CN106507753B - 轻型战斗机机翼 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种轻型战斗机机翼。本发明的前缘襟翼为全翼展机动前襟，前襟外段细长，翼型较薄，机翼设有挂翼尖弹挂发结构，浸泡在燃油内的无单独油箱隔板主梁、后梁和整体油箱周边骨架及其整体油箱为无沟槽密封，在机翼前缘前肋之间沿展向设有穿过整体油箱区的飞控拉杆干燥导管。本发明国内首创的无沟槽无隔油板主承力梁与无沟槽密封的整体油箱，减轻了机翼的结构重量。前缘襟翼与主翼面之间的封缘片采用的嵌入式结构，保证了封缘片在飞机飞行时不被撕裂。本发明成功地解决了翼尖弹外挂结构技术在国内轻型战斗机中的首次使用。本发明还提供了国内飞机上从未使用过的不锈钢锻件在机翼主梁、后梁上的应用。解决了干燥导管沿展向长径比大，很难解决的技术偏见。

Description

轻型战斗机机翼

技术领域

本发明涉及一种战机的机翼，尤其是多用途轻型战斗机的机翼。

技术背景

战斗机机翼是飞机的主升力面，承担飞机大部分气动载荷，是组成整个飞机和参与空中格斗的关键部件。机翼为中单翼，分为左右机翼，为全金属结构，其平面形状为梯形。机翼由主翼面、前缘襟翼、后缘襟翼、副翼、翼刀和整流包皮组成。由于机翼的主梁、后梁浸泡在燃油中内的缘故，目前国内外的飞机机翼整体油箱周边骨架、隔板通常多采用沟槽密封设计。而且机翼结构的周边骨架主承力的前梁、主梁、后梁设计为油箱隔油隔板。这种在纵向主承力梁上设计沟槽的结构形式，对主承力梁结构削弱很大，不能满足强度和4000飞行小时的使用寿命要求。由于机翼翼尖翼型较薄(小于45mm)，弦长较短(890mm)，而翼尖弹质量较大(120kg)，因此一般的轻型战斗机翼尖肋的设计、载荷传递、连接强度、翼尖结构局部区域的气动弹性等都不能满足质量较大翼尖弹的挂发。

飞机的主梁、后梁是机翼结构纵向主承力梁，分别承担机翼近60％、30％的载荷，它是战斗机机翼的关键部件。而目前的战斗机机翼选用的铝合金、钛合金材料是不能承受如此大的载荷的。必须要采用高强度的钢锻件，但现有的30CrMnSiNi2A高强度钢不耐煤油，需要采用隔板将燃油与主承力梁隔开来，这样既要增加结构的重量，还有减少油箱的容积。

根据总体布置要求，飞控系统拉杆在机翼前缘第五～十前肋之间沿展向穿过整体油箱区。为此，结构必须为飞控拉杆设计干燥导管。由于飞控拉杆在使用中发生运动和变形，干燥导管随结构发生变形，同时，飞控拉杆的使用维护、干燥导管的使用维护和寿命要求，导管与拉杆之间间隙值、导管与结构之间间隙值的确定是一个扩展机翼油箱很难解决的技术难点，因此，国内外的战斗机大都没有考虑这一设计。

发明内容

本发明针对上述现有技术存在的缺陷和偏见，提供一种强度高，并能减轻重量，整体油箱容量大的轻型战斗机机翼。

为了达到上述目的，本发明对现有的三角形战斗机翼的内部结构作了进一步改进。在机翼上采用了全翼展机动前襟，前襟外段细长，翼型较薄，机翼设有挂翼尖弹挂发结构，浸泡在燃油内的无单独油箱隔板主梁、后梁和整体油箱周边骨架及其整体油箱为无沟槽密封，在机翼前缘前肋之间沿展向设有穿过整体油箱区的飞控拉杆干燥导管。全翼展直旋式作动器驱动的前缘襟翼与主翼面之间嵌入有封缘片。副翼中部接头耳环与机翼支臂设有连接水平双耳片和垂直双埋头螺栓，螺栓的下翼面设有螺母止退防松垫圈。

