專利名稱：一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域，具體是一種平尾前緣結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
鳥撞事故是指空中飛行的飛機(jī)等飛行器與飛行的鳥類相撞所發(fā)生的事故。隨著民用航空行業(yè)的飛速發(fā)展，民機(jī)鳥撞事故成為民用航空最嚴(yán)重的安全威脅之一。據(jù)美聯(lián)航有關(guān)報告顯示，1990年到2008年間，美國民航共報告89727起動物與民航飛機(jī)相撞事故，其中 97. 4%是由飛鳥造成的。有關(guān)數(shù)據(jù)顯示，飛機(jī)的迎風(fēng)面，包括飛機(jī)風(fēng)擋、雷達(dá)罩、發(fā)動機(jī)、機(jī)翼前緣及尾翼前緣是最易受到鳥撞的部位。前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部常設(shè)有油路系統(tǒng)或控制線路，這些內(nèi)部設(shè)施一旦受到鳥撞破壞，災(zāi)難性事故就難以避免。因此，解決好飛機(jī)尾翼前緣抗鳥撞性能的問題關(guān)系重大。中國民航總局制定的《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》中第25條631款中明確規(guī)定，飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計必須保證在飛機(jī)在與3. 6公斤(8磅)重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時飛機(jī)的速度等于飛機(jī)在選定海平面的巡航速度。研究表明，在高速撞擊下，鳥體表現(xiàn)出明顯的流體力學(xué)行為。目前針對尾翼前緣的抗鳥撞設(shè)計多采用高強(qiáng)度的復(fù)合材料和單純的夾芯結(jié)構(gòu)。其設(shè)計思路多為犧牲結(jié)構(gòu)的功能外形，以其盡可能大的變形吸收鳥體撞擊能量。如Alessandro Airoldi等人在相關(guān)文獻(xiàn)中提到的一種垂尾前緣結(jié)構(gòu)，其外表面采用鋁合金材料，內(nèi)部則采用帶蜂窩夾芯的碳纖維復(fù)合材料。試驗中用4 磅的鳥體以270節(jié)的速度撞擊結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)損壞明顯。Μ. A. McCARTHY等人則提出一種前緣蒙皮為FML復(fù)合材料的機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)。試驗中結(jié)構(gòu)承受了 4磅鳥體以200m/s的速度進(jìn)行的撞擊，前緣未被擊穿但產(chǎn)生巨大變形。最近Michele Guida等人又提出了一種夾芯前緣結(jié)構(gòu)，夾芯結(jié)構(gòu)兩層面板分別采用FML復(fù)合材料與金屬材料，芯層為蜂窩。試驗過程中用8磅的鳥體以250節(jié)的速度對結(jié)構(gòu)進(jìn)行撞擊，結(jié)果前緣并未被擊穿，但整個結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了極大變形。可以看出，現(xiàn)有結(jié)構(gòu)設(shè)計其制作費(fèi)用極為昂貴，整個結(jié)構(gòu)或被擊穿，或產(chǎn)生極大變形，其抗鳥撞效果并不理想。
發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的鳥撞后產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)或者被擊穿，或者產(chǎn)生極大變形，并且成本高的缺陷，本發(fā)明提出了一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾。本發(fā)明包括平尾蒙皮、上蜂窩芯層和下蜂窩芯層、前緣加固件和機(jī)翼襯層，上蜂窩芯層和下蜂窩芯層、前緣加固件和機(jī)翼襯層均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間。本發(fā)明中，前緣加固件呈三棱柱體，并且該前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣的前端處。呈平行四邊形的上蜂窩芯層和下蜂窩芯層分別固定在平尾蒙皮的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層和下蜂窩芯層同一側(cè)頂角的兩個邊分別與前緣加固件和平尾蒙皮的表面固定，上蜂窩芯層和下蜂窩芯層另一側(cè)的頂角的兩個邊分別與平尾蒙皮和機(jī)翼襯層的表面固定。機(jī)翼襯層固定在上蜂窩芯層和下蜂窩芯層，以及前緣加固件的表面，將上蜂窩芯層、下蜂窩芯層和前緣加固件包覆在機(jī)翼襯層與平尾蒙皮內(nèi)表面之間。[0005]前緣加固件的一個表面有與機(jī)翼襯層前端配合的凹槽。機(jī)翼襯層的外形同機(jī)翼前緣處的外形。上蜂窩芯層和下蜂窩芯層的厚度為5 20mm。前緣加固件表面的凹槽，與前緣加固件同機(jī)翼前緣前端配合的角相對應(yīng)。本發(fā)明充分考慮了鳥撞問題的特點(diǎn)，即鳥體在撞擊過程中表現(xiàn)出流體力學(xué)行為， 通過位于前緣的加固件對鳥體進(jìn)行切割，并變鳥體的正面撞擊為斜撞擊，合理的釋放了鳥體撞擊的能量。