CN111731494A - 一种飞行器的复合材料燃料箱 - Google Patents
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Abstract
本发明的实施例提供一种飞行器的复合材料燃料箱，包括：第一锥段、中间柱段和第二锥段；其中，所述第一锥段与所述中间柱段插接；所述中间柱段与所述第二锥段插接；所述第一锥段、所述中间柱段和所述第二锥段均包括外蒙皮、内蒙皮以及夹设于所述外蒙皮和内蒙皮之间的蜂窝夹层，所述第一锥段、中间柱段和第二锥段的外蒙皮和内蒙皮均为碳纤维复合材料。本发明的飞行器的复合材料燃料箱的壳体具有多功能夹层结构，抗坠毁效能优异、整体刚度高、重量轻。
Description
技术领域
本发明涉及航空、航天飞行器技术领域，特别是指一种飞行器的复合材料燃料箱。
背景技术
副油箱是指挂在航天飞行器的机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃料箱。挂副油箱可以增加飞机的航程和续航时间，而飞机空战在必要的时候又可以扔掉副油箱，以较好的机动性投入战斗。
副油箱除了早期为了配合机身形状而设计的不可抛弃型副油箱以外，外型设计上都以流线形为主要的设计方向，为得是要减少产生的阻力，对飞机运动性与稳定的负面影响，降低与飞机分离时撞击其他携带装备或者是机身结构等。有些副油箱在尾部具有平衡用的小型固定翼面，功用上就是为了达到前述的目的。
虽然大多数的副油箱的外型采取流线形，有些设计在中央部分较为扁平而不是圆弧的曲线，特别是在容量较大的副油箱外形上，这是为了迁就携带于机腹下方时需要与地面保持适当的安全距离。
目前使用于副油箱的材料包括木材，竹子，纸张纤维与铝合金。进入喷气机时代之后，由于速度和飞行时对油箱产生的力量，铝合金成为广泛考虑的对象。传统飞机的燃油箱均使用金属光壳焊接结构，这种油箱的壳体重量较重，刚度还存在问题，金属结构的焊缝，质量难以保证，焊接后性能较低，不利于提升飞行器的航程。并且，目前金属副油箱最大的缺点是抗坠毁保护能力非常的弱，难以满足越来越强的战术指标要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种飞行器的复合材料燃料箱，壳体具有多功能夹层结构，抗坠毁效能优异、整体刚度高、重量轻。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种飞行器的复合材料燃料箱，包括：第一锥段、中间柱段和第二锥段；其中，所述第一锥段与所述中间柱段插接；所述中间柱段与所述第二锥段插接；所述第一锥段、所述中间柱段和所述第二锥段均包括外蒙皮、内蒙皮以及夹设于所述外蒙皮和内蒙皮之间的蜂窝夹层，所述第一锥段、中间柱段和第二锥段的外蒙皮和内蒙皮均为碳纤维复合材料。
可选的，所述外蒙皮和内蒙皮的外表包裹有玻璃纤维。
可选的，所述第一锥段内设置有至少一个第一L形环框。
可选的，所述第一锥段和所述中间柱段的插接处具有第一过渡区，所述第一过渡区设置有第一C形环框。
可选的，所述中间柱段与所述第一锥段插接处具有第二过渡区，所述中间柱段与所述第二锥段插接处具有第三过渡区；
所述第二过渡区设置有第二C形环框，所述第三过渡区设置有第三C形环框。
可选的，所述中间柱段的背部设置有与飞行器连接的第一吊点。
可选的，所述中间柱段的背部与所述第一吊点的连接处设置有第一加厚区，所述第一加厚区的两侧分别环向设置有一个第一Ω形环框，每一第一Ω形环框的外侧分别设置一第二Ω形环框，所述第一吊点与所述第一Ω形环框连接。
可选的，所述第二锥段与所述中间柱段的插接处具有第四过渡区，所述第四过渡区设置有第四C形环框。
可选的，所述第二锥段的背部设置有与飞行器连接的第二吊点。
可选的，所述第二锥段的背部与所述第二吊点的连接处设置有第二加厚区，所述第二加厚区的两侧分别环向设置有一个第三Ω形环框，所述第二吊点与所述第三Ω形环框连接。
可选的，所述第二锥段的背部设置有止动块，所述第二锥段的背部与所述止动块的连接处设置有第三加厚区。
可选的，所述第二锥段内设置有至少一个第二L形环框，和/或，所述第二锥段内设置有至少一个工字面加强环框。
可选的，所述蜂窝状夹层为铝蜂窝。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，飞行器的复合材料燃料箱包括第一锥段、中间柱段和第二锥段；其中，所述第一锥段与所述中间柱段插接；所述中间柱段与所述第二锥段插接；所述第一锥段、所述中间柱段和所述第二锥段均包括外蒙皮、内蒙皮以及夹设于所述外蒙皮和内蒙皮之间的蜂窝夹层，所述第一锥段、中间柱段和第二锥段的外蒙皮为碳纤维复合材料。上述三段式壳体具有蜂窝夹层，抗坠毁效能优异、整体刚度高、重量轻。
