一种新型的可变形翼肋参数确定方法

阅读：评论：0

1.本发明属于变体飞机柔性结构设计领域，具体涉及一种基于枣核形单胞的可变形翼肋结构参数设计方法。

背景技术：

2.变体飞机可以在飞行过程中实时改变飞机结构的形状，以便在不同飞行状态下做出不同飞行动作时都具有最佳的气动性能。机翼变形过程中柔性蒙皮产生很大的面内变形，但同时要具有面外刚度，要承担较大的气动载荷。为了提高面外承载能力，需要在柔性蒙皮中沿展向布置纵向筋条，来承受面外气动载荷。在蒙皮变形过程中，蒙皮纵向筋条的间距均匀变化，所以需要可变形翼肋与柔性蒙皮具有良好的匹配，来适应蒙皮产生均匀的变形。
3.目前的可变形翼肋采用分段式结构、多级杠杆驱动、直线滑动连接等结构形式，以上方案都很难实现柔性蒙皮与可变形翼肋的有效连接，且难以保证柔性蒙皮筋条间距的均匀改变。采用柔性结构单胞构成可变形翼肋，柔性蒙皮筋条的支撑构件之间的间距可以均匀地改变，支撑构件与柔性蒙皮也能实现有效的连接。通过合理设计柔性结构单胞的构型和结构参数，使可变形翼肋满足面内变形能力和面外承载能力要求。本发明提出一种枣核形柔性结构单胞，用枣核形单胞作为柔性支撑构件形成可变形翼肋，给出结构参数的设计方法，满足机翼形状变化时对可变形翼肋面内变形能力和面外承载能力需求。本发明的基于枣核形单胞的可变形翼肋可以对柔性蒙皮的筋条实现均匀支撑和有效连接。

技术实现要素：

4.本发明针对现有技术中存在的问题提供一种基于枣核形单胞的变弦长翼肋结构参数设计方法。实现可变形翼肋面内变形能力和面外承载能力的需求，同时实现对柔性蒙皮纵向筋条的均匀支撑和有效连接，保证柔性蒙皮受力均匀。
5.本发明是这样实现的：
6.本发明针对变弦长机翼提出一种可变形翼肋结构方案和参数设计方法包括以下内容，本发明的变形翼肋位于机翼前后梁之间的部分为柔性结构，所述的可变形翼肋通过柔性结构实现弦向变形；
7.根据变弦长机翼的结构参数、机翼载荷和变形要求，确定可变形翼肋的如下结构参数：柔性结构长度lr、柔性结构高度hr、柔性结构枣核形单胞结构数量nd、支撑导向梁长度lz、支撑导向梁截面尺寸、柔性板初始张开间距w
j0
、柔性板变形极限间距w
je
、柔性板的平面尺寸、柔性板上中间弯曲板和侧边弯曲板长度lw和宽度w
wc
和w
wz
；所述的支撑导向梁截面尺寸包括截面高度h
cz
，总宽度k
cz
，侧边台阶高度h
t
；所述的柔性板的平面尺寸包括柔性板的厚度tr、高度hr和宽度 wr；
8.通过机翼翼型截面尺寸参数和前后梁位置确定柔性结构长度，以及支撑导向梁的长度；
9.根据机翼柔性蒙皮纵向筋条的布置间距确定柔性结构枣核形单胞结构数量；
10.再根据机翼表面载荷情况确定支撑导向梁的截面尺寸参数；
11.最后通过载荷情况和机翼的变形要求确定柔性板的高度宽度厚度，以及中间弯曲板和侧边弯曲板的长度和宽度，实现可变形翼肋的设计。
12.进一步，所述的柔性结构的长度参数lr由机翼前后梁的安装位置确定，柔性结构安装在机翼前后梁之间，前后端分别连接前后端版后连接再前后梁腹板上；柔性结构的长度与机翼前后梁腹板间距距离相协调，机翼弦长为c机翼前梁安装位置xq，机翼后梁安装的初始位置x
h0
，变形极限位置x
hmax
；可以确定柔性结构初始长度l
r0
为前后梁间距长度；
13.柔性结构处于变形极限时长度l
rmax
为机翼处于变形极限位置时机翼前后梁间距；柔性结构的高度hr由柔性结构所在翼肋位置处翼型的高度确定；柔性结构各位置高度与对应位置翼型的高度相协调，柔性结构中各个枣核形单胞结构上下缘通过连接件连接在对应的柔性蒙皮筋条上；对应位置的柔性结构高度加上连接件高度等于翼型对应位置上的高度值。
