CN103407580B - 超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。

Description

超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其是超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼。

背景技术

超大展弦比飞行器具有很高的巡航升阻比和巡航效率，可以大幅提高飞行器的航程、航时，并减少燃油消耗。因而超大展弦比飞行器在运输、环境监测和通信中继等方面，具有非常广阔的发展前景，日益受到世界各国的重视。

超大展弦比飞行器采用大展弦比机翼布局，其强度和刚度普遍偏小。这种结构可能带来以下后果：超大展弦比飞行器受到气动载荷时，机翼会产生很大的上翘和扭转变形，甚至产生永久变形；同时，超大展弦比飞行器的机翼长期承受复杂载荷，容易发生损伤积累，导致机翼结构破坏；结构的刚度特性不能保障颤振临界速度的要求（如阵风扰动等）；结构在长期随机载荷（小于最大载荷）反复作用下，机翼的安全寿命降低；超大展弦比飞行器的机翼结构，在载荷作用下，达到平衡态时的结构与变形前的设计结构相比，具有明显的几何差异，而结构的变形又将使气动载荷重新分布，这将导致飞机操纵效能降低、反效，甚至失效；前述变形严重影响着飞机的气动性能，尤其是横侧向气动特性，使飞行器偏离原设计点，飞行器的飞行速度受到限制，飞行品质受到影响，影响飞行器的飞行安全；大展弦比飞行器机翼的强度和刚度偏小的特征，将会降低飞行器的颤振临界速度。

为提高大展弦比飞行器机翼的强度和刚度，消除或降低上述强度和刚度偏小所导致的负面效果，目前通常采用以下途径和方法：（1）从机翼设计方法上进行改进，综合考虑强度约束、气动弹性约束，甚至是工艺约束等要求，对机翼刚度进行优化设计，寻找在满足约束条件的前提下，产生最佳机翼结构刚度分布设计的可能性，并进行机翼结构构件参数优化或构件布置（位置）优化设计；（2）改进机翼结构的传力路线的布置方式，防止主要受力件的打断、转折等不利的传力路线，降低不必要的附加力；（3）采用复合材料气动剪裁优化设计方法，在结构重量不变的前提下，也能起到一定的提高机翼抗弯、抗扭性能的作用；（4）通过直接与液压助力器连接等的形式，在操纵系统中增加颤振阻尼器，以消耗颤振能量；（5）通过主动阻尼控制技术等方法，通过感测机翼弯曲运动的速度，来控制操纵副翼或直接升力操纵面，以降低飞机遭遇阵风等因素时的弹性变形，改善飞行器的操作性能。通过对这些优化设计方法的深入研究，可以在一定程度上继续提高机翼的强度和刚度；但是，这些传统的优化方法已经比较成熟，采用现有方法设计出来的待优化机翼，对这些成熟方法进行进一步深入研究对大展弦比机翼的抗弯、抗扭性能的提升空间有限。

另一种提高大展弦比飞行器机翼的强度和刚度的途径是从材料上着手，可以从静强度、重量、加工性能、疲劳性能等各种特性中权衡，综合选择弹性模量大、静强度和疲劳性能好的材料,恰当地应用于机翼的不同结构部位；由于变形体断面的尺寸和形状对刚度的影响最大，采取增大变形体断面的几何特征参数(如加厚蒙皮厚度，主梁的厚度和宽度等)的方法，可以提高机翼的抗弯、抗扭刚度。但是，增大变形体断面的尺寸的这种方法，需要增加机翼的结构重量，这就意味着结构效率、经济性和竞争力的降低。

综上所述，当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题，提供一种超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度。大展弦比机翼的展弦比超过15，具有极高的升阻比。本发明对于展弦比超过15的超大展弦比机翼，在同样的结构重量和气动性能下，可以大幅度提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。或者在保持气动性能不降低和弹性变形不增大的情况下，大幅降低结构重量。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞机、无人机的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，包括如下步骤：

一、根据飞行器总体设计要求，确定机翼的展长和展弦比；

二、根据飞行器总体设计要求，确定机翼弹性变形的上限值和扭转变形的上限值；

三、根据飞行器总体设计要求，计算飞行器在不同飞行条件下的气动载荷，以及飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷；

