三角机翼结构

三角机翼结构（精选6篇）

三角机翼结构 篇1

三角翼的相对厚度较小,但由于根部翼弦较长,使得机翼根部的绝对厚度较大,能够获得较大的空间用于放置燃油或起落架。在其他条件相同的情况下,同其他平面形状的机翼相比,三角翼还有重量上的优势,并且刚度大,因此不易产生气动弹性现象,亦具有更高的生存力(特别是多梁三角翼)。正是由于这些优点[1,2,3],三角翼被广泛应用在超音速飞行器上,如F16轻型战斗机,美航天飞机轨道器和空天飞行器X—37B等。

本文针对某超音速飞机的小展弦比三角翼,设计了两种不同结构型式———带平行翼梁的梁式三角翼结构和带内撑梁的梁式三角翼结构,并用有限元方法分析比较了两种结构型式的受力特点,通过比较来选择更合适于该超音速飞机三角翼的结构型式。

1 某飞行器三角机翼结构方案的初步选取

与直机翼和后掠翼一样,三角翼也有梁式和整体式结构受力型式,但它们还有自己的结构特点[1]。

典型的三角翼结构型式有:带平行翼梁的梁式三角翼、等百分比布置的多梁式三角翼、带辅助翼梁的单块式三角翼、带内撑梁的梁式三角翼等[1]。其中带平行翼梁的梁式三角翼在超音速飞行器上采用的较多,“协和”号超音速客机和美国航天飞机等机翼结构都是采用这种结构型式的三角翼。带内撑梁的梁式三角翼结构也比较常用,国产战斗机J7飞机机翼就采用这种结构型式。

某超音速飞机是一架高空高速飞机,采用带边条的小展弦比三角翼,下单翼布局,主起落架布置在机翼内。根据该飞机的特点和三角翼结构型式的特点,初步选取两种机翼结构方案,即带平行翼梁的梁式三角翼(见图1)和带内撑梁的梁式三角翼(见图2)。

2 机翼结构方案设计

根据某飞行器的设计要求和特点设计了两种三角翼结构方案[4],方案一是带平行翼梁的梁式三角翼,方案二是带内撑梁的梁式三角翼。

2.1 机翼结构方案一

带平行翼梁的梁式三角翼结构方案如图3所示,其主要受力构件包括:翼梁、前墙、侧肋、蒙皮等。沿机翼纵向布置5根梁(1—5#翼梁),翼梁与机身中央翼相连;在机翼前缘布置了一转折的墙,便于连接机翼前缘结构。沿机翼弦向布置若干翼肋,其中侧边肋主要承受扭矩引起的剪切载荷,所以不需要有厚缘条。除加强肋以外,其余翼肋可以是没有腹板的缘条式翼肋或者翼肋腹板很薄。蒙皮承受扭矩,并且由于作用于蒙皮上的剪流值比较小,蒙皮较薄。机翼根部由垂直于飞机对称面的多根梁所构成,这些翼梁形成多个封闭的剖面传递扭矩;在2#梁、3#梁和加强翼肋之间布置有主起落架舱,主起落架连接在3#梁上。

已有的资料表明,在其他条件相同的情况下,带平行翼梁的梁式三角翼的机翼重量小于其他结构受力型式三角翼,因为机翼上的载荷从短梁以最短路径传向机翼机身连接接头,同时普通肋也可以不带腹板。但是,在这种结构受力型式的机翼中,梁缘条沿长度方向的外形是曲面,造成生产工艺上的复杂。另外,多梁式机翼要在机身里布置翼梁段,这给总体布局带来了困难。如果利用加强框来代替翼梁段,又会大大增加飞机的重量,故需要在机身上布置中央翼。

2.2 机翼结构方案二

带内撑梁的梁式三角翼结构方案如图4所示,其主要受力部件包括:翼梁、前墙、翼肋、蒙皮等。沿机翼的纵向布置了三根翼梁,分别是内撑梁、前梁、后梁。垂直于飞机对称轴线的内撑梁以较短的路径将载荷传递到机翼固定接头上,内撑梁可使较长的前梁卸载。在机翼前缘布置了前墙,便于连接机翼前缘结构;前梁和内撑梁形成的三角区域,用来布置起落架舱,并且没有侧边加强肋,起落架机轮可以收在机身内。

3 两种三角机翼结构方案受力特性分析

依据航空组合结构有限元建模的标准建立了上述两种三角机翼结构方案的有限元模型,采用有限元分析方法对两种结构方案进行有限元静强度分析[5,6]。计算工况为18 000 m,1.4马赫,机翼迎角3°。

