CN107571985A - 一种桁架式超轻整体机翼结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种桁架式超轻整体机翼结构，属于飞机结构设计技术领域，其包括：前梁和后梁，所述前梁和后梁平行且沿航向布置；至少两翼肋，所述翼肋包括前翼肋和后翼肋，所述前翼肋置于于前梁与后梁之间，后翼肋与前梁固定且具有翼型弧面，所述翼肋之间平行设置；硬质蒙皮，所述硬质蒙皮设置于前梁与机翼前缘之间的迎风面，且硬质蒙皮具有翼型弧面；柔性蒙皮，所述柔性蒙皮铺设于前梁、后梁和硬质蒙皮上，用于维持气动外形。本发明的桁架式超轻整体机翼结构在布局上提出了一种“薄膜蒙皮‑夹芯骨架”的新型布局方式，在满足强度、刚度要求的基础上，达到了苛刻的重量指标要求。

Description

一种桁架式超轻整体机翼结构

技术领域

本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种桁架式超轻整体机翼结构。

背景技术

在临近空间高度飞行的无人飞行器要求具有超长航时的持久飞行能力，在确保有效任务载荷的前提下，为了满足飞行性能对机翼结构设计提出了苛刻的重量指标要求，某国外临近空间太阳能无人机对机翼结构提出的重量指标为：面密度≤1kg/m2。

目前常规机翼结构的设计及选材方案，基本采用硬质蒙皮、金属或复合材料骨架的结构，采用机械连接的组合形式，超重明显，很难实现重量指标要求。

发明内容

本项发明的目的就是为了解决上述技术问题，提出一种桁架式超轻整体机翼结构方案，既满足强度、刚度要求，又能满足重量指标要求。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种桁架式超轻整体机翼结构，其包括

前梁和后梁，所述前梁和后梁平行且沿航向布置；

至少两翼肋，所述翼肋包括前翼肋和后翼肋，所述前翼肋置于于前梁与后梁之间，后翼肋与前梁固定且具有翼型弧面，所述翼肋之间平行设置；

硬质蒙皮，所述硬质蒙皮设置于前梁与机翼前缘之间的迎风面，且硬质蒙皮具有翼型弧面；

柔性蒙皮，所述柔性蒙皮铺设于前梁、后梁和硬质蒙皮上，用于维持气动外形。

进一步的，还包括角片，所述角片成L型分别固定连接于前梁/后梁与翼肋之间。

进一步的，所述前梁和后梁截面均为工字型，由梁缘条和梁腹板构成，梁缘条和梁腹板为轻质材料且梁缘条和梁腹板之间粘接，在梁缘条和梁腹板表面还粘接有复合材料，用于固定梁缘条和梁腹板。

进一步的，所述梁腹板外表面设有减重孔，所述减重孔的形状包括圆形、四角为圆角的矩形孔。

进一步的，所述翼肋总体为桁架式肋腹板结构，其截面成工字型，由肋缘条和肋腹板构成，肋缘条由中心层的第一复合材料和包裹于中心层的第二复合材料制成，肋腹板为轻质结构材料，肋腹板与肋缘条之间粘接固定。

进一步的，所述硬质蒙皮上设有格栅，用于减轻重量。

进一步的，所述柔性蒙皮的材料为聚酰亚胺薄膜。

本发明的桁架式超轻整体机翼结构在布局上提出了一种“薄膜蒙皮-夹芯骨架”的新型布局方式；在选材上采用了超轻复合材料、轻质泡沫和聚酰亚胺薄膜的选材方案，复合材料与金属材料相比具有比强度/比刚度高的特点，具有明显的减重收益，而新型超轻复合材料比普通复合材料在厚度上更薄，能进一步降低结构重量；在构型上采用复合材料泡沫夹芯的构型，局部采用减轻孔、桁架、格栅的轻质设计方式；在工艺上采用共固化、二次交接的整体成型工艺，最终，在满足强度、刚度要求的基础上，达到了苛刻的重量指标要求。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明的桁架式超轻整体机翼结构示意图(柔性蒙皮未画出)。

