CN205707392U - 飞机用复合材料机载设备台架 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种飞机用复合材料机载设备台架，传统的机载设备台架一般采用铝合金非标型材铆接而成，主要缺点是零件多、质量大、抗振动性差、耐疲劳性差，针对这些不足及飞机零件减重目的，本实用新型提供一种用于飞机上安装固定操控仪器仪表和内装仪器的专用机载设备复合材料台架，采用碳纤维复合材料铺层、整体共固化成型的多箱中空框架结构，主要由上面板、前面板、后面板、翼板、支持柱、底板、中间隔板、维修口盖板等组成，经模具一次加温共固化成型。该实用新型结构质量轻、抗振动性好、抗疲劳性好、零件少、装配简单。其质量比同样铝合金结构的质量轻30％左右，适合飞机等要求有减重场所使用。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种飞机用复合材料机载设备台架。
背景技术
目前，飞机用机载设备台架属于飞机部件，飞机设计、研制过程中的一个重要目标是保证其使用功能和质量前提下最大限度减少重量。传统的机载设备台架一般采用铝合金非标型材铆接而成，主要缺点是：零件多、重量大、生产成本高、容易变形，耐腐蚀抗氧化差、抗振、抗冲击、抗疲劳性能差，装配工艺复杂，设备安装维修复杂，使用寿命短，导致操控台架内的电器元件寿命缩短，机载设备操控精度降低，整机有效载荷下降，续航里程下降；现有采用复合材料制造的机载设备台架主要有不是整体结构和加强筋先成型再胶接导致用胶量增加而增重的缺点；针对这些不足，如何在保证产品质量和机载设备操控精度要求的前提下，设计一个质量轻、抗振动疲劳的机载设备台架是实现飞机的制造过程中亟待解决的难题。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题是在飞机机载设备台架在设计、研制过程中，原有铝合金结构台架，零件多、重量大、抗振动冲击、抗疲劳性能差，装配工艺复杂，实现机载设备的精准操控困难，现有采用复合材料制造的机载设备台架主要有不是整体结构和加强筋先成型再胶接导致用胶量增加而增重的缺点。为了克服现有的这些不足，可以设计一种飞机用复合材料机载设备台架采用复合材料整体共固化结构，合理设计碳纤维复合材料铺层层数和铺层方向，增强整体结构的强度(比强度高于铝合金3倍以上)、刚度(比刚度高于铝合金2倍以上)和抗疲劳性能(抗疲劳寿命比铝合金高10倍以上)，尽可能地减少结构重量。真正做到抗振、抗疲劳性能优异和实现机载设备精确操控。该台架主体结构的上面板、左翼板、右翼板、支持柱、底板、中间隔板、前面板、后面板通过整体共固化成型，保证了台架整体结构优化，提高产品质量和使用寿命。抗振、抗疲劳性能优异，能实现机载设备的精准操控。前、左、右维修口盖通过快卸螺钉与主体结构固定连接，能实现快速拆装、操作简便。
本实用新型的目的是提供一种飞机用复合材料机载设备台架，即采用碳纤维复合材料通过模具采用铺层胶接固化成型制造质量轻抗振动中空的飞机用复合材料机载设备台架，减少质量大降低飞机续航里程的影响和减少振动大对驾驶员操控飞机难度大的影响，提供一种适合飞机上用质量轻抗振动的机载设备台架。
本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种飞机用复合材料机载设备台架，由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)、左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)组成，其特征在于：飞机用复合材料机载设备台架的主体框架结构由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)整体共固化而组成一个箱型框架中空结构，其主体框架结构均采用碳纤维复合材料铺层，经整体共固化成一个铺层厚度不同的整体2箱式中空框架，各层复合材料铺层角度和铺层厚度沿厚度方向均衡对称分布，2箱由上箱和下箱组成，上箱由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的，下箱由左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、底板(11)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的；底板(11)设计有1个口字型带翻边通风口，保证减重和增强局部刚性；左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)与主体框架结构均采用快卸螺钉刚性联接，前维修口盖板(15)设计有8个相互平行的凸梗和左维修口盖板(13)与右维修口盖板(14)均设计有2个交叉成X字型凸梗，用于增强局部刚性；上面板(1)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件之间的交角处通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，上面板(1)设计有2个槽口和16个安装孔，上面板(1)的4个角分别有4个安装孔，用于安装上部摞装仪表操控箱之间减震器的螺钉；左翼板(2)和右翼板(3)分别设计有1个槽口和10个安装孔，左翼板(2)和右翼板(3)的上下各有4个安装孔和 