[发明专利]一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种复合材料一体成型舵面结构及加工方法，特别是一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法，适用于飞行器复合材料结构设计及成型技术领域，尤其适用于小型舵面、翼面的一体成型设计技术。

背景技术

传统的航天飞行器舵面结构一般采用密度较高的耐高温金属材料，结构质量过大；传统的航天飞行器舵面结构一般采用全金属材料机加成型，受机加工艺影响，结构壁厚尺寸较大，结构强度和刚度裕度过大，结构具有较大的减重优化空间。

新型跨大气飞行航天器对结构轻量化及强度、刚度提出了更高的要求。先进碳纤维增强树脂基复合材料具有高强度、高刚度、密度小、可设计等优点，其密度仅为铝合金的60％。若采用碳纤维复合材料作为主要结构材料，采用一体成型的复合材料铺层设计方法，能够减少甚至不用紧固件，比采用机械连接的铝合金结构减重40-50％。

对于现有的复合材料舵面，传统结构设计方法采用等刚度设计方法，即舵面内部骨架结构厚度尺寸和蒙皮厚度尺寸连续一致，结构设计优化程度不够高。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法，本发明创新性地采用了碳纤维复合材料一体化成型舵面结构设计方案，除了舵轴及其附属件，其余结构均为碳纤维增强复合材料。并采用先进的优化设计技术，经过多次迭代计算，使结构尺寸设计最优，舵面结构重量达到最轻。优化后的舵面结构刚度沿轴向递减，即内部骨架腹板厚度尺寸向翼尖及两侧递减，同时蒙皮厚度也非等厚度，而是向翼尖递减，这样能够进一步减轻结构重量，提高舵面模态频率，改善了舵面颤振特性。

本发明的技术解决方案是：一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，包括：内部骨架、上蒙皮、下蒙皮、前缘、舵轴和法兰；

所述前缘固定安装在内部骨架的前端面上，所述内部骨架包括五条纵向梁和五条横向肋结构，由内部骨架的前端面由前向后依次为第一纵向梁、第二纵向梁、第三纵向梁、第四纵向梁和第五纵向梁，两条横向肋结构分别形成内部骨架的两个侧端面，剩余的三条横向肋结构将每条纵向梁肋分为四个部分；所述舵轴通过法兰固定安装在内部骨架的一个侧端面上；

所述上蒙皮和下蒙皮覆盖在内部骨架与前缘组成的结构体的上表面和下表面上。

所述内部骨架的五条纵向梁中每条梁的梁腹板厚度沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向递减，五条横向肋结构的肋腹板厚度保持一致。

所述内部骨架第一纵向梁的腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm；第二纵向梁腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第三纵向梁腹板厚度安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第四纵向梁腹板厚度安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8mm；第五纵向梁腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm。

所述上蒙皮和下蒙皮为非等厚度设计，上蒙皮和下蒙皮沿舵面结构的纵向分为四个区域，且厚度沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向递减。

所述上蒙皮和下蒙皮四个区域的三条分割线与将每条纵向梁肋分为四个部分的三条横向肋结构的中心线对应。

所述上蒙皮和下蒙皮沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向四个区域的厚度依次为：3.2mm、2.6mm、1.8mm和1.2mm。

所述内部骨架、上蒙皮和下蒙皮材料均为T800碳纤维增强环氧基复合材料。

所述前缘包括外面板、内面板和内夹芯；

所述外面板为横截面为抛物线的板状结构，前缘通过外面板的边缘与内部骨架固定连接，所述内面板与外面板固定连接，且与内部骨架的前端面接触，内夹芯位于内面板与外面板形成的密闭空间内。

所述舵轴和法兰的材料均为钛合金材料。

一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构加工方法，工艺步骤如下：

(1)根据预先给定的尺寸，分别加工上蒙皮成型模具、下蒙皮成型模具、内部骨架成型模具、前缘成型模具和舵面装配工装；

(2)利用步骤(1)中的上蒙皮成型模具和下蒙皮成型模具分别进行上蒙皮和下蒙皮的固化成型；