14.进一步，所述的柔性结构枣核形单胞数量nd是由蒙皮上纵向筋条个数决定，单个枣核形单胞结构的上下缘连接区域都与对应的一条柔性蒙皮纵向筋条配合；枣核形单胞个数与机翼前后梁范围内柔性蒙皮上纵向筋条的个数相同；在机翼变形的初始位置下，柔性结构范围内纵向筋条的个数n为柔性结构初始长度与柔性蒙皮纵向筋条间距之比。
15.进一步，所述的布偶支撑导向梁长度lz的确定需要综合考虑柔性结构的变形和机翼后梁距机翼后缘的距离确定；支撑导向梁设置在柔性结构中部，通过柔性板上的导向孔穿入，前端与机翼前梁腹板固接，后端与机翼后梁搭接，并伸出一定的距离xs，xs长度选取15mm到20mm；在柔性结构压缩至最短时，要保证支撑导向梁后端不与机翼后缘位置处结构发生干涉；在柔性结构拉伸至最长时，要保证支撑导向梁后端伸出机翼后梁腹板，不会从后梁腹板中脱出，可确定支撑导向梁的长度lz为柔性结构极限长度加伸出后梁腹板长度xs。
16.进一步，所述的支撑导向梁截面尺寸参数需要根据机翼载荷进行确定；支撑导向梁截面为一个带突出肩的矩形截面，带突出肩的矩形截面即为导向孔(4)；确定的参数为截面的高度片j和宽度wj，以及突出肩的宽度wj和高度hj；机翼表面气动载荷作用在柔性蒙皮上，通过柔性蒙皮上的纵向筋条传递柔性结构上；柔性板的支撑板上开有支撑导向孔，支撑导向梁的从中穿入；翼面载荷最终通过支撑板上支撑导向孔的上下边沿作用在支撑导向梁上；
17.n个纵向筋条对应n个枣核形单胞结构，n个枣核形单胞结构由(n+1)片柔性板组成，对应有(n+1)片支撑板，其中柔性结构的前后端柔性板的支撑板与前后端板连接后连接在机翼前后梁腹板上，因此支撑导向梁上承受(n-1)片支撑板传递的翼载荷；支撑导向梁可以等效为简支梁，梁上受到分布间距为wf的集中力作用；单个支撑板在支撑导向上梁上产生的力其中w
yl
为机翼翼肋间距；支撑导向梁的最大挠度可以表示为：
18.19.计算得到支撑导向的挠度ωy，式中i为截面惯性矩，ei为抗弯刚度；
[0020][0021]
截面高度和突出肩高度对支撑导向梁的最大挠度起决定作用，而支撑导向梁的总宽度决定了柔性结构支撑导向空与支撑导向梁接触应力的大小，通过有限元仿真计算接触应力大小选定合适的宽度wj后，控制其最大挠度，使用式(1)和式(2)计算选取支撑导向梁的高度hj和肩的高度hj。
[0022]
进一步，所述的柔性板初始张开间距w
j0
和张开极限间距w
je
由机翼前后梁初始位置和机翼弦长变形范围决定；确定机翼前后梁初始间距和柔性蒙皮上纵向筋条间距之后，将柔性板的中间弯曲版和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，冲压定形，使其各自末端挠度为柔性板初始张开间距w
j0
一半；然后与相邻的柔性板连接；各柔性板的张开初始间距w
j0
与机翼弦长处于初始位置时柔性蒙皮纵向筋条间距相等；机翼弦长最大伸长量决定了每片柔性板的极限张开间距，柔性板在张开初始间距的位置上向极限张开间距位置变形，最大伸长量除以柔性板个数再加上柔性板初始张开间距即为柔性板极限张开间距。
[0023]
进一步，所述的柔性板的结构参数由柔性结构的载荷条件和变形要求决定；柔性板需要确定的结构参数包括：柔性板宽度wr、厚度tr、中间弯曲板和侧边弯曲板长度lw、中间弯曲板宽度w
wz
、侧边弯曲板宽度w
wc
、弯曲板连接区域宽度w
lj
；可变形翼肋两侧各半个肋间距长的机翼柔性蒙皮载荷等效至可变形翼肋上，载荷由柔性蒙皮上的纵向筋条传递至柔性结构的枣核形单胞上；柔性板的中间弯曲板的宽度等于两个侧边弯曲板的宽度之和，中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，与左右两边相邻的柔性板的弯曲板对接形成枣核形单胞，剩余的弯曲板再与其它相邻柔性板的对应弯曲板对接，串联组成柔性结构；单条柔性蒙皮筋条上的载荷分别传递给两个柔性板，同时单个柔性板分别承担来自两条筋条的载荷；因此单个柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，两板上缘各自承担1/2单条筋条上的载荷，上下对称；柔性板中间弯曲板和侧边弯曲板边沿分别受分布力q
