CN116878340B - 一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法；采用复合材料制备复材翼面，其中，复材翼面包括主翼面和与主翼面一侧连接的后缘翼面，主翼面内部沿长度依次布设有连接腔和加筋腔，加筋腔内设有多个紧密排列的加强泡沫板，各加强泡沫板一端向连接腔内延伸且体积呈渐变缩小，相邻两加强泡沫板间设有加强筋，采用复合材料制备复材连接板，制备与延伸段匹配夹持的金属翼柄；在连接腔区域的主翼面、复材连接板和金属翼柄上对应开设有安装孔，通过紧固件将主翼面、复材连接板和金属翼柄连接于一体，获得复合材料飞行翼；通过大承载轻质复合材料飞行翼的结构设计以解决现有的同级别飞行翼为全金属，重量大，一般约为40‑50公斤，能耗高的技术问题。

Description

一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法

技术领域

本发明涉及复合材料导弹翼技术领域，尤其是涉及一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法。

背景技术

弹翼常指安装在巡航导弹上的翼片，用于给巡航导弹提供稳定的升力、控制力。稳定巡航导弹的飞行状态，确保航弹以正确姿态命中目标。随着低阻航弹的崛起，弹翼也逐渐改为向大承载、高刚度、轻质等方面发展。通常弹翼采用与弹体类似的金属材料制造，普遍存在重量大、巡航里程短等问题。

目前，在一些飞行速度较高的导弹上，对弹翼的强度及重量要求很高。如果弹翼的结构不理想，就会成为累赘。因此，为巡航导弹研究强度更高，重量更轻的弹翼就是一项精益求精的课题。

现有的同级别弹翼为全金属，重量大，一般约为40-50公斤，能耗高。

因此，针对上述问题本发明急需提供一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法，通过大承载轻质复合材料飞行翼的结构设计以解决现有技术中存在的同级别弹翼为全金属，重量大，一般约为40-50公斤，能耗高的技术问题。

本发明提供的一种大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，包括如下步骤：

采用复合材料制备复材翼面，其中，复材翼面包括主翼面和与主翼面一侧连接的后缘翼面，主翼面内部沿长度依次布设有连接腔和加筋腔，加筋腔内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板，各加强泡沫板一端向连接腔内延伸且体积呈渐变缩小，相邻两加强泡沫板间设有加强筋，主翼面、后缘翼面、加强泡沫板和加强筋一体固化形成；

采用复合材料制备复材连接板，复材连接板包括与连接腔匹配的插入段以及延伸至主翼面外的延伸段，插入段一端开设有与各延伸至连接腔的加强泡沫板一端对应插装的侧内插槽；

制备与延伸段匹配夹持的金属翼柄；

在连接腔区域的主翼面、复材连接板和金属翼柄上对应开设有安装孔，通过紧固件将主翼面、复材连接板和金属翼柄连接于一体，获得复合材料导弹飞行翼。

优选地，连接腔的长度W为复材翼面长度的1/8-1/7；连接腔的宽度D满足公式D=（F-A）×1/3+A，其中F为复材翼面的弦长，A为金属翼柄的宽度。

优选地，复材翼面的长度为1.8～2.5m，复材翼面的展弦比为（5～8）:1;

复合材料为碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料；加强泡沫板为高强硬质泡沫。

优选地，复材连接板包括叠放的至少两层复材连接单元板。

优选地，金属翼柄包括板体，板体一侧用于复材连接板插装的插槽，插槽的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔。

优选地，加强泡沫板包括位于加筋腔内的第一加强段和位于连接腔(1011)内的第二加强段。

优选地，金属翼柄的材质为合金。

优选地，紧固件为铆钉或螺栓。

本发明还提供了一种基于如上述中任一项所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法获得的大承载轻质复合材料飞行翼，包括复材翼面，复材翼面包括主翼面和与主翼面一侧连接的后缘翼面，主翼面内部沿长度依次布设有连接腔和加筋腔，加筋腔内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板，相邻两加强泡沫板间设有加强筋，连接腔紧密插接有复合材料制备的复材连接板，复材连接板一端延伸出主翼面与金属翼柄可拆卸连接。

