CN104249811A - 一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，包括骨架结构和蒙皮，其中骨架结构由纵向的梁与横向的肋交叉形成，纵向的梁包括前梁、主梁和后梁，横向的肋包括根肋、二肋和端肋，所述前梁靠近根肋的一端通过第一抗剪销与机身连接，所述后梁靠近根肋的一端通过第二抗剪销与机身连接，所述主梁一端突出机翼外形包络向机身内部延伸，端面与机身对称面平齐，并与另一侧机翼的主梁向机身内部延伸的一端的端面贴合并连接固定，且主梁在根肋处通过第三抗剪销与机身内部框的腹板连接；所述骨架结构的空腔中填充蜂窝，且骨架结构与蒙皮采用共固化连接，该机翼结构布局简单，紧固件用量少、重量轻，通过整体共固化的方式实现整个机翼的装配成型。

Description

一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼

技术领域

本发明涉及一种适用于飞行器的轻质化、耐高温、高刚度翼面，尤其是涉及一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，属于飞行器结构设计领域。

背景技术

近年来，随着空间技术的发展，人类的目光逐渐瞄向了遥远的太空，近几十年来，各种飞行器穿梭于大气层，空间活动日益频繁，但是现有的飞行器通常只能使用一次，高昂的成本限制了空间技术的进一步应用。自从航天飞机面世以来，各国相继尝试开展可重复往返大气层的飞行器研究，该类飞行器具备大气层内、外双重环境的飞行能力，因此要求飞行器的机翼结构应当具备耐高温、轻质、高刚度等特点，满足飞行器总体设计要求。

传统飞行器机翼通常采用金属骨架和蒙皮组成半硬壳结构，通过中央翼盒连接到机身上，实现结构的完整性。该结构由于零件数量多，紧固件数量庞大，制造和装配周期长等弱点严重制约了现代飞行器的快速研制。飞行器的翼面结构由于气动加热的原因，在大气层内高超声速飞行器时承受着严酷的力热耦合，常规航空材料如铝合金等耐温性低，导致防热系统负担很大，同时金属材料的热膨胀系数大，难以实现与防热系统的变形匹配，严重影响飞行器的总体性能，因此设计一种可适应重复使用、满足高超声速穿越大气层飞行的机翼结构迫在眉睫。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，该机翼结构紧固件数量大幅减少，重量轻，能够承受200℃长时的高温，适应外层安装刚性隔热瓦的热匹配要求，同时满足在太空中抗腐蚀及高低温交变的载荷环境，实现机翼结构与机身的可靠连接。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，包括骨架结构和蒙皮，其中骨架结构由纵向的梁与横向的肋交叉形成，纵向的梁包括前梁、主梁和后梁，横向的肋包括根肋、二肋和端肋，所述前梁靠近根肋的一端通过第一抗剪销与机身连接，所述后梁靠近根肋的一端通过第二抗剪销与机身连接，所述主梁一端突出机翼外形包络向机身内部延伸，端面与机身对称面平齐，并与另一侧机翼的主梁向机身内部延伸的一端的端面贴合并连接固定，且主梁在根肋处通过第三抗剪销与机身内部框的腹板连接；所述骨架结构的空腔中填充蜂窝，且骨架结构与蒙皮采用共固化连接。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，主梁位于机身外部部分的截面为封闭的矩形，内部填充蜂窝提高主梁的抗弯和抗扭强度与刚度，延伸到机身内部后过渡成一端开放的C形截面。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，主梁与机身连接处及两侧机翼主梁的两个端面在机身内部的对接处均采用层压板结构。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，一侧主梁的端面处设有第一抗拉接头，另一侧主梁的端面处设有第二抗拉接头，通过两个抗拉接头将两侧主梁连接固定。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，第一抗拉接头与第二抗拉接头均为梳状结构，两个抗拉接头的端面贴合后在梳状结构若干个加筋中间通过螺栓固定连接。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，前梁与主梁之间、主梁与后梁之间设有辅梁；所述根肋与二肋之间、二肋与端肋之间设有辅肋。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，三个抗剪销和两个抗拉接头均采用钛合金，所述骨架结构与蒙皮均采用高强中模碳纤维双马复合材料。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，骨架结构的梁与肋之间采用剪切带二次固化连接，骨架结构与蒙皮之间通过共固化成型。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，前梁、主梁和后梁为整体结构，所述辅梁为分段结构；所述根肋与二肋为分段结构，所述端肋与辅肋为整体结构。

在上述适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼中，骨架结构空腔中的填充蜂窝的高度为80～300mm。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明通过机翼结构布局的优化和传力路线的设计，同时采用全复材共固化成型机翼方案，相比传统的机械连接装配和金属结构方案结构重量分别减少了15％和30％，成功实现了结构重量指标；

(2)、本发明对机翼结构进行了创新设计，尤其是对机翼与机身的连接方案进行了优化设计，通过对主梁结构的改进，增加了在机身对称面处的连接，大大提高了机翼与机身连接的可靠性，同时降低了机翼对机身外形的应力集中，保证了机翼与机身的整体刚度；

