CN1051520C - 飞行器的预应力结构及制造方法 - Google Patents

Abstract

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。即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。

Description

飞行器的预应力结构及制造方法

本发明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，非预应力结构的缺点主要是抗拉强度和抗疲劳不足，防断裂性能差。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和工艺处理作出了不懈的努力，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。宠大的结构，仅是机舱增压使机身承受巨大的膨胀力，就使其随时处于破裂的危险之中，因此不得不在设计上加大安全系数。而现在的机体结构的特点是连接交点太多，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。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，使铆孔周边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孔处有疲劳裂纹所致。即使现在，飞机空中解体的事故仍时有发生。

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，即使进行全尺寸的疲劳试验也是如此。

对飞机的关键部位进行表面抛丸、冷作强化等预应力工艺处理，能局部提高该部位的抗疲劳强度，但不能提高其整体强度，而且，这种预应力处理只能存在压应力，不能存在拉应力，一旦存在拉应力，对疲劳强度反而不利，而冷作强化却有可能产生拉应力，对于那些形状和应力极为复杂的零件，这种预应力工艺处理的效果十分有限，没有哪位设计者敢把它纳入计算强度的总和。

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，但最终在结构和疲劳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金属和复合材料，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，并且这些材料总会存在一些缺陷，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，存在一种技术成见，它引导人们不去考虑其它方面的可能性，阻碍了该技术领域的研究、创新与发展。看来，要解决飞机结构存在问题，必须改变现在的设计方法。

预应力结构能大幅度提高整体结构强度特别是抗疲劳强度和防断裂性能，这已在其它技术领域得到了证明和广泛的应用。如一只木桶加两道箍产生预应力，就能使它的寿命延长几十至几百倍，而它的重量却增加不多，这是非预应力结构无论如何也做不到的。在飞行器的结构中，也有人作过这方面的研究，如德国专利DE952594公开了一种“向上拉曳的预应力外壳”，它是在飞机的外壳结构中，取消大量的纵向肋条而用较少的周边分布的空心压杆代替，并加大肋骨的间距。它把机身外壳分解为两部分；即预拉件和预压件，其中机身蒙皮为预拉件，承受预压力和使用中的外拉力；压杆为预压件，承受预拉力和使用中的外压力。当构件产生外拉力时，就会被存在于蒙皮上的预压力抵消，当构件产生外压力时，就会被存在于压杆上面的预拉力抵消。在该结构中，蒙皮与压杆的连接是通过设在压杆上的加固弯杆铆接实现的，压杆的两端则顶在肋骨上，在装配时用一种专用拉杆或液压装置把压杆纵向预紧，再把压杆和蒙皮、肋骨铆接在一起，然后拆除拉杆或液压装置，使压杆释放其压缩应力而使外壳在全长方向产生预应力，从而提高结构强度和抗疲劳的强度。但是分析上述结构，存在如下缺陷：

1.该结构是以取消肋条，加大肋骨的间距来减轻结构重重的，而在机身外壳中，纵向肋条是重要的抗拉结构，当这部分结构取消后，本应由它承受的拉应力完全转嫁到蒙皮上，而蒙皮又恰恰是承受拉应力的最薄弱环节，飞机结构的破坏主要是抗拉强度的不足导致断裂所致，而加厚蒙皮又会大幅度提高其结构重量。

2.预拉件蒙皮与预压件压杆中间相隔一个加固弯杆的距离，当压杆释放出压缩应力后，就会产生一个很大的偏心力矩，铆孔处必须额外承受一个很大的剪切应力，应力高度集中，容易引起变形松动，更加降低了蒙皮的抗拉强度，增加了事故的隐患。

3.机身外壳每个部位的应力分布是相当不均匀的，某些部位只承受压应力，某些部位只承受拉应力。在高压应力区，可以采用增加压杆数量、加大压杆尺寸或增加插入管、间隔管的办法来解决。而在高拉应力区，是加厚蒙皮述是提高蒙皮材料强度？如果这样，将使飞机外壳的设计制造变得更加复杂困难，而采用常规方法却容易得多。

4.该结构是依靠装配时预紧压杆而后由压杆释放出压缩应力来产生预应力的，为了保证压杆的压缩应力大于其许用应力，压杆材料必须有相当高的弹性系数，否则会产生永久变形而失去预应力，而高弹性系数材料的压缩量又很小。一架飞机外壳有十几至几十米长，每根压杆的长度也有约1米，当其弹性应力释放到某一临界尺寸时，预拉件蒙皮哪怕是伸长几丝米，也就是其长度的万分之几，也会使存在于压杆上的压缩应力释放殆尽，整个结构的预应力就不复存在。前面说过，这种结构既存在一个偏心力矩，预拉件和预压件又不是一个整体，在实际使用时容易松驰，构件位移几毫米也是可能的，因此根本不能保证其预应力的稳定存在。根据以上所述，DE952594所公开的“向上拉曳的预应力外壳”的技术方案，虽然具有预应力结构的构想，但不可能实现其发明目的。

本发明的目的是提供一种飞行器的预应力结构及制造方法，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。

本发明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。

本发明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、纵身长桁、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，预拉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破坏，同时也减小了载荷的交变份量，而交变份量有时能使载荷成倍增加，造成构件的突然断裂。

本发明提供的飞行器的预应力结构有如下形式：

预拉圈预应力结构：它是在环形的机身隔框外设一台阶，隔框为预压件，台阶上包容一个金属的无接头环形预拉圈作预拉件，并与其过盈配合，预拉圈加热后压入隔框的台阶上，冷却后即使隔框产生预应力，从而增加了隔框的强度和刚度。

铆式拉杆预应力结构：它是采用金属材料制成的超长的铆钉式样的铆式拉杆作预拉件，金属材料制成的套管和框架作预压件，加热的铆式拉杆置于预压件中，两端伸出预压件铆合成整体载荷构件，铆式拉杆冷却后收缩，即使构件产生预应力。

拉杆式预应力结构：由一种用金属材料制成超长的单头或双头螺栓结构的拉杆作预拉件，其形状有直形、具有大小头或中间带肋的直形、环形、半环形等，预压件是由金属材料或非金属基体复合材料制成的各种梁和框、纵向长桁、椽条、整体机翼、平尾、垂尾、中央翼盒等构件，组成机体结构和气动外形。预拉件置于预压件之中，或包容预压件，其螺纹部分伸出预压件与其它构件连接，在二者之间注满填充料使之结合成一整体，或用基体复合材料制成的预压件包容预拉件直接制成构件整体，在构件成型时把预拉件预紧，采用常温或高温固化法使填充料和基体复合材料固化，固化过程中必须保持预紧力，填充料或复合材料固化后即保持永久预应力。对于超长的构件或连接，可以采用分段预紧、分段固化的办法来增强预紧力，当采用高温固化法时，预拉件的热膨胀系数必须大于预压件的热膨胀系数。

缆绳式预应力结构：它包括由金属或纤维增强的复合材料制成的缆绳或变径缆绳作预拉件，由金属或基体复合材料制成的梁、框、纵向长桁、椽条、中央翼盒、机翼、平尾、垂尾、翼身融合体等构件组成的机体结构和气动外形作预压件，缆绳置于预压件之中或于二者之间加满填充料结合成一个整体，缆绳作为预拉件或包容预压件，或缆绳与基体复合材料制成的预压件直接合成一个整体，在构件制造或装配时，缆绳被填充料或复合材料包容并被预紧，采用常温或高温固化法使填充料和基体复合材料固化，固化后即使构件产生永久预应力，当采用高温固化时，预拉件的热膨胀系数必须大于预压件的热膨胀系数。

