CN115783239A - 一种a字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件 - Google Patents

Abstract

一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，在抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有加强件支板，并使抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁固定连接。抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内的前缘蒙皮和前缘辅助梁之间，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间。本发明通过加强件支板提高了的刚度，有效地切割鸟体，变正面撞击为侧面撞击，分散了撞击能量，保证尾翼结构的完好性及尾翼的气动外形。本发明能够保证尾翼前缘有足够的强度和刚度，从而从结构上减轻尾翼的结构质量，更好地满足了飞机结构设计的轻量化要求，解决了某型机的尾翼结构设计中存在的更优的抗鸟撞性能与更轻的尾翼总质量之间的矛盾，为未来的飞机尾翼结构设计提供了一种新的方案。

Description

一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件

技术领域

本发明涉及飞机结构设计领域，具体是一种能够提高飞机尾翼抗鸟撞性能并减轻其重量的A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件。

背景技术

鸟撞事故是指空中飞行的飞机等飞行器与飞行的鸟类相撞所发生的事故。随着民用航空行业的飞速发展，民机鸟撞事故成为民用航空最严重的安全威胁之一。有关数据显示，飞机的迎风面，包括飞机风挡、雷达罩、发动机、机翼前缘及尾翼前缘是最易受到鸟撞的部位。前缘结构内部常设有油路系统或控制线路，这些内部设施一旦受到鸟撞破坏，灾难性事故就难以避免。因此，解决好飞机尾翼前缘抗鸟撞性能的问题关系重大。中国民航总局制定的《运输类飞机适航标桩》第25条631款中明确规定，飞机尾翼结构的设计必须保证在飞机与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度等于飞机在选定海平面的巡航速度。研究表明，在高速撞击下，鸟体表现出明显的流体力学行为。

目前针对尾翼前缘的抗鸟撞设计多采用高强度的复合材料和单纯的夹芯结构。其设计思路多为牺牲结构的功能外形，以其尽可能大的变形吸收鸟体撞击能量。另外如Alessandro Airoldi等人在文献Bird impact simulation against a hybrid compositeand metallic vertical stabilizer(19th AIAA Applied Aerodynamics Conference2001，No.1390)中提到的一种垂尾前缘结构，这种垂尾前缘结构外表面采用铝合金材料，内部则采用带蜂窝夹芯的碳纤维复合材料。试验中用4磅的鸟体以250节的速度对结构进行撞击，结果前缘未被击穿，但整个结构产生了极大的变形。可以看出，现有结构设计其制作费用极其昂贵，整个结构或被击穿，或产生极大变形，其抗鸟撞效果并不理想。

为克服飞机结构抗鸟撞现有技术中存在的大变形损伤及高费用的缺陷，西北工业大学在ZL201010554079.4中提出了一种能够增强飞机抗鸟撞性能的平尾前缘。该平尾前缘包括前缘蒙皮1、蜂窝芯层2、位于平尾前缘的加强件3和机翼衬层4。其中，蜂窝芯层2、前缘加强件3和机翼衬层4均沿展向布置在机翼前缘内各跨之间；其中，前缘加强件3呈三棱柱体，并且该前缘加强件的一个角位于机翼前缘的前端处；呈平行四边形的上蜂窝芯层和下蜂窝芯层分别固定在前缘蒙皮的上下内表面，并且上蜂窝芯层和下蜂窝芯层的一个斜边均与前缘加强件的一个侧表面配合；机翼衬层固定在两块蜂窝芯层、前缘加强件的表面。上述平尾前缘结构在遭受鸟体撞击后，虽然鸟体经分割后对机翼衬层起到了保护作用，但是该结构存在的问题是：下蜂窝芯层为软材料，在鸟体强大的冲击力作用下产生很大压溃变形，使得前缘蒙皮的支撑刚度变小，导致前缘蒙皮发生失效，可见，蒙皮失效的主要原因是其支撑刚度减小，前缘蒙皮失效会严重影响飞行过程中平尾的气动性能，所以，综合考虑抗鸟撞性能和气动性能设计，该能够增强飞机抗鸟撞性能的平尾前缘的适用性并不强。