优选地，金属翼柄包括板体，板体一侧用于复材连接板插装的插槽，插槽的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔。

本发明提供的一种大承载轻质复合材料飞行翼及其制备方法与现有技术相比具有以下进步：

1、本发明提供的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，通过大承载轻质复合材料飞行翼制备方法的提出，采用复合材料制备导弹飞行翼，重量约为15-22公斤，相比现有的同级别金属飞行翼，重量降低了65%左右，同时，通过整体结构的设计，通过独特的加筋结构处理，使得采用复合材料制备的飞行翼的承载力达到或高于金属导弹飞行翼的承载力水平，本发明获得的大承载轻质复合材料飞行翼承载力为15kN以上。

2、本发明提供的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，通过采用复合材料制备的导弹飞行翼，可以做成透波翼或者不透波翼，采用玻璃纤维制备，实现透波功能，可以在内部装天线等设备。

3、本发明提供的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，连接腔的长度W为复材翼面长度的1/8-1/7；连接腔的宽度D满足公式D=（F-A）×1/3+A，其中F为复材翼面的弦长，A为金属翼柄的宽度。通过对连接腔的长度W和宽度D进行设计，可以提高复材翼面与金属翼柄的连接强度，进而提高连接的稳定性和提高整体的承载力，获得一个具有大承载轻质复合材料飞行翼。

4、本发明提供的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，复合材料为碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料；加强泡沫板的材质为高强硬质泡沫；由于碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料具有高的机械强度且重量轻，可以制备高承载的导弹飞行翼，同时，如果采用玻璃纤维复合材料增强塑料可以具备透波功能，具有传输电磁不受干扰的作用。再有，采用复合材料作为加强泡沫板两侧填充材料，可以保证整体的刚度，保证获得的导弹飞行翼具有高的刚性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图 1为本发明中所述大承载轻质复合材料飞行翼制备步骤框图；

图2为本发明中所述大承载轻质复合材料飞行翼的结构示意图（立体图）；

图3为本发明中所述大承载轻质复合材料飞行翼的结构示意图（立体透视图，去掉金属翼柄和复材连接板）；

图4为本发明中所述大承载轻质复合材料飞行翼的结构示意图（立体透视图，去掉金属翼柄）；

图5为本发明中所述大承载轻质复合材料飞行翼的结构示意图（透视图，去掉金属翼柄）；

图6为本发明中所述金属翼柄结构示意图；

图7为本发明中所述加强泡沫板的结构示意图（立体图）。

附图标记说明：

1、复材翼面；101、主翼面；102、后缘翼面；1011、连接腔；1012、加筋腔；2、加强泡沫板；3、复材连接板；31、插入段；32、延伸段；33、侧内插槽；4、金属翼柄；41、上夹板；42、下夹板；43、连接板。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7所示，本实施例提供了一种大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，包括如下步骤：

S1)采用复合材料制备复材翼面1，其中，复材翼面包括主翼面101和与主翼面101一侧连接的后缘翼面102，主翼面101内部沿长度依次布设有连接腔1011和加筋腔1012，加筋腔1012内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板2，各加强泡沫板2一端向连接腔1011内延伸且体积呈渐变缩小，相邻两加强泡沫板2间设有加强筋，主翼面101、后缘翼面102、加强泡沫板2和加强筋一体固化形成；

S2）采用复合材料制备复材连接板3，复材连接板3包括与连接腔1011匹配的插入段31以及延伸至主翼面101外的延伸段32，插入段31一端开设有与各延伸至连接腔1011的加强泡沫板2一端对应插装的侧内插槽33；

S3）制备与延伸段匹配夹持的金属翼柄4；

S4）在连接腔1011区域的主翼面101、复材连接板3和金属翼柄4上对应开设有安装孔，通过紧固件将主翼面101、复材连接板3和金属翼柄4连接于一体，获得复合材料导弹飞行翼。