金属/复合材料预应力结构：它包括由金属材料制成的缆绳、拉杆、管材、丝材、网、格栅等作预拉件，由金属材料制成的骨架或者由基体复合材料制成的各种梁和框、整体机翼、中央翼盒、翼身融合体、平尾、垂尾、整体壁板、地板、枢轴、风扇叶片等组成的机体结构和气动外形的构件作预压件，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，预拉件被预压件包容或者包容预压件。其制作方法是：根据构件的形状和承力要求，把预拉件制成一个上述构件的承力骨架，并与其它相关的构件一起设置于预成型模具内，并且预留连接件和连接孔，用预拉机构把预拉件预紧，采用常温或高温成型法成型。采用常温成型时，即构件处于室温再预紧，把基体复合材料注入预成型模具内成型固化，对于薄壁构件，则把基体复合材料制成坯与骨架一起置入预成型模具内再预紧，待复合材料固化后，即使构件产生预应力；采用高温固化法时，预拉件的热膨胀系数必须大于预压件的热膨胀系数，成型时把整个构件加热至适当温度，预拉件膨胀伸长后再预紧，保温一段时间，侍基体复合材料固化后即和预拉件结合成一个整体，预拉件冷却收缩，即使构件产生很大的永久预应力。必要时，在基体复合材料中掺入短金属丝或变形结构的短金属丝。

热膨胀预应力结构，用于发动机风扇叶片，它是用金属材料制成的风扇叶片夹芯或骨架作预压件或预拉件，由金属材料或纤维增强的复合材料制成的风扇叶片外层作预拉件或预压件，预拉件包容预压件结合成风扇叶片。当夹芯或骨架材料的热膨胀系数大于外层材料的热膨胀系数，外层包容夹芯或骨架，把二者结合成一个整体，叶片使用时的温升使夹芯或骨架膨胀伸长时叶片即产生预应力，适用于高温环境中使用，当夹芯或骨架材料的热膨胀系数小于外层材料的热膨胀系数时，通过热处理产生预应力，适用于低温环境使用。

纤维增强复合预应力结构，它包括由纤维增强的复合材料制成的缆绳、丝、网、布、带作预拉件，基体树脂复合材料制成的各种梁、框、中央翼盒、机身纵向长桁、机翼、平尾、垂尾、蒙皮、地板、方向舵、襟翼、安定面、机头、尾锥及螺旋桨作预压件。预拉件被预压件包容而接合成一个整体，组成上述构件的结构和气动外形。其制作方法：把预拉件按照构件形状和承力要求置于预成型模具内，设立预拉机构，注射或刷涂基体复合材料，把预拉件预紧，采用常温或高温成型法固化，待基体复合材料固化后，即使构件产生永久预应力，当采用高温成型法固化法时，预压件的热膨胀系数不得大于预拉件的热膨胀系数。

双金属预应力结构，它包括由内外两层不同热膨胀系数的双金属材料构成的管材、棒材、丝材、扁形材制成的作动筒、起落架外筒、枪炮管、轴、活塞、螺旋桨、风扇叶片、弹簧等构件，其内、外层的金属融合在一起，外层成圆周包容内层，内层或外层均可作预拉件或预压件。根据构件的形状和承力要求制成飞行器的上述零件，通过热处理即使构件产生残余预应力。

本发明的另一个目的是这样实现的，它是在变后掠翼飞机的掠动连接机构中，除采用凸耳连接外，还增加一套缆绳预应力结构的柔性连接装置，在结构中，外翼与中央翼盒仍用凸耳连接，但它们不承受外拉力，承受外拉力的结构是由设有翼根四角的缆绳。外翼采用缆绳作预拉件，基体复合材料作预压件制成的整体预应力构件结构，缆绳的两端展向置入整体构件即外翼内，在翼根部留有一个封闭段，封闭段穿入中央翼盒的滑轮组内并预紧产生预应力，使外翼通过凸耳和转圈的连接后紧靠在中央翼盒上，依靠作动筒使外翼绕转圈作前后掠动，掠动时外翼始终紧靠在中央翼盒上，缆绳始终承受外翼的外拉力，并被存在于其中的预应力抵消，从而防止外翼的振动，必要时，在外翼下边设立加强缆绳。

上述结构还可以采用缆绳对角连接左右外翼，即在外翼内设置的缆绳各预留一段于翼根外，左外翼前边的缆绳穿入设在中央翼盒上的滑轮内与右外翼后边的缆绳连接，右外翼前边的缆绳与左外翼后边的缆绳连接，于中央翼盒内交叉把左右对称的外翼连接在一起，再用设在中央翼盒上的张紧滑轮压紧产生预应力，当外翼绕转圈掠动时，缆绳始终保持有预应力，使外翼紧靠在中央翼盒上，防止外翼振动，因外翼下边承受的负荷比上边大，可以加大下边缆绳的强度或增设加强缆绳。

飞行器的预应力结构的另一个特点是各个构件的连接是依靠预拉件互相交叉来完成的，取消了接头件，从而避免了关键接头件存在高应力区的缺陷，使结构更为可靠，而且它的预应力是均匀地分布在构件的每一点上并被固定，不会因为一处的破坏而使其它部位哪怕是相邻部位的预应力减弱或消失。

飞行器的预应力结构的制造方法是由预拉件和预压件或加填充料组成飞行器的载荷结构，在制造、装配或使用时，把预拉件置于预压件之中或包容预压件，用预设的预拉件机构将预拉件预紧，再于二者之间填满填充料或先填满填充料再预紧预拉件，或在填满填充料的过程中置入预拉件，采用常温或高温成型法固化填充料或预压件基体复合材料，使构件产生预应力，采用常温成型法时，使整个构件置于室温内固化，固化的过程中预拉件始终预紧，采用高温成型法时，其预拉件的热膨胀系数必须太于预压件的热膨胀系数，制作时，把整个构件加热，保温一段时间，并保持预紧力，待复合材料固化后再冷却，预拉件收缩使构件产生永久预应力。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，使结构中复杂无序的交变载荷分解为有序的拉力、压力并由不同的构件不承受，其中预拉件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整体，并使结构保持预紧力。

当预拉件由金属材料或纤维增强的复合材料制成，预压件由基体复合材料制成时其制造方法是：按照构件形状和承力要求，把预拉件制成承力骨架与其它相关件及连接件一起置入预成型模具中，用预设的预紧机构预紧预拉件，将基体复合材料注满于预成型模具内，采用常温或高温成型法固化基体复合材料，固化过程中预拉件始终保持预紧力，固化后构件产生永久预应力，必要时，基体复合材料中掺入短金属丝。

当预拉件由金属或纤维增强的复合材料材料，预压件由基体复合材料制成时，其制造方法是：按照构件形状和承力要求把预拉件制成承力骨架，按照构件的形状用基体复合材料包容预拉件和其它相关件及连接件作为预压件制成坯置入预成型模具中，用预设的预紧机构预紧预拉件，采用常温或高温成型法固化基体复合材料，固化过程中预拉件始终保持预紧力，固化后构件产生永久预应力，必要时，基体复合材料中掺入短金属丝。

飞行器发动机的风扇叶片由一横截面为波浪形的金属骨架作预压件或预拉件，基体复合材料作预拉件或预压件，其制作方法：增强纤维穿入骨架的孔和纵向增强纤维相连，之后基体复合材料包容金属骨架成一整体构件，将整体构件放入预成型模具中，采用常温或高温成型法固化基体复合材料。

飞行器发动机的风扇叶片由金属制制成的叶片夹芯和叶片外层组成时，叶片外层包容叶片荚芯，其组成叶片外层和叶片荚芯材料的热膨胀系数不同，当叶片荚芯的热膨胀系数大于外层的热膨胀系数时，夹芯为预压件，外层为预拉件，使用的温升使夹芯膨胀产生预应力；当叶片夹芯的热膨胀系数小于外层的热膨胀系数时，夹芯为预拉件，外层为预压件，通过热处理构件产生预应力。

用于制作飞行器的作动筒、起落架外筒、枪炮管、轴、活塞、拉杆、螺旋浆、板簧等的双金属预应力管材、棒材、丝材及扁型材，由外层和内层构成，外层包容内层无明显分界面，内、外层热膨胀系数不同，通过热处理使构件产生残余预应力。

