CN102060101B

CN102060101B - 一种用于变体机翼的蒙皮

Info

Publication number: CN102060101B
Application number: CN 201010597404
Authority: CN
Inventors: 徐志伟; 段丽玮; 陈杰; 戚建龙
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2010-12-21
Filing date: 2010-12-21
Publication date: 2013-01-23
Anticipated expiration: 2030-12-21
Also published as: CN102060101A

Abstract

本发明公开了一种用于变体机翼的蒙皮，属于变体飞行器设计技术领域。本发明的用于变体机翼的蒙皮，由纤维增强复合材料制成，其横截面呈等腰梯形波纹结构。本发明还针对等腰梯形波纹的蒙皮结构弦向和展向的等效弹性模量及弯曲模量进行了分析，提出了相应的数学模型，根据该数学模型可进一步对蒙皮结构进行优化。本发明满足了变体飞行器变体机翼蒙皮既要求有大变形又能够承受气动载荷的要求，并可根据蒙皮结构两个不同方向的等效弹性模量和弯曲模量的数学分析模型，实现蒙皮结构在不同载荷工况下的设计优化，同时还具有结构健康监测和自适应变形能力，可以通过对蒙皮的形状和振动控制实现最佳的气动特性。

Description

一种用于变体机翼的蒙皮

技术领域

本发明涉及飞行器的蒙皮，尤其涉及一种用于变体机翼的蒙皮，属于飞行器设计技术领域。

背景技术

变体飞行器是近年来提出来的一种新型的飞行器，而变体机翼是变体飞行器中的重要研究内容，它是一种新型的飞行器机翼结构，是指飞行器机翼在翼展、面积、弦长等几何结构尺寸方面发生显著变化，使得飞行环境在大范围内(比如巡航、极高速飞行、快速俯冲、大攻角机动等)变化时，可以实现机翼外形和表面结构的重组，以适应监测到的飞行条件变化，获得最佳的气动和气弹特性。从上世纪80年代开始，美、英、德等国家相继开展了智能机翼、自适应机翼和变体机翼的研究，目前相关领域的一些关键技术已经在小型飞机中开展了技术验证的飞行试验，是未来先进飞行器的重要研究方向之

在机翼的连续变体过程中，机翼的蒙皮，一方面要具有足够的刚度和强度承受飞行器飞行过程中的气动载荷，另一方面在必须在机翼舷长方向具有很高的弹性，能够实现大变形，满足机翼前后缘上下偏转时产生的拉伸或压缩变形要求；因此研究既能承受载荷又能实现大变形的蒙皮结构是变体结构研究中的关键技术之一；针对变体机翼蒙皮结构的特点，很多学者对此提出了多种解决方案，鱼鳞叠片蒙皮结构是一种解决方案，通过采用鱼鳞样式的蒙皮结构实现蒙皮的大变形和承载，但无法保证蒙皮表面的连续性和光滑性，导致机翼的气动特性变差；哈尔滨工业大学研制的形状记忆聚合物(冷劲松，兰鑫等，形状记忆聚合物复合材料及其在空间可展开结构中的应用，宇航学报，2010年第4期)能够实现超大变形量，但承载能力有限；王晓宏等人(王晓宏，形状记忆合金驱动主动变形结构的设计与制作，哈尔滨工业大学硕士学位论文，2006年)制作了三角形结构的波纹板，并将形状记忆合金埋置其中实现了驱动弹性机翼蒙皮的变形；吴存利、段世慧等人(吴存利，段世慧，孙侠生.复合材料波纹板刚度工程计算方法及其在结构分析中的应用[J]航空学报，2008，(06))对正弦型结构的波纹板弹性材料进行了研究，分析了复合材料波纹板刚度工程计算方法及其在结构分析中的应用；TomohiroYokozeki和Shin-ichi Takeda等人(Mechanical Properties of Corrugated Composites forCandidate Materials of Flexible Wing Structures，www.elsevier.com/locate/compositesa:Part A 37(2006)1578-1586)提出以半圆弧加竖板形式的波纹板，通过理论预测和试验分析研究了以碳纤维为增强材料所制作的蒙皮的拉伸和弯曲力学性能，并且提出了这种结构弹性材料性能的增强方法。

