一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构的制作方法

本发明属于变体飞机结构设计领域，具体涉及一种应用于变弯度机翼后缘，支撑波纹结构柔性蒙皮并与分段式翼肋连接的结构。

背景技术：

变体飞机可以在飞行过程中实时改变飞机结构的形状，以便在不同飞行状态下做不同飞行动作时都具有最佳的气动性能。机翼结构形状的变化包括变面积(多数是变展长，也有变弦长)、变后掠角、变弯度等。改变机翼的弯度可以提高生力系数，常规机翼的弯度改变是通过偏转前、后缘舵面实现的，但舵面偏转时的气流分离也增加了阻力。为了提高升阻比，即提高升力而不增加阻力，变弯度机翼技术受到广泛的关注。变弯度机翼能实现翼型沿弦向光滑连续的变形，机翼的弯度变化不采用舵面偏转，而是用后缘结构的柔性变形，更好地适应气动特性对结构形状的要求。

机翼后缘变弯度结构主要涉及可变形翼肋、柔性蒙皮、分布式驱动以及感知技术。可变形翼肋要能承受和传递机翼后缘部分的载荷，并按要求改变形状；柔性蒙皮在面内要能产生较大的变形，同时要有较大的面外刚度，承受面外的气动载荷，并且变形要均匀协调。目前后缘变弯度结构的研究有很多方案，包括基于负泊松比材料的柔性蒙皮方案、基于可变形蜂窝的柔性蒙皮方案、主动变形翼肋方案等等，但在柔性蒙皮与可变形翼肋的连接方面都存在不足，比如采用腹板作为支撑连接结构时，其具有一定的承载能力，却无法满足后缘光滑连续变弯度的要求。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中存在的问题公开了一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构，本发明的装置采用折纸结构原理对柔性蒙皮与分段式翼肋进行支撑连接，既可以均匀支撑柔性蒙皮传递载荷，还能实现柔性蒙皮变形的均匀、协调。

本发明是这样实现的：

一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构，包括后缘可变形区域，其特征在于，所述的后缘可变形区域包括后墙以及后端维形体；所述的后墙、后端维形体之间设置若干段分段式翼肋，第一段分段式翼肋与机翼后墙连接，最后一段分段式翼肋与后端维形体连接；所述的分段式翼肋竖直方向上、下均设置有驱动器支架以及连接板，连接板上设置有支撑板。

所述的后缘可变形区域上、下翼面设置有波纹结构柔性蒙皮，本发明的上下翼面柔性蒙皮采用波纹结构，一方面提供面外刚度，另一方面提供面内变形。

所述的波纹结构柔性蒙皮与支撑板的顶部连接；即所述的波纹结构柔性蒙皮通过驱动器支架支撑在分段式翼肋上，由驱动器的伸缩引起肋段之间的相互偏转，波纹结构柔性蒙皮在驱动力作用下伸缩，以实现后缘变弯度；当上翼面伸长，下翼面缩短，肋段向下偏转，则后缘向下弯曲。

进一步，所述的若干段分段式翼肋的相邻肋段可相对偏转，肋段采用十字形截面，其中水平方向的截面是承担剪切载荷，其竖直方向的截面为连接板，用来与支撑板连接，分段式翼肋肋段的两端设置单耳片和双耳片，用来连接相邻肋段。

进一步，所述的支撑板采用折纸结构形式，支撑板的顶部与波纹结构柔性蒙皮连接，支撑板顶部的波纹形状及波长与柔性蒙皮波纹结构的波纹形状及波长相同，从顶部到底部逐渐过渡成平板，即波高为0；支撑板的底部焊接有过渡板，通过该过渡板与分段式翼肋翼肋的连接板相连。当翼面承受气动载荷时，由支撑板将载荷传递至翼肋，驱动力与弯矩平衡，剪力主要由肋段之间的连接结构承担。

进一步，所述的支撑板展开为扇形的平板，将支撑板所在位置翼型的前后高度分别设定为l1与l2，其中l1与l2的高度是根据翼型高度确定，将扇形的平板的外弧长度设定为s1，扇形的平板的内弧设定为s2；所述的支撑板顶部为波纹形，该波纹形状及波长与波纹结构柔性蒙皮的波纹形状及波长相同，对应波纹长度与扇形的外弧长度s1相等，支撑板从顶部到底部逐渐过渡成平板，底部边长与扇形内弧s2长度相等。

