CN108248814A - 飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体 - Google Patents

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、沿纵向延伸的辅助梁，辅助梁具有波纹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、沿纵向延伸的前梁；以及位于辅助梁与前梁之间的前缘舱肋，前缘舱肋包括前连接端和与前连接端相对的后支承端；其中，辅助梁附连于前缘的前缘蒙皮的后侧，以在辅助梁与前缘蒙皮之间形成一空腔，辅助梁的后连接侧通过连接件连接于前缘舱肋的前连接端，前缘舱肋的后支承端通过紧固件紧固于前梁。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

飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体

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普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，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、沿纵向延伸的辅助梁，所述辅助梁具有波纹并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、沿纵向延伸的前梁；以及

位于所述辅助梁与所述前梁之间的前缘舱肋，所述前缘舱肋包括前连接端和与所述前连接端相对的后支承端；

其中，所述辅助梁附连于所述前缘的前缘蒙皮的后侧，以在所述辅助梁与所述前缘蒙皮之间形成一空腔，所述辅助梁的后连接侧通过连接件连接于所述前缘舱肋的前连接端，所述前缘舱肋的后支承端通过紧固件紧固于所述前梁。

较佳地，在前述技术方案的基础上，所述辅助梁为波纹板，波纹的峰和/或谷分别沿纵向延伸，所述波纹板平行于所述前梁延伸。

较佳地，在前述技术方案的基础上，所述前缘舱肋的所述前连接端贴合于所述辅助梁的所述后连接侧，使得所述辅助梁的所述后连接侧支承于所述前缘舱肋的所述前连接端。

较佳地，在前述技术方案的基础上，所述前缘舱肋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，每一肋板为具有至少一个波谷的波纹板，所述至少一个波谷沿支承体的厚度方向延伸。

较佳地，在前述技术方案的基础上，所述辅助梁的波纹包括至少一个波谷，所述至少一个波谷沿所述支承体的纵向延伸，并朝向或反向所述前梁凹陷。

较佳地，在前述技术方案的基础上，所述辅助梁的波纹板还包括从两侧朝向所述前梁延伸的连接边缘。

较佳地，在前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，在前述技术方案的基础上，所述前梁和/后所述前缘舱肋包括铝合金材料或复合材料；以及所述辅助梁包括铝合金、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属材料或复合材料，铝合金、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属材料结构通过钣金制造工艺制造而成，复合材料结构通过热压罐工艺制造而成。

较佳地，在前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。

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，所述蒙皮包括在飞机抗鸟撞前缘前端的前缘蒙皮和覆盖所述支承体的上、下两侧的壁板。

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，采用金属结构的钣金制造工艺，可以实现飞机前缘抗鸟撞作用同时满足静强度的各项要求。本发明专利的核心技术在于，通过特别的“波纹板”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各方面的强度要求。

附图说明

图1是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的前视立体图；

图2是是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的后视立体图；

图3是是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的侧视图；

图4是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体中的辅助梁的横截面示意图；

图5是根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体中的前缘舱肋的侧视图；

图6示出了根据本发明的飞机抗鸟撞前缘的支承体，其中，示出了被鸟撞击后的辅助梁的损伤状态。

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－支承体的辅助梁，

21－辅助梁的前表面侧，

22－辅助梁的后连接侧，

24－前缘舱肋的波谷，

25-辅助梁的连接边缘；

3－支承体的前缘舱肋，

31－前缘舱肋的前连接端，

32－前缘舱肋的后支承端，

33－前缘舱肋的波谷；

4－支承体的前梁：

5－飞机抗鸟撞前缘的蒙皮，

51－蒙皮的前缘蒙皮，52－蒙皮的壁板；

23－将辅助梁连接于前缘舱肋的连接件；

34－将前缘舱肋紧固于前梁的紧固件。

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；

前缘的上侧与下侧之间的方向称为厚度方向；

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和2示出了飞机抗鸟撞前缘10的立体图，前缘10包括支承体1(参见图6)和覆盖于支承体1上的蒙皮5，蒙皮5包括位于前缘前端的前缘蒙皮51和在前缘蒙皮51的后侧继续延伸的壁板52，壁板52覆盖支承体1的上下两侧，由此，前缘蒙皮51和壁板52组成飞机抗鸟撞前缘10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、沿前缘10的纵向延伸的辅助梁2，位于前缘10后部、沿前缘10的纵向延伸的前梁4，以及位于辅助梁2与前梁4之间的前缘舱肋3。

图4是图1和2所示的辅助梁2的横向截面示意图，辅助梁2为波纹板结构，包括前表面侧21和与前表面侧21相对的后连接侧22，其在支承体1的厚度方向延伸的板面部分为波纹板结构，板面部分包括至少一条朝后侧凹陷的波谷24，在图1－3所示的实施例中，板面部分包括两条波谷，波谷朝向前梁4凹陷。辅助梁2还包括在板面部分两侧的朝向前梁4延伸的连接边缘25，该连接边缘25用于以利于蒙皮5的安装和连接以及辅助梁2与前缘舱肋3之间的连接。辅助梁2可采用铝合金、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属材料或复合材料，或其它适合吸收冲击力能量、重量轻的材料。铝合金、钛合金、不锈钢金属材料结构通过钣金制造工艺制造而成，复合材料结构通过热压罐工艺制造而成。如图1和2所示，辅助梁2附连于前缘10的前缘蒙皮51的后侧，以在辅助梁2与前缘蒙皮5之间形成一空腔。

