CN207197781U - 基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及颤振模型设计技术领域，具体提供了基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，在翼面的不同弦向位置设计若干个与梁配合使用，对梁起到约束垂直翼面方向自由度作用的槽，在槽上设计用于螺栓连接的孔，通过螺栓连接固定梁的展向、弦向自由度，通过选用不同的梁组合，实现变梁刚度、梁的刚心、变翼面弦向刚度，为了与其他结构连接，设计带有连接部位的金属件与翼面结构配合，翼面结构设计带有与金属件嵌套配合的缝隙，金属件嵌入翼面结构的部分做成薄壁结构，在薄壁上开有与翼面结构一样尺寸的孔，用于梁穿过，在金属件上开有用于与翼面结构螺纹连接的孔，实现翼面的变参使用与连接。

Description

基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型

技术领域

本实用新型涉及颤振模型设计技术领域，特别涉及基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型。

背景技术

颤振问题是部分飞行器结构强度必须面对的问题之一，除进行仿真计算，颤振风洞试验是了解结构颤振特性的重要手段，在颤振风洞试验过程中，需要通过改变模型的部分参数，从而研究模型随参数变化的颤振特性规律。

对于飞行器翼面的颤振模型通常都带有梁结构，在传统模型上如要实现改变梁的截面尺寸、位置、翼面展向刚度等问题，由于传统航空层板、PMI等材料在与梁的连接中必需采用胶连接，如果在同一个模型上变化梁的位置，需要破坏原胶结点，不仅耗时费力还会给模型带来破坏，所以采用传统材料要实现模型变展向刚度解决方式是设计、制造多套颤振模型，耗费材料、人工、时间等成本。

实用新型内容

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，包括后缘舵面维形框、后缘舵面连接件和多个可变尺寸纵向梁，所述多个可变尺寸纵向梁的截面尺寸不完全相同；

所述后缘舵面维形框上开有与所述后缘舵面连接件外缘相配合的安装槽，所述后缘舵面连接件通过该安装槽嵌入所述后缘舵面维形框；

所述后缘舵面连接件前缘具有金属转轴，所述金属转轴与飞行器主翼面的轴承配合并连接，所述后缘舵面连接件部分嵌入所述后缘舵面维形框内并与其相固定；

所述后缘舵面维形框内装有多个连接块，所述连接块上开有与所述可变尺寸纵向梁配合的连接孔，所述后缘舵面连接件的嵌入所述后缘舵面维形框的部分开有与所述可变尺寸纵向梁配合的通过孔，所述可变尺寸纵向梁贯穿所述连接孔和所述通过孔，并与所述后缘舵面维形框以及所述后缘舵面连接件连接。

优选的，所述后缘舵面连接件的嵌入所述后缘舵面维形框的部分通过螺栓与其相固定。

优选的，所述连接块通过螺栓固定于所述后缘舵面维形框内。

本实用新型提供的基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，可以通过螺纹连接的拆装，在一个模型上实现梁的变刚度，变刚心位置和翼面弦向刚度的变化，节省材料、人工、时间等成本。

附图说明

以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本实用新型，而不能理解为对本实用新型的保护范围的限制。

图1是本实用新型的一种示意性实施例的整体结构图；

图2是后缘舵面维形框和后缘舵面连接件的连接关系图；

图3是图1的局部仰视图；

图4是后缘舵面连接件的立体图。

附图标记：

10 后缘舵面维形框

20 后缘舵面连接件

30 可变尺寸纵向梁

40 连接块

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

需要说明的是：在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

如图1至图3所示，本实用新型提供了基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，包括后缘舵面维形框10、后缘舵面连接件20和多个可变尺寸纵向梁30，为实现变舵面刚度，除相应的维型结构外，还需配合使用不同截面尺寸的可变尺寸纵向梁30，因此多个可变尺寸纵向梁30的截面尺寸不完全相同。

