抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构的制作方法

1.本实用新型涉及飞机设计技术领域，尤其涉及一种抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构。


背景技术：

2.鸟撞是造成航空事故的重要因素之一，会对飞机造成极大破坏，对飞机安全构成极大隐患。由于鸟撞事故的发生将会带来严重的后果，在各国出台的适航条例中明确规定飞机设计单位在设计飞机时，应有相应的抗鸟撞措施。其中，中国民航总局制定的《运输类飞机适航标准》第25部631条款明确规定了鸟撞损伤要求：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。因此，抗鸟撞结构设计成为飞机设计中的一个关键问题。
3.现有技术中，飞机尾翼前缘的抗鸟撞能力都是以牺牲重量为代价，抗鸟撞结构的设计不能同时兼顾飞机尾翼前缘抗鸟撞冲击和减重需求，会影响飞机的整体经济性。


技术实现要素：

4.鉴于现有技术的上述缺陷，本实用新型要解决的技术问题是提供一种抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，能够同时兼顾飞机尾翼前缘抗鸟撞冲击和减重需求。
5.为了解决上述技术问题，本实用新型采用如下技术方案：
6.本实用新型提供一种抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，包括上面板、下面板和两个蜂窝夹芯层，两个蜂窝夹芯层分别设于上面板的上、下内表面，下面板铺贴于两个蜂窝夹芯层的内表面并在两个蜂窝夹芯层的前、后端侧与上面板相连接形成前、后连接区，后连接区用于连接尾翼主体结构，两个蜂窝夹芯层均包括多个沿前后方向排列的蜂窝单元，单个蜂窝单元包括蜂窝和将蜂窝包裹的包裹层。
7.优选地，上面板和下面板均为玻璃纤维织物，蜂窝为芳纶蜂窝，包裹层的材质为玻璃纤维。
8.优选地，相邻蜂窝单元的包裹层相粘接或采用复合纤维通过三维编织工艺相连接。
9.优选地，相邻蜂窝单元之间布置有加强件，加强件为金属加强片或织物或单向带，织物和单向带的材质为碳纤维复合材料。
10.优选地，蜂窝夹芯层包括邻近前连接区的前段斜削区、邻近后连接区的后段斜削区和位于前段斜削区与后段斜削区之间的等厚段，位于前段斜削区和后段斜削区处的蜂窝采用树脂灌封或拼接金属填充块。
11.优选地，蜂窝夹芯层包括邻近前连接区的前段斜削区、邻近后连接区的后段斜削区和位于前段斜削区与后段斜削区之间的等厚段，位于前段斜削区和后段斜削区处的蜂窝的密度大于位于等厚段处的蜂窝的密度。
12.优选地，前、后连接区处的上面板和下面板相粘接。
13.优选地，后连接区处的上面板和下面板采用厚度加厚设计。
14.优选地，后连接区处的上面板和下面板之间嵌入有金属加强片。
15.优选地，后连接区处的下面板的内表面上铺贴有金属加强片。
16.与现有技术相比，本实用新型具有显著的进步：
17.本实用新型的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构采用整体前缘壁板设计，由上面板、两个蜂窝夹芯层和下面板由外至内铺贴构成具有上、下两个蜂窝夹芯结构的整体整流罩结构，且该整体整流罩结构直接连接尾翼主体结构，取消了现有技术中的尾翼前缘横梁及肋等结构件，达到了减重的目的；同时，采用隔断式的蜂窝夹芯结构替代现有技术中的整体蜂窝夹芯壁板结构，隔断式的蜂窝夹芯层可以将鸟撞冲击后产生的破坏控制在被撞击破坏的蜂窝单元内，不会将冲击能量蔓延造成蜂窝夹芯层的整体破坏，使得飞机能够在遭受鸟撞后仍可保持一定程度的结构完整性，显著增强了飞机尾翼前缘结构的结构稳定性和抗冲击能力。因此，本实用新型的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构同时兼顾了飞机尾翼前缘抗鸟撞冲击和减重需求，具有抗冲击性好、重量轻、整流罩内部空间大的优势。
附图说明
18.图1是本实用新型实施例抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构的剖面示意图。
19.图2是本实用新型实施例抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构的立体示意图。
20.图3是本实用新型实施例抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构连接在尾翼主体结构上的示意图。
21.其中，附图标记说明如下：
22.10飞机尾翼前缘结构
23.101前连接区
24.102后连接区
25.20尾翼主体结构
26.1上面板
27.2下面板
28.3蜂窝夹芯层
29.30蜂窝单元
30.31前段斜削区
31.32后段斜削区
32.33等厚段
具体实施方式
33.下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细说明。这些实施方式仅用于说明本实用新型，而并非对本实用新型的限制。
34.在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或
暗示相对重要性。
35.在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
36.此外，在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
37.如图1至图3所示，本实用新型的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构的一种实施例。参见图2和图3，本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10呈弧形罩状而形成有内部空间，飞机尾翼前缘结构10与飞机的尾翼主体结构20相连接构成飞机尾翼。对飞机尾翼前缘结构10而言，本文中定义飞机尾翼前缘结构10中面向飞机尾翼前缘结构10内部空间的面为内表面，接触空气的面则为外表面。
