翼152的图形图解。机翼152限定根部154、尖端156、前缘158和后缘160。在机翼152的根部154与尖端156之间设置有八个单独的模块162、164、166、168、170、172、174、176。相邻模块与其邻近模块共享一个共用肋片。

关于图9，应指出的是，每个模块162、164、166、168、170、172、174、176在机翼152中可具有稍微不同的大小和取向。

重新参考图2，预期在跨度形态14中，一个或模块74的操作允许机翼24、26在其最短长度的0-25％的范围内改变其跨度22。换句话说，预期跨度22可增加高达原始(最短)跨度22的25％。在另一个预期实施方案中，预期机翼跨度22的变化落在0-20％的范围内。另外，所述范围可以是0-15％。此外，所述范围可以是0-10％。最后，预期机翼跨度22的变化可落在0-5％的范围内。在其他预期实施方案中，所述范围的下限可以是5％、10％或15％。因而，例如，通过采用一个或多个模块74使之成为可能的机翼跨度22的一个预期变化范围为5％-10％的范围。

参考示出扭转形态16的图3，预期从机翼24、26的初始位置开始的扭转角度的度数落在±45°的范围内。在其他预期实施方案中，所述范围为±40°、±35°、±30°、±25°、±20°、±15°、±10°和/或±5°。还预期这些范围的其他排列。例如，可允许机翼24、26在-10°至+25°的范围内扭转。

参考示出掠扫形态18的图4，预期一个或多个模块74的操作使机翼24、26的尖端50的位置从初始位置开始在±45°的范围内改变(即“掠扫”)。换句话说，预期机翼24、26的尖端50可在±45°的范围内向前(正角)或向后(负角)移动。在其他预期实施方案中，所述范围为±40°、±35°、±30°、±25°、±20°、±15°、±10°和/或±5°。还预期这些范围的其他排列。例如，可允许机翼24、26的尖端50在+10°至-15°的范围内掠扫。

参考示出二面角形态20的图5，预期机翼24、26从初始位置开始的偏转角度的度数落在±45°的范围内。正变化是指机翼从初始位置向上的移动。负变化是指机翼从初始位置向下的移动。在其他预期实施方案中，所述范围为±40°、±35°、±30°、±25°、±20°、±15°、±10°和/或±5°。还预期这些范围的其他排列。例如，可允许机翼24、26进行在+10°至-20°的范围内的二面角变化。

继续参考图6，示出控制器C。预期控制器C以一种方式电连接到主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86，所述方式提供对所述构件中的每一个的独立控制。控制器C被理解成从飞机10的机载飞行计算机接收命令。飞行计算机被理解成对飞机18的飞行条件进行分析，并且计算机翼24、26在以上讨论的四种形态14、16、18、20中的任何形态中的最佳构型。

飞行计算机随后将向控制器C提供特定机翼构型的参数。控制器C接着将计算用于主动构件88、90、92、94和被动构件80、82、84、86的构型，所述构型满足从飞行计算机提供的输出条件。

应指出的是，并不需要单独的控制器C。控制器C可被并入飞行计算机或飞机10上可利用的任何其他处理器中。

在另一个预期实施方案中，机翼24、26可使用线路引导致动系统(routed actuation system)来变形，所述系统并入有例如电缆、支柱和滑轮。这与以上描述的嵌入式致动有所不同。

如应明白的，机翼24、26还将需要设置在其上的外部蒙皮178，如图9所指示。因为机翼24、26变形，所以预期蒙皮178由允许不同形态14、16、18、20的材料制成。

在一个预期实施方案中，变形飞机蒙皮178可以是柔性的。预期蒙皮178可由金属材料、复合材料和/或SMA制成。

在另一个预期实施方案中，变形飞机蒙皮178可由以重叠方式提供的许多刚性鳞片(类似于鱼鳞)制成。鳞片被理解成相对于彼此移动，同时维持机翼24、26的连续外表面，以使得机翼24、26提供足够的升力。

在另一个实施方案中，变形飞机蒙皮178可由许多缝翼制成，所述缝翼类似软百叶帘中的百叶窗片来布置，以使得这些缝翼彼此重叠并且相对于彼此移动。

图10是根据本发明的变形飞机蒙皮180的第一实施方案的一部分的透视图解。变形飞机蒙皮180的这个实施方案也称为“柔性蒙皮”。

关于变形飞机蒙皮180的这个第一实施方案，预期变形飞机蒙皮180将应用于机翼24、26的表面或其他变形控制表面。然而，应指出的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可在飞机10的任何表面上采用变形飞机蒙皮180。

