CN114754632A - 一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，包括：蒙皮；所述蒙皮包括：翼根区域、过渡区域和翼展区域，其中，所述翼根区域与弹身连接，所述翼展区域位于所述翼根区域远离弹身的一侧，所述过渡区域位于所述翼根区域与所述翼展区域之间，且所述翼根区域的厚度大于所述过渡区域的厚度、所述过渡区域的厚度大于所述翼展区域的厚度；沿第一方向延伸的变截面翼梁；所述翼梁位于所述蒙皮形成的空腔内部，所述第一方向为翼根区域指向翼展区域的方向。本发明采用可变蒙皮厚度的设计方式能够提高攻坚破甲导弹弹翼的力学性能，而采用变截面翼梁的结构可以保证攻坚破甲导弹弹翼刚强度和承载能力，同时减小弹翼的质量。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼。
背景技术
弹翼结构是攻坚破甲导弹的主要承力部件之一，研制高强度的新型弹翼对提高攻坚破甲导弹飞行性能具有重要意义。
对于面积小、翼型薄的小型弹翼，相关技术中多采用实心结构，但随着攻坚破甲导弹飞行速度的提高和机动性要求的增强，要求弹翼结构形式不断优化，这就需要设计具有合理结构的中空弹翼。然而，用传统的锻造、机加工方式制造的中空翼面零件数目多，需要多道装配工序，不仅生产效率低，也无法适用于小型翼面。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
本发明提供一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，包括：
蒙皮；所述蒙皮包括：翼根区域、过渡区域和翼展区域，其中，所述翼根区域与弹身连接，所述翼展区域位于所述翼根区域远离弹身的一侧，所述过渡区域位于所述翼根区域与所述翼展区域之间，且所述翼根区域的厚度大于所述过渡区域的厚度、所述过渡区域的厚度大于所述翼展区域的厚度；
沿第一方向延伸的变截面翼梁；所述翼梁位于所述蒙皮形成的空腔内部，所述第一方向为翼根区域指向翼展区域的方向。
在本发明的一个实施例中，所述蒙皮内表面包括均匀分布的点阵结构，所述点阵结构为BCC点阵结构、金字塔点阵结构或四面体点阵结构。
在本发明的一个实施例中，所述变截面翼梁包括第一翼梁和第二翼梁，所述第一翼梁与所述第二翼梁的截面尺寸相同、在第一方向上的长度不同。
在本发明的一个实施例中，所述第一翼梁及所述第二翼梁为工字形翼梁。
在本发明的一个实施例中，所述翼根区域包括螺栓孔，用于与弹身固定连接。
在本发明的一个实施例中，所述弹翼为平直翼。
在本发明的一个实施例中，采用金属材料增材制造激光选区熔化工艺加工成型。
在本发明的一个实施例中，所述蒙皮沿所述弹翼中面对称分布。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
(1)本发明提供一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，该弹翼包括蒙皮和翼梁；其中，蒙皮包括翼根区域、过渡区域和翼展区域，且翼根区域的厚度大于过渡区域的厚度、过渡区域的厚度大于翼展区域的厚度，此种可变蒙皮厚度的设计方式能够提高攻坚破甲导弹弹翼的力学性能。
(2)本发明采用变截面翼梁的结构可以保证攻坚破甲导弹弹翼刚强度和承载能力，同时减小弹翼的质量。
以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。
附图说明
图1是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的一种结构示意图；
图2是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的一种剖面图；
图3是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的局部示意图；
图4是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的另一种剖面图；
图5是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼中BCC点阵结构的一种结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
图1是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的一种结构示意图，图2是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的一种剖面图。请参见图1-2，本发明实施例提供了一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，包括：
蒙皮1；蒙皮1包括：翼根区域101、过渡区域102和翼展区域103，其中，翼根区域101与弹身连接，翼展区域103位于翼根区域101远离弹身的一侧，过渡区域102位于翼根区域101与翼展区域103之间，且翼根区域101的厚度大于过渡区域102的厚度、过渡区域102的厚度大于翼展区域103的厚度；
沿第一方向延伸的变截面翼梁2；翼梁2位于蒙皮1形成的空腔内部，第一方向为翼根区域101指向翼展区域103的方向。
如图1所示，本发明提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼包括蒙皮1和变截面翼梁2。具体来说，蒙皮1可以划分为翼根区域101、过渡区域102和翼展区域103，其中，翼根区域101是指与弹身相连接的部分，过渡区域102位于翼根区域101远离弹身的一侧，翼展区域103位于过渡区域102远离翼根区域101的一侧；并且，翼根区域101的厚度大于过渡区域102的厚度、过渡区域102的厚度大于翼展区域103的厚度，示例性地，翼根区域101的厚度为3mm，翼展区域103的厚度为1mm，过渡区域102的厚度为1mm至3mm之间。
