CN113428346A - 一种基于h型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具，所述尾翼与机身壳体设计成一体结构，内部采用H型翼梁增强尾翼强度，所述H型翼梁沿翼展方向贯穿尾翼及机身尾部；所述尾翼及H型翼梁以尾翼翼型的翼弦线为分离面，分为上下两部分带帽型筋的翼身一体尾翼板件。该整体尾翼采用翼身融合方案，将尾翼与机身设计为翼身一体结构，简化了尾翼的装配协调路线，无需设计尾翼装配型架或专用工装，有效降低了飞机的初始及重复成本。

Description

一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型 模具

技术领域

本发明属于航空技术领域，具体涉及一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具。

背景技术

随着技术的发展，复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛，有效地减轻了飞机结构的重量，延长了结构的疲劳寿命，提高先进复合材料的应用比例是提高飞机性能的重要途径，而整体化设计和成型是复合材料在飞机结构中应用的重要发展方向之一。

当前，翼身融合设计在飞机设计中得到越来越广泛的应用，能有效提高飞机的飞行性能并降低飞机的RCS提高战场生存能力。不过翼身融合设计主要应用于机翼机身的一体设计，而尾翼在飞机结构中一般仍设计为独立的部件，通过接头耳叉等机构与机身装配连接。由于金属接头耳叉等连接结构的存在，不利于飞机结构减重，还导致尾翼装配协调路线的复杂化，需要通过设计型架或专用工装协调装配，从而增加了产品的成本。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明提出一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，整体尾翼采用翼身融合方案，将尾翼与机身设计为翼身一体结构，简化了尾翼的装配协调路线，无需设计尾翼装配型架或专用工装，有效降低了飞机的初始及重复成本。

本发明解决以上技术问题的技术方案为：一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，所述尾翼与机身壳体设计成一体结构，内部采用H型翼梁增强尾翼强度，所述H型翼梁沿翼展方向贯穿尾翼及机身尾部；所述尾翼及H型翼梁以尾翼翼型的翼弦线为分离面，分为上下两部分带帽型筋的翼身一体尾翼板件。

进一步的，所述H型翼梁包含翼梁壳体及夹芯层，翼梁壳体在尾翼段包含上下对称的带帽型筋结构，其剖面型状为H型结构；在机身段分为上半部以及下半部，上半部和下半部均为剖面为C型带帽型筋结构，翼梁壳体与外型蒙皮之间用夹芯层填充。

进一步的，所述上下两部分带帽型筋的翼身一体板件分别在成型模具中共固化成型，然后在合拢模具中胶接成整个尾翼。

作为本申请的一种优选实施方案，所述整体尾翼采用泡沫夹芯结构的复合材料制成。

本申请还提供上述整体尾翼的成型模具，所述模具用于制造上述基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，所述模具包括模具主体及翼梁型块组件，所述模具主体用于翼身一体尾翼外形蒙皮的成型，所属翼梁型块组件通过紧固件在模具主体中安装。

进一步的，所述翼梁型块组件用于翼梁壳体的铺层和共固化成型，并根据翼梁的结构特点将翼根区域分块，分为尾翼段型块及机身段型块，尾翼段型块与机身段型块采用快拆结构连接为翼梁型块组件。

进一步的，所述翼梁型块组件中的快拆结构包括连接座及连接块，连接座与尾翼段翼梁型块之间采用第一紧固件连接，连接块与机身段翼梁型块之间采用第二紧固件连接，连接座与连接块之间用连接螺栓从上方横向贯穿定位连接并用螺母锁紧。

本申请还提供上述基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼的制造方法，所述制造方法包括以下步骤：

首先，在上述模具主体中铺敷板件蒙皮各铺层，在翼梁型块组件中铺敷翼梁壳体各铺层并完成泡沫夹芯层的填充、修型，将所述翼梁型块组件带铺层和夹芯层一并在模具主体上定位并用紧固件装配；

然后，拆除所述翼梁型块组件的连接螺栓和锁紧螺母，确保尾翼段型块与机身段型块之间处于自由状态，袋封后完成所述翼身一体尾翼板件的共固化成型；

最后在合拢模具中将所述的翼身一体尾翼板件沿分离面胶接成型整体尾翼。

有益效果：

1）整体尾翼采用翼身融合设计，改善了尾翼的气动性能；采用复合材料并取消尾翼与机身的连接设计，相关结构减重可达30%以上；简化了尾翼的装配协调路线，无需设计尾翼装配型架或专用工装，有效降低了飞机的初始及重复成本；

