一种飞机试验模型的柔性机翼的制作方法

本发明涉及飞机模型设计领域，尤其涉及一种飞行试验模型的柔性机翼。

背景技术：

飞机设计工艺中，通常需要设计缩比模型或无人机来进行试验。通过对机翼(包括水平安定面、垂直安定面)的气动外形、刚度特性、质量特性的验证，设计人员能够确认所设计的飞机飞行试验模型的动力学特性和气动弹性特性是否满足相应的设计要求。

采用与民机相似的常规布局的无人机，根据使用用途，其机翼一般采用大刚度设计，采用复合材料制造。该类型的无人机无法进行飞机气动弹性技术的试飞研究。

对于颤振风洞试验模型机翼而言，高速颤振风洞试验模型由于试验动压大，相应的模型刚度也大，同时模型的强度要求也很高，一般模型机翼采用整体实心结构来实现刚度模拟并保证足够强度。该类型机翼具有较大质量，并且在试验中无法维持稳定的机翼维形。低速颤振风洞试验模型一般采用金属单梁模拟刚度，模型机翼采用多段木质肋框架并外敷上纸质或薄膜蒙皮来模拟气动外形，木质肋框各段间分隔开以使维形框段不提供额外的附加刚度。由于低速颤振风洞试验的动压小，对翼面的定常气动力要求低，机翼也不需要提供足以支撑全机重量的稳定升力，所以整体的维形结构要求低。

对于机翼而言，一方面，其需要满足良好的刚度，保证机翼在各种工况下保持飞机机翼维形构造；另一方面，机翼还需要具备一定的柔性，并保持密封性以满足气动力要求。现有的机翼模型难以同时满足这两个彼此矛盾的要求。

技术实现要素：

针对根据现有技术的飞机试验模型的机翼的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种飞机飞行试验模型的柔性机翼，其在满足机翼刚度的要求下，还能实现维持飞机机翼维形的目的。

该目的通过本发明以下形式的柔性机翼来实现。该柔性机翼包括主梁和多个翼框。其中所述主梁被设计成能够满足预定的刚度参数和强度水平要求。所述多个翼框固定在所述主梁上，并且所述多个翼框能够相互搭接在一起，从而形成所述柔性机翼的外围翼面；

其中，当所述多个翼框固定在所述主梁上时，多个所述翼框的搭接面之间能够填充软质材料，使得所述多个翼框之间能够在表面未变形的情况下发生相对弯曲。

由于翼框被固定在能够提供刚度要求的主梁上，机翼的刚度得以保证。同时，各个翼框的搭接面之间是通过软质材料连接，这种错层搭接的结构使得各个翼框在主梁承受较大载荷而发生弯曲时能够随着主梁发生线性变形而不增加额外附加刚度，并且，在该情况下，各个翼框的壁面不会因为主梁的弯曲而使自身受挤压或拉伸而变形，每个翼框能够保持原有的维形构造，飞机机翼在此情况下能够保持良好的维形结构和密封性。

根据本发明的一种优选实施方式，所述翼框包括在所述延伸方向上的第一端和与所述第一端相对的第二端，其中所述第一端设有台阶部，所述第二端设有延伸部，当相邻的所述翼框搭接在一起时，其中一个的翼框的所述台阶部和相邻的翼框的所述延伸部接合形成用于容纳所述软质材料的空间。该类型的翼框具有结构简单，易于制造的特点。

根据本发明的一种优选实施方式，所述翼框包括翼形支撑肋和维形壁板。其中多个所述翼框的翼形支撑肋沿所述柔性机翼的延伸方向彼此间隔预定距离地固定在所述主梁上。所述维形壁板通过所述翼形支撑肋固定在所述主梁上。根据该类型的机翼，维形壁板为各个翼框提供连接结构并构造机翼的翼面形状，而翼形支撑肋为翼面提供刚性支撑。

根据本发明的一种优选实施方式，所述维形壁板的主体部分的端部朝向所述飞机机翼的内侧弯折形成所述台阶部。

根据本发明的一种优选实施方式，所述延伸部形成构成所述飞机机翼的翼面的一部分。

根据本发明的一种优选实施方式，所述维形壁板包括上下对称的两块翼板，并且两块所述翼板中的每一个的在一个端部设有所述台阶部，并且在与所述一个端部相对的另一个端部设有所述延伸部。