根据上述说明，飞行器的预应力结构及制造方法，解决了目前飞机存在的结构复杂、应力分布不均匀、存在应力集中点、疲劳强度低，交变载荷大、容易发生断裂、制造工艺复杂、精度要求高、成本高的缺点，它能提高飞机的结构强度和刚度，解决抗疲劳、防断裂问题，充分利用各种材料的不同特性达到不同的承力目的，能充分利用各种工艺措施使构件达到其材料的最佳强度，它加工制造容易，材料利用率高，其中的抗拉件为一个整体，消除结合槽口和交点孔，从而避免了应力集中，特别是缆绳结构，由于所独具的结构特性及本身的阻尼作用，使它具有很高的抗疲劳、抗冲击、防断裂性能，并可随意改变受力方向，由于尺寸效应及制造工艺的关系，预拉件存在制造缺陷的可能性极小，因此不必考虑损伤容限即可达到无限寿命设计的要求，模型试验证明，预应力结构能降低飞机结构重量20％以上，其中双重机身隔框减重可达50％以上，抗疲劳强度可成倍提高。

下面结合附图及实施例对本发明作进一步的说明：

图1是实施例之一圆截面机身客机预应力结构示意图；图2是图1所示结构A-A的剖视图；图3是中央翼盒与机身隔框，机翼平面连接示意图；图4是图3所示的结构的剖面示意图；图5是预拉圈预应力结构的机身隔框结构示意图；图6是铆式拉杆顶应力结构的中央翼盒结构示意图；图7是图6的R-R侧视图；图8是拉杆预应力结构的机身隔框结构示意图；图9是图8所示结构的剖视图；图10是拉杆预应力结构的拱形机械框架结构示意图；图11是图10所示结构的剖视图；图12是拉杆整体机翼结构示意图；图13是图12所示结构的S-S俯视剖面示意图；图14是拉杆预应力结构组合翼梁的结构示意图；图15是图14所示结构B-B剖视图；图16是纵向拉杆预应力结构机身连接示意图；图17是纵向缆绳预应力结构机身连接示意图；图18是缆绳预应力翼身融合体结构示意图；图19是图18所示结构C-C剖面图；图20是图18所示结构的平面示意图；图21是整体机身隔框预应力结构示意图；图22是图21所示结构的剖视图；图23是整体翼身融合体缆绳预应力结构示意图；图24是地板梁缆绳预应力结构示意图；图25是起落架支承缆绳预应力结构示意图；图26是图25所示结构D-D的剖视图；图27是变径缆绳椽条和变径缆绳结合预应力结构示意图；图2g是整体壁板预应力结构示意图；图29是图28所示结构E-E的剖面图；图30是图28所示结构F-F的剖视图；图31是双层金属套管复合材料枢轴预应力结构示意图；图32是单层金属套管复合材料枢轴预应力结构示意图；图33是发动机风扇叶片的预应力结构示意图；图34是图33所示结构G-G的剖视图；图35是双金属风扇叶片预应力结构示意图；图36是图35所示结构H-H的剖视图；图37是双金属管材预应力结构示意图；图38是双金属棒材或丝材预应力结构示意图；图39是双金属扁形材预应力结构示意图；图40是变后掠翼的预应力结构的连接示意图；图41是掠动机构预应力结构示意图；图42是掠动机构(另一实施例)预应力结构示意图；图43是缆绳式复合材料整体中央翼盒预应力结构示意图；图44是图43所示结构的侧视图；图45是图43所示结构P-P的剖视图；图46是整体可掠动外翼预应力结构示意图；图47是图46所示结构Q-Q的剖视图；

机身隔框1，中央翼盒2，径向桁条3，纵向长桁4，纵向地板梁5，机身前隔框6，横向地板梁7，加强翼梁8，起落架支承梁9，发动机10，发动机挂架11，翼梁12，翼肋13，机身后隔框14，尾梁15，水平尾梁16，抗扭拉杆17，垂直尾梁18，整体壁板19，机身20，机翼21，缆绳22，铆式拉杆23，框架24，变径拉杆25，腹板26，椽条27，预拉圈28，套管29，双旋向螺母30，环形拉杆31，拱形框架32，半环形拉杆33，基体复合材料34，金属丝网35，翼根连接板36，填充料37，直型拉杆38，螺栓39，机身上梁40，下梁41，纵梁42，拉筋43，金属丝44，成型模具45，油箱46，槽形管47，变径缆绳48，外套管49，枢轴50，骨架51，包容面52，夹芯53，风扇叶片54，外层55，内层56，内翼57，掠动机构58，外翼59，压紧装置60，压紧滑轮61，定滑轮62，凸耳63，转圈64，支座65，纤维66，作动筒67，衬套68，框架69，短金属丝70，

图1、2、15、16、17、14、27中，机身隔框1、中央翼盒2、径向桁条3、纵向长桁4、纵向地板梁5、机身前隔框6、横向地板梁7、加强翼梁8、起落架支撑梁9、发动机10、发动机挂架11、翼梁12、翼肋13、机身后隔框14、尾梁15、水平尾梁16、抗扭拉杆17、垂直尾梁18、整体壁板19等全部或部分采用预应力结构。图中可以看出，以中央翼盒2为中心连接两头的机身隔框1，两组机身隔框中间设有纵向长桁4，把中央翼盒2两端的机身隔框1连接在一起，纵向长桁4的截面为T形、工字形或其它形状，其纵向孔供设置预应力缆绳22或拉杆38穿入(见图15和图17)。径向桁条3连接在纵向长桁4上，整体壁板19连接在机身隔框1、纵向长桁4和径向长桁3上。其它各段分别由机身前隔框6、后隔框14、纵向长桁4、径向桁条3、纵向地板梁5、横向地板梁7组成，把各段机身安装好后再对接。纵向长桁4、纵向地板梁5及中央翼盒1上相应的孔互相贯通，供设置预拉件缆绳22用，整个机身从机身前隔框6一直到尾梁15都用一根整体的缆绳22串连在一起并预紧，注满填充料37并固化，使机身20产生一个从两头向中间收缩的永久预紧力。缆绳22的两头在机头和尾锥内固定，这样就构成无大梁结构的机身，机身20上下的纵向长桁4，纵向地板梁5和中央翼盒2起到机身大梁的作用，由于机身20高度比大梁高得多，故机身20上部承受的拉应力就小得多，况且机身20的整个外拉力都由预拉件缆绳22来承受，机身各段隔框，纵向长桁，中央翼盒机身蒙皮等均不再承受外拉力，而且机身隔框本身也是预应力构件，就能使各段机身的双重隔框的重量降低50％以上，并且可用钣金的方法来制造，这样整体机身的强度和刚度都增加了，使机身承受内外压差的能力大为提高，和使机舱的密封更为可靠。对于大型飞机，由于机身太长，必要时可对纵向预拉件缆绳22采用分段预紧分段固化的办法，以提高结构的预紧力。机尾部分的预应力构件是由机身后隔框14、尾梁15、水平尾梁16和垂直尾梁18组成，尾梁15为一个框架，与机身20上的预拉件缆绳22连成一体，垂直尾梁18与水平尾梁16均由具有预应力结构的前、后翼梁组成。翼梁分别由上、下椽条27作预压件，上、下椽条之间用腹板26连接，预拉件即变径拉杆25置于椽条27中(见图27)，前、后翼梁均由翼肋(13)连接在一起，各组预应力构件在尾梁15与机身后隔框14组成的框架内交叉搭接。为了增加结构的抗扭力，抗扭力拉杆17呈斜对角分布，组成整个机尾的载荷结构，必要时，除上述结构外，在应力集中区设加强预应力构件。上述结构也可以采用预拉件和基体复合材料做预压件组成的整体部件。

图3，4中机翼21由翼梁12和加强翼梁8构成，两者均采用预应力结构，翼梁12和加强翼梁(8)均由椽条27、腹板26和变径拉杆25组成，变径拉杆25作预拉件，椽条27作预压件，预压件包容预拉件，用腹板26将其铆接成整体翼梁12和加强翼梁8。变径拉杆25大头端螺纹部分伸出翼梁12的翼根，连接在中央翼盒2的框架24上，发动机挂架11采用预应力结构，并且连接在机翼的翼梁12上。如果采用缆绳结构，则把缆绳22穿过中央翼盒框架24的预留孔内连接两边的翼梁。翼梁12的数量由结构形式和载荷大小来确定。