附图说明
图1是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的立体图；
图2是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的剖视图；
图3是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的正视图；
图4是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的立体图；
图5是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的第一锥段与中间柱段之间插接部位结构示意图；
图6是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的第一锥段的立体图；
图7是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的中间柱段的结构图；
图8是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的中间柱段的剖面图；
图9是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的第二锥段的立体图；
图10是本发明的飞行器的复合材料燃料箱的C形环框结构图。
附图标记说明：
1-第一锥段；2-中间柱段；3-第二锥段；
11-第一L形环框；12-第一C形环框；
21-第二C形环框；22-第三C形环框；23-第一吊点；24-第一Ω形环框；25-第二Ω形环框；
31-第四C形环框；32-第二吊点；33-第三Ω形环框；34-止动块；35-第二L形环框；36-工字面加强环框。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1至图4所示，本发明的实施例提出一种飞行器的复合材料燃料箱，包括：第一锥段1、中间柱段2和第二锥段3；其中，所述第一锥段1与所述中间柱段2插接；所述中间柱段2与所述第二锥段3插接；所述第一锥段1、所述中间柱段2和所述第二锥段3均包括外蒙皮、内蒙皮以及夹设于所述外蒙皮和内蒙皮之间的蜂窝夹层，所述第一锥段1、中间柱段2和第二锥段3的外蒙皮和内蒙皮均为碳纤维复合材料。
该实施例中，用于飞行器的燃料箱的壳体整体结构分为三段，分别为第一锥段1、中间柱段2、第二锥段3，第一锥段1采用蜂窝夹层一体成型，中间柱段2采用蜂窝夹层一体成型，第二锥段3采用蜂窝夹层一体成型；第一锥段1与中间柱段2之间采用插接+C型环框方式铆接连接，中间柱段2与第二锥段3之间采用插接+C型环框方式铆接连接，并且在对接面采用蜂窝蒙皮局部渐变方案。该燃料箱采用分段蜂窝夹层一体成型，大面积上无贯穿性的连接孔，易于密封；蜂窝夹层的内部蜂窝可以采用铝蜂窝。结构整体刚度好，适用于大悬臂状态下的飞机挂吊。挂吊位置的增强环框可一体成型，有利于集中力的传递，无连接件，充分保证密封性、降低重量，并且蜂窝夹层结构均是碳纤维复合材料，抗坠毁效能优异、整体刚度高、重量轻。
本发明的一可选的实施例中，所述外蒙皮和内蒙皮的外表包裹有玻璃纤维。
该实施例中，外蒙皮和内蒙皮的表层可以采用0.5mm厚的玻璃纤维包裹，可以提升结构的抗损伤能力，同时能够实现产品的轻质化、高刚度要求，当然，玻璃纤维的厚度不限于上述列举出的数值，可以根据实现需求进行设置。
如图2至图4所示，所述第一锥段1内设置有至少一个第一L形环框11。优选的，该第一L形环框11可以为第一锥段1内置的双L形环框，通过L形环框可以提高整体结构的环向刚度，从而提高壳体的承载能力。
如图1至图6所示，本发明的一可选的实施例中，所述第一锥段1和所述中间柱段2的插接处具有第一过渡区，所述第一过渡区设置有第一C形环框12。
该实施例中，第一C形环框12可以采用碳纤维复合材料制成，所述第一锥段1和所述中间柱段2之间采用插接+C型环框方式铆接或者螺接的方式连接，并采用密封胶进行密封，在对接面采用蜂窝蒙皮局部渐变方案，使得所述第一锥段1和所述中间柱段2的连接坚固且密封。
如图1至图5以及图7、图8所示，所述中间柱段2与所述第一锥段1插接处具有第二过渡区，所述中间柱段2与所述第二锥段3插接处具有第三过渡区；所述第二过渡区设置有第二C形环框21，所述第三过渡区设置有第三C形环框22。
