CN108216568A - 飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种用于飞机抗鸟撞前缘的支承体，支承体包括：位于前缘前部、沿纵向延伸的吸能腔体，吸能腔体填充有吸能材料并包括前表面侧和与前表面侧相对的后连接侧；位于前缘后部、沿纵向延伸的支承基体；以及位于吸能腔体与支承基体之间的支承肋体，支承肋体包括前连接端和与前连接端相对的后支承端；其中，吸能腔体的后连接侧通过连接件连接于支承肋体的前连接端；支承肋体的后支承端通过紧固件紧固于支承基体。本发明还提供使用上述支承体的飞机抗鸟撞前缘。根据本发明的机翼前缘其抗鸟撞性能有了显著的提高。
Description
技术领域
本发明飞机前缘和用于飞机前缘的支承体，尤其涉及飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体结构。
背景技术
飞机前缘的抗鸟撞性能是衡量一个飞机前缘设计是否成功的关键因素。
早期民航飞机所用的飞机前缘结构主要以金属铝合金为主，为了提高抗鸟撞性能，往往付出很大的重量代价。如B737、MD82、MD90等飞机。因此，随着复合材料越来越多的用于民用飞机上，各大民用飞机制造公司都在考虑应用新的材料以实现提高抗鸟撞能力的同时降低结构重量。如A320尾翼前缘采用了蜂窝复合材料的夹芯结构，在前缘结构最前端通过增加层合板的铺层数量以提高抗鸟撞性能，降低前缘的重量。中国授权号为CN102030102B的发明专利，针对蜂窝夹芯的前缘，主要是针对蜂窝夹芯结构前缘的最前端增加一个鸟体切割的加固件。美国授权号为US20080265095A1的专利在前缘最前端增加一个板状或片状结构以提高抗冲击性能。
目前已经存在的抗鸟撞技术方案包括：①通过增加蒙皮等前缘结构的强度提高其抗鸟撞性能，例如CN200580011410.5所提出的飞机结构的罩盖件，此方案涉及一种具有表皮和支撑结构的飞机的垂直尾翼和水平尾翼及机翼的整流装置的端头部件，其中蒙皮通过肋和桁条支撑；②通过增加前缘最前端层合板的铺层数蜂窝等吸能结构来提高结构的抗鸟撞性能；③通过设计特殊结构，使得鸟体被结构切割，分割鸟体能量，保护结构不被击穿，如CN201110291295.9的中提出的三角板结构，在飞机原尾翼中加装了前缘加强件，当尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量，保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏；④通过增加其他形式的防护结构，吸收鸟体能量，例如CN201420588201.3提出的一种设置短梁的飞机前缘防鸟撞结构。
但是，飞机前缘的抗鸟撞能力还有待于进一步提高，同时具有降低飞机前缘的结构重量的需求。
发明内容
为此，本发明对现有技术中的飞机机翼(及尾翼)的抗鸟撞前缘作了进一步改进，尤其是改进机翼(及尾翼)前梁之前的支承体的结构，以提高抗鸟撞性能，同时降低飞机机翼(及尾翼)的重量。
根据本发明的一个方面，提供一种用于飞机抗鸟撞前缘的支承体，所述支承体包括：
位于所述前缘前部的吸能腔体，所述吸能腔体填充有吸能材料，所述吸能材料包括前表面侧和与所述前表面侧相对的后连接侧；
位于所述前缘后部的支承基体；以及
位于所述吸能腔体与所述支承基体之间的支承肋体，所述支承肋体包括前连接端和与所述前连接端相对的后支承端；
其中，所述吸能腔体的后连接侧通过连接件连接于所述支承肋体的前连接端；所述支承肋体的后支承端通过紧固件紧固于所述支承基体。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述吸能材料填满所述吸能腔体使其的外形与所述飞机抗鸟撞前缘的前表面的形状一致。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述吸能材料填充所述吸能腔体的一部分，使所述吸能材料的前表面侧与所述吸能腔体的前表面侧之间形成空隙，使所述吸能材料的前表面侧的曲率小于所述吸能腔体的前表面侧。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述支承肋体的所述前连接端贴合于所述吸能腔体的所述后连接侧，使得所述吸能腔体的所述后连接侧支承于所述支承肋体的所述前连接端。