CN108090273A - 一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法 - Google Patents

一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法。所述柔性机翼后缘结构包括后梁、平直弯曲梁、刚性三角翼梢、柔性蒙皮，填充蜂窝，第一驱动器以及第二驱动器；其中，所述后梁、柔性蒙皮以及所述刚性三角翼稍合围，形成容纳空间；所述平直弯曲梁设置在所述容纳空间内并将所述容纳空间分割成第一空间以及第二空间；所述第一驱动器设置在所述第一空间内；第二驱动器设置在所述第二空间内；填充蜂窝设置在所述第一空间以及第二空间内。本申请的柔性机翼后缘结构重量轻、构型简单，满足机翼后缘结构产生连续柔性变形和质量轻的需求，从而达到替代刚性襟、副翼的目的。

Description

一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法
技术领域
本发明涉及机翼技术领域，特别是涉及一种柔性机翼后缘结构及柔性机翼后缘结构设计方法。
背景技术
传统机翼设计仅以单一飞行条件下(巡航)的气动效率作为设计的目标，只能在巡航时保持较高的气动效率，而且分离式襟、副翼缝隙的存在不仅仅降低了机翼的气动效率，还在缝隙间尖锐结构与空气摩擦从而产生噪声问题。
现有技术的柔性机翼颤振模型均采用机械式刚性铰链传动来实现机翼外轮廓柔性变形，但是内部机械结构及传动结构大大增加了结构重量，较笨重且可靠性低，不易于在飞机机翼结构设计上使用。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种柔性机翼后缘结构来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种柔性机翼后缘结构，所述柔性机翼后缘结构包括后梁、平直弯曲梁、刚性三角翼梢、柔性蒙皮，填充蜂窝，第一驱动器以及第二驱动器；其中，
所述后梁、柔性蒙皮以及所述刚性三角翼稍合围，形成容纳空间；
所述平直弯曲梁设置在所述容纳空间内并将所述容纳空间分割成第一空间以及第二空间；
所述第一驱动器设置在所述第一空间内；
所述第二驱动器设置在所述第二空间内；
所述填充蜂窝设置在所述第一空间以及第二空间内。
优选地，所述后梁与平直弯曲梁相连接，平直弯曲梁与刚性三角翼梢连接；
所述柔性蒙皮包括上表面柔性蒙皮和下表面柔性蒙皮，上表面柔性蒙皮的一端与后梁相连接，下表面柔性蒙皮的第一端与后梁相连接；
上表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；下表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；
所述第一驱动器的一端与后梁相连接；所述第二驱动器的一端与后梁相连接；
所述第一驱动器的另一端与刚性三角翼梢连接；第二驱动器的另一端与刚性三角翼梢连接。
优选地，所述柔性蒙皮采用高弹性的柔性橡胶材料。
本申请还提供了一种柔性机翼后缘结构设计方法，所述柔性机翼后园结构设计方法包括如下步骤：
步骤1：确定机翼后缘结构的最优变形历程；
步骤2：根据机翼后缘结构变形确定主承载结构机翼后缘弯曲梁的变形目标函数，建立有限元模型并根据目标函数优化确定后缘弯曲梁结构，同时确定飞机不同飞行状态下的弯曲梁所承受的载荷；
步骤3：制备机翼后缘结构弯曲梁，并对其进行测试，确定其变形状态是否满足要求，并验证其承载能力；若不满足要求，重新根据测试结果更改有限元模型并重新进行所述步骤2，并重新制备并测试，直至最终满足要求；
步骤4：根据弯曲梁所受载荷及变形确定驱动器载荷及变形要求，以此制作机动肌肉构型驱动器；
步骤5：根据弯曲梁的尺寸、机翼后缘翼形、驱动器的尺寸及变形设计机翼后缘结构；
步骤6：对设计后的机翼后缘结构进行有限元分析以确定其变形及强度是否满足要求，若是，则结束。
优选地，所述步骤1具体为通过CFD软件及风洞试验确定机翼后缘结构的最优变形历程。
优选地，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤7：根据所述步骤7设计后的机翼后缘结构各零件的制备，并对零件进行装配。