(3)、本发明对两侧机翼的主梁在机身对称面处的连接形式进行了创新设计，采用梳状结构的抗拉接头进行连接固定，不仅提高了连接可靠性，而且为整个机身的传力路线提供支撑，为飞行器的安控系统提供设计空间；

(4)、本发明采用全复合材料共固化成型的制造装配方案，骨架与蒙皮之间完全采用胶接固化，实现无钉化连接方案，满足飞行器机翼紧固件数量大幅减少的要求；

(5)、本发明采用高强中模碳纤维双马复合材料(例如T800双马复合材料体系)，该复合材料具有较高的固化温度，满足长时200℃的温度环境要求；此外本发明填充的蜂窝结构高度为80～300mm，可以提高蒙皮的稳定性和整个机翼的刚度；

(6)、本发明采用的复合材料体系与外层防热系统的材料体系热膨胀系数相近，满足在高温环境下结构与防热系统的热匹配性要求。

附图说明

图1为本发明飞行器机翼的外形示意图；

图2为本发明飞行器机翼的结构示意图；

图3为本发明飞行器机翼的剖面示意图；

图4为本发明飞行器机翼的骨架连接放大图(图3局部放大图)；

图5为本发明飞行器机翼的前梁与机身连接示意图；

图6为本发明飞行器机翼的后梁与机身连接示意图；

图7为本发明飞行器机翼的主梁与机身连接示意图；

图8为本发明飞行器两侧机翼主梁对接示意图；

图9为本发明飞行器两侧机翼主梁对接放大图(图8局部放大图)。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明飞行器机翼的外形示意图，由图可知穿梭往返大气层的飞行器采用面对称外形，全复材共固化成型机翼2沿机身1对称面对称分布在机身两侧。

本发明适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼的结构布局以骨架结构与全高度蜂窝12填充的形式，利用共固化的方式与上、下蒙皮实现装配，消除传统机械连接所造成的结构开口数量多，对结构造成的损伤，大幅减少紧固件的数量，降低结构重量。本发明采用骨架结构承受翼身连接的集中载荷，利用全高度蜂窝12为蒙皮提供稳定性，同时提高整个机翼的抗弯刚度。蜂窝12与蒙皮内表面贴合，蜂窝表面预留V型槽通道，使蜂窝固化后，给机翼提供内、外保留空气流动通路，减小内、外压差对机翼胶接结构的损伤。

如图2所示为本发明飞行器机翼的结构示意图，该飞行器机翼包括骨架结构和蒙皮，其中骨架结构由纵向的梁与横向的肋交叉形成，纵向的梁包括前梁3、主梁5和后梁7，其中前梁3与主梁5之间，主梁5与后梁7之间可以设有辅梁，如图2所示本实施例中包括两个辅梁，即二梁4和三梁6，横向的肋包括根肋8、二肋9和端肋11，其中根肋8与二肋9之间、二肋9与端肋11之间可以设有辅肋，本实施例中包括一个辅肋，即三肋10。其中因结构布置及传载效率的考虑，本实施例中根肋8与二肋9分段结构，端肋11与三肋10为整体结构。二梁4和三梁6为分段结构，前梁3、主梁5和后梁7为整体结构。

如图3所示为本发明飞行器机翼的剖面示意图，如图4所示为本发明飞行器机翼的骨架连接示意图(图3局部放大图)，梁与肋相交的位置，通过剪切带13二次固化连接，梁与肋之间的空腔填充蜂窝12，填充蜂窝12的高度为80～300mm，骨架结构与蒙皮之间通过共固化成型。

如图5所示为本发明飞行器机翼的前梁与机身连接示意图，前梁3靠近根肋8的一端通过第一抗剪销14-1与机身1连接，如图6所示为本发明飞行器机翼的后梁与机身连接示意图，后梁7靠近根肋8的一端通过第二抗剪销14-2与机身1连接。

如图2所示，主梁5一端突出机翼外形包络向机身1内部延伸，其端面21与机身1对称面平齐，并与另一侧机翼的主梁5向机身1内部延伸的一端的端面22贴合并在机身10内部连接固定，如图8所示为本发明飞行器两侧机翼主梁对接示意图，图9为本发明飞行器两侧机翼主梁对接放大图(图8局部放大图)，其中一侧主梁5的端面21处设有第一抗拉接头15-1，另一侧主梁5的端面22处设有第二抗拉接头15-2，第一抗拉接头15-1与第二抗拉接头15-2均为梳状结构，第一抗拉接头15-1与第二抗拉接头15-2固定在各自主梁5的腹板上，且两个抗拉接头的端面贴合后在梳状结构若干个加筋23中间通过螺栓固定连接，用于平衡两侧机翼产生的弯矩，其中第一抗拉接头15-1的端面板与主梁端面21平齐，第二抗拉接头15-2的端面板与主梁端面22平齐。此外为了进一步增加两侧主梁连接的强度与可靠性，在主梁5上下缘条外侧各增加一个带板24。该连接方式不仅提高了连接可靠性，而且为整个机身的传力路线提供支撑，为飞行器的安控系统提供设计空间，可以通过端面21与端面22的切割分离实现飞行器自毁。

