CN117775267B - 用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法，包括：翼肋框，为二次固化成型，翼肋框包括：第一腹板和第二腹板，第一腹板的下表面和第二腹板的上表面分别设置有多个连接节点，第一腹板和第二腹板的外侧曲面为气动面；缘条，两端分别与第一腹板和第二腹板的边缘连接，缘条、第一腹板和第二腹板共同形成一框架结构；斜拉管，两端分别与第一腹板上的连接节点和第二腹板上的连接节点连接，以支撑翼肋框；其中，斜拉管为一次固化成型，成型后的斜拉管的两端夹在第一腹板和第二腹板的预浸料中二次固化成型。

Description

用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法

技术领域

本发明涉及复合材料结构件及其成型技术，尤其是涉及一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法。

背景技术

太阳能飞机采用太阳能作为唯一能量来源，引入绿色能源概念，为航空产业的发展开拓新方向。太阳能飞机更适合在临近空间飞行，太阳能电池在白天吸收太阳能，为动力模块和储能电池供电，夜间储能电池输出给动力模块，实现能量闭环，保证飞机长时驻空飞行。因此，增加太阳能薄膜电池的面积以及提高气动效率是太阳能飞机研制的重点方向之一。与常规刚性飞机相比，太阳能飞机的飞行特性要求在不影响能量闭环的前提下，尽量降低结构重量系数，增加飞机有效载荷。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法，既能满足太阳能飞机低结构重量系数、长时驻空飞行的需求，又能提高翼肋结构的生产效率。

根据本发明一个方面的发明构思，提供一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋，包括：

翼肋框，为二次固化成型，所述翼肋框包括：

第一腹板和第二腹板，所述第一腹板的下表面和所述第二腹板的上表面分别设置有多个连接节点，所述第一腹板和所述第二腹板的外侧曲面为气动面；

缘条，两端分别与所述第一腹板和所述第二腹板的边缘连接，所述缘条、所述第一腹板和所述第二腹板共同形成一框架结构；

斜拉管，两端分别与所述第一腹板上的连接节点和所述第二腹板上的连接节点连接，以支撑所述翼肋框；

其中，所述斜拉管为一次固化成型，成型后的所述斜拉管的两端夹在所述第一腹板和所述第二腹板的预浸料中二次固化成型。

可选的，所述翼肋框包括：

第一复合材料铺层，包括呈L形的第一侧面和第二侧面；

第二复合材料铺层，包括呈L形的第三侧面和第四侧面，所述第三侧面与所述第一侧面贴合设置，所述第四侧面与所述第二侧面平行且相接；

第三复合材料铺层，分别与所述第二侧面和所述第四侧面贴合设置；

其中，所述翼肋框的截面形状为T形，所述连接节点设置在所述第一侧面和所述第三侧面组成的整体上。

可选的，所述第一侧面和所述第三侧面上对应所述连接节点区域分别向外凸起并共同限定出一与所述斜拉管外径相适配的筒状空间以形成所述连接节点，所述斜拉管的端部嵌设在所述筒状空间内。

可选的，所述复合材料桁架式翼肋还包括：

堵头，安装在所述斜拉管端部，所述堵头适用于封闭所述斜拉管的端部以及保持所述端部的形状。

可选的，所述第一腹板和所述第二腹板上的连接节点在所述翼肋框的长度方向上交错设置，所述翼肋框与所述斜拉管共同形成多个三角框架结构，相邻的两个斜拉管之间的夹角范围包括60~90°。

可选的，所述翼肋框的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层、±45°铺层；所述斜拉管的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层。

可选的，所述翼肋框中0°铺层、90°铺层、±45°铺层的层数比例范围包括(6~7):1:(3~2)；所述斜拉管中0°铺层、90°铺层的层数比例为6:4。

根据本发明另一个方面的发明构思，还提供一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的制备方法，其特征在于，包括：

用预浸料铺贴、卷至呈筒状，烘干固化得到预固化斜拉管；

按照铺层顺序分别在第一模具和第二模具上铺贴预浸料，得到翼肋框的半预成型体，其中，两个所述半预成型体分别具有相对应的槽状结构，相对应两个所述槽状结构围合成一筒状结构；

