CN110920861A - 一种机翼柔性蒙皮结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种机翼柔性蒙皮结构及机翼，其中机翼柔性蒙皮结构包括多条翼缘以及周期性排列在所述翼缘之间的手征单元；所述手征单元关于结构中心对称，包括四个结构子单元，其中每个结构子单元包括：圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带；所述第一圆弧状韧带的第一端和第二圆弧状韧带的第一端均与所述圆环相切，所述第一圆弧状韧带的第二端与相邻结构子单元的第一圆弧状韧带的第二端相接，所述第二圆弧状韧带的第二端与外侧的翼缘连接。本发明的机翼柔性蒙皮结构不仅可以满足大变形的要求，而且保证了结构的刚度要求。

Description

一种机翼柔性蒙皮结构
技术领域
本发明涉及结构设计领域，尤其涉及一种机翼柔性蒙皮结构及机翼。
背景技术
飞行器在飞行过程中，机翼蒙皮需要随着机翼骨架发生大尺度的展缩，同时需要有足够的刚度抵抗气动载荷。传统的飞行器机翼主要采用二类蒙皮。第一类是柔性大的橡胶类材料，橡胶蒙皮的气密性好，可发生大尺度变形，其承载主要靠机翼内部结构实现。第二类则是采用分片式可移动的传统硬蒙皮，其承载性好，可发生大变形，满足了机翼承载和变形的要求。
橡胶类蒙皮结构主要采用蜂窝复合材料结构和硅橡胶蒙皮相结合的形式。但是由于橡胶蒙皮承受气动载荷的能力有限，所以机翼的整体承载能力并不高。分片式可移动传统硬蒙皮虽然满足了机翼承载和变形需求，但是却无法满足机翼表面光滑、连续和整体气密性等要求，使变形机翼气动效率没有达到最佳。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于，针对现有橡胶类、分片类等蒙皮结构的整体承载能力不高、变形不均匀等缺陷，提供了一种特定手征单元结构的机翼柔性蒙皮结构及机翼。
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种机翼柔性蒙皮结构，包括多条翼缘以及周期性排列在所述翼缘之间的手征单元；所述手征单元关于结构中心对称，包括四个结构子单元，其中每个结构子单元包括：圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带；所述第一圆弧状韧带的第一端和第二圆弧状韧带的第一端均与所述圆环相切，所述第一圆弧状韧带的第二端与相邻结构子单元的第一圆弧状韧带的第二端相接，所述第二圆弧状韧带的第二端与外侧的翼缘连接。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的圆心轴位于同一水平面上，且等距离设置；所述第一圆弧状韧带的圆心轴位于手征单元的竖直对称面上，所述第二圆弧状韧带的圆心轴位于所述翼缘外侧。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述机翼柔性蒙皮结构的厚度为18-20mm。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述手征单元满足以下尺寸关系：
Figure BDA0002293366500000021
其中R为第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的半径，dc为所述圆环的内径，W1为两条翼缘外侧的间距，δ1为圆环的壁厚，E1为第一常量，取值范围为0-1mm。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的壁厚δ1相等，且满足：
δ1＝2*δ2；
其中δ2为翼缘的壁厚。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述手征单元的高度H为：
H＝2*(2R+E2)；
其中E2为第二常量，取值范围为1-1.5mm。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的半径均为9.25mm，所述圆环的内径为3.5mm，两条翼缘外侧的间距为25mm，所述手征单元的高度为40mm，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的圆心轴距离该手征单元的水平对称面的距离均为10mm，且第二圆弧状韧带的圆心轴距离翼缘外侧的距离为0.5mm。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述翼缘的壁厚为0.5mm，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的壁厚为1.0mm。
在根据本发明所述的机翼柔性蒙皮结构中，优选地，所述机翼柔性蒙皮结构由形状记忆合金材料制成。
本发明还提供了一种机翼，包括如前所述的机翼柔性蒙皮结构。
实施本发明的机翼柔性蒙皮结构及机翼，具有以下有益效果：本发明的机翼柔性蒙皮结构在四韧带手征结构单元的基础上进行了优化，通过删除部分韧带去除掉结构的负泊松比性质，保证机翼柔性蒙皮结构在变形过程中气动外形完整；同时通过均匀曲率和增加大弧度韧带数目，来提高结构的可延展能力，减少应力应变集中，不仅满足大变形的要求，而且保证了结构的刚度要求。
