本发明属于固定翼无人机机翼领域，具体涉及一种固定翼无人机单梁分布式机翼前d盒结构。

背景技术：

固定翼无人机，是指机翼固定于机身且不会相对机身运动，靠空气对机翼的作用力而产生升力的无人航空器。

单梁式布局的机翼只有一根梁，用于横向抗弯，放置在机翼纵向截面的最大厚度位置，结构效率较高；分布式的肋布局是指将机翼的肋分为前半肋与后半肋分别制造，在制作机翼时，将前半肋和后半肋分别布置于梁的前后两边。

轻木是一种各向异性材料，在沿木纹方向上的抗拉和抗压力学性能数据比垂直木纹方向高超过十倍。

目前大多数固定翼无人机，如专利cn110576963a，采用大翼展和大展弦比机翼来提高气动效率，采用单梁式布局提高结构效率，同时采用轻木这种密度低的木材做肋等结构件以满足重量的设计指标，但该专利中机翼截面结构为开剖面形式，同时采用圆形减重孔的肋，导致机翼纵向抗扭特性差，在飞机的爬升和转弯等阶段造成机翼震颤幅度较大和结构损坏等问题，在目前的机翼设计专利中，并没有一种明确的提高机翼纵向抗扭特性的技术的公开。

技术实现要素：

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种固定翼无人机单梁分布式机翼前d盒结构，通过对机翼前d盒的结构设计，提高固定翼无人机机翼整体的抗扭特性，提高结构效率。

本发明的技术方案是：一种固定翼无人机单梁分布式机翼前d盒结构，其特征在于：包括翼梁1、前半肋2、前缘条3、上蒙板4、下蒙板5、前缘6；上蒙板4和下蒙板5包裹于机翼外围；翼梁1、前缘条3和前缘6均贯穿整个机翼的展向，翼梁1和前缘条3为矩形截面的长条结构，前缘6位于机翼前缘顶点一侧的型面与翼型前缘型面一致，另一侧面平行并固定于前缘条3上；翼梁1位于机翼的的最大厚度位置，前缘条3位于前缘6与前半肋2之间；前缘条3沿展向开有若干矩形贯穿槽11，分别用于固定安装沿机翼展向布置的若干前半肋2；前半肋2的前端设置有凸块，用于与矩形贯穿槽11配合安装；

所述前半肋2为镂空的翼肋框架结构，其框架内通过主斜撑7、第一次斜撑8、第二次斜撑9支撑；各斜撑与框架内轮廓相交处均为内扩圆角；主斜撑7、第一次斜撑8、第二次斜撑9宽度分别为l1、l2、l2，前半肋2的外轮廓包括外直线轮廓和外曲线轮廓两部分，均向内偏移，偏移距离为l3和l4，得到前半肋2的内轮廓；前半肋斜撑竖直基准线10与肋外直线轮廓距离为l5，并与外曲线轮廓上、下各交于一点，分别为两条主斜撑7、两条第一次斜撑8的中轴线与肋外轮廓的的交点，两条第一次斜撑8的中轴线与主斜撑7的中轴线分别垂直，第二次斜撑9的中轴线与肋上、下边缘均交于一点，两点距肋后部竖直线距离为l6、l7，l1至l7的单位均转换为毫米；数据如表1，[x]表示对x进行高斯取整，且计算时忽略的单位，仅代入数值；

其中，b表示机翼翼展；机翼单边设计有n个肋，从根肋为1分别编号至梢肋为n；xn表示第n号肋在机翼展向上的位置，表示第n号肋的弦长，单位为国际制单位m，xt表示翼型最大厚度位置。

本发明的进一步技术方案是：所述前半肋2、前缘条3、上蒙板4、下蒙板5、前缘6的材料均为轻木。

本发明的进一步技术方案是：所述前半肋2沿机翼展向的分布位置，根肋和梢肋的位置分别为：x1＝0，xn＝0.5b，其余前半肋2的展向排布位置值xn由算法迭代确定，最终的结果是从根部到梢部肋的排布逐渐变密。

