CN108725753B - 用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法 - Google Patents

用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板设计方法，该密封板由密封板刚性部分和密封板柔性部分组成，密封板刚性部分固接在固定翼面上，一端与密封板柔性部分的首端固接，密封板柔性部分的末端搭接在活动翼面的外表面；从密封板的根部到末端方向，密封板柔性部分为中部向外侧凸起、厚度从根部到末端逐渐减小到0的曲面式变厚度板。本发明的密封板在活动翼面的整个运动过程中均能保证密封效果，且具有体积小、重量轻的特点。

Description

用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器结构设计领域，具体涉及一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法。
背景技术
襟翼、副翼、方向舵、升降舵等活动翼面是飞机实现机动飞行的必要设备，一般通过铰接方式安装在固定翼面上，并可上下偏转。活动翼面偏转过程中，为避免其与固定翼面发生运动干涉，二者之间预留有间隙，该间隙对飞机的气动和隐身性能存在不利影响。
近年来，随着航空技术的发展，对飞机气动和隐身性能的要求越来越高，对飞机的表面完整性也提出了越来越高的要求。在此情况下，就需要一种密封装置对活动翼面与固定翼面之间的缝隙进行密封，以保证飞机翼面的气动和隐身性能。要求该密封装置在活动翼面的整个运动过程中都能保证密封效果。
中国专利《一种用于飞机机翼表面的密封机构》(专利号：201210031514.4)和美国第3974978号专利分别公开了一种机构式的密封装置。所述机构式密封装置的主要问题是：密封装置的结构形式和功能原理复杂、零部件数量多、重量较大。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，该密封板在活动翼面的整个运动过程中均能保证密封效果，且具有体积小、重量轻的特点。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：
一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板，该密封板由密封板刚性部分和密封板柔性部分组成，密封板刚性部分固接在固定翼面上，一端与密封板柔性部分的首端固接，密封板柔性部分的末端搭接在活动翼面的外表面；从密封板的根部到末端方向，密封板柔性部分为中部向外侧凸起、厚度从根部到末端逐渐减小到0的曲面式变厚度板。
优选地，在密封板横截面内，以密封板柔性部分的末端点为原点建立直角坐标系x-o-y，x轴指向密封板柔性部分的根部端点，密封板柔性部分在其中线法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure GDA0003022527650000022
式中，H0为密封板柔性部分根部的厚度，L为密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离。
优选地，所述的密封板刚性部分为平板状结构，厚度与固定翼面后缘的凹槽深度相一致，所述的密封板刚性部分通过螺钉固接在该凹槽中，且固定翼面与密封板刚性部分之间不存在阶差。
本发明还提供了上述一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，包括如下步骤：
S1、根据固定翼面和活动翼面的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分末端点在活动翼面偏转过程中产生的最大变形量S1；
S2、令密封板柔性部分为平面式变厚度板，厚度变化规律h0(x)为：
Figure GDA0003022527650000021
式中，H0为密封板柔性部分根部的厚度，L为密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离；
S3、以密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离L最小为目标，以密封板柔性部分根部厚度H0、密封板柔性部分末端点的预变形量S2为设计变量，以密封板柔性部分末端点变形量为S＝S1+S2时密封板的最大应力σS小于材料许用应力[σ]、密封板柔性部分末端点变形量为S2时密封板柔性部分根部的最大应力σS2大于气动力PA在此处产生的最大应力σA为约束条件，建立优化模型：
Figure GDA0003022527650000031
根据上述优化模型确定密封板柔性部分的长度L、根部厚度H0和预变形量S2；
S4、保持密封板柔性部分末端点与根部之间的距离L不变，使密封板柔性部分的中部向外凸出，从而将平面式的变厚度板转换为曲面式变厚度板，所述曲面式变厚度板，即密封板柔性部分在其中线法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure GDA0003022527650000032
S5、根据固定翼面和活动翼面的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分向外凸起的程度，确定准则为：(a)凸起程度尽量小；(b)密封板变形量达到最大时，密封板仅在末端点与活动翼面相接触；
S6、根据固定翼面上的安装接口，确定密封板刚性部分的结构形式和尺寸参数。
本发明具有以下有益效果：
1)本发明通过一个柔性的密封板对固定翼面与活动翼面之间的缝隙进行密封，只包含有密封板一个零部件，相对于机构式密封装置天然具有结构简单和重量轻的优点。
2)按照本发明所述的密封板厚度变化规律，从密封板柔性部分的根部端点到末端点，密封板柔性各个位置的弯曲应力相等，不存由应力较小而导致的材料浪费现象，也不存在薄弱环节。因此，在保证疲劳寿命的前提下，最大限度地减小了密封板的重量。另外，均匀的弯曲应力使密封板柔性部分均匀地分担了由活动翼面偏转产生的强迫变形量，在变形量不变的情况下，最大限度地减小了密封板的长度，降低了密封板上的弯曲应力。
3)由于密封板柔性部分的中部向外侧凸起，密封板柔性部分在靠近其根部的位置有指向外侧的弯曲。因此，活动翼面偏转过程中，密封板仅在其末端点与活动翼面搭接，避免了由其他位置接触而导致的应力不均匀现象，不仅最大限度地降低了密封板上的应力，还减小了密封板的长度和重量。
附图说明
图1为飞机活动翼面示意图；
图2为活动翼面机构的立体结构；
图3为本发明在活动翼面非偏转状态下的立体装配图；
图4为本发明在活动翼面偏转状态下的立体装配图；
图5为本发明实施例用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的立体图；
图6为本发明实施例中密封板柔性部分的厚度变化规律示意图。
图中：1-固定翼面，2-转轴，3-活动翼面，4-密封板，5-密封板刚性部分，6-密封板柔性部分，7-凹槽，8-中线。
具体实施方式
为了使本发明的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
副翼是一种典型的飞机活动翼面，用于控制飞机的横滚。此处即以副翼为例说明本发明的具体实施方式。在图1中，副翼，即活动翼面3通过铰接方式安装在固定翼面1的后缘，并可以绕转轴2上、下偏转。
