可横向组装的大展弦比机翼结构及其组装方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种可横向组装的大展弦比机翼结构及其组装方法，属于航空航天技术领域。
【背景技术】
[0002]目前，机翼是固定翼飞行器的主要部件，通过产生升力，以支持飞行器在空中飞行。对于现代太阳能飞机，为了增加翼面铺盖太阳能电池板面积进而提高续航能力，翼展可达到50米以上，目前美国、瑞士等国家发展的太阳能动力高空长航时飞行器均采用这种大翼展、大展弦比的机翼结构。设计者设计之初需要特别考虑对于这样大展弦比飞行器机翼的拆装、运输的有效性、可行性。机翼运输是大型飞机部件运输中最重要、最复杂的问题，目前国内个别大中型飞机的机翼需长距离运输，其运输方式主要采用铁路运输，但由于铁路运输受到尺寸限制，不能运输更大部件，而且受到运输网络的限制，运输效率较低，而有些国外飞机采用大型运输飞机运输，但是成本高昂，而且严重受到天气的影响和制约。
[0003]传统上机翼结构的工艺分离面一般在机翼的纵向，该种机翼结构主要缺点有:
[0004]1、对于传统有人飞机机翼结构，组要承力结构为金属航空铝合金，甚至为钛合金，虽然强度和刚度较高，但是重量很重，油耗较大，不适合先进低负载高空长航时飞行的无人机使用；
[0005]2、对于大展弦比机翼结构，如果纵向分成若干机翼模块段，主承力翼梁将被分割成若干个部分，导致承力效果降低；另一方面随着展弦比增加，机翼柔性不断增大，模块数量过多，将导致机翼整体稳定性降低，进而容易发生机翼失稳破坏事故，降低机翼的使用寿命;
[0006]3、当进行远距离运输时，模块数量过多，将导致拆装、运输困难，降低拆装、运输效率。
【发明内容】
[0007]本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的缺陷，提供一种可横向组装的大展弦比机翼结构，它不仅具有优良的力学特性，而且拆装效率高，运输占用空间小，方便运输。
[0008]为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是:一种可横向组装的大展弦比机翼结构，它包括:
[0009]前缘组件，所述前缘组件包括纵向前墙、前缘翼肋组和前缘蒙皮，前缘翼肋组包括多个纵向并列设置的前缘翼肋，前缘翼肋均固定连接在纵向前墙上，前缘蒙皮连接在前缘翼肋组的外围；
[0010]翼梁组件，所述翼梁组件包括纵向翼梁组、加强翼肋组、上蒙皮和下蒙皮，纵向翼梁组包括多个横向并列设置的纵向翼梁，加强翼肋组包括多个纵向并列设置的加强翼肋，加强翼肋组固定连接在纵向翼梁组上，上蒙皮连接在加强翼肋组的上侧，下蒙皮连接在加强翼肋组的下侧；
[0011]后缘组件，所述后缘组件包括纵向后墙、后缘翼肋组和后缘蒙皮，后缘翼肋组包括多个纵向并列设置的后缘翼肋，后缘翼肋均固定连接在纵向后墙上，后缘蒙皮连接在后缘翼肋组的外围；
[0012]所述前缘组件连接在翼梁组件的前侧，所述后缘组件连接在翼梁组件的后侧。
[0013]进一步为了能够在保证机翼强度和刚度性能的前提下，减轻重量，所述的纵向前墙和/或纵向翼梁和/或纵向后墙为泡沫夹芯结构。
[0014]进一步为了更好地减轻重量，所述的纵向前墙和/或纵向翼梁和/或纵向后墙上设置有减轻孔。
[0015]进一步为了增加机翼的抗疲劳性能，有效地延长结构寿命，所述的前缘蒙皮和/或上蒙皮和/或下蒙皮和/或后缘蒙皮由热固性树脂基体复合材料制成。
[0016]进一步为了增加机翼的抗疲劳性能，有效地延长结构寿命，所述的前缘翼肋和/或加强翼肋和/或后缘翼肋由热固性树脂基体复合材料制成。
[0017]进一步为了减轻重量，所述的前缘翼肋和/或加强翼肋和/或后缘翼肋上设置有减轻孔。
[0018]进一步，所述前缘蒙皮胶接在前缘翼肋组的外围，所述上蒙皮胶接在加强翼肋组的上侧，所述下蒙皮胶接在加强翼肋组的下侧，所述后缘蒙皮胶接在后缘翼肋组的外围。
[0019]本发明还提供了一种可横向组装的大展弦比机翼结构的组装方法，该方法的步骤如下:
[0020]I)将前缘组件、翼梁组件和后缘组件分别组装:
[0021]前缘组件的组装步骤如下:首先固定纵向前墙，将多个前缘翼肋与纵向前墙通过螺栓组件连接固定，然后将前缘蒙皮与前缘翼肋胶接，以便前缘翼肋支撑前缘蒙皮；
[0022]翼梁组件的组装步骤如下:将多个加强翼肋首先固定在纵向翼梁上面，加强翼肋与纵向翼梁通过螺栓组件连接固定，然后将上蒙皮和下蒙皮分别与加强翼肋胶接固化，以便加强翼肋支撑上蒙皮和下蒙皮；
