CN104309797A - 轻型飞机上单翼单转轴折叠方案 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种轻型飞机上单翼单转轴折叠结构的设计方案，包括以下步骤：第一步：简化机翼模型，初步确定机翼旋转处的结构分离面；第二步：确定机翼折叠后的位置；第三步：计算机翼旋转的转轴在空间坐标系中的位置；第四步：根据转轴位置，调整结构分离面的位置，重复步骤一到四，直到机翼旋转折叠过程中不会与机身发生干涉；第五步：在三维建模软件中消除机翼内段和外段的结构干涉；第六步：折叠分离面处的结构设计；第七步：折叠前后机翼的固定；第八步：计算机仿真以实现单转轴折叠。由于该方案通过单轴旋转使得折叠后的机翼紧贴机身，因而简化了折叠的方法，减少了折叠后整机的占地面积，方便轻型飞机的停放和运输。

Description

轻型飞机上单翼单转轴折叠方案

技术领域

本发明涉及航空航天飞行器结构设计技术领域，特别涉及一种轻型运动型飞机上单翼的单轴旋转折叠方案的方法及装置。

背景技术

在飞机折叠翼设计中，折叠方案的选择占据着很重要的地位。机翼折叠的形式很大的影响到机翼的结构布置、机翼的重量以及折叠操作过程。若机翼折叠的形式不合理，则机翼结构的布置会非常复杂而困难，机翼的重量会因此增加，折叠过程会变得繁琐。

在以往的上单翼折叠设计中，多采用双轴式折叠方案或者上折式方案。双轴式折叠方案，通过两次不同转轴的旋转，实现机翼的后折；上折式方案以靠近上翼面的水平直线为转轴，实现机翼的上折。双轴式折叠方案操作相对复杂，上折式方案重心高度变化较大。在轻型运动型飞机中，采用这两种折叠方案一般需要增装动力装置来实现折叠过程，致使机翼重量增加，不能依靠单人手动实现折叠过程。

针对上述问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明提供了一种轻型运动飞机上单翼的单转轴折叠结构的设计方案，以达到简化折叠过程的目的。

本设计方案包括以下步骤：

第一步：简化机翼模型，初步确定机翼旋转处的结构分离面；

第二步：确定机翼折叠后的位置；

第三步：计算机翼旋转的转轴在空间坐标系中的位置；

第四步：根据转轴位置，调整结构分离面的位置，重复步骤一到四，直到机翼旋转折叠过程中不会与机身发生干涉；

第五步：在三维建模软件中消除机翼内段和外段的结构干涉；

第六步：折叠分离面处细节结构的设计；

第七步：折叠前后机翼的固定。

第八步：计算机仿真以实现单转轴折叠。

该方案简便实用，已在“梦想四号”轻型运动型飞机中加以应用，并通过三维运动仿真“DMU”实现机翼折叠。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明的限定。在附图中：

图1是机翼折叠方案的计算原理图；

图2是计算原理图的x轴向视图；

图3是计算原理图的z轴向视图；

图4和图5是机翼折叠处结构(复合材料形式)；

图6是外翼段的转轴耳片结构；

图7是机翼折叠后的固定装置图(装置收起和展开)；

图8和图9是机翼折叠后的固定效果图

图10是内段和外段机翼连接结构示意图；

图11是折叠转轴的细节图；

图12是折叠效果图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施方式和附图，对本发明做进一步详细说明。在此，本发明的示意性实施方式及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。

第一步：简化机翼模型，初步确定机翼旋转处的结构分离面。

忽略机翼厚度，简化机翼模型为平面梯形。取机翼翼根位置弦长l₁，选择机翼旋转处的机构分离面距机身铅垂方向对称面为l₁，如图2所示。设置三维直角坐标系，x、y、z分别代指机身轴向、机翼展向、另一正交方向。设机翼外段根部前缘点A坐标(x₀,y₀,z₀)，机翼端部前缘点B坐标(x₁,y₁,z₁)，机翼外段根部后缘点C坐标(x₂,y₂,z₂)。

