一种满足机翼及翼舵应力协调的中空骨架结构

技术领域

本发明属于航空航天航海制造技术领域。

背景技术

新型的高超音速飞行器，包括高超声速导弹、空天飞机等都面临严酷的服役环境，其中热障和大机动等对机翼/舵翼产生了极大的影响。包括热障引起的机翼/舵翼热量分布不均，从而使机翼/舵翼整体产生了热应力，具体说前端温度高膨胀大，远端热量小膨胀小，整体热膨胀不均匀；其次外层高温热膨胀，而内层由于隔热层会导致热膨胀较小，因此机翼/舵翼的不同位置尤其是内外层会产生极大的热应力差。同时，因为飞行器飞行过程中机翼/舵翼是飞行器的主要升力部件，其外表面有着由升力引起的大应力，尤其是远端和弹体/机体连接处所受应力最大，而内层结构没有直接受到升力的影响，最终导致内外层应力差较大。

目前由于减重和防隔热等综合要求，机翼/舵翼内层多数是空心结构，为了防隔热等，还多填充柔性的隔热材料，主流方法采用点阵结构直柱式结构加强、蜂窝式结构加强、波纹式多层板结构加强，然而这些结构都难以实现热应力和升力引起应力的内部结构设计协调，从而导致热/升力应力较大是内部加强连接结构开裂失效，从而引发事故。因此，迫切需要一种更加先进的应力协调结构。

发明内容

本发明要解决现有机翼及舵翼加强结构难以实现热应力和升力引起应力的内部结构协调，从而导致热/升力应力较大使得内部加强连接结构开裂失效的问题，进而提供一种满足机翼及翼舵应力协调的中空骨架结构。

一种满足机翼及翼舵应力协调的中空骨架结构，机翼或翼舵的中空骨架结构内设置连接承力柱、变形承力柱及过渡承力柱；

多个连接承力柱设置于机翼或舵翼与机体或弹体连接处的一端，并垂直设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个连接承力柱沿机翼或舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设连接承力柱纵列中行数为n1，n1≥2，且n1为偶数；

多个变形承力柱设置于机翼或舵翼远端，并倾斜设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个变形承力柱沿机翼或舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设变形承力柱纵列中行数为n2，n2＝n1；

多个过渡承力柱设置于连接承力柱与变形承力柱之间，并垂直或倾斜设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个过渡承力柱沿机翼或舵翼的宽度方向呈k纵列排布，k≥1，设过渡承力柱纵列中行数为n3，n3＝n1；

所述的连接承力柱、变形承力柱及过渡承力柱两端均穿过机翼或舵翼内层金属板，并与机翼或舵翼外层金属板连接。

本发明的有益效果是：

本发明提供了一种机翼及翼舵中空骨架结构应力协调设计，通过对原有的点阵直柱式结构加以改进优化，综合多种倾斜角度、多种间距的混合柱形成复合结构设计，不同位置的柱状骨架满足不同功能需求，同时将不同组元合理的一体化结构。

本发明中空骨架结构可以满足在机翼或舵翼受到不均匀应力时，其内外层或上下层的应力协调与变形协调，从而有效保证机翼或舵翼的整体结构稳定性，大幅降低在飞行过程中应力引起的架构失效情况；同时可以较好的满足骨架在整体结构的强度和刚度，保持较优异的整体性能。

本发明中空骨架结构提供了充足的空间填充柔性的隔热材料，可以有效的实现了机翼或舵翼外层与内层高温之间的完全隔绝，降低机翼或舵翼内层的服役温度环境。

附图说明

图1为对比实验现有舵翼点阵结构直柱式中空骨架的结构示意图；

图2为对比实验现有舵翼点阵结构直柱式中空骨架结构力学模拟结果示意图，(a)为舵翼上表面受力示意图，(b)为舵翼内部骨架受力示意图；

图3为本发明满足机翼及翼舵应力协调的中空骨架结构的剖视图；

图4为本发明连接承力柱、变形承力柱、过渡承力柱与机翼及舵翼的位置关系俯视示意图；

图5为实施例一满足翼舵应力协调的中空骨架结构的剖视图；

图6为实施例一满足翼舵应力协调的中空骨架结构的力学模拟结果示意图，(a)为舵翼上表面受力示意图，(b)为舵翼内部骨架受力示意图；

图7为实施例一满足翼舵应力协调的中空骨架结构的热学模拟结果示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图3至4具体说明，本实施方式的一种满足机翼及翼舵应力协调的中空骨架结构，机翼或翼舵的中空骨架结构内设置连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱；

多个连接承力柱1设置于机翼或舵翼与机体或弹体连接处的一端，并垂直设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个连接承力柱1沿机翼或舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设连接承力柱1纵列中行数为n1，n1≥2，且n1为偶数；

多个变形承力柱设置于机翼或舵翼远端，并倾斜设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个变形承力柱沿机翼或舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设变形承力柱纵列中行数为n2，n2＝n1；