在这个第一实施方案中，变形飞机蒙皮180在相邻肋片182、184之间拉伸。预期变形飞机蒙皮180由柔性材料制成，因此替代地称作“柔性蒙皮”。在所示的实施方案中，预期柔性蒙皮180由用乳胶涂敷和/或浸渍的氨纶材料制成。如本领域技术人员应明白的，在不脱离本发明的范围的情况下，可采用柔性材料的其他组合。

氨纶和胶乳都是柔性且可拉伸的材料。氨纶在工业上也称为弹性纤维。弹性纤维是合成的弹性纤维材料，也就是聚氨酯-聚脲共聚物。乳胶是天然或合成材料，也称为橡胶。合成材料包括但不限于苯乙烯-丁二烯橡胶、丙烯腈丁二烯橡胶、丙烯酸聚合物和聚乙酸乙烯酯等。弹性纤维预期形成织物，乳胶沉积到所述织物上或者乳胶浸渍到所述织物中。

预期的是，由弹性纤维和乳胶的组合制成的柔性蒙皮180可能不足以调整所有机翼形态14、16、18、20。具体地说，而是预期柔性蒙皮180特别适合于张紧和压缩情况。这包括柔性蒙皮经受跨度形态14和/或二面角形态20的情况。然而，在柔性蒙皮180经受扭转形态16和/或掠扫形态18的情况下，存在柔性蒙皮180可能起褶皱的可能性。褶皱是应当避免的，因为它们可能不利地影响飞机10的空气动力性质。

为了解决柔性蒙皮180的褶皱问题，预期将弹性体加强构件或条185添加到柔性蒙皮180。弹性体条185可并入柔性蒙皮180中或附接到柔性蒙皮180的表面。在图10所示的实施方案中，弹性体加强构件185附接到柔性蒙皮180的后表面。可替代地，弹性体加强构件185可附接到柔性蒙皮180的顶表面。此外，弹性体加强构件185可夹在柔性蒙皮180的两个层之间。

将弹性体加强构件185附接到柔性蒙皮180的确切方式对于本发明的操作来说不是特别重要的。如以上指出的，4个弹性体加强条185可通过缝合附接到柔性蒙皮180。可替代地，弹性体加强构件185可结合到柔性蒙皮180。例如，弹性体加强构件185可胶合到柔性蒙皮180。此外，弹性体加强构件185可通过超声焊接等结合到柔性蒙皮180。在另一个预期实施方案中，弹性体加强构件185可由柔性蒙皮180形成，以使得加强构件185是柔性蒙皮180的整体部分。如从前述内容应明白的是，在不脱离本发明的范围的情况下，弹性体加强构件185并入柔性蒙皮180中的确切方式可以改变。

关于弹性体加强构件185，还预期它们可由与用来穿过网球拍的线绳类似的线绳制成，诸如弹性体线绳。在另一个实施方案中，加强构件185可包括弹簧。在不脱离本发明的范围的情况下，可采用另外其他类型的弹性加强构件185。

图11是图10所示的变形飞机蒙皮180的第一实施方案的透视图解。在这个视图中，变形飞机蒙皮180被示出处于不同取向。具体来说，处于肋片182、184之间的角取向已改变。然而，如图所示，变形飞机蒙皮180维持两个肋片182、184之间的连续连接，这与柔性蒙皮180的行为一致。

图12是根据本发明的变形飞机蒙皮186的第二实施方案的透视图解。变形飞机蒙皮186也称为“滑动蒙皮”186。与变形飞机蒙皮180一样，变形飞机蒙皮186可应用于飞机10的任何外表面。然而，如以上指出的，预期变形飞机蒙皮186将应用于飞机10的机翼24、26的表面或飞机10上的其他控制表面。

在这个第二实施方案中，变形飞机蒙皮186在相邻肋片188、190之间延伸。变形飞机蒙皮186具有沿接缝196彼此分离的第一部分192和第二部分194。预期第一部分连接到肋片188。预期第二部分194连接到肋片190。

如图12所示，第一部分192与第二部分194重叠。第一部分192的底部边缘限定接缝196。如应明白的，在不脱离本发明的情况下，第二部分194可与第一部分192重叠。如果第二部分194与第一部分192重叠，那么第二部分194的顶部边缘将限定接缝196。

第一部分192和第二部分194中的每一个包括多个单独的区段、鳞片或段板198、200、202、204、206、208。预期区段198、200、202、204、206、208中的每一个独立于彼此移动。具体地说，预期区段198、200、202、204、206、208独立于与其直接相邻的那些区段198、200、202、204、206、208来移动。此外，预期组成第一部分192的区段198、200、202、204、206、208独立于组成第二部分194的区段198、200、202、204、206、208来移动。

