CN111605694B - 一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮 - Google Patents

一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，包括鱼骨形增强骨架和橡胶材料层，所述橡胶材料层包裹所述鱼骨形增强骨架，所述鱼骨形增强骨架沿翼展方向布置，所述鱼骨形增强骨架包括若干主干以及连接在主干上的刺状分支，相邻主干上的刺状分支交错排布；相邻主干间的橡胶材料层部分产生沿翼弦方向的蒙皮面内变形。本发明设计的柔性蒙皮质量较轻，结构简单，具备一定承载能力，同时可以产生面内单向大变形。

Description

一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮
技术领域
本发明属于飞行结构设计领域，特别涉及了一种柔性蒙皮结构。
背景技术
变体飞机可以通过改变飞机的外形，在多种飞行环境下都能获得优异的气动特性。但飞机外形的变化要求蒙皮可以产生大的面内变形。同时蒙皮必须具备足够的面外刚度来承载气动载荷。但目前许多柔性蒙皮结构都存在各种各样的缺陷，例如：结构质量大，承载能力弱或者结构形式复杂等。
发明内容
为了解决上述背景技术提到的技术问题，本发明提出了一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮。
为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：
一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，包括鱼骨形增强骨架和橡胶材料层，所述橡胶材料层包裹所述鱼骨形增强骨架，所述鱼骨形增强骨架沿翼展方向布置，所述鱼骨形增强骨架包括若干主干以及连接在主干上的刺状分支，相邻主干上的刺状分支交错排布；相邻主干间的橡胶材料层部分产生沿翼弦方向的蒙皮面内变形。
基于上述技术方案的优选方案，所述橡胶材料层与刺状分支之间能够发生相对运动。
基于上述技术方案的优选方案，通过减小同一主干上相邻刺状分支的边距，减小在气动载荷作用下，刺状分支自由端到相邻主干间的橡胶材料层部分所产生的最大面外变形。
基于上述技术方案的优选方案，在蒙皮未发生面内变形时，刺状分支自由端到相邻主干的间距越小越优。
基于上述技术方案的优选方案，所述柔性蒙皮与波纹结构搭配使用；所述波纹结构的两端与翼肋连接，该连接限制波纹结构在蒙皮法线方向和翼展方向上的位移，但不影响波纹结构在翼弦方向的变形；所述波纹结构的波峰上设置有平台，用于与柔性蒙皮的主干的底面相连接，且该平台的宽度与主干的宽度相同。
基于上述技术方案的优选方案，在柔性蒙皮与波纹结构连接前，对柔性蒙皮施加沿翼弦方向的预拉伸变形，该预拉伸变形不小于变体飞机对蒙皮所要求的最大面内压缩变形。
基于上述技术方案的优选方案，所述柔性蒙皮的主干的宽度与波纹结构的波峰间距的比值越小越优。
采用上述技术方案带来的有益效果：
(1)本发明设计的柔性蒙皮质量较轻，结构简单，具备一定承载能力，同时可以产生面内单向大变形；
(2)本发明可以实现大的面内拉伸变形，与波纹形结构结合使用后，更具备较高的面外承载能力；
(3)本发明通过对蒙皮施加沿弦向的预拉伸变形，可以充分满足多种变体飞机形式对蒙皮变形和承载能力的要求。
附图说明
图1是本发明是柔性蒙皮的结构示意图；
图2是本发明中鱼骨形增强骨架的结构示意图；
图3是本发明中波纹结构的示意图；
标号说明：1、鱼骨形增强骨架；2、橡胶材料层；3、主干；4、刺状分支；5、波纹结构。
具体实施方式
以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。
本发明设计了一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，如图1所示，包括鱼骨形增强骨架1和橡胶材料层2，橡胶材料层2包裹鱼骨形增强骨架1，从而使蒙皮表面光滑连续，如图1所示。鱼骨形增强骨架1是该蒙皮的主要承力构件，主要包括主干3和刺状分支4两个部分，如图2所示。
鱼骨形增强骨架1沿翼展方向布置(图中y轴方向)。为了兼顾蒙皮在翼弦方向(图中x轴方向)上的拉伸变形能力和局部的面外刚度，相邻鱼骨形增强骨架1的刺状分支4应当交错排布，如图2所示。
本发明柔性蒙皮的面内变形主要由相邻的主干3间的橡胶材料产生。鱼骨形增强骨架1的排布特点限制了蒙皮在翼展方向的面内变形，即该蒙皮只能产生沿翼弦方向的单向面内变形。为了不对蒙皮的沿翼弦方向的面内变形产生限制，应当保证橡胶材料层2和刺状分支4间可以发生相对滑动。
在气动载荷作用下，该蒙皮的面外变形主要来自于未受主干3或刺状分支4支撑的橡胶材料层2。刺状分支4自由端到相邻主干3的橡胶材料层2的长度a-l会随着面内拉伸变形的增大而增大，该部位的面外变形应格外注意。通过减小相邻刺状分支4间的边距b，可以有效减小在气动载荷作用下，刺状分支4自由端到相邻主干3的橡胶材料层2所产生的最大面外变形。刺状分支4也会因气动载荷而产生面外变形，该变形量可以通过悬臂梁理论获得。在实际设计过程中，橡胶材料层2的面外变形量可以利用有限元分析的方法获得。
在该蒙皮的实际使用过程中，该柔性蒙皮最好和波纹结构5搭配使用(其他类似结构也可以使用)。波纹结构5两端和翼肋连接，连接方式可以采用胶粘等，但连接必须具备足够的强度，该连接应当限制波纹结构5在蒙皮法线方向(图中z轴方向)和翼展方向上的位移，但不影响波纹结构5在弦向上的变形。波纹结构5的波峰上设置有平台，用于和主干3的底面相连接，如图3所示。主干3的宽度m和波纹结构5的平台宽度一致。柔性蒙皮和波纹结构5连接后，鱼骨形增强骨架1仅需要承担和传递局部气动载荷，这大大改善了蒙皮的面外刚度。
本发明设计的柔性蒙皮在进行面内压缩变形时，橡胶材料层2容易产生褶皱。因此在柔性蒙皮与波纹结构5连接前，应当对柔性蒙皮施加沿弦向的预拉伸变形。该预拉伸变形应当不小于变体飞机对蒙皮所要求的最大面内压缩变形。预拉伸变形会增加橡胶材料层2需要承受的最大应变。为了减小橡胶材料层2所需要承受的最大应变值，主干3的宽度m与波纹结构5的波峰间距D的比值应当尽可能减小。同时在蒙皮未发生面内变形时，相邻主干3的边距a应当与刺状分支4的长度l相近。
在波纹结构5的支撑下，蒙皮的面外变形都由局部的气动载荷引起。而蒙皮具备对称性和均匀分布性，可以通过有限元分析的方法对蒙皮的局部结构进行分析。取橡胶材料层2厚度为2.5mm，拉伸弹性模量为1.6Mpa，泊松比为0.45。鱼骨形增强骨架1的几何参数如下：相邻主干3的间边距a＝10mm，相邻刺状分支4间的边距b＝3mm，刺状分支4的长度l＝9mm，刺状分支4的宽度t＝1mm，主干3的宽度m＝4mm，主干3和刺状分支4的厚度都为0.5mm。鱼骨形增强骨架1的材料的拉伸弹性模量为73Gpa，泊松比为0.3。在气动载荷p＝0.02Mpa作用下，当蒙皮发生50％的拉伸变形时，蒙皮上最大的面外变形量为0.046mm。
实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (4)

