CN109131825A - 一种飞机前机身整体框架结构 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机前机身整体框架结构。用于解决传统的飞机前机身结构的负面影响，本申请飞机前机身整体框架结构的多个纵向大梁、横向加强框、纵向板为一体成型结构，并且，纵向大梁的朝向飞机外部的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面，纵向板的表面与纵向大梁的朝向飞机外部的表面共型面，纵向板的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面；大幅度减轻结构重量，减少疲劳薄弱环节，降低结构件、标准件、工装数量，缩短制造周期。

Description

一种飞机前机身整体框架结构
技术领域
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机前机身整体框架结构。
背景技术
金属主承力骨架结构是机体结构的主要组成部分，前机身大部件作为飞机机体平台的重要组成部分，其主要功用是作为飞机座舱、前起落架轮舱、设备舱等的安装载体，承受并传递相应的载荷、为飞行员提供容身场所。
传统的前机身结构，需要将各组成零件分别制造，然后再集中通过大量的角盒、角片等连接件和螺栓、铆钉、销子等紧固件进行连接；受外形、周边结构以及连接等限制条件的影响，设计时需要考虑很多细节，也带来很多负面影响。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞机前机身整体框架结构，以解决传统的飞机前机身结构的负面影响。
本申请的技术方案是：
一种飞机前机身整体框架结构，包括：
多个纵向大梁，均由前机身顶点沿飞机前机身整体框架结构的中轴线方向平滑延伸布置，并且每一个纵向大梁距离中轴线的距离在延伸方向上逐渐增大；
多个横向加强框，沿中轴线方向横向分布设置在多个纵向大梁之间；
纵向板，设置在纵向大梁和横向加强框形成的框架内；其中
纵向大梁、横向加强框以及纵向板为一体成型结构；
纵向大梁的朝向飞机外部的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面；
纵向板的表面与纵向大梁的朝向飞机外部的表面共型面；
纵向板的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面。
可选地，横向加强框的沿径向方向的截面呈U形，U形截面的两个侧壁之间设置有第一支撑板。
可选地，横向加强框包括五边形横向加强框和八边形横向加强框。
可选地，五边形横向加强框设置在前机身的前段A，八边形横向加强框设置在前机身的后段B。
可选地，纵向大梁的截面呈L形。
可选地，纵向大梁的数量设置为8个，8个纵向大梁设置方式为：
在前机身的前段A，在五边形横向加强框底边上设置两个纵向大梁，其他各边分别设置一个纵向大梁，并在位于前机身的顶部的角的相邻的两个角上分别设置一个纵向大梁；
在前机身的后段B，在八边形横向加强框的每个角上均设置一个纵向大梁。
可选地，纵向板包括纵向地板和纵向壁板，其中纵向地板安装在前机身后段B，纵向壁板安装在前机身的后段B的侧面，与纵向大梁共轴线。
可选地，纵向板与纵向大梁的连接部位以及纵向板与横向加强框的连接部位均设置有第二支撑板。
可选地，横向加强框的数量设置为9个。
可选地，飞机前机身整体结构通过增材制造工艺加工成形。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请多个纵向大梁、横向加强框、纵向板为一体成型结构，并且，纵向大梁的朝向飞机外部的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面，纵向板的表面与纵向大梁的朝向飞机外部的表面共型面，纵向板的表面与横向加强框的朝向飞机外部的表面共型面；大幅度减轻结构重量，减少疲劳薄弱环节，降低结构件、标准件、工装数量，缩短制造周期。
附图说明
图1是本申请飞机前机身整体框架结构示意图；
图2是本申请飞机前机身整体框架结构的纵向地板的连接部示意图；
图3是本申请飞机前机身整体框架结构的纵向壁板的连接部示意图。
其中：
1-纵向大梁；2-横向加强框；3-纵向板；4-第一支撑板；5-第二支撑板；6-前机身顶点。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种飞机前机身整体框架结构，可以包括多个纵向大梁1、多个横向加强框2、纵向板3。
具体地，多个纵向大梁1均由前机身顶点6沿飞机前机身整体框架结构的中轴线方向平滑延伸布置，并且每一个纵向大梁1距离中轴线的距离在延伸方向上逐渐增大，从而形成整体外轮廓为圆锥形的纵向大梁1的整体结构；并且，纵向大梁1的截面呈L形。
多个横向加强框2沿中轴线方向横向分布设置在多个纵向大梁1之间，横向加强框2数量可以设置为9个，横向加强框2的沿径向方向的截面呈U形，U形截面的侧壁之间设置有第一支撑板4；横向加强框2包括五边形横向加强框和八边形横向加强框，五边形横向加强框设置在前机身的前段A，八边形横向加强框设置在前机身的后段B，这种设计有利于优化飞机前机的整体框架结构的外轮廓形状，覆盖蒙皮后能够具有更好的气动性。
进一步，纵向大梁1的数量设置为8个，8个纵向大梁1设置方式为：
在前机身的前段A，在五边形横向加强框底边上设置两个纵向大梁1，其他各边分别设置一个纵向大梁1，并在位于前机身的顶部的角的相邻的两个角上分别设置一个纵向大梁1；
在前机身的后段B，在八边形横向加强框的每个角上均设置一个纵向大梁1。
这种纵向大梁1设置方式充分发挥出纵向大梁1支撑效果，并且增加了飞机内部有效使用空间。
纵向板3设置在纵向大梁1和横向加强框2形成的框架内，与纵向大梁1共轴线，即纵向大梁1位于纵向板3所在的面上；并且纵向板3包括纵向地板和纵向壁板，其中纵向地板安装在前机身后段B，作为飞机座舱的地面；纵向壁板安装在前机身的后段B的侧面。
纵向大梁1、横向加强框2以及纵向板3是通过增材制造工艺一体成型结构，纵向大梁1的朝向飞机外部的表面与横向加强框2的朝向飞机外部的表面共型面，也就是纵向大梁1的朝向飞机外部的表面与横向加强框2的朝向飞机外部的表面均处于飞机前机身蒙皮形成的同一个型面；纵向板3的表面与纵向大梁1的朝向飞机外部的表面共型面，纵向板3的表面与横向加强框2的朝向飞机外部的表面共型面；纵向板3与纵向大梁1的连接部位以及纵向板3与横向加强框2的连接部位均设置有第二支撑板5。