四、计算机翼本身的质量力及其他部件传来的力；

五、在飞行器的设计飞行条件范围内，计算机翼不安装张线时可能发生的极限变形量；

六、在飞行器上确定张线支架；

七、在飞行器的张线支架两边对称设置张线安装点；

八、在张线支架与张线安装点之间设置张线；

九、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算机翼变形在设计允许的弹性变形范围内，张线所受的最大拉力；然后根据张线的材料，计算出张线的直径；

十、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，判断机翼是否符合极限弹性变形的设计要求以及张线对机翼弹性变形的影响；同时计算张线本身及张线支点承受的应力，判断张线本身及张线支点承受的应力是否在材料允许范围之内；根据判断的结果，对张线的布局方式进行修正；

十一、计算修正后的安装张线的飞行器的气动性能，判断张线对飞行器气动性能的影响，完成机翼的制造。

所述步骤六中，在飞行器上安装支架，作为张线支架；或在飞行器的部件上安放张线支点，作为张线支架。

所述步骤八中，在张线支架与张线安装点之间设置张线，使机翼与张线支架、张线安装点之间形成若干个三角受力结构。

所述步骤八中，在张线支架与张线安装点之间设置张线，使机翼与张线支架、张线安装点之间形成若干个矩形受力结构。

所述步骤六中，张线支架为至少一个，所述张线支架沿机翼中心对称分布。

所述张线的材料为凯夫拉纤维。

前述制造方法所制造的机翼。

本发明制造方法的步骤三中，飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷，包括：大气紊流和阵风引起的交变力作用引起的非定常气动载荷、由于机翼和发动机尾流等引起的结构激振作用引起的非定常气动载荷等。步骤四中，重量力是指重量和惯性力；其他部件传来的力包括：发动机的推力和质量力等。步骤五中，机翼不安装张线时可能发生的极限变形量，是根据机翼受力载荷以及刚性分布等进行计算的。

步骤六中，可以在飞行器上安装支架，作为张线支架；也可根据飞行器的总体构型，在飞行器的部件（如载荷舱和起落架支架等）上安放张线支点，作为张线支架。张线支架主要起支架作用。根据飞行器机翼本身结构，在张线支架对机翼气动性能的干扰满足设计允许范围内的前提下，可布置多个张线支架，即张线支架为一个或两个以上，从而将机翼分为若干段。在飞行器的部件上安放张线支点，其中，飞行器的部件为突起部件，如载荷舱和起落架支架等；在飞行器的部件上安放张线支点，作为张线支架，能尽可能减少安装额外的张线支架，以降低机翼的结构重量。在不影响飞行器气动性能的前提下，张线支架安装以高度优先为原则，个数越多越好，为使飞行器受力平衡，飞行器中部设置一个张线支架。

步骤七中，在飞行器的张线支架两边对称设置张线安装点。在不影响飞行器气动性能和不需大量增加结构重量的前提下，张线安装点越多越好。由于张线支架高度一般远小于机翼展长和张线支架之间的距离，张线拉力以所在段张线支架底点为轴的力臂远小于气动力的作用力臂，为增大张线作用力的力臂，飞行器机翼表面距离飞行器中部最远处通常为张线安装点之一。

步骤八中，根据所安装的张线支架及布置在机翼上的张线安装点，在张线支架与张线安装点之间设置张线，通过张线使张线支架、张线安装点相连。张线安装后，使得机翼与垂直于张线支架、张线安装点之间由张线相连可以形成若干个三角受力结构或矩形受力结构。张线选用高弹性模量、高强度、轻质材料，张线布局方案不能影响飞机气动性能，实施例中给出了几种张线布局示意图。张线可以选用凯夫拉纤维。

步骤九中，根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、步骤三计算的飞行器在飞行过程中由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算机翼变形在设计允许的弹性变形范围内，张线所受的最大拉力；然后根据张线的材料性能，计算出张线的直径，张线采用统一规格。

步骤十中，根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、步骤三计算的飞行器在飞行过程中外力作用引起的气动载荷（即：由于外力作用引起的气动载荷），计算张线安装后各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，判断机翼是否符合极限弹性变形的设计要求以及张线对机翼弹性变形的影响。同时计算张线本身及张线支点承受的应力，判断张线本身及张线支点承受的应力是否在材料允许范围之内，以此为依据，根据判断的结果，对张线的布局方式进行修正。

