CN111099026B - 一种电动飞机动力电池系统的支撑结构 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种电动飞机动力电池系统的支撑结构，包括纵梁、支撑杆、第一接头以及第二接头；其中，纵梁位于动力电池系统的一侧，且固定于电动飞机的机身上；第一接头设置于动力电池系统上，用于连接支撑杆的第一端；第二接头设置于纵梁远离动力电池系统的一端，用于连接支撑杆的第二端。本申请的电动飞机动力电池系统的支撑结构分担了动力电池系统安装平台向前的负载，降低了机身框结构的强度需求，从而减少了机身框结构的重量，提高了飞机结构的经济性和安全性。
Description
技术领域
本发明涉及飞机技术领域，特别涉及一种电动飞机动力电池系统的支撑结构。
背景技术
纯电动飞机采用动力电池系统及电机系统代替内燃机动力。纯电动飞机具有结构简单、操作使用简便、维修性好、使用成本低、经济性好的特点。在设计上纯电动飞机总体布局灵活，可采用最佳布局和创新布局，可设计出具有超常性能的飞机，满足特殊用途需要。但由于电池能量密度较低，纯电动飞机的动力电池系统较重而且体积较大，其重量约占飞机最大起飞重量的30％，导致在安装电池系统的时候，需要提供较强的安装平台进行支撑。
飞机应急着陆情况中，舱内可能伤害成员的质量项目会经受很大的向前静惯性载荷；当前动力电池系统安装在机身框所支撑的安装平台上，现有技术一般通过增加机身框局部的厚度提供更多结构强度来承担应急着陆情况中动力电池系统的向前负载，而增加结构厚度造成了增重，其重量必然要减少飞机的有效载重，降低了飞机的经济性。
因此，如何提高纯电动飞机动力电池系统安装结构的结构效率成为当务之急。
发明内容
本申请实施例提供了一种电动飞机动力电池系统的支撑结构，可以分担动力电池系统安装平台向前的负载，从而降低机身框结构的强度需求，可以减少机身框结构的重量，增加电动飞机的有效收益。
一方面，本申请实施例提供了一种电动飞机动力电池系统的支撑结构，包括纵梁、支撑杆、第一接头以及第二接头；其中，纵梁位于动力电池系统的一侧，且固定于电动飞机的机身上；第一接头设置于动力电池系统上，用于连接支撑杆的第一端；第二接头设置于纵梁远离动力电池系统的一端，用于连接支撑杆的第二端。
可选地，纵梁由碳纤维复合材料制成。
可选地，纵梁沿宽度方向的截面呈“C”型。
可选地，支撑杆包括支撑杆本体、第一连接部以及第二连接部；其中，第一连接部设于支撑杆本体的第一端，第二连接部设于支撑杆本体的第二端。
可选地，支撑杆本体为中空结构。
可选地，第一连接部与支撑杆本体的第一端通过胶粘接；第二连接部与支撑杆本体的第二端通过胶粘接。
可选地，支撑杆本体由碳纤维复合材料制成。
可选地，第一连接部由钛合金材料制成，第二连接部由钛合金材料制成。
可选地，第一接头由钛合金材料制成，第二接头由钛合金材料制成。
另一方面，本申请实施例还提供了一种电动飞机，包括上述任意一种的电动飞机动力电池系统的支撑结构。
采用上述技术方案，本申请实施例的技术方案具有如下有益效果：
本申请实施例的电动飞机动力电池系统的支撑结构，将动力电池系统结构通过支撑杆、第一接头和第二接头连接到纵梁上，通过支撑结构将动力电池系统在应急着陆情况中的向前部分载荷传递给机身，分担了动力电池系统安装平台向前的负载，降低了机身框结构的强度需求，从而减少了机身框结构的重量；在满足飞机动力性能不变的情况下，节省了动力电池系统安装结构的重量，将这部分重量替换成有效载重，可以增加电动飞机的有效收益。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的分解示意图；
图2为本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的应用场景示意图；
图3为本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的支撑杆的示意图；
图4为本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的第一接头的安装示意图；
图5为本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的第二接头的安装示意图。
以下对附图作补充说明：
1-纵梁；2-支撑杆；3-第一接头；4-第二接头；5-机身；6-机身框；7-动力电池系统；8-抗拉螺栓；9-螺母；10-抗剪螺栓；201-支撑杆本体；202-第一连接部；203-第二连接部。
具体实施方式
