CN106335644A - 一种整体成型尾喷口结构 - Google Patents

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Abstract

一种整体成型尾喷口结构，包括加强环、环向加强筋、内蒙皮、泡沫夹芯组合件及外蒙皮，其中，加强环与环向加强筋设置在内蒙皮内，外蒙皮设置在内蒙皮外侧，且加强环、环向加强筋、内蒙皮及外蒙皮通过碳纤维织物料片热熔形成碳纤维织物铺层预定型体；泡沫夹芯组合件置于碳纤维织物铺层预定型体内，并通过热熔形成尾喷口预成型体组合件，尾喷口预成型体组合件再通过RTM成型工艺得到整体成型尾喷口结构。本发明整体化程度高，不但能减轻尾喷口结构重量，控制尾喷口结构变形，且有效提高外形精度和表面质量，同时减少零件数量及机械连接，从而降低装配难度，直接降低生产制造成本。

Description

一种整体成型尾喷口结构
技术领域
本发明涉及飞机结构技术领域，尤其涉及一种整体成型尾喷口结构。
背景技术
轻型军用飞机如战斗机、攻击机和教练机等的发动机一般安装于后机身内，因此该类飞机的尾喷口结构位于机身尾部，仅受外表面的气动载荷及结构自身的质量力，尾喷口因发动机舱内的引射气流整流需要，往往布置有内蒙皮，外蒙皮则满足飞机气动外形的需要。尾喷口一般采用铝合金薄壁铆接结构，设计时为满足尾喷口有足够的强度、刚度、工艺性和维护性等要求，内、外蒙皮常常分段制造连接，并相应布置加强环、环向加强筋、纵向隔板、型材、连接片、槽形加强筋等零件；故存在零件数量多、铆接工作量大、易变形、结构较重等缺点，为减轻尾喷口重量采用薄的内蒙皮、外蒙皮，因内蒙皮、外蒙皮刚性差，易导致尾喷口结构的外形精度与表面质量差。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种整体成型尾喷口结构，以解决上述背景技术中的缺点。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种整体成型尾喷口结构，包括加强环、环向加强筋、内蒙皮、泡沫夹芯组合件及外蒙皮，其中，加强环与环向加强筋设置在内蒙皮内，外蒙皮设置在内蒙皮外侧，且加强环、环向加强筋、内蒙皮及外蒙皮通过碳纤维织物料片热熔形成碳纤维织物铺层预定型体；泡沫夹芯组合件置于碳纤维织物铺层预定型体内，并通过热熔形成尾喷口预成型体组合件，尾喷口预成型体组合件再通过RTM成型工艺得到整体成型尾喷口结构。
在本发明中，内蒙皮内设置有多个加强环和多个环向加强筋，以增强整体成型尾喷口结构的刚度，可视实际需要进行变更。
在本发明中，泡沫夹芯组合件置于内蒙皮与外蒙皮之间，且其尺寸由内蒙皮与外蒙皮形成的空腔确定。
在本发明中，泡沫夹芯组合件为轻质闭孔刚性发泡材料制成，可机加形成预定型体。
在本发明中，整体成型尾喷口结构通过铆钉或快卸锁与机身端框连接装配。
在本发明中，整体成型尾喷口结构的具体制备步骤如下：
1）首先制备用于生产整体成型尾喷口结构的注胶模具，然后按设计铺层顺序在注胶模具的内模上依次铺放已经制作好的碳纤维织物料片，并分别热熔形成包括加强环、环向加强筋、内蒙皮的碳纤维织物铺层预定型体；
2）将轻质闭孔刚性发泡材料机加工成泡沫夹芯组合件；
3）将步骤2）中的泡沫夹芯组合件置于步骤1）中获得的碳纤维织物铺层预定型体内，再依次铺放制作好的外蒙皮碳纤维织物料片并热熔以形成尾喷口预成型体组合件；
4）将步骤3）中获得的尾喷口预成型体组合件放入注胶模具内，盖上注胶模具的外模，合模后进行发泡、树脂注射、固化及脱模一系列复合材料RTM成型工艺工序后得到整体成型尾喷口结构。
有益效果：本发明整体化程度高，不但能减轻尾喷口结构重量，控制尾喷口结构变形，且有效提高外形精度和表面质量，同时减少零件数量及机械连接，从而降低装配难度，直接降低生产制造成本。
附图说明
图1是本发明的较佳实施例的结构示意图。
图2是图1中A-A处剖视图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
参见图1~图2的一种整体成型尾喷口结构，包括加强环1、环向加强筋2、内蒙皮3、泡沫夹芯组合件4、外蒙皮5及机身端框6；其中，加强环1、环向加强筋2、内蒙皮3及外蒙皮5通过碳纤维织物料片热熔形成碳纤维织物铺层预定型体，泡沫夹芯组合件4置于碳纤维织物铺层预定型体内，再通过RTM成型工艺得到整体成型尾喷口结构；而后将整体成型尾喷口结构通过铆钉或快卸锁与机身端框6完成连接装配。
在本实施例中，泡沫夹芯组合件4为轻质闭孔刚性发泡材料制成，可机加形成预定型体。
在本实施例中，整体成型尾喷口结构的具体制备步骤如下：
1）首先制备用于生产整体成型尾喷口结构的注胶模具，然后按设计铺层顺序在注胶模具的内模上依次铺放已经制作好的碳纤维织物料片，并分别热熔形成包括加强环1、环向加强筋2、内蒙皮3的碳纤维织物铺层预定型体；
2）将轻质闭孔刚性发泡材料机加工成泡沫夹芯组合件4；
3）将步骤2）中的泡沫夹芯组合件置于步骤1）中获得的碳纤维织物铺层预定型体内，再依次铺放制作好的外蒙皮碳纤维织物料片并热熔以形成尾喷口预成型体组合件；
4）将步骤3）中获得的尾喷口预成型体组合件放入注胶模具内，盖上注胶模具的外模，合模后进行发泡、树脂注射、固化及脱模一系列复合材料RTM成型工艺工序后得到整体成型尾喷口结构。
在本实施例中，外蒙皮5由飞机气动外形确定，内蒙皮3根据发动机舱内的引射气流整流需要确定，环向加强筋2、加强环1为型材的一种形式，可根据实际需要选择型材的具体形式以提高整体成型尾喷口结构的刚度及实现与机身端框6的连接，泡沫夹芯组合件4由内蒙皮3、外蒙皮5形成的空腔确定。
在本实施例中，其制备方法也适用于其它类似筒形（或锥形、环形）结构的设计及制造。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (6)