附图说明
图1为根据本发明优选实施例的机翼柔性蒙皮结构的立体结构图；
图2为根据本发明优选实施例的机翼柔性蒙皮结构的手征单元平面示意图；
图3a和3b分别为现有技术中第一种三韧带手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图；
图4a和4b分别为现有技术中第二种三韧带手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图；
图5a和5b分别为现有技术中四韧带反手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图；
图6为根据本发明初步设计的手征单元的平面示意图；
图7a-7c为根据本发明优化设计的手征单元的平面示意图；
图8为根据本发明的优选实施例的机翼柔性蒙皮结构的手征单元尺寸示意图；
图9为本发明的机翼柔性蒙皮结构的拉伸测试图；
图10为本发明的机翼柔性蒙皮结构的抗压测试图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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的一部分实施例，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的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。
请参阅图1和图2，分别为根据本发明优选实施例的机翼柔性蒙皮结构的立体结构图及手征单元平面示意图。如图1所示，该实施例提供的包括多条翼缘2以及周期性排列在翼缘2之间的手征单元1。优选地，多条翼缘2平行且等距离设置。如图2的截面图所示，手征单元1关于结构中心对称，包括沿水平中心线相互对称以及沿竖直中心线相互对称的四个结构子单元，如图2中左上结构子单元、右上结构子单元、左下结构子单元和右下结构子单元。其中每个结构子单元包括：圆环11、第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13。第一圆弧状韧带12的第一端和第二圆弧状韧带13的第一端均与圆环11相切。优选地，两者与圆环11的切点分别位于圆环11的内侧和外侧，呈180°分布。本发明中以图2中手征单元1的竖直中心线为内侧，以翼缘为外侧。第一圆弧状韧带12的第二端与相邻结构子单元的第一圆弧状韧带12的第二端相接构成圆弧角为180°的半圆环。第二圆弧状韧带13的第二端与外侧的翼缘1连接。
优选地，圆环11的圆心轴o1、第一圆弧状韧带12的圆心轴o2和第二圆弧状韧带13的圆心轴o3位于同一水平面上，且等距离设置。并且第一圆弧状韧带11的圆心轴o1位于手征单元的竖直对称面上，也就是说图2截图中第一圆弧状韧带11的圆心轴o1位于竖直中心线上，第二圆弧状韧带12的圆心轴o2位于翼缘外侧。
下面对本发明的机翼柔性蒙皮结构的设计原理进行详述。
形状记忆合金可以承受大变形量，保证机翼柔性蒙皮结构可以承受足够的面内变形。手征结构采用圆环节点旋转、韧带弯曲的原理来增加结构的变形量，减少应力集中，使其具有在有限材料应变下抵抗大变形的能力。机翼柔性蒙皮结构在设计过程中不仅要考虑蒙皮结构的大变形可发生性，同时还需要考虑机翼变形后要维持结构外部基本气动外形不变，因此结构需要进行零泊松比设计。
请参阅图3a和3b，分别为现有技术中第一种三韧带手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图。图4a和4b，分别为现有技术中第二种三韧带手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图。图5a和5b，分别为现有技术中四韧带反手征结构在拉伸变形前后的平面示意图以及立体图。这三种不同的手征结构在发生20％的拉伸变形后，第一种三韧带手征结构和第二种三韧带手征结构和四韧带反手征结构的最大材料应变为54.81％、6.34％、15.07％。第一种三韧带手征结构因为材料应变过大明显不适用于结构设计，分析单元变形后发现第二种三韧带手征结构有明显的应力集中现象，因此本发明将机翼柔性蒙皮结构的基本单元形式确定为材料应变小且应力相对均匀的四韧带反手征结构，并以此为基础进行单元结构的优化。
如图6所示，为根据本发明初步设计的手征单元的平面示意图。如图6所示，本发明在原四韧带反手征结构的基础上进行了两步设计：
S1、弯曲韧带，增加结构承受大变形的能力；
S2、删除部分韧带，去除掉结构的负泊松比性质，保证机翼柔性蒙皮结构在变形过程中气动外形完整。
如图7a-7c所示，为根据本发明优化设计的手征单元的平面示意图。在通过上述步骤S1-S2的初步设计后可以得到图7a的手征单元，但其存在应力不均匀的问题，本发明通过均匀韧带曲率来解决应力不均匀的问题，获得了图7b的手征单元结构。经测量，图7b的结构存在应变超标的问题，其最大材料应变达到2.21％，因此本发明增加大弧度韧带数目，获得了图7c所示的手征单元结构。
