一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法
阅读说明：本技术 一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法 (Solar airplane light rectifying structure and preparation method thereof ) 是由 王军 崔灿 闫奕含 佟阳 崔克 于 2020-12-21 设计创作，主要内容包括：本发明提出一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法,该结构中蒙皮贴附于模具的内表面；第一胶膜贴附于蒙皮内表面,芯材外表面贴附于第一胶膜的内表面；第二胶膜覆盖芯材的其他表面；芯材固定层贴附于第二胶膜的内表面；在L向上,轻质整流结构两端分别与动力舱和尾撑外表面贴合；在W向上,两端分别与翼肋搭接。本发明通过选取透波材料使结构适用性更强；采用复合材料层合结构加筋的方式,保证结构具备足够刚度的同时,降低结构重量；通过特定结构设计能够保证连接强度,利用阴模保证了外表面的光滑度,有效降低气动阻力；将芯材包裹在内部有效防止芯材与外界环境接触,提高其环境适应性；同时采用成固化炉真空成型,可有效降低结构生产成本。(The invention provides a solar airplane light rectifying structure and a preparation method thereof, wherein a skin is attached to the inner surface of a mold; the first adhesive film is attached to the inner surface of the skin, and the outer surface of the core material is attached to the inner surface of the first adhesive film; the second adhesive film covers the other surfaces of the core material; the core material fixing layer is attached to the inner surface of the second adhesive film; in the L direction, two ends of the light rectifying structure are respectively attached to the outer surfaces of the power cabin and the tail boom; and in the W direction, two ends are respectively lapped with the wing ribs. The structure has stronger applicability by selecting the wave-transparent material; the mode of reinforcing the composite material laminated structure is adopted, so that the structure is ensured to have enough rigidity, and the weight of the structure is reduced; the connecting strength can be ensured through the specific structural design, the smoothness of the outer surface is ensured by utilizing the female die, and the pneumatic resistance is effectively reduced; the core material is wrapped inside, so that the core material is effectively prevented from contacting with the external environment, and the environmental adaptability of the core material is improved; meanwhile, the vacuum forming of the curing furnace is adopted, so that the production cost of the structure can be effectively reduced.)