較薄的機(jī)翼表面蒙皮通過變形失效，并且通過蜂窩芯層的變形有效吸收了鳥體被分割后部分的能量，而較厚的機(jī)翼襯層則保證了平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)的安全，保護(hù)機(jī)翼襯層不被擊穿，從而保護(hù)平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)不受破壞。試驗證明，通過改變蜂窩芯層和機(jī)翼襯層的厚度增加平尾蒙皮與機(jī)翼襯層之間的距離，通過前緣加固件的角度，均能夠有效改變整個前緣的抗鳥撞性能，以適應(yīng)不同的抗鳥撞要求。圖7為鳥撞數(shù)值模擬示意圖。圖中鳥體表示為兩端半球的圓柱體，并用SPH粒子表示。鳥體質(zhì)量為3. Wig，撞擊速度為150m/s。圖8為前緣加固件對鳥體6的分割過程。圖9 (a)為撞擊開始前鳥體6狀態(tài)。圖 9(b)為撞擊開始Ims后鳥體6狀態(tài)?？梢钥闯觯谧矒暨^程中，鳥體6被前緣加固件3明顯切割。圖9(c)為撞擊開始2ms后，鳥體6的狀態(tài)?？梢钥闯觯B體6被前緣加固件3切割所形成的兩個部分分別沿機(jī)翼襯層4上下表面滑出。圖9為鳥體經(jīng)分割后對結(jié)構(gòu)的沖擊示意圖?？梢钥吹角熬壝善?失效，上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5有很大變形，這些變形吸收了被分割后鳥體6的能量，對機(jī)翼襯層4起到了保護(hù)作用。圖10-11為結(jié)構(gòu)經(jīng)受鳥撞擊后的情況?？梢钥闯鰴C(jī)翼襯層4有較小變形，且未被鳥體擊穿。本發(fā)明中，在機(jī)翼平尾上增加的蜂窩芯層、前緣加固件和機(jī)翼襯層均安裝在平尾內(nèi)部，不會對飛機(jī)氣動性能造成影響，并且制作簡單、成本低，適用于垂尾、機(jī)翼前緣以及飛機(jī)上任何可能遭受飛鳥撞擊的梁緣部位。

[0012]圖1為平尾前緣的三維圖；[0013]圖2為平尾前緣的結(jié)構(gòu)示意圖；[0014]圖3為前緣加固件示意圖；[0015]圖4為機(jī)翼襯層示意圖；[0016]圖5為前緣加固件與內(nèi)蒙皮連接示意圖；[0017]圖6為蜂窩芯層示意圖，其中(a)為上蜂窩芯層，(b)為下蜂窩芯層；[0018]圖7為結(jié)構(gòu)鳥撞數(shù)值模擬示意圖；[0019]圖8為前緣加固件對鳥體分割過程示意圖，其中(a)為撞擊開始前鳥體狀態(tài)，(b)為撞擊開始Ims后鳥體狀態(tài)，(c)為撞擊開始2ms后鳥體的狀態(tài)；[0020]圖9為鳥體經(jīng)分割后沖擊結(jié)構(gòu)示意圖；[0021]圖9為結(jié)構(gòu)經(jīng)鳥撞后受損情況示意圖；[0022]圖10為結(jié)構(gòu)經(jīng)鳥撞后內(nèi)蒙皮變形情況示意圖。其中[0023]1.平尾蒙皮 2.上蜂窩芯層 3.前緣加固件 4.機(jī)翼襯層[0024]5.下蜂窩芯層 6.鳥體
具體實施方式
實施例一本實施例是用于某型機(jī)的抗鳥撞飛機(jī)平尾前緣。如圖1所示，本實施例包括平尾蒙皮1、上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件 3和機(jī)翼襯層4，上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間；其中，前緣加固件3呈三棱柱體，并且該前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣的前端處；呈平行四邊形的上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5分別固定在前緣蒙皮1的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的一個斜邊均與前緣加固件3的一個側(cè)表面配合；機(jī)翼襯層4固定在上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5，以及前緣加固件3的表面，將上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5和前緣加固件3包覆在機(jī)翼襯層4與平尾蒙皮1內(nèi)表面之間。本實施例中的上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4的數(shù)量均同平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)中跨的數(shù)量。平尾蒙皮1為鋁合金，蒙皮厚度為0. 5毫米，與機(jī)翼內(nèi)的肋鉚接固定。前緣加固件3為三棱柱體，用鋁合金材料制成。前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣內(nèi)的前端處，并與肋點(diǎn)焊連接。在前緣加固件3與同機(jī)翼前緣前端配合的角相對應(yīng)的表面，有與機(jī)翼襯層4前端配合的凹槽，并且該凹槽與機(jī)翼襯層的前端點(diǎn)焊連接。前緣加固件的其余兩個表面為平面，并且前述兩個表面分別與機(jī)翼襯層4的兩個外表面貼合并點(diǎn)焊固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5均為紙蜂窩結(jié)構(gòu)，其外形呈平行四邊形，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的方向相反。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的厚度為15毫米。