1.一种带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，其特征在于：所述柔性蒙皮包括鱼骨形增强骨架和橡胶材料层，所述橡胶材料层包裹所述鱼骨形增强骨架，所述鱼骨形增强骨架沿翼展方向布置，所述鱼骨形增强骨架包括若干主干以及连接在主干上的刺状分支，相邻主干上的刺状分支交错排布；相邻主干间的橡胶材料层部分产生沿翼弦方向的蒙皮面内变形；通过减小同一主干上相邻刺状分支的边距，减小在气动载荷作用下，刺状分支自由端到相邻主干间的橡胶材料层部分所产生的最大面外变形；在蒙皮未发生面内变形时，刺状分支自由端到相邻主干的间距越小越优；所述柔性蒙皮的主干的宽度与波纹结构的波峰间距的比值越小越优。
2.根据权利要求1所述带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，其特征在于：所述橡胶材料层与刺状分支之间能够发生相对运动。
3.根据权利要求1所述带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，其特征在于：所述柔性蒙皮与波纹结构搭配使用；所述波纹结构的两端与翼肋连接，该连接限制波纹结构在蒙皮法线方向和翼展方向上的位移，但不影响波纹结构在翼弦方向的变形；所述波纹结构的波峰上设置有平台，用于与柔性蒙皮的主干的底面相连接，且该平台的宽度与主干的宽度相同。
4.根据权利要求3所述带有鱼骨形增强骨架的柔性蒙皮，其特征在于：在柔性蒙皮与波纹结构连接前，对柔性蒙皮施加沿翼弦方向的预拉伸变形，该预拉伸变形不小于变体飞机对蒙皮所要求的最大面内压缩变形。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112027056A (zh) * 2020-09-10 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种带板及其蒙皮连接结构
CN115583262A (zh) * 2022-11-02 2023-01-10 北京航星机器制造有限公司 一种铝合金轻量化轨道车辆车头及制造方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN205034323U (zh) * 2015-08-14 2016-02-17 西北工业大学 一种仿生单关节机器鱼
CN205345318U (zh) * 2016-01-23 2016-06-29 蒋开权 伸缩飞机机翼

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10053239B2 (en) * 2015-09-09 2018-08-21 The Boeing Company Thermally graded adaptive multifunctional cellular structures with shape memory alloys
US11203409B2 (en) * 2018-02-19 2021-12-21 Charles J. Fenske Geometric morphing wing with adaptive corrugated structure
CN110255348B (zh) * 2019-07-03 2020-10-13 南京航空航天大学 一种专门用于飞机蒙皮的脱模起吊装置

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN205034323U (zh) * 2015-08-14 2016-02-17 西北工业大学 一种仿生单关节机器鱼
CN205345318U (zh) * 2016-01-23 2016-06-29 蒋开权 伸缩飞机机翼

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Adaptive Wing Structures;John L. Reed;《Smart Structures and Materials 2005: Industrial and Commercial Applications of Smart Structures Technologies》;20130708;第5762卷;132-142 *
Development of Variable Camber Morphing Airfoil Using Corrugated Structure;Tomohiro Yokozeki、Aya Sugiura;《Journal of Aircraft》;20140619;第51卷(第3期);1023-1029 *
基于可变形蜂窝的柔性蒙皮力学性能分析与结构设计;张平、周丽、邱涛;《固体力学学报》;20131015;第34卷(第5期);433-440 *

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