图5中，机身隔框1和预拉圈28匀为一个封闭的环形体，隔框1作预压件，预拉圈28作预拉件，预拉件包容预压件，预拉圈的内边为平面，与机身隔框1上的台阶过盈配合，制作时把预拉圈28加热(加热温度不得超过其回火温度)压入机身隔框1的台阶上，冷却后即使构件产生预应力，机身隔框1上设有凸边，供连接蒙皮用。

图6，7及16中，中央翼盒2由四边形的预拉件框架24和套管29组成，套管29设有纵、横，上、下共四层与框架24连在一起，上层的纵向套管29可用纵向地板梁代替，上述结构中，纵向设置的套管29上的孔供连接机身时纵向拉杆38或缆绳22穿过用把各段机身连在一起。横向的套管29(预压件)内设有铆式拉杆23(预拉件)连接两侧框架4(预压件)，其制作：把铆式拉杆23加热特别把头部加热至临界温度以上，迅速穿入横向套管29的孔内铆好，冷却后铆式拉杆23收缩，即使构件产生预应力。为便于与机翼21的连接，框架24可以做成前宽后窄的梯形，斜边的角度与机翼21的后掠角相同或相近。这样，机翼21的制造就容易得多。为了便于其它构件的连接，在框架的四周设有孔或螺孔。

图8，9中，本实施例中机身隔框1为圆环形体，其外周面上有一凹槽，隔框下部有一缺口，环形拉杆31作预拉件，其为两端具有不同旋向螺纹的双头螺杆形式，螺纹部分为直杆，机身隔框1为预压件，环形拉杆31置于机身隔框1的凹槽内，螺栓部分置于缺口处，用双旋向螺母30把环形拉杆31拉紧，即使机身隔框1产生预应力。另外，在机身隔框2上分布有孔，外周边有一凸边供连接其它构件及机身蒙皮用。

图10，11中，提供了一种机身拱形框架，拱形框架32的外周有一凹槽和凸边，拱形框架32为预压件，半环形拉杆33为预拉件置于拱形框架32的凹槽内，其两端的螺纹部分伸出端连接于其它构件上，连接后即使构件产生预应力，凸边用于连接机身蒙皮。这种拱形框架适宜于飞机货机的后机身用。

图12，13中，机翼21采用预应力结构，由变径拉杆25、加强翼梁8、金属丝网35及基体复合材料34组成，其变径拉杆25、加强翼梁8和金丝网35均为预拉件，基体复合材料34为预压件，预压件的热膨胀系数大于预拉件的热膨胀系数，预压件包容预拉件，变径拉杆25具有大小头或中部带肋结构，大头端有螺纹，加强翼梁8一端有螺纹，从翼根部穿过翼根连接板36以便与中央翼盒2连接，拉杆的尾部在翼尖处可连接在一起，在蒙皮层中设有一层金属丝网35，其展向的金属丝连大小头结构，其大头端为接于翼根连接板36上。机翼横向设置发动机挂架11、起落架支承梁9，两者的骨架与机翼2一同制成。必要时，在两组翼梁之间对角设立防扭拉杆17(见图3)。把上述预拉件组成骨架，同时在其内部设置油箱46等构件一起，置于预成型模具内，设置预紧机构，把基体复合材料34注入预成型模具内，或先把基体复合材料34制成坯与骨架一起置入预成型模具内加热后，把预拉件预紧，保温一段时间，待基体复合材料34固化后再冷却，预拉件收缩，即使构件产生预应力。必要时，在基体复合材料34中掺入短金属丝70，以提高结构的强度和刚度。

整体水平尾翼和垂直尾翼也可以采用上述相同或相似的结构和方法制造。

上述预应力整体机翼对防止前掠机翼的弹性发散是十分有效的。

图14、15中，变径拉杆25作为预拉件，为一具有大小头或中间带肋结构，一端有螺纹的变径拉杆，适用于与带孔椽条27配合使用，带孔椽条27同样可以制成大小头，与腹板26、翼肋13(图中未示)组成整体翼梁作预拉件，把预拉件变径拉杆25穿入椽条27内纵向的，注入填充料37，或同时或在先注入填充料37，预紧变径拉杆25，采用常温或高温成型法使填充料固化，待填充料37固化后，使构件产生永久预应力，变径拉杆伸出椽条的螺纹部分作为连接用，但这种结构可从小头到大头采用逐段注射填充料并逐段预紧，逐段固化的办法，以保证结构有足够的预紧力。这种结构的重量轻，同样适用于水平尾梁和垂直尾梁，为了增加填充料与预拉件和预压件的结合力，变径拉杆25与椽条27的孔均可采用变形带肋结构。因为预应力是分布在构件的每一点上，所以不存在结构失稳问题，上述结构采用高温成型法时，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数。

图16中，并参照图1、图2，机身的纵向连接可以采用直型拉杆38连接，在各段机身对接时，把直型拉杆38从各隔框、纵向长桁4、纵向地板梁5或中央翼盒2的孔内穿过，连接到上段或下段机身相邻的双重机身隔框1上，直型拉杆38作预拉件，其余为预压件，把各段机身接头处的双重机身隔框连在一起。中段机身承受的负荷大，则增加直型拉杆38的数量，每根直型拉杆38连接三个或三个以上的机身隔框，预紧直型拉杆38使机身产生一个在圆周上分布的从两头向中间收缩的预紧力，必要时，在直型拉杆38与孔壁之间注满填充料37固化，以使结构保持稳定的预应力，上述结构因为直型拉杆38穿过各段机身连接处的双重机身隔框，两个机身隔框合并为一个机身隔框使用，而整个机身隔框与纵向长桁的连接处不再承受拉力，这样就能把机身隔框的重量至少降低50％以上，而且这还不考虑机身隔框本身采用预应力结构的效果。

图17中，并参照图1、图2，缆绳22作预拉件穿入作为预压件的各段机身隔框、纵向长桁4、纵向地板梁5(图中未示)、中央翼盒2的孔内，纵向长桁4和纵向地板梁5的两头分别连接在机身隔框1上和前后机身隔框，中央翼盒2的两头也连接机身隔框1(参见图3、图4)，各段机身连接处的双重隔框用螺栓39连接，缆绳22在各机身对接好后穿入孔内，把各段机身串连在一起，在缆绳22与孔壁之间注满填充料37再预紧，待填充料37固化后，即使机身20产生一个从两头向中间收缩的预应力，缆绳设置的数量由各处载荷大小来确定。由于填充料37把缆绳22和纵向长桁4，纵向地板梁5，中央翼盒2及各机身隔框连接成一个整体，使应力均匀地分布在上述构件的每一个点上，因此，除了缆绳外，其它构件不再承受纵向外拉力，前、后机身隔框也不额外承受载荷。对于机身等超长件，可以采用分段预紧分段固化的办法，以保证结构有足够的预紧力。缆绳的两头固定在机头和尾锥内。纵向长桁4和各机身隔框上设有凸边与机身蒙皮连接。为了保证填充料把预拉件与预压件可靠地结合在一起，预压件与预拉件配合的孔可采用变形结构，避免预拉件和预压件互相微动磨损而破坏结构的预应力。

图18，19，20是用缆绳作预拉件的三角形机翼与机身的融合体。当翼梁12上半部的连接在结构上不允许直接穿过机身内部时，机身上梁40的上部设有凹槽，凹槽内放入缆绳22，缆绳22的一端再穿过翼梁12上的椽条27和下梁41上的凹槽或孔并在翼尖处转向，使缆绳22两端对接形成一个封闭的圈，并确定缆绳22的合适长度，从机身两边把缆绳用金属丝44或其它机构拉入上梁40与椽条27的凹槽内预紧并固定(图中点划线为未预紧时的状态)，纵梁42也以缆绳22作预拉件，放入纵梁42的凹槽或孔内将各段机身串联在一起并预紧，在机身上梁41的槽内及椽条27、下梁41和纵梁42凹槽或孔内，注满填充料37固化，即使整个结构产生预应力。为了减少接头件，部分下梁，椽条可以采用整体件，为了增加结构的抗扭力，可于翼梁之间对角增设抗扭拉杆17。这样的结构尤其适用于三角形机翼或飞翼，其纵向与径向预拉件交叉配置，同样适应于中置式机翼的飞机。