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5同一側(cè)頂角的兩個邊分別與前緣加固件3與平尾蒙皮1的表面貼合并膠結(jié)固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5另一側(cè)的頂角的兩個邊分別與平尾蒙皮1 和機(jī)翼襯層4的表面貼合并膠結(jié)固定。機(jī)翼襯層4用5mm的鋁合金制成，其外形呈“V”形，同機(jī)翼前緣處的外形。該機(jī)翼襯層4的前端與前緣加固件3表面的凹槽配合，機(jī)翼襯層4的尾端至機(jī)翼腹板處。機(jī)翼襯層4與翼肋之間通過角片鉚接固定。實施例二本實施例是用于某型機(jī)的抗鳥撞飛機(jī)平尾前緣。如圖1所示，本實施例包括平尾蒙皮1、上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件 3和機(jī)翼襯層4，上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間；其中，前緣加固件3呈三棱柱體，并且該前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣的前端處；呈平行四邊形的上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5分別固定在前緣蒙皮1的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的一個斜邊均與前緣加固件3的一個側(cè)表面配合；機(jī)翼襯層4固定在上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5，以及前緣加固件3的表面，將上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5和前緣加固件3包覆在機(jī)翼襯層4與平尾蒙皮1內(nèi)表面之間。[0036]本實施例中的上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4的數(shù)量均同平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)中跨的數(shù)量。平尾蒙皮1為鋁合金，蒙皮厚度為1毫米，與機(jī)翼內(nèi)的肋鉚接固定。前緣加固件3為三棱柱體，用復(fù)合材料制成。前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣內(nèi)的前端處，并與肋膠結(jié)連接。在前緣加固件3與同機(jī)翼前緣前端配合的角相對應(yīng)的表面， 有與機(jī)翼襯層4前端配合的凹槽，并且該凹槽與機(jī)翼襯層的前端膠結(jié)連接。前緣加固件的其余兩個表面為平面，并且前述兩個表面分別與機(jī)翼襯層4的兩個外表面貼合并膠結(jié)固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5均為紙蜂窩結(jié)構(gòu)，其外形呈平行四邊形，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的方向相反。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的厚度為25毫米。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5同一側(cè)頂角的兩個邊分別與前緣加固件3與平尾蒙皮1的表面貼合并膠結(jié)固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5另一側(cè)的頂角的兩個邊分別與平尾蒙皮1 和機(jī)翼襯層4的表面貼合并膠結(jié)固定。機(jī)翼襯層4用4mm的鋁合金制成，其外形呈“V”形，同機(jī)翼前緣處的外形。該機(jī)翼襯層4的前端與前緣加固件3表面的凹槽配合，機(jī)翼襯層4的尾端至機(jī)翼腹板處。機(jī)翼襯層4與翼肋之間通過角片鉚接固定。實施例三本實施例是用于某型機(jī)的抗鳥撞飛機(jī)平尾前緣。如圖1所示，本實施例包括平尾蒙皮1、上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件 3和機(jī)翼襯層4，上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間；其中，前緣加固件3呈三棱柱體，并且該前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣的前端處；呈平行四邊形的上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5分別固定在前緣蒙皮1的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的一個斜邊均與前緣加固件3的一個側(cè)表面配合；機(jī)翼襯層4固定在上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5，以及前緣加固件3的表面，將上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5和前緣加固件3包覆在機(jī)翼襯層4與平尾蒙皮1內(nèi)表面之間。本實施例中的上蜂窩芯層2、下蜂窩芯層5、前緣加固件3和機(jī)翼襯層4的數(shù)量均同平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)中跨的數(shù)量。