如图1、图2、图3和图4所示，本发明实施例提供了一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板，该密封板4由密封板刚性部分5和密封板柔性部分6两部分组成。密封板4的刚性部分5通过螺钉固接在固定翼面1上、下表面的后缘分别设置有用于安装密封板4的凹槽7中，且固定翼面1与密封板刚性部分6之间不存在阶差。密封板柔性部分6的末端搭接在活动翼面3的外表面。
在图4和图5中，密封板刚性部分5为平板状结构，厚度与固定翼面1后缘的凹槽7深度相一致。从密封板刚性部分5的根部端点到末端点方向，密封板刚性部分5为中部凸起、厚度逐渐从根部到末端逐渐减小的曲面式变厚度板状结构。在密封板4的横截面内，以密封板柔性部分5的末端点为原点建立直角坐标系x-o-y，x轴指向密封板柔性部分6的根部端点。密封板柔性部分6在中线8的法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure GDA0003022527650000051
上式中，H0为密封板柔性部分6根部的厚度，L为密封板柔性部分6的末端点与根部端点之间的距离。
密封板4的关键参数的确定方法和流程如下：
1)根据固定翼面1和活动翼面3的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分6末端点在活动翼面偏转过程中产生的最大变形量S1；
2)令密封板柔性部分6为平面式变厚度板，厚度变化规律h0(x)为：
Figure GDA0003022527650000052
以密封板柔性部分6末端点与根部端点之间的距离L最小为目标，以密封板柔性部分6根部厚度H0、密封板柔性部分6末端点的预变形量S2为设计变量，以密封板柔性部分6末端点变形量为S＝S1+S2时密封板4的最大应力σS小于材料许用应力[σ]、密封板柔性部分6末端点变形量为S2时密封板柔性部分6根部的最大应力σS2大于气动力PA在此处产生的最大应力σA为约束条件，建立优化模型：
Figure GDA0003022527650000061
根据上述优化模型确定密封板柔性部分6的长度L、根部厚度H0和预变形量S2；
3)保持密封板柔性部分6末端点与根部之间的距离L不变，使密封板柔性部分6的中部向外侧凸起，从而将步骤(b)所得的平面式变厚度板转换为曲面式变厚度板，所述平面式变厚度板，即曲面式的密封板柔性部分6在中线8法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure GDA0003022527650000062
例如，对于x1点和x2点处，曲面式的密封板柔性部分6厚度为：
Figure GDA0003022527650000063
4)根据固定翼面1和活动翼面2的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分6向外凸起的程度，确定准则为：(a)凸起程度尽量小；(b)密封板柔性部分6末端点的变形量达到最大时，密封板4仅在末端点与活动翼面3相接触；
5)根据固定翼面1上的凹槽7，确定密封板刚性部分5的结构形式为平面板状结构，并设置有必要的螺钉孔。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据固定翼面和活动翼面的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分末端点在活动翼面偏转过程中产生的最大变形量S1；
S2、令密封板柔性部分为平面式变厚度板，厚度变化规律h0(x)为：
Figure FDA0003022527640000011
式中，H0为密封板柔性部分根部的厚度，L为密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离；
S3、以密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离L最小为目标，以密封板柔性部分根部厚度H0、密封板柔性部分末端点的预变形量S2为设计变量，以密封板柔性部分末端点变形量为S＝S1+S2时密封板的最大应力σS小于材料许用应力[σ]、密封板柔性部分末端点变形量为S2时密封板柔性部分根部的最大应力σS2大于气动力PA在此处产生的最大应力σA为约束条件，建立优化模型：
Figure FDA0003022527640000012
根据上述优化模型确定密封板柔性部分的长度L、根部厚度H0和预变形量S2；
S4、保持密封板柔性部分末端点与根部之间的距离L不变，使密封板柔性部分的中部向外凸出，从而将平面式的变厚度板转换为曲面式变厚度板，所述曲面式变厚度板，即密封板柔性部分在其中线法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure FDA0003022527640000013
S5、根据固定翼面和活动翼面的结构尺寸参数及其最大偏转角度，确定密封板柔性部分向外凸起的程度，确定准则为：(a)凸起程度尽量小；(b)密封板变形量达到最大时，密封板仅在末端点与活动翼面相接触；
S6、根据固定翼面上的安装接口，确定密封板刚性部分的结构形式和尺寸参数。
2.如权利要求1所述的用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，其特征在于，该密封板由密封板刚性部分和密封板柔性部分组成，密封板刚性部分固接在固定翼面上，一端与密封板柔性部分的首端固接，密封板柔性部分的末端搭接在活动翼面的外表面；从密封板的根部到末端方向，密封板柔性部分为中部向外侧凸起、厚度从根部到末端逐渐减小到0的曲面式变厚度板。
3.如权利要求2所述的用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，其特征在于，在密封板横截面内，以密封板柔性部分的末端点为原点建立直角坐标系x-o-y，x轴指向密封板柔性部分的根部端点，密封板柔性部分在其中线法线方向上的厚度h1(x)为：
Figure FDA0003022527640000021
式中，H0为密封板柔性部分根部的厚度，L为密封板柔性部分末端点与根部端点之间的距离。
4.如权利要求1所述的用于飞机活动翼面的曲面式变厚度密封板的设计方法，其特征在于，所述的密封板刚性部分为平板状结构，厚度与固定翼面后缘的凹槽深度相一致，所述的密封板刚性部分通过螺钉固接在该凹槽中，且固定翼面与密封板刚性部分之间不存在阶差。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112173072A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种高速直升机舵面操纵机构
GB2601768A (en) * 2020-12-09 2022-06-15 Airbus Operations Ltd Aircraft hinge assembly
CN114771805A (zh) * 2022-04-14 2022-07-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种用于襟翼或副翼缝隙的负泊松比可变形柔性格栅

