CN113844636B - 一种ω形柔性蒙皮蜂窝结构 - Google Patents

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Abstract

本发明属于柔性蒙皮设计领域，提出了一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，其包括表面蒙皮和Ω形蜂窝胞芯；Ω形蜂窝胞芯上的Ω变形体和承载筋板组成柔性蒙皮蜂窝结构；Ω变形体与承载筋板焊接，承载筋板与表面蒙皮粘接，将机械载荷施加在最外部承载筋板上，受机械载荷作用下Ω变形体发生面内变形，实现对Ω形柔性蜂窝结构的面内大变形操作；同时确保表面蒙皮在承受均布载荷的情况下能够产生连续光滑的变形。本发明极大地改善了传统蜂窝结构在柔性蒙皮技术应用上面内变形不足的缺点，不仅具有可恢复大变形的变形能力，还具有满足表面光滑要求的能力，结构简单实用，易于制备，为大变形蜂窝结构提供了新构型，在柔性蒙皮设计领域具有良好且广泛的应用前景。

Description

一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构
技术领域
本发明属于柔性蒙皮设计领域，尤其涉及一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构。
背景技术
变体飞行器可以在飞行过程中根据需求改变布局或者机翼形状，使得在不同飞行状态下都能获得理想的气动性能，增强执行多任务多目标的能力。柔性蒙皮技术是应用于变体飞行器研究中最为关键的技术之一，柔性蒙皮在承受气动载荷的同时能够产生较大的面内变形，这就要求柔性蒙皮结构具有良好的面外刚度和面内变形能力。
由于蜂窝结构轻质高强度的特点，目前应用于柔性蒙皮技术的很多文献或专利着眼于设计柔性蜂窝结构。传统的柔性蜂窝结构面外承载能力较好而面内变形能力不足，比如六边形蜂窝结构、V形、以及梯形蜂窝结构。在传统构型的基础上陆续开发了几种新的蜂窝结构，例如鱼形、十字形或混合十字形蜂窝结构，例如文献“零泊松比十字形混合蜂窝设计分析及其在柔性蒙皮中的应用”设计了一种零泊松比十字形混合蜂窝结构，该蜂窝构型的面外承载能力满足要求，但是蜂窝结构在不发生塑性变形的情况下面内最大单向变形仅为27％，远不能满足大变形的要求。与直线形蜂窝结构相比，曲线形蜂窝结构的面内变形能力有较显著的提升，比如蛇形和正余弦形蜂窝结构。但是面临特定工作环境的需要，上述的几种蜂窝结构针对大变形工作要求是远远不够的。文献“Skin design studies forvariable camber morphing airfoils”系统地分析了不同变形类型的机翼对于柔性蒙皮的变形能力要求：对于机翼小幅度变形(如变弯度等)，柔性蒙皮结构只需要产生2％-3％的总体变形量即可满足要求，而对于机翼面内一维大变形(如变展长、变弦长等)，柔性蒙皮结构则需要产生50％-100％的总体变形量才能满足要求。由于普通金属材料可恢复应变一般不到2％，导致采用普通金属材料的传统柔性蜂窝结构整体变形量大都在20％左右。从改善材料性能方面入手，比如文献“A Conceptual Development of a Shape Memory AlloyActuated Variable Camber Morphing Wing”开发了一种应用在无人机自适应机翼的具有柔性外表面双向形状记忆合金蜂窝芯的新型智能结构，由于形状记忆合金具有超弹性效应，其可恢复应变一般可达6％-8％，因此具有大应变能力的形状记忆合金的出现成为解决蜂窝结构变形能力不足问题的一种有效途径。