图2为本发明的前梁/后梁示意图。

图3为本发明的前梁/后梁的截面图。

图4为本发明的翼肋结构示意图。

图5为本发明的翼肋截面图。

图6为本发明的柔性蒙皮示意图。

图7为本发明的前梁/后梁与翼肋连接示意图。

图8为本发明的角片连接示意图。

图9为本发明的桁架式超轻整体机翼结构示意图。

附图标记：

1-前梁，2-后梁，3-翼肋，4-硬质蒙皮，5-柔性蒙皮，6-角片，10-梁缘条，20-梁腹板，21-减重孔，22-第一复合材料，23-第二复合材料，31-肋缘条，32-肋腹板，33-前翼肋，34-后翼肋，41-格栅。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本发明针对临近空间无人飞行器低速小翼载的特点，提出了一种桁架式超轻整体机翼结构设计方案，其采用“薄膜蒙皮-夹芯骨架”的新型布局方式，整个机翼结构主要包括前梁1、后梁2、翼肋3、硬质蒙皮4和柔性蒙皮5等。

如图1所示，翼梁为展向构件，分为前梁1和后梁2，前梁1布置在翼型高度较大的区域，后梁2靠近后缘，翼梁为机翼的主承力构件，机翼的弯矩、扭矩和剪力主要由翼梁来传递，前梁1和后梁2平行且沿航向布置。

如图2和图3所示，为减轻重量和提高抗弯刚度，前梁1和后梁2均采用复合材料夹芯结构，截面构型为“工”字型，其由梁缘条10和梁腹板20构成，两者均由轻质泡沫芯材构成，梁缘条10和梁腹板20相互垂直设置，

在连接部位采用高强度的胶粘接而固定，并在梁缘条10的外表面覆盖粘贴有第一复合材料22，以及在第一复合材料10和梁腹板20裸露的外表面覆盖粘贴有第二复合材料23，复合材料不仅能提供较强的强度，还因其覆盖在轻质泡沫芯材之外，使得轻质泡面芯材具有了较好的强度。同时为了进一步提高前梁1和后梁2的抗弯刚度，覆盖于梁腹板20外的复合材料面板采用超薄复合材料和常规复合材料混杂的方案，整个翼梁采用共固化的整体成型工艺，同时梁腹板20上大面积布置减轻孔21，其中减重孔21的形状可以为圆形或四角带圆角的矩形孔。

翼肋3为横向构件，主要作用为维持机翼的气动外形，翼肋3分为前翼肋33和后翼肋34，前翼肋33设置于前梁1与后梁2之间，后翼肋34具有翼型弯曲，其设置于前梁1的外侧。翼肋3至少为两个，每个翼肋3之间平行设置，其可以设置为多个，但在可以满足强度、扭转刚度等的前提下，翼肋3采用的越少越好。

翼肋3总体上采用复合材料夹芯桁架结构，其截面成“工”字形，由肋缘条31和肋腹板32构成，肋缘条21为新型复合材料夹层，其由中心层为常规复合材料和包裹于中心层之外的超薄复合材料构成，肋缘条31呈“π”型；肋腹板32为复合材料夹芯桁架结构，其内部为轻质泡沫芯材、外表面覆盖包括超轻碳纤维复合材料；肋腹板32插入肋缘条31并固定，肋缘条31和肋腹板32采用共固化的整体成型工艺。

蒙皮按所在不同区域分为硬质蒙皮4和柔性蒙皮5，硬质蒙皮4设置于机翼前缘与前梁1之间的迎风面，硬质蒙皮4截面与后翼肋34的以下弧面相似，硬质蒙皮4包裹在后翼肋34且与前梁1固定，柔性蒙皮3覆盖于前梁1、后梁2、翼肋3和硬质蒙皮4等构成的骨架上，用于保持气动外形。柔性蒙皮3采用聚酰亚胺薄膜，参照图6所示，其具有较好的柔度、耐腐蚀及强度。在前梁1与后梁2之间的背风面只布置柔性蒙皮5，用于传递气动载荷；在迎风面的硬质蒙皮4表面再铺覆一层柔性蒙皮5，用于维持气动外形。硬质蒙皮4为超轻复合材料层压结构且具有多个均布的格栅41，用于进一步降低结构重量。