图21、22中，机身隔框1为一个圆环形，横向地板梁位于圆环和机身隔框1成一个整体，环形拉筋43作为预拉件，基体复合材料34作为预压件，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，预拉件包容预压件，即拉筋43置于基体复合材料34之中，拉筋分内外两层，用金属丝44连接在一起，组成机身隔框1的承力骨架，被基体复合材料34包容，制作时：把骨架置于预成形模具内加热，预拉件膨胀伸长，注入基体复合材料34，保温一段时间，待基体复合材料固化后再冷却，预拉件收缩即使构件产生预应力。必要时，在复合材料中掺入短金属丝70以提高构件的强度和刚度。

图23中，机翼21与中央翼盒2为一整体结构，用缆绳作为整体结构的预拉件，基体复合材料作预压件构，成其形体结构和气动外形，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，预压件包容预拉件，预拉件的伸出端连接其它构件，制作时，按照设计要求把预拉件缆绳22或变径缆绳48和金属丝网35制成一个骨架置于预成型模具45内，同时把整个结构所需的其它构件如油箱46、发动机挂架11及各种梁、管道、连接件均设置好，并预留相关的孔、空腔等。金属丝网35置于蒙皮内，上、下层的金属丝网35和缆绳22或变径缆绳48用金属丝连接在一起，将缆绳和金属丝网35同时预紧再注入基体复合材料34固化成型。成型方法有常温成型法和高温成型法，采用常温成型法时，预紧力大于构件的最大许用应力。采用高温热成型法时，把缆绳22和金属丝网35适当预紧，注入基体复合材料34后，把整个构件加热到适当温度，缆绳22或变径缆绳48和金属丝网35膨胀伸长后再预紧，保温一段时间，待复合材料34固化后再冷却，缆绳22或变径缆绳48和金属丝网35同时收缩，基体复合材料34不收缩或收缩很小，即使整个构件产生预应力。

上述结构的预拉件，可以采用拉杆预应力结构，也可以采用纤维增强的复合材料制成的缆绳、丝、网、布或仿预拉建其组合而成的混合预应力结构。或采用金属/基体复合材料预应力结构单独制成机翼、中央翼盒、单尾、垂尾、螺旋浆、发动机、风扇叶片及其它部件，也可以制成组合体。

图24中，金属材料制成的地板梁7作预压件，其下部有一纵向孔，缆绳22作为预拉件置于孔中，再注满填充料37，把缆绳22预紧待填充料固化后，即产生预应力，采用常温和高温成型法，当采用高温成型法时，预压件的热膨胀系数不得大于预拉件的热膨胀系数。

图25，26中，起落支承架9可用钛合金经钣金方法制成，上边焊有槽形管47或圆管构成预压件，将缆绳22作为预拉件穿入槽形管47或圆管内，注满填充料37，把整个构件加热，再把缆绳22预紧，填充料37固化后即产生预应力。在上述结构中，预拉件缆绳22的膨胀数高于预压件起落架支承梁9的热膨胀系数，使构件固化冷却后即产生足够的预应力。当预拉件和预压件的热膨胀系数相同或接近时，预紧力必须大于构件的最大许用应力。为了防止起落支承梁的下部产生低周疲劳，可在梁的下部对应设立预拉件结构。图27是预应力椽条结构示意图，预压件椽条27为由大头到小头逐渐过渡的横截面为异形的构件，其纵向有孔，供设置预拉件变径缆绳48穿入，孔内再注满填充料，构成预应力椽条，变径缆绳48由具有大小头且由大头向小头逐渐均匀过渡或不均匀过渡的金属丝捻成，制作时，将变径缆绳拉紧，采用常温和高温成型法使填充料固化，待填充料固化后，即产生预应力。采用高温成型法时，椽条的热膨胀系数低于变径缆绳的热膨胀系数。椽条上还设有凸边，和蒙皮、幅板连接。

上述变径缆绳的另一种结构形式是采用逐渐减少组成缆绳的金属丝数量的办法来实现的，即根据构件应力的大小相应减少缆绳中的金属丝，即由不同长度的金属丝捻成的缆绳。其缆绳除了由上述的金属丝制成外，还可由纤维增强复合材料制成。这样更能降低结构的重量。

图28、29、30中，预拉件整体壁板19或地板，由金属丝网35、拉筋43组成，用金属丝连成一体，预拉件被预压件基体复合材料包容。采用手糊法或其它方法将基体复合材料包容预拉件制成整体壁板或地板的外型，再置于预成型模具内，把预拉件预紧，采用常温和高温成型法使基体复合材料34固化，待基体复合材料固化后，即构件产生预应力。

图31为一种双金属套管或枢轴预应力结构示意图，枢轴50为由两种不同金属做成的内、外套管49以及内、外套管之间注入的填充料构成。外层套管49的热膨胀系数大于内层套管49的热膨胀系数，把内套管置于外套管之中，管壁之间留有间隙，注满填充料37加热，待填充料固化后再冷却，即使构件产生预应力。

图32为一单层金属管式预应力枢轴结构示意图，枢轴由金属套管49作为预拉件，基体复合材料34为预压件，置于金属套管49内而构成，制成时，将枢轴加热，基体复合材料34固化后再冷却，即使构件产生预应力。

图33，34为发动机风扇叶片的预应力结构示意图，其风扇叶片54由一横截面为波浪形的金属骨架51作预压件或预拉件，基体复合材料34作预拉件或预压件，基体复合材料34包容金属骨架51成一整体，骨架上分布有孔，复合材料内含有横向和纵向间分布的高强度的纤维66，其横向纤维66从骨架上的孔内穿过将分布在骨架两边的纵向纤维66连成一体而构成纤维增强的复合材料。为了增强风扇叶片51承受外物冲击的能力，在叶片上的一边设有金属包容面52，包容面52可以直接同骨架51一体制作或单独制成连接于骨架51上。其成型方法有高温成型法和常温成型法。采用高温成型法时，把整个构件置于预成型模具内加热，骨架51膨胀伸长、保温一段时间，待基体复合材料34固化后再冷却，即使构件产生预应力，这种叶片适宜于使用温度不高的环境。采用常温成型法时，把整个构件置于预成型模具内将基体复合材料的高强度的纤维66预紧，基体复合材料在常温下固化，当叶片使用时温度升高后骨架膨胀伸长，使叶片产生一个预应力。在骨架材料允许的温度范围内，使用温度越高，预应力越大，其强度、刚度和抗疲劳强度就越高。

上述风扇叶片的结构，可以采用高强度纤维骨架作预拉件，基体复合材料作预压件，在高温下成型固化，成型时把纤维预紧并固化，即可产生预应力，适宜于低温环境中使用。

图35、36为一种双金属预应力风扇叶片结构示意图，风扇叶片54由金属材料制成的叶片夹芯53和叶片外层55组成，叶片外层包容叶片夹芯。外层和夹芯可互为预拉件或预压件，当夹芯53的热膨胀系数大于外层55的热膨胀系数时，夹芯53为预压件，外层55为预拉件，使用时的温升夹芯膨胀产生预应力，适宜于高温环境使用；反之，当夹芯53的热膨胀系数小于外层的热膨胀系数时，夹芯53为预拉件，外层55为预压件，通过热处理使构件产生预应力，适宜于低温环境中使用。

图37为一种双金属管材结构示意图，金属管材由外层55和内层56组成，内、外层采用不同热膨胀系数的金属材料制成，外层55包括内层56融为一体，无明显的分界面，二者均可作预压件或预拉件。把这种材料制成与其形状相适应的作动筒，起落架外筒，枪炮管等构件，通过热处理产生残余预应力。

