飞行器的预应力结构及制造方法技术

一种飞行器的预应力结构及制造方法，适用于航空航天领域的飞行器。它是在飞行器的载荷结构中，采用预应力构件。预应力构件由预拉件和预压件或加填充料组成一个载荷构件，由多个载荷构件组成整个飞行器的载荷结构，并使这种结构在制造或使用时，产生一个大于其最大许用应力的预应力，使结构中复杂无序的交变载荷分解为有序的拉力、压力，并分别由不同的构件来承受，既避免了同一构件承受交变载荷，又减小了载荷的交变份量，从而提高了结构强度和抗疲劳强度。（*该技术在2017年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行器如飞机的预应力结构及制造方法，适应于航空航天领域所有重于空气的飞行器。目前，在飞行器如飞机的结构设计中，均采用非预应力构件，为了降低飞机的重量并满足其安全使用的要求，人们对飞机的结构设计，开发出高比强度的材料作出了不懈的努力，取得了显著的成效。但飞机的发展，对其结构设计和材料提出了更高的要求。未来的大型客机，载客将达1000人以上甚至更多，庞大的结构，仅是机舱增压的内外压差使机身承受巨大膨胀力，就使其随时处于爆炸的危险之中，因此不得不在设计上加大安全系数。而现在的机体结构的弱点，主要表现在抗拉强度、刚度和抗疲劳强度的不足，因为它的机体在结构上连接交点太多，应力分布又非常复杂，各种梁、框、椽条、桁条、接头件及蒙皮的交点孔都是应力高度集中的地方，任何设计制造及材料上的缺陷，甚至工艺上的一个机械标记或蒙皮被划伤，都能引起疲劳破坏而导致灾难性后果。况且各种构件均为一整体件，必须承受交变载荷，应力分布极不均匀，存在应力高度集中点，这就给设计制造和疲劳实验带来很大的困难，而且构件如椽条、桁条，接头件，蒙皮上的连接孔，本身就破坏了结构的整体性，使其抗拉强度降至低于最弱部位的强度以下，抗疲劳强度的下降就更明显。连接的不同方法也使构件强度降低，如铆接，在铆钉连接后，使铆钉孔产生一个向四周膨胀的拉应力，这种拉应力对构件在交变载荷下的抗疲劳强度极为不利。如英国1954年接连两次失事的慧星号客机，就是因为机身与机翼连接处蒙皮上的铆钉孔处有疲劳裂纹所致。即使是现在，飞机空中解体事故也是时有发生，而仅对蒙皮表面抛丸和铆孔周边强化是解决不了问题的。机体结构的刚度不足，会使蒙皮起皱或与其它结合部位产生微动磨损，导致机舱特别是油箱的密封被破坏，这也是飞机制造中的一个难题。传统的结构设计，对于减轻结构重量，潜力已经不大了。如美国的F-22战斗机的各段机身大梁，是采用少量搭接的方式进行连接的，这种方式是通过前段机身的大梁向后延伸穿过后段机身的隔框来实现的，这样就能降低接头处的双重隔框的重量，但是这种方法的连接因为还存在大梁，而且机身隔框的上部还得承受拉力，所以对于结构减重，效果并不显著。复合材料具有高比强度等许多优点，但也有一些明显的缺点，如强度差别过于悬殊的各向异性，容易受潮产生分层、质地较脆，受外物冲击损伤后用肉眼几乎看不出来，而且这种损坏一旦出现在一些关键部位，就可能引起灾难性的后果。这种外物冲击虽然可以采用一些防范措施来对付，但总不能完全消除，只好进行反复修理。但复合材料的修理不象金属材料那样简单，其结果维修成本很高，反而抵消了它的优越性，致使某些飞机的零部件不得不又采用金属材料。据统计，机械零件的破坏，50％-90％是疲劳破坏，特别对于飞机，疲劳破坏的影响更大，而现在的结构设计方法无法从根本上解决疲劳强度特别是复合材料的疲劳强度问题，即使进行全尺寸疲劳试验也是如此。金属材料通过热处理和其它工艺处理，可以使其抗拉强度成倍提高，抗疲劳强度的效果就更加显著。但材料热处理后强度提高，硬度也相应提高，难以进行机加工。同时，热处理后的内应力和产生裂纹的可能性很大，对缺口的敏感性也大，特别对于大型、复杂，薄壁零件，通过工艺措施来提高其强度的潜力很有限，而这种构件在飞行器中是很普遍的。变后掠翼能解决飞机低速飞行的升力和高速飞行激波阻力的矛盾，使飞行更安全和经济，也能减小存放空间，特别是舰载飞机，但也带来了结构重量的增加和可靠性降低等问题，斜翼机结构较简单，重量轻，但其机翼与机身的连接刚度差，容易产生振动，同时因机翼一边前掠，一边后掠，使左右气动特性发生变化，对飞机的操纵和安全性能都有影响。因此它们都未能解决可掠动机翼的连接强度、刚度、振动和结构增重及飞机性能等问题，使变后掠翼飞机无法广泛应用。前掠翼飞机能使高速和低速飞行性能得到解善，但目前材料的强度又难以解决前掠翼的弹性发散问题，使它的研究和探索停滞不前。