将所述预固化斜拉管嵌设在所述槽状结构内，闭合所述第一模具和所述第二模具；

将闭合后的模具组件在真空环境下加压加热，固化成型；

脱模。

可选的，在所述将所述预固化斜拉管嵌设在所述槽状结构内之前还包括：

在所述预固化斜拉管的两端安装堵头，封闭所述斜拉管的端部以及保持所述端部的形状。

可选的，所述按照铺层顺序分别在第一模具和第二模具上铺贴预浸料包括：

每层采用同一张预浸料整体铺覆成型。

根据本发明的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋及制备方法，在翼肋腹板、缘条及连接节点处采用整张预浸料铺贴，保证了翼肋腹板与斜拉管连接处的纤维连续性；二次固化成型采用高树脂含量预浸料，无需额外使用胶接胶膜，避免斜拉管的后续胶接及螺接，提高了结构的连接可靠性，有利于机翼结构在满足强度、刚度要求的基础上，降低结构重量。

附图说明

图1是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的立体结构图；

图2是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的连接节点的局部放大示意图；

图3是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的切面示意图；

图4是图3所示用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的局部结构放大示意图；

图5是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的局部结构剖视图；

图6是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的堵头的结构示意图；

图7是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的模板结构示意图。

上述附图中，附图标记含义具体如下：

1-第一腹板；

2-第二腹板；

3-连接节点；

4-缘条；

5-斜拉管；

6-第一复合材料铺层；

7-第二复合材料铺层；

8-第三复合材料铺层；

9-堵头；

10-第一模具；

11-第二模具。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。

但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本发明实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本发明。在此使用的术语“包括”表明了特征、步骤、操作的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征。

在使用类似于“A、B和C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释（例如，“具有A、B和C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等）。在使用类似于“A、B或C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释（例如，“具有A、B或C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等）。

在此使用的所有术语（包括技术和科学术语）具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。

基于以上问题，期望获得一种复合材料翼肋结构及制备方法，该翼肋结构重量轻、具有优异的刚性及稳定性，能够满足太阳能飞机低结构重量系数、长时驻空飞行的需求。此外，该复合材料翼肋结构整体成型，制备方法稳定，模具简单，可在保证翼肋结构可靠性的同时提高生产效率。

图1是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的立体图；图2是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的连接节点的局部放大示意图；图3是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的切面示意图；图4是图3所示用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的局部结构放大示意图。

根据本发明一个方面的发明构思，提供一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋，如图1至图4所示，复合材料桁架式翼肋包括：翼肋框和斜拉管5。翼肋框为二次固化成型，翼肋框包括第一腹板1、第二腹板2和缘条4。第一腹板1的下表面和第二腹板2的上表面分别设置有多个连接节点3，第一腹板1和第二腹板2的外侧曲面为气动面。缘条4的两端分别与第一腹板1和第二腹板2的边缘连接，缘条4、第一腹板1和第二腹板2共同形成一框架结构。斜拉管5的两端分别与第一腹板1上的连接节点3和第二腹板2上的连接节点3连接，以支撑翼肋框。其中，斜拉管5为一次固化成型，成型后的斜拉管5的两端夹在第一腹板1和第二腹板2的预浸料中二次固化成型。

在本实施例中，在翼肋腹板、缘条及连接节点处采用整张预浸料铺贴，保证了翼肋腹板与斜拉管连接处的纤维连续性；二次固化成型采用高树脂含量预浸料，无需额外使用胶接胶膜，避免斜拉管的后续胶接及螺接，提高了结构的连接可靠性，有利于机翼结构在满足强度、刚度要求的基础上，降低结构重量。并且，二次固化成型不需要额外开孔，能够保证连接节点处纤维的连续性，并且，二次固化成型的胶接连接强度以及连接强度相较于后期再胶接要高得多，从而使得翼肋的整体性好，强度高。

