一种智能化机翼复合材料后缘系统的制作方法

本发明属于变体飞行器结构或智能化飞机结构技术，涉及一种智能化机翼复合材料后缘系统。

背景技术：

近年来，随着绿色航空技术提出的对民用飞机能源减少和对飞机噪音降低的要求，以及材料和结构技术的快速发展，飞机机翼后缘活动面已由传统的刚性结构逐步发展为与主机翼无缝连接并可变形和承载的柔性结构，称之为可变弯度后缘结构。如果这一可变弯度后缘结构还具有感知和控制功能，则称为智能化后缘结构、智能化可变弯度后缘结构或智能化机翼可变弯度后缘结构。可变弯度后缘实现了机翼主翼面到后缘翼面之间的无缝、连续、光滑柔性，并且可以承载。

对无人机而言，可变弯度后缘可提高其巡航能力和减少rcsradarcrosssection雷达散射截面；对战斗机而言，可变弯度后缘可提高其机动性、增加航程、降低起降时噪音和减小rcs；对于大型飞机而言，可变弯度后缘可提高其有效载荷、增加航程等。由此可见，可变弯度后缘技术具有重要的军事意义和广阔的应用前景。

为此，美国早在上个世纪80年代就将柔性自适应机翼技术列为保证美军在下个世纪处于领先地位的关键技术之一。nasa先后实施了任务自适应机翼mawmissionadaptivewing、主动柔性翼afwactiveflexiblewing、主动气动弹性机翼aawactiveaeroelasticwing、智能机翼swsmartwing、变体飞行器结构masmorphingaircraftstructure等一系列研究计划，已经充分验证了柔性自适应机翼在提升飞机气动性能上的重要性和关键性。2008-2015年，欧盟启动并完成了“smarthighliftdevicesforthenextgenerationwingsade”计划。验证了sade计划在飞机上应用的可行性。该计划在变形结构技术方面，验证了民用飞机机翼的自适应前缘、变形后缘襟翼、主动翼梢后缘结构技术。国内部分科研院所和高校，开展了机翼柔性结构的原理和可行性研究，做了大量开拓性的工作。但与国外相比，还有不小的距离。随着我国民机科研和型号工作的深入推进，发展先进的航空科研技术，进一步开展可变弯度机翼柔性后缘和智能化机翼柔性后缘研究成为非常必要的工作。

技术实现要素：

本发明的目的是为了克服传统偏折式机翼后缘的缺点，提高机翼的气动效率和降低气动噪音，提出一种智能化机翼复合材料后缘系统，实现机翼后缘的无缝、光滑连续变形和承载。

本发明的技术解决方案是：

一种智能化机翼复合材料后缘系统，所述后缘系统由后缘结构、后缘驱动机构和后缘感知与控制系统3部分组成；后缘结构包括复合材料基板3、大变形蒙皮1、柔性蜂窝2，其中复合材料基板3安装在机翼安定面后梁9上；后缘驱动机构包括气动肌肉驱动器13、钢索6和气源22；后缘感知与控制系统由光纤光栅传感器18和驱动软件组成；后缘驱动机构中的气动肌肉驱动器两端分别安装固定在机翼安定面前梁11、后梁9上，限位柱7固定在复合材料基板3上，钢索6穿过限位柱7的孔后，两端分别与气动肌肉驱动器13和后缘边条4连接，实现对后缘驱动结构的安装；控制计算机15通过电磁比例阀21与气动肌肉驱动器13连接，实现对后缘结构变形的驱动。

优选地，所述后缘系统总体布局是后缘结构位于机翼的后部与机翼安定面19无缝连接；后缘结构为带基板的全高度蜂窝结构；气动肌肉驱动器13位于安定面19内，采用钢索6连接后缘边条4，由各限位柱7控制钢索6的位置，与控制计算机15配合实现对后缘结构的驱动；光纤光栅传感器18位于复合材料基板3内，实现对后缘的变形感知。

优选地，复合材料基板3为内部嵌入光纤光栅传感器18的复合材料层合板，柔性蜂窝2胶结在复合材料基板3上，大变形蒙皮1胶结在柔性蜂窝2上。

优选地，大变形蒙皮1采用氨纶纤维和硅橡胶在常温度的条件下，经过模压而成；其中氨纶纤维和硅橡胶质量比为1:2，体积比为1:2.5。

优选地，柔性蜂窝2用于支撑大变形蒙皮1，同时将后缘上的气动载荷传到基板上，柔性蜂窝2在后缘结构中产生弦向变形和不产生展向变形，或产生的展向变形：弦向变形<0.01。