如从图12应明白的是，区段198、200、202、204、206、208具有不同的宽度，这取决于肋片188、190之间的位置布局。出于本发明的目的，区段198、200、202、204、206、208可全部具有不同大小，区段198、200、202、204、206、208全部可具有相同大小，或者区段198、200、202、204、206、208可包括单独元件的混合，所述单独元件中的一些具有相同大小并且所述单独元件中的一些具有不同大小。

预期的是，区段198、200、202、204、206、208可由金属材料构造成，所述金属材料诸如铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料。复合材料包括但不限于碳纤维复合材料、包含芳族聚酰胺纤维的复合材料等。所有区段198、200、202、204、206、208可由相同材料制成。在替代实施方案中，所有区段198、200、202、204、206、208可由不同材料制成。换句话说，预期区段198、200、202、204、206、208的组成不限于任何特定的材料或材料组合。

此外，预期区段198、200、202、204、206、208将由刚性或至少半刚性的材料制成。以上列出的材料中的任何一种适用于这个目的

进一步预期的是，上部分192中的区段198、200、202、204、206、208将接合到下部分中的区段198、200、202、204、206、208。一个可能的接头包括夹层结构和通道设计，如图12所示。在这个设计中，上部分192中的区段198、200、202、204、206、208可包括中空的矩形通道。预期组成下部分194的区段198、200、202、204、206、208插入到矩形通道中。在不脱离本发明的范围的情况下，可采用其他互锁/互连方法和方式，诸如在机场行李传送带上使用的那些。

应指出的是，预期区段198、200、202、204、206、208附接到肋片188、190，以使得区段198、200、202、204、206、208相对于所述肋片188、190枢转。为此，预期枢转连接209设置在区段198、200、202、204、206、208的与肋片188、190相邻的端部处。在不脱离本发明的范围的情况下，可采用任何合适的连接器。

图13是图12所示的变形飞机蒙皮186的第二实施方案的透视端视图和侧视图。在图13所示的两个视图中，滑动蒙皮186的部分的形状已经根据跨度形态14而改变。

图14是图12所示的变形飞机蒙皮186的第二实施方案的透视端视图和侧视图。在图14所示的两个视图中，滑动蒙皮186的部分的形状已经根据扭转形态16而改变。

图15是图12所示的变形飞机蒙皮186的第二实施方案的透视端视图和侧视图。在图15所示的两个视图中，滑动蒙皮186的部分的形状已经根据掠扫形态18而改变。

图16是图12所示的变形飞机蒙皮186的第二实施方案的透视端视图和侧视图。在图16所示的两个视图中，滑动蒙皮186的部分的形状已经根据二面角形态20而改变。

图17是根据本发明的变形飞机蒙皮210的第三实施方案的一部分的透视图解。这个实施方案也称为“平行混合蒙皮”210。

对于所示的部分，变形飞机蒙皮210在第一肋片212与第二肋片214之间延伸。变形飞机蒙皮210呈现由彼此相邻定位的多个区段216组成的表面。

在这个实施方案中，预期柔性蒙皮180的各方面和滑动蒙皮186的各方面可组合在一起以形成平行混合蒙皮210。因此，预期平行混合蒙皮210提供更可接受的柔性与刚性之间的平衡。

如图17所示，组成变形飞机蒙皮210的区段216是矩形形状的，并且由刚性和/或半刚性材料制成。区段216可由金属材料构造成，所述金属材料诸如铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料。复合材料包括但不限于碳纤维复合材料、包含芳族聚酰胺纤维的复合材料等。所有区段216可由相同材料制成。在替代实施方案中，所有区段216可由不同材料制成。换句话说，预期区段216的组成不限于任何特定的材料或材料组合。

在变形飞机蒙皮210的一个预期实施方案中，区段可放置在柔性蒙皮180上或者附接到柔性蒙皮180。预期任何合适的附接落在本发明的范围内。

图18提供图17所示的变形飞机蒙皮210的一部分的图形顶视图。此处，单独的区段216连接到弹性条218。弹性条218可具有与以上讨论的柔性蒙皮180相同的性质。具体地说，预期弹性条218是弹性的，并且因此允许改变图17所示的变形飞机蒙皮210的形状。

如图18所示，预期各个行的区段216连接到单独的弹性条218。然而，在替代实施方案中，区段216可附接到一系列条218。此外，区段216可附接到柔性织物180的连续片材。在另一个预期实施方案中，区段216可附接到由柔性织物180制成的网状物。预期其他变型也落在本发明的范围内。