发明内容

本发明的目的在于解决变体机翼蒙皮弦向要求大变形而展向需要承载能力强之间存在的矛盾，提供一种用于变体机翼的蒙皮，该蒙皮在机翼弦向刚度很小，能够实现大变形；而在机翼展向则具有极高的刚度，能够承受较大的弯曲载荷。

本发明采用以下技术方案实现上述目的：

一种用于变体机翼的蒙皮，由纤维增强复合材料制成，其横截面呈等腰梯形波纹结构。

采用上述等腰梯形波纹结构的变体机翼蒙皮，在沿着梯形波纹方向的力作用下，受到拉伸与压缩，该方向刚度很小，会产生很大变形；而在垂直于梯形波纹的方向，具有高于传统板结构的刚度，能够承受较大的弯曲载荷。从而可以有效解决变体机翼蒙皮弦向要求大变形而展向需要承载能力强之间存在的矛盾。

为了进一步保证机翼表面光滑程度以及气密性要求，可以在其外表面的等腰梯形波纹的波谷内填充弹性材料(如泡沫橡胶、硅胶等)，实现在不明显增加弦向刚度的条件下，保证机翼表面光滑的目的。

进一步地，可以在上述上述等腰梯形波纹结构的变体机翼蒙皮内，嵌入驱动器和传感器，从而实现对蒙皮结构监测和控制，从而获得最佳的气动性能。

本发明通过采用等腰梯形波纹结构，解决了变体机翼蒙皮弦向要求大变形而展向需要承载能力强之间存在的矛盾，并通过蒙皮内嵌的传感器和驱动器，实现对蒙皮结构的健康监测和形状控制，获得最佳的气动性能，还通过在蒙皮外表面填充弹性材料，保证了机翼表面的光滑。

附图说明

图1为本发明的等腰梯形波纹结构的其中一个波纹的横截面示意图，其中图a为单个波纹的横截面示意图，图b为单个波纹结构的1/4截面构型；

图2为具体实施方式中所述蒙皮的横截面示意图，其中1为正交编织玻璃纤维复合材料多层层和板，2为填充的硅胶。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：

本发明的用于变体机翼的蒙皮，由纤维增强复合材料制成，其横截面呈等腰梯形波纹结构，在其外表面的等腰梯形波纹的波谷内填充有弹性材料，其中一个波纹的横截面如附图1a所示。

在实际的设计中，往往需要根据设计指标对蒙皮的结构进行优化，本发明针对等腰梯形波纹结构在两个不同方向的等效弹性模量和弯曲模量进行了分析，建立了相应的数学分析模型，从而可以依据该数学模型进行具体结构的优化。该数学模型的构建原理如下：

针对等腰梯形波纹构型的蒙皮结构，假设波纹方向，即能产生大变形的方向为横向(T)，设定为坐标系的X轴，垂直于波纹方向能够承受较大弯曲载荷的方向为纵向(L)，设定为Y轴。如图1所示，其中图a为单个波纹结构的横截面视图，图b为单个波纹结构的1/4截面构型；

假设单个波纹的宽度为w_c，高度为h_c，梯形波纹板的厚度为t，为了便于公式的计算，定义横截面各参数l₁，l₂，l₃，l₄，h₁，h₂分别如图1a所示。假设构成该蒙皮的纤维增强复合材料的面内拉伸刚度为A₁₁，其抗弯刚度为D₁₁，计算梯形波纹结构构型的体积分，便可得到其纵向等效弹性模量E_LT为：

E_{LT} = \frac{{[{(l_{1} - l_{3})}^{2} + {h_{1}}^{2}]}^{1 / 2} + {[{(l_{2} - l_{4})}^{2} + {h_{2}}^{2}]}^{1 / 2} + l_{3} + l_{4}}{2 (l_{1} + l_{2}) h_{2}} A_{11} - - - (1)

