CN114056544A - 用于机翼的蒙皮结构，具有蒙皮结构的飞机和蒙皮结构的安装方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于机翼的蒙皮结构，蒙皮结构包括：蒙皮外皮，蒙皮外皮形成机翼的气动外形的一部分；以及蒙皮主体，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到蒙皮外皮，并且朝向机翼的内部突出，其中，蒙皮外皮包括外表层和隔热层，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到隔热层，并且隔热层相对于机翼从内部附接到外表层，其中隔热层的材料的导热系数低于蒙皮主体的材料，并且其中外表层的材料的硬度高于隔热层的材料。本发明还涉及一种具有蒙皮结构的飞机和一种蒙皮结构的安装方法。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于机翼的蒙皮结构，具体地，涉及一种用于机翼的固定前缘的高温区域的、满足隔热需求的蒙皮结构。本发明还涉及一种具有蒙皮结构的飞机和蒙皮结构的安装方法。
背景技术
飞机机翼的蒙皮结构，特别是机翼固定前缘的蒙皮结构应当能够满足抗鸟撞要求、维持气动外形、以及承受机翼的协调变形载荷。这些需求可以归纳为蒙皮结构应当具备符合标准的机翼结构强度。
目前飞机机翼的蒙皮结构普遍使用玻璃纤维/碳纤维面板和蜂窝芯加强结构作为复材蒙皮结构，如图1A所示，在具备符合标准的机翼结构强度的同时质量较轻，燃油经济性较高。此外，在大型飞机上也有采用金属蒙皮加长桁的金属蒙皮结构，如图1B所示，蒙皮和长桁通过铆钉连接，此种结构在具备符合标准的机翼结构强度的同时质量较重，已逐渐为复材蒙皮结构取代。
在飞行期间，飞机机翼的外表面上会不希望地形成冰。冰会破坏飞机表面的平稳气流，增加阻力并且可能会阻碍飞机的可操作表面(如机翼板或襟翼)的操作，这会降低机翼执行其预期功能的能力。因此，飞机，特别是商用飞机，通常装有防冰除冰系统。
目前，通常采用的一种防冰除冰系统是通过引气防冰。为了避免影响气动效率，一般通过前缘缝翼排出热空气向后直吹机翼固定前缘。当机翼防冰系统开启时，前缘缝翼排出的热空气吹到机翼固定前缘蒙皮表面，对机翼固定前缘蒙皮结构采用的材料提出较高的耐热性要求。
排出的热空气温度一般高达155℃以上，对于复材蒙皮结构而言超过了常规复材的许用温度，易引起超温损伤问题。而单独为此处设计或选用耐高温复材(例如热塑性材料)，则由于需要使用面积较小，用量较小并且不具有通用性，单独定制成本较高。而金属蒙皮结构虽然耐高温性能较好，但是重量较大，在经济性方面存在劣势。
因此，仍然存在对现有飞机机翼的蒙皮结构作进一步改进的需求。
发明内容
针对现有技术的上述问题，本发明的目的在于提供一种机翼的，特别是机翼固定前缘的蒙皮结构，在满足机翼结构强度要求的情况下，能够不显著增加重量并且具有较好的耐高温性能。
为解决上述问题，本发明提供了一种用于机翼的蒙皮结构，蒙皮结构包括：蒙皮外皮，蒙皮外皮形成机翼的气动外形的一部分；以及蒙皮主体，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到蒙皮外皮，并且朝向机翼的内部突出，其中，蒙皮外皮包括外表层和隔热层，蒙皮主体相对于机翼从内部附接到隔热层，并且隔热层相对于机翼从内部附接到外表层，其中隔热层的材料的导热系数低于蒙皮主体的材料，并且其中外表层的材料的硬度高于隔热层的材料。
根据本发明的一个方面，外表层是航空铝板。
根据本发明的一个方面，外表层的厚度在0.2mm到1mm的范围内。
根据本发明的一个方面，隔热层是气凝胶层。
根据本发明的一个方面，隔热层的厚度在2mm到20mm的范围内。
