一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件制造技术

一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，在抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有加强件支板，并使抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁固定连接。抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内的前缘蒙皮和前缘辅助梁之间，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间。本发明专利技术通过加强件支板提高了的刚度，有效地切割鸟体，变正面撞击为侧面撞击，分散了撞击能量，保证尾翼结构的完好性及尾翼的气动外形。本发明专利技术能够保证尾翼前缘有足够的强度和刚度，从而从结构上减轻尾翼的结构质量，更好地满足了飞机结构设计的轻量化要求，解决了某型机的尾翼结构设计中存在的更优的抗鸟撞性能与更轻的尾翼总质量之间的矛盾，为未来的飞机尾翼结构设计提供了一种新的方案。供了一种新的方案。供了一种新的方案。

【技术实现步骤摘要】
一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件


[0001]本专利技术涉及飞机结构设计领域，具体是一种能够提高飞机尾翼抗鸟撞性能并减轻其重量的A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件。

技术介绍

[0002]鸟撞事故是指空中飞行的飞机等飞行器与飞行的鸟类相撞所发生的事故。随着民用航空行业的飞速发展，民机鸟撞事故成为民用航空最严重的安全威胁之一。有关数据显示，飞机的迎风面，包括飞机风挡、雷达罩、发动机、机翼前缘及尾翼前缘是最易受到鸟撞的部位。前缘结构内部常设有油路系统或控制线路，这些内部设施一旦受到鸟撞破坏，灾难性事故就难以避免。因此，解决好飞机尾翼前缘抗鸟撞性能的问题关系重大。中国民航总局制定的《运输类飞机适航标桩》第25条631款中明确规定，飞机尾翼结构的设计必须保证在飞机与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度等于飞机在选定海平面的巡航速度。研究表明，在高速撞击下，鸟体表现出明显的流体力学行为。
[0003]目前针对尾翼前缘的抗鸟撞设计多采用高强度的复合材料和单纯的夹芯结构。其设计思路多为牺牲结构的功能外形，以其尽可能大的变形吸收鸟体撞击能量。另外如Alessandro Airoldi等人在文献Bird impact simulation against a hybrid composite and metallic vertical stabilizer(19th AIAA Applied Aerodynamics Conference 2001，No.1390)中提到的一种垂尾前缘结构，这种垂尾前缘结构外表面采用铝合金材料，内部则采用带蜂窝夹芯的碳纤维复合材料。试验中用4磅的鸟体以250节的速度对结构进行撞击，结果前缘未被击穿，但整个结构产生了极大的变形。可以看出，现有结构设计其制作费用极其昂贵，整个结构或被击穿，或产生极大变形，其抗鸟撞效果并不理想。
[0004]为克服飞机结构抗鸟撞现有技术中存在的大变形损伤及高费用的缺陷，西北工业大学在ZL201010554079.4中提出了一种能够增强飞机抗鸟撞性能的平尾前缘。该平尾前缘包括前缘蒙皮1、蜂窝芯层2、位于平尾前缘的加强件3和机翼衬层4。其中，蜂窝芯层2、前缘加强件3和机翼衬层4均沿展向布置在机翼前缘内各跨之间；其中，前缘加强件3呈三棱柱体，并且该前缘加强件的一个角位于机翼前缘的前端处；呈平行四边形的上蜂窝芯层和下蜂窝芯层分别固定在前缘蒙皮的上下内表面，并且上蜂窝芯层和下蜂窝芯层的一个斜边均与前缘加强件的一个侧表面配合；机翼衬层固定在两块蜂窝芯层、前缘加强件的表面。上述平尾前缘结构在遭受鸟体撞击后，虽然鸟体经分割后对机翼衬层起到了保护作用，但是该结构存在的问题是：下蜂窝芯层为软材料，在鸟体强大的冲击力作用下产生很大压溃变形，使得前缘蒙皮的支撑刚度变小，导致前缘蒙皮发生失效，可见，蒙皮失效的主要原因是其支撑刚度减小，前缘蒙皮失效会严重影响飞行过程中平尾的气动性能，所以，综合考虑抗鸟撞性能和气动性能设计，该能够增强飞机抗鸟撞性能的平尾前缘的适用性并不强。
[0005]在上述结构的基础上，西北工业大学在ZL201120366469.9的中提出了一种抗鸟撞飞机尾翼。它包括尾翼前缘蒙皮、小前梁、翼肋、大前梁、前缘舱蒙皮和前缘加强件。前缘加强件为Λ字形加强件结构，其展向分布于翼展0～100％之间，其弦向分布于尾翼0～30之
间；前缘加强件沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间，其外形呈等腰三角形，并通过前缘加强件固定面与小前梁固定连接。此专利技术通过自身的三角支撑对鸟体进行切割，尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量，不但保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏，而且很好地保持了尾翼的气动外形。上述Λ字形加强件结构虽然保护了尾翼前梁和内部结构，但由于不是一种闭口的结构，弯曲刚度及扭转刚度较低。然而为了达到良好的保护效果，Λ字形三角板需要足够的厚度以达到足够的强度和刚度，才能保持自身在遭受鸟体撞击时不发生破坏和大变形。厚度的增加使得整体结构的质量增加，而质量又是飞机结构设计中最需要控制的因素，质量增加过多不符合飞机结构设计的轻量化要求。
[0006]综上所述，目前所存在的Λ字形加强件前缘加强件需要进行一定的优化，在减小抗鸟撞结构的质量的同时增加结构的刚度，以达到更良好的抗鸟撞性能。