本发明在获得上述手征单元结构的基础上还优化了手征单元的相对密度，对单元进行轻量化设计。优选地，相对密度小于20％。
本方案相对密度的计算公式为
Figure BDA0002293366500000062
本方案为
Figure BDA0002293366500000063
本发明在该机翼柔性蒙皮结构的基础上，通过大量试验及经验总结对各尺寸参数进行了优化。
请参阅图8，为根据本发明的优选实施例的机翼柔性蒙皮结构的手征单元尺寸示意图。在本发明的一些优选实施例中，手征单元满足以下尺寸关系：
Figure BDA0002293366500000061
其中R为第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的半径，dc为所述圆环11的内径，W1为两条翼缘外侧的间距，δ1为圆环11的壁厚，E1为第一常量。E1的取值范围为0-1mm。
经过多组实验数据表明，满足上述尺寸关系的机翼柔性蒙皮结构的拉伸变形为20％左右，并且材料应变小于1％，具有承受大变形的能力，延展性好，材料应变小的特点，并且未发生应力集中现象。
更优选地，圆环11、第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的壁厚δ1相等，且满足：
δ1＝2*δ2；
其中δ2为翼缘的壁厚。
更优选地，该手征单元的高度H为：
H＝2*(2R+E2)；
其中E2为第二常量，取值范围为1-1.5mm。
在一个具体的实施例中，其中第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的半径R均为9.25mm，该半径R是指从圆心到圆弧状韧带的外缘，包含圆弧状韧带的壁厚。圆环11的内径dc为3.5mm，该内径是指内部直径。两条相邻翼缘外侧的间距W1为25mm，手征单元的高度H为40mm。圆环11、第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的圆心轴距离该手征单元的水平对称面的距离均为10mm，且第二圆弧状韧带13的圆心轴o3距离翼缘外侧的距离为0.5mm。即图8平面图中圆环11、第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的圆心距离水平中心线的距离均为10mm，第二圆弧状韧带13的圆心距离翼缘外侧的距离为0.5mm。优选地，机翼柔性蒙皮结构的整体结构厚度(即垂直图8方向的厚度)为18-20mm，在本实施例中为20mm。
更优选地，翼缘2的壁厚δ2为0.5mm，圆环11、第一圆弧状韧带12和第二圆弧状韧带13的壁厚δ1为1.0mm。图8给定的单元尺寸中，相对密度
Figure BDA0002293366500000071
为18.89％。
本发明对该具体尺寸的机翼柔性蒙皮结构进行拉伸测试和抗压刚度测试。请参阅图9和图10，分别为本发明的机翼柔性蒙皮结构的拉伸测试图及抗压测试图。图9中LE代表真实材料应变值，图10中U代表挠度。拉伸测试中将机翼柔性蒙皮结构左端固定，在右端施加20％的位移载荷。抗压刚度测试中将机翼柔性蒙皮结构左右两端固定，在面外(垂直纸面)施加0.08MPa的均布载荷。
测试结果：如图9中LE代表真实材料应变值，机翼柔性蒙皮结构在承受20％的面内变形后，其最大材料应变为6.989E-03，变形均匀。同时，图10所示，机翼柔性蒙皮结构在0.08MPa的面外均布荷载作用下，其最大挠度达到2.677mm，发生在蒙皮结构中间位置，达到结构在面外载荷作用下不压溃的基本条件，在气动载荷下可以具有足够的刚度。
此外，本发明还对各个尺寸参数的机翼柔性蒙皮结构的性能进行了测试，如表格1所示，单位(mm)。
表格1
Figure BDA0002293366500000081
本发明的机翼柔性蒙皮结构可以采用形状记忆合金通过3D打印的方式制作。该形状记忆合金包括但不限于TiNi合金。
本发明还提供了一种机翼，可以采用如前所述的机翼柔性蒙皮结构。本领域基础技术人员可以根据实际工程应用来调整本发明中机翼柔性蒙皮结构的尺寸，例如可按比例缩放。
综上所述，本发明对四韧带反手征结构单元进行优化，提出一种新型的手征单元结构。将手征单元结构进行两步改进：删除部分韧带，去除掉结构的负泊松比性质，保证机翼柔性蒙皮结构在变形过程中气动外形完整；均匀曲率和增加大弧度韧带数目，来提高结构的可延展能力，减少应力应变集中。本发明的手征单元结构主要由中心圆环和多条韧带构成。在外部载荷作用下，圆环会发生旋转，此时与圆环相连的多条韧带会发生变形，结构中的圆环和韧带为结构设计增加了额外的设计参数，因此手征单元结构多用于结构承载轻量化、抗冲击等领域。
因此，本发明给出的机翼柔性蒙皮结构，采用手征单元结构周期排列的方式即可得到，结构简单，方便对结构进行优化改进。该机翼柔性蒙皮结构具有承受大变形的能力，延展性好，材料应变小，未发生应力集中现象。并且机翼柔性蒙皮结构满足机翼结构在变形过程中的气动外形完整性要求，在气动载荷下可以具有足够的刚度。
最后应说明的是：以上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精神和范围。