本发明相比于现有技术的轻型飞机机翼，具有如下有益效果。

本发明在该机翼结构的周边骨架的前梁、主梁、后梁取消了油箱隔板和纵向主承力梁上的沟槽设计，整体油箱的无沟槽密封，并通过静力试验和试飞验证，不但满足了强度和4000飞行小时使用寿命的要求，使无沟槽密封的整体油箱结构疲劳特性得到进一步提高，而且减轻了机翼的结构重量，属于国内首创。

本发明在超七机翼上采用的全翼展机动前襟，很好地解决了前襟外段细长，翼型较薄，前襟外段的扭转刚度问题。前缘襟翼与主翼面之间的封缘片采用的嵌入式结构，能保证封缘片在飞机飞行时不被撕裂。

本发明还解决了轻型飞机机翼翼尖翼型较薄(小于45mm)，弦长较短(890mm)，翼尖弹质量较大(120kg)，载荷传递、连接强度、翼尖结构局部区域的气动弹性等设计上的技术难度。成功地完成了机翼挂翼尖弹，翼尖弹外挂结构技术在国内轻型战斗机设计中的首次使用。

本发明还提供了属于国内首创，国际先进，国内飞机上从未使用过的不锈钢锻件在机翼主、后梁上的应用，解决了现有技术选用铝合金、钛合金材料和国产现有30CrMnSiNi2A高强度钢不耐煤油，不能浸泡在燃油中，不能满足总体要求，不能承受大载荷的技术问题和用隔板隔油增加结构重量，减少油箱容积的技术问题。保证了4000飞行小时使用寿命期内的可靠性、安全性和耐久性。

整体油箱无沟槽密封技术可以提高机体疲劳特性，减轻结构重，属于国内首创，国际先进。干燥导管设计，提供了解决干燥导管沿展向尺寸较长、直径较大，国内难以解决的技术偏见。

属于国内首创的副翼根部接头结构形式及螺钉拨动销子的安装和螺栓在下翼面采用特制圆螺母止退垫圈的防松，安装与拆卸也较简单，满足了使用维护要求和强度、刚度、气动外形要求。

本发明不仅可满足4000飞行小时/20年长寿命飞机机翼的安全性、高可靠性、维修性要求，而且尽可能地降低了成本，减轻了重量。

附图说明

图1为本发明的构造示意图。

图2是本发明的干燥导管接头示意图。

图3本发明的翼尖弹结构示意图。

图4是本发明的后襟根部接头示意图。

图5是本发明的副翼根部悬挂接头示意图。

图6是本发明的副翼中间悬挂接头示意图。

具体实施例

图1描述了由主翼面、前缘襟翼、后缘襟翼、副翼组成的机翼结构。机翼前缘从第一肋至翼尖处布置为全翼展的前缘机动襟翼，前襟分为内外二段，在机翼上的悬挂点共五个，其中，前襟内段三个，前襟外段二个；机翼根部后缘为简单后缘襟翼，后襟悬挂点共三处；机翼后缘外部为副翼，副翼悬挂点共三处，上翼面内翼布置有翼刀。

图1中，前缘襟翼5为全翼展直旋式前缘襟翼，前缘襟翼为长4m多，宽0.3m的窄条式结构，为保证其结构刚度，设计上分为内外两段。由于前缘襟翼是窄条式结构，扭转变形大，为增大扭转刚度，后梁的腹板设计成沿展向变化，前缘边条8采用锯齿状结构，既增加了刚度又减轻了重量，为使传力路线最短，作动简直接与加强肋连接，为增加加强肋的高度，充分有效地利用结构材料，加强肋设计成凸台式结构，使之与蒙皮齐平。前缘襟翼与主翼面之间的封缘片6、7，采用嵌入式结构，这种嵌入式结构能保证封缘片在飞机飞行时不被撕裂。