综合分析发现，在柔性蒙皮设计方面，现有的蜂窝结构面临着面内变形能力不足的问题。因此在结构具有可恢复变形能力的前提下设计具有面内大变形能力和良好的面外刚度的柔性蜂窝结构具有重要的实用意义。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明设计了一种大变形可恢复的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构；Ω变形体均匀对称布置在承载筋板之间获得具有面内大变形能力和良好面外刚度的柔性蒙皮蜂窝结构，蜂窝结构整体处于大变形状态，而结构材料仍处于线弹性阶段，由于没有塑性变形，整体结构具有良好的可恢复性；本发明的Ω形变形体轮廓线是经过优化控制点位置布局进而生成样条曲线得到；同时所设计的蜂窝结构兼具零泊松比性质，实现了多功能柔性蒙皮蜂窝结构的设计。
本发明采用的技术手段如下：
一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，包括：表面蒙皮1和Ω形蜂窝胞芯2；所述Ω形蜂窝胞芯2由单胞3周期性排列构成；所述单胞由两个开口相对的Ω变形体4和承载筋板5组成，Ω变形体4和承载筋板5相连；表面蒙皮1与Ω形蜂窝胞芯2间通过承载筋板5固定；Ω变形体4顶部控制点6位于其中轴线上；中部控制点Ⅰ7与承载筋板5外轮廓线的间距为a；两个中部控制点Ⅱ8间水平间距为b；底部控制点9位于承载筋板5的外轮廓线上。顶部控制点6、中部控制点Ⅰ7、中部控制点Ⅱ8和底部控制点9经过参数优化技术优化其坐标分布构成骨架折线10拟合出样条曲线，生成Ω变形体4的轮廓线，并以中轴线对称放置。
所述中部控制点Ⅰ7与所述承载筋板5外轮廓线的间距a和所述中部控制点Ⅱ8之间的水平间距b根据变形程度要求灵活调节。
采用以直线代替曲线的方法，借助莫尔积分建立一般优化列式用以寻找控制点的分布规律：
find x＝(x0,x1,...xn)T
s.t.Gt≤0t＝1,2,...m
其中xi为控制点坐标，Gt是相应的约束条件；li为控制点之间的线段长度；F为固定单胞一端，另一端施加的拉力，y对应拉伸的位移；E为材料的弹性模量，I为中间变形体部分横截面的惯性矩。
所述表面蒙皮1与所述承载筋板5的连接方式为粘接，所述Ω变形体4和承载筋板5的连接方式为焊接。
所述表面蒙皮1材质为超弹性材料，选用橡胶或者橡胶与碳纤维混合织物等；所述Ω形蜂窝胞芯2的材质为超弹性材料，选用形状记忆合金，硬度和强度高于所述表面蒙皮1。
所述Ω形蜂窝胞芯2内不限于填充轻质缓冲泡沫材料与否，用于减缓表面蒙皮1受载凹陷挠度，提高表面蒙皮1的光滑度。
所述蜂窝结构产生可恢复的面内大变形特性体现在：将外部机械力施加在所述蜂窝结构最外部所述承载筋板上，迫使所述Ω变形体4发生变形，使整体结构产生大变形状态，同时材料仍然处于线弹性状态，不会产生塑性变形，有良好的可恢复能力。
保证表面蒙皮1承受均布载荷状态下仍然保持表面光滑特性体现在：所述承载筋板5能够承载表面压力，一方面保护所述Ω变形体4，另一方面由于所述承载筋板的密集分布，相邻跨度减小，使得所述表面蒙皮1在所述承载筋板之间产生的局部挠度容易满足表面光滑度的设计要求。
本发明由于采用以上技术方案，其具有以下优点：
1)本发明所提出的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，通过外部机械力作用在承载筋板上使Ω变形体形状变化产生面内大变形，但材料仍处于线弹性状态，消除塑性应变的影响，可靠性好，重复使用性强。
2)本发明所设计的蜂窝结构具有良好的面外抗弯性能和面外承载能力，保持蒙皮气动外形的光滑，此外由于承载筋板的存在，兼具零泊松比性质，避免了泊松比效应，拓展了该蜂窝构型的多功能性。