图38为一种双金属棒材结构示意图，该棒材由外层55和内层56组成，内、外层采用不同热膨胀系数的金属材料制成，外层包容内层融为一体无明显的分界面，内层56和外层55均可作预拉件或预压件。把其制成与其形状相适应的轴，活塞，拉杆，弹簧等零件，通过热处理产生残余预应力。

图39为一种双金属扁形材结构示意图，由两种热膨胀系数不同的金属制成的内层56和外层55组成，外层包容内层融为一体无明显分界面，内层56和外层55均可作预拉件或预压件。把其制成与其形状相适应的作板簧，螺旋桨，风扇叶片等构件，通过热处理产生残余预应力。

图40、41中，机身1、中央翼盒2、掠动机构58、外翼59均为预应力结构，外翼59的翼根的凸耳63连接在中央翼盒2上，掠动机构设在内翼57之内，其它载荷构件也大都采用预应力构件，外翼及掠动机构左右对称分布。

图41中，外翼59是整体预应力结构，凸耳63有一个大圆孔与中央翼盒上的凸耳63上相应的孔配合。二者用转圈64连接，用多个螺栓39固定，用转圈代替转轴，可以增加结构的刚度和稳定性，防止转轴断裂并降低结构重量。中央翼盒2同样可以采用预应力结构，外翼59采用缆绳复合材料预应力整体结构，缆绳分上下两组，下组可设立加强缆绳22，各组的前后梁共用一根缆绳，两端均展向贯通于整个机翼内，中间预留一段在翼根外，中央翼盒两侧的四角各设有上下两组成前后排列的定滑轮62，装配时，把缆绳穿入定滑轮凹槽内，装好转圈64再用设在中央翼盒上的压紧装置60把压紧滑轮61压紧，使缆绳22产生一个大于其最大许用应力的预紧力，这样外翼就靠紧压中央翼盒上，外翼59的根部与中央翼盒之间设有作动筒67，当外翼59在作动筒67的液压驱动下绕转圈64作前后掠动时，缆绳22的松紧并无变化或变化很小，同时还有压紧装置60起防松作用，使缆绳22始终保持稳定的预紧力，以承受外翼59的载荷力矩，消除了外翼的震动，此时，凸耳63不再承受交变载荷，压紧滑轮61的作用是使缆绳22始终产生预紧力，压紧装置60可以采用螺栓加强力弹簧或液压的方式预紧，使缆绳22的预紧力始终大于外翼59的最大许用应力，并可以起缓冲作用，整个掠动机构置于内翼57之内，作动筒67连接于翼根的支座65上。这里还有一点需要说明，就是外翼59掠动角度的变化，使缆绳的承载能力下降，但外翼59掠动60°，外翼前边的缆绳与前滑轮的角度变化还不到20°，使外翼的拉力仍能较均匀地分布在翼根的四角，但随着外翼后掠角的变化，气动阻力也降低，作用在外翼上的气动负荷也同时降低，正好与缆绳允许的最大许用应力相适应。

图42中，变后掠翼掠动机构的另一方法是左右外翼59的缆绳22采用对角交叉连接的办法，它是在外翼59内设置的缆绳22各预留一段于翼根外，左外翼59前边的缆绳22穿入设在中央翼盒2上的定滑轮62内与右外翼59后角的缆绳22连接，右外翼59前边的缆绳22与左边外翼后边的缆绳连接，在中央翼盒2内交叉，把左右对称分布的外翼59连接在一起，再用张紧滑轮61压紧，产生预应力。当外翼绕转圈64掠动时，缆绳22始终保持有预紧力，使外翼59紧靠在中央翼盒2上，防止外翼振动，因外翼下边承受的负荷比上边大，可以加大下边缆绳的强度或增设加强缆绳。

图43，44，45中整体中央翼盒2可用一截面为异形的薄壁金属管制成一个符合中央翼盒外形的框架69，预拉件缆绳22置入框架69的金属管内并互相交叉连接，在框架69的四角各设置两组支承滑轮用的衬套68，上下两组衬套68的轴线同心。衬套68外周有一凹槽，横向的预拉件缆绳包容在衬套的凹槽内，把各组相对应的衬套从两边拉向中心，把框架69与衬套68固定在预成型模具上，并把其它相关的构件设置好，框架前后也设置好预拉件缆绳22，把预压件基体复合材料34注满于框架69的空腔内加热，再把缆绳22预紧，待基体复合材料固化后再冷却，缆绳22和框架69收缩，即使构件产生预应力。在结构中，构成框架69的薄壁管只起包容基体复合材料34的作用，它在构件中产生预拉力，使结构的刚度增加，为了保证衬套68与相关构件的配合精度，衬套68留有加工余量。在中央翼盒成型后再精加工，框架的前后面设有与机身隔框相连接的孔或螺孔，前后框架之间设有纵向套管29，机身纵向预拉件在连接时从其中穿过，把中央翼盒和机身连接在一起，在中部横向设有四根成四边形分布的拉杆38用以连接两边的凸耳63，必要时，在基体复合材料34中掺入短金属丝70。

上述整体中央翼盒的另一个制作方法是：把预拉件与其它构件连接组成一个骨架，预留与其它构件连接的孔和螺栓，并置于预成型模具内加热，注射基体复合材料34把预拉件预紧，待基体复合材料34固化后再冷却，预拉件收缩，即使构件产生预应力。必要时，可在基体复合材料34中掺入短金属丝70。这种结构的预拉件可采用缆绳22，也可以采用高强度的纤维作预拉件结构。但不管采用哪种结构，预压件的热膨胀系数都不得高于预拉件的热膨胀系数。

图46，47中，外翼59的根部设有翼根连接板36，凸耳63连接在翼根连接板36上，预拉件缆绳22展向设在外翼59横截面四角，在外翼的蒙皮内，设有一层金属丝网35，为了加强翼根强度，设有加强拉杆38，其一端连接于翼根连接板36上，另一端置入基体复合材料34中，各根缆绳22均和金属丝网35连在一起，金属丝网展向的金属丝为大小头结构，大头一端穿入翼根连接板36的孔内连接再与横向的金属丝编织成金属丝网，缆绳22两端在翼根连接板36外预留一封闭段供与中央翼盒连接用。其制作方法：把上述结构组成的骨架置于预成型模具内，设置预拉机构，并在骨架内设置油箱等构件，铺上干纤维丝或纤维布，注入预压件基体复合材料34或把复合材料34与骨架制成坯再植入预成型模具内，整个构件加热后，再把预拉件和金属丝网预紧，待基体复合材料固化后再冷却，预拉件收缩，复合材料收缩很小，即使整个构件产生预应力。必要时在基体复合材料中掺入短金属丝70以提高强度和刚度。

上述预应力结构中所指的预拉件的外径或预压件的孔内的变形结构，可以是波形、带肋的螺旋形和人字形，或其它任何变形结构，其目的是增加填充料或基体复合材料与预拉件和预压件的结合力，使预应力均匀地分布在构件的每一点上，防止预拉件与预压件之间的微动磨损而导致预应力降低或破坏。

上述预应力结构采用常温成型或高温固化法，其常温即指室温，其高温成型法，其温度必须满足如下要求：低于预拉件的回火温度，高于构件的最高使用温度和适于填充料或基体复合材料成型固化的温度，各种不同材料制成的预应力构件的成型固化温度不同。

上述预应力结构所述的填充料和基体复合材料，其特征是必须具有足够的强度、刚度韧性和与其它材料的结合力，成型固化后不收缩或收缩很小，无腐蚀性及长期的稳定性，而目前的树脂复合材料是完全能达到要求的。

本发明既适应于飞机，也适应于其它飞行器。

Claims (34)

1、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。

2、按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于预应力结构为预拉圈预应力结构：它是在环形的机身隔框外设一台阶，隔框为预压件，其台阶上包容一个金属的环形无接头的预拉圈作预拉件，并与其过盈配合，产生预应力。