步骤十一中，计算修正后的安装张线的飞行器的气动性能，判断张线对飞行器气动性能的影响，完成机翼的制造。张线的安装要确保对飞行器周围空气流场的干扰可忽略不计。

与传统机翼通过增加主梁的厚度和宽度来提高大展弦比机翼刚性不同，本发明提供一种超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼。本发明能够用于超大展弦比高升阻比高刚性机翼，这种机翼的展弦比超过15，具有极高的升阻比。本发明根据飞行器的总体构型，通过张线支架将机翼分成若干段，通过分段布置张线来提高机翼的刚性。本发明通过分段布置张线的方法，利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，大幅提高机翼的刚性和强度。张线选用高弹性模量、高强度、轻质材料，使得很小的张线即可以大幅降低超大展弦比机翼的气动弹性变形。实施例中，张线的材料选用凯夫拉纤维，其强度和弹性模量都非常大，能够用于本发明中。张线尺寸相对于飞行器尺寸很小，其对飞行器周围流场的干扰可以忽略不计，基本不影响飞行器的气动性能。同时，张线质量非常轻，因而本发明在大幅提高机翼刚性和强度的同时，不需要增加太多结构重量。

对于展弦比超过15的超大展弦比机翼，在同样的结构重量和气动性能下，采用本发明可以大幅度提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。或者在保持气动性能不降低，以及弹性变形不增大的情况下，大幅降低结构重量。本发明可以促进超大展弦比机翼进入实用，从而大幅提高飞机和无人机的巡航效率，降低燃油消耗，本发明有效、切实可行。

本发明根据飞行器的总体设计构型，分段布置张线，采用本发明不需改变机翼本身外形和结构设计，对响机翼本身气动特性的影响可以忽略不计，并且能够大幅度提高大展弦比机翼的刚度和强度。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的创新性具体表现如下。

1）现有的提高大展弦比机翼强度和刚度的方法，主要从机翼受力、传力方式（如受弯曲零件支撑、受弯曲零件截面形状，肋板布置等）、机翼气动载荷分布优化等方面，对机翼本身的结构设计进行优化设计，而本发明不改变机翼本身的结构设计，采取在原有设计构型基础上，添加张线装置的方式，来提高强度和刚度，设计思路具有创新性。

2）由于变形体断面的尺寸和形状对刚度的影响最大，在机翼构型确定后，传统方法中使用最多的是采取增大变形体断面的几何特征参数(如加厚蒙皮厚度，主梁的厚度和宽度等)的方法，以提高机翼的抗弯、抗扭刚度；而本发明通过添加张力装置，通过张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，设计原理与现有方法完全不同。

3）传统方法通常采用增大变形体断面的几何特征参数的方法，该方法会大量增加机翼的结构重量；而本发明通过张线支架、张线的配合，只需在增加少量的结构重量的前提下，就可以大幅度提高大展弦比机翼的刚度和强度，大幅提高机翼的结构效率，本发明的机翼具有显著的经济性和竞争力，因而，与现有方法相比，本发明的设计效果具有较大的优势。

4）本发明在初始机翼的基础上，采用添加张力装置的方式，来提高大展弦比机翼的强度和刚度，不需要改变机翼本身外形和结构设计，并且由于张线尺寸相对机翼本身尺寸很小，对机翼本身气动特性的影响可以忽略不计，本发明与目前所普遍采用的提高机翼强度、刚度的方法并不冲突，可以在通过现有设计方法所得到机翼的基础上，再采用本发明，提高机翼的强度和刚度。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是“赫利俄斯”（Helios）太阳能飞行器飞行状态下的变形情况模型示意图。

图2是图1中“赫利俄斯”（Helios）太阳能飞行器的简化悬臂梁模型示意图。

图3为典型张线布局方式一。

图4为典型张线布局方式二。

图5为典型张线布局方式三。

图6为在初始机翼基础上进行张线装置的设计和安装的流程图。

图7为全波长离散风模型。

图8为半波长离散风模型。

图中标记：1为机翼，2为张线支架，3为张线安装点，4为张线。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例1

本实施例以“赫利俄斯”（Helios）太阳能飞行器为基础。

一、根据飞机总体设计要求确定机翼的展长和展弦比，选取机翼展长130m,弦长4m,展弦比30，翼型选为“赫利俄斯”（Helios）太阳能飞行器的翼型。

二、根据飞行器总体设计要求，确定机翼弹性变形的上限值和扭转变形的上限值，设定机翼翼尖处挠度与半展长之比小于0.6，机翼扭转角小于6度。

三、根据飞行器总体设计要求，计算飞行器在不同飞行条件下的气动载荷，以及飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷。