中
和q
侧
，方向沿板面垂直边沿向外或者向内；
[0024][0025]
式中，p为机翼表面压强，n为柔性结构内柔性板个数；
[0026]
柔性板相互对接组成的枣核形单胞结构张开距离与单个柔性板中间弯曲板和侧边弯曲板张开距离相等；柔性结构的伸缩变形由机翼前后梁之间的驱动器驱动机翼前后梁腹板拉伸或压缩柔性结构实现；柔性结构在前后两端受到拉压作用时，前后梁腹板对柔性板的支撑板施加力，支撑板将力传递至弯曲板使弯曲板发生弯曲变形；弯曲板再通过与相邻柔性板的焊接区域将力转递给相邻柔性板的弯曲板；柔性板上中间弯曲板和侧边弯曲板边沿的连接区域受到相同的垂直板面的拉力或压力，使中间弯曲板和侧边弯曲版分别向两侧弯曲变形；柔性板的张开距离为驱动力作用下各柔性板张开距离之和；柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板可以等效为自由端带有一个面内弯曲约束的悬臂梁；悬臂梁受到轴向和垂直轴向的力，轴向力为弯曲板承受的载荷，垂直的力为驱动器牵动机翼前后移动产生变形的力。
[0027]
进一步，所述的柔性板的厚度tr由柔性板的支撑导向孔边和支撑导向梁的接触
应力决定；单个柔性板对支撑导向梁的作用力为f，支撑导向梁截面宽度为wj；两者接触应力σj为作用力f与接触面面积之比；接触面面积为支撑导向梁截面宽度为wj与柔性板的厚度tr的乘积；选取合适的柔性板厚度，保证接触应力的大小在许可应力范围内；柔性板的厚度确定后，柔性板上的支撑板、侧边弯曲板和中间弯曲板的厚度也随之确定，与柔性板厚度相同；
[0028]
弯曲板的长度lw需要保证在弯曲板所需的变形范围内弯曲板变形满足小变形假设，即弯曲板末端挠度ω
wq
小于弯曲板长度lw的15％；根据该原则确定一个弯曲板的长度后，计算弯曲板达到最大变形时末端所需的驱动力f和弯曲板上的最大应力σ
max
；
[0029][0030][0031]
校核驱动力和弯曲板最大应力是否满足要求，如果不满足就适当延长弯曲板，再次进行校核计算，直至选取到合适的弯曲板长度。
[0032]
进一步，所述的柔性结构位于机翼前、后梁之间，柔性结构由多个枣核形单胞结构串联组成，中间设置支撑导向梁对柔性结构起到支撑导向作用；柔性结构前后端分别与前后端连接板连接，再通过前后端连接板连接在机翼前后梁腹板上；前后端连接板一方面对柔性结构两端支撑板起到支撑作用，另一方面将机翼前后梁腹板和柔性结构相连接；
[0033]
枣核形单胞结构由柔性板连接组成，柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲与相邻的柔性板对应连接区域焊接，组成枣核形单胞；
[0034]
枣核形单胞结构的上下缘与机翼柔性蒙皮上的纵向筋条相互配合，柔性结构中枣核形单胞结构的间距始终与柔性蒙皮纵向筋条间距始终相同，在机翼弦向变形时，柔性蒙皮和可变形翼肋的柔性结构协调变形；在机翼发生弦向变形时，可变形翼肋中的柔性结构需要与柔性蒙皮相互协调均匀变形，同时，承担蒙皮上承受面外载荷，满足可变形机翼的面内变形能力和面外承载能力。
附图说明
[0035]
图1为本发明的可变形翼肋结构示意图；
[0036]
图2为本发明的柔性板结构示意图：
[0037]
图3为本发明的枣核形单胞结构示意图；
[0038]
图4为本发明的柔性结构示意图；
[0039]
其中，1-侧边弯曲板、2-中间弯曲板，3-支撑板，4-导向孔，5-止裂孔、6
‑ꢀ
连接区域。
具体实施方式
[0040]
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0041]