[0023]后缘组件的组装步骤如下:首先将后缘翼肋与纵向后墙通过螺栓组件连接固定，然后将后缘蒙皮与后缘翼肋胶接，以便后缘翼肋支撑后缘蒙皮；
[0024]2)将前缘组件、翼梁组件和后缘组件装配:
[0025]前缘组件与翼梁组件之间以及后缘组件与翼梁组件之间分别通过机械连接，相邻的组件之间的蒙皮通过螺钉组件连接，相邻的组件之间的翼肋通过螺栓组件连接。
[0026]采用了上述技术方案，本发明具有以下的有益效果:
[0027]1、本发明具有能够应用在风速较稳定的环境和平流层等特殊区域飞行的优点，尤其适用于飞行速度较低的滑翔机、大翼展、大展弦比无人机和太阳能飞机机翼；
[0028]2、本发明采用结构采用大量高强度复合材料，尤其是复合材料泡沫夹芯结构的应用，结构重量轻，尤其是对于太阳能高空长航时无人机，重量低能够降低耗能，翼展长能够增加太阳能电池板覆盖面积，极大地提高无人机的续航能力；
[0029]3、本发明采用横向拆装连接结构，增强机翼结构强度，提高机翼整体稳定性，降低机翼失稳破坏事故；
[0030]4、本发明提出横向可拆装机翼结构，采用高强度的热固性树脂基体复合材料，具有耐疲劳特性，能有效的延长机翼的使用寿命；
[0031]5、本发明具有结构简单、集成度较高，便于安装、运输的特点。
【附图说明】
[0032]图1是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的整体结构轴测图；
[0033]图2是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的纵向形状剖切图；
[0034]图3是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的整体拆分图；
[0035]图4是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的承力结构示意图；
[0036]图5是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的蒙皮分段示意图；
[0037]图6是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的翼肋分段示意图；
[0038]图7是本发明的可横向组装的大展弦比机翼结构的运输放置示意图。
【具体实施方式】
[0039]为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，下面根据具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。
[0040]如图1?7所示，一种可横向组装的大展弦比机翼结构，它包括:
[0041]前缘组件1，前缘组件I包括纵向前墙6、前缘翼肋组和前缘蒙皮401，前缘翼肋组包括多个纵向并列设置的前缘翼肋501，前缘翼肋501均固定连接在纵向前墙6上，前缘蒙皮401连接在前缘翼肋组的外围；
[0042]翼梁组件2，所述翼梁组件2包括纵向翼梁组、加强翼肋组、上蒙皮4021和下蒙皮4022，纵向翼梁组包括多个横向并列设置的纵向翼梁8，加强翼肋组包括多个纵向并列设置的加强翼肋502，加强翼肋组固定连接在纵向翼梁组上，上蒙皮4021连接在加强翼肋组的上侧，下蒙皮4022连接在加强翼肋组的下侧；
[0043]后缘组件3，所述后缘组件3包括纵向后墙7、后缘翼肋组和后缘蒙皮403，后缘翼肋组包括多个纵向并列设置的后缘翼肋503，后缘翼肋503均固定连接在纵向后墙7上，后缘蒙皮403连接在后缘翼肋组的外围；
[0044]前缘组件I连接在翼梁组件2的前侧，后缘组件3连接在翼梁组件2的后侧。
[0045]前缘蒙皮401、上蒙皮4021、下蒙皮4022和后缘蒙皮403组成本机翼结构的整体蒙皮4 ;其中，蒙皮4厚度为0.5mm?2.5_，蒙皮4预先固化成型；前缘翼肋组、加强翼肋组和后缘翼肋组组成本机翼结构的整体翼肋5。
[0046]纵向前墙6和/或纵向翼梁8和/或纵向后墙7为泡沫夹芯结构。纵向前墙6、纵向翼梁8和纵向后墙7是机翼结构主要承力结构。
[0047]纵向前墙6和/或纵向翼梁8和/或纵向后墙7上设置有减轻孔。
[0048]前缘蒙皮401和/或上蒙皮4021和/或下蒙皮4022和/或后缘蒙皮403由热固性树脂基体复合材料制成。
[0049]前缘翼肋5