在所有可能飞行条件下,求解N-S方程得到机翼表面的气动载荷分布，为机翼自身结构及张线装置的设计提供指导。计算过程可以选用自己开发的流场解算器，也可选用FLUENT等商业软件进行。

四、计算机翼本身的质量力及其他部件传来的力，即：根据设计要求，计算飞行过程大气紊流和阵风引起的机翼非定常气动力载荷响应。重量力是指重量和惯性力；其他部件传来的力包括：发动机的推力和质量力等。

飞行器遭遇大气紊流和阵风时，会使其飞行受到各种负面影响，如翼根弯矩增加、正常操作受到干扰、飞行器结构疲劳寿命缩短等，大展弦比机翼飞行器的这些负面效应尤其严重，因此，设计张线装置必须对飞行器遭遇阵风时的非定常气动力载荷响应进行比较准确的模拟。真实的阵风扰动过程非常复杂，一般通过建立一些简化的阵风模型的方式，对其进行研究。

当阵风表现较为平稳、均匀时，可以将其等效为大气紊流，即叠加在常值风上的连续随机脉冲，该过程的统计特性不随时间而变化，此时可采取的模型有Dryden模型和Von.Karman模型。

上升暖气流、下降冷气流边缘、山脉、悬崖以及温度变化地区、风暴边缘地区都会出现风速的急剧变化，即阵风表现为风速的急剧变化时，这种扰动通常不能用上述的连续随机模型来描述。当这种气流变化梯度足够大时，飞机处于强风力作用下，引起瞬态载荷。对于此类问题，在飞行品质评定和飞行控制系统设计时，广泛使用的离散突风模型为（1-cos）型。

全波长离散风模型如图7所示。

半波长离散风模型如图8所示。

其中，V _wm 为突风强度，d _m 为突风尺度，与随机模型中强度与尺度的定义相同。

本发明的超大展弦比机翼用于长航时长航程的飞行器，执行任务时会飞越各种地形地貌，会遇到各种类型的突风，分别采取不同阵风模型计算机翼遭遇阵风时的非定常气动力载荷。

五、根据飞机飞行过程中的气动力载荷、其它装载（如发动机的推力和质量力）、机翼刚性分布等确定不安装张线时机翼可能发生的极限变形量，即在飞行器的设计飞行条件范围内，计算机翼不安装张线时可能发生的极限变形量。

其中每一个飞行状态的变形量计算流程如下所示：

（a）由前述步骤三得到飞行器在不同飞行条件下的气动载荷，以及飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷；由前述步骤四得到机翼本身的质量力及其他部件传来的载荷；

（b）把分布载荷施加到有限元模型的节点上，计算结构方程得到机翼变形后的构型。

（c）根据相邻两次的计算结果判断机翼是否达到弹性平衡位置，如果是，则迭代结束，完成计算过程；如果不是，则将机翼结构变形量插值到气动网格上，生成新的气动网格，返回步骤a。

六、在飞行器上确定张线支架。

可以在飞行器上安装支架，作为张线支架；也可根据飞行器的总体构型，在飞行器的部件（如载荷舱和起落架支架等）上安放张线支点，作为张线支架。在飞行器的部件上安放张线支点，作为张线支架，以避免安装单独的张线支架，降低机翼的结构重量。为使张线上的作用力对支架端点的力臂最大，安装张线支架以高度优先为原则。在不影响飞机气动性能的前提下，张线支架个数越多越好。为使机体受力平衡，在飞行器中部设置一个安装支架。

七、在飞行器的张线支架两边对称设置张线安装点。

在不影响飞行器气动性能的前提下，张线安装点越多越好。由于张线支架高度一般远小于机翼展长和张线支架之间的距离，张线拉力以所在段张线支架底点为轴的力臂远小于气动力的作用力臂，为增大张线作用力的力臂，飞行器机翼表面距离飞行器中部最远处通常为张线安装点之一。

八、在张线支架与张线安装点之间设置张线。

机翼是一个薄壁盒段，当机翼受载时有垂直向上的趋势，且有弯和转动的趋势，其所以没有动，是由于机身限制了机翼，也即提供了约束（提供了支反力）,因此，可以认为机身是机翼的支持，机翼把载荷传给机身，最后达到总体平衡。以本实施例的“赫利俄斯”（Helios）太阳能飞行器为例，其工作形式可以简化成一个如图2所示的悬臂梁模型。