优选地，所述柔性蜂窝2为4边形过拉伸蜂窝。牌号为ac-nh，柔性蜂窝2开有用于限制限位柱7的开槽。

优选地，复合材料基板1是后缘结构中预埋有光纤光栅传感器18或表面粘贴有光纤光栅传感器18复合材料层合板。

优选地，后缘驱动机构利用气源22输出的气体，驱动气动肌肉驱动器13收缩，带动钢索6产生拉力，实现后缘驱动机构的驱动功能。

本发明具有的优点和有益的效果，

本发明采用大变形蒙皮1、柔性蜂窝2、复合材料基板3、光纤光栅传感器18、索连接、气动肌肉驱动器13等零部件，组装后，固定于机翼后梁9上，与机翼安定面19结构无缝连接，既能光滑柔性变形又能承受结构的外部载荷，实现了一种智能化机翼复合材料后缘结构。本发明实现的智能化机翼复合材料后缘结构，实现了柔性后缘结构的功能：既能光滑柔性变形又能承受结构的外部载荷，同时实现了柔性后缘的智能化功能：通过光纤光栅感知后缘的变形位置，和将控制信号反馈给控制计算机15，实现对后缘结构的驱动。本发明的实现能够提高机翼结构的气动效率，降低机翼气动产生的噪音，根据飞行状态的需求改变机翼的弯度，实现对机翼的智能化感知与控制。为柔性可变弯度机翼后缘的工程验证奠定了重要的实践基础。

附图说明

图1为本发明的智能化机翼复合材料后缘结构示意图。

图2是本发明智能化机翼复合材料后缘结构和控制系统示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作详细说明：

1智能化机翼复合材料后缘总体布局

智能化机翼复合材料后缘总体布局是后缘位于机翼的后部与机翼安定面19无缝连接；后缘结构为带基板的全高度蜂窝结构；驱动器位于安定面19内，采用钢索6连接后缘端部，由各限位柱7控制钢索6的位置，与控制计算机15配合实现对后缘的驱动；光纤光栅位于复合材料基板3内，实现对后缘的变形感知。

2后缘结构

后缘结构由大变形蒙皮1、柔性蜂窝2、复合材料基板3、限位柱7、卡箍5、后缘边条4、角材8、后梁9组成、连接螺钉螺母组成。

大变形蒙皮1是柔性后缘结构的关键零件。为适应柔性后缘的大变形要求，需要蒙皮具有10％以上的应变能力。本发明的大变形蒙皮1采用氨纶纤维30d和硅橡胶ht-802在常温度的条件下，经过模压而成。氨纶纤维和硅橡胶质量比达到1:2，体积比达到1:2.5。成型的复合材料大变形蒙皮1应变能力经过试验检测，达到30％左右。其模量为15mpa大小。

柔性蜂窝2，用于支撑大变形蒙皮1，同时将后缘上的气动载荷传到基板上，由于后缘要求具有较大的变形能力，普通的蜂窝不能满足后缘的变形要求。本发明采用4边形过拉伸蜂窝。牌号为ac-nh。由于在基板上固定有限位柱7用于钢索6传载，因此需要对柔性蜂窝2进行加工开槽，由于柔性蜂窝2难于加工的特点，本发明采用独立的模具，专门用于柔性蜂窝2的加工开槽。

基板采用碳纤维环氧复合材料t700/ba9916，单层厚度0.15mm，基板的设计厚度为2.0mm。基板通过角材8固定于后梁9上。基板的端部有卡箍5零件，用于将钢索6固定在卡箍5内。钢索6承受、传递气动肌肉驱动器13的载荷，使得柔性后缘实现光滑连续变形。复合材料基板3的中间位置，预埋有多个光纤光栅传感器18。

限位柱7用于限制钢索6的位置，使得钢索6在柔性后缘变形时，始终控制在蜂窝加工开槽中。后缘边条4可以制造成金属或复合材料结构，用于维持机翼的翼型。蜂窝和蒙皮的连接采用胶接连接，柔性后缘于后梁9的连接为混合连接，根据需要而定，有的采用螺钉连接，有的采用胶接连接，滑轮组件14、气动肌肉驱动器13与机翼安定面19的连接采用螺钉连接。

