CN112208743A - 部件末端结构及其制备方法、飞行器和飞行器部件 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种部件末端结构及其制备方法、飞行器和飞行器部件。该部件末端结构包括：上铺层结构和下铺层结构，其中，上铺层结构包括上铺层末端结构和上铺层前端结构，其中，上铺层末端结构为金属包边结构，上铺层前端结构为复合材料层合板。本公开部件末端结构具有复合材料雷击1B区防护能力，可在不影响降噪功能和重量的情况下承受1B区雷击而不被破坏。

Description

部件末端结构及其制备方法、飞行器和飞行器部件
技术领域
本公开涉及航空领域，特别涉及一种部件末端结构及其制备方法、飞行器和飞行器部件。
背景技术
雷电直接效应指因雷电通道直接附着于飞机和因雷电流的传导造成的飞机及设备的物理效应；雷电直接效应是多物理场问题，当雷击作用在飞行器上，结构在有电流通过的同时，往往伴随有电磁、受热、受力效应。
现代民用大涵道比涡轮风扇发动机短舱处于雷击区，由于雷电直接效应，有遭受雷击造成结构严重损坏的风险。由于现代民用飞机大量采用高强度、低质量的纤维增强塑料构造，而这些材料导电性和熔点往往比传统的金属材料小得多，雷击发生时更易产生结构破坏，影响飞行安全，故复合材料结构设计必须特别注意雷电防护问题。
发明内容
发明人通过研究发现：相关技术对于机体复合材料防护的通用做法是表面铺设铜网，依靠雷击电流对表面铜网的烧蚀破坏保护铜网下面的复合材料结构。此技术方案针对雷击1A区，1C区和2A区电流驻留时间短，积累能量少的复合材料防护区域有很好的防护效果。但是，针对雷电流驻留时间长、积累能量大的雷击1B区，仅靠铜网的防护无法完全抵消由于雷击大电流驻留导致的焦耳热效应，而是继续对铜网下的复合材料结构造成烧蚀破坏，最终造成复合材料结构严重损坏，影响飞行安全。
鉴于以上技术问题中的至少一项，本公开提供了一种部件末端结构及其制备方法、飞行器和飞行器部件，具备复合材料雷击1B区防护能力。
根据本公开的一个方面，提供一种部件末端结构，包括上铺层结构和下铺层结构，其中：
上铺层结构包括上铺层末端结构和上铺层前端结构，其中，上铺层末端结构为金属包边结构，上铺层前端结构为复合材料层合板。
在本公开的一些实施例中，金属包边结构为金属板结构。
在本公开的一些实施例中，金属板结构包括单一金属板或由多块金属板拼接构成。
在本公开的一些实施例中，金属板结构为铜合金金属板结构。
在本公开的一些实施例中，上铺层末端结构和上铺层前端结构的厚度相同。
在本公开的一些实施例中，上铺层末端结构的宽度不小于150mm。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构还包括支撑结构，其中：
多个支撑结构周向均匀分布在上铺层结构和下铺层结构之间。
在本公开的一些实施例中，在上铺层末端结构和支撑结构之间设置有玻璃布。
在本公开的一些实施例中，在下铺层结构和支撑结构之间设置有芳纶纸蜂窝声衬面板。
在本公开的一些实施例中，支撑结构为丁字型支撑结构、沉头铆钉或嵌入式支撑结构中的至少一种。
在本公开的一些实施例中，支撑结构、上铺层结构和下铺层结构共固化成型。
在本公开的一些实施例中，所述复合材料层合板为表面带有铜网的碳纤维层合板。
在本公开的一些实施例中，铜网与金属板结构之间有预定长度的搭接宽度。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构为飞行器部件的末端结构，其中所述飞行器部件为反推移动外罩、机翼或尾翼。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构为飞行器的雷击1B区部件的部件末端结构。
根据本公开的另一方面，提供一种飞行器部件，包括如上述任一实施例所述的部件末端结构。
根据本公开的另一方面，提供一种飞行器，包括如上述任一实施例所述的部件末端结构、和/或，如上述任一实施例所述的飞行器部件。
根据本公开的另一方面，提供一种部件末端结构制备方法，包括：
采用复合材料层合板形成下铺层结构；
在下铺层结构上形成芳纶纸蜂窝声衬面板；
形成上铺层结构，其中，上铺层结构包括上铺层末端结构和上铺层前端结构，其中，上铺层末端结构为金属包边结构，上铺层前端结构为复合材料层合板。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构制备方法还包括：
在上铺层结构和下铺层结构之间周向均匀分布多个支撑结构。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构制备方法还包括：
在上铺层末端结构和支撑结构之间设置玻璃布。
本公开部件末端结构具有复合材料雷击1B区防护能力，可在不影响降噪功能和重量的情况下承受1B区雷击而不被破坏。
附图说明
为了更清楚地说明本公开实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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公开的一些实施例，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为本公开部件末端结构一些实施例的示意图。
