带涵道升力体的无骨架机身飞行器及机身结构设计方法与流程

本发明涉及飞行器领域，尤其是涉及一种带涵道升力体的无骨架机身结构及其设计方法。

背景技术

现有技术的飞行器一般分为两种，一种为固定翼飞行器，一种为旋翼飞行器，固定翼飞行器相比于旋翼飞行器来说，具有航程远、速度快、重载大等优点。但对于固定翼飞行器来说，其机身及机翼结构重量一般占飞行器总重的30％以上。机身结构重量比过大，会降低动力效率。

然而现有的飞行器结构整体化不高，需要众多零部件进行铆接或胶结，增加结构重量，增大加工和装配的工作复杂量，增加生产成本。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种带涵道升力体的无骨架机身结构及其设计方法以解决现有技术中机身结构过于复杂，导致机身结构整体过重的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是：一种带涵道升力体的无骨架机身飞行器，所述无骨架飞行器包括：

机身结构，所述机身结构由芯材及粘贴于芯材表面的蒙皮采用固化工艺制成，其中，所述机身结构具有用于为飞行器提供升力的机翼以及用于安装旋翼的涵道；

支撑结构，所述支撑结构嵌入于所述机身结构的涵道内，其中，所述支撑结构采用在蒙皮固化于芯材之前或之后置于芯材的固化工艺；

旋翼，所述旋翼安装于所述涵道，通过支撑结构与所述机身连接，用于为飞行器提供动力。

进一步的，所述芯材为蜂窝结构或泡沫结构或蜂窝结构与泡沫结构的结合体。

进一步的，所述蒙皮为碳布或玻璃布或碳布与玻璃布的多层叠加。

本发明中还提供了一种带涵道升力体的无骨架机身结构设计方法，其，包括

步骤一：根据带涵道升力体的无骨架机身的载荷确定芯材比例和蒙皮铺层分区，芯材包括蜂窝结构或泡沫结构或蜂窝结构与泡沫结构的结合，所述芯材用于涵道周边填充，蒙皮包括碳布或玻璃布或碳布与玻璃布的多层叠加，芯材铺设范围与涵道直径具有预定的比值；

步骤二；若上述芯材比例和铺层分区满足设计要求，则开展芯材和铺设分区设计，若不满足设计要求，则返回重新选择芯材比例和铺层分区。

步骤三：芯材设计过程包括

a)蜂窝密度y1与平面剪切强度x1的关系

y1＝3.2x1²+22.5x1+17.3

b)蜂窝密度y2与芯材非稳定型平面压缩强度x2的关系

y2＝-1.3x2²+21.3x2+14.5

c)泡沫密度y3与泡沫压缩强度x3的关系

y3＝-2.4x3²+30.2x3+26.5。

进一步的，所述芯材铺设范围dx与涵道直径dh的设计比例为dx/dh＝1.1～1.3。

本发明的技术方案可减轻飞行器结构重量，提高重量效率，降低加工复杂度、减少生产成本，并通过对机身结构的设计可通过高效的飞行器轻量化结构设计，可以有效减轻结构重量，增加飞行器的有效载荷，提高重量效率，并可降低制造成本。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为带涵道升力体的无骨架飞行器示意图；

图2为带涵道升力体的无骨架飞行器无旋翼状态示意图；

图3为无骨架机身结构的设计过程。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

如图1和图2，本发明的基于带涵道升力体的无骨架机身飞行器中，采用全胶结夹层结构形式形成整个无铆接承力结构。承力结构包括两个部分：一体固化的机身结构1和嵌入式的支撑结构2，一体固化的机身结构1包括芯材和粘接在其外表面的蒙皮。其中，嵌入式的支撑结构2可以在蒙皮固化在芯材之前或之后置入芯材中。旋翼3通过连接在支撑结构2上固定。

在机身结构1的成型过程中，芯材通过整体模压(或机械加工)，或先分块加工再通过胶结拼接等方式形成全机外形。在芯材上通过胶结固化蒙皮等形成最终主结构，根据设备布置和安装需求可增加嵌入式支撑结构2提供安装接口。

