一种分布式机翼及飞行器的制作方法 专利技术说明

航空航天装置制造技术1.本技术涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种分布式机翼及飞行器。背景技术：2.固定翼飞机利用机翼相对气流运动产生升力抵抗重力，利用舵面的偏转进行控制，具有飞行速度快、航程远、载重大、能量效率高等优点。机翼主要是在飞行器巡航飞行时，为飞行器提供升力。3.传统的机翼与机身适配后仅能组成特定的机型。不同型号的机翼会影响飞机的飞行速度、最大起飞重量等。但是，现有的固定翼飞机的机翼大多是一体化的，所以如果满足不同的载重需求，则需要更换不同型号的整个机翼，从而需要更多的成本。技术实现要素：4.本技术实施例通过提供一种分布式机翼及飞行器，解决了现有的飞行器如果满足不同的载重需求，则需要更换不同型号的整个机翼的技术问题。5.第一方面，本技术实施例提供了一种分布式机翼，包括多个子翼和动力臂安装结构；多个所述子翼依次可拆卸连接，且所述动力臂安装结构一体连接于其中一个所述子翼；所述动力臂安装结构包括第一安装筒、第二安装筒、第一过渡段和第二过渡段；所述第一安装筒通过所述第一过渡段一体连接于所述子翼的后缘；所述第二安装筒通过所述第二过渡段一体连接于所述子翼的前缘；所述第一过渡段和所述第二过渡段均呈融合流线型。6.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，分布式机翼还包括翼梢小翼；所述翼梢小翼可拆卸连接于最远离机身的所述子翼的一侧，最远离机身的所述子翼的后缘设置有副翼。7.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述子翼包括骨架和设置于所述骨架外侧的蒙皮；相邻两个所述子翼的所述骨架可拆卸连接。8.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，每个所述骨架包括相对设置的两条梁以及与所述梁垂直连接的肋；所述肋设置于所述梁的端部；相邻两个所述子翼的所述骨架通过各自的所述肋可拆卸连接。9.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，相邻两个子翼相对的所述肋通过螺栓连接。10.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，相邻所述蒙皮和所述骨架通过铆钉连接。11.结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述蒙皮为碳纤维材料。12.第二方面，本技术实施例提供了一种飞行器，所述飞行器包括第一方面或者第一方面任一种可能的实现方式所述的分布式机翼。13.本技术实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：14.本技术实施例提供的分布式机翼包括多个子翼和动力臂安装结构。多个子翼依次可拆卸连接，且动力臂安装结构一体连接于其中一个子翼。相邻两个子翼为可拆卸结构，可以根据需要更换不同型号的子翼，从而可以适配不同载重需求的飞行器。可替换子翼的长度不一，高度不变，从而不会影响飞行器的升力。动力臂安装结构能够安装驱动螺旋桨的发动机。动力臂安装结构一体化设计，使得其受力强度和刚度更好，且可以减少飞行阻力。因此，本技术实施例的分布式机翼结构简单，配置灵活，拓展性强，节省成本。附图说明15.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对本技术实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。16.图1为本技术实施例提供的分布式机翼的结构示意图；17.图2为本技术实施例提供的骨架的结构示意图；18.图3a和图3b为本技术实施例提供的蒙皮和动力臂安装结构的不同视角的结构示意图。19.附图标记：1-子翼；11-骨架；111-梁；112-肋；12-蒙皮；2-动力臂安装结构；21-第一安装筒；22-第二安装筒；23-第一过渡段；24-第二过渡段；3-翼梢小翼；4-副翼。具体实施方式20.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。21.在本技术实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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技术实施例和简化描述，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技术的限制。术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术实施例中的具体含义。