根据本发明的一个方面，外表层与隔热层通过第一胶粘剂附接，并且隔热层与蒙皮主体通过第二胶粘剂附接。
根据本发明的一个方面，蒙皮主体包括框架和夹芯部，框架相对于机翼从内部附接到隔热层，并且夹芯部至少部分地设置在框架中，其中夹芯部呈蜂窝状，构造成提供符合标准的机翼结构强度。
根据本发明的一个方面，蒙皮结构通过在边缘处施加铆钉与机翼的周围结构连接。
根据本发明的一种具有蒙皮结构的飞机，其中，飞机的机翼的采用根据本发明的一方面的蒙皮结构。
根据本发明的一种蒙皮结构的安装方法，其中，该方法包括：a)制作尺寸适合的蒙皮的外表层、蒙皮的隔热层、蒙皮主体的框架以及蒙皮主体的夹芯部；b)将外表层、隔热层叠置并且通过第一胶粘剂粘接，将隔热层、框架叠置并且通过第二胶粘剂粘接，将所述夹芯部至少部分地置于所述框架中，以形成蒙皮结构；以及c)将蒙皮结构通过在边缘处施加铆钉与机翼的周围结构连接。
采用根据本发明的蒙皮结构，利用金属薄板、气凝胶和复材夹芯蜂窝结构组合，在保证机翼结构强度的同时，结构的重量较轻，且外表层的金属板还可以间接起到防雷击、防磨和耐冲击的作用。相比复材蒙皮结构，仅略微增加厚度，但是更加具有耐热、耐冲击等优势。相比金属蒙皮结构，结构重量较轻。
附图说明
为了更完全理解本发明，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述。附图比例是示意性，不必按比例绘制，而是旨在更清楚说明。在附图中：
图1A是现有技术的复材蒙皮结构的立体图；
图1B是现有技术的金属蒙皮结构的立体图；
图1C是根据本发明的优选实施例的蒙皮结构的立体图；
图2是根据本发明的优选实施例的蒙皮结构沿图1C的线A-A剖切的截面图；
图3是根据本发明的优选实施例的蒙皮结构在安装到机翼上时周围结构的立体图；以及
图4是图3的透视图。
附图标记列表：
10 蒙皮结构
10’ 复材蒙皮结构
10” 金属蒙皮结构
20 蒙皮外皮
20’ 复材蒙皮外皮
20” 金属蒙皮外皮
21 外表层
22 隔热层
30 蒙皮主体
30’ 复材蒙皮主体
30” 金属蒙皮主体
31 框架
32 夹芯部
40 铆钉
具体实施方式
下面将结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
图1A示意性地示出了现有技术的复材蒙皮结构10’，其总体上包括复材蒙皮外皮20’和复材蒙皮主体30’。复材蒙皮外皮20’通常采用玻璃纤维的面板，而复材蒙皮主体30’通常采用复材蜂窝夹芯作为加强结构。复材蒙皮外皮和复材蜂窝夹芯组合的结构重量较轻，但是整体耐高温性能较差，复材暴露于高温气体易引起超温损伤问题。在复材蒙皮结构10’中，机翼结构强度能够由复材蜂窝夹芯单独承担。
图1B示意性地示出了现有技术的金属蒙皮结构10”，其总体上包括金属蒙皮外皮20”和金属蒙皮主体30”。金属蒙皮外皮20”通常采用3mm的航空铝板，而金属蒙皮主体30”通常采用金属长桁为加强结构。金属蒙皮外皮和长桁组合结构虽然耐高温性能较好，但是重量较大。在金属蒙皮结构10”中，机翼结构强度通过金属蒙皮与长桁共同承担，通过减少金属蒙皮的厚度来降低金属蒙皮结构10”的总重量势必导致机翼结构强度下降。
图1C示意性地示出了根据本发明的优选实施例的蒙皮结构10，其总体上包括相对于机翼在外部的蒙皮外皮20和在内部的蒙皮主体30。蒙皮外皮20形成机翼的气动外形的一部分。蒙皮主体30相对于机翼从内部附接到蒙皮外皮20，并且朝向机翼的内部突出。
现在转到图2，图2示意性地示出了优选实施例的蒙皮结构10沿图1C的线A-A剖切的截面图。先前介绍的部件在后续的图中都被类似地编号，为简洁起见不再重新介绍。