3、按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为铆式拉杆预应力结构：它是采用金属材料制成的超长的铆钉式样的铆式拉杆作预拉件，金属材料制成的套管和框架作预压件，加热的铆式拉杆置于预压件中，两端伸出预压件铆合成载荷构件整体，铆式拉杆冷却后即使构件产生预应力。

4、按权利要求1、所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为拉杆式预应力结构：由一种用金属材料制成超长的单头或双头螺栓式拉杆作预拉件，其形状有直形或具有大小头结构或中部带肋的直形、环形、半环形等，预压件是由金属材料或非金属基体复合材料制成的各种梁和框、纵向长桁、椽条、整体机翼、平尾、垂尾、中央翼盒组成的机体结构和气动外形的构件。预拉件置于预压件之中或包容预压件，其螺纹部分或伸出预压件与其它构件连接，在预拉件与预压件之间注满填充料固化后成一整体，或用基体复合材料制成的预压件包容预拉件固化直接制成整体构件，在构件成型或装配时把预拉件预紧，填充料或基体复合材料固化后构件即产生预应力。

5、按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为缆绳预应力结构，它包括由金属或纤维增强的复合材料制成的缆绳或变径缆绳作预拉件，由金属或基体复合材料制成的梁、框、纵向长桁、椽条、中央翼盒、机翼、平尾、垂尾、翼身融合体组成的机体结构和气动外形的构件作预压件，预拉件置于预压件之中成一个整体，或于二者之间加满填充料结合成一个整体，制作过程预拉件被预紧，填充料或基体复合材料固化后构件即产生预应力。

6、按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为金属/复合材料预应力结构：它包括由金属材料制成的缆绳、拉杆、管材、丝材、布、网、格栅作预拉件，由金属材料制成的骨架或由基体复合材料制成的各种梁和框、整体机翼、中央翼盒、翼身融合体、平尾、垂尾、整体壁板、地板、枢轴、风扇组成的机体结构和气动外形的构件作预压件，预拉件被预压件包容或包容预压件，制造或装配时预紧预应件，基体复合材料固化后即使构件产生预应力。

7.按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为热膨胀预应力结构：用于发动机风扇叶片，它是用金属材料制成的风扇叶片夹芯或骨架作预压件，夹芯或骨架横截面为波形结构，由金属材料或纤维增强的复合材料制成的风扇叶片外层作预拉件，预拉件包容预压件结合成风扇叶片。夹芯或骨架材料的热膨胀系数大于外层材料的热膨胀系数，外层包容夹芯或骨架，把二者结合成一个整体，使用时温升使夹芯或骨架膨胀后使风扇叶片产生预应力。

8.按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为纤维增强复合预应力结构：由纤维增强的复合材料制成的缆绳、丝、网、布、带作预拉件，基体复合材料制成的各种梁、框、中央翼盒、机翼、平尾、垂尾、蒙皮、地板、方向舵、襟翼、安定面、机头、尾锥及螺旋桨中的基体复合材料作预压件。预拉件被预压件包容而接合成一个整体，制造时预拉件被预紧，基体复合材料固化后即使构件产生预应力。

9.按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构为双金属预应力结构：包括由内外两层不同热膨胀系数的双金属材料构成的管材、棒材、丝材、扁形材制成的作动筒、起落架外筒、枪炮管、轴、活塞、螺旋桨、风扇叶片、弹簧等构件，外层的金属成圆周包容内层，内、外层之间无明显的界面，内、外层均可作预拉件或预压件、通过热处理使构件产生残余预应力。

10.按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的预应力结构用于飞行器的变后掠翼的掠动连接机构中，除采用凸耳连接外，还增加一套预应力缆绳结构的柔性连接；利用设在外翼四角翼根处的缆绳两端展向置入外翼内，在翼根部留有一个段封闭段，封闭段穿入设在中央翼盒上的滑轮组内并预紧，产生预应力，使外翼紧靠在中央翼盒上，依靠作动筒使外翼绕转圈作前后掠动，掠动时外翼始终紧靠在中央翼盒上，必要时，在外翼下边设立加强缆绳。

11.按权利要求10所述的飞行器的预应力结构，其特征在于：采用缆绳对角连接的方式将两边的外翼通过中央翼盒对称连接成一整体，即在外翼内设置的缆绳各预留一段于翼根外，左外翼前边的缆绳穿入设在中央翼盒上的滑轮内与右外翼后边的缆绳连接，右外翼前边的缆绳与左外翼后边的缆绳连接，于中央翼盒内交叉，把左右对称分布的外翼连接在一起，再用设在中央翼盒上的张紧滑轮压紧产生预应力、当外翼绕转圈掠动时，缆绳始终保持有预应力，使外翼紧靠在中央翼盒上，防止外翼振动，因外翼下边承受的负荷比上边大，可以加大下边缆绳的强度或增设加强缆绳。

12.按权利要求3所述的飞行器的预应力结构，其特征在于中央翼盒为一个四边形的框架，套管分上、下、前、后共四层设于框架内，与框架连成一整体作预拉件，横向的套管内设有铆式拉杆作预拉件，加热后被铆接，把两边的框架连接在一起，铆式拉杆冷却后即使构件产生永久预应力；纵向的套管内设有缆绳或拉杆作预拉件，把各段机身串联在一起，装配时预紧缆绳或拉杆产生永久预应力，框架可做成前宽后窄的斜边形，其斜边的角度与机翼的后掠角相适应，框架的四周设有供与其它构件连接的螺孔和孔。

13.按权利要求4所述的飞行器的预应力结构，其特征在于机身隔框采用拉杆式预应力结构：机身隔框为一个封闭的环形体作预压件，其外周有一凹槽，下部有一缺口，预拉件为一带左右旋向螺纹的双头螺栓式环形拉杆，置于机身隔框的凹槽内，用双旋向螺母预紧环形拉杆使构件产生预应力。

14.按权利要求4所述的飞行器的预应力结构，其特征在于机身隔框采用拉杆式预应力结构；机身框架为拱形框架作预压件，其外周有一凹槽，预拉件为双头螺栓式半环形拉杆置于凹槽内，两端的螺纹伸出与其它构件连接，连接时使构件产生预应力。

15.按权利要求4所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的机翼采用拉杆式预应力结构：机翼由变径拉杆、加强翼梁、发动机挂架、起落架支承梁、金属丝网作预拉件组成承力骨架，置于预压件基体复合材料中被其包容，变径拉杆，加强翼梁的螺纹部分伸出翼根连接板之外与中央翼盒连接，金属丝网的纵向金属丝具有大小头结构，其大端与翼根连接板连接，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，在构件成型时，把预拉件预紧，基体复合材料固化冷却后预拉件收缩即使构件产生永久预应力。

16.按权利要求4所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的翼梁采用拉杆式预应力结构：预压件橡条为大小头结构，其中间有纵向的孔或变形孔，变径拉杆作为预拉件，穿入预压件的孔内，上下的橡条用腹板连接成翼梁，填充料注满于变径拉杆与椽条的孔壁之间，把二者结合成一个整体，变径拉杆螺纹部分伸出椽条之外与中央翼盒连接，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，制造时，变径拉杆被预紧，采用高温成型法使填充料固化后即使构件产生永久预应力。

17.按权利要求4所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的机身纵向连接采用于拉杆式预应力结构：采用直型拉杆作预拉件，置于预压件机身隔框、纵向长桁、纵向地板梁和中央翼盒的孔内，分别穿过各段机身、并连接到上段或下段相邻的双重机身隔框上，每根拉杆穿过三个或三个以上的机身隔框，中段机身的拉杆数量多于两头机身的拉杆数量，把拉杆预紧，即使机身产生一个纵向的预应力，必要时，在拉杆与孔壁之间注满填充料固化。

18.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的机身纵向连接采用缆绳预应力结构：采用多根整体的缆绳作预拉件，置于预压件机身的纵向长桁，纵向地板梁，中央翼盒和各隔框的孔内，把各段机身串连在一起并预紧，在预拉件和预压件之间注满填充料并固化而后成一整体，即保持永久预应力，缆绳的两头在机头和尾锥内固定，必要时，在高应力区设立加强缆绳。