在上述结构的基础上，西北工业大学在ZL201120366469.9的中提出了一种抗鸟撞飞机尾翼。它包括尾翼前缘蒙皮、小前梁、翼肋、大前梁、前缘舱蒙皮和前缘加强件。前缘加强件为Λ字形加强件结构，其展向分布于翼展0～100％之间，其弦向分布于尾翼0～30之间；前缘加强件沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间，其外形呈等腰三角形，并通过前缘加强件固定面与小前梁固定连接。此发明通过自身的三角支撑对鸟体进行切割，尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量，不但保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏，而且很好地保持了尾翼的气动外形。上述Λ字形加强件结构虽然保护了尾翼前梁和内部结构，但由于不是一种闭口的结构，弯曲刚度及扭转刚度较低。然而为了达到良好的保护效果，Λ字形三角板需要足够的厚度以达到足够的强度和刚度，才能保持自身在遭受鸟体撞击时不发生破坏和大变形。厚度的增加使得整体结构的质量增加，而质量又是飞机结构设计中最需要控制的因素，质量增加过多不符合飞机结构设计的轻量化要求。

综上所述，目前所存在的Λ字形加强件前缘加强件需要进行一定的优化，在减小抗鸟撞结构的质量的同时增加结构的刚度，以达到更良好的抗鸟撞性能。

发明内容

为克服现有技术中存在的飞机尾翼结构设计中难以兼顾抗鸟撞性能、气动外形的维形和结构轻量化要求的不足，本发明提出了一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件。

本发明包括加强件侧板和加强件支板。其中，所述加强件侧板采用铝合金矩形板弯折而成，在该抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有所述加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述加强件支板位于距所述加强件侧板的顶点1/4处。所述抗鸟撞加强件两侧侧板之间的夹角为该抗鸟撞加强件的顶角。

所述加强件侧板的两侧侧板为平板或变角度的两段式平板；当两侧侧板均为两段式平板时，该两段式平板中的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。

所述变角度的两段式平板的加强件侧板为后段向外弯折的加强件侧板。当采用后段向外弯折的加强件侧板时，前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为40°；后段两侧侧板之间的夹角θ为66.56°。或者

前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为74°；后段两侧侧板之间的夹角θ为54.95°。

当两侧侧板均为平板时，所述抗鸟撞加强件的顶角β为60°。

各所述抗鸟撞加强件的顶角均为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。

当两侧侧板均为两段式平板时，所述前端与后段之间的变角度的位置与加强件支板的位置相对应。

所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁固定连接。

各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。

所述抗鸟撞加强件为3件，位于飞机尾翼前缘内的前缘蒙皮和前缘辅助梁之间，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。

各所述加强件侧板的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支板的两端均有用于与所述加强件侧板连接的折边。

两侧侧板的弦向总长度相等，或者不相等；当采用不相等结构时，该两侧侧板中靠近上翼面的侧板长，靠近下翼面的侧板短；所述靠近下翼面侧板的长度为靠近上翼面侧板长度的88％。

本发明公开的A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，一方面，在飞机原尾翼中加装了抗鸟撞加强件前缘加强件，当尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与抗鸟撞加强件结构贴在一起，分割鸟体的能量，保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏，并且保持了尾翼的气动外形，实现了增强飞机抗鸟撞性能的目的；另一方面，在保证尾翼前缘有足够的强度和刚度的基础上，减轻了抗鸟撞结构的总体质量，以更好地达到飞机结构设计的轻量化要求。

A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件包括抗鸟撞加强件的侧板和抗鸟撞加强件的加强件支板，抗鸟撞加强件展向分多段分布于翼展0～100％之间，其弦向分布于水平尾翼前缘蒙皮和前缘辅助梁之间；抗鸟撞加强件沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间。

抗鸟撞加强件前缘加强件外形呈A字形，即在Λ字形等腰三角形双斜板的基础上增加一块加强件支板，以支撑抗鸟撞加强件的两条斜边，A字形的开口端与前缘辅助梁固连，以增加弯曲刚度及扭转刚度。抗鸟撞加强件的顶角的角度与尾翼前缘蒙皮顶角的角度相同，并且该顶角用圆弧过渡，圆弧的半径为5mm；抗鸟撞加强件通过其固定面与前缘辅助梁固定连接。