在优选实施例中，为了使机翼固定前缘蒙皮结构具有较高的耐热性，而又能沿用复材蒙皮结构10’的复材蒙皮主体30’，即复材蒙皮主体30类似于原有的复材蒙皮主体30’，较佳地，蒙皮外皮20包括隔热层22，其中隔热层22的材料的导热系数显著低于蒙皮主体30的复材材料。
在优选实施例中，隔热层22的材料可以采用商购的气凝胶，并且依照蒙皮结构10所需的形状制作成薄层的形式。可以理解的是，隔热层22的材料不限于气凝胶，也可以是其他导热系数较低的材料。
在优选实施例中，隔热层22的材料厚度可以根据实际的温度隔离需求确定。较佳地，隔热层22可以采用的气凝胶层，其厚度可以在3mm到30mm的范围内，更较佳地，隔热层22的厚度可以在2mm到20mm的范围内。
此外，根据机翼，特别是机翼固定前缘的受载特点，根据本发明的蒙皮结构应当能够承受缝翼打开后的气流冲击以及承受缝翼和固定前缘可能存在的摩擦。因此较佳地，蒙皮外皮20包括外表层21，其中外表层21的材料的硬度高于隔热层22的工业常规材料。
在优选实施例中，外表层21的材料可以采用航空铝板，并且依照蒙皮结构10所需的形状制作成薄层的形式。可以理解的是，外表层21的材料不限于航空铝板，也可以是其他硬度较高的金属板。
在优选实施例中，外表层21的材料厚度可以可以在0.1mm到1.5mm的范围内，更较佳地，在0.2mm到1mm的范围内。相比于现有技术的金属蒙皮结构10”的3mm的航空铝板，外表层21的材料厚度大大减少。此外，由于蒙皮结构10采用与现有技术的复材蒙皮结构10’的复材蒙皮主体30’类似的蒙皮主体30，外表层21无需承担机翼结构强度，因此可以在采用更高硬度材料时使用更薄的外表层21。
在优选实施例中，相比于现有技术的复材蒙皮结构10’的复材蒙皮外皮20’，根据本发明的蒙皮结构10的蒙皮外皮20由于采用气凝胶等材料作为隔热层22而厚度略厚，但是仍然能够在不显著增重的前提下具有较好的耐高温性能。
在现有技术中，蒙皮结构的若干部件通常采用胶粘剂粘接到一起。根据材料特性将选用不同的胶粘剂，因此，通常金属和金属粘接时采用的胶粘剂与复材和复材粘接时采用的胶粘剂是完全不同的。然而，在优选实施例中，隔热层22的气凝胶由于具有多孔性质的缘故而易于与其他部件粘接。因此，在优选实施例中，外表层21与隔热层22通过第一胶粘剂附接，并且隔热层22与蒙皮主体30通过第二胶粘剂附接。
在优选实施例中，蒙皮主体30包括框架31和夹芯部32，框架31相对于机翼从内部附接到隔热层22，并且夹芯部32至少部分地置于框架31中，其中夹芯部32成蜂窝状作为加强结构，构造成提供符合标准的机翼结构强度。
现在转到图3和图4，图3示意性地示出了根据本发明的优选实施例的蒙皮结构在安装到机翼上时周围结构的立体图，图4是图3的透视图。
蒙皮结构10通过在边缘处施加铆钉40与机翼的周围结构连接。具体地，两排铆钉40在翼展方向上定位在蒙皮结构10的边缘处，贯穿蒙皮外皮20的外表层21、隔热层22以及蒙皮主体30的框架31，但是避开蒙皮主体30的夹芯部32。
下面描述根据本发明的优选实施例的蒙皮结构10的安装方法：
在第一步中，该方法包括：制作尺寸(长宽厚)适合的蒙皮外皮20和符合标准的蒙皮主体30，即制作适合的外表层21、隔热层22、框架31和夹芯部32。
在第二步中，该方法包括：将外表层21、隔热层22叠置并且通过第一胶粘剂粘接，将隔热层22、框架31叠置并且通过第二胶粘剂粘接，将夹芯部32至少部分地置于框架31中，以形成蒙皮结构10。
在第三步中，该方法包括：将蒙皮结构10通过在边缘处施加铆钉40与机翼的周围结构连接。
采用根据本发明的蒙皮结构，利用金属薄板、气凝胶和复材夹芯蜂窝结构组合，在保证机翼结构强度的同时，结构的重量较轻，且外表面的金属板还可以间接起到防雷击、防磨和耐冲击的作用。
相比复材蒙皮结构，仅略微增加厚度，但是在不显著增重的前提下具有较好的耐热、耐冲击等优势。
