CN111547229A - 一种飞机碳纤维复合材料隔框 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机碳纤维复合材料隔框，涉及飞机结构设计技术领域，所述隔框为整体结构；所述隔框包括设置于其两端的Z型结构；所述隔框包括若干碳纤维铺层，且相邻所述碳纤维铺层的铺层角度不同。本发明提供的飞机碳纤维复合材料隔框，通过以碳纤维复合材料为材质，利用碳纤维复合材料优异的力学性能，并结合碳纤维复合材料各向异性的特点，合理安排碳纤维铺层的铺层角度，将隔框设计为整体结构，在保证力学性能的基础上，减少紧固件的使用数量，减少装配工作量，降低装配难度，同时提高装配的精度以及装配效率，提高产品质量。

Description

一种飞机碳纤维复合材料隔框

技术领域

本发明涉及飞机结构设计技术领域，具体而言，涉及一种飞机碳纤维复合材料隔框。

背景技术

飞机机身隔框是用以维持机身外形，支持纵向构件并可承受隔框平面内载荷的横向构件，是飞机机舱的核心组成部分；飞机机身隔框的强度与刚度是防止机舱失效的重要保障；机身壁板在压缩载荷下，为防止其发生低载失稳，通常布置隔框来对壁板提供支撑；按一定间隔布置的隔框将机身壁板分成很多段，对长桁提供侧向支撑，有效避免总体失稳的发生，提高了长桁和壁板的承载能力。隔框还作为壁板的环向止裂带，壁板受拉裂纹扩展至隔框即停止向前扩展。此外，隔框还起到承受、分散集中载荷的作用。

目前民用飞机常用的形式有三种金属材料隔框：钣金框、型材框和机加框，其中钣金框加工成本低，承载能力较弱，一般通过角片与壁板连接；机加框加工成本高，承载能力高，常用于加强框；但是相对于复合材料框，金属框都有重量重的缺点。

而民用飞机传统复合材料隔框通常采用“多个L型剪切带板+Z型浮框”两部分组成，如图1所示，装配的精度不容易保证，增加了装配难度。

发明内容

本发明解决的技术问题是目前的飞机复合材料隔框装配难度较大的问题。

为解决上述问题，本发明提供一种飞机碳纤维复合材料隔框，所述隔框为整体结构；所述隔框包括设置于其两端的Z型结构；其中，

所述隔框包括若干碳纤维铺层，且相邻所述碳纤维铺层的铺层角度不同。

利用碳纤维复合材料优异的力学性能，并结合碳纤维复合材料各向异性的特点，根据隔框上各位置处的受力特点，合理安排碳纤维铺层的铺层角度，将隔框设计为整体结构，在保证力学性能的基础上，减少紧固件的使用数量，减少装配工作量，降低装配难度，同时提高装配的精度以及装配效率，提高产品质量。

可选地，所述碳纤维铺层的铺层角度选自0°、±45°、90°中的一种。

可选地，所述Z型结构包括设置于外端的端部Z型连接结构，以及与所述端部Z型连接结构相邻设置的Z型加筋结构。

通过根据隔框的受力情况，将处于不同位置的Z型结构分别设计为端部Z型连接结构和Z型加筋结构，再根据具体受力情况对端部Z型连接结构以及Z型加筋结构进行优化，使得隔框在满足力学性能的基础上，最大限度的达到减重的目的。

可选地，所述端部Z型连接结构包括第一腹板，以及分别设置于所述第一腹板两端的第一外橼条和第一内橼条，所述第一外橼条、所述第一内橼条均与所述第一腹板相垂直，且所述第一外橼条与所述第一内橼条的延伸方向相反；所述第一外橼条用于与蒙皮相连，所述第一外橼条的厚度小于所述第一内橼条的厚度。

根据受力情况，对受力较大位置处的厚度增加，通过局部加厚的方式，一方面使得端部Z型连接结构满足力学需求，另一方面又可避免整体加厚的方式造成隔框重量的增加。

可选地，所述第一腹板与所述第一外橼条之间设置有第一过渡部。

由于第一腹板与第一外橼条的厚度不同，通过在第一腹板与第一外橼条之间设置第一过渡部，使得第一腹板与第一外橼条平滑过渡，在该第一过渡部处进行合理的丢层设计，在保证结构强度的同时，还能够避免因厚度增加而引起分层。