本实施例中，弹翼可为平直翼。应当理解，蒙皮的翼根区域需要预留一定厚度以便与弹身连接，而考虑到平直翼翼展面积大的结构特点并综合考虑质量因素，翼展区域的厚度在满足制造约束及结构设计原则的条件下应当尽可能的小，因此本实施例采用翼根区域厚度大于翼展区域厚度的设计方式；另一方面，在外载荷作用下蒙皮厚度突变易产生应力集中现象，可能造成蒙皮损坏，故本发明利用过渡区域实现蒙皮厚度的渐变，从而使应力由蒙皮较厚区域平滑过渡至蒙皮较薄区域以避免蒙皮受损，此种可变厚度的蒙皮能够有效提高攻坚破甲导弹弹翼的力学性能。
进一步地，变截面翼梁2附着在蒙皮1内表面，在图2所示视角下，变截面翼梁2沿纵向延伸，且包括图3所示的面-面圆角，该面-面圆角的半径可以根据实际需要灵活设置。由于本发明在翼梁2与蒙皮1内表面相接区域增加面-面圆角，取代了现有技术中的支撑结构，因而能够改善翼梁2与蒙皮1的应力状态，并提高攻坚破甲导弹弹翼的整体性能。
在上述弹翼中，蒙皮1沿弹翼中面对称分布。
图4是本发明实施例提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼的另一种剖面图。如图2和图4所示，蒙皮1内表面包括均匀分布的点阵结构3，点阵结构3为BCC点阵结构3、金字塔点阵结构3或四面体点阵结构3。
本实施例中，翼梁2与蒙皮1之间的空隙中均匀分布有点阵结构3，点阵结构3可以为如图5所示的BCC点阵结构，点阵结构3附着于蒙皮1的内表面，通过3D打印技术一体成型。需要说明的是，本实施例通过在蒙皮1内表面设置点阵结构3，能够大大增强攻坚破甲导弹弹翼的刚强度和承载能力。
当然，在本发明的一些其他实施例中，点阵结构3还可以是金字塔点阵结构或四面体点阵结构，本申请对此不作限定。
可选地，变截面翼梁2包括第一翼梁201和第二翼梁202，第一翼梁201与第二翼梁202的截面尺寸相同、在第一方向上的长度不同。
如图2所示，本实施例中变截面翼梁2由第一翼梁201和第二翼梁202组成，二者的截面尺寸相同、长度不同，其中，较长的第一翼梁201为弹翼主梁，较短的第二翼梁202为弹翼加强结构。示例性地，第一翼梁201及第二翼梁202均可选择性使用工字形翼梁2，其工字形截面有利于提高翼梁2的抗弯刚度，进而由两根翼梁2作为弹翼的主承力结构。
本实施例中，请继续参见图1，翼根区域101包括螺栓孔4，用于与弹身固定连接。此外，前缘、后缘和翼梢均包括实心结构。
本实施例中，上述弹翼可以采用金属材料增材制造激光选区熔化工艺加工成型，从而解决攻坚破甲导弹弹翼整体的高效制备问题。
针对本发明提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，可以按照如下步骤进行制作：
S1、根据弹翼外形、气动载荷、刚强度要求，选取弹翼材料备选方案，并根据飞行环境及成本因素确定弹翼材料。
其中，弹翼材料可以是钛合金、钢铁材料或铝合金的一种，如AlSi10Mg铝合金。
S2、利用Hypermesh软件对该攻坚破甲导弹弹翼的结构进行优化，得到材料密度分布规律，通过传力分析确定加强筋布局位置，并在优化结果的基础上，利用Solidworks建模软件初步构建三维几何模型，利用ABAQUS仿真软件对弹翼模型进行静力分析。
S3、根据静力分析结果及刚强度、质量要求确定该攻坚破甲导弹弹翼结构的蒙皮厚度、翼梁截面形状和翼梁尺寸。
其中，翼梁截面形状为工字形。
S4、攻坚破甲导弹弹翼根部蒙皮与翼展蒙皮内表面进行光滑过渡处理。
其中，“光滑过渡”是指为实现轻量化目标采用变厚度蒙皮设计，即翼根区域厚于翼展区域；并且，为了缓解蒙皮应力集中，在翼根区域与翼展区域之间的过渡区域，对蒙皮内表面采用光滑处理,。
S5、考虑制造约束，在翼梁的缘条与蒙皮内表面过渡区域增加适当半径的面-面圆角从而取代传统支撑结构，以改善翼梁与蒙皮的应力状态。
S6、、在工字形梁和变厚度蒙皮内表面之间的空隙均匀填充点阵结构。
其中，点阵结构可以是BCC点阵结构、金字塔点阵结构或四面体点阵结构。
S7、使用Solidworks建模软件构建三维几何模型。
S8、采用金属材料增材制造激光选区熔化工艺加工，最终制得适用于攻坚破甲导弹的弹翼。
可见，本发明提供的适用于攻坚破甲导弹的弹翼是一种较实心弹翼重量更轻、较中空弹翼刚强度更优的弹翼，具有结构好、强度高的特点，适应了攻坚破甲导弹弹翼的设计要求，从而提高攻坚破甲导弹的整体作战效能。
通过上述各实施例可知，本发明的有益效果在于：
(1)本发明提供一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，该弹翼包括蒙皮和翼梁；其中，蒙皮包括翼根区域、过渡区域和翼展区域，且翼根区域的厚度大于过渡区域的厚度、过渡区域的厚度大于翼展区域的厚度，此种可变蒙皮厚度的设计方式能够提高攻坚破甲导弹弹翼的力学性能。
(2)本发明采用变截面翼梁的结构可以保证攻坚破甲导弹弹翼刚强度和承载能力，同时减小弹翼的质量。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
尽管在此结合各实施例对本申请进行了描述，然而，在实施所要求保护的本申请过程中，本领域技术人员通过查看所述附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。在权利要求中，“包括”(comprising)一词不排除其他组成部分或步骤，“一”或“一个”不排除多个的情况。单个处理器或其他单元可以实现权利要求中列举的若干项功能。相互不同的从属权利要求中记载了某些措施，但这并不表示这些措施不能组合起来产生良好的效果。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，包括：