2）整体尾翼内部采用H翼梁增强并在翼根区域强化设计，简化了尾翼的内部结构，优化了翼梁的传力路线，改善了尾翼的载荷传递；

3）基于复合材料整体化设计思想，H型翼梁与翼身一体尾翼蒙皮整体设计并共固化成型，具有整体性好、刚性强、重量轻等优势；

4）通过翼梁型块的结构分块及优化，并设计快拆结构，改善了翼梁共固化成型的操作条件，提高了翼梁共固化成型的良品率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明中的技术方案，下面将对本发明中所需要使用的附图进行简单地介绍，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，可以根据这些附图获得其它附图。

图1为本发明所述基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼结构图；

图2为本发明所述整体尾翼沿翼展方向的A-A剖面图；

图3为本发明所述整体尾翼在尾翼段的B-B剖面图；

图4为本发明所述整体尾翼在机身段的C-C剖面图；

图5为本发明所述翼身一体尾翼板件成型模具结构示意图；

图6为本发明所述翼梁型块组件及快拆结构的剖面图；

其中，附图中的标记所对应的名称为： 1-翼身一体尾翼上板件，1.1-翼身一体尾翼外型上蒙皮，1.2-H型翼梁上壳体，1.3-夹芯层，2-翼身一体尾翼下板件，2.1-翼身一体尾翼外型下蒙皮，2.2-H型翼梁下壳体，2.3-夹芯层，3-板件成型模具主体，4-翼梁型块组件，4.1-翼梁左型块，4.2-翼梁中型块，4.3-翼梁右型块，4.4-翼梁型块快拆结构，4.4.1-连接座，4.4.2-连接块，4.4.3-连接螺栓，4.4.4-螺母。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合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，本领域的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，都属于本发明保护的范围。

实施例1：

如图1所示，本实施例提供一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，整体尾翼采用翼身融合设计方案，与机身壳体设计成复合材料翼身一体结构，其内部采用H型翼梁增强，所述整体尾翼及H型翼梁以尾翼翼型的翼弦线为分离面，分为两部分带帽型筋的翼身一体尾翼板件。

进一步的，所述H型翼梁包含翼梁壳体及夹芯层，翼梁壳体在尾翼段包含上下对称的带帽型筋结构，其剖面型状为H型结构；在机身段分为上半部以及下半部，上半部和下半部均为剖面为C型带帽型筋结构，翼梁壳体与外型蒙皮之间用夹芯层填充。本实施例中，夹心层采用泡沫材料，整体尾翼形成以泡沫夹芯结构为内层的复合材料。

进一步地，所述H型翼梁沿翼展方向贯穿整个尾翼及机身，在翼根分离并设计三角形加强结构，整体尾翼内部采用H翼梁增强并在翼根区域强化设计，简化了尾翼的内部结构，优化了翼梁的传力路线，改善了尾翼的载荷传递。

如图2至4所示，进一步地， H型翼梁由翼梁壳体及夹芯层组成，翼梁壳体在尾翼段的剖面型状为H型结构，在机身段的剖面为C型帽型筋结构，所述翼梁壳体与外型蒙皮之间用夹芯层填充。

进一步的，所述上下两部分带帽型筋的翼身一体板件分别在成型模具中共固化成型，然后在合拢模具中胶接成整个尾翼。

本申请提供的复合材料整体尾翼，整体尾翼采用翼身融合设计，改善了尾翼的气动性能；采用复合材料并取消尾翼与机身的连接设计，相关结构减重可达30%以上；简化了尾翼的装配协调路线，无需设计尾翼装配型架或专用工装，有效降低了飞机的初始及重复成本。

实施例2

本申请还提供上述基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼的制造方法，所述制造方法包括以下步骤：

首先，在上述模具主体中铺敷板件蒙皮各铺层，在翼梁型块组件中铺敷翼梁壳体各铺层并完成泡沫夹芯层的填充、修型，将所述翼梁型块组件带铺层和夹芯层一并在模具主体上定位并用紧固件装配；