该实施例中，第二C形环框21和第三C形环框22可以采用碳纤维复合材料制成，所述中间柱段2与所述第一锥段1之间采用插接+C型环框方式铆接或者螺接的方式连接，并采用密封胶进行密封，在对接面采用蜂窝蒙皮局部渐变方案，使得所述中间柱段2与所述第一锥段1的连接坚固且密封。
如图1至图5以及图7、图8所示，所述中间柱段2的背部设置有与飞行器连接的第一吊点23。
进一步的，所述中间柱段2的背部与所述第一吊点23的连接处设置有第一加厚区，所述第一加厚区的两侧分别环向设置有一个第一Ω形环框24，每一第一Ω形环框24的外侧分别设置一第二Ω形环框25，所述第一吊点23与所述第一Ω形环框24连接。
该实施例中，第一吊点23可以是金属接头，为常规性盒型结构；设置于中间柱段2的背部的第一加厚区的厚度大于中间柱段2的其它部分的厚度，保证第一吊点23与中间柱段2连接的牢固性；第一Ω形环框24为两个，设置于第一吊点23的两侧，第二Ω形环框25为两个，分别设置于两个第一Ω形环框24的两侧，第一Ω形环框24和第二Ω形环框25可以采用碳纤维复合材料制成，两个第一Ω形环框24和第二Ω形环框25共4道Ω形环框可以有效提升整体燃料箱的环向刚度，同时第一吊点23将飞机挂投产生的超大集中力传递到壳体的这些环框上，从而实现对超大集中力的分散。
另外，第一Ω形环框24和第二Ω形环框25均包括：连接板、腹板和顶板，其中，连接板与中间柱段2的外蒙皮连接，腹板和顶板为变厚度，一种可选的实现方式中，比如，与蒙皮连接板厚度为3mm，第一吊点23处的80度范围内的腹板和顶板厚度为6mm、底部80度范围内厚度为4mm，两侧其他部位厚度为4mm；又比如，与蒙皮连接板宽度30mm*2，腹板高度为50mm，顶板宽度为40mm。当然，上述厚度和宽度均不用于限制本发明的保护范围。
如图1至图5以及图9所示，所述第二锥段3与所述中间柱段2的插接处具有第四过渡区，所述第四过渡区设置有第四C形环框31。
该实施例中，第四C形环框31可以采用碳纤维复合材料制成，所述中间柱段2与所述第二锥段3之间采用插接+C型环框方式铆接或者螺接的方式连接，并采用密封胶进行密封，在对接面采用蜂窝蒙皮局部渐变方案，使得所述中间柱段2与所述第二锥段3的连接坚固且密封。
进一步的，该实施例中，中间柱段2可与该中间柱段2内的第一吊点23位置的Ω形环框可一体成型，两个第一Ω形环框24之间具有第一间距，第二Ω形环框25与第一Ω形环框24之间具有第二间距，保证第一吊点23与中间柱段2连接的牢固性。
如图1至图5以及图9所示，所述第二锥段3的背部设置有与飞行器连接的第二吊点32。
进一步的，所述第二锥段3的背部与所述第二吊点32的连接处设置有第二加厚区，所述第二加厚区的两侧分别环向设置有一个第三Ω形环框33，所述第二吊点32与所述第三Ω形环框33连接。
该实施例中，第三Ω形环框33也可以包括：连接板、腹板和顶板，其中，连接板与第二锥段3的外蒙皮连接，腹板和顶板为变厚度；由于所述第二吊点32的载荷相对于第一吊点23小，该第二吊点32可以是铝合金盒型结构，当然也可以是金属盒型结构；第二吊点32与第二锥段3的外蒙皮连接或者与第三Ω形环框33的腹板连接，保证第二吊点32与第二锥段3连接的牢固性。
设置于所述第二锥段3的背部的第二加厚区，第二加厚区的厚度大于第二锥段3的其它部分的厚度，进一步保证所述第二吊点32与第二锥段3连接的牢固性；
该实施例中，第三Ω形环框33为两个，设置于第二吊点32的两侧，第三Ω形环框33可以采用碳纤维复合材料制成，两个第三Ω形环框33可以有效提升整体燃料箱的环向刚度，同时第二吊点32将飞机挂投产生的超大集中力传递到壳体的这些环框上，从而实现对超大集中力的分散。
如图1至图5以及图9所示，本发明的一可选的实施例中，所述第二锥段3的背部设置有止动块34，所述第二锥段3的背部与所述止动块34的连接处设置有第三加厚区。
该实施例中，第三加厚区的厚度大于第二锥段3的其它部分的厚度，通过第三加厚区的设置，保证所述止动块34与所述第二锥段3连接的牢固性。
进一步的，所述第二锥段3内设置有至少一个第二L形环框35，和/或，所述第二锥段3内设置有至少一个工字面加强环框36。
该实施例中，第二L型环框35可以为双L形环框，可以有效提升整个壳体的环向刚度，同时能够将飞机挂投产生的集中力传递到壳体上，保证燃料箱的可靠连接。进一步的，通过工字字面加强环框36的设置，增强燃料箱的壳体的承载能力。
本发明的上述实施例中的C形环框如图10所示，增加了燃料箱的分段式壳体的连接的牢固性。