图2为本公开一些实施例中飞行器雷击区域的示意图。
图3为本公开部件末端结构制备方法一些实施例的示意图。
图4为本公开部件末端结构制备方法另一些实施例的示意图。
具体实施方式
下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开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公开一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。基于本公开中的实施例，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，都属于本公开保护的范围。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本公开的范围。
同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。
在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
发明人通过研究发现：动力装置反推移动外罩需兼顾噪声减轻功能和重量要求，需大面积使用芳纶纸蜂窝声衬面板与碳纤维复合材料层合板共固化的三明治夹层结构，而反推移动外罩末端结构处于雷击1B区，雷电流驻留时间长，能量大，雷击大电流极易对其结构内复合材料层合板、蜂窝夹层结构及与其胶接的预侵料填充物造成严重破坏，进而导致外涵气流损失严重，影响飞行安全。
因此，本公开提供一种具有复合材料雷击1B区防护能力的部件末端结构(例如反推移动外罩末端结构)，可在不影响降噪功能和重量的情况下承受1B区雷击而不破坏。
下面通过具体实施例对本公开进行具体说明。
图1为本公开部件末端结构一些实施例的示意图。所述部件末端结构为飞机等飞行器的部件末端结构。如图1所示，本公开部件末端结构可以包括上铺层结构和下铺层结构，其中：
上铺层结构可以包括上铺层末端结构1和上铺层前端结构2。
在本公开的一些实施例中，上铺层末端结构1可以为金属包边结构，上铺层前端结构2为复合材料层合板。
在本公开的一些实施例中，上铺层末端结构1为可更换部件。在雷击产生损伤后，上铺层末端结构1可以直接单独更换，以避免对整个部件或整个部件末端结构进行更换。
在本公开的一些实施例中，金属包边结构可以为金属板结构。
在本公开的一些实施例中，金属包边结构可以为铜合金金属包边结构。
在本公开的一些实施例中，金属板结构可以包括单一金属板。
在本公开的一些实施例中，金属板结构可以由多块金属板拼接构成，以方便维修，节约维修成本。
在本公开的一些实施例中，金属板结构可以为铜合金金属板结构。
在雷击发生后，可直接更换有损伤的铜合金金属包边结构而避免对整个移动外罩进行更换或维修，大大降低维修成本；
在本公开的一些实施例中，如图1所示，作为上铺层前端结构2的复合材料层合板可以为表面带有铜网的碳纤维层合板。
在本公开的一些实施例中，铜网与金属板结构之间有预定长度的搭接宽度。
在本公开的一些实施例中，所述预定长度可以为10mm以上。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，上铺层末端结构1和上铺层前端结构2的厚度相同。
在本公开的一些实施例中，上铺层末端结构1的宽度不小于150mm，以确保覆盖全部雷击1B区。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构可以为飞行器部件的末端结构，其中所述飞行器部件为反推移动外罩、机翼或尾翼。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构可以为飞行器的雷击1B区部件的部件末端结构。
图2为本公开一些实施例中飞行器部件(动力装置短舱)雷击区域的示意图。本公开一些实施例中，可以根据统计飞行器雷击点，将飞行器部件(动力装置短舱)分成以下的不同雷击区域：
雷击1A区(Zone 1A)：初始回击区，是指当闪电通道附着时，初始回击可能性很大而闪电驻留期望值低的所有飞机表面。
雷击1B区(Zone 1B)：闪电驻留时间长的初始回击区，指当闪电通道附着时，初始回击可能性很大且闪电驻留期望值高的所有飞机表面。
雷击1C区(Zone 1C)：初始回击的过渡区，指当闪电通道附着时，幅度减弱的初始回击可能性很大而闪电驻留期望值低的所有飞机表面。1C区为1A区与2A区之间的过渡区。
雷击2A区(Zone 2A)：扫掠闪击区，被随后的回击扫掠可能性很大而闪电驻留期望值低的所有飞机表面。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，所述部件末端结构还可以包括支撑结构3，其中：