3)本发明所设计的柔性蜂窝结构简单实用，易于制备，可以利用各种切割制造工艺和增材制造技术加工制备，应用领域广泛。
4)本发明所设计的曲线形Ω变形体，相比较直线形变形体，在提高变形能力的同时，有效地缓解了应力集中现象，在使用过程中可靠性更高。。
附图说明
图1(a)为本发明的具体实施方式中一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构的示意图，以2×5周期阵列结构为例，图1(b)是图1(a)的局部放大图。
图2为本发明的具体实施方式中Ω变形体轮廓构型图。
图3为本发明的具体实施方式中三种蜂窝构型(Ω形、蛇形和正余弦形)面内单向拉伸能力对比图，图3(a)、(b)分别为Ω形蜂窝的应变和位移云图；图3(c)、(d)分别为蛇形蜂窝的应变和位移云图；图3(e)、(f)分别为正余弦形蜂窝的应变和位移云图。
图4为本发明的具体实施方式中三种蜂窝构型面内单向拉伸过程中力与位移关系图。
图5为本发明的具体实施方式中三种蜂窝构型面内剪切能力对比图，图5(a)、(b)分别为Ω形蜂窝沿Z轴位移云图和绕X轴转角云图；图5(c)、(d)分别为蛇形蜂窝沿Z轴位移云图和绕X轴转角云图；图5(e)、(f)分别为正余弦形蜂窝沿Z轴位移云图和绕X轴转角云图。
图6为本发明的具体实施方式中三种蜂窝构型面内剪切过程中力与位移、力与转角关系图，分别如图6(a)、(b)所示。
图7为本发明的具体实施方式中三种蜂窝构型面外抗弯性能对比，图7(a)为Ω形蜂窝抗弯测试云图；图7(b)为蛇形蜂窝抗弯测试云图；图7(c)为正余弦形蜂窝抗弯测试云图；
图8为本发明的具体实施方式中Ω形柔性蜂窝结构面外承载能力示意图，图8(a)为变形前面外承载能力测试云图；图8(b)为变形后面外承载能力测试云图。
图中：1、表面蒙皮；2、Ω形蜂窝胞芯；3、单胞；4、Ω变形体；5、承载筋板；6、顶部控制点；7、中部控制点Ⅰ；8、中部控制点Ⅱ；9、底部控制点；10、骨架折线。
具体实施方式
以下结合技术方案和附图详细叙述本发明的具体实施例。
如图1所示，一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，包括：表面蒙皮1、Ω形蜂窝胞芯2；所述Ω形蜂窝胞芯2由单胞3周期性排列构成；所述单胞3由两个开口相对的Ω变形体4和承载筋板5组成；表面蒙皮1与Ω形蜂窝胞芯2间通过承载筋板固定。
由于Ω变形体(4)的对称性，取其1/4为研究对象，带有承载筋板(5)的一端固定，另一端拉伸；以底部控制点(9)为原点，设立XY坐标轴；Ω变形体(4)中轴线方向为X向，两个Ω变形体(4)相对向为Y向；顶部控制点(6)的坐标是中部控制点Ⅰ(7)和中部控制点Ⅱ(8)的坐标分别为(x2,a)和/>
如图2所示，所述Ω变形体4顶部控制点6位于中轴线上，所述中部控制点Ⅰ7与所述承载筋板5的外轮廓线的间距为a，所述两个中部控制点Ⅱ间水平间距为b，所述底部控制点9位于所述承载筋板5的外轮廓线上；所述顶部控制点6、中部控制点Ⅰ7、中部控制点Ⅱ8和底部控制点9的坐标经过参数优化技术优化后构成所述骨架折线10拟合出样条曲线生成了所述Ω变形体4的轮廓线，并以中轴线对称放置。
当n＝3时，按照图2所示建立坐标系，原点定在底部控制点9上，顶部控制点6的坐标是固定常数，设中部控制点Ⅰ7和中部控制点Ⅱ8的坐标分别为(x2,a)和建立如下优化列式：
find x＝(x1,x2)T
其中x0＝0，最终优化的数值结果为x1→0,/>表明变形体轮廓线无限靠近边界线。当增加控制点个数，结果越精确，但最终的控制点分布规律是相同的。根据优化结果的规律，借助绘图软件UG NX的样条曲线功能连接控制点绘制Ω形状，并保证变形体轮廓线严格不超出边界线，。