多个过渡承力柱设置于连接承力柱1与变形承力柱之间，并垂直或倾斜设置于机翼或舵翼中空骨架结构下表面，且多个过渡承力柱沿机翼或舵翼的宽度方向呈k纵列排布，k≥1，设过渡承力柱纵列中行数为n3，n3＝n1；

所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱两端均穿过机翼或舵翼内层金属板，并与机翼或舵翼外层金属板连接。

本具体实施方式连接承力柱1主要作用为加强机翼或舵翼与机体或弹体连接，平衡机翼或舵翼上下层的应力差。

本具体实施方式变形承力柱2主要作用为加强机翼或舵翼最远端大变形差导致的内外层应力不均匀，平衡机翼或舵翼内外层的应力差。

本具体实施方式过渡承力柱3为连接承力柱1与变形承力柱2之间的所有列支柱，其数量由机翼或舵翼的尺寸与服役条件决定，可能为一列，也可能为两列或更多列。每一纵列过渡承力柱3沿柱长度的中心位于同一直线C上。越靠近连接承力柱1的过渡承力柱3越接近于直柱。每列过渡承力柱3的倾斜角度θ3和θ4可根据列数和机翼或舵翼的服役条件设置等差数列，或其他有规律的数列。

本具体实施方式为混合直柱斜柱的密排点阵结构。

本具体实施方式相同类型结构适用于机翼及整机结构设计。

本具体实施方式的有益效果是：

本具体实施方式提供了一种机翼及翼舵中空骨架结构应力协调设计，通过对原有的点阵直柱式结构加以改进优化，综合多种倾斜角度、多种间距的混合柱形成复合结构设计，不同位置的柱状骨架满足不同功能需求，同时将不同组元合理的一体化结构。

本具体实施方式中空骨架结构可以满足在机翼或舵翼受到不均匀应力时，其内外层或上下层的应力协调与变形协调，从而有效保证机翼或舵翼的整体结构稳定性，大幅降低在飞行过程中应力引起的架构失效情况；同时可以较好的满足骨架在整体结构的强度和刚度，保持较优异的整体性能。

本具体实施方式中空骨架结构提供了充足的空间填充柔性的隔热材料，可以有效的实现了机翼或舵翼外层与内层高温之间的完全隔绝，降低机翼或舵翼内层的服役温度环境。

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱截面均为圆形，设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱的直径均为d，设机翼或舵翼的长度为D，d为0.05％～1％的D。其它与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二之一不同的是：设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱的轴心线与机翼或舵翼沿长度方向设置的侧面间距为L1，设机翼或舵翼的宽为M，L1＝(0.05～0.2)M；设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱轴心线的行间距均为L2，L2＝(0.05～0.2)M。其它与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：一纵列连接承力柱1端部截面中心位于同一直线A上，设直线A与机体或弹体连接处的距离为L3，L3＝(0.05～0.1)D。其它与具体实施方式一至三相同。

具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：一纵列变形承力柱由第一变形承力柱21与第二变形承力柱22组成，所述的第一变形承力柱21与第二变形承力柱22在纵列中交叉排布，设第一变形承力柱21与机翼或舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ1，第二变形承力柱22与机翼或舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ2，θ1为40°～60°，θ2＝180°-θ1。其它与具体实施方式一至四相同。

具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：一纵列变形承力柱沿柱长度的中心位于同一直线B上，设直线B与机翼及舵翼最远端的距离为L4，L4＝(0.1～0.2)D。其它与具体实施方式一至五相同。

具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是：k纵列过渡承力柱由第一过渡承力柱31与第二过渡承力柱32组成，所述的第一过渡承力柱31与第二过渡承力柱32位于相邻两行并在纵列中交叉排布，设第一过渡承力柱31与机翼或舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ3，第二过渡承力柱32与机翼或舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ4，θ1<θ3<90°，θ4＝180°-θ3；每一纵列过渡承力柱沿柱长度的中心位于同一直线C上。其它与具体实施方式一至六相同。

具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是：沿机翼或舵翼远端到机体或弹体连接处一端，连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱相邻纵列间距梯度减小，相邻纵列过渡承力柱的θ3梯度增大，θ4梯度减小。其它与具体实施方式一至七相同。

具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是：直线B与直线C的间距、相邻纵列直线C的间距及直线C与直线A的间距为0.05D～0.5D。其它与具体实施方式一至八相同。

具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同的是：所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱高温服役的热环境小于750℃。其它与具体实施方式一至九相同。

采用以下实施例验证本发明的有益效果：

实施例一，以某大型飞行器舵翼构件为例，骨架支柱(连接承力柱、变形承力柱及过渡承力柱)的材质为Ti

一种满足翼舵应力协调的中空骨架结构，翼舵的中空骨架结构内设置连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱；

多个连接承力柱1设置于舵翼与机体或弹体连接处的一端，并垂直设置于舵翼中空骨架结构下表面，且多个连接承力柱1沿舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设连接承力柱1纵列中行数为n1，n1＝8；

