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一种飞机翼的前缘结构的制作方法

2021-02-14 15:02:30|128|起点商标网
一种飞机翼的前缘结构的制作方法

本发明涉及飞机零部件领域,尤其涉及一种飞机翼的前缘结构及飞机翼。



背景技术:

飞机在服役过程中遭遇鸟击已成为危及飞机飞行安全的重要事件。据统计,近十三年间,全球民航通报约46000起各类鸟击事件。

飞机的机头、风挡、引擎、机翼、尾翼是飞机鸟击威胁相对较高的区域。特别对于尾翼部段,在美国far适航条款,以及中国民航ccar25部适航条款中的§25.631条款明确定义了尾翼的抗鸟击安全设计要求。具体条款描述如下:

尾翼结构的设计必须保证飞机在与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(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于按§25.335(a)选定的海平面vc。其中vc为设计巡航速度。

在结构设计专业领域,前缘抗鸟击的关键结构性能包括:结构重量、鸟击后结构完整性要求(结构无穿透破损或可接受的轻微破损等具体设计要求)、鸟击后结构维持外形的能力(维持空气动力学性能以及对可能的系统安装空间的维持)等。为了提高抗鸟撞性能,飞机前缘内需要布置更多的结构件,这会使得飞机前缘的重量增大;倘若飞机前缘内设置更少的结构件,则抗鸟撞性能则会下降。因此,抗鸟撞性能要求和轻量化设计要求成为飞机前缘设计中彼此矛盾的要求。

为了解决上述矛盾,现有技术提供了各类方案。例如,在文献cn106697258a公开的机翼前缘中,该机翼前缘包括机翼前缘蒙皮、附加蒙皮、前梁、小前梁、多个前肋、多个后肋和两个边肋。后肋等设有减重孔。机翼前缘中的组件之间通过铆钉铆接。由于所设的前肋、后肋等数量较多,且各前肋、后肋等在厚度所在的端面通过铆钉与其他结构件固定,这会使得机翼前缘的组装难度较高、组装耗时长。此外,多个平板式的肋会使得前缘结构仍具有较大的重量。

文献us20080265095a1公开了一种吸能撞击带,其实际为一种内嵌式的前缘吸能结构。通过在飞机机翼前缘部分设置特定的复合材料内衬,在鸟击发生时,机翼前缘会发生弹塑性变形,进而吸收鸟击能量。在该吸能撞击带中,为了保证其吸能效果,由塑料等材质制成的吸能材料的厚度需要被适当地增厚,这会使得前缘的内部空间被显著缩小,进而使得前缘内部安装支撑构件时所需的安装空间被缩小,支撑构件的安装难度增大。



技术实现要素:

针对前缘结构的上述现状,本发明的目的之一在于提供一种飞机翼的前缘结构,其能够良好地解决抗鸟撞性能要求和轻量化设计要求之间的矛盾。

该目的通过本发明以下形式的设备来实现。其中,飞机翼的前缘结构包括刚性框架、撞击触发杆以及连杆机构。所述刚性框架包括沿飞机翼的长度方向平排且竖向设置的多个u形翼肋,所述翼肋的封闭端朝向机翼的前缘。所述撞击触发杆的一端固定在u形翼肋的封闭端的内侧。连杆机构位于所述刚性框架内。连杆机构和撞击触发杆的另一端铰接固定,并且被构造成能够响应于鸟类的撞击而使得所述刚性框架发生溃缩。

在受到鸟类撞击后,撞击触发杆固定在翼肋的封闭端(即前缘端)的一端可起到切割鸟类的作用。由于撞击触发杆的另一端是铰接固定在连杆机构上的,在鸟类撞到撞击杆后,撞击触发杆的另一端会带动连杆机构转动。撞击杆在该过程中允许朝鸟类的撞击方向后移,这使得鸟类撞击飞机后具有较长的缓冲距离,鸟类对飞机的撞击动量得以减小。同时,连接机构会带动刚性框架随着翼肋的变形发生溃缩,鸟类撞击产生的冲击力被分散到整个刚性框架上,这进一步使得减弱了鸟类的撞击影响。

根据本发明的一种优选实施方式,所述连杆机构包括:

上铰接杆,所述上铰接杆的一端铰接固定在所述撞击触发杆的另一端,另一端铰接固定在翼肋的上侧壁;以及

下铰接杆,所述下铰接杆的一端铰接固定在所述撞击触发杆的另一端,另一端铰接固定在翼肋的下侧壁。

鸟类撞击后,翼肋的上、下侧壁受撞击触发杆的作用朝向彼此弯折,使得翼肋的前缘端形成锐利的切割利器,从而将鸟体破碎成较小体积,并其碎片导引到飞机机体外。

根据本发明的一种优选实施方式,所连杆机构包括具有流线型构造的撞击触发板,所述撞击触发板能够被布置在所述翼肋的封闭端的外表面且能够连接至少两个翼肋。撞击触发板有助于在不对应于翼肋的位置处增大前缘与鸟类接触的面积,减小鸟类撞击前缘时对其造成的撞击力,避免鸟类的部分身体穿入前缘内部。

根据本发明的一种优选实施方式,所述连杆机构包括具有人字形构造的连杆件,所述连杆件的顶端固定于所述撞击触发板,并且底部的两个底部端分别固定于相邻的翼肋内的撞击触发杆的所述另一端上。连杆件有助于将鸟类撞击前缘时对与其接触的翼肋形成的撞击力平衡地分散到刚性框架的其他翼肋上。

根据本发明的一种优选实施方式,所述上铰接杆、下铰接杆与所述撞击触发杆之间的夹角均为锐角。

根据本发明的一种优选实施方式,所述前缘结构包括立柱,所述立柱的两端分别铰接固定在所述翼肋的开口端的内侧上。

根据本发明的一种优选实施方式,所述撞击触发杆的所述另一端与所述立柱之间的间距不小于所述翼肋的深度的5%。

根据本发明的一种优选实施方式,所述撞击触发杆与所述连杆件连接的位置与所述撞击触发杆与所述上铰接杆或下铰接杆连接的位置相邻。

根据本发明的一种优选实施方式,所述翼肋的内表面形成有突起的第一肋板,所述连杆机构或所述立柱上设有与所述第一肋板配合的第一夹持部。

根据本发明的一种优选实施方式,所述撞击触发板的内表面形成有突起的第二肋板,所述连杆件的顶端具有用于与所述第二肋板配合的第二夹持部。

此外,本发明还公开了一种飞机翼,该飞机翼包括如上述任一项前缘结构以及包裹所述前缘结构的蒙皮。

根据本发明的一种优选实施方式,所述飞机翼选自水平尾翼、垂直尾翼、机翼中的任意一种。

在符合本领域常识的基础上,上述各优选实施方式,可任意组合,即得本发明各较佳实例。通过阅读下列的附图和详细描述本领域技术人员可理解本发明的其他系统、方法、特征和优点。目的是所有这种额外的系统、方法、特征和优点包括在本说明书中和本发明内容中,且包括在本发明的范围内,并被所附权利要求保护。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能,可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解,附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式,对本发明的范围没有任何限制作用,图中各个部件并非按比例绘制。

图1是安装了本发明的前缘结构的尾翼的结构示意图。

图2是图1的局部a处的尾翼放大图。

图3是图2的前缘结构的局部放大图。

图4是沿前缘结构的长度方向的翼肋的示意图。

图5是连杆件以及撞击触发板的结构示意图。

图6是前缘结构受到鸟类撞击时刻的结构示意图。

图7、8a是前缘结构受到鸟类撞击后的高度方向的变形示意图。

图8b是前缘结构受到鸟类撞击后的长度方向的变形示意图。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式,本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式,所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中,例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语,参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向,方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参见图1,其示出安装了本发明的前缘结构的飞机尾翼。按照飞机前进过程的飞行方向由前至后的顺序,飞机尾翼1依次设有前缘结构2、主翼部分3以及升降舵4等。主翼部分3与飞机机身部分连接,其为飞机尾翼1的主支撑结构。前缘结构2通过蒙皮5整体附接在主支撑结构上。可选地,蒙皮5由金属材料制成。

参见图2、3,其中图2示出了图1的局部a的前缘结构2的放大图,图3示出了图2的局部放大图,为了便于展示,图2的上侧部分的蒙皮5被隐去。飞机翼的前缘结构2由刚性框架、撞击触发杆20、撞击触发板40以及连杆机构30等组成。前缘结构2的刚性框架包括沿飞机翼的长度方向平排且竖向设置的多个u形翼肋10。翼肋10的封闭端朝向机翼的前缘(对应于飞机前进方向的前端),开口端朝向飞机尾翼1的主翼部分3并附接在主翼部分3(对应于飞机前进方向的末端)。