有限元前处理和后处理采用MSC.Patran,求解器采用MSC.Nastran。结构模型和有限元模型采用统一的坐标系———机体坐标系。

3.1 带平行翼梁的梁式三角翼结构受力分析

带平行翼梁的梁式三角翼结构方案的有限元模型如图5所示,静强度分析的应力云图如图6所示,位移云图如图7所示。

根据以上有限元分析可知,该机翼结构最大应力发生在3#梁处,为196 MPa,按照2 024铝合金的屈服极限得出,安全系数为1.4。最大位移发生在翼尖,为108 mm。

3.2 带内撑梁的梁式三角翼结构受力分析

带内撑梁的梁式三角翼结构有限元模型如图8所示,静强度分析的应力云图9所示,位移云图如图10所示。

根据以上有限元分析可知,该机翼结构最大应力发生在前梁与机身连接处,为198 MPa,按照2 024铝合金的屈服极限得出,安全系数为1.4。最大位移发生在机翼前缘与机身连接处,为121 mm。

3.3 两种三角翼结构的分析结果比较

对两种不同设计方案,其有限元分析结果对比如表1所示。两种结构方案均满足静强度和静刚度要求,但是带平行翼梁的梁式三角翼结构应力分布更加合理,刚度特性也比带内撑梁的梁式三角翼结构更好,生存力更高,并且重量上带平行翼梁的梁式三角翼结构比带内撑梁的梁式三角翼结构轻46.42 kg。由此可以得出,该飞机机翼结构采用带平行翼梁的梁式三角翼结构比较合理。

4 结论

不同的结构型式有各自的受力特性,不同的三角机翼飞行器根据设计要求选取合适的机翼结构型式。带平行翼梁的梁式三角翼结构型式简单,传力路径短,受力特性好,重量也轻,比较适合于能布置中央翼飞机的三角机翼。

摘要：针对某超音速飞机的三角翼,设计了带平行翼梁的梁式三角翼结构和带内撑梁的梁式三角翼结构两种方案;分析了三角翼两种结构方案的受力特点,并采用有限元方法对比分析了两种结构方案的强度和刚度特点。通过分析和比较得出了带平行翼梁的梁式三角翼结构受力特性更好,更适合于能够布置中央翼的三角翼飞机。

关键词：三角机翼结构,结构方案,有限元分析

参考文献

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[6]曾建江,李卫国,高庆.基于有限元网格变形的飞机外形曲面修改.南京航空航天学报,2008;40(4):534—538

拉涨蜂窝结构用于自适应机翼 篇2

一种用埋在飞机结构元件中的压电驱动器及其他传感器来实现形状改变的拉涨蜂窝已经问世, 这种蜂窝可实现自适应机翼的轻量化、高效弯曲。这种材料具有负泊松比, 表明在伸长时, 其截面反而变宽。被埋入的传感器可执行健康监控, 蜂格尺寸可以与接收信号的波长匹配, 因而结构可以反射、吸收甚至透过雷达波。此计划有10个单位参加, 包括布里斯托尔大学、马耳他大学、埃克塞特大学、Frauenhoffer和Technion研究所。该计划始于2005年。

三角机翼结构 篇3

传统的飞机翼肋结构优化设计主要依靠设计人员以往的设计经验给出若干种设计方案, 然后通过强度的校核从中选出较好的设计方案。可见, 传统的结构优化设计方法实际是一种经验优化设计方法。经验优化设计方法缺乏对设计对象的全面理论分析和严谨的优化理论, 具有很大的局限性。

现今, 飞机翼肋结构设计在提高有效载荷, 满足刚度、强度等性能要求的前提下, 尽可能的追求结构的轻量化。鉴于Optistruct在国内外航空结构设计上的成功应用, 本文以Hyperworks软件平台, 采用尺寸优化设计的方法对某型飞机的翼肋结构进行优化设计。

2飞机翼肋结构简介

翼肋是在机翼翼弦方向对蒙皮外形具有支撑作用的结构, 使得机翼受力后不发生明显变形, 并可传递或分布翼身载荷。典型的翼肋结构是由连接板、腹板、上缘条、下缘条4个单元所组成的部件, 如图1所示。

3飞机翼肋有限元分析

飞机翼肋的缘条通过铆钉与蒙皮连接, 腹板与缘条通过铆钉连接。本文将翼肋缘条简化为杆元, 翼肋腹板简化为剪切板元。以翼肋腹板作为设计区域, 其余的部分是非设计区域, 在Hypermesh中建立有限元模型。

3.1定义材料属性。腹板材料选用各向同性材料Aluminum2024-T3-t2, 材料密度2768kg/m3;泊松比0.33;弹性模量72395MPa;屈服强度289MPa;剪切强度268Mpa;拉伸强度434Mpa。