可选地，所述Z型加筋结构包括第二腹板，以及分别设置于所述第二腹板两端的第二外橼条和第二内橼条；所述第二外橼条、所述第二内橼条均与所述第二腹板相垂直，且所述第二外橼条与所述第二内橼条的延伸方向相反；所述第二腹板包括加强部，以及设置于所述加强部两端的第二腹板本体；所述加强部的厚度大于所述第二腹板本体的厚度。

可选地，所述加强部的厚度与所述第二腹板本体的厚度的比值范围为(1.5～2.5)：1。

一方面避免加强部的厚度不足而导致Z型加筋结构的结构不能满足力学需求，另一方面又可避免因加强部的厚度过厚而导致隔框重量的增加。

可选地，所述加强部处所述碳纤维铺层的铺层角度包括0°、±45°和90°；其中铺层角度为0°、±45°和90°的所述碳纤维铺层的铺层比例为3：5：2。

通过对加强部处的碳纤维铺层进行优化设计，使得该加筋区域的结构更加符合其自身的受力特点，在不增重的情况下，保证加筋区域满足力学需求。

可选地，所述加强部与所述第二腹板本体之间设置有第二过渡部。

与现有技术相比，本发明提供的飞机碳纤维复合材料具有如下优势：

本发明提供的飞机碳纤维复合材料隔框，通过以碳纤维复合材料为材质，利用碳纤维复合材料优异的力学性能，并结合碳纤维复合材料各向异性的特点，根据隔框上各位置处的受力特点，合理安排碳纤维铺层的铺层角度，将隔框设计为整体结构，通过使碳纤维铺层发挥更高的效率，适应更加复杂的载荷分布，最大限度的提高隔框的力学性能，保证隔框的强度，从而使得在保证力学性能的基础上，通过将隔框设计为具有整体结构的隔框，减少紧固件的使用数量，减少装配工作量，降低装配难度，同时提高装配的精度以及装配效率，提高产品质量。

附图说明

图1为传统的飞机复合材料隔框的结构简图；

图2为本发明所述的飞机碳纤维复合材料隔框的结构简图；

图3为本发明所述的端部Z型连接结构的侧视图；

图4为本发明所述的Z型加筋结构的截面图；

图5为本发明所述的第二腹板中碳纤维铺层的结构示意图。

附图标记说明：

1-Z型结构；11-端部Z型连接结构；111-第一腹板；112-第一外橼条；113-第一内橼条；114-第一过渡部；12-Z型加筋结构；121-第二腹板；1211-第二腹板本体；1212-加强部；1213-第二过渡部；122-第二外橼条；123第二内橼条；2-碳纤维铺层；3-蒙皮；4-L型剪切带板；5-Z型浮框。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中表示，其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。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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于简化描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性，或隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定为“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。

为减轻飞机机身的重量，飞机隔框的材质可选用复合材料；参见图1所示，目前复合材料的飞机隔框采用多个L型剪切带板4与Z型浮框5通过紧固件相连的结构，这种结构形式装配过程中，需要采用多个紧固件来对L型剪切带板4与Z型浮框5进行连接，由于紧固件的使用，增加了机身的重量，同时增加了装配工作量，而且对分体结构装配过程中，通过不同紧固件相连的位置，两个分体结构之间的相对位置、紧固件的连接强度等均不容易保持一致，从而导致装配精度较差，装配难度较大，并影响隔框的质量。

为解决目前飞机复合材料隔框装配难度较大的问题，本发明提供一种飞机碳纤维复合材料隔框，参见图2所示，该隔框为整体结构，整体结构的隔框的材质为碳纤维复合材料；隔框包括设置于其两端的Z型结构1，具体的，Z型结构1的截面呈Z型；隔框包括若干碳纤维铺层2，且相邻碳纤维铺层2的铺层角度不同。