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清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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的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。
此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本发明至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“顶”、“底”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的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含的包括一个或者更多个该特征。而且，术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
现有动力电池系统安装在机身框提供的安装平台上，通过增加机身框框局部的厚度提供更多结构强度来承担应急着陆情况中动力电池系统的向前负载，然而局部厚度必然导致重量的增加，导致飞机的有效载重减少，从而降低了飞机的经济性。基于现有技术的上述缺陷，本申请实施例提供了一种电动飞机动力电池系统的支撑结构，可以分担动力电池系统安装平台向前的负载，降低机身框结构的强度需求，从而增加电动飞机的有效收益。
请参见图1-图5，图1是本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的分解示意图，该图1中包括纵梁1、支撑杆2、第一接头3以及第二接头4；结合图2的应用场景所示，纵梁1位于动力电池系统7的一侧，且固定于电动飞机的机身5上，其中，动力电池系统7安装于机身框6所提供的安装平台上，机身框6于在机身5上；第一接头3设置于动力电池系统7上，用于连接支撑杆2的第一端；第二接头4设置于纵梁1远离动力电池系统7的一端，用于连接支撑杆2的第二端。
作为一种可选的实施方式，图1所示的纵梁1由碳纤维复合材料制成。
作为一种可选的实施方式，图1所示的纵梁1沿宽度方向的截面呈“C”型。
在具体实施中，纵梁1可采用面密度为200克的碳纤维平纹织物预浸料，通过真空袋压成型，其结构形式为“C”型截面，由腹板和两个缘条构成，与机身壁板共固化为一体。在纵梁1与第二接头4连接的位置进行局部增厚处理，根据机身结构和支撑杆结构的传力形式，采用缘条和腹板不同厚度不同铺层方向的方式，其中缘条优选的0度、±45度、90度铺层，比例为(50％/40％/10％)，腹板优选的0度、±45度、90度铺层，比例为(30％/50％/20％)，局部增加的铺层角度优选±45度。碳纤维复合材料具有高的比强度、比模量、疲劳性能好、耐腐蚀的特性，在飞机上采用碳纤维复合材料可以有效降低结构重量，同时较高的比强度和好的疲劳性能，可以显著提高飞机的安全性。
作为一种可选的实施方式，图1所示的支撑杆2包括支撑杆本体201、第一连接部202以及第二连接部203，结合图3所示的本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的支撑杆的示意图；其中，第一连接部202设于支撑杆本体201的第一端，第二连接部203设于支撑杆本体201的第二端，支撑杆本体201为中空结构。
作为一种可选的实施方式，图3所示的支撑杆本体201由碳纤维复合材料制成。
在具体实施中，支撑杆本体201可通过湿法缠绕制成，将浸胶后的碳纤维集束，在一定张力控制下直接缠绕在芯模上形成的碳纤维管。
作为一种可选的实施方式，图3所示的第一连接部202与支撑杆本体201的第一端通过胶粘接；第二连接部203与所述支撑杆本体201的第二端通过胶粘接。
在具体实施中，胶黏剂可为中温环氧胶黏剂，涂覆在支撑杆本体201两端内侧与第一连接部202以及第二连接部203的连接位置，第一连接部202、第二连接部203插接在支撑杆本体201的两端，并通过胶黏剂胶接，形成不可拆卸的结构，以保证连接强度。
作为一种可选的实施方式，图3所示的第一连接部202由钛合金材料制成，所述第二连接部203由钛合金材料制成。
在具体实施中，第一连接部202以及第二连接部203可采用钛合金材料制成，避免与碳纤维复合材料制成的支撑杆本体201产生电化学腐蚀，保证飞机的安全性。
作为一种可选的实施方式，图1所示的第一接头3由钛合金材料制成，第二接头4由钛合金材料制成。
