[發明專利]一種柔性機翼后緣結構及柔性機翼后緣結構設計方法

有效

• 申請號: 201711332839.5
• 申請日: 2017-12-13
• 公開（公告）號: CN108090273B
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發明（設計）人: 楊宇;張盛
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/17;G06F30/28
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉麗萍

本發明公開了一種柔性機翼后緣結構及柔性機翼后緣結構設計方法。所述柔性機翼后緣結構包括后梁、平直彎曲梁、剛性三角翼梢、柔性蒙皮，填充蜂窩，第一驅動器以及第二驅動器；其中，所述后梁、柔性蒙皮以及所述剛性三角翼稍合圍，形成容納空間；所述平直彎曲梁設置在所述容納空間內并將所述容納空間分割成第一空間以及第二空間；所述第一驅動器設置在所述第一空間內；第二驅動器設置在所述第二空間內；填充蜂窩設置在所述第一空間以及第二空間內。本申請的柔性機翼后緣結構重量輕、構型簡單，滿足機翼后緣結構產生連續柔性變形和質量輕的需求，從而達到替代剛性襟、副翼的目的。

技術領域

本發明涉及機翼技術領域，特別是涉及一種柔性機翼后緣結構及柔性機翼后緣結構設計方法。

背景技術

傳統機翼設計僅以單一飛行條件下(巡航)的氣動效率作為設計的目標，只能在巡航時保持較高的氣動效率，而且分離式襟、副翼縫隙的存在不僅僅降低了機翼的氣動效率，還在縫隙間尖銳結構與空氣摩擦從而產生噪聲問題。

現有技術的柔性機翼顫振模型均采用機械式剛性鉸鏈傳動來實現機翼外輪廓柔性變形，但是內部機械結構及傳動結構大大增加了結構重量，較笨重且可靠性低，不易于在飛機機翼結構設計上使用。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發明內容

本發明的目的在于提供一種柔性機翼后緣結構來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

為實現上述目的，本發明提供一種柔性機翼后緣結構，所述柔性機翼后緣結構包括后梁、平直彎曲梁、剛性三角翼梢、柔性蒙皮，填充蜂窩，第一驅動器以及第二驅動器；其中，

所述后梁、柔性蒙皮以及所述剛性三角翼稍合圍，形成容納空間；

所述平直彎曲梁設置在所述容納空間內并將所述容納空間分割成第一空間以及第二空間；

所述第一驅動器設置在所述第一空間內；

所述第二驅動器設置在所述第二空間內；

所述填充蜂窩設置在所述第一空間以及第二空間內。

優選地，所述后梁與平直彎曲梁相連接，平直彎曲梁與剛性三角翼梢連接；

所述柔性蒙皮包括上表面柔性蒙皮和下表面柔性蒙皮，上表面柔性蒙皮的一端與后梁相連接，下表面柔性蒙皮的第一端與后梁相連接；

上表面柔性蒙皮的另一端與剛性三角翼梢連接；下表面柔性蒙皮的另一端與剛性三角翼梢連接；

所述第一驅動器的一端與后梁相連接；所述第二驅動器的一端與后梁相連接；

所述第一驅動器的另一端與剛性三角翼梢連接；第二驅動器的另一端與剛性三角翼梢連接。

優選地，所述柔性蒙皮采用高彈性的柔性橡膠材料。

本申請還提供了一種柔性機翼后緣結構設計方法，所述柔性機翼后緣結構設計方法包括如下步驟：

步驟1：確定機翼后緣結構的最優變形歷程；

步驟2：根據機翼后緣結構變形確定主承載結構機翼后緣平直彎曲梁的變形目標函數，建立有限元模型并根據目標函數優化確定后緣平直彎曲梁結構，同時確定飛機不同飛行狀態下的平直彎曲梁所承受的載荷；

步驟3：制備機翼后緣結構平直彎曲梁，并對其進行測試，確定其變形狀態是否滿足要求，并驗證其承載能力；若不滿足要求，重新根據測試結果更改有限元模型并重新進行所述步驟2，并重新制備并測試，直至最終滿足要求；

步驟4：根據平直彎曲梁所受載荷及變形確定驅動器載荷及變形要求，以此制作機動肌肉構型驅動器；