本发明的进一步技术方案是：所述前半肋2的在机翼展向上的位置迭代算法如下：

迭代的初值设置为：1号肋到n号肋的位置为一组公差为的等差数列{x1，x2...xn}，即满足n根肋均布；对等差数列的第2到(n-1)项都应用公式1、2，得到第二组值{k2，k3...kn-1}，lw表示机翼展向载荷分布函数，x为该函数自变量；kn表示第n号肋单位长度下承受的的载荷，求其平均数对第二组值中的每个值应用公式3得到第三组值迭代的目标为：第三组中每一个值均满足最终得到一组{x1，x2...xn}的值，即为每根肋在机翼展向上的位置，对于已知气动外形的机翼，根据第n号肋的位置值xn计算得到其弦长值

其中，w表示飞机最大飞行重量；cm0表示机翼所使用翼型在最大爬升迎角对应的零升附仰力矩系数；q表示飞机飞行时的最大动压；s表示机翼面积。

本发明的进一步技术方案是：所述上蒙板4和下蒙板5在切割加工时，其梢部段在肋的位置处分割并进行木纹斜置，第n-1根肋和第n根肋之间的蒙板木纹方向与蒙板后边缘夹角用θn表示：

有益效果

本发明的有益效果在于：

1.本发明提出了一种固定翼无人机通用的前半肋排布方法，使得每个翼肋承受的气动载荷与弦长值之比恒定，这样不会造成某一部分肋极易损坏，而其他部分肋完好的情况，结构效率更高；并且由于该排布方法应用的结果是从根部到梢部肋的排布逐渐变密，依据单闭室剖面薄壁结构理论，可以减小剖面相对扭转角，即增加了d盒纵向抗扭性，进而增加了机翼的纵向抗扭性。

2.本发明设计肋斜撑和减重孔形状，优化了肋的受力特性，使肋本身具有更高的抗扭强度和刚度，对整个d盒的形状保持有益，进而使整个机翼具有更好的抗扭性能。

3.飞机在飞行过程中，气动力分布在整个翼面上，所以在飞机轴系的x轴方向上存在弯矩、y轴方向上存在扭矩，将前d盒蒙板的轻木材料进行分段斜置切割处理，使木纹方向与两个轴系上存在的扭矩的合力矩的方向垂直，用于减小扭转时带来的机翼变形，增加机翼抗扭能力。

附图说明

图1为d盒各结构在机翼中的位置分布图；

图2为机翼前d盒有代表性特征部分结构三视图；

图3为前半肋在展向分布情况的自由视图；

图4为前半肋各结构示意图；

图5为前半肋各结构尺寸示意图；

图6为前缘条与肋配合段正视图、剖面图；

图7为第n号肋两端蒙板木纹方向示意图；

图8为前缘截取部分的三视图、剖面图；

附图标记说明：1.翼梁，2.前半肋，3.前缘条，4.上蒙板，5.下蒙板，6.前缘，7.主斜撑，8.第一次斜撑，9.第二次斜撑，10.前半肋斜撑竖直基准线，11.矩形贯穿槽。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

参照图1所示，本发明一种固定翼无人机单梁分布式机翼前d盒结构，包括翼梁1、前半肋2、前缘条3、上蒙板4、下蒙板5、前缘6；上蒙板4和下蒙板5包裹于机翼外围；翼梁1、前缘条3和前缘6均贯穿整个机翼的展向，翼梁1和前缘条3为矩形截面的长条结构，前缘6位于机翼前缘顶点一侧的型面与翼型前缘型面一致，另一侧面平行并固定于前缘条3上；翼梁1位于机翼的的最大厚度位置，前缘条3位于前缘6与前半肋2之间；前缘条3沿展向开有若干矩形贯穿槽11，分别用于固定安装沿机翼展向布置的若干前半肋2；前半肋2的前端设置有凸块，用于与矩形贯穿槽11配合安装。

本发明的设计参数说明：b表示机翼翼展；机翼单边设计有n个肋，从根肋为1分别编号至梢肋为n；xn表示第n号肋在机翼展向上的位置；w表示飞机最大飞行重量；cm0表示机翼所使用翼型在最大爬升迎角对应的零升附仰力矩系数；xt表示翼型最大厚度位置；q表示飞机飞行时的最大动压；s表示机翼面积；b、n、w、cm0、xt、q、s均为机翼气动外形设计参数，在本发明中视为已知，且所有公式数据均采用国际制单位制。

