本申请属于自适应变体飞机气动性能测试技术领域，特别涉及一种光滑连续变弯度机翼试验件及其端肋封堵密封方法。
背景技术：
自适应变体飞机可通过改变飞机的外形从而使飞机具有良好的气动外形。机翼连续光滑变弯度技术将确保飞机在全巡航段内保持气动效率最优，提高燃油经济性，并降低噪声，是未来飞机绿色航空的发展趋势。变弯度机翼主要通过基于机械机构和柔性结构配合作动器使机翼发生连续变形。
在变弯度机翼制造和使用中对材料和结构提出了新的要求，在变弯度机翼前缘制造完成进行风洞试验或装配飞机前，为保证其气动性能，需要对其端肋进行封堵密封处理。由于变弯度机翼前缘在试验和使用中会改变其几何外形，因此目前用于飞机制造的几乎所有材料结构均无法适用于变弯度机翼前缘端肋的封堵密封。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种光滑连续变弯度机翼试验件及其端肋封堵密封方法。
第一方面，本申请公开了一种光滑连续变弯度机翼试验件，包括：
机翼本体；
端部密封层，由可变形材料制成，固定设置在所述机翼本体的前缘端肋的一侧，且所述端部密封层配置成能够在所述机翼本体从变形初始状态到变形完成状态的变形过程中，始终对所述前缘端肋的侧面进行封堵密封。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层由柔性可变形材料制成。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层通过其边缘部分通过粘接或铆接与所述机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
第二方面，本申请还公开了一种光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，包括如下步骤：
步骤一、在机翼本体从变形初始状态到变形完成状态的变形过程中，在所述机翼本体前缘端肋的翼型剖面上确定出长度不变的第一基准线；
步骤二、在机翼本体从变形初始状态下，将所述第一基准线沿所述翼型剖面的长度方向进行预定数量等分的均匀划分；
步骤三、以所述第一基准线为分割线，将所述翼型剖面分为上、下两个翼型剖面；
步骤四、在上、下两个翼型剖面的外形的等分点处，计算各等分点的切向和径向的压缩比例，其中，压缩比例为正数时表示压缩，压缩比例为负数表示拉伸；
步骤五、在各等分点的切向和径向方向上，利用压缩比例确定各等分点的位置，将最终确定的等分点采用光滑曲线进行连接，即得到需要裁剪的端部密封层的形状，其中，所述端部密封层由可变形材料制成；
步骤六、将所述端部密封层固定设置在所述机翼本体的前缘端肋的一侧。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层由柔性可变形材料制成。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型。
根据本申请的至少一个实施方式，所述端部密封层通过其边缘部分通过粘接或铆接与所述机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤二中，所述预定数量等分为三等分。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请的光滑连续变弯度机翼试验件及其端肋封堵密封方法，不仅能够适应机翼前缘变形的需要，保证前缘端肋的气密性，同时还能够满足强度要求，为变弯度机翼前缘端肋封堵密封问题提供了一种全新的解决方案。
附图说明
图1是变弯度机翼前缘端肋剖面图(变形前和变形后)；
图2是端部密封层的fdm材料示意图；
图3是本申请光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法中采用线格法确定fdm材料形状示意图；
图4是fdm材料l型边缘示意图；
图5是端部密封层的边缘部分通过粘接法与机翼本体的前缘端肋进行固定连接示意图；
图6是端部密封层的边缘部分通过铆接法与机翼本体的前缘端肋进行固定连接示意图；
图7是采用fdm材料对变弯度机翼前缘端肋封堵密封效果示意图(变形前和变形后)。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，技术术语中可能出现的例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1-图7对本申请的一种光滑连续变弯度机翼试验件及其端肋封堵密封方法做进一步详细说明。
第一方面，本申请公开了一种光滑连续变弯度机翼试验件，可以包括机翼本体以及端部密封层。
其中，机翼本体即目前已知的多种适合的变弯度机翼中的一种，此处不再具体描述。端部密封层是由可变形材料制成，固定设置在机翼本体的前缘端肋的一侧，且端部密封层配置成能够在机翼本体从变形初始状态到变形完成状态的变形过程中，始终对前缘端肋的侧面进行封堵密封。
进一步地，构成端部密封层的可变形材料可以根据需要选择为多种，本实施例中，如图2所示，优选端部密封层由柔性可变形材料(flexibledeformablematerial，fdm)制成。并且，为使得端部密封层与机翼本体连接更方便更牢固，如图4所示，优选在端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型(l型界面)。
进一步地，端部密封层与机翼本体的前缘端肋可以采用多种适合的方式进行固定连接；本申请的一个实施例中，如图5所示，优选端部密封层的边缘部分通过粘接法与机翼本体的前缘端肋进行固定连接；本申请的另一个实施例中，如图6所示，优选端部密封层的边缘部分通过铆接法与机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