1.一种整体成型尾喷口结构，包括加强环、环向加强筋、内蒙皮、泡沫夹芯组合件及外蒙皮，其特征在于，加强环与环向加强筋设置在内蒙皮内，外蒙皮设置在内蒙皮外侧，且加强环、环向加强筋、内蒙皮及外蒙皮通过碳纤维织物料片热熔形成碳纤维织物铺层预定型体；泡沫夹芯组合件置于碳纤维织物铺层预定型体内，并通过热熔形成尾喷口预成型体组合件，尾喷口预成型体组合件再通过RTM成型工艺得到整体成型尾喷口结构。
2.根据权利要求1所述的一种整体成型尾喷口结构，其特征在于，内蒙皮内设置有多个加强环和多个环向加强筋。
3.根据权利要求1所述的一种整体成型尾喷口结构，其特征在于，泡沫夹芯组合件置于内蒙皮与外蒙皮之间。
4.根据权利要求1所述的一种整体成型尾喷口结构，其特征在于，泡沫夹芯组合件为轻质闭孔刚性发泡材料制成。
5.根据权利要求1所述的一种整体成型尾喷口结构，其特征在于，整体成型尾喷口结构通过铆钉或快卸锁与机身端框连接装配。
6.根据权利要求1～5任一项所述的一种整体成型尾喷口结构，其特征在于，整体成型尾喷口结构的具体制备步骤如下：
1）首先制备用于生产整体成型尾喷口结构的注胶模具，然后按设计铺层顺序在注胶模具的内模上依次铺放已经制作好的碳纤维织物料片，并分别热熔形成包括加强环、环向加强筋、内蒙皮的碳纤维织物铺层预定型体；
2）将轻质闭孔刚性发泡材料机加工成泡沫夹芯组合件；
3）将步骤2）中的泡沫夹芯组合件置于步骤1）中获得的碳纤维织物铺层预定型体内，再依次铺放制作好的外蒙皮碳纤维织物料片并热熔以形成尾喷口预成型体组合件；
4）将步骤3）中获得的尾喷口预成型体组合件放入注胶模具内，盖上注胶模具的外模，合模后进行发泡、树脂注射、固化及脱模一系列复合材料RTM成型工艺工序后得到整体成型尾喷口结构。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107901448A (zh) * 2017-11-09 2018-04-13 湖北三江航天江北机械工程有限公司 大直径复合裙加压固化方法
CN111237083A (zh) * 2018-11-28 2020-06-05 海鹰航空通用装备有限责任公司 组合喷管结构及具有其的飞机
CN112918687A (zh) * 2021-01-29 2021-06-08 东华大学 一种整体密封舱及其制备方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101391893A (zh) * 2008-11-05 2009-03-25 北京玻钢院复合材料有限公司 碳/碳复合材料及其制备方法
US20090269497A1 (en) * 2008-04-28 2009-10-29 The Boeing Company Built-up composite structures with a graded coefficient of thermal expansion for extreme environment applications
US7798423B1 (en) * 2006-04-24 2010-09-21 The Boeing Company Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction
CN101946080A (zh) * 2008-02-12 2011-01-12 波音公司 板条和环形陶瓷基复合材料喷嘴
CN102099313A (zh) * 2008-07-17 2011-06-15 斯奈克玛动力部件公司 由复合材料制成的喷嘴或扩张喷嘴元件的制造方法
CN102483012A (zh) * 2009-09-04 2012-05-30 埃尔塞乐公司 排气喷嘴的结构化组件
CN104271894A (zh) * 2012-03-29 2015-01-07 赫拉克勒斯公司 航空器发动机艉部的部件集成
CN206125445U (zh) * 2016-09-23 2017-04-26 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种整体成型尾喷口结构