假设该复合材料为正交各项异性的均质材料，通过计算半圆型构型的横截面惯性矩，便可获得其纵向等效的抗弯刚度为：

D_{LT} = (\frac{(l_{4} - l_{2}) {h_{2}}^{4}}{4 h_{2}} + \frac{l_{2} {h_{2}}^{3}}{3} - \frac{(l_{3} - l_{1}) {h_{1}}^{4}}{4 h_{1}} - \frac{l_{1} {h_{1}}^{3}}{3}) \frac{A_{11}}{h_{2} - h_{1}} - - - (2)

为了计算半圆型波纹结构横向等效的弹性模量和弯曲模量，取横截面的1/4(图1b中虚线部分)为研究对象，将其看作为弯曲的伯努利-欧拉梁，结构构型各参变量如图1b所示，其中h为1/4梯形截面的高度，l为1/4梯形截面的长度，b和a分别为1/4梯形截面的上底边和腰的长度，α为梯形腰与底边的夹角，根据几何原理可知：

h = \frac{h_{1} + h_{2}}{2},

l = \frac{l_{1} + l_{2}}{2},

b = \frac{l_{3} + l_{4}}{2},

a = \sqrt{{(l - b)}^{2} + h^{2}},

w_c＝4l，h_c＝2h+t，

α＝arcsin(h/a) (3)

设梁的末端在水平方向单独作用有集中力P，梁末端的水平位移为δ，根据卡氏定理，梁的总体变形能：

U = P^{2} (\frac{a^{3} \sin^{2} α}{6 D_{11}} + \frac{a \cos^{2} α}{2 A_{11}} + \frac{{bh}^{2}}{2 D_{11}} + \frac{b}{2 A_{11}}) - - - (4)

则梁的水平方向位移δ为：

δ = \frac{dU}{dP} = P (\frac{a^{3} \sin^{2} α}{3 D_{11}} + \frac{a \cos^{2} α}{A_{11}} + \frac{{bh}^{2}}{D_{11}} + \frac{b}{A_{11}}) - - - (5)

因此结构横向的弹性模量为：

E_{T} = \frac{w_{c} P}{4 δ h_{c}} = \frac{4 l}{4 (2 h + t) (\frac{a^{3} \sin^{2} α}{3 D_{11}} + \frac{a \cos^{2} α}{A_{11}} + \frac{{bh}^{2}}{D_{11}} + \frac{b}{A_{11}})} - - - (6)

梁的末端单独作用弯矩M时，变形能为：

U = \frac{M_{2} (a + b)}{2 D_{11}} - - - (7)

转角为：

ψ = \frac{dU}{dM} = \frac{M (a + b)}{D_{11}} - - - (8)

因此其横向等效弯曲模量为：

D_{T} = \frac{lM}{ψ} = \frac{l}{a + b} D_{11} - - - (9)

通过公式(1)(2)(6)(9)就可以得到理论的横向等效弹性模量E_T，横向等效弯曲模量D_T，纵向等效弹性模量E_LT和纵向等效弯曲模量D_LT。

根据上述数学模型即可进行等腰梯形波纹结构的参数优化设计，进行优化时，可依照实际设计要求的优化目标及相应的约束条件，并采用现有的各种优化算法。结构参数优化设计实施例如下：

优化目标：以等腰梯形结构各参数为优化变量，蒙皮结构重量W最小为目标，即：min W(h_c，α，D_T，E_T，D_LT，E_LT)

约束条件：在结构大变形方向为了使内部驱动***易于驱动，希望蒙皮的弹性模量E_t和弯曲模量D_t越小越好，但考虑到蒙皮在机翼弦向也要承受气动载荷，因此对E_t和D_t也有最小值要求；机翼的展向对蒙皮抗弯的能力要求很高故对E_LT和D_LT有最小值要求；其它参数A₁₁、D₁₁、t、w_c选定为常数。因此约束条件为公式10：