多个支撑结构3周向均匀分布在上铺层结构和下铺层结构之间。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，支撑结构3可以为丁字型支撑结构3、沉头铆钉或嵌入式支撑结构7中的至少一种。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，嵌入式支撑结构7设置于下铺层结构与上铺层末端结构之间。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，支撑结构3、上铺层结构和下铺层结构共固化成型。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，在上铺层末端结构1和支撑结构3之间设置有玻璃布6。
在本公开的一些实施例中，如图1所示，在下铺层结构和支撑结构3之间设置有芳纶纸蜂窝声衬面板5。
在本公开的一些实施例中，民用飞机其他部件如机翼、尾翼等末端均属于雷击1B区，如采用复合材料设计亦可使用本公开上述实施例对复材结构进行雷击防护。
基于本公开上述实施例提供的部件末端结构，可以设置于诸如动力装置反推移动外罩末端雷击1B区位置的位置，利用一种熔点较高的铜合金金属包边结构代替传统构型中带铜网的复合材料层合板上铺层结构，从而大大增强了结构表面雷击热效应耐受能力。
本公开上述实施例提供的部件末端结构，是一种短舱复合材料结构雷击防护设计，具体提供了一种兼具雷击1B区防护功能和降噪功能的可更换部件末端结构(例如反推移动外罩末端结构)。
本公开上述实施例采用周向均布碳纤维复合材料支撑结构与金属包边结构共固化或沉头铆钉连接，由此就可以延伸芳纶纸蜂窝至结构边缘代替传统构型中与芳纶纸蜂窝声衬胶接的预侵料填充物，本方案可在提高声衬面积和整体重量不受影响的情况下承受由于1B区雷击大电流驻留产生的激增热效应。
本公开上述实施例可在提高声衬面积及重量指标不受影响的情况下，为部件(例如反推移动外罩)末端复材层合板、声衬蜂窝夹心结构提供有效的雷击防护能力，从而降低了因雷击造成的反推移动外罩末端结构丧失完整性的风险，提高了飞行安全水平。
在雷击发生后，本公开上述实施例可直接更换有损伤的铜合金金属包边结构而避免对整个移动外罩等飞行器部件进行更换或维修，大大降低维修成本。
根据本公开的另一方面，提供一种飞行器部件，包括如上述任一实施例(例如图1实施例)所述的部件末端结构。
在本公开的一些实施例中，所述飞行器部件可以为飞行器的反推移动外罩、机翼或尾翼等末端均属于雷击1B区的部件。
基于本公开上述实施例提供的飞行器部件，利用一种熔点较高的铜合金金属包边结构代替传统构型中带铜网的复合材料层合板上铺层结构作为部件末端结构，从而大大增强了结构表面雷击热效应耐受能力。
本公开上述实施例飞行器部件的末端结构，采用周向均布碳纤维复合材料支撑结构与金属包边结构共固化或沉头铆钉连接，由此就可以延伸芳纶纸蜂窝至结构边缘代替传统构型中与芳纶纸蜂窝声衬胶接的预侵料填充物，本公开上述实施例可在提高声衬面积和整体重量不受影响的情况下承受由于1B区雷击大电流驻留产生的激增热效应。
本公开上述实施例可在提高声衬面积及重量指标不受影响的情况下，为部件末端复材层合板、声衬蜂窝夹心结构提供有效的雷击防护能力，从而降低了因雷击造成的反推移动外罩末端结构丧失完整性的风险，提高了飞行安全水平。
同时，在雷击发生后，本公开上述实施例可直接更换有损伤的铜合金金属包边结构而避免对整个移动外罩等飞行器部件进行更换或维修，大大降低维修成本。
根据本公开的另一方面，提供一种飞行器，包括如上述任一实施例(例如图1实施例)所述的部件末端结构、和/或，如上述任一实施例所述的飞行器部件。
基于本公开上述实施例提供的飞行器，其飞行器部件利用一种熔点较高的铜合金金属包边结构代替传统构型中带铜网的复合材料层合板上铺层结构作为部件末端结构，从而大大增强了结构表面雷击热效应耐受能力。
图3为本公开部件末端结构制备方法一些实施例的示意图。优选的，部件末端结构为本公开上述任一实施例(例如图1实施例)所述的部件末端结构。如图3所示，所述方法可以包括：
步骤31，采用复合材料层合板形成下铺层结构。
步骤32，在下铺层结构上形成芳纶纸蜂窝声衬面板。
步骤33，形成上铺层结构，其中，上铺层结构包括上铺层末端结构1和上铺层前端结构2，其中，上铺层末端结构1为金属包边结构，上铺层前端结构2为复合材料层合板。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构制备方法还可以包括：在上铺层结构和下铺层结构之间周向均匀分布多个支撑结构3。
在本公开的一些实施例中，所述部件末端结构制备方法还可以包括：在上铺层末端结构1和支撑结构3之间设置玻璃布。
基于本公开上述实施例提供的部件末端结构制备方法，可以布置于诸如动力装置反推移动外罩末端雷击1B区的位置，利用一种熔点较高的铜合金金属包边结构代替传统构型中带铜网的复合材料层合板上铺层结构，从而大大增强了结构表面雷击热效应耐受能力。
本公开上述实施例采用周向均布碳纤维复合材料支撑结构与金属包边结构共固化或沉头铆钉连接，由此就可以延伸芳纶纸蜂窝至结构边缘代替传统构型中与芳纶纸蜂窝声衬胶接的预侵料填充物，本方案可在提高声衬面积和整体重量不受影响的情况下承受由于1B区雷击大电流驻留产生的激增热效应。