图5是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的局部结构剖视图。

根据本发明的一些实施例，如图5所示，翼肋框包括第一复合材料铺层6、第二复合材料铺层7和第三复合材料铺层8。第一复合材料铺层6包括呈L形的第一侧面和第二侧面。第二复合材料铺层7包括呈L形的第三侧面和第四侧面，第三侧面与第一侧面贴合设置，第四侧面与第二侧面平行且相接。第三复合材料铺层8，分别与第二侧面和第四侧面贴合设置。其中，翼肋框的截面形状为T形，连接节点3设置在第一侧面和第三侧面组成的整体上。

根据本发明的一些实施例，斜拉管5的中轴线与第一侧面与第三侧面的结合面共面。

根据本发明的一些实施例，斜拉管5为等截面中空筒状结构，能够在保证足够强度的前提下减轻翼肋的重量。

根据本发明的一些实施例，翼肋框与多个斜拉管5共同形成多个三角框架结构，从而加强翼肋整体的强度和刚度。

根据本发明可选的一些实施例，第一侧面和第三侧面上对应连接节点区域分别向外凸起并共同限定出一与斜拉管5外径相适配的筒状空间以形成连接节点3，斜拉管5的端部嵌设在筒状空间内。

根据本发明的一些实施例，翼肋框腹板上的连接节点3沿翼肋长度方向上下交错设置。可选的，连接节点3数量为3~6个，斜拉管5与相邻的两个连接节点3共连；最外侧斜拉管5与翼肋的框角相连。

图6是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的堵头的结构示意图。

根据本发明的一些实施例，如图6所示，复合材料桁架式翼肋还包括堵头9，堵头9安装在斜拉管5端部，堵头9适用于封闭斜拉管的端部以及保持端部的形状。

在本实施例中，斜拉管5为管状结构，在进行二次固化成型时，在高温高压的环境下，斜拉管5的端部可能会受压发生变形或坍缩，从而降低连接节点3的连接强度，鉴于此，本发明增设堵头9，堵头9为实心支撑结构，堵头9的外径与斜拉管5端部的内径相适配，堵头9卡嵌在斜拉管5端部从而实现防止斜拉管5端部变形或坍缩，保证连接节点的强度。

根据本发明的一些实施例，堵头9为泡沫块，一端嵌设在斜拉管5的端部，另一端外径等于或略大于（不超过5%）斜拉管5的外径，以便于支撑斜拉管5端部的造型。其中，在另一端外径略大于斜拉管5的外径时，堵头9还能够起到一定锚固的作用，进一步提高斜拉管5与连接节点3的连接强度。

根据本发明的一些实施例，第一腹板6和第二腹板7上的连接节点3在翼肋框的长度方向上交错设置，翼肋框与斜拉管共同形成多个三角框架结构，相邻的两个斜拉管5之间的夹角范围包括60~90°。可选的，部分相邻的两个斜拉管5之间的夹角为68°、84°或其他角度。

在本实施例中，根据所受气动载荷及过载情况作为载荷输入，对翼肋结构厚度进行拓扑优化，其中以复合材料许用值作为边界条件，以重量最轻作为目标函数。根据所受气动载荷及过载情况作为载荷输入，对翼肋结构厚度进行拓扑优化，其中以复合材料许用值作为边界条件，以重量最轻作为目标函数。

根据本发明的一些实施例，翼肋框的整体长度为400~900 mm，宽度为10~30 mm，高度为200~400 mm；缘条厚度为0.6~5.0 mm；腹板厚度为0.6~5.0 mm；斜拉管外径为10~12mm，厚度为0.5~1.0 mm，长度为150~300 mm，斜拉管与腹板连接长度为15~25 mm；缘条外侧曲面的曲面精度≤±1.5 mm。

根据本发明可选的一些实施例，翼肋框的整体长度为784 mm，宽度为20 mm，高度约334 mm；缘条厚度为1.4 mm；腹板厚度为1.4 mm；斜拉管外径为11.2 mm，厚度0.6 mm，长度为332 mm，斜拉管与腹板连接长度为20 mm。

根据本发明的一些实施例，翼肋框的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层、±45°铺层；斜拉管的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层。