如图1～4所示。图1为柔性结构与蒙皮，翼梁配合结构示意图。图2为组成柔性结构的柔性版示意图，其中1为侧边弯曲板，2为中间弯曲板，两弯曲板为柔性板上弯曲变形区域3为支撑板，在柔性版中承受机翼载荷，将载荷传递至支撑导向梁，柔性结构端部柔性板的支撑板还用来连接前后梁腹板。4为支撑导向孔，形状与支撑导向梁截面相同，支撑导向梁从中穿入。5为止裂孔，在两弯曲板间的缝隙根部，孔径约为缝隙宽度的1.5倍，防止根部开裂。6为连接区域，将柔性板串联时的焊接区域。图3为两柔性板连接组成枣核形单胞结构的示意。图4为柔性板相互串联组成柔性结构示意图。本发明的可变形翼肋通过柔性结构实现弦向变形，柔性结构位于机翼前、后梁之间，由多个枣核形单胞结构串联组成，中间设置支撑导向梁对柔性结构起到支撑导向作用。柔性结构前后端分别与前后端连接板连接，再通过前后端连接板连接在机翼前后梁腹板上。前后端连接板一方面对柔性结构两端支撑板起到支撑作用，另一方面将机翼前后梁腹板和柔性结构相连接。枣核形单胞结构由图2所示的柔性板连接组成，柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲与相邻的柔性板对应连接区域焊接，组成枣核形单胞。枣核形单胞结构的上下缘与机翼柔性蒙皮上的纵向筋条相互配合，柔性结构中枣核形单胞结构的间距始终与柔性蒙皮纵向筋条间距始终相同，在机翼弦向变形时，柔性蒙皮和可变形翼肋的柔性结构协调变形。在机翼发生弦向变形时，可变形翼肋中的柔性结构需要与柔性蒙皮相互协调均匀变形，同时，承担蒙皮上承受面外载荷，满足可变形机翼的面内变形能力和面外承载能力要求。
[0042]
下面列举具体数据对本发明的具体实施方式作进一步的说明。
[0043]
本实例中选取翼型为naca0012的变弦长机翼来进行可变形翼肋的设计。机翼的初始弦长为1500mm，弦长变形伸长极限长度为1800mm。机翼前梁位置 xq＝375mm，后梁距的初始位置x
h0
＝915mm、极限位置x
hmax
＝1215。选用的前后端连接板厚度为w
l
＝2.5mm。代入式(1)可得柔性结构初始长度l
r0
＝ 525mm，柔性结构伸长极限长度l
rmax
＝825mm。柔性结构前后端通过前后端连接板连接在机翼前后梁腹板上，柔性结构高度适应对应位置的翼型高度，串联的枣核形单胞结构上下缘与柔性蒙皮的纵向荆条一一配合。
[0044]
确定柔性结构的初始长度和极限长度后，可以根据给出的支撑导向长度范围计算公式计算选取合适的支撑导向梁长度。支撑导向梁长度lz＞(|xq‑ꢀ
x
hmax
|)＝840mm，为防止支撑导向梁与机翼后缘发确定支撑导向梁长度lz＝ 860mm。因此综合考虑配合关系支撑导向梁长度设置为lz＝875mm。
[0045]
机翼翼载荷p＝0.05mpa，翼肋间距为600mm。柔性结构长度范围内机翼上翼面的压强为p
上
＝0.03mpa垂直上翼面向外，机翼下翼面的压强为p
下
＝ 0.02mpa垂直下翼面向内，将单条翼肋两侧半翼肋间距宽度的翼面载荷集中等效到可变形翼肋上。根据式(3)可得柔性结构中单个枣核形单胞结构上缘所受分布力为q
上缘
＝750n/m，下缘所受分布力q
下缘
＝-450n/m，因此单个柔性板支撑板作用在支撑导向梁上的力为f
t
＝630n。选取支撑导向梁材料为硬铝时，根据式(4)给出的最大挠度计算公式，再结合支撑导向梁对最大挠度的限制要求可以得到支撑导向梁截面截面的高度hj＝23mm和宽度wj＝10mm，以及突出肩的宽度wj＝2mm和高度hj＝15mm。
[0046]
柔性板初始张开间距和极限张开间距w
j0
和w
je
通过式(4)和式(5)，代入已确定的柔性结构初始长度525mm和极限长度825mm，计算可得柔性板初始张开间距w
j0
＝21mm，极限张开间距w
je
