一种直线贯穿构架式复合材料机身结构的制作方法

本发明涉及飞行器设计领域，具体来说，是一种强度刚度高、气动特性好、质量轻的复合材料构架式机身结构，适用于太阳能飞机。

背景技术：

衡量太阳能飞机可行性的一个重要指标是昼夜不间断巡航能力，但由于可利用的能量有限，需要尽可能提高飞机气动效率，减轻自身重量。常规飞机机身结构通常有三种，分别是构架式机身、硬壳式机身和半硬壳式机身，但这三种形式机身强度和刚度相对过高，质量大，并不适用于太阳能飞机。目前，多数小型太阳能飞机采用碳管式机身，但机身截面形状单一，内部空间利用率低，不适用于任务载荷较大的太阳能飞机；大型太阳能飞机通常采用桁架式机身，但由于外形受到工艺限制，空气动力特性差。以上两种太阳能飞机的机身形式都不利于方案可行性的提升。寻求一种轻质高效的太阳能机身结构，成为当前太阳能飞机研究的重点。

技术实现要素：

为克服上述太阳能飞机机身构造形式的不足，本发明提出一种直线贯穿构架式复合材料机身结构，将碳纤维管搭接成的直线贯穿式构架内埋于机身内部，传递力和力矩，利用隔框将蒙皮搭接于承力构架上，一方面降低了机身结构重量，另一方面保证了气动效率。

本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，包括机身构架、机身外壳、维形结构、机翼连接结构、尾翼连接结构与设备架。

所述机身架构设置于机身外壳内，以直线形式贯穿具有玻纤材料蒙皮的机身外壳前后。机身架构为矩形截面框架结构，该结构中各个杆件之间可通过多通连接件连接固定。

所述维型结构沿前后方向间隔安装于机身架构上，维型结构为环形板状，套在机身架构外围，其内侧周向上与机身架构相连；机身外壳搭接于维型结构周向外壁上。

上述机身架构前部安装有机翼连接框，且机翼连接框具有伸出机身外壳的翼肋，用来搭接机翼。机身架构后端端部安装有尾翼连接框，用于连接尾翼。机身构架上还安装有设备架。

上述维型结构以及机翼连接框和尾翼连接框均采用三层夹层式结构，其中上下两层均为碳纤维层，中间层为PMI泡沫夹层。

本发明的优点在于：

1、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，机身构架以直线形式贯穿机身前后，相比传统机身构架传力路径更优，受力特性更好；

2、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，利用多通接头将不同规格的碳纤维管搭接成机身构架，用胶接替代传统工艺中的焊接，工艺简单；

3、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，通过夹层式隔框将玻纤蒙皮机身搭接在机身构架上，相比金属蒙皮材质机身更轻，且省去了传统工艺中的铆钉重量；

4、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，利用夹层式连接框连接机身与翼面，采用双剪切连接形式，受力特性好；

5、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，设备架位置可根据任务需求调整，相比传统设备舱布置更加灵活，可有效利用机身内部空间；

6、本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构，在保证强度、刚度的前提下，有效减轻了太阳能飞机重量，提高了气动效率，对太阳能飞机可行性的提升具有重大意义。

附图说明

图1为本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构整体示意图；

图2为本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构中机身架构结构示意图；

图3为本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构中维型结构示意图；

图4为本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构中机翼连接框安装方式示意图；

图5为机翼连接框中的翼肋结构示意图；

图6为本发明直线贯穿构架式复合材料机身结构中设备架安装方式示意图。

图中：

1-机身架构 2-机身外壳 3-维形结构

4-机翼连接结构 5-尾翼连接结构 6-设备架

101-主梁 102-支柱 103-斜支柱

301-连接凸起 302-弧形凹进 401-左框架

402-右框架 403-定位框架 404-翼肋

601-连接杆 602-承力台

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明一种直线贯穿构架式复合材料机身结构，包括机身构架1、机身外壳2、维形结构3、机翼连接结构4、尾翼连接结构5与设备架6，如图1所示。