本发明的上述实施例所述的燃料箱，分段蜂窝夹层一体成型，大面积上无贯穿性的连接孔，易于密封；蜂窝夹层结构整体刚度好，适用于大悬臂状态下的飞机挂吊。挂吊位置增强环框可一体成型，有利于集中力的传递，无连接件，充分保证密封性、降低重量。并具有抗坠毁效能优异、结构一体化设计制造、密封性好、整体刚度高、重量轻，结构简单、生产周期短、成本低、工艺性强、盐雾等恶劣环境适应性强等诸多优点。
在本发明的以上描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“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”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (13)
1.一种飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，包括：第一锥段(1)、中间柱段(2)和第二锥段(3)；其中，所述第一锥段(1)与所述中间柱段(2)插接；所述中间柱段(2)与所述第二锥段(3)插接；所述第一锥段(1)、所述中间柱段(2)和所述第二锥段(3)均包括外蒙皮、内蒙皮以及夹设于所述外蒙皮和内蒙皮之间的蜂窝夹层，所述第一锥段(1)、中间柱段(2)和第二锥段(3)的外蒙皮和内蒙皮均为碳纤维复合材料。
2.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述外蒙皮和内蒙皮的外表包裹有玻璃纤维。
3.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第一锥段(1)内设置有至少一个第一L形环框(11)。
4.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第一锥段(1)和所述中间柱段(2)的插接处具有第一过渡区，所述第一过渡区设置有第一C形环框(12)。
5.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述中间柱段(2)与所述第一锥段(1)插接处具有第二过渡区，所述中间柱段(2)与所述第二锥段(3)插接处具有第三过渡区；
所述第二过渡区设置有第二C形环框(21)，所述第三过渡区设置有第三C形环框(22)。
6.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述中间柱段(2)的背部设置有与飞行器连接的第一吊点(23)。
7.根据权利要求6所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述中间柱段(2)的背部与所述第一吊点(23)的连接处设置有第一加厚区，所述第一加厚区的两侧分别环向设置有一个第一Ω形环框(24)，每一第一Ω形环框(24)的外侧分别设置一第二Ω形环框(25)，所述第一吊点(23)与所述第一Ω形环框(24)连接。
8.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第二锥段(3)与所述中间柱段(2)的插接处具有第四过渡区，所述第四过渡区设置有第四C形环框(31)。
9.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第二锥段(3)的背部设置有与飞行器连接的第二吊点(32)。
10.根据权利要求9所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第二锥段(3)的背部与所述第二吊点(32)的连接处设置有第二加厚区，所述第二加厚区的两侧分别环向设置有一个第三Ω形环框(33)，所述第二吊点(32)与所述第三Ω形环框(33)连接。
11.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第二锥段(3)的背部设置有止动块(34)，所述第二锥段(3)的背部与所述止动块(34)的连接处设置有第三加厚区。
12.根据权利要求1所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述第二锥段(3)内设置有至少一个第二L形环框(35)，和/或，所述第二锥段(3)内设置有至少一个工字面加强环框(36)。
13.根据权利要求1至12任一项所述的飞行器的复合材料燃料箱，其特征在于，所述蜂窝状夹层为铝蜂窝。
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