38.参见图1，本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10包括上面板1、下面板2和两个蜂窝夹芯层3。上面板1即为飞机尾翼前缘结构10的外蒙皮，上面板1的外表面接触空气。下面板2即为飞机尾翼前缘结构10的内蒙皮，下面板2的内表面围构成飞机尾翼前缘结构10内部空间。两个蜂窝夹芯层3分别设于上面板1的上、下内表面，下面板2铺贴于两个蜂窝夹芯层3的内表面并在两个蜂窝夹芯层3的前、后端侧与上面板1相连接形成前、后连接区。即，下面板2铺贴在两个蜂窝夹芯层3及上面板1的内表面上，两个蜂窝夹芯层3分别与上面板1和下面板2构成上、下两个蜂窝夹芯结构，下面板2在两个蜂窝夹芯层3的前端侧与上面板1相连接形成前连接区101，前连接区101呈弧形且连接上、下两个蜂窝夹芯结构的前端，前连接区101位于飞机尾翼前缘结构10的前端部；下面板2在两个蜂窝夹芯层3的后端侧与上面板1相连接形成后连接区102，后连接区102用于连接尾翼主体结构20，后连接区102形成有两个，两个后连接区102的前端分别连接上、下两个蜂窝夹芯结构的后端，两个后连接区102的后端均连接尾翼主体结构20。由此，本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10采用整体前缘壁板设计，由上面板1、两个蜂窝夹芯层3和下面板2由外至内铺贴构成具有上、下两个蜂窝夹芯结构的整体整流罩结构，且该整体整流罩结构直接连接尾翼主体结构20，取消了现有技术中的尾翼前缘横梁及肋等结构件，达到了减重的目的。
39.同时，本实施例中，两个蜂窝夹芯层3均包括多个沿前后方向排列的蜂窝单元30，单个蜂窝单元30包括蜂窝和将蜂窝包裹的包裹层，由此使得各蜂窝单元30的蜂窝相互隔断，形成隔断式的蜂窝夹芯层3。隔断式的蜂窝夹芯层3可以将鸟撞冲击后产生的破坏控制在被撞击破坏的蜂窝单元30内，不会将冲击能量蔓延造成蜂窝夹芯层3的整体破坏，使得飞机能够在遭受鸟撞后仍可保持一定程度的结构完整性。因此，本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10采用隔断式的蜂窝夹芯结构替代现有技术中的整体蜂窝夹芯壁板结构，显著增强了飞机尾翼前缘结构10的结构稳定性和抗冲击能力。
40.由此，本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10同时兼顾了飞机尾翼前缘抗鸟撞冲击和减重需求，具有抗冲击性好、重量轻、整流罩内部空间大的优势。
41.本实施例中，优选地，上面板1和下面板2均为玻璃纤维织物，各蜂窝单元30内的蜂窝为芳纶蜂窝，包裹各芳纶蜂窝的包裹层的材质为玻璃纤维。
42.较佳地，相邻蜂窝单元30的包裹层相互连接形成芳纶蜂窝间的隔断，以增加蜂窝
夹芯层3的刚度。在一种较佳的实施方式中，相邻蜂窝单元30的包裹层采用胶粘的方式相粘接。在另一种较佳的实施方式中，相邻蜂窝单元30的包裹层采用复合纤维通过三维编织工艺相连接。
43.本实施例中，优选地，相邻蜂窝单元30之间布置有加强件，用于增加蜂窝夹芯层3的结构强度。在一种较佳的实施方式中，加强件为金属加强片，金属加强片嵌入相邻蜂窝单元30之间，金属加强片的材质优选为铝合金或钛合金。在另一种较佳的实施方式中，加强件为织物或单向带，织物或单向带布置在相邻蜂窝单元30之间，织物和单向带的材质优选为碳纤维复合材料。
44.参见图1，本实施例中，蜂窝夹芯层3包括邻近前连接区101的前段斜削区31、邻近后连接区102的后段斜削区32和位于前段斜削区31与后段斜削区32之间的等厚段33，等厚段33沿前后方向延伸且厚度均匀，前段斜削区31和后段斜削区32分别沿离开等厚段33的方向逐渐收缩成尖角状，尖角状的前段斜削区31和后段斜削区32因铺贴在蜂窝夹芯层3的内表面上的下面板2在蜂窝夹芯层3的前、后端部逐渐向上面板1靠近贴合而形成，为蜂窝夹芯结构稳定性薄弱处。为增加前段斜削区31和后段斜削区32处的稳定性，在一种较佳的实施方式中，位于前段斜削区31和后段斜削区32处的蜂窝采用树脂灌封，可以有效增加蜂窝稳定性。在另一种较佳的实施方式中，位于前段斜削区31和后段斜削区32处的蜂窝拼接金属填充块，也可以有效增加蜂窝稳定性。
45.优选地，位于前段斜削区31和后段斜削区32处的蜂窝的密度大于位于等厚段33处的蜂窝的密度。即位于前段斜削区31和后段斜削区32处的蜂窝采用比位于等厚段33处的蜂窝密度更大的蜂窝，可以起到增加前段斜削区31和后段斜削区32处的蜂窝稳定性的效果。
46.本实施例中，优选地，前连接区101处的上面板1和下面板2、后连接区102处的上面板1和下面板2均采用胶粘的方式相粘接。
47.后连接区102用于连接尾翼主体结构20，需保证强度。为增加后连接区102的强度，在一种较佳的实施方式中，后连接区102处的上面板1和下面板2采用厚度加厚设计。厚度加厚设计可以是将上面板1和/或下面板2位于后连接区102处的局部区域成形为局部加厚区域，使后连接区102处的上面板1和/或下面板2的厚度大于蜂窝夹芯层3和前连接区101处的上面板1和/或下面板2的厚度，起到后连接区102强度增强的效果。厚度加厚设计也可以是在上面板1和下面板2之间或下面板2的内表面上增设纤维加厚层，纤维加厚层的材质为玻璃纤维或碳纤维玻璃纤维复合材料。在另一种较佳的实施方式中，后连接区102处的上面板1和下面板2之间嵌入有金属加强片，或者，后连接区102处的下面板2的内表面上铺贴有金属加强片。金属加强片的材质优选为铝合金或钛合金。增加金属加强片可以有效增强后连接区102的强度。
48.本实施例的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构10通过隔断式的蜂窝夹芯层3设计、蜂窝间的隔断加强设计、蜂窝夹芯层3前段斜削区31和后段斜削区32加强设计、以及后连接区102加强设计，确保了飞机尾翼前缘结构10的整体强度，因而可以取消飞机尾翼前缘结构10的内部结构件(如前缘横梁和肋)，增加飞机尾翼前缘结构10的内部空间，在实现减重效果的同时保证结构强度和抗冲击性能。
49.以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改
进和替换也应视为本实用新型的保护范围。