技术领域
本发明属于太阳能飞机整流技术领域，特别涉及一种需要透波的太阳能飞机轻质整流结构及制备方法。
背景技术
由于太阳能飞机对升阻比极为敏感，阻力的增加将增加飞机飞行过程中的能耗、降低飞机航时及升限等，最终可能导致飞机无法完成指定任务。对于某一确定外形的无人飞行器而言，由于其升力面和阻力面均已确定，阻力的降低主要来源于飞机外表面的过渡效果及光滑程度，因此几乎所有的飞机均在结构过渡位置及外漏载荷部位设计有整流结构；特别是对于探测类载荷，由于需要进行相应的探测功能，因此整流结构需具有透波性能；目前国内外太阳能飞机载荷部位整流多采用泡沫或纸蜂窝夹层结构，虽然刚度较好，但由于一般整流均为复杂曲面，而无论泡沫还是蜂窝在曲率较大时都无法精确的拟合，因此可能导致表面存在细小的凹陷，不利于阻力的降低；同时这种结构因需要额外的胶膜重量，重量也较大。
综上所述，亟需对具备透波性能的太阳能飞机整流结构进行低阻力及轻量化技术研究，使其在满足气动阻力要求的前提下，降低结构重量。
发明内容
为了克服现有技术中的不足，本发明提供了一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法，通过选取具有透波性能的超薄复合材料预浸料和高性能泡沫的方式对整流结构进行减重和刚度补强，通过特定结构设计能够保证连接强度，利用阴模保证了外表面的光滑度，有效降低气动阻力；将芯材包裹在内部有效防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性；同时采用成本较低的固化炉真空成型，可有效降低结构生产成本，从而完成本发明。
根据本发明的第一方面，提供一种太阳能飞机轻质整流结构，该整流结构包括：
蒙皮(1)，贴附于模具的内表面；
第一胶膜(2)，贴附于所述蒙皮(1)的内表面；
芯材(3)，外表面贴附于所述第一胶膜(2)的内表面；
第二胶膜(4)，包裹所述芯材(3)的其他表面；
芯材固定层(5)，贴附于所述第二胶膜(4)的内表面。
进一步地，在L向上，所述整流结构的两端分别与动力舱和尾撑外表面贴合，在W向上，所述整流结构的两端分别与翼肋搭接。
进一步地，所述蒙皮(1)包括两层复合材料织物，织物为Kavlar织物预浸料或玻璃织物预浸料。
进一步地，所述芯材(3)采用高韧性PMI泡沫或纸蜂窝材料。
进一步地，所述第二胶膜(4)密度与第一胶膜(2)相同，位置与所述芯材(3)位置相同，覆盖所述芯材(3)与第一胶膜(2)的非接触面。
进一步地，在L向上，所述整流结构的前端与动力舱贴合处为层合结构，外形与动力舱外形一致；后端与尾撑贴合处为泡沫夹层结构。
进一步地，在W向上，所述整流结构的两端与翼肋搭接处为层合结构。
进一步地，所述芯材固定层(5)与蒙皮(1)材料相同，为单层结构
根据本发明的第二方面，提供一种太阳能飞机轻质整流结构的制备方法，用于制备上述太阳能飞机轻质整流结构，包括：
在模具内表面铺设蒙皮(1)的第一层预浸料；
在所述蒙皮(1)的第一层预浸料内表面铺设第二层预浸料；
在所述第二层预浸料的内表面对应位置铺设第一胶膜(2)；
在所述第一胶膜(2)的内表面铺设芯材(3)；
在所述芯材(3)的其他表面包裹第二胶膜(4)；
在所述第二胶膜(4)内表面铺设芯材固定层(5)；
对形成的制件进行真空袋包覆，抽真空及加热固化；
对固化后的制品脱模。
进一步地，还包括在模具内表面铺设蒙皮(1)的第一层预浸料之前，在模具内表面涂覆脱模剂；以及
在所述蒙皮(1)的第二层预浸料和所述芯材固定层(5)的内表面上分别铺设脱模布。
根据本发明提供的一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法，具有以下有益效果：
(1)本发明采用阴模成型，可保证整流外表面光滑度，降低气动阻力；
(2)本发明采用超薄复合材料层合结构加筋的形式，可在保证具有所需刚度的基础上，降低结构重量；
(3)本发明选用的所有材料均具有一定的透波性能，可满足不同位置整流的需求；
(4)本发明利用复合材料包裹泡沫的形式，可有效防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性；
(5)本发明利用压敏胶实现整流与机体结构的连接，可实现重复方便拆装；
(6)本发明采用固化炉真空成型方式，可有效降低生产成本。
附图说明