根据本发明的一些实施例，翼肋框中0°铺层、90°铺层、±45°铺层的层数比例范围包括(6~7):1:(3~2)；斜拉管中0°铺层、90°铺层的层数比例为6:4。

在本实施例中，0°方向铺层主要贡献轴向刚度、强度，用于承受轴向拉、轴向压、弯曲载荷；90°方向铺层主要贡献环向刚度，用于承受横向载荷；±45°方向铺层主要贡献扭转刚度，用于承受面外扭转载荷。复合材料由纤维（主承载）和树脂（传递载荷）组成。其中，韧性主要由树脂提供。通过上述比例设计，可以有效的针对所承受载荷型式，其比刚度和比强度高于金属材料，且重量远远轻于现有技术中材料和结构。

根据本发明可选的一些实施例，翼肋框预浸料铺层包括0°铺层、90°铺层、±45°铺层，铺层顺序为[45/0/0/0/0/-45/0]s；斜拉管预浸料铺层包括0°铺层、90°铺层，铺层顺序为[90/0/0/90/0/0]s。

根据本发明另一个方面的发明构思，还提供一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的制备方法，包括操作S101至操作S405。

根据本发明的一些实施例，操作S101包括：用预浸料铺贴、卷至呈筒状，烘干固化得到预固化斜拉管。

可选的，将预浸料铺贴制成斜拉管预成型体放在烘箱内，调升至预设温度一段时间后固化成型，脱模后即可得到一次固化的斜拉管。

根据本发明可选的一些实施例，斜拉管采用卷管工艺铺贴固化。

图7是根据本发明实施例的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的模板结构示意图。

根据本发明的一些实施例，如图7所示，操作S102包括：按照铺层顺序分别在第一模具10和第二模具11上铺贴预浸料，得到翼肋框的半预成型体，其中，两个半预成型体分别具有相对应的槽状结构，相对应两个槽状结构围合成一筒状结构。

可选的，铺贴预浸料过程时需采用2~4次室温预压实工艺，排出预浸料铺层间空气，并压实铺层增加层间连接强度；其中，室温温度为15~30 ℃，预压实压力为≥-0.09MPa，预压实时间10~20 min。

根据本发明的一些实施例，第一模具10和第二模具11均为阳模。按照铺层顺序分别在阳模上铺贴预浸料，得到翼肋框缘条和腹板预成型体。

根据本发明的一些实施例，操作S103包括：将预固化斜拉管嵌设在槽状结构内，闭合第一模具和第二模具。

根据本发明的一些实施例，将操作S101中完成的预固化斜拉管和操作S102中完成的翼肋框缘条和腹板预成型体组装，放入泡沫块，固定组合模具，使斜拉管与预成型体保持整体连接。

可选的，按照[90/0/0/90/0/0]s的铺层顺序，在卷管芯轴上铺贴M46J碳纤维增强环氧树脂预浸料，卷管芯轴直径为10±0.1 mm；在外层卷制OPP膜后，将预成型体竖直放置于烘箱中加热固化；冷却脱模后，得到斜拉管零件。

可选的，按照[45/0/0/0/0/-45/0]s的铺层顺序，分别在组合成型模具第一模具10和第二模具11上铺贴T700碳纤维增强环氧树脂预浸料；每一铺层采用整张预浸料铺放，保证每层内纤维的连续性，从而保证制件刚度和强度；镂空处留余量，便于后续机加为最终尺寸；连接节点处按需将预浸料进行剪口贴布处理，保证连接节点处的外形。

根据本发明可选的一些实施例，泡沫块为PMI泡沫（聚甲基丙烯酰亚胺），机加成型，密度为51~71 kg/m³。

根据本发明的一些实施例，铺贴预浸料时，采用2~4次室温预压实工艺，其中，室温温度为15~30 ℃，预压实压力为≥-0.09 MPa，预压实时间10~20 min。

根据本发明的一些实施例，操作S104包括：将闭合后的模具组件在真空环境下加压加热，固化成型。可选的，采用真空袋封闭，置于热压罐中加热加压，使预浸料固化成型。

可选的，在步骤三完成的组合模具缘条外侧依次放置金属、橡胶制匀压板；在组合模具外侧依次放置有孔隔离膜、透气毡，最后用真空袋封闭；将组合模具置于热压罐中加热加压，使预浸料固化成型。

