CN112052515B - 一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，属于变体飞行器可变形机翼技术领域。本方法包括具有波纹夹芯结构的柔性蒙皮和内附支撑结构，其中柔性蒙皮由硅橡胶面板以及波纹芯子组成，内附支撑结构粘接到波纹芯子上，通过内附支撑结构抑制蒙皮变形过程中的褶皱问题。本发明可通过改变支撑结构的材料模量、结构形状、结构尺寸，来达到改善褶皱抑制效果的目的，适用于具有不同波纹构型的可变形机翼柔性蒙皮。

Description

一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法
技术领域
本发明属于变体飞行器柔性蒙皮技术领域，涉及一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法。该方法可以有效抑制波纹结构的柔性蒙皮在变形过程中产生的褶皱问题。
背景技术
变体飞行器可以针对外界飞行条件以及飞行任务来改变自身的气动布局，从而以最优性能适应跨速域和多任务的飞行模式需求，是未来空天飞行器的主要发展方向。可变形机翼的柔性蒙皮是变体飞行器气动外形的维形构件以及变形的主要承担者，其研制技术是变体飞行器研究的重要技术之一，要求柔性蒙皮具有大变形能力的同时，还要在非变形方向具有承载性能。波纹夹芯结构是一种理想的柔性蒙皮结构，被广泛应用于变体飞行器当中。波纹夹芯柔性蒙皮由波纹芯子以及硅橡胶面板组成，由于硅橡胶面板的不可压缩性，蒙皮在弯曲变形过程中会在波纹间局部产生变形褶皱现象。但是现阶段针对柔性蒙皮的研究多限于力学性能方面，很少涉及蒙皮变形褶皱问题，而蒙皮变形褶皱会极大地影响飞行器的气动性能，阻碍变体飞行器的进一步发展。
发明内容
本发明为了解决可变形机翼柔性蒙皮在变形过程中出现褶皱的问题，发明了一种柔性波纹夹芯结构的蒙皮褶皱抑制方法。该方法在柔性蒙皮的波纹芯子中添加支撑结构来达到褶皱抑制的效果，并且可以通过改变支撑结构的形状、制造材料、结构尺寸以及结构布局等因素来进一步改善其褶皱抑制效果。
本发明的技术方案：
一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，采用纤维增强环氧树脂基复合材料制作的支撑结构粘接于波纹芯子结构侧壁，支撑结构在波纹夹芯柔性蒙皮变形过程中为弹性体面板提供支撑力，从而达到抑制蒙皮褶皱变形的作用；步骤如下：
1)利用有限元分析软件计算波纹夹芯柔性蒙皮弯曲变形情况，并提取产生褶皱区域节点的弯曲方向的变形量；
2)将波纹夹芯柔性蒙皮进行均质化，计算未产生褶皱情况下对应节点的弯曲方向的变形量；并通过计算RMS值的方法对褶皱程度进行计算；其计算公式如下：
Figure BDA0002616817440000021
其中，di为仿真计算的褶皱区域节点变形量与未产生褶皱情况下对应节点变形量的差值，n为节点个数；
3)利用有限元分析软件对于产生严重褶皱的区域进行支撑结构褶皱抑制效果仿真，通过改变支撑结构形状、材料模量、结构尺寸，优化褶皱抑制效果；其中，严重褶皱的区域是指RMS值大于蒙皮厚度的1％；
4)根据仿真结果进行带有支撑结构的波纹夹芯柔性蒙皮的制作，其中波纹芯子以及支撑结构均为纤维增强树脂基复合材料，制作工艺为接触成型工艺；柔性蒙皮面板为硅橡胶面板；
5)按照有限元分析结果，将一定数量和尺寸的支撑结构按照指定的位置粘接于波纹芯子侧壁，粘接剂为环氧树脂胶；对试件进行三点弯测试，验证其褶皱抑制效果。
所述波纹夹芯柔性蒙皮是由复合材料波纹芯子与硅橡胶面板所构成的波纹夹芯结构。
所述复合材料支撑结构为纤维增强树脂基复合材料。
所述复合材料支撑结构采用的增强纤维包括但不限于玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维；采用的树脂包括但不限于环氧树脂、不饱和聚酯树脂、乙烯基酯树脂或双马来酰亚胺树脂。
本发明的有益效果：
(1)能够有效解决具有波纹结构的柔性蒙皮变形褶皱问题；
(2)可设计性强，可以根据褶皱程度完成结构形状、结构材料、结构尺寸、结构位置设计，且后续还可对结构进行轻量化、柔度优化设计；
(3)应用范围广，该方法适用于不同构型的波纹夹芯柔性蒙皮；
(4)该方法可操作性强，且材料成本较低。
附图说明
图1为本发明所采用褶皱抑制方法的波纹夹芯柔性蒙皮示意图。
图2为本发明中所采用的一种支撑结构示意图
图3为未使用本发明的波纹夹芯柔性蒙皮褶皱情况示意图。
图4为本发明对波纹夹芯柔性蒙皮褶皱抑制作用示意图。
图中：1波纹芯子，2硅橡胶面板，3支撑结构。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明中一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
下面根据本发明的技术方案和附图说明详细地说明具体实施方式：
1)本发明所涉及的一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，包括波纹夹芯柔性蒙皮1和支撑结构2。本实施例中，波纹夹芯柔性蒙皮由复合材料梯形波纹芯子以及硅橡胶面板组成、复合材料支撑结构2粘贴在波纹夹芯柔性蒙皮1中的波纹芯子侧壁上，其结构形状、结构材料模量、结构尺寸、结构数量以及位置根据有限元分析结果而定。
2)利用有限元仿真软件计算出模型在指定位移载荷下的弯曲变形，提取受压面褶皱区域节点的弯曲方向变形量。
3)将蒙皮均质化处理，计算均质化后未产生褶皱情况下对应褶皱情况下的节点弯曲方向变形量，并计算RMS值评估褶皱程度。
其RMS值计算方法如下：
Figure BDA0002616817440000041
其中di为仿真计算的褶皱区域节点变形量与未产生褶皱情况下对应节点变形量的差值，n为节点个数。
4)利用有限元分析软件对于产生严重褶皱的区域(RMS值大于蒙皮厚度的1％)进行支撑结构褶皱抑制效果仿真，通过改变支撑结构形状、材料模量、结构尺寸、结构数量及位置等因素，优化褶皱抑制效果，本实例中采用梯形波纹结构作为内部支撑结构。
4)在分别成型波纹夹芯柔性蒙皮的波纹芯子以及硅橡胶面板后，根据有限元仿真结果，将指定形状、材料模量、数量和尺寸的支撑结构2粘接于波纹芯子的指定的侧壁位置，同时完成硅橡胶面板的粘接，粘接剂均为环氧树脂胶。
5)完成带有支撑结构的波纹夹芯柔性蒙皮的制造后，对蒙皮进行三点弯测试，验证方法的褶皱抑制效果。
本发明在波纹夹芯柔性蒙皮的基础上，采用了添加支撑结构的方法，达到抑制柔性蒙皮的变形褶皱的目的，并通过改变支撑结构形状、材料模量、结构尺寸、结构布局等方式，进一步改善本发明的抑制效果，为波纹夹芯柔性蒙皮的变形褶皱问题提供一种解决方案。
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (5)