根据隔框的受力特点，在隔框的两端设置Z型结构1，为提高隔框的刚度以及侧向稳定性，本申请将Z型结构1的截面形状设置为Z型；隔框的整体外廓形状根据使用的位置而定，如用于机身部位的隔框，则该隔框的整体形状为与机身相适配的圆弧状；将隔框设置为整体结构，使用该具有整体结构的飞机碳纤维复合材料隔框时，不需要通过紧固件对分体结构进行连接，仅需要通过紧固件将该整体结构的隔框与相应的蒙皮3相连即可，不仅减少了装配工作量，而且具有整体结构的飞机碳纤维复合材料隔框的结构稳定，精度高，性能一致性好，从而有利于提高隔框的质量。

为保证隔框的力学性能，本申请优选该隔框的材质为碳纤维复合材料，碳纤维复合材料的比强度是1068MPa/(g/cm³)，是铝合金比强度的7.5倍左右；碳纤维复合材料的比模量是93GPa/(g/cm³)，是铝合金比模量的3.6倍左右，因此，本发明通过采用碳纤维复合材料作为隔框的材质，使得隔框在满足力学性能需求的同时，拥有更加优异的减重效果，大大降低了飞机的油耗；此外，碳纤维复合材料相对于金属具有更加优异的抗疲劳性能，采用碳纤维复合材料的隔框，有利于提高隔框的抗疲劳性能。

进一步的，利用碳纤维复合材料具有各向异性的特点，为提高隔框的力学性能，本申请优选隔框包括若干碳纤维铺层2，且相邻碳纤维铺层2的铺层角度不同。

其中碳纤维铺层2的铺层角度，具体是指，碳纤维铺层2中纤维的分布角度；某一碳纤维铺层2的力学性能与该纤维铺层中纤维的分布角度相关，具体的，碳纤维铺层2沿纤维轴向分布方向表现出很高的强度；本申请通过使相邻碳纤维铺层2的铺层角度不同，从而使得隔框在不同的方向上的力学强度均得以提高，进而使得制备的隔框在不同方向上的力学强度均得以提高，可以承受更加复杂的载荷条件。

具体的，隔框中碳纤维铺层2的铺层可根据隔框的力学需求而定；本申请中的隔框可以根据受力特点对碳纤维铺层2进行铺层角度的设计，充分利用碳纤维复合材料各向异性的特点，通过合理安排碳纤维铺层2的铺层角度，使碳纤维铺层2发挥更高的效率，适应更加复杂的载荷分布，最大限度的提高隔框的力学性能，在达到减重目的的同时，保证隔框的力学需求。

本发明提供的飞机碳纤维复合材料隔框，通过以碳纤维复合材料为材质，利用碳纤维复合材料优异的力学性能，并结合碳纤维复合材料各向异性的特点，根据隔框上各位置处的受力特点，合理安排碳纤维铺层2的铺层角度，将隔框设计为整体结构，通过使碳纤维铺层2发挥更高的效率，适应更加复杂的载荷分布，最大限度的提高隔框的力学性能，保证隔框的强度，从而使得在保证力学性能的基础上，通过将复合材料隔框设计为整体结构，减少紧固件的使用数量，减少装配工作量，降低装配难度，同时提高装配的精度以及装配效率，提高产品质量。

其中碳纤维铺层2的铺层角度可以选取任意角度，本申请优选碳纤维铺层2的铺层角度选自0°、±45°、90°中的一种。

具体每一碳纤维铺层2的具体铺层比例可根据隔框使用过程中的受力特点来定。

本申请中铺层角度为0°是指碳纤维铺层2为环向铺层，环向铺层主要是碳纤维预浸料沿着隔框的轮廓外形进行铺贴，环向铺层主要用于保证隔框可以承受很大的拉伸载荷。

为使得隔框的结构满足各位置处的受力需求，参见图2所示，根据隔框的受力特点对隔框结构进行设计，本申请中的Z型结构1包括设置于外端的端部Z型连接结构11，以及与端部Z型连接结构11相邻设置的Z型加筋结构12；具体的，端部Z型连接结构11设置于隔框长度方向的最外端，Z型加筋结构12设置于端部Z型连接结构11的内侧，与该端部Z型连接结构11相邻设置。