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7798423B1 (en) * 2006-04-24 2010-09-21 The Boeing Company Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction
CN101946080A (zh) * 2008-02-12 2011-01-12 波音公司 板条和环形陶瓷基复合材料喷嘴
US20090269497A1 (en) * 2008-04-28 2009-10-29 The Boeing Company Built-up composite structures with a graded coefficient of thermal expansion for extreme environment applications
CN102099313A (zh) * 2008-07-17 2011-06-15 斯奈克玛动力部件公司 由复合材料制成的喷嘴或扩张喷嘴元件的制造方法
CN101391893A (zh) * 2008-11-05 2009-03-25 北京玻钢院复合材料有限公司 碳/碳复合材料及其制备方法
CN102483012A (zh) * 2009-09-04 2012-05-30 埃尔塞乐公司 排气喷嘴的结构化组件
CN104271894A (zh) * 2012-03-29 2015-01-07 赫拉克勒斯公司 航空器发动机艉部的部件集成
CN206125445U (zh) * 2016-09-23 2017-04-26 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种整体成型尾喷口结构

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107901448A (zh) * 2017-11-09 2018-04-13 湖北三江航天江北机械工程有限公司 大直径复合裙加压固化方法
CN107901448B (zh) * 2017-11-09 2020-05-22 湖北三江航天江北机械工程有限公司 大直径复合裙加压固化方法
CN111237083A (zh) * 2018-11-28 2020-06-05 海鹰航空通用装备有限责任公司 组合喷管结构及具有其的飞机
CN112918687A (zh) * 2021-01-29 2021-06-08 东华大学 一种整体密封舱及其制备方法

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