综上，本申请的光滑连续变弯度机翼试验件，不仅能够适应机翼前缘变形的需要，保证前缘端肋的气密性，同时还能够满足强度要求，为变弯度机翼前缘端肋封堵密封问题提供了一种全新的解决方案。
第二方面，本申请还公开了一种光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，主要分为两大部分，一部分是端部密封层的制备，本实施例中优选采用线格法(参见如下步骤一至步骤五)；另一部分是端部密封层与机翼本体的固定连接(参见如下步骤六)。
具体地，各步骤如下：
步骤一、在机翼本体从变形初始状态(参见图1中11标注的剖面图形状或图3中左侧示意图)到变形完成状态(参见图1中12标注的剖面图形状或图3中右侧示意图)的变形过程中，在机翼本体前缘端肋的翼型剖面上确定出长度不变的第一基准线，参见图3中的l0。
步骤二、在机翼本体从变形初始状态下，将所述第一基准线沿所述翼型剖面的长度方向进行预定数量等分的均匀划分。
需要说明的是，等分越多，所做材料贴型变形能力越好；本实施例中，如图3所述，优选为三等分。
步骤三、以所述第一基准线为分割线，将所述翼型剖面分为上、下两个翼型剖面。
步骤四、在上、下两个翼型剖面的外形的等分点处(三等分时上下共计6个等分点)，计算各等分点的切向和径向的压缩比例，其中，压缩比例为正数时表示压缩，压缩比例为负数表示拉伸。
步骤五、在各等分点的切向和径向方向上，利用压缩比例确定各等分点的位置，将最终确定的等分点采用光滑曲线进行连接，即得到需要裁剪的端部密封层的形状。
与上述第一方面的光滑连续变弯度机翼试验件相似，端部密封层由可变形材料制成，且可以根据需要选择为多种，本实施例中同样优选为柔性可变形材料(flexibledeformablematerial，fdm)。
步骤六、将所述端部密封层固定设置在所述机翼本体的前缘端肋的一侧，固定后的效果见图7所示；其中41标注的是前缘端肋及端部密封层的变形初始状态(即变形前)的剖面图形状，42标注的是前缘端肋及端部密封层的变形完成状态(即变形后)的剖面图形状。
同样地，为使得端部密封层与机翼本体连接更方便更牢固，如图4所示，优选在端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型；并且，也同样可以采用图5所示粘接法或图6所示的铆接法与机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
需要说明的是，端部密封层与变弯度机翼前缘端肋连接，无论是粘接法和铆接法，均以fdm材料制备步骤一中的等分点作为定位点，分为粘接法和铆接法。粘接法是通过胶粘剂32将填充试件(即端部密封层32)和前缘蒙皮31进行粘接连接；铆接法是填充试件(即端部密封层32)和前缘蒙皮31通过铆钉34的方式固定连接。
综上所述，本申请的光滑连续变弯度机翼试验件端肋封堵密封方法，不仅能够适应机翼前缘变形的需要，保证前缘端肋的气密性，同时还能够满足强度要求，为变弯度机翼前缘端肋封堵密封问题提供了一种全新的解决方案。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
1.一种光滑连续变弯度机翼试验件，其特征在于，包括：
机翼本体；
端部密封层，由可变形材料制成，固定设置在所述机翼本体的前缘端肋的一侧，且所述端部密封层配置成能够在所述机翼本体从变形初始状态到变形完成状态的变形过程中，始终对所述前缘端肋的侧面进行封堵密封。
2.根据权利要求1所述的光滑连续变弯度机翼试验件，其特征在于，所述端部密封层由柔性可变形材料制成。
3.根据权利要求1或2所述的光滑连续变弯度机翼试验件，其特征在于，所述端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型。
4.根据权利要求3所述的光滑连续变弯度机翼试验件，其特征在于，所述端部密封层通过其边缘部分通过粘接或铆接与所述机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
5.一种光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、在机翼本体从变形初始状态到变形完成状态的变形过程中，在所述机翼本体前缘端肋的翼型剖面上确定出长度不变的第一基准线；
步骤二、在机翼本体从变形初始状态下，将所述第一基准线沿所述翼型剖面的长度方向进行预定数量等分的均匀划分；
步骤三、以所述第一基准线为分割线，将所述翼型剖面分为上、下两个翼型剖面；
步骤四、在上、下两个翼型剖面的外形的等分点处，计算各等分点的切向和径向的压缩比例，其中，压缩比例为正数时表示压缩，压缩比例为负数表示拉伸；
步骤五、在各等分点的切向和径向方向上，利用压缩比例确定各等分点的位置，将最终确定的等分点采用光滑曲线进行连接，即得到需要裁剪的端部密封层的形状，其中，所述端部密封层由可变形材料制成；
步骤六、将所述端部密封层固定设置在所述机翼本体的前缘端肋的一侧。
6.根据权利要求5所述的光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，其特征在于，所述端部密封层由柔性可变形材料制成。
7.根据权利要求6所述的光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，其特征在于，所述端部密封层的边缘部分相对其本体弯折呈l型。
8.根据权利要求7所述的光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，其特征在于，所述端部密封层通过其边缘部分通过粘接或铆接与所述机翼本体的前缘端肋进行固定连接。
9.根据权利要求5-8任一项所述的光滑连续变弯度机翼试验件的端肋封堵密封方法，其特征在于，所述步骤二中，所述预定数量等分为三等分。
技术总结