根据本发明的一些实施例，固化成型工艺温度为80~120 ℃，固化压力为≥-0.09Mpa。

可选的，加热加压固化工艺为两阶段固化工艺，包括初始升温，初始保温，二次升温，二次保温以及降温阶段；两阶段固化可以根据树脂粘温特性控制树脂流动、浸渍，有利于成型低孔隙、高性能的复合材料制件。初始升温时，以20±5 ℃/h的升温速率由室温升至80 ℃；在80 ℃保温1 h；二次升温时，以20±5 ℃/h的升温速率由80 ℃升至120 ℃；在120℃保温2 h；降温时，以30±5 ℃/h的降温速率由80 ℃降至室温，固化成型过程完成。此外，加温加压过程中，保持0.20 MPa的固化压力以及≥-0.09 MPa的真空压力。

根据本发明的一些实施例，操作S105包括：脱模。

可选的，为保证合模及脱模过程顺利，本实施例中的组合成型模具包括底板及若干个拼块，通过定位销连接；为避免反复使用受热变形，模具材质均为钢质。

根据本发明的一些实施例，复合材料翼肋框和斜拉管采用连续纤维增强树脂基预浸料制备。

可选的，连续纤维包括碳纤维、玻璃纤维以及两者混合体的其中之一，增强树脂包括环氧树脂、双马来酰亚胺树脂中的一种或多种，预浸料包括单向带预浸料、织物预浸料中的一种或多种。

进一步可选的，预浸料为面密度100±1g/m²的超薄预浸料，预浸料树脂含量为35±0.1wt%。

根据本发明可选的一些实施例，翼肋框采用T700碳纤维预浸料，斜拉杆采用M46J高模量碳纤维预浸料。

根据本发明的一些实施例，将预固化斜拉管嵌设在槽状结构内之前包括：在预固化斜拉管的两端安装堵头，封闭斜拉管的端部以及保持端部的形状。

根据本发明的一些实施例，按照铺层顺序分别在第一模具和第二模具上铺贴预浸料包括：每层采用同一张预浸料整体铺覆成型。

本发明的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋包括翼肋框缘条、翼肋框腹板以及斜拉管，且在翼肋框腹板设置有多个斜拉管连接节点，多个斜拉管通过连接节点与翼肋框结合，共同形成多个三角框架结构，此翼肋结构具有优异的刚度及屈曲失稳载荷，可作为主承力结构件用于太阳能飞机的大展弦比机翼；翼肋缘条外侧的气动面有利于后续铺装柔性蒙皮、薄膜太阳能电池以及共形雷达。

此外，本发明的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的制备方法中，翼肋腹板、缘条及连接节点处采用整张预浸料铺贴，保证了翼肋腹板与斜拉杆连接处的纤维连续性；且采用高树脂含量预浸料，无需额外使用胶接胶膜，避免斜拉管的后续胶接及螺接，提高了结构的连接可靠性，有利于机翼结构在满足强度、刚度要求的基础上，降低结构重量；优化的固化工艺制度，保证固化压力不会压溃斜拉管，同时能够保证其与翼肋腹板连接处优异的连接强度。

本发明与现有技术相比具有如下优势：

1. 本发明中的翼肋主体为斜拉管加强“工”字截面的桁架式翼肋结构，具有优异的刚度及屈曲失稳载荷，可作为主承力结构件用于太阳能飞机的大展弦比机翼；

2. 本发明中的翼肋缘条外侧曲面为气动面，易于在太阳能飞机上铺贴装配柔性蒙皮、薄膜太阳能电池以及共形雷达；

3. 本发明中的翼肋腹板、缘条及连接节点处采用整张预浸料铺贴，保证了翼肋腹板与斜拉杆连接处的纤维连续性；且采用高树脂含量预浸料，无需额外使用胶接胶膜，避免斜拉管的后续胶接及螺接，提高了结构的连接可靠性，有利于机翼结构在满足强度、刚度要求的基础上，降低结构重量；

