[发明专利]一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法

说明书

本申请涉及飞机技术领域，特别涉及一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法，包括如下步骤：设定预设条件、模型尺寸参数、电机总功率参数以及曲轴形状参数；计算曲轴尖端一阶导数；得到柔性蒙皮的弹性模量公式；获取模型尺寸参数中与弹性模量公式相关的参数的关系式；获取电机总功率参数与弹性模量公式相关的参数的关系式；得到柔性蒙皮的弹性模量与所述模型尺寸参数、电机总功率参数以及曲轴形状参数中相关参数的关系。本申请的适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法，解决蒙皮材料弹性模量、所需刚度大小与各设计参数关系的问题，且高效、简洁，误差在可接受范围内。

技术领域

本申请涉及飞机技术领域，特别涉及一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法。

背景技术

众所周知，常规固定机翼的几何外形是根据飞行器特定的飞行任务、飞行高度、飞行状态进行设计的，其通常只对一个设计点是最优化的，而对其它设计点进行折中处理。在一个完整的飞行过程中，不同飞行阶段所对应的飞行参数是不断变化的，固定机翼的几何外形在多数情况下都不能达到最优。如果能让机翼的气动外形随着外界飞行环境的变化而变化，从而使飞行器在整个飞行过程中始终保持最优的气动特性，这将会极大的提高飞行器的适用性和利用率。变体飞行器能够改变机翼的几何参数，从而解决传统固定型机翼飞行器存在的问题，确保飞机在整个航程中一直保持最佳的气动特性，使得飞行器可以执行多种飞行任务。

对于飞机而言，机翼是其升力和操纵力的主要来源，是飞机设计的首要研究对象。机翼性能的优劣直接影响飞机的飞行性能好坏。因此，对新型柔性变体飞机的研究大部分集中于飞机变形机翼的研究。变形机翼要在飞行过程中进行变形，离不开可变形柔性蒙皮、变形驱动机构这两项关键技术的支持。可变形柔性蒙皮主要用于在变形时承受并传递气动载荷，保证机翼表面光滑，使机翼具有良好的气密性。变形驱动机构需要在变形机翼变形时提供足够的变形动力，并直接影响机翼构型与气动外形，进而影响飞机的效率与性能。

同时，可变形柔性蒙皮的刚度大小必须与变形驱动机构的驱动力大小相匹配。驱动机构确定后，当柔性蒙皮刚度太大，驱动机构无法驱动机翼后缘；当柔性蒙皮刚度太小，又不能承受气动载荷。所以为确保柔性蒙皮承载最大的气动载荷，柔性蒙皮能够被驱动机构驱动时的最大刚度即为设计刚度，探究柔性蒙皮刚度与驱动机构驱动力的关系，得到柔性蒙皮设计刚度的大小是变体飞行器设计的关键一步。基于之前现有的方案，柔性机翼后缘蒙皮的设计刚度大小与模型尺寸、电机总功率及曲轴形状三部分直接相关，探究设计刚度与以上三部分的关系，对分布式曲轴驱动的柔性机翼设计工作具有一定的指导意义。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法。

本申请公开了一种适应翼面柔性后缘蒙皮弹性模量的确定方法，包括如下步骤：

步骤一、设定预设条件，并设定模型尺寸参数、电机总功率参数以及曲轴形状参数；

步骤二、计算所述曲轴形状参数中的曲轴尖端一阶导数；

步骤三、根据所述曲轴尖端一阶导数得到柔性蒙皮的弹性模量公式；

步骤四、获取所述模型尺寸参数中与所述弹性模量公式相关的参数的关系式；

步骤五、获取所述电机总功率参数与所述弹性模量公式相关的参数的关系式；

步骤六、将步骤四和步骤五的关系式带入步骤三中的，从而得到柔性蒙皮的弹性模量与所述模型尺寸参数、电机总功率参数以及曲轴形状参数中相关参数的关系。

根据本申请的至少一个实施方式，所述预设条件包括：

曲轴输出的扭转力为线性变化的集中力；

变形后缘为变截面悬臂梁，将变截面悬臂梁等效为等截面梁，取作用力集中的最薄处的转动惯量为等截面悬臂梁的转动惯量；

蒙皮所受驱动力为有限力。