如图7所示为本发明飞行器机翼的主梁与机身连接示意图，主梁5在根肋8处通过第三抗剪销14-3与机身1内部框的腹板连接。

如图2所示，本发明中飞行器机翼骨架结构的空腔中填充蜂窝12并与蒙皮采用共固化连接。主梁5位于机身1外部的部分采用封闭的矩形截面，内部填充蜂窝提高主梁5的抗弯和抗扭强度与刚度，延伸到机身1内部后过渡成一端开放的C形截面。主梁5与机身1连接处及两侧机翼主梁5的两个端面21、22在机身1内部的对接处均采用层压板结构。

本实施例中三个抗剪销和两个抗拉接头均采用钛合金，骨架结构与蒙皮均采用高强中模碳纤维双马复合材料，高强中模碳纤维双马复合材料的抗拉强度大于1800MPa，抗压强度大于1300MPa。本实施例采用T800双马复合材料体系，其固化温度超过230℃，满足长时200℃的温度环境要求。

本实施例中采用上述结构方案，相比传统的机械连接装配和金属结构方案结构重量分别减少了15％和30％，可靠性指标达到99.999％，适应外层安装刚性隔热瓦的热匹配要求，同时满足在太空中抗腐蚀及高低温交变的载荷环境，实现机翼结构与机身的可靠连接。

此外本实施例中机翼结构中骨架与蒙皮之间完全采用胶接固化，实现无钉化连接方案。机翼与机身连接部位采用极少的连接紧固件，满足飞行器机翼紧固件数量大幅减少的要求，避免紧固件开口对结构的损伤，降低了装配的工作时间。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：包括骨架结构和蒙皮，其中骨架结构由纵向的梁与横向的肋交叉形成，纵向的梁包括前梁(3)、主梁(5)和后梁(7)，横向的肋包括根肋(8)、二肋(9)和端肋(11)，所述前梁(3)靠近根肋(8)的一端通过第一抗剪销(14-1)与机身(1)连接，所述后梁(7)靠近根肋(8)的一端通过第二抗剪销(14-2)与机身(1)连接，所述主梁(5)一端突出机翼外形包络向机身(1)内部延伸，端面(21)与机身(1)对称面平齐，并与另一侧机翼的主梁(5)向机身(1)内部延伸的一端的端面(22)贴合并连接固定，且主梁(5)在根肋(8)处通过第三抗剪销(14-3)与机身(1)内部框的腹板连接；所述骨架结构的空腔中填充蜂窝(12)，且骨架结构与蒙皮采用共固化连接。

2.根据权利要求1所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述主梁(5)位于机身(1)外部部分的截面为封闭的矩形，内部填充蜂窝提高主梁(5)的抗弯和抗扭强度与刚度，延伸到机身(1)内部后过渡成一端开放的C形截面。

3.根据权利要求2所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述主梁(5)与机身(1)连接处及两侧机翼主梁(5)的两个端面(21、22)在机身(1)内部的对接处均采用层压板结构。

4.根据权利要求1所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述一侧主梁(5)的端面(21)处设有第一抗拉接头(15-1)，另一侧主梁(5)的端面(22)处设有第二抗拉接头(15-2)，通过两个抗拉接头(15-1、15-2)将两侧主梁(5)连接固定。

5.根据权利要求4所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述第一抗拉接头(21)与第二抗拉接头(22)均为梳状结构，两个抗拉接头(21、22)的端面贴合后在梳状结构若干个加筋(23)中间通过螺栓固定连接。

6.根据权利要求1所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述前梁(3)与主梁(5)之间、主梁(5)与后梁(7)之间设有辅梁；所述根肋(8)与二肋(9)之间、二肋(9)与端肋(11)之间设有辅肋。

7.根据权利要求1～6任一权利要求所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述三个抗剪销和两个抗拉接头均采用钛合金，所述骨架结构与蒙皮均采用高强中模碳纤维双马复合材料。

8.根据权利要求1～6任一权利要求所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述骨架结构的梁与肋之间采用剪切带(13)二次固化连接，骨架结构与蒙皮之间通过共固化成型。

9.根据权利要求1～6任一权利要求所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述前梁(3)、主梁(5)和后梁(7)为整体结构，所述辅梁为分段结构；所述根肋(8)与二肋(9)为分段结构，所述端肋(11)与辅肋为整体结构。

10.根据权利要求1～6任一权利要求所述的一种适用于穿梭往返大气层的飞行器机翼，其特征在于：所述骨架结构空腔中的填充蜂窝(12)的高度为80～300mm。