1.一种用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，采用纤维增强环氧树脂基复合材料制作的支撑结构粘接于波纹芯子结构侧壁，支撑结构在波纹夹芯柔性蒙皮变形过程中为弹性体面板提供支撑力，从而达到抑制蒙皮褶皱变形的作用；其特征在于，步骤如下：
1)利用有限元分析软件计算波纹夹芯柔性蒙皮弯曲变形情况，并提取产生褶皱区域节点的弯曲方向的变形量；
2)将波纹夹芯柔性蒙皮进行均质化，计算未产生褶皱情况下对应节点的弯曲方向的变形量；并通过计算RMS值的方法对褶皱程度进行计算；其计算公式如下：
Figure FDA0002616817430000011
其中，di为仿真计算的褶皱区域节点变形量与未产生褶皱情况下对应节点变形量的差值，n为节点个数；
3)利用有限元分析软件对于产生严重褶皱的区域进行支撑结构褶皱抑制效果仿真，通过改变支撑结构形状、材料模量、结构尺寸，优化褶皱抑制效果；其中，严重褶皱的区域是指RMS值大于蒙皮厚度的1％；
4)根据仿真结果进行带有支撑结构的波纹夹芯柔性蒙皮的制作，其中波纹芯子以及支撑结构均为纤维增强树脂基复合材料，制作工艺为接触成型工艺；柔性蒙皮面板为硅橡胶面板；
5)按照有限元分析结果，将一定数量和尺寸的支撑结构按照指定的位置粘接于波纹芯子侧壁，粘接剂为环氧树脂胶；对试件进行三点弯测试，验证其褶皱抑制效果。
2.根据权利要求1所述的用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，其特征在于，所述波纹夹芯柔性蒙皮是由复合材料波纹芯子与硅橡胶面板所构成的波纹夹芯结构。
3.根据权利要求1或2所述的用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，其特征在于，所述复合材料支撑结构为纤维增强树脂基复合材料。
4.根据权利要求1或2所述的用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，其特征在于，所述复合材料支撑结构采用的增强纤维为玻璃纤维、碳纤维或芳纶纤维；采用的树脂为环氧树脂、不饱和聚酯树脂、乙烯基酯树脂或双马来酰亚胺树脂。
5.根据权利要求3所述的用于可变形机翼的柔性蒙皮褶皱抑制方法，其特征在于，所述复合材料支撑结构采用的增强纤维为玻璃纤维、碳纤维或芳纶纤维；采用的树脂为环氧树脂、不饱和聚酯树脂、乙烯基酯树脂或双马来酰亚胺树脂。
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