3后缘驱动机构

后缘驱动部分由钢索6一端固定在后缘边条4的卡箍5上，一端穿过限位柱7孔，与气动肌肉驱动器13连接、滑轮组件14、气动肌肉驱动器13、气流管路20、电磁比例阀21、气源22组成。

气动肌肉驱动器13是后缘实现驱动的关键部件。气动肌肉驱动器13的工作原理是，在外部气源22压力的作用下，气动肌肉驱动器13产生收缩，收缩量的大小与气压大小和驱动器性能有关。收缩量变形和驱动载荷的关系可以通过试验确定。这种关系一般是非线性的。气源22的气流通过电磁比例阀21，和气流管路20，进入气动肌肉驱动器13，在压力的作用下，气动肌肉驱动器13产生收缩，钢索6通过限位柱7拉动卡箍5，驱动复合材料基板3，实现变弯度柔性后缘的向下偏转。同样的方式，通过气源22对上面的气动肌肉驱动器13加压，就能实现变弯度柔性后缘的向上偏转。从而实现了变弯度柔性后缘的驱动功能。

4后缘感知与控制系统

后缘感知与控制部分由光纤光栅传感器18，信号采集器24，光纤光栅解调仪25、控制计算机15组成。

变弯度后缘的变形信号通过信号采集器24进行采集，通过光纤光栅解调仪25进行解调，解调信号送入控制计算机15。经过转化，在软件界面上显示后缘的变形状态。进一步，用户通过软件界面输入，控制气动肌肉驱动器13，改变输入的气压，实现对后缘变形的调节控制。

按照图纸和标准生产或购买相应的零件和标准件，用于本发明变弯度柔性后缘的装配。这些零件包括，位于后缘上的：复合材料基板3、角材8、限位柱7、后缘边条4、卡箍5、柔性蜂窝2、大变形复合材料蒙皮。位于安定面19上的：滑轮组件14、前梁11、后梁9、安定面蒙皮12、翼肋10、用于驱动的：气动肌肉驱动器13、钢索6、调节阀、气源22。用于变形感知的：光纤光栅传感器18、光纤、光纤信号解调仪25、变形控制器或计算机。

装配时，首先将多个光纤光栅传感器18等间隔预埋于复合材料基板3弦向中间位置，位于最上面第一铺层的下面。光纤的出口从面板上面引出。引出的光纤将来与光纤信号解调仪25、控制计算机15连接。

在复合材料基板3上安装限位柱7，在复合材料基板3一端安装卡箍5和后缘边条4。在复合材料基板3另一端安装角材8。将带有复合材料基板3的角材8固定在后梁9上。

将钢索6一端固定在卡箍5中，另一端穿过限位柱7孔，引出到外面。将光纤引出到外面，注意保护。通过胶接，将柔性蜂窝2胶接定位在基板上，至于热压罐中，固化成型。

将大变形蒙皮1与柔性蜂窝2通过胶接连接，在烘箱中固化成型。

这样，带有后梁9的复合材料柔性后缘就已经装配完成了。

将滑轮组件14固定在肋10上，将钢索6穿过滑轮组件14，将气动肌肉驱动器13一端固定在前梁11上，另一端与钢索6连接，调节钢索6长度，使得气动肌肉驱动器13平直。完成前梁11、后梁9、肋10的装配，完成安定面19上蒙皮的装配，使得大变形蒙皮1位于后梁9缘条上表面和安定面蒙皮12下表面之间，用螺钉连接的方式安装。

将从气源22引出的气流管路20与气动肌肉驱动器13的输入接口连接。将光纤与光纤信号解调仪25连接，将光纤信号解调仪25与控制计算机15连接，将电磁比例阀21与控制计算机15连接。

这样，具有感知和控制功能的智能化机翼复合材料后缘结构就装配完成。

操作时，

在后缘控制平台，或计算机上，能够实时显示后缘的变形位置。包括变形角度，气动肌肉压力大小，光纤光栅对应的应变值大小。

当需要调节后缘角度时，直接输入后缘的控制变形角度，通过软件控制调节电磁比例阀21，智能化机翼复合材料后缘的变形能达到规定的角度，误差在0.5度左右。