第二步：确定机翼折叠后的位置。

根据需求确定机翼折叠后的位置。为了减小机翼旋转折叠后整机占地面积，选择机翼折叠后紧贴后机身，距机身表面为尾翼展长的0.5～1倍。此时，机翼外段根部前缘点A坐标(x₀,y₀,z₀)，机翼端部前缘点B′坐标(x₁′,y₁′,z₁′)，机翼外段根部后缘点C′坐标(x₂′,y₂′,z₂′)。

第三步：计算机翼旋转的转轴在空间坐标系中的位置。

计算直线AB和直线AB′的角平分面b，计算直线AC和直线AC′的角平分面c，计算平面b和c的交线AD(D为点C到直线AD的垂点)。

向量 $\stackrel{\→}{{\mathrm{BB}}^{\′}}=(x_1^{\′}-x_1,y_1^{\′}-y_1,z_1^{\′}-z_1);$

向量 $\stackrel{\→}{{\mathrm{CC}}^{\′}}=(x_2^{\′}-x_2,y_2^{\′}-y_2,z_2^{\′}-z_2);$

直线AB和直线AB′的角平分面b，即过A点的BB′的垂面，表达式为(x₁′-x₁,y₁′-y₁,z₁′-z₁)·(x-x₀,y-y₀,z-z₀)＝0。

同理，直线AC和直线AC′的角平分面c，即过A点的CC′的垂面，表达式为(x₂′-x₂,y₂′-y₂,z₂′-z₂)·(x-x₀，y-y₀，z-z₀)＝0。

转轴直线AD的平行矢量为

((y₁′-y₁)(z₂′-z₂)-(y₂′-y₂)(z₁′-z₁)，(x₂′-x₂)(z₁′-z₁)-(x₁′-x₁)(z₂′-z₂)，(x₁′-x₁)(y₂′-y₂)-(x₂′-x₂)(y₁′-y₁))

即为转轴方向。

第四步：根据转轴位置，调整结构分离面的位置，重复步骤一到四，直到机翼旋转折叠过程中不会与机身发生干涉。

计算机翼外段根部后缘点C绕轴线AD旋转至C′点位置的圆弧路径Ω₁，与机身外轮廓Ω₂无交点。并计算旋转所需角度。

4.1

路径Ω₁为平面圆弧：

所在平面表达式为(过C点的直线AD的垂面)

((y₁′-y₁)(z₂′-z₂)-(y₂′-y₂)(z₁′-z₁))(x-x₂)+((x₂′-x₂)(z₁′-z₁)-(x₁′-x₁)(z₂′-z₂))(y-y₂)      (1)

+((x₁′-x₁)(y₂′-y₂)-(x₂′-x₂)(y₁′-y₁))(z-z₂)＝0

所在球面的表达式为(以点A为圆心，以AC为半径)

(x-x₀)²+(y-y₀)²+(z-z₀)²＝(x₂-x₀)²+(y₂-y₀)²+(z₂-z₀)²    (2)

机身外轮廓Ω₂为近似圆柱面(假设机身轴线上的点的坐标为(x_a,y_a,z_a)，机身半径为R)，其表达式为

(y-y_a)²+(z-z_a)²＝R²     (3)

方程(1)(2)(3)联立，无解即说明Ω₁和Ω₂无交点。

4.2

设CC′的中点为E，∠CDC′为旋转角度，∠CDE为旋转角度的一半。

有 $\stackrel{\→}{\mathrm{AE}}=(\frac{x_2+x_2^{\′}}{2}-x_0,\frac{y_2+y_2^{\′}}{2}-y_0,\frac{z_2+z_2^{\′}}{2}-z_0)$

由三角函数得到 $\sin \∠\mathrm{CDE}=\frac{\mathrm{CE}}{\mathrm{CD}}=\frac{\mathrm{CE}}{\mathrm{AC}}\frac{\mathrm{AC}}{\mathrm{CD}}=\frac{\sin \∠\mathrm{CAE}}{\sin \∠\mathrm{CAD}}$