根据所安装的张线支架及布置在机翼上的张线安装点，在张线支架与机翼表面的张线安装点之间设置张线，通过张线使张线支架、张线安装点相连。张线安装后，使得机翼与垂直于张线支架、张线安装点之间由张线相连可以形成若干个三角受力结构或矩形受力结构。张线选用高弹性模量、高强度、轻质材料，如凯夫拉纤维制成的张线。张线布局方案不能影响飞行器的气动性能。图3至图5中给出了几种张线布局示意图。

九、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、步骤三计算的飞行器在飞行过程中由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算机翼变形在设计允许的弹性变形范围内，张线所受的最大拉力；然后根据张线的材料性能，计算出线的直径，张线为统一规格。

为简化设计过程，可假定只在两边翼梢处各安装一根张线至机体中心的张线支架，计算此种张线布局所需要的直径。发明人在实际中，采用该种方式，所有的张线采用同一规格的张线，所选取的张线直径比精确需要的要偏大一些，由于张线材料具有高弹性模量、高强度、轻质等特点，因而，该方式产生的张线直径差异相对机翼尺寸很小，对飞行器周围空气流场的干扰可以忽略不计。

十、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、步骤三计算的飞行器在飞行过程中由于外力作用引起的气动载荷，计算张线安装后各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，判断所设计的机翼是否符合极限弹性变形的设计要求，并评估张线对机翼弹性变形的影响；同时计算张线本身及张线支点承受的应力，判断张线本身及张线支点承受的应力是否在材料允许范围之内；根据判断的结果，以此为依据，对张线的布局方式进行修正。

十一、计算修正后的安装张线的飞行器的气动性能，评估张线对飞机气动性能的影响，确保张线的安装对飞行器周围空气流场的干扰可忽略不计，完成机翼的制造。

通过计算发现采用3毫米的凯夫拉纤维张线，最大可将弹性变形降低50%，而相对于120米*40米的巨大机翼来说，如此小直径的张线对流场的干扰几乎可以忽略，同时，张线总重约1kg，对飞行器的质量几乎无影响。如果将张线的直径提高到10毫米，那么弹性变形有望降低到无张线机翼的10%以下，同时重量的增加不到10kg。

图6为本发明中，在初始机翼基础上进行张线装置的设计和安装的流程图。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (4)

1.超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，其特征在于，包括如下步骤：

一、根据飞行器总体设计要求，确定机翼的展长和展弦比；

二、根据飞行器总体设计要求，确定机翼弹性变形的上限值和扭转变形的上限值；

三、根据飞行器总体设计要求，计算飞行器在不同飞行条件下的气动载荷，以及飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷；

四、计算机翼本身的质量力及其他部件传来的力，即根据设计要求，计算飞行过程大气紊流和阵风引起的机翼非定常气动力载荷响应；

五、在飞行器的设计飞行条件范围内，计算机翼不安装张线时可能发生的极限变形量；

六、在飞行器上确定张线支架，布置多个张线支架以将机翼分成若干段，从而能够按照一定方式分段布置张线，张线支架以支架形式安装在飞行器或以张线支点形式安放在飞行器的部件上；

七、在飞行器的张线支架两边对称设置张线安装点；八、在张线支架与张线安装点之间设置张线，使机翼、张线支架、张线安装点与张线支架之间的张线形成若干个三角受力结构；

九、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算机翼变形在设计允许的弹性变形范围内，张线所受的最大拉力；然后根据张线的材料，计算出张线的直径；

十、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，判断机翼是否符合极限弹性变形的设计要求以及张线对机翼弹性变形的影响；同时计算张线本身及张线支架承受的应力，判断张线本身及张线支架承受的应力是否在材料允许范围之内；根据判断的结果，对张线的布局方式进行修正；

十一、计算修正后的安装张线的飞行器的气动性能，判断张线对飞行器气动性能的影响，完成机翼的制造。

2.根据权利要求1所述的超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，其特征在于，步骤六中，张线支架沿机翼中心对称分布。

3.根据权利要求1所述的超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，其特征在于，张线的材料为凯夫拉纤维。

4.一种根据权利要求1-3任一项所述超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法所制造的机翼。