[实用新型]一种大展弦比翼型结构

说明书

技术领域

本实用新型涉及飞行器翼型结构，特别涉及一种大展弦比翼型结构。

背景技术

飞行器的翼面主要是产生升力，平衡飞行器惯性载荷以实现机动飞行。传统的大展弦比翼型一般为单梁式或双梁式结构，由（前、后）主梁、翼肋、蒙皮等构件组成，主梁、翼肋为主要承力构件，蒙皮承受小部分的载荷。这种传统的结构模式主要有以下缺点：通常翼型剖面比较薄，零件数目多，装配空间小，在工艺和装配的技术水平上要求很高；翼型弯矩主要由主梁承受，结构利用效率较低，重量重，材料强度要求高，根部应力集中较大，且连接接头设计困难；单闭室或开口剖面的抗扭刚度小，易发生扭转发散和颤振等气动弹性问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是：大展弦比翼型主梁采取前、中、后三梁布置，并在翼型内腔填充发泡胶和蜂窝夹心，提高翼型的结构强度和刚度，减轻结构重量，同时三梁与蒙皮形成的双闭室结构有效提高翼型的抗弯抗扭刚度，非主承力部位采用玻璃钢材料易于成型，且重量轻。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种大展弦比翼型结构，包括：前梁、中梁、后梁、接头、蜂窝夹心、发泡胶、上蒙皮、下蒙皮、前缘、后缘、垫块，其特征在于，前缘、前梁、中梁、后梁、后缘依顺排列，且上面和下面分别敷设有上蒙皮、下蒙皮，前缘与前梁之间、后梁与后缘分别填充有发泡胶，前梁、中梁、后梁之间固定胶接有蜂窝夹心，翼型根部的前梁、中梁、后梁连接接头，翼型的翼尖固定有垫块。

本实用新型所取得的有益效果是：

1、与传统的结构模式比，本实用新型的结构更为简洁、采用碳纤维复合材料无钉成型技术，结构无翼肋构件，装配工艺简单、方便，可进一步减轻翼型结构重量；

2、适用范围较广，适用于各种大展弦比翼型，根据机型使用目的和受力情况，通过碳纤维复合材料铺层优化设计，更换翼型接头结构材料，改善翼型的结构强度和刚度；

3、结构布局传力简单、直接，双闭室剖面有效提高了翼型抗弯和抗扭强、刚度，简化了与翼型接头的连接形式，改善了大展弦比翼型的气动弹性问题。

附图说明

图1是本实用新型的结构平面示意图。

图2是图1中A—A向结构剖视图。

图3是图1中B—B向结构剖视图。

图4是图1中B—B向另一结构形式剖视图。

图中：1-前梁、2-中梁、3-后梁、4-接头、5-蜂窝夹心、6-发泡胶、7-上蒙皮、8-下蒙皮、9-前缘、10-后缘、11-垫块。

具体实施方式

现结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明，参见图1、图2和图3，一种大展弦比翼型结构，包括：前梁1、中梁2、后梁3、接头4、蜂窝夹心5、发泡胶6、上蒙皮7、下蒙皮8、前缘9、后缘10、垫块11，前缘9、前梁1、中梁2、后梁3、后缘10依顺排列，且上面和下面分别敷设有上蒙皮7、下蒙皮8，前缘9与前梁1之间、后梁3与后缘10分别填充有发泡胶6，前梁1、中梁2、后梁3之间固定胶接有蜂窝夹心5，翼型根部的前梁1、中梁2、后梁3连接接头4，翼型的翼尖固定有垫块11。

大展弦比翼型为复合材料制作的整体式结构，其中前梁1、中梁2、后梁3与上蒙皮7、下蒙皮8的一部分形成碳纤维层合板双闭室结构，接头4为钛合金结构，前缘9、后缘10、垫块11为玻璃钢结构；前梁1和后梁3截面为“U”字型，中梁2截面为“工”字型。如图2、图3。

大展弦比翼型为复合材料制作的整体式结构，其中前梁1、中梁2、后梁3与上蒙皮7、下蒙皮8的一部分形成碳纤维层合板双闭室结构，接头4为钛合金结构，前缘9、后缘10、垫块11为玻璃钢结构；前梁1、后梁3、中梁2截面均为“工”字型。如图4。

大展弦比复合材料翼型采用无肋三梁式结构方案，三梁与蒙皮通过模压二次胶接整体化成型，整个翼型成为一个整体式承力结构，同时三梁与蒙皮形成了两个闭室结构，有效提高翼型的抗扭刚度。采取在翼型内腔填充发泡胶和蜂窝夹心的措施，提高翼型的结构强度和刚度，减轻结构重量，同时充分利用发泡剂与蜂窝夹心的支撑刚度，将其作为阳模进行一起成型，减少了取阳模困难的问题。翼型前缘和后缘为非主承力部位，采用玻璃钢材料易于成型，且重量轻。