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述支承肋体包括沿横向延伸的多个肋板，所述肋板的所述后支承端的至少一部分支承于所述支承基体的至少一部分。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述肋板的所述后支承端包括后弧形支承边缘和在后弧形支承边缘两侧的后连接端。所述支承基体包括弧形支承部和在所述弧形支承部两侧的紧固部；其中，所述后弧形支承边缘贴合于所述弧形支承部，使得所述后弧形支承边缘支承于所述弧形支承部，所述肋板的所述后连接端通过所述紧固件紧固于所述支承基体的所述紧固部。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述肋板的所述后弧形支承边缘和所述支承基体的所述弧形支承部呈朝前凸起的弧形。
较佳地，在上述技术方案的基础上，每一所述肋板包括至少一个通孔，或，每一所述肋板呈多个肋条的形式。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述吸能材料包括泡沫材料或蜂窝材料。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述支承基体和/后所述支承肋体包括铝合金材料、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属或复合材料。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述连接件和/或所述紧固件包括粘接剂或航空用的铆钉和螺栓。
较佳地，在上述技术方案的基础上，所述吸能材料和所述支承基体(4)的材料选择成所述前缘(10)在撞击力作用下，所述吸能材料先于所述支承基体(4)变形。
根据本发明的另一个方面，提供一种飞机抗鸟撞前缘，该飞机抗鸟撞前缘包括前述多个技术方案中的任何一项所述技术方案的支承体和覆盖所述支承体的蒙皮。
本发明的优点在于付出较少的重量代价实现飞机前缘结构抗鸟撞功能的提高。本发明易于实施，采用金属及复合材料结构的制造工艺，可以实现前缘抗鸟撞作用的同时满足静强度的各项要求。本发明的核心技术在于，通过在前缘最前端特别的空腔体结构、弧形罩体结构形式，实现以较小的重量代价满足包括鸟撞载荷在内的多个方面的强度要求。
附图说明
图1是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的立体图；
图2是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体示意性的结构示意图；
图3是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体中的支承基体的示意立体图；
图4a－4b是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体中的吸能腔体的示意立体图，
其中，图4a示出吸能腔体填满吸能材料的实施例，图4b示出吸能腔体部分填充有吸能材料的实施例；
图5示出被鸟撞击后的吸能腔体的损伤示意图；
图6示出被鸟撞击后的支承基体的损伤示意图；以及
图7示出被鸟撞击后的吸能腔体和支承基体的损伤示意图。
图中的附图标记在技术方案和实施例中的列表：
10－飞机抗鸟撞前缘；
1－用于飞机抗鸟撞前缘的支承体；
2－支承体的吸能腔体：
21－填充吸能腔体的吸能材料的前表面侧，
22－填充吸能腔体的吸能材料的后连接侧；
3－支承体的支承肋体/肋板:
31－支承肋体/肋板的前连接端，
32－支承肋体/肋板的后支承端，
35－后支承端的后连接端，
36－后支承端的后弧形支承边缘；
4－支承体的支承基体/弧形罩体：
45－支承基体/弧形罩体的紧固部，
46－支承基体/弧形罩体的弧形支承部；
5－飞机抗鸟撞前缘的蒙皮；
6－机翼前梁；
23－将吸能腔体连接于支承肋体/肋板的连接件；
34－将支承肋体/肋板紧固于支承基体/弧形罩体的紧固件。
具体实施方式