本发明在飞机尾翼中加装了抗鸟撞加强件前缘抗鸟撞加强件，从而增强了飞机抗鸟撞性能，结构通过加强件支板增强了自身三角支撑的刚度，并有效地对鸟体进行切割，尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量。由于此加强件刚度较高，撞击后弯曲变形较小，因此可以更好地切割鸟体，将正面撞击变为斜撞击，合理地分散了鸟体撞击的能量，保护尾翼前梁不被击穿，保证了尾翼前缘内部结构的安全。并且由于其变形较小，阻止了蒙皮的塌陷，也保证了尾翼的气动外形。

本发明由于是在尾翼前缘内部安装抗鸟撞加强件，因此不会对气动性能造成影响，且制作简单、成本低，适用于尾翼、机翼前缘以及飞机上任何可能遭受飞鸟撞击的梁缘部位。

本发明在原理上充分考虑了ZL201120366469.9中存在的由于Λ字形加强件在厚度较薄时弯曲刚度及扭转刚度不够，而导致鸟体撞击过程中前缘发生撕裂破坏和大变形的不足之处。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、在双斜板结构中增加一块加强件支板，使之成为A字形。该加强件支板能够对两侧斜板产生支撑作用。根据材料力学理论，鸟撞双斜板模型能够等效为两端固支中间加载的梁模型，根据梁的中点位移公式和弯曲刚度公式，抗鸟撞加强件较Λ字形加强件具有更大的截面惯性矩，因此显著提高了双斜板结构的弯曲刚度。

2、在相同的厚度下，本发明提出的A字形抗鸟撞加强件比现有技术中的Λ字形加强件具有更高的弯曲刚度，因此在鸟体撞击时能够更好地切割鸟体和分散疏导鸟体撞击的能量。

图6是鸟体与Λ字形加强件撞击的受力模拟图，图7是鸟体与本发明提出的A字形抗鸟撞加强件撞击的受力模拟图。图6中，当鸟体撞击Λ字形加强件后，由于Λ字形加强件变形较大，遭受完全撞击后的鸟体以接近于垂直方向向尾上表面和下表面的侧飞出，说明Λ字形加强件以结构大变形的形式吸收了绝大部分鸟体初始速度方向上的能量，而并非疏导能量，这使得鸟体绝大部分动能都被Λ字形加强件吸收，使结构产生了巨大的变形和严重的破坏。

而图7中，当鸟体撞击所述抗鸟撞A字型加强件后，因该抗鸟撞加强件的结构变形较小，鸟体被良好地切割，并沿尾翼上表面和下表面向两侧飞出，原先鸟体速度方向上的能量一部分由抗鸟撞加强件吸收，但大部分转变为与初始速度方向呈一定角度方向上的动能，因此达到了疏导能量的目的，当大部分鸟体能量被疏导为斜方向上的动能后，由A字型加强件直接吸收的能量将大幅减小，结构的变形较小，破坏程度很小。

图8a和图8b分别为遭受相同质量、相同速度的鸟体装机后Λ字形加强件和抗鸟撞加强件的变形效果图。通过对Λ字形加强件和抗鸟撞加强件的鸟撞仿真结果对比，可以看出本发明提出的A字形抗鸟撞加强件因鸟撞产生的变形程度更小，能够更好地保护了飞机尾翼的结构形状，具有更好的抗鸟撞性能。

3、由于本发明提出的A字形抗鸟撞加强件较之现有技术的Λ字形强件的抗鸟撞性能更优、变形更小，因此在保证尾翼前梁和内部结构安全性能的要求下，能够通过减薄抗鸟撞加强件的厚度，使整体结构的质量减小，更好地达到结构减重的要求。

本发明在提出所述抗鸟撞加强件时，由于该抗鸟撞加强件中的加强件支板的位置对于抗鸟撞的效果有至关重要的影响，因此本发明对于不同加强件支板前后位置的情况进行了仿真试验，并给出抗鸟撞加强件厚度为2.0mm时，加强件支板分别在距抗鸟撞加强件前端定点1/4/、3/8位置的鸟撞变形效果图，如图9所示。可以看出，当加强件支板在距抗鸟撞加强件顶点1/4位置时，抗鸟撞加强件鸟撞位置发生凹坑，仅有前缘定点处发生微小破坏；而当加强件支板在距抗鸟撞加强件顶点3/8位置时，抗鸟撞加强件则发生了明显的断裂破坏。本发明对加强件支板距离前端顶点小于1/4位置和大于3/8位置时也进行了仿真试验；当该加强件支板的位置小于1/4时，对于A字形前缘刚度增益不大，且该抗鸟撞加强件在加强件支板后侧部分发生了大凹坑破坏；而当该加强件支板的位置大于3/8位置时，会发生更大的破坏区域。因此经过大量仿真试验得出所述加强件支板与该抗鸟撞加强件侧板的最优配合位置，即使该加强件支板位于距该抗鸟撞加强件侧板前端顶点的1/4处。