所述机身架构1采用直线贯穿式构架，安装于具有玻纤材料蒙皮的机身外壳2内，以直线形式贯穿机身外壳2前后，作为机身的承力结构，保证机身的强度和刚度。机身架构1由主梁101、支柱102与斜支柱103搭接而成框架结构，如图2所示；根据机身外壳2的外形，设计机身构架1沿前后方向各截面均为矩形，且由前至后面积逐渐减小。机身构架1中，主梁101为四根，沿前后方向设置，且周向布置。机身构架1上由前至后设计有多个连接位，每个连接位包括四根主梁101上设计的连接点，且每个连接位上的连接点位于机身架构1的同一纵截面上。每个连接位上的相邻连接点间通过支柱102固连。相邻连接位中相互交错的两个连接点间通过斜支柱103相连，且各斜支柱103均位于机身构架1的侧面上，不会对机身外壳2内部搭载的控制设备造成影响。

上述主梁101、支柱102和斜支柱103分别由不同规格的碳纤维直管加工而成，主梁101所用碳纤维直管直径较粗，厚度较大，直径为10～20mm，厚度为0.8～1.2mm主要承受弯矩；支柱102与斜支柱103所用碳纤维直管直径较细，厚度较薄，直径为4～8mm，厚度为0.3～0.6mm，主要用于传递扭矩。同时，本发明中设计支柱101、斜支柱103与主梁101上各个连接点间的固定方式为：在各个连接点上套接多通接头，使支柱102、斜支柱103的端部与多通接头的连接端插接，利用树脂纤维粘接成一体。

相比传统机身构架1，上述机身架构1能够在保证太阳能飞机机身刚度、强度的基础上，大大减轻重量。

所述维型结构3沿前后方向间隔安装于机身架构1上。如图3所示，维型结构3整体为环形板状隔框，套在机身架构1外围，其内侧周向上设计有四个连接凸起301，每个连接凸起301上开有减重孔，且端部设计有弧形凹进302，分别用来与四根主梁101间配合胶接固定。机身外壳2搭接于维型结构3周向外壁上，由此可将机身表面力传递至机身构架1，提升机身表面刚度。

上述机身架构1前部安装有机翼连接框4，用于安装机翼，包括左框架401、右框架402、定位框架403与翼肋404构成，如图5所示；其中，左框架401与右框架402平行设置，两者间通过定位框架403相连；且通过定位框架403安装于机身架构1前部，使左框架401、右框架402与定位框架403分别与机身架构1左侧面、右侧面、顶面上的主梁201、支柱202、斜支柱203紧密粘结，翼肋404为四个，两两为一组，截面形状与机翼截面形状相同，分别设置于左框架401与右框架402左右两侧，通过翼肋404底部前后设计的连接部份与左框架401和右框架402顶端通过螺钉连接，形成双剪切连接形式，使螺钉受力对称，结构受力特性更优。翼肋404安装后，使翼肋404位于机身外部，机翼搭界于翼肋404上固定，实现机翼与机身间的连接。上述机翼连接框5可以最短路径传递机翼与机身之间的力。

上述机身架构后端端部安装有尾翼连接框5，用于连接尾翼。同时可根据不同设备需求在机身构架1上不同位置搭接设备架6，适用于不同任务载荷的太阳能飞机。所述设备架6包括连接杆601与承力台602，如图6所示。其中连接杆为四根，采用碳纤维管，包括两根上连接杆与两根下连接杆。其中两根上连接杆的固定端分别固定安装于机身架构1一侧上方；两根下连接杆的固定端分别固定安装于机身架构1同侧下方。承力台602水平设置，胶接固定于机身架构1同侧中部，同时两根上连接杆的连接端分别固定于承力台602上表面前部两侧；两根下连接杆的连接端分别固定于承力台下表面中部两侧。

本发明中维型结构以及机翼连接框4和尾翼连接框5中各部分均采用三层夹层式结构，其中上下两层均为碳纤维层，中间层为PMI泡沫夹层，由此以最轻的重量，获得最大的强度和刚度。