3.2施加载荷并设定边界条件。在工作过程中, 蒙皮将气动载荷传递给翼肋, 使翼肋缘条受垂直均布载荷0.5Mpa;连接板上的螺栓孔设置为固支;腹板上的减轻孔只有垂直于腹板方向的平动自由度和绕该方向旋转的旋转自由度;腹板的体积分数<0.3。

3.3划分有限元网格。为了确保计算的准确性, 提高计算的精确度, 需将模型划分为高质量的网格单元。根据腹板模型结构特征, 运用基于单元尺寸创建混合网格的方法对腹板模型进行了细致的划分, 将腹板划分为2980个网格单元。

4创建优化模型

优化设计三要素为目标函数、设计变量、约束条件。在飞机翼肋结构的优化设计过程中, 以结构重量最小化为目标;腹板单元的厚度为设计变量;腹板体积分数<0.3作为约束条件。从而得到飞机翼肋结构优化设计的数学模型如下:

M (x) 是腹板的质量函数;hi为腹板的厚度值, hU和hL是其上、下限;Vhi是腹板的体积分数。

5优化结果分析

结构优化前, 首先运用RADIOSS面板对腹板结构的进行静力分析, 得到如图2所示的应力云图, 可以清晰识别腹板结构的受力响应情况, 腹板在连接处的受力响应最为明显。

运用Optistruct面板对腹板结构进行优化设计, 得到如图3所示的腹板结构优化效果图, 形象的反映了腹板结构优化后的厚度分布图。腹板结构在优化前重量为1.768kg, 优化后为1.144kg, 在满足刚强度要求的前提下减重了35%, 实现了结构轻量化的目标。

6结论

本文借助Hyperworks尺寸优化设计方法, 得到飞机翼肋腹板结构的优化效果图, 确定了腹板结构在受载情况下的最佳厚度分布, 实现了结构减重的目标, 优化效果明显, 这种优化方法提高了产品研发效率, 缩短产品研发的周期, 对于其他飞机零件的结构优化设计具有借鉴价值。

参考文献

[1]牛春匀 (美) 著.冯振宇, 程小全, 张纪奎译.实用飞机结构应力分析及尺寸设计[M].北京:航空工业出版社, 2009.

机翼前缘结构抗鸟撞分析研究 篇4

随着经济的快速发展, 民用飞机越来越多, 随之产生的鸟撞问题也日益严重。美国交通部、农业部及联邦航空局 (FAA) 1990年—2008年的统计资料表明[1], 从1990年到2008年之间, 美国民用飞机统计到的鸟撞事件共发生89727起, 造成经济损失约3.5亿美元。可见, 鸟撞已经对飞行安全构成了很大的威胁, 并带来了巨大的经济损失。近年来, 鸟撞问题得到了各方面的高度重视。

飞机在飞行过程中迎风面容易受到鸟体撞击, 例如发动机、雷达罩、风挡、机翼前缘、尾翼等。这些结构中常设有油路系统等重要设施, 一旦遭到破坏, 飞机的安全性能就得不到保障。因此, 这些部件在满足空气动力学设计要求外, 还必须满足抗鸟撞强度要求。单纯增加结构强度可以提高结构的抗鸟撞能力, 但势必会增加结构重量, 影响飞机性能, 增加成本。基于这个原因, 飞机抗鸟撞能力往往通过使用新型材料、设计新型结构来满足。

飞机机翼前缘和后缘常设置有增升装置[2], 主要目的是为了提高飞机气动性能, 减小大迎角下的失速速度, 尤其在飞机的起飞和着陆阶段。前缘增升装置包括:固定缝翼、下垂前缘、可操纵前伸缝翼、克鲁格襟翼以及少量的前缘局部弯曲。飞机飞行阶段遭受的鸟体撞击一般发生在飞机的迎风面, 因此缝翼、机翼前缘等结构都是容易发生鸟撞的部位。针对机翼前缘的抗鸟撞问题, 已经有学者做了一些研究。McCARTHY M A[3], 张永康、李玉龙[4], 万小朋、龚伦、赵美英、侯赤等[5], 研究了前缘的抗鸟撞性能;Rueda1F., BeltránF.等研究了EF—2000战斗机的缝翼抗鸟撞性能[6], 但仅仅对缝翼在鸟撞过程中的行为进行了定性分析, 并没有进行定量分析和改进。可见, 飞机缝翼抗鸟撞设计的研究尚不够深入。

本文以机翼前缘缝翼结构为分析对象, 首先应用大型商用有限元分析软件PAM—CRASH评估了原结构的抗鸟撞能力, 了解机翼前缘缝翼结构各部件在抗鸟撞中所起的作用, 对于我国的大型飞机抗鸟撞设计将有参考价值。