∠CAE和∠CAD可由以下公式求出

$\∠\mathrm{CAE}=\mathrm{ar}\cos \frac{\stackrel{\→}{\mathrm{AE}}\·\stackrel{\→}{\mathrm{AC}}}{\left|\stackrel{\→}{\mathrm{AE}}\right|\left|\stackrel{\→}{\mathrm{AC}}\right|},\∠\mathrm{CAD}=\mathrm{ar}\cos \frac{\stackrel{\‾}{\mathrm{AD}}\·\stackrel{\→}{\mathrm{AC}}}{\left|\stackrel{\→}{\mathrm{AC}}\right|\left|\stackrel{\→}{\mathrm{AC}}\right|}$

从而可以求得 $\∠{\mathrm{CDE}}^{\′}=2\∠\mathrm{CDE}=2\arcsin \frac{\sin \∠\mathrm{CAE}}{\sin \∠\mathrm{CAD}}$

第五步：在三维建模软件中消除机翼内段和外段的结构干涉。

机翼内部结构中纵向元件，如梁、墙等，用垂直于轴线AD的平面分成内段和外段，如图4和图5；蒙皮和长桁使用平行于xz的平面分成两段，如图6所示。

由此得到机翼内段和外段的结构，在三维建模软件中消除内外段结构干涉，重点位置在折叠位置的前缘和后缘位置，调整方法是将外段结构依据干涉情况拆分，并将干涉部分添加到内段，如图6所示。

第六步：折叠分离面处细节结构设计。

6.1确定转轴耳片位置，于转轴两端点间取合适位置画出耳片(以在机翼旋转过程中不在耳片位置产生干涉为前提)，并将耳片连接到机翼结构，如图4和图5所示。

6.2为了展开状态下机翼内段和外段连接固定的方便，在下翼面设置检修口。在已有结构内外段连接位置设计结构补强。

第七步：折叠前后机翼的固定。

机翼外段的前缘处设置固定装置，将旋转折叠后的机翼固定到后梁，如图7和图8所示。固定装置一端与翼肋通过转动副连接，另一端可以与机翼内段进行连接，其凹面有翼肋厚度的槽，闭合状态时可完全贴合翼肋并保持机翼外形完整。另外，展开状态下的机翼固定需要靠翼梁位置的耳片进行连接，如图10所示。

第八步：计算机仿真以实现单转轴折叠。如图12所示。

Claims (11)

1.一种上单翼单转轴折叠方案，其特征在于：转轴的计算方法、结构干涉的计算方法、折叠处结构设计方法、以及折叠后机翼固定结构的设计方法、计算机仿真方法。

2.如权利要求1所述转轴的计算方法，其特征在于：确定机翼旋转处的结构分离面的方法、确定机翼折叠后的位置的方法、计算机翼旋转的转轴在空间坐标系中的位置的方法。

3.如权利要求2所述确定机翼旋转处的结构分离面的方法，其特征在于：忽略机翼厚度，简化机翼模型为平面梯形，并取机翼翼根位置弦长l1，选择机翼旋转处的机构分离面距机身铅垂方向对称面为l1。

4.如权利要求2所述确定机翼折叠后的位置的方法，其特征在于：选择机翼折叠后紧贴后机身，距机身表面为尾翼展长的0.5～1倍。

5.如权利要求2所述计算机翼旋转的转轴在空间坐标系中的位置的方法，其特征在于：计算机翼上某两点各自初始和最终位置的点的垂直平分面，两个面的交线即是所求转轴。

6.如权利要求1所述折叠过程中结构干涉的计算方法，其特征在于：机身机翼干涉的计算方法、旋转角度的计算方法。

7.如权利要求6所述机身机翼干涉的计算方法，其特征在于：求解机身轮廓和机翼运动轨迹，计算其是否有重叠。

8.如权利要求6所述旋转角度的计算方法，其特征在于：求解机翼上某点初始和最终位置的点到转轴的垂线所夹的角度。

9.如权利要求1所述折叠处结构设计方法，其特征在于：转轴处耳片的设计、开口及补强结构的设计。

10.如权利要求1所述折叠后机翼固定结构的设计方法，其特征在于：固定结构一端与翼肋通过转动副连接，另一端可以与机翼内段进行连接，其凹面有翼肋厚度的槽，闭合状态时可完全贴合翼肋并保持机翼外形完整。

11.如权利要求1所述计算机仿真方法，其特征在于：使用CATIA的DMU实现，用以检查结构是否干涉。