平尾蒙皮1為FLM復(fù)合材料，蒙皮厚度為0. 5毫米，與機(jī)翼內(nèi)的肋鉚接固定。前緣加固件3為三棱柱體，用鋁合金材料制成。前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣內(nèi)的前端處，并與肋點(diǎn)焊連接。在前緣加固件3與同機(jī)翼前緣前端配合的角相對應(yīng)的表面，有與機(jī)翼襯層4前端配合的凹槽，并且該凹槽與機(jī)翼襯層的前端點(diǎn)焊連接。前緣加固件的其余兩個表面為平面，并且前述兩個表面分別與機(jī)翼襯層4的兩個外表面貼合并點(diǎn)焊固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5均為紙蜂窩結(jié)構(gòu)，其外形呈平行四邊形，并且上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的方向相反。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5的厚度為10毫米。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5同一側(cè)頂角的兩個邊分別與前緣加固件3與平尾蒙皮1的表面貼合并膠結(jié)固定。上蜂窩芯層2和下蜂窩芯層5另一側(cè)的頂角的兩個邊分別與平尾蒙皮1 和機(jī)翼襯層4的表面貼合并膠結(jié)固定。[0048] 機(jī)翼襯層4用5mm的鋁合金制成，其外形呈“V”形，同機(jī)翼前緣處的外形。該機(jī)翼襯層4的前端與前緣加固件3表面的凹槽配合，機(jī)翼襯層4的尾端至機(jī)翼腹板處。機(jī)翼襯層4與翼肋之間通過角片鉚接固定。
權(quán)利要求1.一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾，其特征在于，所述的抗鳥撞飛機(jī)平尾前緣包括平尾蒙皮(1)、上蜂窩芯層(2)和下蜂窩芯層(5)、前緣加固件(3)和機(jī)翼襯層(4)，上蜂窩芯層 (2)和下蜂窩芯層(5)、前緣加固件(3)和機(jī)翼襯層(4)均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間；其中，前緣加固件(3)呈三棱柱體，并且該前緣加固件的一個角位于機(jī)翼前緣的前端處；呈平行四邊形的上蜂窩芯層(2)和下蜂窩芯層(5)分別固定在平尾蒙皮(1)的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層(2)和下蜂窩芯層(5)同一側(cè)頂角的兩個邊分別與前緣加固件(3)和平尾蒙皮(1)的表面固定，上蜂窩芯層(2)和下蜂窩芯層(5)另一側(cè)的頂角的兩個邊分別與平尾蒙皮(1)和機(jī)翼襯層(4)的表面固定；機(jī)翼襯層(4)固定在上蜂窩芯層 (2)和下蜂窩芯層(5)，以及前緣加固件(3)的表面，將上蜂窩芯層(2)、下蜂窩芯層(5)和前緣加固件(3)包覆在機(jī)翼襯層(4)與平尾蒙皮(1)內(nèi)表面之間。
2.如權(quán)利要求1所述一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾，其特征在于，前緣加固件(3)的一個表面有與機(jī)翼襯層(4)前端配合的凹槽。
3.如權(quán)利要求1所述一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾，其特征在于，機(jī)翼襯層(4)的外形同機(jī)翼前緣處的外形；該機(jī)翼襯層(4)的前端與前緣加固件(3)表面的凹槽配合，機(jī)翼襯層 (4)的尾端至機(jī)翼腹板處。
4.如權(quán)利要求1所述一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾，其特征在于，上蜂窩芯層(2)和下蜂窩芯層(5)的厚度為5 20mm。
5.如權(quán)利要求2所述一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾，其特征在于，前緣加固件(3)表面的凹槽，與前緣加固件(3)同機(jī)翼前緣前端配合的角相對應(yīng)。
專利摘要一種有前緣加固件的飛機(jī)平尾。上蜂窩芯層、下蜂窩芯層、前緣加固件和機(jī)翼襯層均沿飛機(jī)平尾展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間。前緣加固件的一個角位于平尾前緣的前端處。呈平行四邊形的上蜂窩芯層和下蜂窩芯層分別固定在平尾蒙皮的上下內(nèi)表面上，并且各蜂窩芯層的一個頂角的邊分別與前緣加固件和平尾蒙皮的表面固定，另一個頂角的邊分別與平尾蒙皮和機(jī)翼襯層的表面固定。通過機(jī)翼襯層將各蜂窩芯層和前緣加固件包覆在機(jī)翼襯層與平尾蒙皮內(nèi)表面之間。本實用新型通過前緣加固件對鳥體進(jìn)行切割，通過蜂窩芯層有效吸收了鳥體的撞擊力，并通過機(jī)翼襯層保護(hù)平尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)不受破壞，本實用新型同樣適用于垂尾、機(jī)翼前緣以及飛機(jī)上任何可能遭受飛鳥撞擊的梁緣部位。
文檔編號B64C3/26GK201971150SQ20102061793
公開日2011年9月14日 申請日期2010年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2010年11月18日
發(fā)明者劉軍, 李玉龍, 石霄鵬, 索濤 申請人:西北工業(yè)大學(xué)