Claims (10)

1.一种机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，包括多条翼缘以及周期性排列在所述翼缘之间的手征单元；所述手征单元关于结构中心对称，包括四个结构子单元，其中每个结构子单元包括：圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带；所述第一圆弧状韧带的第一端和第二圆弧状韧带的第一端均与所述圆环相切，所述第一圆弧状韧带的第二端与相邻结构子单元的第一圆弧状韧带的第二端相接，所述第二圆弧状韧带的第二端与外侧的翼缘连接。
2.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的圆心轴位于同一水平面上，且等距离设置；所述第一圆弧状韧带的圆心轴位于手征单元的竖直对称面上，所述第二圆弧状韧带的圆心轴位于所述翼缘外侧。
3.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述机翼柔性蒙皮结构的厚度为18-20mm。
4.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述手征单元满足以下尺寸关系：
Figure FDA0002293366490000011
其中R为第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的半径，dc为所述圆环的内径，W1为两条翼缘外侧的间距，δ1为圆环的壁厚，E1为第一常量，取值范围为0-1mm。
5.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的壁厚δ1相等，且满足：
δ1＝2*δ2；
其中δ2为翼缘的壁厚。
6.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述手征单元的高度H为：
H＝2*(2R+E2)；
其中E2为第二常量，取值范围为1-1.5mm。
7.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的半径均为9.25mm，所述圆环的内径为3.5mm，两条翼缘外侧的间距为25mm，所述手征单元的高度为40mm，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的圆心轴距离该手征单元的水平对称面的距离均为10mm，且第二圆弧状韧带的圆心轴距离翼缘外侧的距离为0.5mm。
8.根据权利要求7所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述翼缘的壁厚为0.5mm，所述圆环、第一圆弧状韧带和第二圆弧状韧带的壁厚为1.0mm。
9.根据权利要求1所述的机翼柔性蒙皮结构，其特征在于，所述机翼柔性蒙皮结构由形状记忆合金材料制成。
10.一种机翼，其特征在于，包括权利要求1-9中任一项所述的机翼柔性蒙皮结构。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101513931A (zh) * 2009-03-27 2009-08-26 哈尔滨工业大学 一种可变形的机翼
US7802759B2 (en) * 2004-12-16 2010-09-28 Japan Aerospace Exploration Agency Aircraft wing, aircraft wing composite material, and method of manufacture thereof
CN102582822A (zh) * 2009-03-27 2012-07-18 哈尔滨工业大学 一种可实现翼展方向和弦长方向变形的机翼
CN102745324A (zh) * 2012-07-07 2012-10-24 西北工业大学 一种柔性蒙皮
US8402805B2 (en) * 2008-07-12 2013-03-26 The Boeing Company Method and apparatus for forming a corrugated web having a continuously varying shape
CN205440843U (zh) * 2016-03-09 2016-08-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种柔性蒙皮柔性骨架
CN105864332A (zh) * 2016-05-16 2016-08-17 南京航空航天大学 一种用于柔性蒙皮的金属弹簧
EP2863072B1 (en) * 2013-10-15 2017-08-23 Airbus Operations GmbH System for mounting of components
CN108045553A (zh) * 2017-11-29 2018-05-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种可变弯度机翼后缘
CN109625237A (zh) * 2018-12-02 2019-04-16 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种网状柔性结构及飞机

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7802759B2 (en) * 2004-12-16 2010-09-28 Japan Aerospace Exploration Agency Aircraft wing, aircraft wing composite material, and method of manufacture thereof
US8402805B2 (en) * 2008-07-12 2013-03-26 The Boeing Company Method and apparatus for forming a corrugated web having a continuously varying shape
CN101513931A (zh) * 2009-03-27 2009-08-26 哈尔滨工业大学 一种可变形的机翼
CN102582822A (zh) * 2009-03-27 2012-07-18 哈尔滨工业大学 一种可实现翼展方向和弦长方向变形的机翼
CN102745324A (zh) * 2012-07-07 2012-10-24 西北工业大学 一种柔性蒙皮
EP2863072B1 (en) * 2013-10-15 2017-08-23 Airbus Operations GmbH System for mounting of components
CN205440843U (zh) * 2016-03-09 2016-08-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种柔性蒙皮柔性骨架
CN105864332A (zh) * 2016-05-16 2016-08-17 南京航空航天大学 一种用于柔性蒙皮的金属弹簧
CN108045553A (zh) * 2017-11-29 2018-05-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种可变弯度机翼后缘
CN109625237A (zh) * 2018-12-02 2019-04-16 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种网状柔性结构及飞机

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
倪迎鸽，杨宇: "自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术", 《航空工程进展》 *
纪斌，金栋平: "柔性伸缩蒙皮支撑结构的多目标拓扑优化", 《计算力学学报》 *

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Publication number Publication date
CN110920861B (zh) 2021-04-27

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