为安装后缘舵面连接件20，后缘舵面维形框10上开有与后缘舵面连接件20外缘相配合的安装槽，后缘舵面连接件20通过该安装槽嵌入后缘舵面维形框10。

如图4所示，后缘舵面连接件20前缘具有金属转轴，金属转轴与飞行器主翼面的轴承配合并连接，后缘舵面连接件20部分嵌入后缘舵面维形框10内并与其相固定，后缘舵面连接件20嵌入后缘舵面维形框10的部分为金属薄片。本实施例中，后缘舵面连接件20的嵌入后缘舵面维形框10的部分通过螺栓与其相固定。

后缘舵面维形框10内装有多个连接块40，以实现颤振模型变刚度的效果。本实施例中，连接块40通过螺栓固定于后缘舵面维形框10内。连接块40上开有与可变尺寸纵向梁30配合的连接孔，后缘舵面连接件20的嵌入后缘舵面维形框10的部分开有与可变尺寸纵向梁30配合的通过孔，可变尺寸纵向梁30贯穿连接孔和通过孔，并与后缘舵面维形框10以及后缘舵面连接件20连接。使三者紧密连接成一个整体，当后缘舵面维形框10与可变尺寸纵向梁30按位置装配后，通过螺栓使连接块40孔位与可变尺寸纵向梁30进行固定，从而完成可变尺寸纵向梁30与颤振模型相对位置的固定。

在后缘舵面维形框10的不同弦向位置设计多个与可变尺寸纵向梁30配合使用且对可变尺寸纵向梁30起到约束垂直翼面方向自由度作用的槽，在槽上设计用于螺栓连接的孔，通过螺栓连接固定可变尺寸纵向梁30的展向、弦向自由度，通过选用不同的可变尺寸纵向梁30组合，实现变梁刚度、梁的刚心、变翼面弦向刚度。

为了与其他结构连接，设计带有连接部位的后缘舵面连接件20与后缘舵面维形框10配合，后缘舵面维形框10设计带有与后缘舵面连接件20嵌套配合的缝隙，后缘舵面连接件20嵌入后缘舵面维形框10的部分做成薄壁结构，在薄壁上开有与后缘舵面维形框10一样尺寸的孔，用于可变尺寸纵向梁30穿过。

在后缘舵面连接件20上开有用于与后缘舵面维形框10螺纹连接的孔，实现翼面的变参使用与连接。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.基于增材制造的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，其特征在于，包括后缘舵面维形框(10)、后缘舵面连接件(20)和多个可变尺寸纵向梁(30)，所述多个可变尺寸纵向梁(30)的截面尺寸不完全相同；

所述后缘舵面维形框(10)上开有与所述后缘舵面连接件(20)外缘相配合的安装槽，所述后缘舵面连接件(20)通过该安装槽嵌入所述后缘舵面维形框(10)；

所述后缘舵面连接件(20)前缘具有金属转轴，所述金属转轴与飞行器主翼面的轴承配合并连接，所述后缘舵面连接件(20)部分嵌入所述后缘舵面维形框(10)内并与其相固定；

所述后缘舵面维形框(10)内装有多个连接块(40)，所述连接块(40)上开有与所述可变尺寸纵向梁(30)配合的连接孔，所述后缘舵面连接件(20)的嵌入所述后缘舵面维形框(10)的部分开有与所述可变尺寸纵向梁(30)配合的通过孔，所述可变尺寸纵向梁(30)贯穿所述连接孔和所述通过孔，并与所述后缘舵面维形框(10)以及所述后缘舵面连接件(20)连接。

2.根据权利要求1所述的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，其特征在于，所述后缘舵面连接件(20)的嵌入所述后缘舵面维形框(10)的部分通过螺栓与其相固定。

3.根据权利要求1所述的飞行器后缘舵面变刚度颤振模型，其特征在于，所述连接块(40)通过螺栓固定于所述后缘舵面维形框(10)内。