在上述抗鸟撞加强件前缘加强件的基础上，本发明还提出了一种抗鸟撞加强件的变式，即变斜角的抗鸟撞加强件。本发明进而提供了两种变斜角的抗鸟撞加强件，以加强件支板为分界线，分别为斜角前小后大和斜角前大后小两种变式。这两种变式由于截面形状发生了改变，其截面惯性矩和弯曲刚度也发生了改变，切鸟的效果也相应地发生了变化。图3所示为不变角度的抗鸟撞加强件结构，该抗鸟撞加强件前端角度为β＝60°，厚度为t＝2mm，抗鸟撞加强件侧板为直边，长度为133.38mm；前小后大的变角度的抗鸟撞加强件结构图如图4所示，前端顶点角度β＝40°，抗鸟撞加强件侧板由直边变为向外的折边，其余尺寸参数不变；前大后小的变角度的抗鸟撞加强件结构图如图5所示，前端顶点角度β＝74°，抗鸟撞加强件侧板由直边变为向外的折边，其余尺寸参数不变。三种抗鸟撞加强件前端顶点均采用半径为5mm的倒圆，同时前端顶点距离尾翼蒙皮前缘顶点均为2mm，这样设计既能满足抗鸟撞加强件和前缘蒙皮加工工艺和加工精度的需要，同时也可以在实际飞机飞行途中当尾翼受力产生变形时留有一定的裕度，避免蒙皮与抗鸟撞加强件在未遭遇鸟撞时由于互相接触产生受力变形。

在具体的某型号飞机结构中，由于水平尾翼翼根处截面较大，翼梢处截面较小，由翼根到翼梢是一个截面由大变小的过程，因此为了满足实际加工工艺的需要，将该抗鸟撞加强件沿展向分为多段，每段长度为800mm～3000mm。由于某型号飞机水平尾翼前缘并非为上下对称，因此针对实际工程情况给出一种上下非对称的抗鸟撞加强件，其结构图和抗鸟撞效果图将在实例中给出。

当在尾翼前缘中加装所述抗鸟撞加强件，提高了尾翼的刚度，实现了鸟体撞击后整个尾翼前缘变形很小，所以，原尾翼中的其他部件，例如前缘辅助梁、前缘蒙皮、蜂窝芯层的结构尺寸可以适当减小以减轻尾翼的总重量，经计算，在某型机的飞机尾翼前缘中使用本发明提出的抗鸟撞加强件，能够使该飞机尾翼前缘的结构重量减少4.003kg，优化了尾翼的结构设计。附图12是加装抗鸟撞加强件且整个尾翼减轻4.003kg后的鸟撞破坏模拟图，可以看出，整个结构破坏范围和变形较小，抗鸟撞效果良好，证明加装有本发明的飞机尾翼，在具有更好的抗鸟撞性能的同时，也能够使尾翼总质量得到减轻。

本发明综合考虑了抗鸟撞加强件的刚度要求和飞机设计中对重量的要求，解决了某型机的尾翼结构设计中存在的更优的抗鸟撞性能与更轻的尾翼总质量之间的矛盾，这对于飞机尾翼结构抗鸟撞性能、飞机结构设计轻量化需求以及飞机飞行安全性的提高具有重要意义。本发明为未来的飞机尾翼结构抗鸟撞设计提供了一种新的方案。

附图说明

图1为现有技术中提出的有蜂窝芯层的抗鸟撞飞机平尾前缘的结构示意图。

图2为现有技术中提出的Λ形双斜板抗鸟撞飞机平尾前缘的结构示意图；其中，图2a是Λ形双斜板与前缘蒙皮的三维示意图，图2b是Λ形双斜板与前缘蒙皮的正视图，图2c是Λ形双斜板在平尾中的安装位置图。

