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CN111268092A - 一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构 - Google Patents

一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，属于变体飞机结构设计领域，本发明的柔性机翼后缘结构由支撑板、腹板、后端维形体、类蜂窝抗扭结构、柔性蒙皮和分布式驱动装置构成。其中支撑板是机翼不变形结构与后缘柔性结构的连接结构，通过支撑板支撑整个柔性机翼的后缘；腹板支撑柔性蒙皮并且支撑分布式驱动装置；类蜂窝抗扭结构将支撑板、各腹板和后端维形体相继连接起来；柔性蒙皮连接在相邻的腹板之间，分布式驱动装置连接在相邻的腹板之间，其连接于柔性蒙皮；利用腹板支撑柔性蒙皮以及分布式驱动装置，且采用类蜂窝抗扭结构，解决了机翼可变形后缘部分抗扭刚度不足的问题，提高柔性机翼后缘结构的抗扭能力。

Description

一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构
技术领域
本发明属于变体飞机结构设计领域，涉及一种柔性机翼后缘结构，具体是一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构。
背景技术
变体飞机可以改变外形布局，在不同的飞行环境和飞行任务中保持最优气动性能。其中后缘变弯度机翼可以延缓机翼表面气动分离，提高升阻比，改善不同飞行要求下飞机的气动效率。柔性机翼后缘如需获得较大的变形，则通常采用柔性蒙皮，此时结构刚独特性和承载能力会发生很大的变化。蒙皮承受的弯曲载荷改由驱动器承担后，抵抗剪切和扭转的能力大幅度降低。于是有很多设计方案在结构中增加了芯板，来承受后缘上的剪力和扭矩。芯板的结构效率低，且给机翼带来了较大的重量增加。
发明内容
本发明针对现有技术中存在的问题，针对机翼可变形后缘部分抗扭刚度不足的问题，本发明提供了一种新的结构设计方法，利用腹板支撑柔性蒙皮以及分布式驱动装置，且采用类蜂窝抗扭结构，提高柔性机翼后缘结构的抗扭能力。
本发明是这样实现的：
一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其结构包括机翼不变形结构以及后缘柔性结构，所述的机翼不变形结构以及后缘柔性结构之间通过支撑板连接；所述的后缘柔性结构包括纵向排布的若干组腹板，所述的相邻腹板之间的顶端均设置有分布式驱动装置，所述的分布式驱动装置外侧覆盖柔性蒙皮，分布式驱动装置驱动柔性蒙皮沿弦向伸长或者压缩实现后缘柔性结构的向上或向下偏转；所述的支撑板以及腹板之间，以及若干组腹板之间通过类蜂窝抗扭结构将其相继连接起来，所述的类蜂窝抗扭结构由薄板折叠成三角形网格，折叠线方向与翼展方向平行。本发明中通过类蜂窝抗扭结构的网格的形状、网格密度和类蜂窝壁板的厚度改变结构的抗扭刚度。先假定后缘结构中平面有一个抗剪板，以抵抗机翼后缘所承受气动载荷，所需抗剪板的厚度，将抗剪板的材料总量做成类蜂窝结构，优化类蜂窝网格形状和尺寸，确定网格的壁板厚度及形状参数。
进一步，所述的柔性蒙皮连接在相邻的腹板之间，通过腹板支撑柔性蒙皮，并且通过腹板支撑分布式驱动装置。采用类蜂窝结构提高柔性后缘的抗扭能力，用顺展向的腹板支撑柔性蒙皮。
进一步，所述的支撑板在上下翼面的位置有T形缘条，T形缘条沿弦向的前面与机翼蒙皮相连，T形缘条的后面与柔性蒙皮相连，在分布式驱动装置的驱动下，后缘柔性结构向上或向下改变弯度。柔性蒙皮具有一定的面外刚度，沿翼展方向不变形，沿弦向变形。
进一步，所述的腹板在上下翼面位置设置有T形缘条，T形缘条的横边连接柔性蒙皮，T形缘条的立边连接分布式驱动装置。
进一步，所述的后缘柔性结构还包括末端连接的后端维形体。
进一步，所述的分布式驱动装置采用纤维增强的密封柔性腔体。
进一步，所述的类蜂窝抗扭结构中的三角形网格的三角形边长相等或者不相等。
本发明与现有技术的有益效果在于：
本发明采用类蜂窝结构和腹板组成的柔性机翼后缘的承载结构，腹板作为柔性蒙皮的支撑和驱动器的安装支撑结构，类蜂窝结构用来抵抗剪力和扭矩，弯曲载荷由柔性蒙皮和分布式驱动装置来平衡，解决了机翼可变形后缘部分抗扭刚度不足的缺陷，提高柔性机翼后缘结构的抗扭能力；
本发明的各腹板之间用类蜂窝抗扭结构连接，提高了总体结构稳定性，增强可变形后缘的抗扭能力；由于类蜂窝网格的支撑和稳定作用，提高了材料的利用率；将原本的抗剪芯板改为类蜂窝支撑结构之后，在提高剖面抗扭抗剪能力的同时，结构仍具有良好的偏转能力。
附图说明
图1为本发明一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构的示意图；
图2 为本发明一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的类蜂窝抗扭结构示意图；
图3 为本发明具体实施例中采用类蜂窝结构受扭位移云图；
图4 为本发明具体实施例中仅用抗剪芯板受扭位移云图；