本发明通过大承载轻质复合材料飞行翼制备方法的提出，采用复合材料制备导弹飞行翼，重量约为15-22公斤，相比现有的同级别金属飞行翼，重量降低了65%左右，同时，通过整体结构的设计，通过独特的加筋结构处理，使得采用复合材料制备的飞行翼的承载力达到或高于金属导弹飞行翼的承载力水平，本发明获得的大承载轻质复合材料飞行翼承载力为15kN以上。

本发明还对复材连接板进行了独特的设计，复材连接板3包括与连接腔1011匹配的插入段31以及延伸至主翼面101外的延伸段32，插入段31一端开设有与各延伸至连接腔1011的加强泡沫板2一端对应插装的侧内插槽33，在保证刚性的前提下，进一步的降低整体的重量。

再有，本发明采用复合材料制备的导弹飞行翼，采用复合材料制备，可以根据需要，制备透波机翼或不透波机翼，在选择透波材料后，实现透波功能，可以在内部装天线等设备。

进一步地，本实施例的连接腔1011的长度W为复材翼面1长度的1/8-1/7；连接腔1011的宽度D满足公式D=（F-A）×1/3+A，其中F为复材翼面的弦长，A为金属翼柄4的宽度。通过对连接腔的长度W和宽度D进行设计，可以提高复材翼面1与金属翼柄4的连接强度，进而提高连接的稳定性和提高整体的承载力，获得一个具有大承载轻质复合材料飞行翼。

本发明中，复材翼面1的长度为1.8～2.5m，复材翼面1的展弦比为（5～8）:1;为大型复材翼面，可以满足大型导弹对翼面尺寸的要求。

本发明中，复合材料为碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料；加强泡沫板为高强硬质泡沫。

本发明的复合材料为碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料；加强泡沫板的材质为高强硬质泡沫；由于碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料具有高的机械强度且重量轻，可以制备高承载的导弹飞行翼，同时，如果采用玻璃纤维复合材料增强塑料可以具备透波功能，具有传输电磁不受干扰的作用。再有，采用复合材料作为加强泡沫板两侧填充材料，可以保证整体的刚度，保证获得的导弹飞行翼具有高的刚性。

选用碳纤维复合材料可以做成不透波弹翼，选用碳纤维复合材料，可以制作出透波弹翼。

进一步地，本实施例的复材连接板3包括叠放的两层复材连接单元板，便于生产加工。

如图6所示，本实施例的金属翼柄4包括板体，板体一侧用于复材连接板3插装的插槽41，插槽41的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔42。

本发明通过对金属翼柄的结构设计，可以很好的将复材翼面与导弹连接，保证连接的稳固性。

本实施例的加强泡沫板2包括位于加筋腔1012内的第一加强段和位于连接腔1011内的第二加强段，在保证对加筋腔1012的刚性加固的同时，也要保证连接腔1011内一定的刚度和柔性，从而达到最佳的整体的刚性。

本发明的金属翼柄4的材质为金属合金，保证连接强度。

本发明的紧固件5为螺栓或铆钉；保证连接强度。

如图2、图3、图4、图5、图6和图7所示，本实施例还提供了一种基于如上述中任一项所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法获得的大承载轻质复合材料飞行翼，包括复材翼面1，复材翼面1包括主翼面101和与主翼面101一侧连接的后缘翼面102，主翼面101内部沿长度依次布设有连接腔1011和加筋腔1012，加筋腔1012内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板2，相邻两加强泡沫板2间设有加强筋，连接腔1011紧密插接有复合材料制备的复材连接板3，复材连接板3一端延伸出主翼面101与金属翼柄4可拆卸连接。