19.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的机翼与机身的融合体采用预应力结构：由上下椽条和幅板组成的翼梁、机身上梁、下梁、纵梁作预压件，部分上下梁与椽条可以采用整体构件，各种梁、椽条均为空心孔或带凹槽结构，共同组成一个整体结构的框梁，预拉件缆绳穿入其孔和凹槽内，预留一定的长度，在上梁与上椽条的交接处再用金属丝或其它机构把缆绳拉入凹槽固定，而使构件产生预应力。在缆绳与孔壁或凹槽之间注满填充料并固化，必要时在翼梁之间对角增设抗扭拉杆。

20.按权利要求6所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的机身隔框采用金属/复合材料预应力结构：用基体复合材料制成的圆环形机身隔框和横向地板梁连接成一个整体作为预压件，金属材料制成的拉筋分内外两层用金属丝连接在一起作预拉件，呈圆周分布在隔框内并与横向地板梁内的拉筋连在一起，组成一个骨架，被预压件包容，构成整体机身隔框，预拉件的热膨胀系数大于预压件的热膨胀系数，采用高温成型法成型，在构件成型固化冷却后预拉件收缩使构件产生永久预应力。

21.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的横向地板梁采用缆绳预应力结构：横向地板梁作预压件，其下边有一纵向孔，预压件缆绳置于其中预紧，填充料注满孔壁与缆绳之间固化包容预拉件，把二者结合成一个整体，填充料固化后使构件产生永久预应力。

22.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于飞行器的起落架支承架梁采用缆绳预应力结构；起落架支承梁上部设有数根圆管或槽形管作预压件，每根圆管或槽形管设置一根缆绳作预拉件预紧，填充料注满管壁与缆绳之间，包容预拉件缆绳，形成一个整体，起落架支承梁的下边，也同样可设置圆管或槽形管作预压件，每根圆管或槽形管设置一根缆绳作预拉件，上下同时预紧，并注满填充料固化后形成一个整体构件，即使构件产生永久预应力。

23.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的变径缆绳预应力结构；变径缆绳由金属丝或纤维增强的复合材料制成的相同或不同根数的缆绳丝捻成，当缆绳丝根数相同时，缆绳丝为大小头结构，并由大头向小头过渡，当缆绳丝根数不相同时，则由缆绳的大头逐渐减少缆绳丝的根数。

24.按权利要求6所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的整体壁板或地板采用金属/复合材料预应力结构：由金属丝网、拉筋和金属丝组成的骨架作预拉件，基体复合材料作预压件，包容预拉件并构成整体壁板或地板的整体结构，预拉件骨架在成型时预紧，基体复合材料固化后构件即产生预应力。

25.按权利要求6所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的枢轴采用金属复合材料预应力结构：由两种不同热膨胀系数的金属材料制成的内、外套管作预拉件，外套管材料的热膨胀系数大于内层套管材料的热膨胀系数，内、外套管之间填满填充料作预压件，填充料加热固化后将内、外套管结合成整体，冷却后预拉件收缩，使构件产生永久预应力。

26.按权利要求1所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的发动机的风扇叶片采用双金属预应力结构：风扇叶片的外层和夹芯用两种不同热膨胀系数金属材料制成，叶片外层作预压件，夹芯作预拉件，夹芯的热膨胀系数小于叶片外层材料的热膨胀系数，预压件包容预拉件，结合成一整体，通过热处理使构件产生永久预应力。

27.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于整体中央翼盒采用缆绳预应力结构和拉杆预应力结构：整体中央翼盒的框架用薄壁异型金属材料制成，在其两侧四角各设置两组衬套，上下两组衬套在同一轴线上，用缆绳从框架空腔内把衬套对称连在一起，框架中部横向设有四根直形拉杆用于连接凸耳，框架纵向设有多根套管，将掺有短金属丝的基体复合材料注满于框架的空腔内包容缆绳、拉杆和衬套，与框架结合成一整体，在高温成形时预紧缆绳，基体复合材料固化后使构件产生永久预应力，基体复合材料及衬套为预压件，其余皆为预拉件。

28.按权利要求5所述的飞行器的预应力结构，其特征在于所述的外翼采用缆绳预应力结构：用基体复合材料作预压件制成外翼的结构和气动外形，缆绳、金属丝网作预拉件，展向置于外翼横截面四角及蒙皮内，金属丝网与缆绳用金属丝连成一体，金属丝网的展向的金属丝为大小头结构，其大头根部连接于翼根连接板上，缆绳穿过翼根连接板，其两端的尾部均在翼尖处，在翼根部留有一封闭段，翼根连接板上设有凸耳和支座，必要时，在基体复合材料中掺入短金属丝。在构件成形时预紧预拉件，基体复合材料固化后使构件产生永久预应力。

29.飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：由预拉件和预压件或加填充料组成飞行器的载荷结构，在制造、装配或使用时，把预拉件置于预压件之中或包容预压件，用预设的预拉件机构将预拉件预紧，再于二者之间填满填充料或先填满填充料再预紧预拉件，或在填满填充料的过程中置入预拉件，采用常温或高温成型法固化填充料或预压件基体复合材料，使构件产生预应力，采用常温成型法时，使整个构件置于室温内固化，固化的过程中预拉件始终预紧，采用高温成型法时，其预拉件的热膨胀系数必须大于预压件的热膨胀系数，制作时，把整个构件加热，保温一段时间，并保持预紧力，待复合材料固化后再冷却，预拉件收缩使构件产生永久预应力。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，使结构中复杂无序的交变载荷分解为有序的拉力、压力并由不同的构件来承受，其中预拉件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整体，并使结构保持预紧力。

30、根据权利要求29所述的飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：当预拉件由金属材料或纤维增强的复合材料制成，预压件由基体复合材料制成时其制造方法是：按照构件形状和承力要求，把预拉件制成承力骨架与其它相关件及连接件一起置入预成型模具中，用预设的预紧机构预紧预拉件，将基体复合材料注满于预成型模具内，采用常温或高温成型法固化基体复合材料，固化过程中预拉件始终保持预紧力，固化后构件产生永久预应力，必要时，基体复合材料中掺入短金属丝。

31、根据权利要求29所述的飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：当预拉件由金属材料或纤维增强的复合材料，预压件由基体复合材料制成时，其制造方法是：按照构件形状和承力要求把预拉件制成承力骨架，按照构件的形状用基体复合材料包容预拉件和其它相关件及连接件作为预压件制成坯置入预成型模具中，用预设的预紧机构预紧预拉件，采用常温或高温成型法固化基体复合材料，固化过程中预拉件始终保持预紧力，固化后构件产生永久预应力，必要时，基体复合材料中掺入短金属丝。

32、根据权利要求29所述的飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：飞行器发动机的风扇叶片由一横截面成为波浪形的金属骨架作预压件或预拉件，基体复合材料作预拉件或预压件，其制作方法：增强纤维穿入骨架的孔和纵向增强纤维相连，基体复合材料包容金属骨架成一整体构件，将整体构件放入预成型模具中，采用常温或高温成型法固化基体复合材料。

33、根据权利要求29所述的飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：飞行器发动机风扇叶片由金属材料制成的叶片夹芯和叶片外层组成时，叶片外层包容叶片夹芯，其组成叶片外层和叶片夹芯材料的热膨胀系数不同，当叶片夹芯的热膨胀系数大于外层的热膨胀系数时，夹芯为预压件，外层为预拉件，使用的温升使夹芯膨胀产生预应力；当叶片夹芯的热膨胀系数小于外层的热膨胀系数时，夹芯为预拉件，外层为预压件，通过热处理使构件产生预应力。

34、根据权利要求29所述的飞行器的预应力结构的制造方法，其特征在于：双金属预应力结构是由内外两层热膨胀系数不同的金属材料制成的型材，其外层包容内层，结构形式有管材、棒材、扁型材，按照构件形状选用相应的型材制成飞行器的作动筒、起落架外筒、枪炮管、轴、活塞、拉杆、螺旋浆、板簧等，并保持内、外层相应的厚度，通过热处理使构件产生残余预应力。

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