1计算模型

1.1鸟体及结构的几何模型

图1为本文拟进行分析的缝翼结构的一段, 可以看到, 缝翼结构由前后蒙皮、肋、梁以及部分角材等连接件构成。其中, 计算中将前蒙皮看做均匀体, 取1.6mm;肋厚度为1.02mm;梁的厚度为1.8mm。

鸟体采用两端半球状、长径比为2:1的实心圆柱体来模拟, 重量为1.8kg[7], 密度为900kg/m 3, 由此可以确定圆柱即两端半球体的直径为115mm。

1.2材料参数

本文中鸟体冲击速度取150 m/s, 采用SPH鸟体模型, 其本构关系如下:

${\rm P}={\rm P}{}_0+B\left(\left(\frac{\rho }{\rho {}_0}\right){}^{\gamma }-1\right)$ (1)

对正撞击, B=1.12×108 Pa, γ=6.77;在90°和45°范围内撞击时, B=1.28×108 Pa, γ=7.98。本文中取B=1.28×108 Pa, γ=7.98。

缝翼的材料为铝合金2024, 本文计算中采用Johnson-Cook屈服模型, 本构关系如下:

$\sigma =\left[A+B\epsilon {}^n\right]\left[1+C\text{l}\text{n}\frac{\dot{\epsilon }}{\dot{\epsilon }{}_0}\right]\left[1—\left(\frac{{\rm T}—{\rm T}{}_r}{{\rm T}{}_{melt}—{\rm T}{}_r}\right){}^m\right](2)$

各参数值如表1所示。

材料的失效方式为最大等效应变失效, 即当ε≥εf时认为材料发生失效, 单元被删除, 本文中取εf=0.19。

缝翼模型的连接部分采用了铆钉连接, 在有限元模型中用PAM—CRASH中用PLINK来模拟, 并认为铆钉的失效是剪切、拉伸的耦合的作用, 其失效判据如下:

$\left(\frac{{\rm N}}{5100}\right){}^{1.5}+\left(\frac{{\rm T}}{3200}\right){}^{2.1}=1$ (3)

式 (3) 中, N为拉力, T为剪力, 当左式≥1时, 认为铆钉发生失效, 反之认为铆钉正常工作。

2有限元模型

2.1SPH方法

SPH (Smoothed Particle Hydrodynamics) 的全称是光滑粒子流体动力学, 它是在流体力学计算领域相对新型的方法, 它的理论基础来源于粒子方法。这种方法由于没有网格, 因此不会发生界面变形大所引起的计算溢出问题。而且, 对流体的分离和合体这样拓扑学的复杂变化也不需要特殊的计算手段[8]。鸟撞问题一般呈现如下特点[9]: (1) 瞬时冲击载荷、 (2) 柔性撞击、 (3) 大变形、 (4) 材料非线性。正因为鸟撞具有以上特点, 所以有限元模拟中网格容易出现畸变, 导致计算无法进行的情况。而SPH具有无需网格, 抗扭曲变形强的特点, 克服了有限元网格变形过大无法计算的问题, 在鸟撞问题的数值模拟中用来模拟鸟体是非常合适的。

2.2网格划分及边界条件处理

考虑鸟体以150 m/s的速度冲击缝翼前蒙皮中心, 鸟体速度方向为飞机航向反方向, 与缝翼夹角为飞机的后掠角α。模型中鸟体采用SPH粒子来模拟, 本文中鸟体被离散为5 440个粒子;缝翼结构采用使用减缩积分的四节点壳单元S4R, 共划分82 076个壳单元。整个模型共有686个PLINK单元。图2为有限元模型。

边界条件设置在前蒙皮的上下两边缘, 约束了6个方向的自由度。

3结果及讨论

鸟体以150 m/s的速度冲击缝翼结构, 前蒙皮未被穿透, 但发生了很大的塑性变形, 下面就缝翼模型冲击过程中的响应进行分析。

图3给出了鸟体动能随时间变化曲线。鸟体初始动能为20 000 J, 冲击结束时鸟体的动能为4 320 J, 速度为69.3 m/s。鸟体冲击分为两个阶段, 第一阶段为从冲击开始到3 ms左右, 这一阶段为鸟体撞击阶段, 鸟体动能迅速衰减;第二阶段为鸟体沿蒙皮滑行阶段, 这一阶段鸟体沿蒙皮向翼梢方向滑行, 最后, 鸟体从沿翼梢方向贴着缝翼结构前蒙皮滑出, 此时鸟体还具有一定的速度。由于鸟体飞出结构时, 方向已经偏离初始冲击方向, 不会对系统进行二次冲击。