本发明提出的大承载轻质复合材料飞行翼，采用复合材料制备导弹飞行翼，重量约为15-22公斤，相比现有的同级别金属飞行翼，重量降低了65%左右，同时，内部独特的加筋结构，使得采用复合材料制备的飞行翼的承载力达到或高于金属导弹飞行翼的承载力水平，本发明获得的大承载轻质复合材料飞行翼承载力为15kN以上。再有，本发明采用复合材料制备的导弹飞行翼，相比金属飞行翼，如果采用玻璃纤维复合材料制备，还可以具备透波功能。

如图6所示，本实施例的金属翼柄4包括板体，板体一侧用于复材连接板3插装的插槽41，插槽41的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔42。

本发明获得的大承载轻质复合材料飞行翼，静力加载试验测试后，荷载≥12000N。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (9)

1.一种大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：包括如下步骤：

采用复合材料制备复材翼面（1），其中，复材翼面包括主翼面（101）和与主翼面（101）一侧连接的后缘翼面（102），主翼面（101）内部沿长度依次布设有连接腔(1011)和加筋腔(1012)，加筋腔（1012）内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板（2），各加强泡沫板（2）一端向连接腔(1011)内延伸且体积呈渐变缩小，相邻两加强泡沫板（2）间设有加强筋，主翼面（101）、后缘翼面（102）、加强泡沫板（2）和加强筋一体固化形成；

采用复合材料制备复材连接板（3），复材连接板（3）包括与连接腔（1011）匹配的插入段（31）以及延伸至主翼面（101）外的延伸段（32），插入段（31）一端开设有与各延伸至连接腔(1011)的加强泡沫板（2）一端对应插装的侧内插槽（33）；

制备与延伸段匹配夹持的金属翼柄（4）；

在连接腔（1011）区域的主翼面（101）、复材连接板（3）和金属翼柄（4）上对应开设有安装孔，通过紧固件将主翼面（101）、复材连接板（3）和金属翼柄（4）连接于一体，获得复合材料导弹飞行翼；连接腔（1011）的长度W为复材翼面（1）长度的1/8-1/7；连接腔（1011）的宽度D满足公式D=（F-A）×1/3+A，其中F为复材翼面的弦长，A为金属翼柄（4）的宽度。

2.根据权利要求1所述的一种大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：复材翼面（1）的长度为1.8～2.5m，复材翼面（1）的展弦比为（5～8）:1;

复材翼面（1）和复材连接板（3）的复合材料为碳纤维复合材料或玻璃纤维增强塑料；加强泡沫板为高强硬质泡沫。

3.根据权利要求1所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：复材连接板（3）包括叠放的至少两层复材连接单元板。

4.根据权利要求1所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：

金属翼柄（4）包括板体，板体一侧用于复材连接板（3）插装的插槽（41），插槽（41）的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔（42）。

5.根据权利要求1所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：加强泡沫板（2）包括位于加筋腔(1012)内的第一加强段和位于连接腔(1011)内的第二加强段。

6.根据权利要求1所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：金属翼柄（4）的材质为合金。

7.根据权利要求1所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：紧固件（5）为铆钉或螺栓。

8.一种基于如权利要求1-7中任一项所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法获得的大承载轻质复合材料飞行翼，其特征在于：包括复材翼面（1），复材翼面（1）包括主翼面（101）和与主翼面（101）一侧连接的后缘翼面（102），主翼面（101）内部沿长度依次布设有连接腔（1011）和加筋腔（1012），加筋腔（1012）内沿宽度布设有多个间隔布设的加强泡沫板（2），相邻两加强泡沫板（2）间设有加强筋，连接腔（1011）紧密插接有复合材料制备的复材连接板（3），复材连接板（3）一端延伸出主翼面（101）与金属翼柄（4）可拆卸连接。

9.根据权利要求8所述的大承载轻质复合材料飞行翼的制备方法，其特征在于：

金属翼柄（4）包括板体，板体一侧用于复材连接板（3）插装的插槽（41），插槽（41）的两侧贯通板体，板体上还设有用于与导弹连接的连接孔（42）。