下面结合附图和实施例来进一步描述本发明，从而更清楚地连接本发明的发明原理和有益的技术效果。
本文中使用的术语说明：
飞机抗鸟撞前缘沿翼展的延伸方向称为纵向；
垂直于前缘的延伸方向的方向称为横向；
沿横向方向，邻近于前缘前表明侧的称为前；
沿横向方向，邻近于前缘后表明侧的称为后。
如图1和2所示，其示出了根据本发明的一个较佳实施例。图1示出了飞机抗鸟撞前缘10的立体图，前缘10包括支承体1和覆盖于支承体1上的蒙皮5。
图1和图2示出了支承体1的基本结构。支承体1包括：位于前缘10前部、沿纵向延伸的吸能腔体2，位于前缘10后部、沿纵向延伸的支承基体4，以及位于吸能腔体2与支承基体4之间的支承肋体3。
吸能腔体2位于蒙皮5的前端的后侧，如图1所示。吸能腔体2填充有吸能材料，吸能材料包括前表面侧21和与前表面侧21相对的后连接侧22，其横向剖面的外形与飞机抗鸟撞前缘10的前表面的形状一致，或是其它合适的圆弧形，如图4a和4b所示。吸能材料可以选择泡沫材料、蜂窝材料、或其它适合吸收冲击能量、重量轻的材料。可选择地，吸能腔体2填满吸能材料，如图4a所示，则吸能材料的前表面侧21与吸能腔体2的前表面侧一致。可选择地，吸能腔体2部分填充吸能材料，如图4b所示，则吸能材料的前表面侧21与吸能腔体2的前表面侧之间有一空隙，使得吸能材料本身的前表面侧21具有比图4a所示的前表面侧21更小的曲率，可以在前缘破裂后，增大鸟撞接触面积。
支承肋体3包括前连接端31和与前连接端31相对的后支承端32。吸能腔体2的后连接侧22通过连接件23连接于支承肋体3的前连接端31，支承肋体3的后支承端32通过紧固件34紧固于支承基体4。在图1和2所示的实施例中，支承肋体3包括沿纵向间隔设置的多个肋板3。图1示出5个肋板3，每一肋板3沿横向延伸，其前连接端31贴合于吸能腔体2的后连接侧22，使得吸能腔体2的后连接侧22支承于肋板3的前连接端31。
肋板3的后支承端32包括后弧形支承边缘36和在后弧形支承边缘36两侧的后连接端35。在图2所示的实施例中，后弧形支承边缘36呈内凹弧形，即朝前凹陷。
在图1和2所示的实施例中，支承基体4为弧形罩体4结构。如图3所示，弧形罩体4结构包括沿纵向延伸的弧形支承部46和在弧形支承部46两侧的紧固部45，弧形支承部46的弧形形状与肋板3的后弧形支承边缘36的弧形形状一致。肋板3的后弧形支承边缘36贴合于弧形罩体4的弧形支承部46，使得后弧形支承边缘36支承于弧形支承部46，肋板3的后连接端35通过紧固件34紧固于弧形罩体4的紧固部45。
将吸能腔体2连接于肋板3的连接件23和将肋板3紧固于弧形罩体4的紧固件34可采用粘接剂，也可采用航空领域常规使用的铆钉和螺栓。
弧形罩体4和肋板3可从铝合金材料和复合材料等的新兴材料中选择。
可替代地，图2所示的肋板3还可包括至少一个通孔，或用多个肋条代替，以减轻肋板3的重量。
如图5所示，在飞鸟撞击飞机前缘10之后，其撞击力产生的部分能量被吸能腔体2的吸能材料所吸收，使得吸能腔体2变形而损伤，如图5的箭头所示。
肋板3基本上垂直于吸能腔体2和弧形罩体4延伸。如图6所示，弧形罩体4设置在机翼(及尾翼)的前梁7的前面，在飞鸟撞击飞机前缘10之后，其(部分能量)被吸能腔体2的吸能材料所吸收，并通过肋板3传递到弧形罩体4使得弧形罩体4的弧形支承部46变形而损伤，如图6的箭头所示。
如图7所示，在飞鸟撞击飞机前缘10之后，其撞击力产生的能量的一部分被吸能腔体2的吸能材料所吸收，使得吸能腔体2变形或断裂而损伤，能量的另一部分通过吸能材料和肋板3传递到弧形罩体4使得弧形罩体4的弧形支承部46变形而损伤，如图7的箭头所示。
因此，当飞鸟撞击飞机前缘10之后，其(部分能量)被在飞机前缘的最前端的吸能腔体2中的吸能材料和在机翼(及尾翼)前梁6之前的弧形罩体4所吸收，从而保护了飞机前缘10的其它构件，尤其是保护了前梁，而提高了飞机的抗鸟撞性能，同时降低了机翼(及尾翼)的重量。
根据实际需要，还可以选择吸能腔体2的吸能材料和支承基体4的材料，使得前缘10被撞击之后，吸能材料先于或后于支承基体4变形，或者两者同时变形。优选地，吸能材料先于支承基体4变形。