后缘襟翼通过根部、中部、稍部三个悬挂点与机翼、机身连接，转动轴线位于外形对称面。后襟操纵作动筒位于机身边条内，作动筒与后襟根部摇臂9连接，推动后襟转动。后襟根部接头既作为转动摇臂又是悬臂接头。转动摇臂在后襟根部通过两个垂直螺栓与第一肋连接，第一肋采用数控机加件，并分别与前梁、后梁、上、下蒙皮等连接，传递翼面载荷(主要是扭转力矩)。摇臂的一端与后襟操纵作动筒连接，在摇臂上端沿转动轴线安装轴承，悬挂在机身边条内接头上，使根部交点载荷直接传给机身。

前襟转动轴承材料选用不锈钢。由于主梁、后梁浸泡在燃油内，因此主承力梁1可用法国的PH13-8Mo和俄罗斯BHC-2不锈钢锻件材料。这两种材料在国内飞机上从未使用过。

图1中标示2描述的是整体油箱。整体油箱壁板处于机翼根部高应力区，既承担大的气动载荷，同时又是整体油箱的主要结构。为了提高机翼整体油箱设计水平，提高结构使用寿命和疲劳寿命要求，减轻结构重量，提高机翼结构综合性能，更好地满足总体技术状态要求，整体油箱密封材料选用XM-22A、B系列密封胶。XM-22A胶用于缝内密封，XM-22B胶用于缝外、填角和标准件罩封。涂密封胶前，零件表面先涂QS-7填粘剂；油箱周边骨架之间标准件采用双排交错排列连接，零件不制沟槽，采用缝内、缝外、填角涂胶密封，蒙皮上螺栓、铆钉头划窝处制环槽，直接硫化橡胶圈，标准件湿装配。与整体油箱燃油接触的铝合金表面均涂S06-1010H防护底漆，口盖尽量设在上翼面，上翼面口盖设计橡胶垫片密封，整体油箱设计有较大的维护口盖。

机翼的第七～八肋、前梁和后梁之间布置副翼助力器舱，结构在上翼面设计620mm×230mm的大口盖，同时在前梁以前第十二～十三前肋之间设计操纵摇臂安装口盖，两口盖几乎将结构削断，同时内外翼蒙皮在第7肋处对缝。通过对该区域结构进行细节分析优化设计研究，将结果应用于详细设计，解决了设计上技术难点问题。

图2所述干燥导管接头3是根据总体布置要求，飞控拉杆在机翼前缘第五～十前肋之间沿展向穿过整体油箱区，为飞控拉杆设计的干燥导管和干燥导管更换通道。考虑到飞控拉杆在使用中发生运动和变形。干燥导管11两端设有法兰盘13与前肋12腹板连接，干燥导管11两端滚波，与法兰盘13之间采用标准的柔性连接14密封形式，法兰盘13与肋采用缝内、缝外、填角涂胶密封，螺栓连接并罩封，结构上为干燥导管设计更换通道，导管与拉杆之间间隙值、导管与结构之间间隙值通过结构有限元细节分析确定。

图3描述了图1所示机翼挂翼尖弹结构4。翼尖弹结构设计，在国内轻型战斗机设计中属首次。翼尖弹外挂接头与第十二肋～十五肋设计为整体件，采用7050-T7451厚板制造，其与翼尖弹导发架之间采用顺航向分布的三个水平螺栓连接，第十二肋上设计三个螺栓孔16、17、18，安装螺纹衬套，螺栓与导发架一起拆装，第一、第二个螺栓承拉、承剪，第三螺栓承剪。导发架与第十二肋接头端面19的挤压应力与前、中螺栓的拉伸力组成力偶传递力矩。

图4中描述了图1所示的后缘襟翼根部接头9。后缘襟翼通过根部、中部、稍部三个悬挂点与机翼、机身连接，转动轴线位于外形对称面。后襟根部接头既作为转动摇臂又是悬臂接头。由于结构高度低，接头承受载荷较大、安装协调困难，后襟根部接头设计是技术难点。后襟操纵作动筒位于机身边条内，作动筒与后襟根部摇臂22连接，推动后襟转动。转动摇臂在后襟根部通过两个垂直螺栓与第一肋20连接，第一肋采用数控机加件，并分别与前梁、后梁、上、下蒙皮等连接，传递翼面载荷(主要是扭转力矩)。摇臂的一端与后襟操纵动作筒连接，在摇臂上端沿转动轴线安装轴承21，悬挂在机身边条内接头上，使根部交点载荷直接传给机身。