相比金属蒙皮结构，结构重量较轻，现有技术中的金属外层普遍具备3mm以上的厚度，并且与支承长桁一起承担机翼结构强度的功能。本发明的金属外层厚度可以仅为0.2mm，并且机翼结构强度依靠复材蜂窝夹芯结构支承。外层可以针对性用作耐热、防雷击、防磨和耐冲击的作用，无需承担机翼结构强度的功能。
尽管以上已经描述了各种实施例，但应当理解，它们以示例而非限制的方式提出。对相关领域技术人员而言显而易见的是，所公开的主题可以其它特定的形式实施而不脱离其精神和必要特征。因此，以上所描述的实施例在所有方面被认为是示例性而非限制性的，并不作为对本发明做任何限制的依据。
Claims (10)
1.一种用于机翼的蒙皮结构，所述蒙皮结构(10)包括：
蒙皮外皮(20)，所述蒙皮外皮(20)形成所述机翼的气动外形的一部分；以及
蒙皮主体(30)，所述蒙皮主体(30)相对于所述机翼从内部附接到所述蒙皮外皮(20)，并且朝向所述机翼的内部突出，
其特征在于，
所述蒙皮外皮(20)包括外表层(21)和隔热层(22)，所述蒙皮主体(30)相对于所述机翼从内部附接到所述隔热层(22)，并且所述隔热层(22)相对于所述机翼从内部附接到所述外表层(21)，
其中所述隔热层(22)的材料的导热系数低于所述蒙皮主体(30)的材料，并且
其中所述外表层(21)的材料的硬度高于所述隔热层(22)的材料。
2.根据权利要求1所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述外表层(21)是航空铝板。
3.根据权利要求2所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述外表层(21)的厚度在0.2mm到1mm的范围内。
4.根据权利要求1所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述隔热层(22)是气凝胶层。
5.根据权利要求4所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述隔热层(22)的厚度在2mm到20mm的范围内。
6.根据权利要求1所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述外表层(21)与所述隔热层(22)通过第一胶粘剂附接，并且所述隔热层(22)与所述蒙皮主体(30)通过第二胶粘剂附接。
7.根据权利要求1所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述蒙皮主体(30)包括框架(31)和夹芯部(32)，所述框架(31)相对于所述机翼从内部附接到所述隔热层(22)，并且所述夹芯部(32)至少部分地设置在所述框架(31)中，
其中所述夹芯部(32)呈蜂窝状，构造成提供符合标准的机翼结构强度。
8.根据权利要求1所述的蒙皮结构，其特征在于，
所述蒙皮结构(10)通过在边缘处施加铆钉(40)与所述机翼的周围结构连接。
9.一种具有蒙皮结构的飞机，其特征在于，所述飞机的机翼的采用根据权利要求1-8中任一项所述的蒙皮结构(10)。
10.一种蒙皮结构的安装方法，其特征在于，所述方法包括：
a)制作尺寸适合的蒙皮外皮的外表层、蒙皮外皮的隔热层、蒙皮主体的框架以及蒙皮主体的夹芯部；
b)将所述外表层、所述隔热层叠置并且通过第一胶粘剂粘接，将所述隔热层、所述框架叠置并且通过第二胶粘剂粘接，将所述夹芯部至少部分地置于所述框架中，以形成所述蒙皮结构；以及
c)将所述蒙皮结构通过在边缘处施加铆钉与机翼的周围结构连接。
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