然后，拆除所述翼梁型块组件的连接螺栓和锁紧螺母，确保尾翼段型块与机身段型块之间处于自由状态，袋封后完成所述翼身一体尾翼板件的共固化成型；

最后在合拢模具中将所述的翼身一体尾翼板件沿分离面胶接成型整体尾翼。

基于复合材料整体化加工的设计思想，H型翼梁与翼身一体尾翼蒙皮整体设计并共固化成型，具有整体性好、刚性强、重量轻等优势；

实施例3

本实施例提供前述整体尾翼翼身一体板件的成型模具，如图5、图6所示，该成型模具由模具主体及翼梁型块组件构成，所述模具主体用于翼身一体尾翼外形蒙皮的成型，所属翼梁型块组件通过紧固件在模具主体中安装。翼梁型块用于翼梁壳体的铺层和共固化成型，并根据翼梁的结构特点在翼根区域分块，分为尾翼段型块及机身段型块，尾翼段型块与机身段型块采用快拆结构连接为翼梁型块组件。

前述的翼梁型块的快拆结构，由连接座及连接块组成，连接座与尾翼段翼梁型块用紧固件连接，连接块与机身段翼梁型块用紧固件接，所述连接座与连接块之间用连接螺栓从上方横向贯穿定位连接并用螺母锁紧，在最终袋封之前拆除所述连接螺栓及螺母，恢复连接块与连接座之间的自由状态，从而保证复材制件在共固化成型过程中能够充分加压，无分层缺陷。

通过翼梁型块的结构分块及优化，并设计快拆结构，改善了翼梁共固化成型的操作条件，提高了翼梁共固化成型的良品率。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。另外，本申请实施例提供的上述技术方案中与现有技术中对应技术方案实现原理一致的部分并未详细说明，以免过多赘述。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域技术人员能够实现或使用本申请。对这些实施例的多种修改对本领域技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，其特征在于，所述尾翼与机身壳体设计成一体结构，内部采用H型翼梁增强尾翼强度，所述H型翼梁沿翼展方向贯穿尾翼及机身尾部；所述尾翼及H型翼梁以尾翼翼型的翼弦线为分离面，分为上下两部分带帽型筋的翼身一体尾翼板件。

2.根据权利要求1所述的一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，其特征在于，所述H型翼梁包含翼梁壳体及夹芯层，翼梁壳体在尾翼段包含上下对称的带帽型筋结构，其剖面型状为H型结构；在机身段分为上半部以及下半部，上半部和下半部均为剖面为C型带帽型筋结构，翼梁壳体与外型蒙皮之间用夹芯层填充。

3.根据权利要求1所述的一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，其特征在于，所述上下两部分带帽型筋的翼身一体板件分别在成型模具中共固化成型，然后在合拢模具中胶接成整个尾翼。

4.根据权利要求1至3任一项所述的一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，其特征在于，所述整体尾翼采用泡沫夹芯结构的复合材料制成。

5.一种整体尾翼的成型模具，其特征在于，所述模具用于制造如权利要求1所述的基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼，所述模具包括模具主体及翼梁型块组件，所述模具主体用于翼身一体尾翼外形蒙皮的成型，所属翼梁型块组件通过紧固件在模具主体中安装。

6.根据权利要求5所述的一种整体尾翼的成型模具，其特征在于，所述翼梁型块组件用于翼梁壳体的铺层和共固化成型，并根据翼梁的结构特点将翼根区域分块，分为尾翼段型块及机身段型块，尾翼段型块与机身段型块采用快拆结构连接为翼梁型块组件。

7.根据权利要求6所述的一种整体尾翼的成型模具，其特征在于，所述翼梁型块组件中的快拆结构包括连接座及连接块，连接座与尾翼段翼梁型块之间采用第一紧固件连接，连接块与机身段翼梁型块之间采用第二紧固件连接，连接座与连接块之间用连接螺栓从上方横向贯穿定位连接并用螺母锁紧。

8.根据权利要求1所述的一种基于H型翼梁增强的复合材料整体尾翼的制造方法，其特征在于，所述制造方法包括以下步骤：

首先，在上述模具主体中铺敷板件蒙皮各铺层，在翼梁型块组件中铺敷翼梁壳体各铺层并完成泡沫夹芯层的填充、修型，将所述翼梁型块组件带铺层和夹芯层一并在模具主体上定位并用紧固件装配；

然后，拆除所述翼梁型块组件的连接螺栓和锁紧螺母，确保尾翼段型块与机身段型块之间处于自由状态，袋封后完成所述翼身一体尾翼板件的共固化成型；

最后在合拢模具中将所述的翼身一体尾翼板件沿分离面胶接成型整体尾翼。

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