图5、图6描述了副翼根部接头、中部接头10。副翼是以三点悬挂在机翼上，由于副翼翼型较薄、承载大、三个接头不允许凸出外形。且转轴位置靠前，转轴倾斜度大。副翼与机翼安装、连接设计难度大。

副翼根部接头与机翼第七肋支臂和操纵拉杆连接。根部接头既作为转动摇臂又是悬臂接头，由于它承载大，结构和形状复杂，将悬臂接头23和转动摇臂24设计成整体数控零件，采用加工性能好的预拉伸铝合金材料。在接头上安装转轴25，与机翼第七肋支臂上的轴承连接，转轴上设计安装销子26，采用螺钉拨动销子满足副翼转轴与机翼第七肋支臂上轴承的拆装要求，接头上设计销子的运动槽口，并设计密封盖27密封与止动。

副翼中部接头28上设计可拆卸的耳环29，与机翼支臂30连接，耳环和机翼支臂设计为水平耳片，采用垂直的两个埋头螺栓31连接形式，在下翼面采用特制圆螺母和止退垫圈33、32防松。

本发明特别适用于21世纪初替换即将退役的F5，F7，Mig-21，幻影III等飞机的新一代轻型战斗机。

Claims (10)

1.一种轻型战斗机机翼，包括主翼面、前缘襟翼、后缘襟翼、副翼和整流包皮，其特征在于所述的前缘襟翼为全翼展机动前襟，前襟外段细长，翼型较薄，机翼设有挂翼尖弹挂发结构，其中浸泡在燃油内的无单独油箱隔板主梁、后梁和整体油箱周边骨架及其整体油箱为无沟槽密封，在机翼前缘前肋之间沿展向设有穿过整体油箱区的飞控拉杆干燥导管。

2.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述的全翼展机动前襟是全翼展直旋式前缘襟翼，并且在全翼展直旋式作动器驱动的前缘襟翼与主翼面之间嵌入有封缘片。

3.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述的后缘襟翼通过根部、中部、稍部三个悬挂点与机翼、机身连接，转动轴线位于外形对称面，其中后襟根部接头既是转动摇臂又是悬臂接头。

4.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述的副翼中部接头耳环与机翼支臂设有连接水平双耳片和垂直双埋头螺栓，螺栓的下翼面设有螺母止退防松垫圈。

5.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述的干燥导管(11)两端设有法兰盘(13)与前肋(12)腹板连接，干燥导管(11)两端滚波，与法兰盘(13)之间采用标准的柔性连接(14)密封形式，法兰盘(13)与肋采用缝内、缝外、填角涂胶密封，螺栓连接并罩封。

6.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，机翼前襟后梁的腹板沿展向变化，前缘边条(8)采用锯齿状结构，作动筒直接与加强肋连接，所述的加强肋为与蒙皮齐平的凸台式。

7.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，机翼主承力梁为不锈钢锻件材料。

8.按权利要求7所述的机翼，其特征在于所述的不锈钢锻件材料是型号为PH13-8Mo或BHC-2不锈钢锻件材料。

9.按权利要求1所述的机翼，其特征在于所述的油箱周边骨架之间标准件采用双排交错排列连接，零件不制沟槽，采用缝内、缝外、填角涂胶密封，蒙皮上螺栓、铆钉头划窝处制环槽，直接硫化橡胶圈，标准件湿装配。

10.按权利要求1所述的机翼，其特征在于，机翼前梁和后梁之间布置有副翼助力器舱，并在上翼面设有大口盖，同时在前梁以前第十二至十三前肋之间设有操纵摇臂安装口盖。