所述柔性蜂窝结构产生可恢复的面内大变形体现在：所述Ω变形体的形状本身是曲线形式，面内变形能力远优于传统直线形蜂窝结构，同时Ω变形体的轮廓线是经过参数优化布局的控制点生成的样条曲线构成，其面内变形能力相比曲线构型的蛇形和正余弦形蜂窝结构有了显著改善。外部机械力施加在所述蜂窝结构最外部所述承载筋板上，迫使所述Ω变形体发生变形，使整体结构产生大变形的拉伸或剪切状态，但材料仍然处于线弹性状态，不会产生塑性变形，具有良好的可恢复能力。
保证所述表面蒙皮承受均布载荷状态下仍然保持表面光滑度体现在：所述承载筋板能够承载表面压力，一方面保护所述Ω变形体，另一方面由于所述承载筋板的密集分布，相邻跨度减小，于是所述表面蒙皮在所述承载筋板之间产生的局部挠度容易满足表面光滑度的设计要求。
图3所示为三种曲线构型的蜂窝结构面内单向拉伸能力对比图，利用有限元软件ABAQUS 2019的壳单元进行仿真，单胞的尺寸均为长46mm，宽18mm，高5mm，变形曲线部分均占据相同大小的区域，变形体和边界承载筋板厚度为1mm，中间承载筋板厚度为2mm。为了简化计算，材料选用普通碳钢并且不考虑应力破坏结构的影响，材料的弹性模量E＝210GPa，泊松比v＝0.3。蜂窝结构一端的承载筋板固定，另一端承载筋板施加强制位移约束，以不超过材料2％应变为标准，不考虑应力破坏构件因素影响，比较拉伸的位移大小来衡量变形能力。从图中得到，三种蜂窝构型的最大位移分别是Ω形60mm、蛇形36mm、正余弦形25mm，变形量分别为66.7％、40％和27.8％。
图4所示为三种蜂窝构型的力与位移关系图，从图中可得，三种构型均处于线弹性阶段，变形能力依次为Ω形>蛇形>正余弦形。
图5所示三种蜂窝构型面内剪切能力对比图，均选取2×10周期阵列结构。结构尺寸为180mm×92mm×5mm。在剪切过程中，为了保证所加的外载荷不引起构件自身发生接触干涉，固定蜂窝结构的一端，另一端施加适当的沿着Z向的力FZ＝110N，同时为了消除弯矩的影响，在结构中间部分能够得到近似纯剪切状态，在施加FZ的同时加载绕X轴负向的弯矩M=110×180/2=9900N·mm，这样保证了结构中间部分的弯矩为零，在中间部分的附近可视为纯剪切状态。依次得到三种构型的Z向位移和绕X轴的转角云图。
图6所示三种蜂窝构型面内剪切过程中力与Z向位移、力与绕X轴的转角关系图，其中参考点选择在结构中间承载筋板中间位置的一点。从图中可以直观地得到三种构型剪切能力依次为Ω形>蛇形>正余弦形。
图7所示为三种蜂窝构型抗弯性能对比示意图，蜂窝结构作为柔性蒙皮的承载部分，自身还要具有足够的面外抗弯能力，现在比较三种蜂窝构型的抗弯性能。三种蜂窝构型均选取2×5周期阵列结构，表面覆盖一层厚度为2.5mm的橡胶材料，固定蜂窝结构底边的四个点，蒙皮表面沿法向施加0.02MPa压力，比较三种构型受压的挠度大小。从图中得出三种构型最大挠度依次：蛇形>正余弦形>Ω形，显然Ω形抗弯性能优于其余两种。
图8所示为Ω形柔性蜂窝结构的面外刚度测试，分别给出了蜂窝结构在拉伸变形前和变形后的表面蒙皮受载变形状态。蒙皮选用橡胶材料，尺寸为92mm×90mm×2.5mm覆盖在蜂窝骨架上，蜂窝结构的承载筋板边界固支，沿蒙皮法向施加0.02MPa压力，同时固定一端的承载筋板，另一端施加60mm位移约束，即材料达到2％应变的最大变形量。从云图结果看出，无论是变形前和变形后整体蒙皮没有明显的凹陷，只在承载筋板间出现局部小的变形。引入无量纲参数ωnon＝ω/l表征柔性蒙皮受载后的表面光滑度，即蒙皮局部挠度与相邻承载筋板跨度之比。经过计算可得两种状态下ωnon＜0.05，满足面外刚度要求，保证了表面蒙皮的光滑性。