优选地，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤8：设计机翼后缘结构测试平台，对制备的机翼后缘结构进行测试，测试其变形情况及强度，并确定其是否满足设计要求，若不满足要求，以此结果更改模型并重新进行所述步骤5至所述步骤8，直至满足要求。
本申请的柔性机翼后缘结构重量轻、构型简单，满足机翼后缘结构产生连续柔性变形和质量轻的需求，从而达到替代刚性襟、副翼的目的。
附图说明
图1是本申请第一实施例的柔性机翼后缘结构的结构示意图。
附图标记：
1 后梁 5 填充蜂窝
2 平直弯曲梁 6 第一驱动器
3 刚性三角翼梢 7 第二驱动器
4 柔性蒙皮
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。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是本申请第一实施例的柔性机翼后缘结构的结构示意图。
如图1所示的柔性机翼后缘结构包括后梁1、平直弯曲梁2、刚性三角翼梢3、柔性蒙皮4，填充蜂窝5，第一驱动器6以及第二驱动器7；其中，后梁1、柔性蒙皮4以及刚性三角翼稍3合围，形成容纳空间；平直弯曲梁2设置在容纳空间内并将容纳空间分割成第一空间以及第二空间；第一驱动器6设置在第一空间内；第二驱动器7设置在第二空间内；填充蜂窝设置在第一空间以及第二空间内。
在本实施例中，第一驱动器6设置在第一空间内；采用电动推杆,通过控制开关实现主动控制的推拉作用,其动力由蓄电池提供,电池安置在柔性机翼后缘结构相连的机翼盒段内部；
第二驱动器7设置在所述第二空间内；采用电动推杆,通过控制开关实现主动控制的推拉作用,其动力由蓄电池提供,电池安置在柔性机翼后缘结构相连的机翼盒段内部。
本申请的柔性机翼后缘结构重量轻、构型简单，满足机翼后缘结构产生连续柔性变形和质量轻的需求，从而达到替代刚性襟、副翼的目的。
参见图1，在本实施例中，后梁与平直弯曲梁2相连接，平直弯曲梁2与刚性三角翼梢3连接；
柔性蒙皮4包括上表面柔性蒙皮和下表面柔性蒙皮，上表面柔性蒙皮的一端与后梁相连接，下表面柔性蒙皮的第一端与后梁相连接；
上表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；下表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；
第一驱动器6的一端与后梁1相连接；第二驱动器7的一端与后梁1相连接；
第一驱动器6的另一端与刚性三角翼梢3连接；第二驱动器7的另一端与刚性三角翼梢3连接。
所述的填充蜂窝位于上表面柔性蒙皮和下表面柔性蒙皮分别与平直弯曲梁之间，用以支撑蒙皮及传气动载荷。
在本实施例中，柔性蒙皮采用高弹性的柔性橡胶材料。
下面以举例的方式对本申请进行进一步阐述。可以理解的是，该举例并不构成对本申请的任何限制。
参见图1，本申请,利用驱动器作为整个柔性机翼后缘变形的驱动器，其中利用第一驱动器拉伸收缩、第二驱动器拉伸收缩的效果，带动刚性三角翼梢转动和平直弯曲梁产生柔性弯曲，最终实现机翼后缘柔性变形。举例来说，第一驱动器施加推力，第二驱动器收缩，共同带动刚性三角翼梢向下偏转，同时也带动平直弯曲梁向下弯曲，从而实现机翼后缘柔性的向下弯曲偏转。反之，可以实现机翼柔性后缘向上弯曲偏转。
本申请的柔性机翼后缘结构同现有的变弯度机翼后缘相比，采用轻质结构、轻质驱动器，具有结构质量轻、结构简单、无传统舵面的刚性结构和机械连接驱动结构、结构可靠性高、飞行性能优越等优点，不仅仅能够大幅度提高飞机的飞行效率，降低燃油消耗，增大飞行航程，还能够与主翼梁结构无缝隙连接，降低噪声，替代原来复杂的机械结构，提高结构可靠性。本发明中的驱动器可实现伸长、收缩。根据零泊松效应，本发明采用的填充蜂窝可以跟随平直弯曲梁的弯曲而发生弯曲变形，在翼展方向上不产生拉伸或压缩变形，并且在垂直翼面方向上有很高的刚度，起到很强的支撑作用。柔性蒙皮采用橡胶材料，铺设在填充蜂窝表面，保持良好的气动外形，具有低密度、高弹性和低成本等优点。
本申请还提供了一种柔性机翼后缘结构设计方法，所述柔性机翼后园结构设计方法包括如下步骤：
步骤1：确定机翼后缘结构的最优变形历程；
步骤2：根据机翼后缘结构变形确定主承载结构机翼后缘弯曲梁的变形目标函数，建立有限元模型并根据目标函数优化确定后缘弯曲梁结构，同时确定飞机不同飞行状态下的弯曲梁所承受的载荷；
步骤3：制备机翼后缘结构弯曲梁，并对其进行测试，确定其变形状态是否满足要求，并验证其承载能力；若不满足要求，重新根据测试结果更改有限元模型并重新进行所述步骤2，并重新制备并测试，直至最终满足要求；