本申请飞机前机身整体框架结构取消了设计分离面，采用共型面的设计保证了结构的整体性和完整性，可以加强力的传递效果，提高疲劳寿命；而一体成型结构能够降低结构件数量，并且减轻结构重量，相对传统结构可减重20％以上；并且装配工艺与工装大幅度简化，制造装配周期缩短30％以上。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机前机身整体框架结构，其特征在于，包括：
多个纵向大梁(1)，均由所述前机身顶点(6)沿所述飞机前机身整体框架结构的中轴线方向平滑延伸布置，并且每一个纵向大梁(1)距离所述中轴线的距离在所述延伸方向上逐渐增大；
多个横向加强框(2)，沿所述中轴线方向横向分布设置在所述多个纵向大梁(1)之间；
纵向板(3)，设置在所述纵向大梁(1)和所述横向加强框(2)形成的框架内；其中
所述纵向大梁(1)、横向加强框(2)以及纵向板(3)为一体成型结构；
所述纵向大梁(1)的朝向飞机外部的表面与所述横向加强框(2)的朝向飞机外部的表面共型面；
所述纵向板(3)的表面与所述纵向大梁(1)的朝向飞机外部的表面共型面；
所述纵向板(3)的表面与所述横向加强框(2)的朝向飞机外部的表面共型面。
2.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述横向加强框(2)的沿径向方向的截面呈U形，所述U形截面的两个侧壁之间设置有第一支撑板(4)。
3.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述横向加强框(2)包括五边形横向加强框和八边形横向加强框。
4.根据权利要求3所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述五边形横向加强框设置在所述前机身的前段A，所述八边形横向加强框设置在所述前机身的后段B。
5.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述纵向大梁(1)的截面呈L形。
6.根据权利要求4所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述纵向大梁(1)的数量设置为8个，所述8个纵向大梁(1)设置方式为：
在所述前机身的前段A，在所述五边形横向加强框底边上设置两个所述纵向大梁(1)，其他各边分别设置一个所述纵向大梁(1)，并在位于前机身的顶部的角的相邻的两个角上分别设置一个所述纵向大梁(1)；
在所述前机身的后段B，在所述八边形横向加强框的每个角上均设置一个所述纵向大梁(1)。
7.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述纵向板(3)包括纵向地板和纵向壁板，其中所述纵向地板安装在所述前机身后段B，所述纵向壁板安装在所述前机身的后段B的侧面，与所述纵向大梁(1)共轴线。
8.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述纵向板(3)与所述纵向大梁(1)的连接部位以及所述纵向板(3)与所述横向加强框(2)的连接部位均设置有第二支撑板(5)。
9.根据权利要求3所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述横向加强框(2)的数量设置为9个。
10.根据权利要求1所述的飞机前机身整体结构，其特征在于，所述飞机前机身整体结构通过增材制造工艺加工成形。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112027053A (zh) * 2020-09-10 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机中机身框梁骨架结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198018A (en) * 1978-03-13 1980-04-15 The Boeing Company Blended wing-fuselage frame made of fiber reinforced resin composites
CN106697252A (zh) * 2015-11-17 2017-05-24 珠海航太科技有限公司 一种轻型飞机的座舱框架
CN106892083A (zh) * 2017-04-12 2017-06-27 北京建中数字科技有限公司 一种交叉双旋翼直升机的仿生机架
CN206437192U (zh) * 2016-12-14 2017-08-25 中航通飞研究院有限公司 一种无框无梁复合材料机身大开口加强框
CN107128475A (zh) * 2017-05-10 2017-09-05 江苏美龙振华科技有限公司 一种平板型复合材料压力隔框

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198018A (en) * 1978-03-13 1980-04-15 The Boeing Company Blended wing-fuselage frame made of fiber reinforced resin composites
CN106697252A (zh) * 2015-11-17 2017-05-24 珠海航太科技有限公司 一种轻型飞机的座舱框架
CN206437192U (zh) * 2016-12-14 2017-08-25 中航通飞研究院有限公司 一种无框无梁复合材料机身大开口加强框
CN106892083A (zh) * 2017-04-12 2017-06-27 北京建中数字科技有限公司 一种交叉双旋翼直升机的仿生机架
CN107128475A (zh) * 2017-05-10 2017-09-05 江苏美龙振华科技有限公司 一种平板型复合材料压力隔框

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
常海峰: "《复合材料前机身典型结构件整体成型》", 《航空制造技术》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112027053A (zh) * 2020-09-10 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机中机身框梁骨架结构

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