进一步，所述的支撑板上分别设定倾斜角θ1、支撑角θ2、及切面角θ3；所述的倾斜角θ1为支撑板与竖直平面的倾斜角θ3；支撑角θ2＝90°+θ1，在折好的支撑板的顶部用一个平面，即支撑角的角平分线构成的面截出一个斜面，该斜面的角度为切面角，切面角为然后将支撑板与柔性蒙皮的波纹结构在对接处焊在一起。

进一步，所述的支撑板横跨相邻两个分段式翼肋肋段各自的一半，驱动器支架设置在肋段的中部，驱动器放置在驱动器支架的卡箍内。

本发明与现有技术的有益效果在于：

本发明将应用于变弯度机翼后缘采用支撑波纹结构柔性蒙皮并与分段式翼肋连接的结构，采用折纸结构原理对柔性蒙皮与分段式翼肋进行支撑连接，既可以均匀支撑柔性蒙皮传递载荷，还能实现柔性蒙皮变形的均匀、协调；本发明的结构的柔性蒙皮与支撑板质量更轻，节省材料；此外本发明支撑板与波纹结构柔性蒙皮连接处波纹相同，可以保证变形的均匀协调，并且有效地传递面外载荷。

附图说明

图1为本发明一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构的结构示意图；

图2为本发明一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构中相邻两段翼肋连接处示意图；

图3为本发明一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构中波纹形支撑板制作前后示意图；

图4为本发明一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构的支撑板倾斜角、支撑角及切面角示意图；

图5为本发明一种变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接结构中分段式翼肋与柔性蒙皮及其连接结构示意图；

其中，1-后墙、2-波纹结构柔性蒙皮、3-驱动器支架、4-分段式翼肋、5-后端维形体、6-支撑板。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本发明的柔性机翼变弯度后缘结构包括后墙1、波纹结构柔性蒙皮2、驱动器支架3、分段式翼肋4、后端维形体5以及支撑板6。所述的后墙1、后端维形体5之间设置若干段分段式翼肋4，第一段分段式翼肋4与机翼后墙1连接，最后一段分段式翼肋4与后端维形体5连接。上、下翼面设置有波纹结构柔性蒙皮2。

分段式翼肋4的相邻肋段可相对偏转，肋段采用十字形截面，其中水平方向的截面主要是承担剪切载荷，竖直方向的截面为连接板，用来与支撑板6连接，肋段的两端设置单耳片和双耳片，用来连接相邻肋段。柔性蒙皮下方是分布式驱动器，通过驱动器支架3支撑在分段式翼肋4上，由驱动器的伸缩引起肋段之间的相互偏转，波纹结构柔性蒙皮3在驱动力作用下伸缩，以实现后缘变弯度。当上翼面伸长，下翼面缩短，肋段向下偏转，则后缘向下弯曲，偏转效果如图1所示。波纹结构柔性蒙皮3与分段式翼肋4之间用支撑板连接，支撑板采用折纸结构形式，顶部与蒙皮波纹结构连接，其波纹形状及波长与柔性蒙皮波纹结构的波纹形状及波长相同，从顶部到底部逐渐过渡成平板(波高为0)，支撑板的底部与过渡板焊接，过渡板与翼肋的连接板相连。

分段式翼肋结构如图2所示，每个肋段的两端分别设置双耳片和单耳片，相邻肋段由耳片连接，使肋段可以绕连接点实现相对偏转，肋段的中间设置驱动器支架，且上下都有。肋段中部截面为十字形，竖直截面为连接板，用于连接支撑板6。

如图3所示，支撑板采用折纸结构原理，由一块近似于扇形的平板制成，l1与l2分别对应该段支撑板所在位置翼型的前后高度，支撑板顶部为波纹形，波纹形状及波长与波纹结构柔性蒙皮的波纹形状及波长相同，对应波纹长度与扇形的外弧长度s1相等，支撑板从顶部到底部逐渐过渡成平板(波高为0)，底部边长与扇形内弧s2长度相等。支撑板底部焊接在过渡平板上，与翼肋的连接板相连。

展长方向上布置的翼肋根数取决于驱动器的抵抗载荷能力和驱动能力，支撑板与柔性蒙皮连接时，要给驱动装置留出安装空间，如图5所示，支撑板与竖直平面有一个倾斜角θ1，倾斜角度要根据驱动器直径和翼型半高度的具体情况确定。支撑板沿弦向看呈楔形(加粗部分)，由顶部的波纹形面逐渐过渡到底部的平板，底部与过渡板相连。相邻翼肋之间的支撑板倾斜角正负交错以维持平衡。倾斜角确定以后，就可以确定支撑角θ2＝90°+θ1，在折好的支撑板的顶部用一个平面(支撑角的角平分线构成的面)截出一个斜面，这个斜面的角度为切面角，切面角为然后将支撑板与柔性蒙皮的波纹结构在对接处焊在一起，如图4所示。