图19是图18所示的变形飞机蒙皮210的部分的底视图。此处，区段216清楚地示出为附接到弹性条218的顶侧和底侧。在替代方案中，区段216可仅仅附接到弹性条218的顶表面和弹性条218的底表面。

关于变形飞机蒙皮210，预期区段216可通过粘合剂(诸如，环氧树脂)附接到弹性条218。可替代地，区段216可通过合适的连接器(诸如，紧固件)附接到弹性条218。此外，预期区段216可缝合到弹性条218上。如本领域技术人员应明白的，将区段216附接到弹性条218的确切方法不应被视为限制本发明，因为可采用许多替代方案。

图20是根据本发明的变形飞机蒙皮220的第四实施方案的图形透视图解。这个实施方案也称为“串行混合蒙皮”220。

串行混合蒙皮220包括第一蒙皮元件222和第二蒙皮元件224。第三蒙皮元件226夹在第一蒙皮元件222与第二蒙皮元件224之间

如图20和图21所示，连接器228在第一蒙皮元件222与第二蒙皮元件224之间延伸。在图21中，第三蒙皮元件226已移除以便更好地示出连接器228。

在所示的实施方案中，预期第一蒙皮元件222和第二蒙皮元件224由刚性和/或半刚性材料制成。蒙皮元件222、224可由金属材料构造成，所述金属材料诸如铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料。复合材料包括但不限于碳纤维复合材料、包含芳族聚酰胺纤维的复合材料等。蒙皮元件222、224可由相同材料制成。在替代实施方案中，蒙皮元件222、224可由不同材料制成。换句话说，预期蒙皮元件222、224的组成不限于任何特定的材料或材料组合。

在所示的实施方案中，预期第三蒙皮元件226由与针对柔性蒙皮180所述材料相同的材料制成。可替代地，第三蒙皮元件226可以是滑动蒙皮186、平行混合蒙皮210或任何其他合适的替代物。

预期连接器228也由刚性和/或半刚性材料制成。连接器228可由金属材料构造成，所述金属材料诸如铝、铝合金、铍、铍合金、镁、镁合金、铁、铁合金、聚合物、塑料、橡胶、陶瓷以及复合材料。复合材料包括但不限于碳纤维复合材料、包含芳族聚酰胺纤维的复合材料等。所有连接器228可由相同材料制成。在替代实施方中，所有连接器228可由不同材料制成。换句话说，预期连接器228的组成不限于任何特定的材料或材料组合。

如图21所示，预期连接器228通过紧固件230连接到第一蒙皮元件222和第二蒙皮元件226。连接器228被示出为具有剪式千斤顶构造。然而，这种构造旨在仅仅是说明性的，而不对本发明进行限制。预期连接器228向具有柔性的第三蒙皮元件226提供足够的张力，如以上所讨论。预期连接器228将是可锁定的，以便在变形之后锁定第一蒙皮元件222、第二蒙皮元件224和第三蒙皮元件226的构型。

在这个第四实施方案中，预期第一蒙皮元件222或第二蒙皮元件224中的仅一个附接到肋片。换句话说，预期第一蒙皮元件222或第二蒙皮元件224中的仅一个是固定的。其他浮物和连接器228向第三蒙皮元件226提供张力。

关于变形飞机蒙皮220，第三蒙皮元件226可以是柔性蒙皮180、滑动蒙皮186或平行混合蒙皮210。换句话说，第三蒙皮元件226可以是以上讨论的变形飞机蒙皮180、186、210的先前实施方案中的任何一个。预期其他变型和替代物也落在本发明的范围内。

关于本发明的四个实施方案，预期变形飞机蒙皮180、186、210、220连接到至少一个刚性构件或固定结构，诸如肋片182、184、188、190、212、214中的一个。预期刚性构件是飞机10的本质上为结构性的元件。如以上指出的，在飞机的机翼24、26的上下文中，刚性构件是形成机翼24、26的形状以及其他参数的肋片182、184、188、190、212、214。

如从前述内容应明白的是，刚性构件不旨在指代结构是不可移动的。关于机翼24、26，预期刚性构件会相对于彼此移动。

还应指出，在不限制本发明的情况下，在本发明的不同预期实施方案中变形飞机蒙皮可以是主动或被动的。由金属合金制成的例如对温度活化或电活化不具有大的位移依赖性的变形飞机蒙皮适合作为主动蒙皮。由SMA制成的能够通过温度活化或电活化而使其形状变化的变形飞机蒙皮适合作为被动蒙皮。

如上所述，本发明结合其一个或多个实施方案加以描述。所述实施方案旨在说明本发明的广度。对任何一个特定实施方案的关注并不旨在限制本发明。因此，本发明旨在涵盖如本领域技术人员将了解的变型和等效物。