技术实现思路

[0007]为克服现有技术中存在的飞机尾翼结构设计中难以兼顾抗鸟撞性能、气动外形的维形和结构轻量化要求的不足，本专利技术提出了一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件。
[0008]本专利技术包括加强件侧板和加强件支板。其中，所述加强件侧板采用铝合金矩形板弯折而成，在该抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有所述加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述加强件支板位于距所述加强件侧板的顶点1/4处。所述抗鸟撞加强件两侧侧板之间的夹角为该抗鸟撞加强件的顶角。
[0009]所述加强件侧板的两侧侧板为平板或变角度的两段式平板；当两侧侧板均为两段式平板时，该两段式平板中的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。
[0010]所述变角度的两段式平板的加强件侧板为后段向外弯折的加强件侧板。当采用后段向外弯折的加强件侧板时，前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为40
°
；后段两侧侧板之间的夹角θ为66.56
°
。或者
[0011]前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为74
°
；后段两侧侧板之间的夹角θ为54.95
°
。
[0012]当两侧侧板均为平板时，所述抗鸟撞加强件的顶角β为60
°
。
[0013]各所述抗鸟撞加强件的顶角均为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。
[0014]当两侧侧板均为两段式平板时，所述前端与后段之间的变角度的位置与加强件支板的位置相对应。
[0015]所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁固定连接。
[0016]各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。
[0017]所述抗鸟撞加强件为3件，位于飞机尾翼前缘内的前缘蒙皮和前缘辅助梁之间，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。
[0018]各所述加强件侧板的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支
板的两端均有用于与所述加强件侧板连接的折边。
[0019]两侧侧板的弦向总长度相等，或者不相等；当采用不相等结构时，该两侧侧板中靠近上翼面的侧板长，靠近下翼面的侧板短；所述靠近下翼面侧板的长度为靠近上翼面侧板长度的88％。
[0020]本专利技术公开的A字本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，包括加强件侧板和加强件支板；其中，所述加强件侧板采用铝合金矩形板弯折而成，在该抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有所述加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件；所述加强件支板位于距所述加强件侧板的顶点1/4处；所述抗鸟撞加强件两侧侧板之间的夹角为该抗鸟撞加强件的顶角。2.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述加强件侧板的两侧侧板为平板或变角度的两段式平板；当两侧侧板均为两段式平板时，该两段式平板中的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。3.如权利要求2所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述变角度的两段式平板的加强件侧板为后段向外弯折的加强件侧板；当采用后段向外弯折的加强件侧板时，前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为40
°
；后段两侧侧板之间的夹角θ为66.56
°
；或者前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为74
°
；后段两侧侧板之间的夹角θ为54.95
°
；当两侧侧板均为平板时，所述抗鸟撞加强件的顶角β为60
°
；各所述抗鸟撞加强件的顶角均为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相...

【专利技术属性】
技术研发人员：李玉龙，李若白，陈小鹏，黄甲，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：