蒙皮；所述蒙皮包括：翼根区域、过渡区域和翼展区域，其中，所述翼根区域与弹身连接，所述翼展区域位于所述翼根区域远离弹身的一侧，所述过渡区域位于所述翼根区域与所述翼展区域之间，且所述翼根区域的厚度大于所述过渡区域的厚度、所述过渡区域的厚度大于所述翼展区域的厚度；
沿第一方向延伸的变截面翼梁；所述翼梁位于所述蒙皮形成的空腔内部，所述第一方向为翼根区域指向翼展区域的方向。
2.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述蒙皮内表面包括均匀分布的点阵结构，所述点阵结构为BCC点阵结构、金字塔点阵结构或四面体点阵结构。
3.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述变截面翼梁包括第一翼梁和第二翼梁，所述第一翼梁与所述第二翼梁的截面尺寸相同、在第一方向上的长度不同。
4.根据权利要求3所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述第一翼梁及所述第二翼梁为工字形翼梁。
5.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述翼根区域包括螺栓孔，用于与弹身固定连接。
6.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述弹翼为平直翼。
7.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，采用金属材料增材制造激光选区熔化工艺加工成型。
8.根据权利要求1所述的适用于攻坚破甲导弹的弹翼，其特征在于，所述蒙皮沿所述弹翼中面对称分布。
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|---|---|
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH1114299A (ja) * | 1997-06-19 | 1999-01-22 | Nissan Motor Co Ltd | 飛翔体用翼 |
| CN106335629A (zh) * | 2015-07-06 | 2017-01-18 | 埃姆普里萨有限公司 | 带有连续整体式一体紧固的上下翼弦区段的机身翼梁结构 |
| CN107726926A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-23 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种隐身/承力型结构翼面 |
| CN108016602A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-05-11 | 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 | 蜂巢结构机翼和飞行器 |
| CN109855479A (zh) * | 2019-01-28 | 2019-06-07 | 西安深瞳智控技术有限公司 | 一种导弹弹翼结构及制造方法 |
| CN216245874U (zh) * | 2021-11-24 | 2022-04-08 | 长三角先进材料研究院 | 一种接头可变的rtm整体成型复合材料弹翼 |
-
2022
- 2022-04-12 CN CN202210380922.4A patent/CN114754632A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH1114299A (ja) * | 1997-06-19 | 1999-01-22 | Nissan Motor Co Ltd | 飛翔体用翼 |
| CN106335629A (zh) * | 2015-07-06 | 2017-01-18 | 埃姆普里萨有限公司 | 带有连续整体式一体紧固的上下翼弦区段的机身翼梁结构 |
| CN107726926A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-23 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种隐身/承力型结构翼面 |
| CN108016602A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-05-11 | 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 | 蜂巢结构机翼和飞行器 |
| CN109855479A (zh) * | 2019-01-28 | 2019-06-07 | 西安深瞳智控技术有限公司 | 一种导弹弹翼结构及制造方法 |
| CN216245874U (zh) * | 2021-11-24 | 2022-04-08 | 长三角先进材料研究院 | 一种接头可变的rtm整体成型复合材料弹翼 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 苑世剑, 国防工业出版社 * |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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