＝33mm。柔性板初始张开位置时弯曲板的挠度为零，弯曲板弯曲到极限位置时
为柔性板张开间距变化量的一半，弯曲板的末端最大变形挠度为6.5mm。
[0047]
柔性板的厚度为tr＝3mm，侧边弯曲板宽度为10mm，中间弯曲板宽度为 20mm。可以计算得到接触应力应力值满足许可。最后确定弯曲板长度lw。弯曲板的最大挠度ω
wq
＝6.5mm，通过15％的小变形假设要求，lw的长度最短为弯曲板的材料选取为铝，其弹性模量为e＝70gpa。通过式(4)计算可得所需驱动力f＝13.2n。再代入式(5) 计算可得最大应力σ
max
＝18.9mpa，小于铝的最大屈服应力265mpa，所以可以确定弯曲板长度lw为45mm。
[0048]
至此就实现了该实例中的变弦长机翼的可变形翼肋设计。
[0049]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

技术特征：

1.一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，变形翼肋位于机翼前后梁之间的部分为柔性结构，所述的可变形翼肋通过柔性结构实现弦向变形；根据变弦长机翼的结构参数、机翼载荷和变形要求，确定可变形翼肋的如下结构参数：柔性结构长度l
r
、柔性结构高度h
r
、柔性结构枣核形单胞结构数量n
d
、支撑导向梁长度l
z
、支撑导向梁截面尺寸、柔性板初始张开间距w
j0
、柔性板变形极限间距w
je
、柔性板的平面尺寸、柔性板上中间弯曲板和侧边弯曲板长度l
w
和宽度w
wc
和w
wz
；所述的支撑导向梁截面尺寸包括截面高度h
cz
，总宽度k
cz
，侧边台阶高度h
t
；所述的柔性板的平面尺寸包括柔性板的厚度t
r
、高度h
r
和宽度w
r
；通过机翼翼型截面尺寸参数和前后梁位置确定柔性结构长度，以及支撑导向梁的长度；根据机翼柔性蒙皮纵向筋条的布置间距确定柔性结构枣核形单胞结构数量；再根据机翼表面载荷情况确定支撑导向梁的截面尺寸参数；最后通过载荷情况和机翼的变形要求确定柔性板的高度宽度厚度，以及中间弯曲板和侧边弯曲板的长度和宽度，实现可变形翼肋的设计。2.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性结构的长度参数l
r
由机翼前后梁的安装位置确定，柔性结构安装在机翼前后梁之间，前后端分别连接前后端版后连接再前后梁腹板上；柔性结构的长度与机翼前后梁腹板间距距离相协调，机翼弦长为c机翼前梁安装位置x
q
，机翼后梁安装的初始位置x
h0
，变形极限位置x
hmax
；可以确定柔性结构初始长度l
r0
为前后梁间距长度；柔性结构处于变形极限时长度l
rmax
为机翼处于变形极限位置时机翼前后梁间距；柔性结构的高度h
r
由柔性结构所在翼肋位置处翼型的高度确定；柔性结构各位置高度与对应位置翼型的高度相协调，柔性结构中各个枣核形单胞结构上下缘通过连接件连接在对应的柔性蒙皮筋条上；对应位置的柔性结构高度加上连接件高度等于翼型对应位置上的高度值。3.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性结构枣核形单胞数量n
d
是由蒙皮上纵向筋条个数决定，单个枣核形单胞结构的上下缘连接区域都与对应的一条柔性蒙皮纵向筋条配合；枣核形单胞个数与机翼前后梁范围内柔性蒙皮上纵向筋条的个数相同；在机翼变形的初始位置下，柔性结构范围内纵向筋条的个数n为柔性结构初始长度与柔性蒙皮纵向筋条间距之比。4.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的布偶支撑导向梁长度l
z
的确定需要综合考虑柔性结构的变形和机翼后梁距机翼后缘的距离确定；支撑导向梁设置在柔性结构中部，通过柔性板上的导向孔穿入，前端与机翼前梁腹板固接，后端与机翼后梁搭接，并伸出一定的距离x