参见图3并结合图4,其中,撞击触发杆20的一端(固定端21)固定在u形翼肋10的封闭端的内侧,撞击触发杆20的另一端(自由端22)朝向翼肋10的开口端悬置。为了减轻撞击触发杆20的重量,其长度方向的侧面上可设置如图3、4所示的减重槽25。

撞击触发板40具有流线型构造,其被布置在翼肋10的封闭端的外表面且能够连接至少两个翼肋10。在图2、3、5的实施例中,一个撞击触发板40连接沿前缘结构2的长度方向相邻的两个翼肋10。撞击触发板40的两端分别抵靠在两个翼肋10的封闭端的相对端面上,并且附接在蒙皮5上。在另一些未示出的实施例中,撞击触发板40能够连接更多的翼肋10,其附接在翼肋10的封闭端的朝向飞机前进方向的表面上。此时,撞击触发板40被蒙皮5、翼肋10以夹层的形式被夹持在二者之间。

根据常规鸟类体形情况,撞击触发板40的高度(对应于机身高度)大致在翼肋10高度的50%-80%之间。

在图3-5的实施方式中,连杆机构30由上铰接杆32、下铰接杆34以及人字形构造的连杆件36等组成,其可选地由金属或符合材料制成。上铰接杆32的下端铰接固定在撞击触发杆20的自由端22,下端铰接固定在翼肋10的上侧壁。类似地,下铰接杆34的上端铰接固定在撞击触发杆20的自由端22,下端铰接固定在翼肋10的下侧壁。装配完毕后,撞击触发杆20的自由端22被上铰接杆32、下铰接杆34悬置式地固定。

可选地,撞击触发杆20的自由端22的上、下端面分别设有如图3、4所示的、带有通孔的耳板23。上铰接杆32、下铰接杆34上分别设有与耳板23对应的第一夹持部37。在飞机前缘安装完成后,上铰接杆32、下铰接杆34与撞击触发杆20之间的夹角优选地被设置为锐角,例如40°-60°之间的任意角度。

参见图3、5,连杆机构30的连杆件36的顶端36a固定于撞击触发板40,并且底部的两个底部端36b分别固定于相邻的翼肋10内的撞击触发杆20的自由端22上。与翼肋10的前缘端(撞击触发杆20的固定端21)的作用相似,连杆件36的顶端36a能够起到的切割鸟类等的作用。此外,连杆件36的两个底部端36b能够将翼肋10受到撞击后的变形同步传递到与该翼肋10相邻的翼肋10内的撞击触发杆20的自由端22上,带动相邻的翼肋10以及蒙皮5发生同步变形。

参见图5,在一些优选实施例中,连杆件36的底部端36b朝向撞击触发杆20的表面被设置成能够贴合在撞击触发杆20的侧面的平面形式,这有助于避免前缘结构2在受到撞击后,连杆件36在底部端36b受到应力集中的影响而使得连杆件36被折断。

参见图4、5,与上铰接杆32、下铰接杆34同撞击触发杆20的连接方式类似,翼肋10的内表面形成有突起的第一肋板12、撞击触发板40的内表面形成有突起的第二肋板42。上铰接杆32、下铰接杆34分别设有用于与第一肋板12配合的第一夹持部37,连杆件36的顶端36a设有用于与第二肋板42配合的第二夹持部33。

进一步参见图2-4,翼肋10的开口端的处可设置立柱50。立柱50的两端分别铰接固定在翼肋10的开口端的内侧上。该处的立柱50可以在常规情况下为翼肋10在高度方向提供支撑,而其与翼肋10之间的铰接方式可以保证在鸟类撞击前缘结构2后,翼肋10的上、下侧面之间能够发生相对弯折。

可选地,立柱50上沿其长度方向的侧面也可设置减重槽25、51。优选地,该减重槽25、51被设在前缘结构2的长度方向的侧面上,由此,立柱50在飞机前进方向(与前缘结构2的长度方向基本垂直的方向)上不会因为设置减重槽25、51而降低结构强度。

参见图4,在一些优选实施例中,撞击触发杆20的自由端22与立柱50之间的间距被设置成不小于翼肋10的深度的5%。这可以保证在飞机的常规飞行高度、飞行速度范围内所能遇到的鸟类在撞击前缘结构2后,撞击触发杆20不会撞击立柱50而使得飞机翼发生足以影响飞机飞行性能的变形。