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2266877A2 (en) * 2009-06-25 2010-12-29 Airbus Operations Limited Cross-bleed dam
CN104044728A (zh) * 2014-06-23 2014-09-17 西北工业大学 一种弹簧式襟翼密封机构
US8919703B2 (en) * 2009-05-15 2014-12-30 Airbus Operations Limited Hinge sealing element and an assembly including said element
CN107226194A (zh) * 2016-03-23 2017-10-03 空中客车简化股份公司 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器
CN108146616A (zh) * 2016-12-02 2018-06-12 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种全金属变厚度的舵面封严结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10017239B2 (en) * 2015-12-18 2018-07-10 Northrop Grumman Systems Corporation Dynamic conformal aerodynamic seal (CAS) for aircraft control surfaces

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8919703B2 (en) * 2009-05-15 2014-12-30 Airbus Operations Limited Hinge sealing element and an assembly including said element
EP2266877A2 (en) * 2009-06-25 2010-12-29 Airbus Operations Limited Cross-bleed dam
CN104044728A (zh) * 2014-06-23 2014-09-17 西北工业大学 一种弹簧式襟翼密封机构
CN107226194A (zh) * 2016-03-23 2017-10-03 空中客车简化股份公司 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器
CN108146616A (zh) * 2016-12-02 2018-06-12 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种全金属变厚度的舵面封严结构

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