图4为本公开部件末端结构制备方法另一些实施例的示意图。优选的，部件末端结构为本公开上述任一实施例(例如图1实施例)所述的部件末端结构。如图4所示，所述方法可以包括：
步骤41，采用复合材料层合板形成下铺层结构。
在本公开的一些实施例中，步骤41可以包括：采用碳纤维单向带按设定铺层顺序铺附并成型下铺层结构。
步骤42，在下铺层结构基础上铺附芳纶纸蜂窝声衬面板并共固化成型。
步骤43，采用表面带铜网的碳纤维层合板作为上铺层前端结构，铜网与末端金属板结构保留10mm以上搭接宽度，与芳纶纸蜂窝声衬面板、丁字型支撑结构共固化成型。
步骤44，采用厚度与带铜网的碳纤维层合板相同的铜合金金属板作为上铺层末端结构，宽度不小于150mm，确保覆盖全部雷击1B区，与内嵌在芳纶纸蜂窝面板内周向均布的丁字型支撑结构共固化成型或沉头铆钉连接。支撑结构和上铺层末端结构中间加一层玻璃布防止电化学腐蚀。
在本公开的一些实施例中，为方便维修，节约维修成本，金属板可分块拼接。
本公开上述实施例可在提高声衬面积及重量指标不受影响的情况下，为部件(例如反推移动外罩)末端复材层合板、声衬蜂窝夹心结构提供有效的雷击防护能力，从而降低了因雷击造成的反推移动外罩末端结构丧失完整性的风险，提高了飞行安全水平。
在雷击发生后，本公开上述实施例可直接更换有损伤的铜合金金属包边结构而避免对整个移动外罩等飞行器部件进行更换或维修，大大降低维修成本。
至此，已经详细描述了本公开。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例的全部或部分步骤可以通过硬件来完成，也可以通过程序来指示相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
本公开的描述是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本公开限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显然的。选择和描述实施例是为了更好说明本公开的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本公开从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。

Claims (14)

1.一种部件末端结构，其特征在于，包括上铺层结构和下铺层结构，其中：
上铺层结构包括上铺层末端结构和上铺层前端结构，其中，上铺层末端结构为金属包边结构，上铺层前端结构为复合材料层合板。
2.根据权利要求1所述的部件末端结构，其特征在于，
金属包边结构为金属板结构。
3.根据权利要求2所述的部件末端结构，其特征在于，
金属板结构包括单一金属板或由多块金属板拼接构成；
和/或，
金属板结构为铜合金金属板结构。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的部件末端结构，其特征在于，
上铺层末端结构和上铺层前端结构的厚度相同；
和/或，
上铺层末端结构的宽度不小于150mm。
5.根据权利要求1-3中任一项所述的部件末端结构，其特征在于，还包括支撑结构，其中：
多个支撑结构周向均匀分布在上铺层结构和下铺层结构之间。
6.根据权利要求5所述的部件末端结构，其特征在于，
在上铺层末端结构和支撑结构之间设置有玻璃布；
在下铺层结构和支撑结构之间设置有芳纶纸蜂窝声衬面板。
7.根据权利要求5所述的部件末端结构，其特征在于，
支撑结构为丁字型支撑结构、沉头铆钉或嵌入式支撑结构中的至少一种；
和/或，
支撑结构、上铺层结构和下铺层结构共固化成型。
8.根据权利要求1-3中任一项所述的部件末端结构，其特征在于，
所述复合材料层合板为表面带有铜网的碳纤维层合板；
铜网与金属板结构之间有预定长度的搭接宽度。
9.根据权利要求1-3中任一项所述的部件末端结构，其特征在于，
所述部件末端结构为飞行器部件的末端结构，其中所述飞行器部件为反推移动外罩、机翼或尾翼；
和/或，
所述部件末端结构为飞行器的雷击1B区部件的部件末端结构。
10.一种飞行器部件，其特征在于，包括如权利要求1-9中任一项所述的部件末端结构。
11.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9中任一项所述的部件末端结构、和/或，如权利要求10所述的飞行器部件。
12.一种部件末端结构制备方法，其特征在于，包括：
采用复合材料层合板形成下铺层结构；
在下铺层结构上形成芳纶纸蜂窝声衬面板；
形成上铺层结构，其中，上铺层结构包括上铺层末端结构和上铺层前端结构，其中，上铺层末端结构为金属包边结构，上铺层前端结构为复合材料层合板。
13.根据权利要求12所述的部件末端结构制备方法，其特征在于，还包括：
在上铺层结构和下铺层结构之间周向均匀分布多个支撑结构。
14.根据权利要求13所述的部件末端结构制备方法，其特征在于，还包括：
在上铺层末端结构和支撑结构之间设置玻璃布。
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