在上述的前梁1、后梁2、翼肋3等组件单独固化完成后，通过角片6将前梁1与翼肋3或后梁与翼肋3进行固定，对于如图7所示的前翼肋33、后后翼肋34与前梁1的连接处，采用4组L型角片6以“背靠背”的形式采用二次胶结的成型工艺形成机翼结构骨架，参照图8所示，而对于图7中前翼肋33与后梁2的连接形式则可采用2组角片6将两者固定，最后机翼结构骨架与柔性蒙皮5采用常温胶结的方式形成整体机翼，如图9所示。

对于本发明中上述的第一复合材料、第二复合材料均为复合材料，不同是，第一复合材料为常规技术的复合材料，其单层厚度约为0.125mm，而第二复合材料为轻质复合材料，其单层厚度约为0.04mm，且强度、刚度、密度等指标与常规复合材料基本相当。本发明中采用的轻质结构材料为轻质泡沫芯材，其密度约为30kg/m2，柔性蒙皮5采用的聚酰亚胺薄膜密度约为10g/m2。在采用上述材料及本发明的构型方案之后，各组件构成的机翼结构可极大的降低重量，满足近地空间飞行器低速小翼载的使用要求。

本发明的机翼结构通过采用新型结构布局方式，选用新型轻质材料，新型的夹层结构设计方案以及采用整体成型的装配工艺，在满足典型载荷条件下的强度、刚度要求的同时，实现了减重的目的。

本发明的机翼结构方案，在布局上提出的是“薄膜蒙皮-夹芯骨架”的新型布局方式；在选材上采用了超轻复合材料、轻质泡沫和聚酰亚胺薄膜的选材方案，复合材料与金属材料相比具有比强度/比刚度高的特点，具有明显的减重收益，而新型超轻复合材料比普通复合材料在厚度上更薄，能进一步降低结构重量；在构型上采用复合材料泡沫夹芯的构型，局部采用减轻孔、桁架、格栅的轻质设计方式；在工艺上采用共固化、二次交接的整体成型工艺。最终，在满足强度、刚度要求的基础上，达到了苛刻的重量指标要求。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，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。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，包括

前梁(1)和后梁(2)，所述前梁(1)和后梁(2)平行且沿航向布置；

至少两翼肋(3)，所述翼肋(3)包括前翼肋(33)和后翼肋(34)，所述前翼肋(33)置于于前梁(1)与后梁(2)之间，后翼肋(34)与前梁(1)固定且具有翼型弧面，所述翼肋(3)之间平行设置；

硬质蒙皮(4)，所述硬质蒙皮(4)设置于前梁(1)与机翼前缘之间的迎风面，且硬质蒙皮(4)具有翼型弧面；

柔性蒙皮(5)，所述柔性蒙皮(5)铺设于前梁(1)、后梁(2)和硬质蒙皮(4)上，用于维持气动外形。

2.根据权利要求1所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，还包括角片(6)，所述角片(6)成L型分别固定连接于前梁(1)/后梁(2)与翼肋(4)之间。

3.根据权利要求1所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，所述前梁(1)和后梁(2)截面均为工字型，由梁缘条(10)和梁腹板(20)构成，梁缘条(10)和梁腹板(20)为轻质材料且梁缘条(10)和梁腹板(20)之间粘接，在梁缘条(10)和梁腹板(20)表面还粘接有复合材料，用于固定梁缘条(10)和梁腹板(20)。

4.根据权利要求3所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，所述梁腹板(20)外表面设有减重孔(21)，所述减重孔(21)的形状包括圆形、四角为圆角的矩形孔。

5.根据权利要求1所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，所述翼肋(3)总体为桁架式肋腹板结构，其截面成工字型，由肋缘条(31)和肋腹板(32)构成，肋缘条(31)由中心层的第一复合材料和包裹于中心层的第二复合材料制成，肋腹板(32)为轻质结构材料，肋腹板(32)与肋缘条(31)之间粘接固定。

6.根据权利要求1所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，所述硬质蒙皮(4)上设有格栅(41)，用于减轻重量。

7.根据权利要求1所述的桁架式超轻整体机翼结构，其特征在于，所述柔性蒙皮(5)的材料为聚酰亚胺薄膜。