本发明中的机身结构1通过内部芯材的搭配以及外表面的复合材料的铺层的厚度变化设计，使所设计的机身结构能综合实现机身整体成型结构和机身带大涵道通孔的气动布局需求，满足旋翼和挂载的载荷向机身扩散的要求，并可通过加强带涵道区域的局部结构以提高这类重要部位的空气动力承载能力并逐步扩散到机身。

其中，上述的内部芯材的搭配方案包括使用蜂窝结构，或是使用泡沫结构，或是蜂窝结构与泡沫结构的结合体。以及上述铺层设计包括使用碳布，或是使用玻璃布，或是碳布与玻璃布的结合方案。

如图3，本发明中的机身机构设计方法通过对带涵道升力体机身的载荷进行分析，针对空气动力载荷和机体内部设备载荷以及部件安装接口需求等开展无骨架结构设计规划，开展芯材比例设计和铺层分区设计，形成机身初步结构设计方案，进行初步方案效果分析，针对设计要求进行达标分析，若符合设计要求，则开展后续的详细设计，若不满足设计要求，则返回重新选择芯材比例和铺层分区，设计初步方案。芯材主要用于涵道周边的复合材料内部结构填充，可采用泡沫芯材或蜂窝芯材等材料，泡沫芯材或蜂窝芯材的铺设范围dx相对于涵道直径dh具有预定的设计比例，该比例为dx/dh＝1.1～1.3。

在初步方案达标后，对芯材和铺层拓扑结构进行设计：在芯材设计中，蜂窝与泡沫配比设计主要用于具体确定两种芯材的填充范围比例，主要根据机身承受载荷的特点和机体内部设备载荷以及部件安装接口需求等进行综合设计，并在前述的dx与dh的比例范围中选取；后续开展的蜂窝密度和泡沫密度根据具体所处位置开展密度设计，相应的设计方法为：

a)蜂窝密度(kg/m3)y与平面剪切强度(mpa)x的关系

y＝3.2x²+22.5x+17.3

b)蜂窝密度(kg/m3)y与芯材非稳定型平面压缩强度(mpa)x的关系

y＝-1.3x²+21.3x+14.5

c)泡沫密度(kg/m3)y与泡沫压缩强度(mpa)x的关系

y＝-2.4x²+30.2x+26.5

通过以上的计算方法确定的蜂窝和泡沫芯材密度，用于构建整体芯材布置方案。

在铺层拓扑结构设计方面，根据复合材料走向角度从涵道到机翼方向开展几何拓扑结构设计，结合机身结构的几何特征进行优化选型；拓扑结构的加强设计会在铺层中加入突起的局部加强铺层，这些加强铺层之间采用胶接等形式粘结，相互之间存在长短宽窄搭配，为消除应力集中等问题，需开展铺层梯度设计，选取合适的过渡方式设计，形成顺畅的拓扑结构走向。最后，综合芯材整体方案和铺层设计方案，进行整机优化，形成全机结构方案，

本发明的技术方案可减轻飞行器结构重量，提高重量效率，降低加工复杂度、减少生产成本。

需要说明的是，在得到本发明中的机身结构1与支撑结构2的相应工艺中，可采用如下4种：

工艺实施方式一：

a)通过机械加工或模压成型的方式制作一体化芯材；

b)采用干的玻璃布或碳布在常温状态下用胶粘接到芯材上形成蒙皮；

c)在旋翼或设备安装处埋入嵌入式的支撑结构。

工艺实施方式二：

a)通过机械加工或模压成型的方式制作分块的芯材；

c)通过胶结的方式将分块的芯材粘接到一起形成完整的芯材；

c)采用玻璃布预浸料或碳布预浸料在加温加压的情况下用胶粘接到芯材上形成蒙皮；

d)在旋翼或设备安装处埋入嵌入式的支撑结构。

工艺实施方式三：

a)通过机械加工或模压成型的方式制作一体化芯材；

b)采用玻璃布预浸料或碳布预浸料在加温加压的情况下用胶粘接到芯材上形成蒙皮；

c)在旋翼或设备安装处埋入嵌入式的支撑结构。

工艺实施方式四：

a)通过机械加工或模压成型的方式制作分块的芯材；

b)通过胶结的方式将分块的芯材粘接到一起形成完整的芯材；

c)采用干的玻璃布或碳布在常温状态下用胶粘接到芯材上形成蒙皮；

d)在旋翼或设备安装处埋入嵌入式的支撑结构。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。