CN205403618U - 一种短切碳纤维导弹飞翼 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种短切碳纤维导弹飞翼，包括片状的飞翼片，飞翼片的一个边缘处设置有两个翼片座；所述飞翼片的下端面所在平面与飞翼片顶端面的夹角为6.09度；所述飞翼片的顶端、前端和后端设置有锥形的顶端尖角，顶端尖角的顶角角度为7.5度；所述飞翼片的前端和顶端之间设置有钝角夹角；所述翼片座的长度为飞翼片长度的1/10，飞翼片的顶端面的长度为飞翼片整体长度的1/1.86；所述翼片座通过螺栓与飞翼片的下端固定连接。本实用新型的优点在于它能克服现有技术的弊端，结构设计合理新颖。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种短切碳纤维导弹飞翼，属于复合材料领域。
背景技术
在导弹设计中，一个经常会遇到的问题是如何控制导弹的滚转，空空导弹在制造的过程中，其纵轴周围的重量分配不可能做到绝对平衡，特别是气动面产生的气动升力也不会绝对相同，这样就会导致一个比较严重的后果，即导弹在发射后会发生不正常的滚转现象，造成寻的元器件无法准确追踪目标，影响到导弹的作战效能。由于当前工艺条件等因素制约，目前用户多采用金属材料制作导弹等各种固定翼飞行器侧翼、尾翼。使飞行器整体重量无法减轻，及大地制约了产品重要载荷的空间。削弱了产品的综合能力。
实用新型内容
针对现有技术存在的不足，本实用新型所要解决的技术问题是，提供一种短切碳纤维导弹飞翼，重量轻、强度高。
为解决上述技术问题，本实用新型采取的技术方案是，一种短切碳纤维导弹飞翼，包括片状的飞翼片，飞翼片的一个边缘处设置有两个翼片座；所述飞翼片的下端面所在平面与飞翼片顶端面的夹角为6.09度；所述飞翼片的顶端、前端和后端设置有锥形的顶端尖角，顶端尖角的顶角角度为7.5度；所述飞翼片的前端和顶端之间设置有钝角夹角；所述翼片座的长度为飞翼片长度的1/10，飞翼片的顶端面的长度为飞翼片整体长度的1/1.86；所述翼片座通过螺栓与飞翼片的下端固定连接。
优化的，上述短切碳纤维导弹飞翼，所述翼片座包括两个平行对置的连接片，连接片的下端连接有连接座，连接座的下端面所在平面与连接片顶端面的夹角为6.09度；所述两片对置的连接片上分别设置有螺栓端孔和螺栓尾孔。
优化的，上述短切碳纤维导弹飞翼，所述飞翼片和翼片座包括若干碳纤维束，碳纤维束的外部设置有环氧树脂外层。
优化的，上述短切碳纤维导弹飞翼，所述飞翼片和翼片座的碳纤维含量为60%-70%。
本实用新型的优点在于它能克服现有技术的弊端，结构设计合理新颖。本申请的设计以短切碳纤维，辅以满足各种耐候、强度等环氧树脂配方作为主要材料，以热固成型方式生产各种结构的侧翼、尾翼及其连接件并达成了以下目的：重量轻、强度高。可加工性强、机械性能临界各项同性。可设计性强、可满足不同的机械性能及耐候条件。环境适应性强，耐腐蚀，可长期存储。
本申请的设计所有的组件均以碳纤维斜纹、平纹布或彩色布作为表层，辅以碳纤维或其它纤维织物作为加强层，根据不同强度要求设计层数，使得纤维总含量为60%-70%，以环氧树脂或乙烯基树脂成型以上各部件。
本申请的短切碳纤维导弹飞翼，根据零件的结构及性能要求配制特定的环氧树脂配方，预浸碳纤维丝束。再将预浸好的碳纤维丝束制备成长度为2~30mm长度短切形态，通常碳纤维总含量为60%~70%，在以模压方式成型为各种形态的翼片及翼片座。
本申请的设计完美解决了以碳纤维优异特性对飞行器侧翼、尾翼及其附件替代金属实现轻量化的目的，同时克服了以碳纤维织物形态铺层方式成型零件层间剪切力薄弱的问题。为有效提升航空器有效载荷提供了飞跃式的进步。
附图说明
图1为本实用新型的结构示意图；
图2为图1的A-A剖视结构示意图；
图中：1为飞翼片、2为翼片座、3为顶端尖角、4为连接片、5为连接座。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施例进一步阐述本实用新型的技术特点。
实施例1：
本实用新型为一种短切碳纤维导弹飞翼，包括片状的飞翼片，飞翼片的一个边缘处设置有两个翼片座；所述飞翼片的下端面所在平面与飞翼片顶端面的夹角为6.09度；所述飞翼片的顶端、前端和后端设置有锥形的顶端尖角，顶端尖角的顶角角度为7.5度；所述飞翼片的前端和顶端之间设置有钝角夹角；所述翼片座的长度为飞翼片长度的1/10，飞翼片的顶端面的长度为飞翼片整体长度的1/1.86；所述翼片座通过螺栓与飞翼片的下端固定连接。所述翼片座包括两个平行对置的连接片，连接片的下端连接有连接座，连接座的下端面所在平面与连接片顶端面的夹角为6.09度；所述两片对置的连接片上分别设置有螺栓端孔和螺栓尾孔。所述飞翼片和翼片座包括若干碳纤维束，碳纤维束的外部设置有环氧树脂外层。所述飞翼片和翼片座的碳纤维含量为60%。
本实用新型的优点在于它能克服现有技术的弊端，结构设计合理新颖。本申请的设计以短切碳纤维，辅以满足各种耐候、强度等环氧树脂配方作为主要材料，以热固成型方式生产各种结构的侧翼、尾翼及其连接件并达成了以下目的：重量轻、强度高。可加工性强、机械性能临界各项同性。可设计性强、可满足不同的机械性能及耐候条件。环境适应性强，耐腐蚀，可长期存储。
本申请的设计所有的组件均以碳纤维斜纹、平纹布或彩色布作为表层，辅以碳纤维或其它纤维织物作为加强层，根据不同强度要求设计层数，使得纤维总含量为60%-70%，以环氧树脂或乙烯基树脂成型以上各部件。