步骤4：根据弯曲梁所受载荷及变形确定驱动器载荷及变形要求，以此制作机动肌肉构型驱动器；
步骤5：根据弯曲梁的尺寸、机翼后缘翼形、驱动器的尺寸及变形设计机翼后缘结构；
步骤6：对设计后的机翼后缘结构进行有限元分析以确定其变形及强度是否满足要求，若是，则结束。
在本实施例中，步骤1具体为通过CFD软件及风洞试验确定机翼后缘结构的最优变形历程。
在本实施例中，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤7：根据所述步骤7设计后的机翼后缘结构各零件的制备，并对零件进行装配。
在本实施例中，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤8：设计机翼后缘结构测试平台，对制备的机翼后缘结构进行测试，测试其变形情况及强度，并确定其是否满足设计要求，若不满足要求，以此结果更改模型并重新进行所述步骤5至所述步骤8，直至满足要求。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述柔性机翼后缘结构包括后梁(1)、平直弯曲梁(2)、刚性三角翼梢(3)、柔性蒙皮(4)，填充蜂窝(5)，第一驱动器(6)以及第二驱动器(7)；其中，
所述后梁(1)、柔性蒙皮(4)以及所述刚性三角翼稍(3)合围，形成容纳空间；
所述平直弯曲梁(2)设置在所述容纳空间内并将所述容纳空间分割成第一空间以及第二空间；
所述第一驱动器(6)设置在所述第一空间内；
所述第二驱动器(7)设置在所述第二空间内；
所述填充蜂窝设置在所述第一空间以及第二空间内。
2.如权利要求1所述的柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述后梁与平直弯曲梁(2)相连接，平直弯曲梁(2)与刚性三角翼梢(3)连接；
所述柔性蒙皮(4)包括上表面柔性蒙皮和下表面柔性蒙皮，上表面柔性蒙皮的一端与后梁相连接，下表面柔性蒙皮的第一端与后梁相连接；
上表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；下表面柔性蒙皮的另一端与刚性三角翼梢连接；
所述第一驱动器(6)的一端与后梁(1)相连接；所述第二驱动器(7)的一端与后梁(1)相连接；
所述第一驱动器(6)的另一端与刚性三角翼梢(3)连接；第二驱动器(7)的另一端与刚性三角翼梢(3)连接。
3.如权利要求1所述的柔性机翼后缘结构，其特征在于，所述柔性蒙皮采用高弹性的柔性橡胶材料。
4.一种柔性机翼后缘结构设计方法，其特征在于，所述柔性机翼后园结构设计方法包括如下步骤：
步骤1：确定机翼后缘结构的最优变形历程；
步骤2：根据机翼后缘结构变形确定主承载结构机翼后缘弯曲梁的变形目标函数，建立有限元模型并根据目标函数优化确定后缘弯曲梁结构，同时确定飞机不同飞行状态下的弯曲梁所承受的载荷；
步骤3：制备机翼后缘结构弯曲梁，并对其进行测试，确定其变形状态是否满足要求，并验证其承载能力；若不满足要求，重新根据测试结果更改有限元模型并重新进行所述步骤2，并重新制备并测试，直至最终满足要求；
步骤4：根据弯曲梁所受载荷及变形确定驱动器载荷及变形要求，以此制作机动肌肉构型驱动器；
步骤5：根据弯曲梁的尺寸、机翼后缘翼形、驱动器的尺寸及变形设计机翼后缘结构；
步骤6：对设计后的机翼后缘结构进行有限元分析以确定其变形及强度是否满足要求，若是，则结束。
5.如权利要求4所述的柔性机翼后缘结构设计方法，其特征在于，所述步骤1具体为通过CFD软件及风洞试验确定机翼后缘结构的最优变形历程。
6.如权利要求4所述的柔性机翼后缘结构设计方法，其特征在于，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤7：根据所述步骤7设计后的机翼后缘结构各零件的制备，并对零件进行装配。
7.如权利要求6所述的柔性机翼后缘结构设计方法，其特征在于，所述柔性机翼后缘结构设计方法进一步包括：
步骤8：设计机翼后缘结构测试平台，对制备的机翼后缘结构进行测试，测试其变形情况及强度，并确定其是否满足设计要求，若不满足要求，以此结果更改模型并重新进行所述步骤5至所述步骤8，直至满足要求。
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