图3a为本发明提出的抗鸟撞加强件的第一种结构示意图。

图3b是图3a的正视图。

图4a为本发明的第二种结构示意图，即支板前部双斜板夹角较小的变角度抗鸟撞加强件。

图4b是图4a的正视图。

图5a为本发明的第三种结构示意图，即支板前部双斜板夹角较大的变角度抗鸟撞加强件。

图5b是图5a的正视图。

图6是鸟体与现有技术中的Λ字形加强件撞击后的分割过程示意图；其中，图6a是撞击开始前的鸟体状态，图6b是撞击1ms时的鸟体状态，图6c是撞击2ms时的鸟体状态。

图7是鸟体与本发明提出的A字形加强件撞击后的分割过程示意图；其中，图7a是撞击开始前的鸟体状态，图7b是撞击1ms时的鸟体状态，图7c是撞击2ms时的鸟体状态。

图8a是鸟体与采用Λ字形加强件撞击后飞机蒙皮的变形示意图，图8b是鸟体与采用本发明提出的A字形加强件撞击飞机尾翼的变形示意图。

图9a是当加强件支板在该抗鸟撞加强件中的1/4位置时，鸟体撞击后飞机尾翼的结构变形破坏示意图；图9b是当加强件支板在该抗鸟撞加强件中的3/8位置时，鸟体撞击后飞机尾翼的结构变形破坏示意图。

图10是分别位于飞机尾翼翼根处和翼梢处的非对称抗鸟撞加强件的结构示意图；其中，图10a是翼根处的的非对称抗鸟撞加强件，图10b是翼梢处的非对称抗鸟撞加强件。

图11为三各A字型双斜板加强件在尾翼中安装的位置。

图12为加装有抗鸟撞加强件的飞机尾翼被鸟体撞击后的结构破环示意图，

图中：1.蒙皮；2.蜂窝芯层；3.加强件；4.机翼衬层；5.前缘蒙皮；6.Λ字形加强件；7.小前梁；8.翼肋；9.前缘舱蒙皮；10.大前梁；11.Λ字形加强件固定；12.尾翼前缘蒙皮；13.加强件侧板；14.加强件支板；15.前缘辅助梁；16.抗鸟撞加强件固定面。

具体实施方式

实施例1

本实例是用于某型机尾翼的抗鸟撞加强件，其外形为对称的平直板A字型双斜板，几何形状如图3所示，是对现有技术中的飞机尾翼结构进行了改进得到的。

所述抗鸟撞加强件有多个，其结构特征相同。该抗鸟撞加强件均包括加强件侧板13和加强件支板14。其中，所述加强件侧板的外形呈“Λ”字形，采用铝合金矩形板弯折而成，并使两侧的侧板为对称结构且弦向长度相等。所述“Λ”字形两侧的侧板均为平直板。所述两侧侧板之间的夹角为抗鸟撞加强件的顶角，该顶角角度β为60°，顶角圆弧的曲率半径r与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同，本实施例中，该圆弧半径r为5mm。所述加强件支板位于距所述加强件侧板顶点1/4处。

所述“Λ”字形两侧的侧板均为平直板。在该抗鸟撞加强件两侧的侧板之间固定有加强件支板，从而形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁15固定连接。

各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。各所述抗鸟撞加强件的“A”字形顶点处为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。本实施例中，各所述抗鸟撞加强件的展向长度为2000mm。

各所述抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。本实施例中，所述抗鸟撞加强件有三个，分别固定在该飞机尾翼前缘内，并按所在位置分别形成了翼根抗鸟撞加强件、翼中抗鸟撞加强件和翼梢抗鸟撞加强件。在安装各所述抗鸟撞加强件时，将各所述抗鸟撞加强件的两个折边形成的固定面16分别与前缘辅助梁15铆接，将加强件支板14的两个折边固定面与加强件侧板13铆接，并使各加强件侧板13的顶点与尾翼前缘蒙皮12顶点之间有2mm的间隙。

各所述加强件侧板13和加强件支板14的厚度t均为2mm，

各所述加强件侧板13的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支板14的两端均有用于与所述加强件侧板13连接的折边。