中间2个实装孔，分别用于安装左维修口盖板(13)和右维修口盖板(14)；前面板(4)设计成L型断面形状、4个槽口和6个安装孔，其中上部设计有2个小槽口、中部设计有1个槽口和下部设计有1个槽口，在中部设计有6个安装孔，通过快卸螺钉刚性联接前维修口盖板(15)；中间隔板(10)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件的交角处均通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，中间隔板(10)设计有2个槽口和采用几字型断面，用于增强局部刚性。
附图说明
图1是本实用新型的前面立体结构示意图。
图2是本实用新型的背面立体结构示意图。
图3是本实用新型的左维修口盖板的立体结构示意图。
图4是本实用新型的右维修口盖板的立体结构示意图。
图5是本实用新型的前维修口盖板的立体结构示意图。
1-上面板、2-左翼板、3-右翼板、4-前面板、5-后面板、6-左前支持柱、7-右前支持柱、8-左后支持柱、9-右后支持柱、10-中间隔板、11-底板、12-角加强筋板、13-左维修口盖板、14-左维修口盖板、15-前维修口盖板。
具体实施方式
本技术方案还可以通过以下技术措施来实现并下面结合附图对本实用新型作进一步的描述：
图1是本实用新型的前面立体结构示意图，图2是本实用新型的背面立体结构示意图，一种飞机用复合材料机载设备台架，由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)、左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)组成，其特征在于：飞机用复合材料机载设备台架的主体框架结构由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)整体共固化而组成一个箱型框架中空结构，其主体框架结构均采用碳纤维复合材料铺层，经整体共固化成一个铺层厚度不同的整体2箱式中空框架，各层复合材料铺层角度和铺层厚度沿厚度方向均衡对称分布，2箱由上箱和下箱组成，上箱由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的，下箱由左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、底板(11)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的；左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)均采用同样材料、铺层厚度和过渡凸圆角R30分别与上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)；底板(11)设计有1个口字型带翻边通风口，保证减重和增强局部刚性；左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)与主体框架结构均采用快卸螺钉刚性联接，前维修口盖板(15)设计有8个相互平行的凸梗和左维修口盖板(13)与右维修口盖板(14)均设计有2个交叉成X字型凸梗，用于增强局部刚性；上面板(1)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件之间的交角处通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，克服角加强筋板(12)先成型再胶接导致用胶量增加而增重的缺点，上面板(1)设计有2个槽口和16个安装孔，上面板(1)的4个角分别有4个安装孔，用于安装上部摞装仪表操控箱之间减震器的螺钉；左翼板(2)和右翼板(3)分别设计有1个槽口和10个安装孔，左翼板(2)和右翼板(3)的上下各有4个安装孔和中间2个安装孔，分别用于安装左维修口盖板(13)和右维修口盖板(14)；前面板(4)设计成L型断面形状、4个槽口和6个安装孔，其中上部设计有2个小槽口、中部设计有1个槽口和下部设计有1个槽口，在中部设计有6个安装孔，通过快卸螺钉刚性联接前维修口盖板(15)；中间隔板(10)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件的交角处均通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，克服角加强筋板(12)先成型再胶接导致用胶量增加而增重的缺点，中间隔板(10)设计有2个槽口和采用几字型断面，用于增强局部刚性。