根据本发明的一种优选实施方式，所述台阶部的周向长度小于所述翼板的所述一个端部的周向长度。

根据本发明的一种优选实施方式，所述延伸部的周向长度小于所述翼板的所述另一个端部的周向长度。

根据本发明的一种优选实施方式，当多个所述翼框彼此搭接时，相邻的所述翼框之间未设有所述台阶部或延伸部的空间能够填充所述软质材料。

根据本发明的一种优选实施方式，每个维形壁板由一个所述翼形支撑肋支撑，并且所述翼形支撑肋位于所述维形壁板的纵向中心位置处。

根据本发明的一种优选实施方式，所述软质材料为高密度海绵或软质橡胶。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

根据以上各实施方式，本发明的柔性机翼具备下述优点：

1.组成机翼的各翼框之间通过软质材料而柔性连接，因此在主梁提供了整体刚度要求的情况下，各翼框在主梁发生线性变形的情况下不会增加额外附加刚度，保持机翼的维形结构。

2.各翼框的搭接面之间的软质材料封闭各翼框间的间隙，又能保证柔性机翼整体翼形的密封性，确保柔性机翼飞行中框段间的气动力不会发生破坏或损失。

3.根据本发明的机翼具有结构形式简单，易于制造，充分满足飞行试验模型柔性机翼的刚度模拟、质量模拟、准确和稳定的升力的需求。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是根据本发明的优选实施方式的柔性机翼的侧向示意图；

图2是图1的柔性机翼的透视图，其中该图未示出主梁；

图3是图1、2的翼框的结构示意图；

图4是翼板的连接结构示意图。

附图标记说明：

柔性机翼：100；主梁：110；

翼框：120；翼形支撑肋：122；

维形壁板：124；台阶部：125；

延伸部：126；容纳软质材料的空间：s；

翼板：124a、124b。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

本文中，“维形”是指满足飞机飞行性能的机翼外形。

参见图1-2，其示出了根据本发明的优选实施方式的柔性机翼100，其中，为了方便展示机翼100内部的主梁110等，图1、2未示出柔性机翼100的所有翼框120；图2右侧的翼形支撑肋122被以立体、透视性的方式示出。如图1、2所示，柔性机翼100包括主梁110和多个翼框120。其中主梁110被设计成能够满足预定的刚度参数和强度水平要求，以此满足飞机各种飞行要求。一般地，主梁110可以采用金属(例如铝制金属)材料机加工或者复合材料铺层固化的方式形成。

多个翼框120固定在主梁110上，并能够相互搭接在一起，从而形成柔性机翼100的外围翼面。当多个翼框120固定在主梁110上时，多个翼框120的搭接面126、127之间能够填充软质材料。主梁110弯曲变形并带动固定其上的各个翼框120移动时，相邻的翼框120之间发生相对弯曲。由于各翼框120之间的搭接面是通过软质材料间接接触，各翼框120发生相对弯曲而导致搭接面的挤压是由软质材料来吸收的，这可以使得多个翼框120之间在表面未变形的情况下发生相对弯曲。软质材料优选高密度海绵或软质橡胶，该类软质材料的最大压缩量达到70％以上。

各个翼框120优选地被设置成具有不同的长度。其中，距离飞机机身的翼框120可具有相对较大长度，而远离机身的翼框120被设置成具有较小的长度。

进一步参见图1-2，并结合图3，根据一种实施方式，翼框120包括翼形支撑肋122和维形壁板124。其中多个翼框120的翼形支撑肋122为环形的支撑构件。多个翼形支撑肋122沿柔性机翼100的延伸方向彼此间隔预定距离地固定在主梁110上，其可以采用本领域的常规设置，在此不再赘述。维形壁板124通过翼形支撑肋122刚性固定在主梁110上。维形壁板124可采用复合材料铺层固化工艺或者3d打印的增材制造工艺制成。维形壁板124不会对柔性机翼100整体刚度产生影响，但其本身的刚度水平能够维持在合适的范围内。