其中，1-支撑板、2-腹板、3-后端维形体、4-类蜂窝抗扭结构、5-柔性蒙皮、6-分布式驱动装置，7-机翼不变形结构，8-后缘柔性结构。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，本发明的柔性机翼后缘结构由支撑板1、腹板2、后端维形体3、类蜂窝抗扭结构4、柔性蒙皮5和分布式驱动装置6构成。其中支撑板1是机翼不变形结构7与后缘柔性结构8的连接结构，通过支撑板1支撑整个柔性机翼的后缘；腹板2支撑柔性蒙皮5并且支撑分布式驱动装置8；类蜂窝抗扭结构4将支撑板1、各腹板2和后端维形体3相继连接起来；柔性蒙皮5连接在相邻的腹板2之间，分布式驱动装置5连接在相邻的腹板之间，其连接于柔性蒙皮5。
利用本发明的机构，具体的实例如下：
假设后缘结构的中平面有一个抗剪芯板，根据机翼后缘承受的气动载荷计算出弦向剖面的最大剪力，确定抵抗剪力所需要的芯板厚度，以此厚度为基础（有一定的放大系数）得到抵抗剪力所需要的材料总量。将这些材料做成类蜂窝结构，通过网格形状和尺寸优化，得到抗扭刚度最大、抗弯刚度尽量小的类蜂窝抗扭结构。
在本实例中，采用NACA0012翼型，机翼弦长为1500mm，取后500mm为柔性后缘部分，展向取200mm的一段。机翼不变形结构7与后缘柔性结构8由支撑板1连接，厚度为5mm，高度为57.035mm。自支撑板开始每100mm布置一块垂直于弦向的腹板，腹板厚度为2mm，高度从左至右分别为45.628mm，34.221mm，22.814mm，11.408mm，柔性后缘末端100mm处放置维形体。以上为实例中的一种。实践中腹板一般是4-5块，根据后缘具体尺寸确定的，两块腹板间的间距也是100mm左右为宜。
支撑板1和腹板2顶端与分布式驱动装置6相连接，翼面覆盖柔性蒙皮5，分布式驱动装置6驱动上下柔性蒙皮5沿弦向伸长或者压缩来实现后缘的向上或向下偏转。为了提高抗扭刚度，在相邻腹板2之间布置类蜂窝抗扭结构4。类蜂窝抗扭结构4的网格形状为三角形，沿弦向有10个三角形网格，腹板附近沿高度方向每一边有6个三角形网格，三角形边长可以不相等，结构形式如图2所示，支撑板、腹板以及类蜂窝网格均用7075铝合金，弹性模量E=71.7GPa，泊松比μ=0.33，密度ρ=2.81g/cm3。
将材料总量相同的两种结构进行比较，一种是仅有抗剪芯板和腹板的结构，另一种是布置类蜂窝网格的结构，类蜂窝网格厚度为0.3mm。用ABAQUS对两种结构进行仿真，仿真结果如图3~4所示，在比较抗扭刚度时，将机翼左端固支，在支撑板和腹板上下两端按高度的比例施加大小相等方向相反的均布力形成扭矩，当类蜂窝结构仿真结果的最大应力为材料许用应力的1/2时，将同样的载荷施加在只有抗剪芯板和腹板的结构上，比较两者最大位移可以看出，类蜂窝网格结构的抗扭刚度远大于抗剪板。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的结构包括机翼不变形结构（7）以及后缘柔性结构（8），所述的机翼不变形结构（7）以及后缘柔性结构（8）之间通过支撑板（1）连接；
所述的后缘柔性结构（8）包括纵向排布的若干组腹板（2），所述的相邻腹板（2）之间的顶端均设置有分布式驱动装置（6），所述的分布式驱动装置（6）外侧覆盖柔性蒙皮（5），分布式驱动装置（6）驱动柔性蒙皮（5）沿弦向伸长或者压缩实现后缘柔性结构（8）的向上或向下偏转；
所述的支撑板（1）以及腹板（2）之间，以及若干组腹板（2）之间通过类蜂窝抗扭结构（4）将其相继连接起来，所述的类蜂窝抗扭结构（4）由薄板折叠成三角形网格，折叠线方向与翼展方向平行。
2.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的柔性蒙皮（5）连接在相邻的腹板（2）之间，通过腹板（2）支撑柔性蒙皮（5），并且通过腹板（2）支撑分布式驱动装置（6）。
3.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的支撑板（1）在上下翼面的位置有T形缘条，T形缘条的前面与机翼蒙皮相连，T形缘条的后面与柔性蒙皮相连，在分布式驱动装置（6）的驱动下，后缘柔性结构（8）向上或向下改变弯度。
4.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的腹板在上下翼面位置设置有T形缘条，T形缘条的横边连接柔性蒙皮（5），T形缘条的立边连接分布式驱动装置（6）。
5.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的后缘柔性结构（8）还包括末端连接的后端维形体（3）。
6.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的分布式驱动装置（6）采用纤维增强的密封柔性腔体。
7.根据权利要求1所述的一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构，其特征在于，所述的类蜂窝抗扭结构（4）中的三角形网格的三角形边长相等或者不相等。
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