本申请通过根据受力情况，将处于不同位置的Z型结构分别设计为端部Z型连接结构11和Z型加筋结构12，再根据具体受力情况对端部Z型连接结构11以及Z型加筋结构12的结构进行优化，使得端部Z型连接结构11与Z型加筋结构12的结构均与各自的受力情况相适配，进而使端部Z型连接结构11与Z型加筋结构12在满足力学性能的基础上，最大限度的达到减重的目的。

具体的，设置于两端的端部Z型连接结构11用于与其它的复合材料相连，参见图3所示，本申请中端部Z型连接结构11包括第一腹板111，以及分别设置于第一腹板111两端的第一外橼条112和第一内橼条113；第一外橼条112、第一内橼条113均与第一腹板111相垂直，且第一外橼条112与第一内橼条113的延伸方向相反使得第一腹板111、第一外橼条112、第一内橼条113共同构成一Z型结构；隔框使用过程中，第一外橼条112用于与蒙皮3相连；其中第一外橼条112与蒙皮3的连接方式为紧固件连接；使用过程中，根据隔框的受力情况,同时考虑减重的影响，本申请优选第一外橼条112的厚度小于第一内橼条113的厚度。

具体第一腹板111、第一外橼条112、第一内橼条113的厚度均可根据受力大小进行确定；根据受力情况，对受力复杂位置处的第一内橼条113的厚度增加，通过局部加厚的方式，一方面使得端部连接区域11的结构满足力学需求，另一方面又可避免整体加厚的方式造成隔框重量的增加。

进一步的，为保证端部Z性连接结构11的力学性能，本申请进一步优选第一腹板111的厚度与第一内橼条113的厚度相同，即同时对第一内橼条113与第一腹板111进行加厚具体进行加厚处理时，第一内橼条113与第一腹板111的厚度根据受力情况而定。通过对第一腹板111与第一内橼条113进行加厚处理，进一步提高端部Z型连接结构11的力学性能，使得端部Z型连接结构11与其自身的受力情况更加适应，进而满足其自身的受力需求。

对第一腹板111与第一内橼条113进行加厚后，第一腹板111的厚度与第一外橼条112的厚度不同，该厚度不同的第一腹板111与第一外橼条112可以直接相邻设置；为使得第一腹板111与第一外橼条112之间能够平滑过渡，本申请优选第一腹板111与第一外橼条112之间设置有第一过渡部114。

通过在第一腹板111与第一外橼条112之间设置第一过渡部114，在该第一过渡部114处进行合理的丢层设计，在使得第一腹板111与第一外橼条112平滑过渡的同时，还能够避免因厚度增加而引起分层。

其中第一过渡部114的长度根据第一腹板111与第一内橼条113厚度的差值而定。

参见图4所示，本申请中与端部Z型连接结构11相邻设置的Z型加筋结构12包括第二腹板121，以及分别设置于第二腹板121两端的第二外橼条122和第二内橼条123；第二外橼条122、第二内橼条123均与第二腹板121相垂直，且第二外橼条122与第二内橼条123的延伸方向相反，通过第二腹板121、第二外橼条122、第二内橼条123构成一Z型结构。

根据隔框整体受力特点，同时为保证隔框的刚度，本申请进一步在第二腹板121相应位置处设置加强结构，即第二腹板121包括加强部1212，以及设置于加强部1212两端的第二腹板本体1211；加强部1212的厚度大于第二腹板本体1211的厚度。

根据Z型加筋结构12的受力特点，在Z型加筋结构12的中部设置加强部1212，增加第二腹板121的刚度和抗剪切性能，提高隔框的承载能力，使得隔框的结构与其受力情况相适配，同时与对隔框结构整体加强的结构形式相比，又不会增加额外的重量，进而能够在保证隔框力学性能的基础上，达到减重的目的。

第二腹板本体1211的厚度可以与第二外橼条122、第二内橼条123的厚度相同，也可以不同，具体第二腹板本体1211的厚度、第二外橼条122的厚度、第二内橼条123的厚度均可根据各自的受力情况而定。

其中加强部1212的厚度可根据第二腹板121的受力情况而定，本申请优选加强部1212的厚度与第二腹板本体1211的厚度的比值范围为(1.5～2.5)：1，一方面避免加强部1212的厚度不足而导致加筋区域12的结构不能满足力学需求，另一方面又可避免因加强部1212的厚度过厚而导致隔框重量的增加。