多个变形承力柱设置于舵翼远端，并倾斜设置于舵翼中空骨架结构下表面，且多个变形承力柱沿舵翼的宽度方向呈一纵列排布，设变形承力柱纵列中行数为n2，n2＝n1＝8；

多个过渡承力柱设置于连接承力柱1与变形承力柱之间，并倾斜设置于舵翼中空骨架结构下表面，且多个过渡承力柱沿舵翼的宽度方向呈k纵列排布，k＝4，设过渡承力柱纵列中行数为n3，n3＝n1＝8；

所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱两端均穿过舵翼内层金属板，并与舵翼外层金属板连接。

所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱截面均为圆形，设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱的直径均为d，d＝5mm，设舵翼的长为D，D＝1000mm，d为0.5％的D。

设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱的轴心线与舵翼沿长度方向设置的侧面间距为L1，设舵翼的宽为M，M＝600mm，L1＝100mm；设连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱轴心线的行间距均为L2，L2＝50mm。

一纵列连接承力柱1端部截面中心位于同一直线A上，设直线A与机体或弹体连接处的距离为L3，L3＝50mm＝0.05D。

一纵列变形承力柱由第一变形承力柱21与第二变形承力柱22组成，所述的第一变形承力柱21与第二变形承力柱22在纵列中交叉排布，设第一变形承力柱21与舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ1，第二变形承力柱22与舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ2，θ1为45°，θ2为135°。

一纵列变形承力柱沿柱长度的中心位于同一直线B上，设直线B与舵翼最远端的距离为L4，L4＝100mm＝0.1D。

k纵列过渡承力柱由第一过渡承力柱与第二过渡承力柱组成，沿舵翼远端到机体或弹体连接处一端，具体为第一纵列的第一过渡承力柱314与第一纵列的第二过渡承力柱324、第二纵列的第一过渡承力柱313与第二纵列的第二过渡承力柱323、第三纵列的第一过渡承力柱312与第三纵列的第二过渡承力柱322、第四纵列的第一过渡承力柱311与第四纵列的第二过渡承力柱321；所述的第一过渡承力柱与第二过渡承力柱位于相邻两行并在纵列中交叉排布，设第一过渡承力柱与舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ34、θ33、θ32及θ31，第二过渡承力柱与舵翼中空骨架结构下表面之间的倾斜角为θ44、θ43、θ42及θ41，沿舵翼远端到机体或弹体连接处一端，相邻纵列过渡承力柱的θ34、θ33、θ32及θ31梯度增大，θ44、θ43、θ42及θ41梯度减小，具体为θ34、θ33、θ32及θ31依次为55°、65°、75°及85°，具体为θ44、θ43、θ42及θ41依次为125°、115°、105°及95°；每一纵列过渡承力柱沿柱长度的中心位于同一直线C上。

沿舵翼远端到机体或弹体连接处一端，连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱相邻纵列间距梯度减小，具体为直线B与直线C的间距、相邻纵列直线C的3个间距、直线C与直线A的间距依次为270mm、220mm、170mm、120mm及70mm；

所述的连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱高温服役的热环境为650℃。

对比实验：结合图1具体说明，本对比实验与实施例一不同的是：将连接承力柱1、变形承力柱及过渡承力柱替换为6×8的等间距点阵排布的直柱，列间距为80mm，行间距为110mm，对称垂直分布在舵翼中空骨架结构下表面上。其它与实施例一相同。

在对比实验及实施例一舵翼最远端施加应力载荷，其模拟结果如图2及6所示：

图2为对比实验现有舵翼点阵结构直柱式中空骨架结构力学模拟结果示意图，(a)为舵翼上表面受力示意图，(b)为舵翼内部骨架受力示意图；由图可知，该种骨架在靠近弹体/机体连接处、舵翼最远端出现较为严重的应力集中现象，这会成为飞机舵翼的失稳的重要隐患之一。

图6为实施例一满足翼舵应力协调的中空骨架结构的力学模拟结果示意图，(a)为舵翼上表面受力示意图，(b)为舵翼内部骨架受力示意图；由图可知，该种骨架在靠近弹体/机体连接处、舵翼最远端的应力集中现象得到显著改进。

图7为实施例一满足翼舵应力协调的中空骨架结构的热学模拟结果示意图；由图可知，在650℃的服役环境下，内层中空结构的燃油温度低于120℃，低于正常飞行器的最高油温，说明该结构具备优越的隔热性能。

实施例一翼舵中空骨架结构应力协调设计，综合多种倾斜角度、多种间距的混合柱，形成复合结构设计。不同位置的柱状骨架满足不同位置的应力协调需求，同时预留充足空间填充隔热材料，实现在热环境和应力环境引起舵翼变形时的内外层或上下层的应力协调，降低架构失效情况。所制备的多功能舵翼可以满足轻量化、贮油、耐高温、隔热等特性的需求。