通过结合附图对本公开示例性实施方式进行更详细的描述，本公开的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本公开示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了本发明实施例提供的太阳能飞机轻质整流的结构示意图。
图2示出了本发明实施例提供的太阳能飞机轻质整流结构俯视示意图。
图3示出了图2中的A-A截面铺层示意图。
图4示出了图2中的B-B截面铺层示意图。
图5示出了图2中的C-C截面铺层示意图。
图6示出了本发明实施例提供的太阳能飞机轻质整流结构制备方法的流程图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的优选实施方式。虽然附图中显示了本公开的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供了一种太阳能飞机轻质整流结构及制备方法，该结构中蒙皮贴附于模具的内表面；第一胶膜贴附于蒙皮内表面，芯材外表面贴附于第一胶膜的内表面；第二胶膜覆盖芯材的其他表面；芯材固定层贴附于第二胶膜的内表面；在L向上，轻质整流结构两端分别与动力舱和尾撑外表面贴合，并利用压敏胶连接；在W向上，两端分别与翼肋搭接，并利用压敏胶连接。
本发明通过选取透波材料使结构适用性更强；采用复合材料层合结构加筋的方式，保证结构具备足够刚度的同时，降低结构重量；通过特定结构设计能够保证连接强度，利用阴模保证了外表面的光滑度，有效降低气动阻力；将芯材包裹在内部有效防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性；同时采用成本较低的固化炉真空成型，可有效降低结构生产成本。
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
如图1所示，一种太阳能飞机轻质整流结构，该整流结构包括蒙皮1、第一胶膜2、芯材3、第二胶膜4和芯材固定层5。
所述蒙皮1贴附于模具的内表面；所述第一胶膜2贴附于所述蒙皮1的内表面；所述芯材3外表面贴附于所述第一胶膜2的内表面；所述第二胶膜4包裹所述芯材3的其他表面；所述芯材固定层5贴附于所述第二胶膜4的内表面。
在L向上，轻质整流结构两端分别与动力舱和尾撑外表面贴合，并利用压敏胶连接。在W向上，两端分别与翼肋搭接，并利用压敏胶连接。
在本发明一种优选实施方式中，所述模具为阴模，采用阴模进行制作，可以保证前缘外表面光滑，降低气动阻力。
在本发明一种优选实施方式中，所述蒙皮1与模具外边缘对齐。
优选地，蒙皮1由两层复合材料织物组成，每层为具有透波性能和一定韧性的超薄Kavlar织物预浸料或玻璃织物预浸料中的任意一种，优选为超薄Kavlar织物预浸料，密度为60～100g/m2。采用超薄Kavlar织物预浸料时，其通过预浸料树脂粘力与模具粘接在一起，能够利用Kavlar织物预浸料的高韧性提高轻质整流的变形协调能力，避免在日常使用和维护过程中因局部变形过大导致纤维折断。
在本发明一种优选实施方式中，第一胶膜2密度为80-120g/m2，其位置与芯材3位置相同，尺寸略大于与芯材3接触面尺寸，两个方向各多出1-2mm，可以有效保证芯材3与蒙皮1粘接强度的同时，降低结构重量。
在本发明一种优选实施方式中，芯材3的密度为25-35kg/m3，形状为矩形，宽度为5-10mm，高度为5-15mm，位置为间距300-500mm(根据整流结构形状及长度选择)，在L向上与模具两边缘相距10-15mm，可用于与两端翼肋连接。
进一步地，芯材3采用高韧性PMI泡沫或纸蜂窝中的任意一种，优选为高韧性PMI泡沫，该选择可以提高轻质整流结构刚度。
在本发明一种优选实施方式中，第二胶膜4密度与第一胶膜2相同，其位置与芯材3位置相同，需覆盖芯材3与第一胶膜2非接触面，且各方向多出5-10mm，可有效保证芯材固定层5在拐角处的粘接强度。
优选地，芯材固定层5与蒙皮1材料相同，但仅为一层，目的是降低结构重量。芯材固定层5需覆盖第二胶膜4，其在L向两端各延伸10-15mm，在W向两端延伸至模具边缘，包裹的目的是防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性。
优选地，在L向上，前端与动力舱贴合处为层合结构，其外形与动力舱外形一致；后端与尾撑贴合处为泡沫夹层结构，目的均为与连接结构贴合。
优选地，在W向上，两端与翼肋搭接处为层合结构，可有效规避因泡沫夹层结构带来的连接高度差。
优选地，在L和W向四边通过压敏胶与具体结构连接，目的是实现重复方便拆装。
优选地，选用的所有材料均具有透波性能，可满足包括外漏探测载荷在内的所有整流要求。