图3是本实用新型的左维修口盖板的立体结构示意图，图4是本实用新型的右维修口盖板的立体结构示意图，左维修口盖板(13)设计有2个交叉成凹槽X字型(13-2)和8个快卸螺钉安装孔(13-1)，右维修口盖 板(14)设计有2个交叉成凹槽X字型(14-2)和8个快卸螺钉安装孔(14-1)，左维修口盖板(13)和右维修口盖板(14)的厚度范围为1.2～2.8mm。
图5是实用新型的前维修口盖析的立体结构示意图，前维修口盖板(15)设计有8个相互平行的凹槽(15-2)和6个快卸螺钉安装孔(15-1)。
Claims (5)
1.一种飞机用复合材料机载设备台架，由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)、左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)组成，其特征在于：飞机用复合材料机载设备台架的主体框架结构由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)、底板(11)、角加强筋板(12)整体共固化而组成一个箱型框架中空结构，其主体框架结构均采用碳纤维复合材料铺层，经整体共固化成一个铺层厚度不同的整体2箱式中空框架，各层复合材料铺层角度和铺层厚度沿厚度方向均衡对称分布，2箱由上箱和下箱组成，上箱由上面板(1)、左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的，下箱由左翼板(2)、右翼板(3)、前面板(4)、后面板(5)、左前支持柱(6)、右前支持柱(7)、左后支持柱(8)、右后支持柱(9)、底板(11)、中间隔板(10)构成且形成的腔为中空的；底板(11)设计有1个口字型带翻边通风口，保证减重和增强局部刚性；左维修口盖板(13)、右维修口盖板(14)、前维修口盖板(15)与主体框架结构均采用快卸螺钉刚性联接，前维修口盖板(15)设计有8个相互平行的凸梗和左维修口盖板(13)与右维修口盖板(14)均设计有2个交叉成X字型凸梗，用于增强局部刚性。
2.根据权利要求1所述的飞机用复合材料机载设备台架，其特征在于：所述上面板(1)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件之间的交角处通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，上面板(1)设计有2个槽口和16个安装孔，上面板(1)的4个角分别有4个安装孔，用于安装上部摞装仪表操控箱之间减震器的螺钉。
3.根据权利要求1所述的飞机用复合材料机载设备台架，其特征在于：所述左翼板(2)和右翼板(3)分别设计有1个槽口和10个安装孔，左翼板(2)和右翼板(3)的上下各有4个安装孔和中间2个装孔，分别用于安装左维修口盖板(13)和右维修口盖板(14)。
4.根据权利要求1所述的飞机用复合材料机载设备台架，其特征在于：所述前面板(4)设计成L型断面形状、4个槽口和6个安装孔，其中上部设计有2个小槽口、中部设计有1个槽口和下部设计有1个槽口，在中部设计有6个安装孔，通过快卸螺钉刚性联接前维修口盖板(15)。
5.根据权利要求1所述的飞机用复合材料机载设备台架，其特征在于：所述中间隔板(10)与左翼板(2)或右翼板(3)、前面板(4)或后面板(5)三元件的交角处均通过角加强筋板(12)在专业成型模具上直接铺层、胶接成整体和共固化成型连接成一体，中间隔板(10)设计有2个槽口和采用几字型断面，用于增强局部刚性。
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Effective date of registration: 20170320 Address after: 150060 Heilongjiang city of Harbin Province town Hanan Industrial Park No. 19 cottage area of small and medium sized enterprises Patentee after: Harbin CREE composite material manufacturing Co., Ltd. Patentee after: Zhonghang Photoelectric Science & Technology Co., Ltd. Address before: 150060 Heilongjiang city of Harbin Province town Hanan Industrial Park No. 19 cottage area of small and medium sized enterprises Patentee before: Harbin CREE composite material manufacturing Co., Ltd. |
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