鸟体冲击过程中, 鸟体损失掉的动能绝大多数转化为了系统的内能被耗散掉。表2给出了鸟体撞击结束后缝翼系统各部件的内能增加情况。可看出, 前蒙皮在冲击后内能上升到了9 422.74 J, 占系统最终内能的70.02%;另外, 鸟体由于被压缩、破碎, 内能上升到了2 363.34 J, 占系统最终内能的17.56%, 鸟体自身也耗散了一部分动能。

缝翼结构各部件能量吸收机理分析如下。鸟体冲击开始时, 蒙皮由于冲击出现凹陷, 并迅速向四周扩展, 可看出, 凹陷向翼梢和翼根方向扩展的程度大于其它两个方向, 这是由于其余两个方向有角材铆钉约束的作用。图4给出了蒙皮的最终变形图, 冲击结束时, 蒙皮上形成了一个尺寸大约为970 mm×180 mm的塑性变形区。图5给出了冲击点的位移时程曲线, 蒙皮冲击点的最大位移发生在4.05 ms, 位移值为164.01 mm。

图6给出了肋、梁的变形图, 冲击过程中鸟体撞击区域部分肋发生了较大的塑性变形。其中有部分靠近冲击点的翼肋与梁连接的铆钉发生失效, 角材从肋以及梁上完全脱落。冲击中梁没有单元发生失效, 但产生了较大的变形。

4结论

本文以机翼前缘缝翼结构为研究对象, 通过大型非线性有限元分析软件PAM—CRASH, 开展了飞机缝翼结构的抗鸟撞仿真设计研究, 得出了以下结论:

(1) 飞机抗鸟撞研究中, 正确的模拟鸟体本构关系非常重要, SPH方法可以准确的模拟鸟体冲击过程中的破损、飞溅行为, 这对于机翼结构有效的抗鸟撞设计非常重要;

(2) 1.8 kg的鸟体在150 m/s的撞击速度下, 所研究的机翼前缘缝翼结构没有被打穿, 仍能保持结构完整, 证实了该结构具有基本的抗鸟撞能力;

(3) 机翼前缘缝翼结构的前蒙皮消耗了绝大多数鸟的撞击能量, 剩余的动能被梁与靠近撞击点的翼肋的变形所吸收。因此, 前蒙皮在机翼结构抗鸟撞行为中起了决定的作用。

摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危害之一, 同时也是一种突发性和多发性的飞行事故, 造成了重大的经济损失和人员伤亡。因此, 抗鸟撞设计成为飞机设计中必须考虑的要素之一。以机翼前缘缝翼结构为研究对象, 通过大型非线性有限元分析软件PAM—CRASH, 开展了飞机结构的抗鸟撞仿真设计研究。分析过程考虑了材料的非线性和结构的大变形特性;鸟体在高速撞击下采用SPH方法模拟。通过分析整个结构鸟撞的损伤失效过程, 以及各部件能量耗散机理, 明确机翼前缘缝翼结构各个部件在抗鸟撞设计中的作用, 这些对于我国的大型飞机抗鸟撞设计将有参考价值。

关键词：鸟撞,缝翼,PAM—CRASH,SPH方法

参考文献

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[6]　Rueda F, Beltr偄n F, Maderuelo C, et al.Birdstrike analysis of the wing slats of EF—2000.Structures and Materials, 2002;11:189—198

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[8]　Liu G R, Liu MB.Smoothed particle hydrodynamics:a meshfree par-ticle method.World Scientific Publishing Co.Pte.Ltd.2003

三角机翼结构 篇5

关键词：大展弦比,连接翼布局,CFD-FEM迭代,正反设计方法

对于战斗机等小展弦比飞机,在气动力设计时,一般将机翼看作刚性体而开展设计与试验工作,风洞试验数据不考虑机翼气弹变形的影响。真实飞机的气动力是在刚性气动力的基础上叠加相应的静气弹影响修正量。但对于大展弦比飞机来说,机翼静气弹结构变形对飞机的气动性能影响显著;即使是风洞试验,机翼的气弹结构变形也会对试验数据产生明显的影响,需要加以修正。随着计算机辅助设计(CAE)技术的发展[1,2],特别是计算流体力学(CFD)和计算结构力学(CSD)技术的发展,在气动设计时考虑气弹影响已成为大展弦比飞机设计的标准程序。

本文针对一种复杂的前后机翼连接气动布局形式,开展了模型机翼的优化设计,并通过风洞试验检验了设计效果。

1理论方法及模型

1.1控制方程

本文流场计算使用基于Cartesian网格技术的Euler方法计算软件MGAERO[3,4],采用Jameson有限体积法[5,6]求解。三维矢量形式的积分控制方程为:

式(1)中矢量F:

流量矢量为:

式(3)中是坐标轴的单位矢量;为速度矢量,是它的三个分量;ρ与p分别表示密度和压力;而h为总焓,e是单位质量的能量,R为气体常数,γ为比热比。

结构变形计算采用基于线化理论的工程FEM软件NASTRAN[7,8]。其静力分析的控制方程可简单描述为:

式(4)中[K]表示刚度矩阵,{F}是力向量(已知且来源于气动力计算),{u}为由{F}引起的未知位移向量。

2.2模型及网格

考虑静气弹变形气动优化设计的模型包括CFD计算模型(图1)和有限元计算模型(图2)。

气动力计算采用多重Cartesian网格,半模约202万网格单元,分为6层。为了提高CFD计算的精度,在网格设计时,将网格节点向关键区域集中,空间网格示意见图3。

2 设计方法

2.1 设计流程

利用CFD软件与FEM软件,采用正反迭代设计方法(图4)。在设计中,首先采用反设计,对刚性理论外形施加反向气动载荷,使其产生气弹变形,获得反向变形后的设计外形(初始型架外形);然后,对该型架外形施加正向气动载荷,开展气动结构耦合正验算迭代,直到满足设计要求。

2.2 信息传递

在气动外形优化设计时,气动分析软件与结构分析软件之间的信息传递通过定义气动模型和结构模型之间的插值关系来实现。其中,载荷插值关系定义气动表面网格单元中心节点到结构节点的耦合关系(图5);而位移插值关系定义气动表面网格单元节点和结构节点的耦合关系(图6)。

3 计算结果分析

根据风洞的运行参数,确定连接机翼外形优化的设计条件为:Ma=0.78,速压q=32 kPa,设计升力系数CLdesign=0.55。

经过一列的CFD-FEM迭代,初步确定优化的外形后,根据模型生产等要求,对获得的外形进行表面光顺等处理,形成最终的优化外形。图7给出优化前后前视图的对比。相比于理论外形,优化设计的前后机翼向下挠曲变形,这主要是为了抵消机翼在气动载荷作用下结构向上挠曲变形的影响。图8是优化设计机翼扭转角的对比。优化前翼正的相对扭转是主要取决于翼型的后加载,而后翼的复杂扭转则主要受制于结构约束。

设计Ma数和速压下的机翼风洞试验结果如图9所示,由此可见,开展气动结构综合设计,优化设计效果十分明显,在设计点处获得了近10%的升阻比收益,说明本文所述方法的有效性和可行性。

4 结束语

本次对大展弦比连接翼布局的模型机翼优化设计取得良好效果,是多学科优化综合设计技术在工程实践中的具体应用,对大展弦比机翼试验数据修正及真实飞机机翼型架外形设计都具有重要的参考价值。随着设计技术的不断完善和实践经验积累,CFD技术和CSD技术等必将在型号设计中发挥越来越显著的作用。

参考文献

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三角机翼结构 篇6

变体机翼可以根据飞行状态和环境的变化自适应地改变机翼形状,从而显著提高飞行器的综合性能,拓展其使用范围,是未来先进飞行器的一个重要发展方向[1,2,3]。在机翼连续变体的过程中,要求机翼蒙皮具有良好的面内变形能力和较高的面外刚度,以承受一定的气动载荷。显然,传统的硬壳式蒙皮结构无法同时满足以上要求,故此,基于智能材料的柔性蒙皮结构获得了广泛的研究。

文献[4,5,6,7,8]研究了圆弧型、正弦型等不同形状的波纹蒙皮结构,发现这些结构存在附加重量大和翼面蒙皮不光顺等不足。文献[9]研究了一种碳纤维可变三角形胞状结构,有限元分析表明,这种胞状结构可以满足变体机翼翼型的变化要求。文献[10]研究了蜂窝结构参数对应变的影响。

本文提出了一种具有拉涨特性的负泊松比蜂窝结构,在Gibson和Ashby的蜂窝结构力学基础上,建立了负泊松比蜂窝结构理论分析数学模型,研究了柔性蜂窝结构参数对面内变形能力和面外承载能力的影响。有限元仿真分析与实验验证结果表明,具有拉涨特性的负泊松比蜂窝结构在面内可以产生更大的变形,在垂直方向具有更强的承载能力,具有变体驱动能量低、承载能力均匀和制造工艺简单的特点,适用于变体机翼的结构工程设计。

1 柔性蜂窝蒙皮结构力学特性建模与分析

变体飞行器柔性蒙皮由三层复合材料结构组成,上下面板采用硅橡胶材料,中间芯层为柔性蜂窝结构。假定面板的弹性模量远远低于蜂窝芯层的弹性模量,这时可认为柔性蜂窝结构的变形能力和承载能力只与蜂窝的形状和组合方式有关。柔性蜂窝蒙皮结构如图1所示,蒙皮结构面内方向受到拉伸与压缩作用,该方向刚度较低,可以产生较大变形;而在蜂窝面外方向,具有一定的承载能力,以承受飞行中的气动载荷。