D_Tmin＜D_T＜D_Tmax

E_Tmin＜E_T＜E_Tmax

D_LT＞D_LTmin

E_LT＞E_LTmin

(10)

h_c＜h_cmax

α_min＜α＜α_max

依照上述优化目标及约束条件，并根据以下数学模型对结构参数进行优化，

E_{LT} = \frac{{[{(l_{1} - l_{3})}^{2} + {h_{1}}^{2}]}^{1 / 2} + {[{(l_{2} - l_{4})}^{2} + {h_{2}}^{2}]}^{1 / 2} + l_{3} + l_{4}}{2 (l_{1} + l_{2}) h_{2}} A_{11}

D_{LT} = (\frac{(l_{4} - l_{2}) {h_{2}}^{4}}{4 h_{2}} + \frac{l_{2} {h_{2}}^{3}}{3} - \frac{(l_{3} - l_{1}) {h_{1}}^{4}}{4 h_{1}} - \frac{l_{1} {h_{1}}^{3}}{3}) \frac{A_{11}}{h_{2} - h_{1}} - - - (11)

E_{T} = \frac{w_{c} P}{4 δ h_{c}} = \frac{4 l}{4 (2 h + t) (\frac{a^{3} \sin^{2} α}{3 D_{11}} + \frac{a \cos^{2} α}{A_{11}} + \frac{{bh}^{2}}{D_{11}} + \frac{b}{A_{11}})}

D_{T} = \frac{lM}{ψ} = \frac{l}{a + b} D_{11}

其中，E_LT为蒙皮的纵向等效弹性模量，D_LT为蒙皮的纵向等效弯曲模量，E_T为蒙皮的横向等效弹性模量，D_T为蒙皮的横向等效弯曲模量，A₁₁和D₁₁分别为构成该蒙皮的纤维增强复合材料的面内拉伸刚度和抗弯刚度，t为构成该蒙皮的纤维增强复合材料的厚度，l₁，l₂，l₃，l₄，h₁，h₂分别为梯形高度和宽度方向的多个截面参数，为1/4梯形截面的高度，

为1/4梯形截面的长度，

和分别为1/4梯形截面的上底边和腰的长度，α＝arcsin(h/a)为梯形腰与底边的夹角。

具体优化算法可采用遗传算法或神经网络优化方法，这样即可得到最优的蒙皮结构参数。当然，也可采用现有的各种其它优化算法。

本具体实施方式中，蒙皮采用正交编织玻璃纤维复合材料多层层和板，并经过热压固化制备而成。在蒙皮内嵌入有用于对蒙皮结构大变形进行控制的形状记忆合金(SMA)驱动器，用于蒙皮结构监测的传感器，以及用于对蒙皮结构局部的微小变形及振动进行控制的压电驱动器。所述传感器可以采用压电传感器、压电纤维传感器、应变传感器中的一种或多种，本具体实施方式中三种传感器均使用，分别对蒙皮结构的静态应变和动态振动响应进行监测。本具体实施方式中，压电驱动器并未采用常规的压电晶片，而是采用了压电纤维驱动器，压电纤维驱动器与机体复合材料结构实现完美的融合，既实现了对结构的驱动，又不会由于埋入结构中而影响结构的强度；此外，压电纤维驱动器的驱动电压可以高达1000伏以上，相对于压电晶体其驱动能力要大的多，而且纤维本身具有良好的弹性，可以适用于曲面结构的驱动。整个蒙皮的横截面如附图2所示，其中1为正交编织玻璃纤维复合材料多层层和板，2填充于蒙皮外表面的等腰梯形波纹的波谷内的弹性硅胶。

本发明满足了变体飞行器变体机翼蒙皮既要求有大变形又能够承受气动载荷的要求，并可根据蒙皮结构两个不同方向的等效弹性模量和弯曲模量的数学分析模型，实现蒙皮结构在不同载荷工况下的设计优化，同时还具有结构健康监测和自适应变形能力，可以通过对蒙皮的形状和振动控制实现最佳的气动特性。