s
，x
s
长度选取15mm到20mm；在柔性结构压缩至最短时，要保证支撑导向梁后端不与机翼后缘位置处结构发生干涉；在柔性结构拉伸至最长时，要保证支撑导向梁后端伸出机翼后梁腹板，不会从后梁腹板中脱出，可确定支撑导向梁的长度l
z
为柔性结构极限长度加伸出后梁腹板长度x
s
。5.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的支撑导向梁截面尺寸参数需要根据机翼载荷进行确定；支撑导向梁截面为一个带突出肩的矩形截面，带突出肩的矩形截面即为导向孔(4)；确定的参数为截面的高度h
j
和宽度w
j
，以及突出肩的宽度w
j
和高度h
j
；机翼表面气动载荷作用在柔性蒙皮上，通过柔性蒙皮上的纵向筋条传递柔性结构上；柔性板的支撑板上开有支撑导向孔，支撑导向梁的从中穿入；翼面载荷最
终通过支撑板上支撑导向孔的上下边沿作用在支撑导向梁上；n个纵向筋条对应n个枣核形单胞结构，n个枣核形单胞结构由(n+1)片柔性板组成，对应有(n+1)片支撑板，其中柔性结构的前后端柔性板的支撑板与前后端板连接后连接在机翼前后梁腹板上，因此支撑导向梁上承受(n-1)片支撑板传递的翼载荷；支撑导向梁可以等效为简支梁，梁上受到分布间距为w
f
的集中力作用；单个支撑板在支撑导向上梁上产生的力其中w
yl
为机翼翼肋间距；支撑导向梁的最大挠度可以表示为：计算得到支撑导向的挠度ω
y
，式中i为截面惯性矩，ei为抗弯刚度；截面高度和突出肩高度对支撑导向梁的最大挠度起决定作用，而支撑导向梁的总宽度决定了柔性结构支撑导向空与支撑导向梁接触应力的大小，通过有限元仿真计算接触应力大小选定合适的宽度w
j
后，控制其最大挠度，使用式(1)和式(2)计算选取支撑导向梁的高度h
j
和肩的高度h
j
。6.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性板初始张开间距w
j0
和张开极限间距w
je
由机翼前后梁初始位置和机翼弦长变形范围决定；确定机翼前后梁初始间距和柔性蒙皮上纵向筋条间距之后，将柔性板的中间弯曲版和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，冲压定形，使其各自末端挠度为柔性板初始张开间距w
j0
一半；然后与相邻的柔性板连接；各柔性板的张开初始间距w
j0
与机翼弦长处于初始位置时柔性蒙皮纵向筋条间距相等；机翼弦长最大伸长量决定了每片柔性板的极限张开间距，柔性板在张开初始间距的位置上向极限张开间距位置变形，最大伸长量除以柔性板个数再加上柔性板初始张开间距即为柔性板极限张开间距。7.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性板的结构参数由柔性结构的载荷条件和变形要求决定；柔性板需要确定的结构参数包括：柔性板宽度w
r
、厚度t
r
、中间弯曲板和侧边弯曲板长度l
w
、中间弯曲板宽度w
wz
、侧边弯曲板宽度w
wc
、弯曲板连接区域宽度w
lj
；可变形翼肋两侧各半个肋间距长的机翼柔性蒙皮载荷等效至可变形翼肋上，载荷由柔性蒙皮上的纵向筋条传递至柔性结构的枣核形单胞上；柔性板的中间弯曲板的宽度等于两个侧边弯曲板的宽度之和，中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，与左右两边相邻的柔性板的弯曲板对接形成枣核形单胞，剩余的弯曲板再与其它相邻柔性板的对应弯曲板对接，串联组成柔性结构；单条柔性蒙皮筋条上的载荷分别传递给两个柔性板，同时单个柔性板分别承担来自两条筋条的载荷；因此单个柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板分别向两侧弯曲，两板上缘各自承担1/2单条筋条上的载荷，上下对称；柔性板中间弯曲板和侧边弯曲板边沿分别受分布力q