翼框120包括在延伸方向上的第一端和与第一端相对的第二端，其中维形壁板124在第一端由主体部分的端部朝向飞机机翼100的内侧弯折形成台阶部125。在维形壁板124的第二端沿机翼100延伸方向笔直向外延伸而形成延伸部126。该延伸部126形成构成飞机机翼100的翼面的一部分。各翼框120之间的搭接面127位于台阶部125、延伸部126上。

参见图4，其示出了两个维形壁板124搭接在一起时的结构示意图。当相邻的翼框120搭接在一起时，其中一个的翼框120的台阶部125和相邻的翼框120的延伸部126接合形成用于容纳软质材料的空间s。

台阶部125的凹陷深度可根据每个翼框120的延伸长度、机翼100试验所需承受的最大载荷、翼框宽度和高度等确定。一般地，向内侧凹陷的最小深度不低于3cm，根据机翼翼展长度和当地翼型的高度决定，以便提供足够厚度的软质材料，保证各翼框120之间的相对弯折程度能够与相应位置的主梁110的弯曲程度相同。

优选地，台阶部125的搭接面127的不同位置距离维形壁板124的主体部分的距离(也即凹陷深度)被设置成不同。具体而言，在对应于机翼100厚度方向的上端点以及下端点的位置处，台阶部125具有最大的深度。台阶部125的凹陷深度在最大深度处沿维形壁板124的周向逐渐减小，并在机翼100上下对称面位置处(也即上侧翼124a和下侧翼板124b对接的位置)取得最小值。

优选地，参见图2，每个维形壁板124通过一个位于其纵向(机翼100延伸方向)上的中心位置的翼形支撑肋122来支撑。在一个维形壁板124上设置多个翼形支撑肋122的情况下，当不同位置的主梁110的变形量不同时，主梁110不同位置的变形会同步通过翼形支撑肋122转移到相应位置的维形壁板124上，使得维形壁板124在该位置区域因此被弯折或拉伸，无法保持机翼100的维形构造。本发明设计的单个翼形支撑肋122支撑单个维形壁板124的方案，主梁110的变形不会迫使各个翼框120发生变形。将翼形支撑肋122设置在维形壁板124的纵向中心位置则可以保证在主梁110出现任何弯曲情况下，相邻的翼框124之间不会过大的相对位移量。

参见图3，维形壁板124可由上下对称的两块翼板124a、124b组成。两块翼板124a、124b中的每一个的在一个端部设有台阶部125，并且在与一个端部相对的另一个端部设有延伸部126。在图3的实施方式中，每个翼板124a、124b的左端(即机翼100远离飞机本体的一端)为台阶部125，右端为延伸部126，事实上，124a、124b的左端也可以是延伸部126，右端是台阶部125。此外，图3的上侧翼板124a和下侧翼板124b的台阶部125所在端部可以不同。例如，下侧翼板124b的台阶部125和延伸部126的位置可以互换。

台阶部125的周向长度小于翼板124a、124b的一个端部的周向长度。类似的，延伸部126的周向长度小于翼板124a、124b的另一个端部的周向长度。当多个翼框120彼此搭接时，相邻的翼框120之间未设有台阶部125或延伸部126的空间128能够填充软质材料。对于机翼100而言，其承受的外界压力在于空气对其施加朝上的力，因此，机翼100的主要变形方式在于朝上或朝下地弯折。此外，飞机在飞行前进方向还要受到空气、扰流等影响而在飞行方向朝前或向后弯折。设置上述形式的台阶部125、延伸部126则利于机翼100在飞行方向所限定的平面随主梁110发生线性变形而不改变机翼100的维形。

由于翼框120被固定在能够提供刚度要求的主梁110上，机翼100的刚度得以保证。同时，各个翼框120的搭接面126、127之间是通过软质材料连接，在主梁110承受较大载荷而发生弯曲时，固定在主梁110上的各个翼框120能够随着主梁110发生线性变形，并且，在该情况下，各个翼框120的壁面之间因为主梁110的弯曲而随着发生挤压或拉伸而变形，飞机机翼100在此情况下能够保持良好的维形结构。根据本发明的柔性机翼100，各翼框120之间的“笋壳”式错层设计，并在错层间填充软质材料的结构能够较好地满足机翼100的刚度和密封要求。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。