参照图1、2所示，依据机翼的气动外形，将翼梁1放置在机翼的最大厚度位置处，其截面为矩形，内部结构设计详情不在本专利申请保护的范围内，在任意平行于机身轴线的截面处，翼型的最大厚度位置点均在翼梁1的前表面上，前半肋2、前缘条3、上蒙板4、下蒙板5均以轻木为材料，使用激光切割机切割平面外形，前缘6使用三轴精雕机床铣出曲面外形，1-6组成的结构整体即为本发明申请保护的前d盒结构。在所有未特殊说明的接触面均使用502胶水粘接，打磨平整使用240目砂纸。

参照图3所示，设置一组前半肋2，分布在机翼从根部到梢部的展向位置上，根肋和梢肋的位置分别为：x1＝0，xn＝0.5b，其余各肋的展向排布位置值xn由算法迭代确定，最终的结果是从根部到梢部肋的排布变密。具体计算方法如下：

迭代的初值设置为：1号肋到n号肋的位置为一组公差为的等差数列{x1，x2...xn}，即满足n根肋均布。对等差数列的第2到(n-1)项都应用公式1、2，得到第二组值{k2，k3...kn-1}，lw表示机翼展向载荷分布函数，x为该函数自变量；kn表示第n号肋单位长度下承受的的载荷，求其平均数对第二组值中的每个值应用公式3得到第三组值迭代的目标为：第三组中每一个值均满足最终得到一组{x1，x2...xn}的值，即为每根肋在机翼展向上的位置，对于已知气动外形的机翼，可以根据第n号肋的位置值xn计算得到其弦长值

参照图4、5所示，前半肋2设计特殊的斜撑和减重孔，在减重的同时保证前半肋的抗扭强度和刚度。前半肋2的斜撑分为主斜撑7、第一次斜撑8、第二次斜撑9三种，它们的宽度分别为l1、l2、l2，肋的外轮廓包括外直线轮廓和外曲线轮廓两部分，均向内偏移，偏移距离为l3和l4，得到肋的内轮廓。前半肋斜撑竖直基准线10与肋外直线轮廓距离为l5，并与外曲线轮廓上、下各交于一点，分别为两条主斜撑7、两条第一次斜撑8的中轴线与肋外轮廓的的交点，两条第一次斜撑8的中轴线与主斜撑7的中轴线分别垂直，第二次斜撑9的中轴线与肋上、下边缘均交于一点，两点距肋后部竖直线距离为l6、l7，斜撑与内轮廓相交处内扩圆角。l1至l2的单位均转换为毫米，数据如表1，[x]表示对x进行高斯取整，且计算时忽略的单位，仅代入数值。设计好的前半肋图样必须将斜撑一一分割出来得到激光切割图样，切割图样中斜撑的中轴线与材料木纹方向一致，切割图样后需要拼接得到成品肋。

表1

参照图6所示，将前半肋2都粘接在翼梁1的前表面上，粘接时，先使用502胶水点涂固定，再涂抹环氧树脂待其完全固化，前缘条3在每个肋的位置处均设计矩形贯穿槽11，其高为前缘条截面高的1/3且位置垂直居中，配合前半肋2前部的矩形突出部的插入，得到d盒的基本架构。

参照图7所示，上蒙板4和下蒙板5的梢部段在肋的位置处分割并进行木纹斜置，第n-1根肋和第n根肋之间的蒙板木纹方向与蒙板后边缘夹角用θn表示，同理第n2根肋和第n-1根肋之间的蒙板木纹方向与蒙板后边缘夹角用θn-1表示，其计算方法依据公式4，将上蒙板4和下蒙板5的后端分别粘接在翼梁1的上、下表面，并向前半肋2的上、下表面贴合，向前将前缘6的上下表面也完全覆盖，并与前缘6的前表面对齐，包围出d盒的基本外形。

参照图8所示，在任意平行于机身轴线的截面处：前缘1形状均为该截面处翼型的一部分，且前缘顶点到竖直线的距离值恒定，将前缘贴合在前缘条3与上蒙板4和下蒙板5的对齐平面上，将接合处打磨平整最终得到完整的d盒结构。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。