中
和q
侧
，方向沿板面垂直边沿向外或者向内；式中，p为机翼表面压强，n为柔性结构内柔性板个数；
柔性板相互对接组成的枣核形单胞结构张开距离与单个柔性板中间弯曲板和侧边弯曲板张开距离相等；柔性结构的伸缩变形由机翼前后梁之间的驱动器驱动机翼前后梁腹板拉伸或压缩柔性结构实现；柔性结构在前后两端受到拉压作用时，前后梁腹板对柔性板的支撑板施加力，支撑板将力传递至弯曲板使弯曲板发生弯曲变形；弯曲板再通过与相邻柔性板的焊接区域将力转递给相邻柔性板的弯曲板；柔性板上中间弯曲板和侧边弯曲板边沿的连接区域受到相同的垂直板面的拉力或压力，使中间弯曲板和侧边弯曲版分别向两侧弯曲变形；柔性板的张开距离为驱动力作用下各柔性板张开距离之和；柔性板的中间弯曲板和侧边弯曲板可以等效为自由端带有一个面内弯曲约束的悬臂梁；悬臂梁受到轴向和垂直轴向的力，轴向力为弯曲板承受的载荷，垂直的力为驱动器牵动机翼前后移动产生变形的力。8.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性板的厚度t
r
由柔性板的支撑导向孔边和支撑导向梁的接触应力决定；单个柔性板对支撑导向梁的作用力为f，支撑导向梁截面宽度为w
j
；两者接触应力σ
j
为作用力f与接触面面积之比；接触面面积为支撑导向梁截面宽度为w
j
与柔性板的厚度t
r
的乘积；选取合适的柔性板厚度，保证接触应力的大小在许可应力范围内；柔性板的厚度确定后，柔性板上的支撑板、侧边弯曲板和中间弯曲板的厚度也随之确定，与柔性板厚度相同；弯曲板的长度l
w
需要保证在弯曲板所需的变形范围内弯曲板变形满足小变形假设，即弯曲板末端挠度ω
wq
小于弯曲板长度l
w
的15％；根据该原则确定一个弯曲板的长度后，计算弯曲板达到最大变形时末端所需的驱动力f和弯曲板上的最大应力σ
max
；；校核驱动力和弯曲板最大应力是否满足要求，如果不满足就适当延长弯曲板，再次进行校核计算，直至选取到合适的弯曲板长度。9.根据权利要求1所述的一种新型的可变形翼肋参数确定方法，其特征在于，所述的柔性结构位于机翼前、后梁之间，柔性结构由多个枣核形单胞结构串联组成，中间设置支撑导向梁对柔性结构起到支撑导向作用；柔性结构前后端分别与前后端连接板连接，再通过前后端连接板连接在机翼前后梁腹板上；前后端连接板一方面对柔性结构两端支撑板(3)起到支撑作用，另一方面将机翼前后梁腹板和柔性结构相连接；枣核形单胞结构由柔性板连接组成，柔性板的中间弯曲板(2)和侧边弯曲板(1)分别向两侧弯曲与相邻的柔性板对应连接区域(6)焊接，组成枣核形单胞；枣核形单胞结构的上下缘与机翼柔性蒙皮上的纵向筋条相互配合，柔性结构中枣核形单胞结构的间距始终与柔性蒙皮纵向筋条间距始终相同，在机翼弦向变形时，柔性蒙皮和可变形翼肋的柔性结构协调变形；在机翼发生弦向变形时，可变形翼肋中的柔性结构需要与柔性蒙皮相互协调均匀变形，同时，承担蒙皮上承受面外载荷，满足可变形机翼的面内变形能力和面外承载能力。

技术总结

本发明公开了一种新型的可变形翼肋参数确定方法，属于变体飞机柔性结构设计领域，该可变形翼肋通过柔性结构实现弦向变形，柔性结构位于机翼前、后梁之间，由多个枣核形单胞结构串联组成，中间设置支撑导向梁对柔性结构起到支撑导向作用。柔性结构前后端分别与前后端连接板连接，再通过前后端连接板连接在机翼前后梁腹板上。前后端连接板一方面对柔性结构两端支撑板起到支撑作用，另一方面将机翼前后梁腹板和柔性结构相连接。本发明能实现可变形翼肋面内变形能力和面外承载能力的需求，同时实现对柔性蒙皮纵向筋条的均匀支撑和有效连接，保证柔性蒙皮受力均匀。保证柔性蒙皮受力均匀。保证柔性蒙皮受力均匀。