进一步的，为对加强部1212处的结构进行优化，以使加强部1212在增加最小厚度的情况下即可满足力学需求，本申请进一步对该加强部1212处的碳纤维铺层2进行优化设计；具体的，本申请优选加强部1212处碳纤维铺层2的铺层角度包括0°、±45°和90°；并进一步优选铺层角度为0°、±45°和90°的碳纤维铺层2的铺层比例为3：5：2。

本申请通过对加强部1212处的碳纤维铺层2进行优化设计，使得该Z型加筋结构12更加符合其自身的受力特点，在不增重的情况下，保证该结构满足力学需求，进而使得隔框在不增重的情况下满足力学需求。

由于加强部1212的厚度大于设置于其两端的第二腹板本体1211的厚度，为避免因加强部1212的厚度增加而引起碳纤维复合材料分层，本申请优选加强部1212与第二腹板本体1211之间设置有第二过渡部1213。

具体的，参见图5所示，第二过渡部1213的一端与加强部1212相邻设置，另一端与第二腹板本体1211相邻设置。

通过设置第二过渡部1213，使得厚度不同的第二腹板本体1211与加强部1212平滑过渡，在该第二过渡部1213处进行合理的丢层设计，在保证机械强度的同时，还能够避免因厚度增加而引起分层。

其中第二过渡部1213的长度根据加强部1212与第二腹板本体1211厚度的差值而定；本申请不对第二过渡部1212的长度进行限定。

本申请提供的飞机碳纤维复合材料隔框，根据隔框的受力特点来对隔框结构进行设计，由于隔框在各个部分的受力是不同的，对该隔框进行结构设计时，根据隔框的实际受力工况对隔框进行局部加筋处理；再结合对碳纤维铺层2进行合理设计，使得该隔框在满足整体强度需求的同时，又不会因局部厚度增加而引起分层。

虽然本公开披露如上，但本公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员，在不脱离本公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述隔框为整体结构；所述隔框包括设置于其两端的Z型结构(1)；其中，

所述隔框包括若干碳纤维铺层(2)，且相邻所述碳纤维铺层(2)的铺层角度不同。

2.如权利要求1所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述碳纤维铺层(2)的铺层角度选自0°、±45°、90°中的一种。

3.如权利要求1或2所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述Z型结构(1)包括设置于外端的端部Z型连接结构(11)，以及与所述端部Z型连接结构(11)相邻设置的Z型加筋结构(12)。

4.如权利要求3所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述端部Z型连接结构(11)包括第一腹板(111)，以及分别设置于所述第一腹板(111)两端的第一外橼条(112)和第一内橼条(113)，所述第一外橼条(112)、所述第一内橼条(113)均与所述第一腹板(111)相垂直，且所述第一外橼条(112)与所述第一内橼条(113)的延伸方向相反；所述第一外橼条(112)用于与蒙皮(3)相连，所述第一外橼条(112)的厚度小于所述第一内橼条(113)的厚度。

5.如权利要求4所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述第一腹板(111)与所述第一外橼条(112)之间设置有第一过渡部(114)。

6.如权利要求3所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述Z型加筋结构(12)包括第二腹板(121)，以及分别设置于所述第二腹板(121)两端的第二外橼条(122)和第二内橼条(123)；所述第二外橼条(122)、所述第二内橼条(123)均与所述第二腹板(121)相垂直，且所述第二外橼条(122)与所述第二内橼条(123)的延伸方向相反；所述第二腹板(121)包括加强部(1212)，以及设置于所述加强部(1212)两端的第二腹板本体(1211)；所述加强部(1212)的厚度大于所述第二腹板本体(1211)的厚度。

7.如权利要求6所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述加强部(1212)的厚度与所述第二腹板本体(1211)的厚度的比值范围为(1.5～2.5)：1。

8.如权利要求6所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述加强部(1212)处所述碳纤维铺层(2)的铺层角度包括0°、±45°和90°；其中铺层角度为0°、±45°和90°的所述碳纤维铺层(2)的铺层比例为3：5：2。

9.如权利要求6所述的飞机碳纤维复合材料隔框，其特征在于，所述加强部(1212)与所述第二腹板本体(1211)之间设置有第二过渡部(1213)。

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