1.1 负泊松比弹性蜂窝结构力学模型

比照文献[11,12,13,14]列举的几种负泊松比结构,并以类蜂窝形结构为例进行分析研究。图2所示为不同形状细胞单元构成的负泊松比结构。

图3所示为所取的负泊松比弹性蜂窝胞元结构的力学分析情况,规定蜂窝边长为l,蜂窝竖直边高度h=α l,蜂窝壁板厚度t=β l,蜂窝壁板倾斜边与竖直边的夹角为θ,取与水平X轴夹角顺时针方向为正,反之为负,图3中的θ为负值。为了避免蜂窝壁板变形后相互层叠,应满足α≥2sinθ。

1.2 负泊松比蜂窝结构面内变形

在线弹性范围内,可以将蜂窝薄壁结构假设为欧拉-伯努利梁(图3),平面应力方向为X方向。取倾斜边蜂窝胞壁为研究对象,以O为原点,沿梁的长度方向设为x轴,垂直于梁的长度方向设为y轴,弹性梁的x轴长度方向形变为δ1,弹性梁y轴方向的形变为δ2。蜂窝壁板梁的末端在水平方向作用集中力P,梁末端的水平位移为δh,垂直位移为δv,根据卡氏定理,梁的总体变形能为

式中,I为转动惯量,${\rm I}=\frac{bt{}^3}{12}$;A为面积,A=bt。

根据卡氏定理,X方向的变形能为UX,Y方向的变形能为UY,其中

蜂窝结构X方向和Y方向的应变εh、εv可分别表示为

负泊松比柔性蜂窝X方向和Y方向的弹性模量Eh、Ev,以及受X方向平面应力时的泊松比ν1可分别表示为

同理,可得泊松比柔性蜂窝结构受Y方向平面应力时的泊松比ν2:

X方向应变

Y方向应变

σh,max为负泊松比蜂窝结构线弹性的最大应力,可表达为蜂窝壁板拉伸应力与弯曲应力之和,其中

式中,σs为材料的屈服应力。

负泊松比柔性蜂窝结构X方向的最大应变为εmaxX,Y方向的最大应变为εmaxY,其中

式中,κ为变形比。

显然,变形比κ为蜂窝结构参数的函数,用来衡量柔性蜂窝与各项同性材料的变形能力。

2 柔性蜂窝结构参数对面内变形能力的影响

蜂窝胞元结构的参数对蜂窝结构的变形性能影响较大。当载荷垂直于薄壁结构的平面方向时,薄壁结构的弯曲变形大于薄壁结构的面内变形,蜂窝结构的主要变形为薄壁结构的弯曲变形。对于不同形状的蜂窝单元,蜂窝胞壁长度l、夹角θ以及胞壁厚度t,对蜂窝结构的面内变形影响较为显著。为了弄清柔性蜂窝结构参数对变形的影响,本文重点讨论柔性蜂窝结构参数变化对面内变形能力的影响。取柔性蜂窝胞元l=10mm, α=2,H=20mm,柔性蜂窝结构倾斜边角度θ从-60°变化到60°,增量为5°,变量β分别取为0.05、0.08、0.1和0.2。

图4所示为不同胞壁厚度蜂窝结构随θ变化时,对蜂窝结构面内纵向弹性模量EX的影响,图5所示为不同胞壁厚度蜂窝结构随θ变化时,对蜂窝结构面内横向弹性模量EY的影响,图6所示为不同胞壁厚度蜂窝胞元随θ变化时,对蜂窝结构泊松比ν1的影响。

由图4、图5可知,柔性蜂窝结构在θ=0°时,纵向弹性模量最大,随着θ的增大或减小,纵向弹性模量降低,横向弹性模量略有增大;随着胞壁厚度的增加和θ的增大,纵、横向弹性模量也相应增大。适当减小胞壁厚度和蜂窝角度可以获得更大的纵向形变。图6所示表明,泊松比随着θ的增大,先增大后减小,当θ为负值时,泊松比也为负值,胞壁厚度越小,泊松比越大。

图7所示为不同胞壁厚度蜂窝结构随θ变化时,对蜂窝结构面内纵向变形比κ的影响。

图4～图7结果表明,柔性蜂窝结构随着参数θ的变化而呈现出不同的力学特性,当θ=0°时,X方向的弹性模量最大,随着θ的增大,X方向的等效弹性模量进一步降低,变形进一步增大,当β=0.05时变形比最大,可达原材料的10倍以上,而当θ=-5°时,泊松比可达原正交同性材料的5倍,故此证明负泊松比蜂窝在面内具有较大的变形能力,且呈现出“拉涨”的特性,利用负泊松比蜂窝的特性,设计弦长与展长同时增大的特殊变体机翼结构,无疑对飞机的起飞和着陆具有重要意义。