本发明的太阳能飞机轻质整流结构通过将蒙皮、第一胶膜、芯材、第二胶膜和芯材固定层构成整体，通过选取透波材料使结构适用性更强；采用复合材料层合结构加筋的方式，保证结构具备足够刚度的同时，降低结构重量；利用有效胶膜面积，使得复合材料与泡沫材料能够有效连接，既能保证连接强度，又能降低结构重量；利用模具保证了外表面的光滑度，有效降低气动阻力；同时将芯材包裹在内部有效防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性。
如图6所示，本发明提供了一种太阳能飞机轻质整流结构的制备方法，用于制备上述第一方面所述的太阳能飞机轻质整流结构，包括以下步骤：
在模具内表面铺设蒙皮(1)的第一层预浸料；
在所述蒙皮(1)的第一层预浸料内表面铺设第二层预浸料；
在所述第二层预浸料的内表面对应位置铺设第一胶膜(2)；
在所述第一胶膜(2)的内表面铺设芯材(3)；
在所述芯材(3)的其他表面包裹第二胶膜(4)；
在所述第二胶膜(4)内表面铺设芯材固定层(5)；
对形成的制件进行真空袋包覆，抽真空及加热固化；
对固化后的制品脱模。
在本发明一种优选实施方式中，在模具内表面铺设蒙皮(1)的第一层预浸料之前，在模具内表面涂覆脱模剂；以及
在所述蒙皮(1)的第二层预浸料和所述芯材固定层(5)的内表面上分别铺设脱模布。
在本发明一种优选实施方式中，上述太阳能飞机轻质整流结构的制备方法中，所述固化设备为固化炉。
本发明的太阳能飞机轻质整流结构的制备方法通过将蒙皮、第一胶膜、芯材、第二胶膜和芯材固定层构成整体，通过选取透波材料使结构适用性更强；采用复合材料层合结构加筋的方式，保证结构具备足够刚度的同时，降低结构重量；利用有效胶膜面积，使得复合材料与泡沫材料能够有效连接，既能保证连接强度，又能降低结构重量；利用模具保证了外表面的光滑度，有效降低气动阻力；将芯材包裹在内部有效防止芯材与外界环境接触，提高其环境适应性；同时采用成本较低的固化炉真空成型，可有效降低结构生产成本。
为便于理解本发明实施例的方案及其效果，以下给出一个具体应用示例。本领域技术人员应理解，该示例仅为了便于理解本发明，其任何具体细节并非意在以任何方式限制本发明。
实施例1
图1至图4示出了本发明实施例提供的太阳能飞机轻质整流结构的结构示意图。该前缘结构包括：蒙皮1、第一胶膜2、芯材3、第二胶膜4和芯材固定层5，其中，蒙皮1铺设于钢制阴模之上。具体的，蒙皮1采用两层超薄Kavlar织物预浸料，密度为60g/m2，其外表面紧密铺设于阴模内表面，并通过预浸料树脂粘力与阴模粘接在一起。
第一胶膜2铺设于蒙皮1之上，第一胶膜2外表面紧密铺设于蒙皮内表面，并通过第一胶膜2的粘力与蒙皮1粘接在一起；如图4和图5所示，所述第一胶膜2为矩形，宽度和长度方向均超出芯材1mm。
芯材3铺设第一胶膜2之上，芯材3采用高韧性PMI泡沫，密度为25kg/m3，宽度和高度均为10mm，分别布置在距L向前端500mm、1000mm、1300mm和1600mm位置，在L向上与模具两边缘相距12.5mm，其外表面紧密铺设于第一胶膜2内表面，并通过第一胶膜2的粘力与芯材3粘接在一起。
第二胶膜4铺设于芯材3之上，第二胶膜4的外表面紧密包裹于芯材3其他表面，并通过第二胶膜4的粘力与芯材3粘接在一起。如图4和图5所示，第二胶膜4在各方向均超出芯材5mm；第一胶膜2和第二胶膜4为热固型胶膜，密度为90g/m2。
芯材固定层5铺设于第二胶膜4之上，芯材固定层5采用单层超薄Kavlar织物预浸料，密度为60g/m2，其外表面紧密包裹于第二胶膜4内表面，并通过第二胶膜4的粘力与芯材固定层5粘接在一起，其在L向延伸至模具边缘。
实施例2
上述太阳能飞机轻质整流结构的制备方法，该方法包括以下步骤：
步骤一：在模具内表面涂覆脱模剂，保证后续顺利脱模，不造成结构损坏；
步骤二：在步骤一中的涂膜剂表面铺设蒙皮1的第一层预浸料；
步骤三：在步骤二中的蒙皮1的第一层预浸料内表面铺设第二层预浸料；
步骤四：在步骤三中的第二层预浸料的内表面对应位置铺设第一胶膜2；
步骤五：在步骤四中的第一胶膜2的内表面铺设芯材3；
步骤六：在步骤五中的芯材3的其他表面包裹第二胶膜4；
步骤七：在步骤六中的第二胶膜4内表面铺设芯材固定层5；
步骤八：在步骤三和步骤七中的蒙皮1第二层预浸料和芯材固定层5的内表面铺设脱模布，以保证固化过程中内表面的平整度；
步骤九：对步骤八后形成的制件进行真空袋包覆，抽真空及利用固化炉加热固化；
步骤十：将步骤九后的制品脱模，并修边。
由于所述轻质整流材料均具有透波性能，因此其可适用于包括外漏探测载荷在内的所有部位整流；同时其外表面与模具贴合，因此可以保证外表面光滑度，从而其气动阻力极小。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
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