本发明的创新主要在于前缘顶端的空腔填充吸能件和弧形罩体吸能件两个构型的吸能件。他们各自单独存在能够提高前缘的抗鸟撞能力，耦合在一起能更好地提高抗鸟撞能力。两者可以应用在飞机各前缘，前缘其余蒙皮、肋可以为金属材料也可以为复合材料，内部可以为密肋或疏肋结构。空腔填充吸能件通过紧固件或粘接与蒙皮连接，弧形罩体吸能件通过紧固件和缘条相连。
以上内容描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，这些变更和修改均落入本发明的保护范围。例如，图3所示的弧形罩体4的弧形支承部46中，非肋板3支承的部分可以设置多个孔。
以上实施例中的各个特征还可以根据本发明原理在合理范围内作任意组合，这种组合也落入本发明的保护范围内。
Claims (12)
1.一种用于飞机抗鸟撞前缘(10)的支承体(1)，所述支承体(1)包括：
位于所述前缘(10)前部、沿纵向延伸的吸能腔体(2)，所述吸能腔体(2)填充有吸能材料，所述吸能材料包括前表面侧(21)和与所述前表面侧(21)相对的后连接侧(22)；
位于所述前缘(10)后部、沿纵向延伸的支承基体(4)；以及
位于所述吸能腔体(2)与所述支承基体(4)之间的支承肋体(3)，所述支承肋体(3)包括前连接端(31)和与所述前连接端(31)相对的后支承端(32)；
其中，所述吸能腔体(2)的后连接侧(22)通过连接件(23)连接于所述支承肋体(3)的前连接端(31)；所述支承肋体(3)的后支承端(32)通过紧固件(34)紧固于所述支承基体(4)。
2.如权利要求1所述的支承体(1)，其特征在于，
所述吸能材料填满所述吸能腔体(2)，使其外形与所述飞机抗鸟撞前缘(10)的前表面的形状一致。
3.如权利要求1所述的支承体(1)，其特征在于，
所述吸能材料填充所述吸能腔体(2)的一部分，使所述吸能材料的前表面侧(21)与所述吸能腔体(2)的前表面侧之间形成空隙，使所述吸能材料的前表面侧(21)的曲率小于所述吸能腔体(2)的前表面侧。
4.如权利要求2或3所述的支承体(1)，其特征在于，
所述支承肋体(3)的所述前连接端(31)贴合于所述吸能腔体(2)的所述后连接侧(22)，使得所述吸能腔体(2)的所述后连接侧(22)支承于所述支承肋体(3)的所述前连接端(31)。
5.如权利要求4所述的支承体(1)，其特征在于，
所述支承肋体(3)包括沿横向延伸的多个肋板，所述多个肋板沿纵向间隔设置，所述肋板的所述后支承端(32)的至少一部分支承于所述支承基体(4)的至少一部分。
6.如权利要求5所述的支承体(1)，其特征在于，
所述肋板的所述后支承端(32)包括后弧形支承边缘(36)和在所述后弧形支承边缘(36)两侧的后连接端(35)；以及
所述支承基体(4)包括沿纵向延伸的弧形支承部(46)和在所述弧形支承部(46)两侧的紧固部(45)；
其中，所述肋板的所述后弧形支承边缘(36)贴合于所述支承基体(4)的所述弧形支承部(46)，使得所述后弧形支承边缘(36)支承于所述弧形支承部(46)，所述肋板的所述后连接端(35)通过所述紧固件(34)紧固于所述支承基体(4)的所述紧固部(45)。
7.如权利要求6所述的支承体(1)，其特征在于，
所述肋板的所述后弧形支承边缘(36)和所述支承基体(4)的所述弧形支承部(46)呈朝前凸起的弧形。
8.如权利要求1－7中的任何一项所述的支承体(1)，其特征在于，
所述吸能材料包括泡沫材料或蜂窝材料。
9.如权利要求1－7中的任何一项所述的支承体(1)，其特征在于，
所述支承基体(4)和/后所述支承肋体(3)包括铝合金材料、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属或复合材料。
10.如权利要求1－7中的任何一项所述的支承体(1)，其特征在于，
所述连接件(23)和/或所述紧固件(34)包括粘接剂或航空用的铆钉和螺栓。
11.如权利要求6－7中的任何一项所述的支承体(1)，其特征在于，
所述吸能材料和所述支承基体(4)的材料选择成所述前缘(10)在撞击力作用下，所述吸能材料先于、后于或同时于所述支承基体(4)变形。
12.一种飞机抗鸟撞前缘(10)，包括如权利要求1－11中的任何一项所述的支承体(1)和覆盖所述支承体(1)的蒙皮(5)。
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