如图5所示，前缘舱肋3包括前连接端31和与前连接端31相对的后支承端32。辅助梁2的后连接侧22通过连接件23连接于前缘舱肋3的前连接端31，前缘舱肋3的后支承端32通过紧固件34紧固于前梁4。根据本发明的前缘舱肋3包括沿纵向间隔设置的多个肋板3，图1和2的实施例示出两个肋板3，每一肋板3沿横向延伸。肋板3的前连接端31贴合于辅助梁2的后连接侧22，使得辅助梁2的后连接侧22支承于肋板3的前连接端31。

每一肋板为具有至少一个波谷33的波纹板，该至少一个波谷33沿支承体1的厚度方向延伸(参见图2)。如图2和5所示，肋板3包括一个凹陷的波谷。

在图1和2所示的实施例中，支承体1还包括前梁4，前梁4为板状结构。肋板3的后支承端32贴合于前梁4的前侧，使得肋板3的后支承端32支承于前梁4。辅助梁2的波纹板平行于板状结构的前梁4延伸，使得肋板3支承在两者之间。

将辅助梁2连接于肋板3的连接件23和将肋板3紧固于前梁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。

前梁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3和4所示的肋板3还可包括多个通孔，或用多个肋条代替，以减轻肋板3的重量。

如图6所示，在飞鸟撞击飞机前缘10之后，其撞击能量被辅助梁2的吸能材料所吸收，使得辅助梁2变形而损伤，而辅助梁2的波纹板结构有利于吸收撞击力能量。

此外，飞鸟的撞击能量被辅助梁2吸收后，其中的一部分传递到肋板3，而肋板3的波纹板结构也有利于吸收撞击力产生的能量。

因此，当飞鸟撞击飞机前缘10之后，其撞击能量被在飞机前缘的前缘蒙皮51后面的辅助梁2中的吸能材料所吸收，从而保护了飞机前缘10的其它构件，尤其是保护了肋板3，而提高了飞机的抗鸟撞性能，同时降低了飞机机翼或尾翼的重量。

本发明的创新主要在于辅助梁和前缘舱肋结构。他们采用了“波纹板”结构，这样的设计能够使他们各自单独存在提高前缘的抗鸟撞的能力，其原理在于，带有使用钣金工艺制造的“波纹板结构”的辅助梁具有较好的延展性，同时使用波纹板结构的前缘舱肋，具有较小的刚度，两者的刚度匹配较好，在发生鸟撞时，能够保证辅助梁在大范围发生较大的变形，从而吸收更多能量，以避免辅助梁被穿透，从而防止鸟体进入辅助梁。因此，根据本发明的飞机抗鸟撞前缘提高了飞机前缘结构的抗鸟撞性能。

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，辅助梁2的波纹包括至少一个波谷，波谷沿支承体1的纵向延伸，并朝向前梁4凹陷，也可以反向凹陷。

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 (10)

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、沿纵向延伸的辅助梁(2)，所述辅助梁(2)具有波纹并包括前表面侧(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、沿纵向延伸的前梁(4)；以及

位于所述辅助梁(2)与所述前梁(4)之间的前缘舱肋(3)，所述前缘舱肋(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，所述辅助梁(2)附连于所述前缘(10)的前缘蒙皮(51)的后侧，以在所述辅助梁(2)与所述前缘蒙皮(5)之间形成一空腔，所述辅助梁(2)的后连接侧(22)通过连接件(23)连接于所述前缘舱肋(3)的前连接端(31)，所述前缘舱肋(3)的后支承端(32)通过紧固件(34)紧固于所述前梁(4)。

2.如权利要求1所述的支承体(1)，其特征在于，

所述辅助梁(2)为波纹板，波纹的峰和/或谷分别沿纵向延伸，所述波纹板平行于所述前梁(4)延伸。

3.如权利要求2所述的支承体(1)，其特征在于，

所述前缘舱肋(3)的所述前连接端(31)贴合于所述辅助梁(2)的所述后连接侧(22)，使得所述辅助梁(2)的所述后连接侧(22)支承于所述前缘舱肋(3)的所述前连接端(31)。

4.如权利要求3所述的支承体(1)，其特征在于，

所述前缘舱肋(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，每一肋板为具有至少一个波谷的波纹板，所述至少一个波谷沿支承体(1)的厚度方向延伸。

5.如权利要求4所述的支承体(1)，其特征在于，

所述辅助梁(2)的波纹包括至少一个波谷，所述至少一个波谷沿所述支承体(1)的纵向延伸，并朝向或反向所述前梁(4)凹陷。

6.如权利要求5所述的支承体(1)，其特征在于，

所述辅助梁(2)的波纹板还包括从两侧朝向所述前梁(4)延伸的连接边缘(25)。

7.如权利要求6所述的支承体(1)，其特征在于，

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。

8.如权利要求1－6中的任何一项所述的支承体(1)，其特征在于，

所述前梁(4)和/后所述前缘舱肋(3)包括铝合金材料或复合材料；以及

所述辅助梁(2)包括铝合金、钛合金、不锈钢、铝锂合金等金属材料或复合材料，铝合金、钛合金、不锈钢金属材料结构通过钣金制造工艺制造而成，复合材料结构通过热压罐工艺制造而成。

9.如权利要求1－6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。

10.一种飞机抗鸟撞前缘(10)，包括如权利要求1－9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)，所述蒙皮(5)包括在飞机抗鸟撞前缘(10)前端的前缘蒙皮(51)和覆盖所述支承体(1)的上、下两侧的壁板(52)。