4. 本发明中的优化的固化工艺制度，能够保证固化压力不会压溃斜拉管，同时能够保证其与翼肋腹板连接处优异的连接强度。

至此，已经结合附图对本发明实施例进行了详细描述。需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各零部件的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。

还需要说明的是，在本发明的具体实施例中，除非有所知名为相反之意，本说明书及所附权利要求中的数值参数是近似值，能够根据通过本发明的内容所得的所需特性改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的尺寸、范围条件等等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰。一般情况下，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10%的变化、在一些实施例中±5%的变化、在一些实施例中±1%的变化、在一些实施例中±0.5%的变化。

本领域技术人员可以理解，本发明的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合或/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本发明中。特别地，在不脱离本发明精神和教导的情况下，本发明的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本发明的范围。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋，其特征在于，包括：

翼肋框，为二次固化成型，所述翼肋框包括：

第一腹板和第二腹板，所述第一腹板的下表面和所述第二腹板的上表面分别设置有多个连接节点，所述第一腹板和所述第二腹板的外侧曲面为气动面；

缘条，两端分别与所述第一腹板和所述第二腹板的边缘连接，所述缘条、所述第一腹板和所述第二腹板共同形成一框架结构；

斜拉管，两端分别与所述第一腹板上的连接节点和所述第二腹板上的连接节点连接，以支撑所述翼肋框；

其中，所述斜拉管为一次固化成型，成型后的所述斜拉管的两端夹在所述第一腹板和所述第二腹板的预浸料中二次固化成型；

所述翼肋框包括：

第一复合材料铺层，包括呈L形的第一侧面和第二侧面；

第二复合材料铺层，包括呈L形的第三侧面和第四侧面，所述第三侧面与所述第一侧面贴合设置，所述第四侧面与所述第二侧面平行且相接；

第三复合材料铺层，分别与所述第二侧面和所述第四侧面贴合设置；

其中，所述翼肋框的截面形状为T形，所述连接节点设置在所述第一侧面和所述第三侧面组成的整体上；

所述第一侧面和所述第三侧面上对应连接节点区域分别向外凸起并共同限定出一与所述斜拉管外径相适配的筒状空间以形成所述连接节点，所述斜拉管的端部嵌设在所述筒状空间内；

所述第一腹板和所述第二腹板上的连接节点在所述翼肋框的长度方向上交错设置，所述翼肋框与所述斜拉管共同形成多个三角框架结构，相邻的两个斜拉管之间的夹角范围包括60~90°；

所述翼肋框的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层、±45°铺层；所述斜拉管的复合材料铺层包括0°铺层、90°铺层。

2.根据权利要求1所述的复合材料桁架式翼肋，其特征在于，还包括：

堵头，安装在所述斜拉管端部，所述堵头适用于封闭所述斜拉管的端部以及保持所述端部的形状。

3.根据权利要求1所述的复合材料桁架式翼肋，其特征在于，所述翼肋框中0°铺层、90°铺层、±45°铺层的层数比例范围包括(6~7):1:(3~2)；所述斜拉管中0°铺层、90°铺层的层数比例为6:4。

4.一种如权利要求1至3中任一项所述的用于太阳能飞机的复合材料桁架式翼肋的制备方法，其特征在于，包括：

用预浸料铺贴、卷至呈筒状，烘干固化得到预固化斜拉管；

按照铺层顺序分别在第一模具和第二模具上铺贴预浸料，得到翼肋框的半预成型体，其中，两个所述半预成型体分别具有相对应的槽状结构，相对应两个所述槽状结构围合成一筒状结构；

将所述预固化斜拉管嵌设在所述槽状结构内，闭合所述第一模具和所述第二模具；

将闭合后的模具组件在真空环境下加压加热，固化成型；

脱模。

5.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，在所述将所述预固化斜拉管嵌设在所述槽状结构内之前，还包括：

在所述预固化斜拉管的两端安装堵头，封闭所述斜拉管的端部以及保持所述端部的形状。

6.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，所述按照铺层顺序分别在第一模具和第二模具上铺贴预浸料包括：

每层采用同一张预浸料整体铺覆成型。