尾翼以及包含该尾翼的飞行器

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尾翼以及包含该尾翼的飞行器
申请号	CN201910426096.0	申请日	2019-05-21	公开(公告)号	CN110203421A	公开(公告)日	2019-09-06
申请人	重庆零壹空间航天科技有限公司;			发明人	张丽; 舒畅; 马超; 聂良伟;
摘要	本申请公开了一种尾翼以及包含该尾翼的飞行器。该尾翼包括：骨架和蒙皮；所述骨架包括多个腔室和用于阻隔任意相邻的两个所述腔室的肋板，每个所述腔室的形状均为类三棱柱，且每个所述腔室均裸露出所述骨架的第一端面，所述蒙皮固定在所述骨架的第一端面上，以使所述蒙皮将每个所述腔室进行覆盖。本申请解决了现有技术中如何提高尾翼的比强度和比刚度的技术问题。
权利要求	1.一种尾翼，其特征在于，所述尾翼包括骨架和蒙皮；所述骨架包括边框、多个腔室和多个用于阻隔任意相邻的两个所述腔室的肋板，所述多个腔室均位于所述边框内，每个所述肋板均与所述边框连接，每个所述腔室的形状均为类三棱柱，且每个所述腔室均裸露出所述骨架的第一端面，所述蒙皮固定在所述骨架的第一端面上，以使所述蒙皮将每个所述腔室进行覆盖。 2.根据权利要求1所述的尾翼，其特征在于，多个所述肋板包括一个主肋板，所述主肋板的一端与所述边框用于连接飞行器主体的一端连接，所述主肋板的另一端与所述边框远离所述飞行器主体的一端连接。 3.根据权利要求2所述的尾翼，其特征在于，所述主肋板与所述边框的边平行。 4.根据权利要求3所述的尾翼，其特征在于，每个所述肋板的厚度均相同。 5.根据权利要求4所述的尾翼，其特征在于，每个所述肋板上均设有通气孔，每个所述肋板包括的通气孔分别连通所述肋板阻隔的两个所述腔室。 6.根据权利要求5所述的尾翼，其特征在于，所述边框包括第一边缘、第二边缘、第三边缘和第四边缘，所述第一边缘上设有用于与所述飞行器主体连接的机械接口，所述第一边缘的第一端与所述第二边缘的第一端连接，所述第二边缘的第二端与所述第三边缘的第一端连接，所述第三边缘的第二端与所述第四边缘的第一端连接，所述第四边缘的第二端与所述第一边缘的第二端连接，所述主肋板的两端分别与所述第一边缘、所述第三边缘连接，所述主肋板与所述第四边缘平行。 7.根据权利要求6所述的尾翼，其特征在于，所述骨架为一体式构造。 8.根据权利要求6所述的尾翼，其特征在于，所述第一边缘与所述第四边缘之间的夹角为100°。 9.根据权利要求8所述的尾翼，其特征在于，所述第一边缘与所述第二边缘之间的夹角为60°。 10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述尾翼。
说明书全文	尾翼以及包含该尾翼的飞行器技术领域 [0001] 本申请涉及机械设备技术领域，具体而言，涉及一种尾翼以及包含该尾翼的飞行器。背景技术 [0002] 尾翼结构在火箭飞行过程中起稳定作用，类似于古代箭的羽毛一样，至关重要。火箭在高速飞行过程中的姿态的控制，风阻系数的降低都有重要的影响。尾翼等相关结构质量的降低能有效地节省发动机的助推力。现有尾翼结构类型很多，其中有蜂窝夹层尾翼，整体式尾翼和薄壁加筋尾翼或者根据使用要求采用组合式结构。蒙皮骨架尾翼结构是薄壁加筋结构的一种形式，但是现阶段蒙皮骨架尾翼结构的比强度和比刚度均相对较小。 [0003] 针对现有技术中如何提高尾翼的比强度和比刚度的问题，现有技术中并未提出有效的技术方案。发明内容 [0004] 本申请的主要目的在于提供一种尾翼以及包含该尾翼的飞行器，以解决现有技术中如何提高尾翼的比强度和比刚度的问题。 [0005] 为了实现上述目的，第一方面，本申请实施例提供了一种尾翼，该尾翼包括：骨架和蒙皮； [0006] 骨架包括边框、多个腔室和多个用于阻隔任意相邻的两个腔室的肋板，多个腔室均位于边框内，每个肋板均与边框连接，每个腔室的形状均为类三棱柱，且每个腔室均裸露出骨架的第一端面，蒙皮固定在骨架的第一端面上，以使蒙皮将每个腔室进行覆盖。 [0007] 可选地，多个肋板包括一个主肋板，主肋板的一端与边框用于连接飞行器主体的一端连接，主肋板的另一端与边框远离飞行器主体的一端连接。 [0008] 可选地，主肋板与边框的边平行。 [0009] 可选地，每个肋板的厚度均相同。 [0010] 可选地，每个肋板上均设有通气孔，每个肋板包括的通气孔分别连通肋板阻隔的两个腔室。 [0011] 可选地，边框包括第一边缘、第二边缘、第三边缘和第四边缘，第一边缘上设有用于与飞行器主体连接的机械接口，第一边缘的第一端与第二边缘的第一端连接，第二边缘的第二端与第三边缘的第一端连接，第三边缘的第二端与第四边缘的第一端连接，第四边缘的第二端与第一边缘的第二端连接，主肋板的两端分别与第一边缘、第三边缘连接，主肋板与第四边缘平行。 [0012] 可选地，骨架为一体式构造。 [0013] 可选地，第一边缘与第四边缘之间的夹角为100°。 [0014] 可选地，第一边缘与第二边缘之间的夹角为60°。 [0015] 第二方面，本申请还提供了一种飞行器，包括上述尾翼。 [0016] 在本申请实施例提供的尾翼中，通过设置：骨架和蒙皮；骨架包括边框、多个腔室和多个用于阻隔任意相邻的两个腔室的肋板，多个腔室均位于边框内，每个肋板均与边框连接，每个腔室的形状均为类三棱柱，且每个腔室均裸露出骨架的第一端面，蒙皮固定在骨架的第一端面上，以使蒙皮将每个腔室进行覆盖。这样，骨架内采用肋板形成三角形肋的结构，可以极大地提高尾翼的比强度和比刚度；进而解决现有技术中如何提高尾翼的比强度和比刚度的问题。同时，骨架采用上述结构，也可以极大地降低尾翼整体质量，可以提高飞行器的发射飞行效率。附图说明 [0017] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中： [0018] 图1是根据本申请实施例提供的一种尾翼的结构示意图； [0019] 图2是根据本申请实施例提供的一种骨架的结构示意图； [0020] 图3是根据本申请实施例提供的一种骨架的尺寸示意图； [0021] 图4是图3中剖面线A-A的骨架剖面示意图； [0022] 图5是图3中剖面线C-C的骨架剖面示意图。具体实施方式 [0023] 为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都应当属于本申请保护的范围。 [0024] 需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。 [0025] 在本申请中，术语“上”、“下”、“内”、“中”、“外”、“前”、“后”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。这些术语主要是为了更好地描述本申请及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。 [0026] 并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。 [0027] 此外，术语“设置”、“连接”、“固定”、“安装”应做广义理解。例如，“连接”可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。 [0028] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。其中，图1是根据本申请实施例提供的一种尾翼的结构示意图。 [0029] 实施例一 [0030] 本申请涉及一种尾翼，参见图1，该尾翼包括：骨架1和蒙皮2； [0031] 骨架1包括边框11、多个腔室12和多个用于阻隔任意相邻的两个腔室12的肋板13，多个腔室12均位于边框11内，每个肋板13均与边框11连接，每个腔室12的形状均为类三棱柱，且每个腔室12均裸露出骨架1的第一端面，蒙皮2固定在骨架1的第一端面上，以使蒙皮2将每个腔室12进行覆盖。 [0032] 在本实施例中，骨架1内采用肋板13形成三角形肋的结构，可以极大地提高尾翼的比强度和比刚度；同时，骨架1采用上述结构，也可以极大地降低尾翼整体质量，可以提高飞行器的发射飞行效率。因此，本尾翼不仅减轻了结构的整体质量，也提高了本尾翼的承载能力。 [0033] 可选地，多个肋板13包括一个主肋板13，主肋板13的一端与边框11用于连接飞行器主体的一端连接，主肋板13的另一端与边框11远离飞行器主体的一端连接。 [0034] 在本实施例中，通过设置一个主肋板13，该主肋板13可以贯穿整个骨架1内部，其可以为整个骨架1承受弯矩。 [0035] 可选地，主肋板13与边框11的边平行。 [0036] 在本实施例中，为进一步地提高主肋板13承受弯矩的能力，该主肋板13与边框11的边平行。 [0037] 可选地，每个肋板13的厚度均相同。 [0038] 在本实施例中，为了便于加工，每个肋板13的厚度均可以相同。 [0039] 可选地，每个肋板13上均设有通气孔14，每个肋板13包括的通气孔14分别连通肋板13阻隔的两个腔室12。 [0040] 在本实施例中，在每个肋板13上设有至少一个通气孔14可以使得各个腔室12进行连通，保证本尾翼内部与外界大气压相同。 [0041] 可选地，边框11包括第一边缘、第二边缘、第三边缘和第四边缘，第一边缘上设有用于与飞行器主体连接的机械接口15，第一边缘的第一端与第二边缘的第一端连接，第二边缘的第二端与第三边缘的第一端连接，第三边缘的第二端与第四边缘的第一端连接，第四边缘的第二端与第一边缘的第二端连接，主肋板13的两端分别与第一边缘、第三边缘连接，主肋板13与第四边缘平行。 [0042] 在本实施例中，机械接口15与骨架1内的腔室12连通，保证骨架1内的腔室12通过机械接口15与外界大气连通。 [0043] 可选地，骨架1为一体式构造。 [0044] 在本实施例中，为提高骨架1的整体强度，该骨架1可以采用一体式构造，这样，骨架1包括的底板、肋板13和边框11之间为一体式构造。 [0045] 可选地，第一边缘与第四边缘之间的夹角为100°。可选地，第一边缘与第二边缘之间的夹角为60°。 [0046] 在本实施例中，第二边缘作为本尾翼的飞行前缘，而第四边缘作为本尾翼的飞行后缘，第一边缘与第四边缘之间的夹角为100°，第一边缘与第二边缘之间的夹角为60°，这样，可以提高本尾翼在飞行的承载能力。而主肋板13与第四边缘平行，可以提供本尾翼承受弯矩的能力。 [0047] 具体的，骨架1包括的肋板13共设置有九个，九个肋板13包括主肋板13、第一肋板13、第二肋板13、第三肋板13、第四肋板13、第五肋板13、第六肋板13、第七肋板13和第八肋板13，第一肋板13、第二肋板13和第三肋板13均位于主肋板13靠近第四边缘一侧，第四肋板 13、第五肋板13、第六肋板13、第七肋板13和第八肋板13均位于主肋板13靠近第二边缘一侧。其中，第一肋板13、第二肋板13和第三肋板13呈Z字形设置，第一肋板13的第一端与第一边缘连接，第一肋板13的第二端与第四边缘连接，第二肋板13的第一端、第一肋板13的第二端均连接在第四边缘的同一位置，第二肋板13的第二端、第三肋板13的第一端均连接在主肋板13上，第三肋板13的第二端连接在第三边缘上，且第三肋板13的第二端也与第四边缘连接，第四肋板13位于主肋板13和第八肋板13之间，第四肋板13的第一端和第八肋板13的第一端均连接在第一边缘上，第八肋板13的第二端连接在第二肋板13上，第四肋板13的第二端、第五肋板13的第一端、第六肋板13的第一端和第七肋板13的第一端均相连，第七肋板 13的第二端和第八肋板13的第二端连接在第二边缘的同一位置上，第五肋板13的第二端和第六肋板13的第二端分别连接在主肋板13与第三边缘之间的连接位置以及第二边缘和第三边缘之间的连接位置上。具体的，本骨架1的详细尺寸如图3至图5所示。这样，本骨架1可以具有良好的比强度和比刚度。 [0048] 可选地，为提高结构强度，在各肋板13之间连接位置以及肋板13与边框11之间连接位置均设置倒圆角。这样，采用倒圆角设置可以提供骨架1内部的结构连接强度。 [0049] 在本申请实施例提供的尾翼中，通过设置：骨架1和蒙皮2；骨架1包括边框11、多个腔室12和多个用于阻隔任意相邻的两个腔室12的肋板13，多个腔室12均位于边框11内，每个肋板13均与边框11连接，每个腔室12的形状均为类三棱柱，且每个腔室12均裸露出骨架1的第一端面，蒙皮2固定在骨架1的第一端面上，以使蒙皮2将每个腔室12进行覆盖。这样，骨架1内采用肋板13形成三角形肋的结构，可以极大地提高尾翼的比强度和比刚度；进而解决现有技术中如何提高尾翼的比强度和比刚度的问题。同时，骨架1采用上述结构，也可以极大地降低尾翼整体质量，可以提高飞行器的发射飞行效率。 [0050] 实施例二 [0051] 本申请实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括实施例一所述的尾翼。 [0052] 在本实施例提供的飞行器中，通过采用实施例一所述的尾翼，提高飞行器的发射飞行效率，也可以降低整体质量，且尾翼的比强度和比刚度也比较高。 [0053] 以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。