飞机的结构从静强度、安全寿命、破损安全、损伤容限发展到以可靠性为基础的设计方法，但最终在结构强度提高的同时重量也同时增加，这就迫使人们去开发高比强度的材料，但是直至目前，高比强度材料的应用，使其代价与效果总是同步增长，甚至代价的增长往往大于效果的增长，从而使它的普遍应用很困难。飞机越来越向大型、远程、高速的方向发展，这就要求其结构强度和刚度高、重量轻、推重比大、安全可靠、使用寿命长、造价低，尤其在结构的抗疲劳、防断裂和意外破坏等方面，始终成为制约航空工业发展的一个重要障碍。几十年来，飞机的结构设计循序渐进，未能有一次突破性的进展。显然，在飞机的结构设计领域中，存在一种技术偏见，它引导人们不去考虑其它方面的可能性，阻碍该
的研究与发展。看来，要解决飞机结构存在的问题，必须寻求另外的途径。本专利技术的目的是提供一种，它是在飞行器如飞机的载荷结构中，采用由预拉件和预压件或加填充材料组成的预应力结构来组成整个载荷结构，并使这种载荷结构在制造、装配或使用时，产生一个大于其最大许用应力的预应力，从而提高了飞机的结构强度、刚度，特别是提高抗疲劳强度和防断裂性能，同时也降低结构重量和制造、使用成本。本专利技术的另一个目的是提供一种变后掠翼飞行器如飞机的载荷结构中，采用预应力结构和在掠动机构中采用柔性预应力连接，解决了掠动机构的连接强度，刚度和抗疲劳强度问题，防止外翼振动。本专利技术的目的是这样实现的，在飞行器如飞机的各种梁、框架、机身结构、中央翼盒、平尾、垂尾、纵向长桁、径向桁条、椽条、挂架、整体壁板、地板，发动机中的风扇叶片、作动筒、各类轴、枢轴、安定面、舵，襟翼以及变后掠翼的掠动连接机构等载荷构件中，全部或部分采用预应力结构的预应力构件，预应力构件包括预拉件和预压件或加填充料构成上述载荷构件，并使其在制造、装配或使用时产生一个大于其最大许用应力的预应力，其预拉件置于预压件之中或包容预压件，预拉件为用高强度钢、钛合金、铝合金和其它合金的金属材料或纤维增强复合材料制成的预拉圈、拉杆、铆式拉杆、缆绳、管材、布、网、带、拉筋、丝、格栅、骨架或双金属中的一种金属材料，其形状是根据飞机载荷构件的结构形状和承力要求而确定的，预压件为由金属材料或基体复合材料制成上述载荷构件的结构体，在结构中，预拉件被预紧，产生预应力，其伸出端与其它构件连接。预拉件和预压件之间充满填充料而成一整体，填充料全部或部分包容预拉件，预压件通过填充料或直接包容预拉件或被预拉件包容而结合成一个整体，与其它构件的连接主要为孔连接，由这种预应力结构组成整体飞行器的载荷结构，并使这种载荷结构在制造、装配或使用时，产生一个大于其最大许用应力小于其屈服强度的预应力而成为预应力构件，使结构中复杂无序的交变载荷分解为有序的拉力、压力并分别由不同的构件来承受。在结构中，预拉件产生预拉力，承受预压力和外拉力，预压件承受预拉力和外压力，填充料把二者结合成一个整体，并使结构保持预应力，或预拉件与预压件直接接合构成一个整体预应力构件。当构件产生外拉力时，就会被存在于预拉件上的预压力抵消；当构件产生外压力时，就会被存在于预压件上的预拉力抵消，所以，只要作用于构件上的外力小于它的最大预应力(即预应力大于其最大许用应力)，构件就不再承受交变载荷，从而避免了同一构件因承受交变载荷而导致的疲劳本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器的预应力结构，其特征在于：飞行器的各种梁、框架、机身结构、中央翼盒、平尾、垂尾、纵向长桁、径向桁条、椽条、整体壁板、地板，发动机中的风扇叶片、作动筒、各类轴、枢轴、安定面、舵，襟翼以及变后掠翼的掠动连接机构等载荷构件中，全部或部分采用预应力结构，预应力结构包括预拉件和预压件或加填充料构成飞行器的上述载荷构件，并使其在制造、装配或使用时产生一个大于其最大许用应力小于其屈服强度的预应力而成为预应力构件，其预拉件置于预压件之中或包容预压件，预拉件为用高强度钢、钛合金、铝合金和其它合金或的金属材料纤维增强复合材料制成的预拉圈、拉杆、铆式拉杆、缆绳、管材、布、网、带、拉筋、丝、格栅、骨架或双金属中的一种金属材料，其形状根据飞行器载荷构件的结构形状和承力要求而确定，预压件为由金属材料或基体复合材料制成上述载荷构件的结构和气动外形，预拉件被预紧产生预应力，其伸出端与其它构件连接。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：王新云，
申请(专利权)人：王新云，
类型：发明
国别省市：43[中国|湖南]