本申请的短切碳纤维导弹飞翼，根据零件的结构及性能要求配制特定的环氧树脂配方，预浸碳纤维丝束。再将预浸好的碳纤维丝束制备成长度为2~30mm长度短切形态，通常碳纤维总含量为60%~70%，在以模压方式成型为各种形态的翼片及翼片座。
本申请的设计完美解决了以碳纤维优异特性对飞行器侧翼、尾翼及其附件替代金属实现轻量化的目的，同时克服了以碳纤维织物形态铺层方式成型零件层间剪切力薄弱的问题。为有效提升航空器有效载荷提供了飞跃式的进步。
实施例2
本实施例的技术方案与实施例1的区别在于：所述飞翼片和翼片座的碳纤维含量为70%。
实施例3
本实施例的技术方案与实施例1、2的区别在于：所述飞翼片和翼片座的碳纤维含量为65%。
当然，上述说明并非是对本实用新型的限制，本实用新型也并不限于上述举例，本技术领域的普通技术人员，在本实用新型的实质范围内，作出的变化、改型、添加或替换，都应属于本实用新型的保护范围。
Claims (4)
1.一种短切碳纤维导弹飞翼，其特征在于：包括片状的飞翼片，飞翼片的一个边缘处设置有两个翼片座；所述飞翼片的下端面所在平面与飞翼片顶端面的夹角为6.09度；所述飞翼片的顶端、前端和后端设置有锥形的顶端尖角，顶端尖角的顶角角度为7.5度；所述飞翼片的前端和顶端之间设置有钝角夹角；所述翼片座的长度为飞翼片长度的1/10，飞翼片的顶端面的长度为飞翼片整体长度的1/1.86；所述翼片座通过螺栓与飞翼片的下端固定连接。
2.根据权利要求1所述的短切碳纤维导弹飞翼，其特征在于：所述翼片座包括两个平行对置的连接片，连接片的下端连接有连接座，连接座的下端面所在平面与连接片顶端面的夹角为6.09度；所述两片对置的连接片上分别设置有螺栓端孔和螺栓尾孔。
3.根据权利要求2所述的短切碳纤维导弹飞翼，其特征在于：所述飞翼片和翼片座包括若干碳纤维束，碳纤维束的外部设置有环氧树脂外层。
4.根据权利要求3所述的短切碳纤维导弹飞翼，其特征在于：所述飞翼片和翼片座的碳纤维含量为60%-70%。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN201620136587.3U CN205403618U (zh) | 2016-02-24 | 2016-02-24 | 一种短切碳纤维导弹飞翼 |
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| CN201620136587.3U CN205403618U (zh) | 2016-02-24 | 2016-02-24 | 一种短切碳纤维导弹飞翼 |
Publications (1)
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| CN201620136587.3U Expired - Fee Related CN205403618U (zh) | 2016-02-24 | 2016-02-24 | 一种短切碳纤维导弹飞翼 |
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| CN (1) | CN205403618U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109373826A (zh) * | 2018-08-31 | 2019-02-22 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种热塑性短纤维模压复合材料弹翼 |
| CN109612347A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-04-12 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种弹翼快拆结构 |
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2016
- 2016-02-24 CN CN201620136587.3U patent/CN205403618U/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109373826A (zh) * | 2018-08-31 | 2019-02-22 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种热塑性短纤维模压复合材料弹翼 |
| CN109612347A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-04-12 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种弹翼快拆结构 |
| CN109612347B (zh) * | 2018-11-23 | 2021-05-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种弹翼快拆结构 |
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