Claims (4)

1.一种Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，其特征在于，该Ω形柔性蒙皮蜂窝结构包括表面蒙皮(1)和Ω形蜂窝胞芯(2)；Ω形蜂窝胞芯(2)由单胞(3)周期性排列构成；所述单胞(3)由两个开口相对的Ω变形体(4)和承载筋板(5)组成，Ω变形体(4)和承载筋板(5)相连；表面蒙皮(1)与Ω形蜂窝胞芯(2)间通过承载筋板(5)固定；Ω变形体(4)顶部控制点(6)位于其中轴线上；中部控制点Ⅰ(7)与承载筋板(5)外轮廓线的间距为a；两个中部控制点Ⅱ(8)间水平间距为b；底部控制点(9)位于承载筋板(5)的外轮廓线上；顶部控制点(6)、中部控制点Ⅰ(7)、中部控制点Ⅱ(8)和底部控制点(9)依次相连构成骨架折线(10)，经过参数优化布局拟合出样条曲线，生成Ω变形体(4)的轮廓线，并以中轴线对称放置；所述中部控制点Ⅰ(7)与所述承载筋板(5)外轮廓线的间距a和所述中部控制点Ⅱ(8)之间的水平间距b根据变形程度要求灵活调节；
所述的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构采用以直线代替曲线的方法，借助莫尔积分建立一般优化列式用以寻找控制点的分布规律：
find x＝(x0,x1,...xn)T
s.t.Gt≤0t＝1,2,...m
其中xi为控制点坐标，Gt是相应的约束条件；li为控制点之间的线段长度；F为固定单胞一端，另一端施加的拉力，y对应拉伸的位移；E为材料的弹性模量，I为中间变形体部分横截面的惯性矩；
由于所述的Ω变形体(4)的对称性，取其1/4为研究对象，带有承载筋板(5)的一端固定，另一端拉伸；以底部控制点(9)为原点，设立XY坐标轴；Ω变形体(4)中轴线方向为X向，两个Ω变形体(4)相对向为Y向；顶部控制点(6)的坐标是中部控制点Ⅰ(7)和中部控制点Ⅱ(8)的坐标分别为(x2,a)和/>产生下式：
find x＝(x1,x2)T
其中x0＝0，n＝3；l为控制点之间的线段长度；F为固定单胞一端，另一端施加的拉力；y对应拉伸的位移；E为材料的弹性模量；I为中间变形体部分横截面的惯性矩；优化的数值结果为/>根据优化结果的规律，连接控制点绘制Ω形状，并保证变形体轮廓线严格不超出边界线。
2.根据权利要求1所述的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，其特征在于：所述表面蒙皮(1)与承载筋板(5)的连接方式为粘接，所述Ω变形体(4)和承载筋板(5)的连接方式为焊接。
3.根据权利要求1或2所述的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，其特征在于，所述表面蒙皮(1)材质为超弹性材料，所述Ω形蜂窝胞芯(2)的材质为超弹性材料，硬度和强度高于表面蒙皮(1)。
4.根据权利要求1或2所述的Ω形柔性蒙皮蜂窝结构，其特征在于，所述Ω形蜂窝胞芯(2)内填充轻质缓冲泡沫材料，用于减缓表面蒙皮(1)受载凹陷的挠度，提高表面蒙皮的光滑度。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114590394A (zh) * 2022-04-19 2022-06-07 北京航空航天大学 一种基于点阵波纹结构的柔性蒙皮
CN116750214B (zh) * 2023-08-18 2024-04-16 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种超高温环境用柔性防热蒙皮

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2041861A (en) * 1979-02-09 1980-09-17 Boeing Co Composite Honeycomb Core Structures and Single Stage Hot Bonding Method of Producing Such Structures
CN109533270A (zh) * 2018-11-30 2019-03-29 南京航空航天大学 一种具有面外抗弯能力的面内单向伸缩变形柔性蒙皮
CN110901878A (zh) * 2019-12-04 2020-03-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种大变形的双ω形蜂窝状结构及具有其的柔性蒙皮
WO2020079424A1 (en) * 2018-10-19 2020-04-23 Cranfield University Materials with structures exhibiting zero poisson's ratio

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6843525B2 (en) * 2001-10-30 2005-01-18 Patent Holding Company Reinforced composite vehicle load floor of the cellular core sandwich-type
ES2382765B1 (es) * 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2041861A (en) * 1979-02-09 1980-09-17 Boeing Co Composite Honeycomb Core Structures and Single Stage Hot Bonding Method of Producing Such Structures
WO2020079424A1 (en) * 2018-10-19 2020-04-23 Cranfield University Materials with structures exhibiting zero poisson's ratio
CN109533270A (zh) * 2018-11-30 2019-03-29 南京航空航天大学 一种具有面外抗弯能力的面内单向伸缩变形柔性蒙皮
CN110901878A (zh) * 2019-12-04 2020-03-24 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种大变形的双ω形蜂窝状结构及具有其的柔性蒙皮

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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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GR01 Patent grant
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