图4是本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的第一接头的安装示意图，在具体实施中，第一接头3为钛合金机加件，第一接头3通过抗拉螺栓8与螺母9固定在动力电池系统7的后侧，第一连接部202通过抗剪螺栓10与螺母9连接该第一接头3。
图5是本申请实施例一种可选的电动飞机动力电池系统的支撑结构的第二接头的安装示意图，在具体实施中，第二接头4为钛合金机加件，第二接头4通过抗剪螺栓10与螺母9固定在纵梁1的腹板上，在纵梁1与第二接头4连接处有局部增厚，以保证结构强度，第二连接部203通过抗剪螺栓10与螺母9连接该第二接头4。
电动飞机的动力电池系统需要定期维护，为保证维护方便性，支撑杆2的连接方案设计成可拆卸结构，第一接头3、第二接头4与支撑杆2通过抗剪螺栓10和螺母9进行连接，第一接头3与动力电池系统7通过抗拉螺栓8与螺母9进行连接，第二接头4与纵梁1通过抗剪螺栓10和螺母9进行连接，可以快速拆卸，同时传递动力电池系统向前的惯性载荷。
本申请实施例还涉及一种电动飞机，该电动垂直起降飞机可以包括上文涉及的电动飞机动力电池系统的支撑结构的所有实施方式。
本申请实施例的电动飞机动力电池系统的支撑结构，通过增加支撑结构安装电动飞机动力电池系统，综合动力电池系统、支撑杆和机身的受力特点，在飞机应急着陆的情况中，动力电池系统会产生很大的向前惯性载荷，机身框承受动力电池系统的压载，以及动力电池系统各个方向的载荷载荷，支撑杆将动力电池系统向前的部分惯性载荷传递给纵梁，并由纵梁传递给机身。与现有动力电池系统安装在框提供的安装平台上，通过增加框局部的厚度提供更多结构强度来承担应急着陆情况中动力电池系统的向前负载相比，增加本申请实施例的支撑结构安装电动飞机动力电池系统，将动力电池系统在应急着陆情况中的向前的部分载荷传递给机身，分担了安装平台向前的负载，降低了机身框结构的强度需求，减少了结构增重。经测算，采用支撑杆传递部分载荷的方案，可以的降低安装平台向前约35％的惯性负载，相当于降低了机身框的35％厚度，有效的降低了机身框的重量，降低了机身框工艺的难度，提高了飞机结构的经济性和安全性。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种电动飞机动力电池系统的支撑结构，其特征在于，包括纵梁（1）、支撑杆（2）、第一接头（3）、第二接头（4）以及机身框（6）；
所述机身框（6）的安装平台安装有动力电池系统（7），且在所述电动飞机的机身（5）上；
所述纵梁（1）位于所述动力电池系统（7）的一侧，与所述机身框（6）相连接，且固定于所述电动飞机的机身（5）上；所述纵梁（1）由碳纤维复合材料制成，沿宽度方向的截面呈“C”型，由腹板和两个缘条构成，与机身（5）壁板共固化为一体；所述纵梁（1）与所述支撑杆（2）相连接的接头位置进行局部增厚处理；所述腹板和所述缘条基于不同厚度采用不同铺层方向，其中，所述缘条的铺层包括0度、±45度、90度，0度的所述缘条的铺层的比例为50%，±45度的所述缘条的铺层的比例为40%，90度的所述缘条的铺层的比例为10%，所述腹板的铺层包括0度、±45度、90度，0度的所述腹板的铺层的比例为30%，±45度的所述腹板的铺层的比例为50%，90度的所述腹板的铺层的比例为20%，所述局部增厚处理的铺层角度为±45度；
所述第一接头（3）设置于所述动力电池系统（7）上，用于连接所述支撑杆（2）的第一端；
所述第二接头（4）设置于所述纵梁（1）远离所述动力电池系统（7）的一端，用于连接所述支撑杆（2）的第二端。
2.根据权利要求1所述的支撑结构，其特征在于，所述支撑杆（2）包括支撑杆本体（201）、第一连接部（202）以及第二连接部（203）；
所述第一连接部（202）设于所述支撑杆本体（201）的第一端，所述第二连接部（203）设于所述支撑杆本体（201）的第二端。
3.根据权利要求2所述的支撑结构，其特征在于，所述支撑杆本体（201）为中空结构。
4.根据权利要求3所述的支撑结构，其特征在于，所述第一连接部（202）与所述支撑杆本体（201）的第一端通过胶粘接；
所述第二连接部（203）与所述支撑杆本体（201）的第二端通过胶粘接。
5.根据权利要求2所述的支撑结构，其特征在于，所述支撑杆本体（201）由碳纤维复合材料制成。
6.根据权利要求2所述的支撑结构，其特征在于，所述第一连接部（202）由钛合金材料制成，所述第二连接部（203）由钛合金材料制成。
7.根据权利要求1所述的支撑结构，其特征在于，所述第一接头（3）由钛合金材料制成，所述第二接头（4）由钛合金材料制成。
8.一种电动飞机，其特征在于，包括如权利要求1~7任意一项所述的支撑结构。
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