技术特征：
1.一种抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，包括上面板、下面板和两个蜂窝夹芯层，两个所述蜂窝夹芯层分别设于所述上面板的上、下内表面，所述下面板铺贴于两个所述蜂窝夹芯层的内表面并在两个所述蜂窝夹芯层的前、后端侧与所述上面板相连接形成前、后连接区，后连接区用于连接尾翼主体结构，两个所述蜂窝夹芯层均包括多个沿前后方向排列的蜂窝单元，单个所述蜂窝单元包括蜂窝和将所述蜂窝包裹的包裹层。2.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述上面板和所述下面板均为玻璃纤维织物，所述蜂窝为芳纶蜂窝，所述包裹层的材质为玻璃纤维。3.根据权利要求2所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，相邻所述蜂窝单元的所述包裹层相粘接或采用复合纤维通过三维编织工艺相连接。4.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，相邻所述蜂窝单元之间布置有加强件，所述加强件为金属加强片或织物或单向带，所述织物和所述单向带的材质为碳纤维复合材料。5.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述蜂窝夹芯层包括邻近前连接区的前段斜削区、邻近后连接区的后段斜削区和位于所述前段斜削区与所述后段斜削区之间的等厚段，位于所述前段斜削区和所述后段斜削区处的蜂窝采用树脂灌封或拼接金属填充块。6.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述蜂窝夹芯层包括邻近前连接区的前段斜削区、邻近后连接区的后段斜削区和位于所述前段斜削区与所述后段斜削区之间的等厚段，位于所述前段斜削区和所述后段斜削区处的蜂窝的密度大于位于所述等厚段处的蜂窝的密度。7.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述前、后连接区处的上面板和下面板相粘接。8.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述后连接区处的上面板和下面板采用厚度加厚设计。9.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述后连接区处的上面板和下面板之间嵌入有金属加强片。10.根据权利要求1所述的抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述后连接区处的下面板的内表面上铺贴有金属加强片。

技术总结
本实用新型涉及飞机设计技术领域，尤其涉及一种抗鸟撞的飞机尾翼前缘结构，包括上面板、下面板和两个蜂窝夹芯层，两个蜂窝夹芯层分别设于上面板的上、下内表面，下面板铺贴于两个蜂窝夹芯层的内表面并在两个蜂窝夹芯层的前、后端侧与上面板相连接形成前、后连接区，后连接区用于连接尾翼主体结构，两个蜂窝夹芯层均包括多个沿前后方向排列的蜂窝单元，单个蜂窝单元包括蜂窝和将蜂窝包裹的包裹层。采用整体前缘壁板设计，由整体整流罩结构替代尾翼前缘横梁及肋等结构件，达到了减重的目的；同时，采用隔断式的蜂窝夹芯结构替代整体蜂窝夹芯壁板结构，显著增强了结构稳定性和抗冲击能力。具有抗冲击性好、重量轻、整流罩内部空间大的优势。的优势。的优势。


技术研发人员：周良辰 刘展翅 徐林 乔巍
受保护的技术使用者：中建材（上海）航空技术有限公司
技术研发日：2022.11.28
技术公布日：2023/6/20