实施例2

本实例是用于某型机尾翼的抗鸟撞加强件，其外形为对称的具有向外弯折的变角度A字型双斜板，几何形状如图4所示，是对现有技术中的飞机尾翼结构进行了改进得到的。

所述抗鸟撞加强件有多个，其结构特征相同。该抗鸟撞加强件均包括加强件侧板13和加强件支板14。其中，所述加强件侧板的外形呈“Λ”字形，采用铝合金矩形板弯折而成，并使两侧的侧板为对称结构且弦向总长度相等。所述两侧的侧板的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。该两段式平板中，靠近飞机尾翼前缘的前段两侧侧板之间的夹角为抗鸟撞加强件的顶角，该顶角的角度β为40°，顶角圆弧半径r与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同，本实施例中，该圆弧半径r为5mm。远离飞机尾翼前缘的后段两侧侧板之间的夹角θ为66.56°。所述前段与后段的变角度位置与加强件支板14的位置相对应。所述加强件支板14位于距所述加强件侧板顶点1/4处。

各所述抗鸟撞加强件的“A”字形顶点处为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。

在该抗鸟撞加强件两侧侧板之间固定有该加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁15固定连接。

各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。本实施例中，各所述抗鸟撞加强件的展向长度为3000mm。

各所述抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。本实施例中，所述抗鸟撞加强件有三个，分别固定在该飞机尾翼前缘内，并按所在位置分别形成了翼根抗鸟撞加强件a、翼中抗鸟撞加强件b和翼梢抗鸟撞加强件c，如图11所示。在安装各所述抗鸟撞加强件时，将各所述抗鸟撞加强件的两个折边形成的固定面16分别与前缘辅助梁15铆接，将加强件支板14的两个折边固定面与加强件侧板13铆接，并使各加强件侧板13的顶点与尾翼前缘蒙皮12顶点之间有2mm的间隙。

本实施例中，各所述加强件侧板13和加强件支板14的厚度t均为2mm；加强件侧板顶角为40°，圆弧的曲率半径为5mm。

各所述加强件侧板13的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支板14的两端均有用于与所述加强件侧板13连接的折边。

实施例3

本实例是用于某型机尾翼的抗鸟撞加强件，其外形为对称的具有向外弯折的变角度A字型双斜板，几何形状如图5所示，是对现有技术中的飞机尾翼结构进行了改进得到的。

所述抗鸟撞加强件有多个，其结构特征相同。该抗鸟撞加强件均包括加强件侧板13和加强件支板14。其中，所述加强件侧板的外形呈“Λ”字形，采用铝合金矩形板弯折而成，并使两侧的侧板为对称结构且弦向总长度相等。所述两侧的侧板的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。该两段式平板中，靠近飞机尾翼前缘的前段两侧侧板之间的夹角为抗鸟撞加强件的顶角，该顶角的角度β为74°，顶角圆弧半径r与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同，本实施例中，该圆弧半径r为5mm。

远离飞机尾翼前缘的后段两侧侧板之间的夹角θ为54.95°。所述前端与后段的变角度位置与加强件支板14的位置相对应。所述加强件支板位于距所述加强件侧板顶点1/4处。

所述抗鸟撞加强件有多个，其结构特征相同。该抗鸟撞加强件均包括加强件侧板13和加强件支板14。其中，所述加强件侧板采用铝合金矩形板弯折而成，其外形呈“Λ”字形，在该抗鸟撞加强件两侧侧板之间固定有该加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁15固定连接。

各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。各所述抗鸟撞加强件的“A”字形顶点处为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。

各所述抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。本实施例中，所述抗鸟撞加强件有三个，分别固定在该飞机尾翼前缘内，并按所在位置分别形成了翼根抗鸟撞加强件、翼中抗鸟撞加强件和翼梢抗鸟撞加强件。在安装各所述抗鸟撞加强件时，将各所述抗鸟撞加强件的两个折边形成的固定面16分别与前缘辅助梁15铆接，将加强件支板14的两个折边固定面与加强件侧板13铆接，并使各加强件侧板13的顶点与尾翼前缘蒙皮12顶点之间有2mm的间隙。

各所述加强件侧板13和加强件支板14的厚度t均为2mm。

各所述加强件侧板13的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支板14的两端均有用于与所述加强件侧板13连接的折边。

