[發明專利]一種提高柔性機翼后緣結構抗扭剛度的結構

有效

• 申請號: 202010102170.6
• 申請日: 2020-02-19
• 公開（公告）號: CN111268092B
• 公開（公告）日: 2023-01-06
• 發明（設計）人: 周麗;夏佳輝;邱濤
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64C3/50
• 分類號: B64C3/50
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 王慧穎

本發明公開了一種提高柔性機翼后緣結構抗扭剛度的結構，屬于變體飛機結構設計領域，本發明的柔性機翼后緣結構由支撐板、腹板、后端維形體、類蜂窩抗扭結構、柔性蒙皮和分布式驅動裝置構成。其中支撐板是機翼不變形結構與后緣柔性結構的連接結構，通過支撐板支撐整個柔性機翼的后緣；腹板支撐柔性蒙皮并且支撐分布式驅動裝置；類蜂窩抗扭結構將支撐板、各腹板和后端維形體相繼連接起來；柔性蒙皮連接在相鄰的腹板之間，分布式驅動裝置連接在相鄰的腹板之間，其連接于柔性蒙皮；利用腹板支撐柔性蒙皮以及分布式驅動裝置，且采用類蜂窩抗扭結構，解決了機翼可變形后緣部分抗扭剛度不足的問題，提高柔性機翼后緣結構的抗扭能力。

技術領域

本發明屬于變體飛機結構設計領域，涉及一種柔性機翼后緣結構，具體是一種提高柔性機翼后緣結構抗扭剛度的結構。

背景技術

變體飛機可以改變外形布局，在不同的飛行環境和飛行任務中保持最優氣動性能。其中后緣變彎度機翼可以延緩機翼表面氣動分離，提高升阻比，改善不同飛行要求下飛機的氣動效率。柔性機翼后緣如需獲得較大的變形，則通常采用柔性蒙皮，此時結構剛獨特性和承載能力會發生很大的變化。蒙皮承受的彎曲載荷改由驅動器承擔后，抵抗剪切和扭轉的能力大幅度降低。于是有很多設計方案在結構中增加了芯板，來承受后緣上的剪力和扭矩。芯板的結構效率低，且給機翼帶來了較大的重量增加。

發明內容

本發明針對現有技術中存在的問題，針對機翼可變形后緣部分抗扭剛度不足的問題，本發明提供了一種新的結構設計方法，利用腹板支撐柔性蒙皮以及分布式驅動裝置，且采用類蜂窩抗扭結構，提高柔性機翼后緣結構的抗扭能力。

本發明是這樣實現的：

一種提高柔性機翼后緣結構抗扭剛度的結構，其結構包括機翼不變形結構以及后緣柔性結構，所述的機翼不變形結構以及后緣柔性結構之間通過支撐板連接；所述的后緣柔性結構包括縱向排布的若干組腹板，所述的相鄰腹板之間的頂端均設置有分布式驅動裝置，所述的分布式驅動裝置外側覆蓋柔性蒙皮，分布式驅動裝置驅動柔性蒙皮沿弦向伸長或者壓縮實現后緣柔性結構的向上或向下偏轉；所述的支撐板以及腹板之間，以及若干組腹板之間通過類蜂窩抗扭結構將其相繼連接起來，所述的類蜂窩抗扭結構由薄板折疊成三角形網格，折疊線方向與翼展方向平行。本發明中通過類蜂窩抗扭結構的網格的形狀、網格密度和類蜂窩壁板的厚度改變結構的抗扭剛度。先假定后緣結構中平面有一個抗剪板，以抵抗機翼后緣所承受氣動載荷，所需抗剪板的厚度，將抗剪板的材料總量做成類蜂窩結構，優化類蜂窩網格形狀和尺寸，確定網格的壁板厚度及形狀參數。

進一步，所述的柔性蒙皮連接在相鄰的腹板之間，通過腹板支撐柔性蒙皮，并且通過腹板支撐分布式驅動裝置。采用類蜂窩結構提高柔性后緣的抗扭能力，用順展向的腹板支撐柔性蒙皮。

進一步，所述的支撐板在上下翼面的位置有T形緣條，T形緣條沿弦向的前面與機翼蒙皮相連，T形緣條的后面與柔性蒙皮相連，在分布式驅動裝置的驅動下，后緣柔性結構向上或向下改變彎度。柔性蒙皮具有一定的面外剛度，沿翼展方向不變形，沿弦向變形。

進一步，所述的腹板在上下翼面位置設置有T形緣條，T形緣條的橫邊連接柔性蒙皮，T形緣條的立邊連接分布式驅動裝置。

進一步，所述的后緣柔性結構還包括末端連接的后端維形體。

進一步，所述的分布式驅動裝置采用纖維增強的密封柔性腔體。

進一步，所述的類蜂窩抗扭結構中的三角形網格的三角形邊長相等或者不相等。

本發明與現有技術的有益效果在于：

本發明采用類蜂窩結構和腹板組成的柔性機翼后緣的承載結構，腹板作為柔性蒙皮的支撐和驅動器的安裝支撐結構，類蜂窩結構用來抵抗剪力和扭矩，彎曲載荷由柔性蒙皮和分布式驅動裝置來平衡，解決了機翼可變形后緣部分抗扭剛度不足的缺陷，提高柔性機翼后緣結構的抗扭能力；