CN109263861A - 透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮 - Google Patents

透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮 Download PDF

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王运锋
覃雯
韩全民
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C3/00—Wings
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

本发明涉及飞机结构设计技术领域，具体提供了一种透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮，机翼前缘沿机翼弦向分为驻点区、前缘肋连接区和前梁连接区，机翼前缘蒙皮包括面板和多个芯子，面板的材料为芳纶石英混杂环氧预浸料，芯子的材料为硬泡沫；面板设置在机翼前缘外表面，芯子设置在前缘肋连接区且沿机翼展向线性排列，芯子包覆在面板内，包覆芯子的面板为包覆面板，包覆面板的厚度比面板的厚度薄，该前缘蒙皮既利用了芳纶纤维抗冲击性能好的优点，又补偿了芳纶抗压力学性能差的缺点，同时对前缘蒙皮进行变刚度设计，在驻点处形成相对刚性点，使其动能向两边散开，而在两侧设计面板减薄夹层结构，有利于维持前缘刚度，减轻结构重量。

Description

透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮
技术领域
本发明涉及飞机结构设计技术领域，特别涉及透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮。
背景技术
现有飞机翼面前缘蒙皮为金属薄板结构，无法满足天线安装部位的透波要求；在天线安装部位局部采用玻璃纤维或石英纤维蜂窝夹层天线罩，这两种纤维强度和模量均较低，抗外来物冲击性能差，而且结构重量大。
发明内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮，机翼前缘沿机翼弦向分为驻点区、前缘肋连接区和前梁连接区，机翼前缘蒙皮包括面板和多个芯子，面板的材料为芳纶石英混杂环氧预浸料，芯子的材料为硬泡沫；
面板设置在机翼前缘外表面，芯子设置在前缘肋连接区且沿机翼展向线性排列，芯子包覆在面板内，包覆芯子的面板为包覆面板，包覆面板的厚度比面板的厚度薄。
优选的，机翼前缘蒙皮为一体成型结构。
优选的，驻点区的面板厚度为2mm～4mm。
优选的，前缘肋连接区的面板厚度为2mm～3mm，包覆面板厚度为0.25mm～0.5mm。
优选的，前梁连接区的面板厚度为2mm～3mm。
优选的，芯子的厚度为5mm～10mm。
本发明提供的透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮，为满足翼面前缘的透波需求，采用芳纶/石英混杂环氧预浸料，既利用了芳纶纤维抗冲击性能好的优点，又通过混杂石英纤维补偿了芳纶抗压力学性能差的缺点，同时对前缘蒙皮进行变刚度设计，将前缘驻点处设计成加厚的层压结构，可以在驻点处形成相对刚性点，有利于将鸟体劈开，使其动能向两边散开而不是全部由结构吸收；而在两侧设计面板减薄夹层结构，有利于维持前缘刚度，减轻结构重量。
附图说明
图1是透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮的轴测图；
图2是透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮的剖面图。
附图标记：面板1，芯子2，驻点区3，前缘肋连接区4，前梁连接区5，包覆面板6。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。
具体实施例：
本发明提供的透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮如图1及图2所示，机翼前缘沿机翼弦向分为驻点区3、前缘肋连接区4和前梁连接区5，机翼前缘的上侧和下侧均有前缘肋连接区4和前梁连接区5，机翼前缘蒙皮包括面板1和多个芯子2，本实施例中，机翼前缘蒙皮为一体成型结构，这种夹层结构整体成型，工艺成熟，易于整体安装；面板1的材料为芳纶/石英混杂环氧预浸料，芯子2的材料为硬泡沫，利用高透波性和力学性能的互补性，在满足透波性的同时，提高了抗鸟撞性能；
面板1设置在机翼前缘外表面，驻点区3、前缘肋连接区4和前梁连接区5均设有面板1，本实施例中，驻点区3的面板1厚度为2mm～4mm，其为加厚的层压结构，用于抵抗鸟撞直接冲击，可以提高抗鸟撞强度和刚度，前缘肋连接区4的面板1厚度为2mm～3mm，以保证连接强度，前梁连接区5的面板1厚度为2mm～3mm，以保证连接强度；
芯子2设置于前缘蒙皮的位于驻点区3后侧的上下翼面，其具体设置在前缘肋连接区4且沿机翼展向线性排列，本实施例中，芯子2的厚度为5mm～10mm，每个芯子2之间留有一定间隙，芯子2包覆在面板1内，其不突出于机翼翼面，不影响机翼曲面外型，包覆芯子2的面板为包覆面板6，包覆面板6的厚度比面板1的厚度薄，其他参数(如材料)和面板1相同，本实施例中，包覆面板6厚度为0.25mm～0.5mm，面板1的厚度沿弦向变化，驻点区3、前缘肋连接区4和前梁连接区5的铺层数量多，厚度较大，芯子2区域面板铺层减少，厚度小，这种面板减薄的泡沫夹层结构，有利于减轻结构重量。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种透波抗鸟撞的机翼前缘蒙皮，机翼前缘沿机翼弦向分为驻点区(3)、前缘肋连接区(4)和前梁连接区(5)，其特征在于：机翼前缘蒙皮包括面板(1)和多个芯子(2)，面板(1)的材料为芳纶石英混杂环氧预浸料，芯子(2)的材料为硬泡沫；
面板(1)设置在机翼前缘外表面，芯子(2)设置在前缘肋连接区(4)且沿机翼展向线性排列，芯子(2)包覆在面板(1)内，包覆芯子(2)的面板为包覆面板(6)，包覆面板(6)的厚度比面板(1)的厚度薄。
2.根据权利要求1所述的机翼前缘蒙皮，其特征在于：机翼前缘蒙皮为一体成型结构。
3.根据权利要求1所述的机翼前缘蒙皮，其特征在于：驻点区(3)的面板(1)厚度为2mm～4mm。
4.根据权利要求1所述的机翼前缘蒙皮，其特征在于：前缘肋连接区(4)的面板(1)厚度为2mm～3mm，包覆面板(6)厚度为0.25mm～0.5mm。
5.根据权利要求1所述的机翼前缘蒙皮，其特征在于：前梁连接区(5)的面板(1)厚度为2mm～3mm。
6.根据权利要求1所述的机翼前缘蒙皮，其特征在于：芯子(2)的厚度为5mm～10mm。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN114056544A (zh) * 2021-12-24 2022-02-18 中国商用飞机有限责任公司 用于机翼的蒙皮结构，具有蒙皮结构的飞机和蒙皮结构的安装方法
CN115114736A (zh) * 2022-07-26 2022-09-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机风扇转子叶片前缘抗鸟撞设计方法

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