实施例4

本实例是用于某型机尾翼的抗鸟撞加强件，其外形为非对称的侧板平直板的A字型双斜板，几何形状如图10所示，是对现有技术中的飞机尾翼结构进行改进得到的。

所述抗鸟撞加强件有多个，其结构特征相同。该抗鸟撞加强件均包括加强件侧板13和加强件支板14。其中，所述加强件侧板的外形呈“Λ”字形，采用铝合金矩形板弯折而成，并使该加强件侧板两侧侧板的弦向长度不相等，分别为长侧板和短侧板，根据飞机尾翼的结构特征，使该加强件侧板中靠近上翼面的侧板长，使该加强件侧板中靠近下翼面的侧板短；所述短侧板长度为长侧板长度的88％。两个长度不同的加强件侧板通过各自的折边固定面与前缘辅助梁铆接。所述两侧侧板之间的夹角为抗鸟撞加强件的顶角，该顶角的角度β为55°，顶角圆弧半径r与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同，本实施例中，该圆弧半径r为5mm。所述加强件支板位于距所述加强件侧板顶点1/4处。

在该抗鸟撞加强件两侧侧板之间固定有该加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件。所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁15固定连接。

各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。各所述抗鸟撞加强件的“A”字形顶点处为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。

各所述抗鸟撞加强件位于飞机尾翼前缘内，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。本实施例中，所述抗鸟撞加强件有三个，分别固定在该飞机尾翼前缘内，并按所在位置分别形成了翼根抗鸟撞加强件、翼中抗鸟撞加强件和翼梢抗鸟撞加强件。在安装各所述抗鸟撞加强件时，将各所述抗鸟撞加强件的两个折边形成的固定面16分别与前缘辅助梁15铆接，将加强件支板14的两个折边固定面与加强件侧板13铆接，并使各加强件侧板13的顶点与尾翼前缘蒙皮12顶点之间有2mm的间隙。

各所述加强件侧板13和加强件支板14的厚度t均为2mm，

各所述加强件侧板13的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边。在所述加强件支板14的两端均有用于与所述加强件侧板13连接的折边。

Claims (9)

1.一种A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，包括加强件侧板和加强件支板；其中，所述加强件侧板采用铝合金矩形板弯折而成，在该抗鸟撞加强件的两侧侧板之间固定有所述加强件支板，形成了“A”字形的抗鸟撞加强件；所述加强件支板位于距所述加强件侧板的顶点1/4处；所述抗鸟撞加强件两侧侧板之间的夹角为该抗鸟撞加强件的顶角。

2.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述加强件侧板的两侧侧板为平板或变角度的两段式平板；当两侧侧板均为两段式平板时，该两段式平板中的前段与后段的角度不同，形成了变角度的两段式平板的加强件侧板。

3.如权利要求2所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述变角度的两段式平板的加强件侧板为后段向外弯折的加强件侧板；

当采用后段向外弯折的加强件侧板时，前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为40°；后段两侧侧板之间的夹角θ为66.56°；或者

前段两侧侧板之间夹角形成的抗鸟撞加强件顶角的角度β为74°；后段两侧侧板之间的夹角θ为54.95°；

当两侧侧板均为平板时，所述抗鸟撞加强件的顶角β为60°；

各所述抗鸟撞加强件的顶角均为圆弧状，该圆弧的曲率半径与所在位置的飞机尾翼前缘顶点处的曲率半径相同。

4.如权利要求2所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，当两侧侧板均为两段式平板时，所述前端与后段之间的变角度的位置与加强件支板的位置相对应。

5.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述抗鸟撞加强件的开口端与飞机尾翼的前缘辅助梁固定连接。

6.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，各所述抗鸟撞加强件的展向长度为800～3000mm，弦向长度略小于所述飞机尾翼前缘蒙皮内表面与所述前缘辅助梁前端表面之间的水平距离，并使该抗鸟撞加强件的顶点与该飞机尾翼前缘蒙皮内表面之间有2mm的间隙。

7.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述抗鸟撞加强件为3件，位于飞机尾翼前缘内的前缘蒙皮和前缘辅助梁之间，沿飞机尾翼展向分布于翼展0～100％之间，并分别排布在该尾翼前缘的各跨之间。

8.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，各所述加强件侧板的开口端均有用于与前缘辅助梁连接的折边；在所述加强件支板的两端均有用于与所述加强件侧板连接的折边。

9.如权利要求1所述A字形飞机尾翼前缘的抗鸟撞加强件，其特征在于，所述加强件侧板的两侧侧板的弦向总长度相等，或者不相等；但采用不相等结构时，该两侧侧板中靠近上翼面的侧板长，靠近下翼面的侧板短；所述靠近下翼面侧板的长度为靠近上翼面侧板长度的88％。

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