参见图3,在一些优选实施例中,撞击触发杆20与连杆件36连接的位置与撞击触发杆20与上铰接杆32或下铰接杆34连接的位置相邻。这可以保证在鸟类撞击前缘结构2后,上铰接杆32、下铰接杆34、连杆件36在撞击触发杆20的自由端22产生方向各异的力矩,进而使得相应的翼肋10、连杆件36朝各个方向扭曲而使得蒙皮5发生显著的扭曲变形。

更优选地,上铰接杆32所对应的上耳板23a被设置成位于下铰接杆34所对应的下耳板23b的正上方。同一翼肋10上的撞击触发杆20的不同侧的连杆件36的对应铰接孔位于同一轴线上。

以下结合图6-8b说明鸟类撞击到本发明的前缘结构2后,前缘结构2的变形情况。其中,在图6、7、8a、8b中,鸟类撞击前缘结构2后,变形后的蒙皮5被以虚线示出,撞击触发杆20、上铰接杆32、下铰接杆34、立柱50、连杆件36被以黑色粗实线示出,点划线则表示翼肋10、撞击触发杆20、上铰接杆32、下铰接杆34的延伸方向。

参见图6,当鸟击发生后,鸟体高速撞击前缘蒙皮5。在极短时间内,撞击使前缘结构2的撞击触发杆20、或撞击触发板40发生位移从而牵引连杆机构30拉伸蒙皮5向内溃压。具体地,如图7所示,当鸟类正向撞击翼肋10后,具有相对较高强度的翼肋10在受到撞击的瞬间在前缘端不会发生明显变形,该位置处的蒙皮5的变形量较小。撞击触发杆20受撞击作用而朝后偏移些许位置。在结构的高度方向,蒙皮5向前缘结构2内部溃压,蒙皮5在极短时间内,形成“楔形”的缩聚结构切割鸟体。此过程中,前缘结构2的朝内溃压变形吸收了鸟击的部分动能,并进一步破碎鸟体,减小鸟体撞击质量。借助于连杆机构30(上铰接杆32、下铰接杆34以及连杆件36)的牵引作用,鸟类正面撞击的翼肋10附近的翼肋10、蒙皮5等发生同步溃压变形,进一步起到缓冲作用。

参见图8a、8b,其分别从前缘结构2的长度方向和俯视方向示出了前缘结构的变形过程。当鸟类正向撞击介于翼肋10之间且与连杆件36连接的蒙皮5后,具有相对较小强度的撞击触发板40在受到撞击的瞬间在前缘端发生明显变形,该位置处的蒙皮5的变形量较大。同上述图7的情况不同的是,由于蒙皮5在前缘端的变形量变大,同时,借助于连杆机构30的牵引作用,鸟类正面撞击的连杆件36附近的翼肋10、蒙皮5等发生同步溃压变形,蒙皮5靠近前缘端在很大区域上向后溃压,这会增加了鸟类撞击过程的接触面积。在对应于蒙皮5的前缘端上、下端部,蒙皮5因变形而在该两处形成尖角而破碎鸟体。前缘结构2在进一步吸收鸟击能量的同时,可以降低连杆件36顶端36a附近的蒙皮5被穿透的风险。

与现有技术中广泛采用的较厚的前缘蒙皮5及辅助梁组成的纯刚性的前缘相比,本发明的前缘结构2中由连杆机构30等杆状构件铰接而成的结构具备优异的结构优化空间和减重潜力。同时,杆状构件易于安装。

上述说明书以及附图中是以飞机水平尾翼1为例说明本发明的发明构思,可以理解的是,飞机飞行过程中,飞机的机翼、垂直尾翼等飞机翼均为遇到相似的鸟类撞击的情况,因此,上述飞机水平尾翼1上的前缘结构2还可以运用于飞机翼中的垂直尾翼、机翼等。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导,本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式,并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式,它们同样落入所附权利要求书的范围内。

附图标记说明:

水平尾翼:1。

前缘结构:2。

主翼部分:3。

升降舵:4。

蒙皮:5。

翼肋:10。

撞击触发杆:20。

连杆机构:30。

撞击触发板:40。

立柱:50。

撞击触发杆的固定端:21。

撞击触发杆的自由端:22。

耳板:23、23a、23b。

上铰接杆:32。

下铰接杆:34。

连杆件:36。

连杆件的顶端:36a。

连杆件的底部端:36b。

第一肋板:12。

第二肋板:42。

减重槽:25、51。

第一夹持部:37。

第二夹持部:33。

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相关标签: 飞机蒙皮连杆机构
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