22.如图1和图2所示，本技术实施例提供的分布式机翼包括多个子翼1和动力臂安装结构2。多个子翼1依次可拆卸连接，且动力臂安装结构2一体连接于其中一个子翼1。23.需要说明的是，相邻两个子翼1为可拆卸结构，可以根据需要更换不同型号的子翼1，从而可以适配不同载重需求的飞行器。动力臂安装结构2能够安装驱动螺旋桨的发动机。动力臂安装结构2一体化设计，使得其受力强度和刚度更好，且可以减少飞行阻力。因此，本技术实施例的分布式机翼结构简单，配置灵活，拓展性强，节省成本。24.本技术实施例靠近机身的子翼1设置有机身接口，以实现与机身之间的连接。本申请实施例可替换的子翼1的长度不一，高度不变，在不影响飞行器升力的情况下，以适配不同载重需求的飞行器。因此，子翼1各段具有可互换性，无需重新设计机型，节省成本，提高了工作效率。25.如图3a和图3b所示，动力臂安装结构2包括第一安装筒21、第二安装筒22、第一过渡段23和第二过渡段24。第一安装筒21通过第一过渡段23一体连接于子翼1的后缘。第二安装筒22通过第二过渡段24一体连接于子翼1的前缘。第一过渡段23和第二过渡段24均呈融合流线型。26.需要说明的是，第一过渡段23和第二过渡段24为融合流线型设计，可以减少飞行阻力。第一安装筒21通过第一过渡段23一体连接于子翼1的后缘，以及第二安装筒22通过第二过渡段24一体连接于子翼1的前缘，可以增强第一安装筒21和第二安装筒22的受力强度和刚度，同时也可以降低整体重量。27.如图1所示，分布式机翼还包括翼梢小翼3。翼梢小翼3可拆卸连接于最远离机身的子翼1的一侧。最远离机身的子翼1的后缘设置有副翼4。本技术实施例的翼梢小翼3优势如下：翼梢小翼3的尾部往上翘，相当于在机翼端部的位置竖起一道墙，阻止了机翼下部气流流向上表面，减弱翼尖涡的强度，从而可以实现减阻；加装翼梢小翼3等于扩展了机翼的有效展长，从而减小了飞行阻力；翼梢小翼3能够减弱翼尖涡流的强度，从而可以降低噪声，改善机场运营条件。具体地，翼梢小翼3与子翼1可拆卸连接，方便更换和维修。28.示例性地，图2提供了子翼1的一种具体结构形式。子翼1包括骨架11和设置于骨架11外侧的蒙皮12。相邻两个子翼1的骨架11可拆卸连接。本技术实施例的分布式机翼通过骨架11的可拆卸连接实现了子翼1之间的可拆卸连接。具体地，第一安装筒21、第二安装筒22分别通过第一过渡段23、第二过渡段24与蒙皮12实现一体连接。该一体化设计使垂直起降动力组件的用于安装螺旋桨的连接杆套接于第一安装筒21和第二安装筒22内，一方面与现有技术中在机翼下方固定垂直起降动力组件相比，可以降低飞行阻力；另一方面，二者的有机融合有利于降低整体重量。29.本技术实施例的一种实现方式中，每个骨架11包括相对设置的两条梁111以及与梁111垂直连接的肋112。肋112设置于梁111的端部。相邻两个子翼1的骨架11通过各自的肋112可拆卸连接。30.具体地，相邻两个子翼1相对的肋112通过螺栓连接。相对的肋112设置有相对应的连接通孔，通过螺栓可以实现相邻子翼1之间的连接。螺栓连接的抗振动和抗疲劳性能好，而且由于有连接通孔的存在，天然地具有抗裂纹继续扩大的能力，从而可以提高子翼1的使用寿命。31.当然，本技术实施例不以螺栓连接为局限，相邻两个子翼1相对的肋112也可以通过销连接。32.本技术实施例的一种实现方式中，相邻蒙皮12和骨架11通过铆钉连接。铆钉连接具备较好的抗振动、抗疲劳等特点。同时，飞行器在长时间使用过程中，各器件都有可能出现不同程度的损坏，采用铆钉连接便于维修和更换。本技术实施例的骨架11为铝合金材料。铝合金的焊接性能较差，如果采用传统的焊接方式焊接后，焊接区域局部应力集中，使得金属容易变脆，而且易产生砂眼、气泡、微裂纹等缺陷，使得结构在这些位置的性能低于非焊接区。此外，飞机的蒙皮12厚度一般只有两毫米左右，即使能够焊接，难度也会相当大，不利于飞行器的批量生产。33.进一步地，蒙皮12为碳纤维材料。碳纤维材料的含碳量超过百分之九十五，强度比较高，质量比较轻，可以减轻飞机的整体重量。同时，碳纤维材料的质量只有钢的四分之一，强度却是钢的七到九倍。34.此外，本技术实施例提供了一种飞行器，该飞行器包括上述的分布式机翼。35.本说明书中的各个实施方式采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。36.以上实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对本技术限制；尽管参照前述实施例对本技术进行了详细的说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术技术方案的范围。









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