3 柔性蜂窝结构参数对面外弯曲刚度的影响

变体机翼的柔性蜂窝结构蒙皮需要呈现各向异性的力学特性,在面内变形方向具有较低的弹性模量,而在面外可以承受一定的气动载荷。柔性蜂窝结构的弯曲刚度可以用等效刚度EI*来衡量,拉伸模量可以用EA*来衡量。

采用有限元软件ANSYS和SHELL93单元建立蜂窝试件的有限元模型。柔性蜂窝结构尺寸为220mm×110mm×20mm,蜂窝倾斜边角度为15°时,记为蜂窝Ⅰ,倾斜边角度为0°时,记为蜂窝Ⅱ,倾斜边角度为-15°时,记为蜂窝Ⅲ。蜂窝胞元胞壁长度l=10mm,α=1,β=0.05,H=20mm。柔性蜂窝结构材料为ABS增强塑料,材料的弹性模量Es=2016MPa,泊松比νs=0.41,采用SDPro3000快速成型机制备试件。图8所示为柔性蜂窝Ⅲ有限元模型。

进行抗弯刚度研究时,将模型沿长度方向两端固支,在对称中心位置沿宽度方向施加集中载荷P。当载荷较小时,模型沿宽度方向的挠度近似相同。结构的等效弯曲刚度为

$E{\rm I}{}^{*}=\frac{{\rm P}l{}^3}{48\omega {}_{\max }}$(23)

式中,ωmax为中性面最大挠度。

表1所示为3种柔性蜂窝结构的有限元仿真结果。

为了衡量柔性蜂窝结构与均匀各项同性材料弯曲刚度性能,取5mm各向同性材料与同质量的柔性蜂窝,建立有限元模型计算等效弯曲刚度比η。图9所示为不同胞壁厚度蜂窝结构随θ变化时,对等效弯曲刚度比η的影响。结果表明,随着β的增大,等效弯曲刚度增强,随着θ的减小,弯曲刚度也降低,说明负泊松比柔性蜂窝结构具有充分的变形能力,但不同角度和厚度的蜂窝结构的面内变形和弯曲变形存在差异。

4 柔性蜂窝力学特性试验验证

对3种柔性蜂窝试件进行面内拉伸和压缩试验,测量当量面内拉伸和压缩模量,并将试验结果与仿真结果进行比较。

面内拉伸和压缩试验在SANS电子万能试验机上进行,利用专用夹具夹持试件两端,沿试件长度方向均匀施加载荷,由位移传感器测量位移,计算面内纵向拉伸和压缩模量。

对柔性蜂窝试件进行抗弯性能试验,对平板试件进行3点弯曲测试(图10),试验过程满足GB/T1456-2005的要求。3种柔性蜂窝结构的等效抗弯刚度及有限元结果比较如表2所示。

由表2可知,在线性范围内,试验值与仿真结果的最大误差小于15%。负泊松比柔性蜂窝与四边形蜂窝相比,纵向拉伸模量较小,且抗弯刚度略低于常规蜂窝结构,可以获得较大的面内变形,通过优化设计负泊松比蜂窝结构参数,可以满足特殊结构的变形与刚度要求。

5 结论

(1)本文针对可变弯度机翼,设计了一种柔性蜂窝结构。该柔性蜂窝结构面内方向具有充足的面内变形能力,面外方向可以具备一定的承载能力,能够满足变体机翼柔性蒙皮结构各向异性的力学性能要求。

(2)本文将柔性蜂窝结构应用于无人机外翼结构,在实现后缘结构偏转的同时,增大了翼展方向机翼的面积,对无人机起飞和着陆性能的提高具有重要价值。

(3)本文尚未考虑柔性蜂窝机翼结构的应力分布和气动弹性等问题,对柔性蜂窝应用于变体机翼结构的驱动方式、驱动特性,以及动态响应等问题还未做深入研究,需要在后续工作中展开。

摘要：提出一种负泊松比柔性蜂窝结构,建立了柔性蜂窝蒙皮结构的力学分析模型,研究了柔性蜂窝结构参数对面内变形能力和面外承载能力的影响,并对结果进行了有限元仿真分析与试验验证。试验结果表明,负泊松比蜂窝结构具有较大的面内变形能力,其结构变形具有特殊的拉涨特性,采用负泊松比柔性蜂窝结构的变体机翼具有改善无人机起降性能的潜力。