如图5所示，支撑板6连接波纹结构柔性蒙皮2与分段式翼肋4，支撑板横跨相邻两个肋段各自的一半，在肋段的中部设置驱动器支架，驱动器放置在驱动器支架的卡箍内。机翼后缘上的剪切载荷主要由翼肋之间的连接结构承担，各构件的尺寸根据强度要求确定。

当翼面承受气动载荷时，由支撑板将载荷传递至翼肋，主要的承载部位是肋段之间的连接处，翼肋两端分别为单耳片和双耳片，相邻耳片由销钉连接。耳片的厚度及销钉所占面积由具体受载荷情况及强度要求确定。驱动力与后缘所受弯矩平衡，根据驱动力确定驱动器及其支架的尺寸。柔性蒙皮的波形波高及厚度尺寸由受载荷时对蒙皮的面外刚度要求确定，支撑板的厚度与顶部的波高和蒙皮的波纹一致，再由变弯度要求确定翼肋的尺寸。

以下列举具体的实例、数据来叙述本发明的变弯度后缘分段式翼肋与柔性蒙皮的支撑连接装置：

本实例中选取naca0012翼型，沿展向长度取500mm的一段，取弦长为1500mm，变弯度后缘始于翼型前端起900mm的后墙处，末端150mm部分是不可变形的维形体。后墙厚度为5mm，连接五段分段式翼肋4，最大偏转角度均为10°，因此后缘最大偏转角为40°左右。气动载荷在后缘可变形部分至末端沿弦向由0.02mpa逐渐降为0，确定变弯度部分所受弯矩，由于驱动力与弯矩平衡，得到驱动器尺寸为直径15mm，驱动器支架的卡箍为外径17mm、内径15mm的圆筒。

驱动器支架3位于每段翼肋的中部，支架横截面为上下缘宽度为5mm，腹板厚3mm的工字梁，支架下脚位于翼肋十字形截面的边缘，顶部支撑驱动器卡箍。驱动器中轴线距离波纹结构柔性蒙皮的波谷面约为10mm，可以得到驱动器的高度沿弦向分别为92.36mm、75.82mm、59.28mm、42.74mm、26.20mm，驱动器沿弦向放置的倾斜角与该处翼面平行。根据驱动器卡箍的半径r与该处驱动器放置高度h，得到支撑板6的倾斜角θ1＝arctan(r/h)，由此得出每处支撑板6的倾斜角及切面角，将相邻两翼肋的支撑板交错倾斜以保证平衡支撑，支撑板切面处波纹与该处柔性蒙皮的波纹相合，支撑板厚度根据强度要求确定。

波纹结构柔性蒙皮2的波高为10mm，蒙皮与支撑板连接处的波纹由切面角决定。柔性蒙皮厚度及波形的波高由面外载荷及波纹结构的面外刚度确定，在正弦波长的波纹截面中，令f为波高，l为半波长，δ为板厚，e、μ分别为材料弹性模量及泊松比，采用铝合金材料时e＝200gpa，μ＝0.3。根据波纹截面对中轴线惯性矩公式

其中代入刚度矩阵得到波纹板的抗弯刚度，由于受气动载荷时两端挠度为0，故应用材料力学中两端固支梁受均布载荷作用下最大挠度公式代入q＝0.02n/mm，l为该段展长500mm，ei＝d×0.08，当满足最大挠度不超过2mm时，得到柔性蒙皮的各参数。取半波长l＝5mm，波高f＝5mm，板厚δ＝1mm时满足挠度要求。

本实例中一共有五段分段式翼肋，翼肋两端伸出耳片，由销钉穿过耳片连接相邻翼肋。令十字形截面部分长度为55mm，沿展向宽度为25mm，高度为40mm，连接板部分高度各为17.5mm，厚度为3mm。翼肋两端为长度20mm、高度为20mm的耳片，相邻的耳片距离十字形截面的过渡部分为5mm，翼肋前端为双耳片，后端为单耳片，取单耳厚度为10mm，双耳每片厚度为7.5mm，耳片的端部是半径为10mm的圆弧。销钉圆心与耳片圆弧的圆心相合，由于销钉承担主要剪力，取销钉直径为10mm。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

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