專利名稱：一種抗鳥撞飛機(jī)尾翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體是一種能提高飛機(jī)抗鳥撞性能的尾翼。
背景技術(shù)：
鳥撞事故是指空中飛行的飛機(jī)等飛行器與飛行的鳥類相撞所發(fā)生的事故。隨著民用航空行業(yè)的飛速發(fā)展，民機(jī)鳥撞事故成為民用航空最嚴(yán)重的安全威脅之一。據(jù)美聯(lián)航有關(guān)報(bào)告顯示，1990年到2008年間，美國民航共報(bào)告89727起動(dòng)物與民航飛機(jī)相撞事故，其中 97. 4%是由飛鳥造成的。有關(guān)數(shù)據(jù)顯示，飛機(jī)的迎風(fēng)面，包括飛機(jī)風(fēng)擋、雷達(dá)罩、發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)翼前緣及尾翼前緣是最易受到鳥撞的部位。前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部常設(shè)有油路系統(tǒng)或控制線路，這些內(nèi)部設(shè)施一旦受到鳥撞破壞，災(zāi)難性事故就難以避免。因此上，解決好飛機(jī)尾翼前緣抗鳥撞性能的問題關(guān)系重大。中國民航總局制定的《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》中第25條631款中明確規(guī)定，飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證在飛機(jī)在與3. 6公斤(8磅)重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時(shí)飛機(jī)的速度等于飛機(jī)在選定海平面的巡航速度。研究表明， 在高速撞擊下，鳥體表現(xiàn)出明顯的流體力學(xué)行為。目前針對尾翼前緣的抗鳥撞設(shè)計(jì)多采用高強(qiáng)度的復(fù)合材料和單純的夾芯結(jié)構(gòu)。 其設(shè)計(jì)思路多為犧牲結(jié)構(gòu)的功能外形，以其盡可能大的變形吸收鳥體撞擊能量。另外如 Alessandro Airoldi等人在相關(guān)文獻(xiàn)中提到的一種垂尾前緣結(jié)構(gòu)，其外表面采用鋁合金材料，內(nèi)部則采用帶蜂窩夾芯的碳纖維復(fù)合材料。試驗(yàn)中用4磅的鳥體以270節(jié)的速度撞擊結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)損壞明顯。M. A. McCARTHY等人則提出一種前緣蒙皮為FML復(fù)合材料的機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)。試驗(yàn)中結(jié)構(gòu)承受了 4磅鳥體以200m/s的速度進(jìn)行的撞擊，前緣未被擊穿但產(chǎn)生巨大變形。最近Michele Guida等人又提出了一種夾芯前緣結(jié)構(gòu)，夾芯結(jié)構(gòu)兩層面板分別采用 FML復(fù)合材料與金屬材料，芯層為蜂窩。試驗(yàn)過程中用8磅的鳥體以250節(jié)的速度對結(jié)構(gòu)進(jìn)行撞擊，結(jié)果前緣并未被擊穿，但整個(gè)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了極大變形?？梢钥闯?，現(xiàn)有結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)其制作費(fèi)用極為昂貴，整個(gè)結(jié)構(gòu)或被擊穿，或產(chǎn)生極大變形，其抗鳥撞效果并不理想。為克服飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥撞現(xiàn)有技術(shù)中存在的大變形損傷及高費(fèi)用的缺陷，西北工業(yè)大學(xué)在申請?zhí)枮?01010554079. 4的發(fā)明專利申請中提出了一種能夠增強(qiáng)飛機(jī)抗鳥撞性能的平尾前緣。該平尾前緣包括前緣蒙皮1、蜂窩芯層2、位于平尾前緣的加強(qiáng)件3和機(jī)翼襯層4。其中，蜂窩芯層2、前緣加強(qiáng)件3和機(jī)翼襯層4均沿展向布置在機(jī)翼前緣內(nèi)各跨之間； 其中，前緣加強(qiáng)件3呈三棱柱體，并且該前緣加強(qiáng)件的一個(gè)角位于機(jī)翼前緣的前端處；呈平行四邊形的上蜂窩芯層和下蜂窩芯層分別固定在前緣蒙皮的上下內(nèi)表面，并且上蜂窩芯層和下蜂窩芯層的一個(gè)斜邊均與前緣加強(qiáng)件的一個(gè)側(cè)表面配合；機(jī)翼襯層固定在兩塊蜂窩芯層、前緣加強(qiáng)件的表面。上述平尾前緣結(jié)構(gòu)在遭受鳥體撞擊后，雖然鳥體經(jīng)分割后對機(jī)翼襯層起到了保護(hù)作用，但是該結(jié)構(gòu)存在的問題是下蜂窩芯層為軟材料，在鳥體強(qiáng)大的沖擊力作用下產(chǎn)生很大壓潰變形，使得前緣蒙皮的支撐剛度變小，導(dǎo)致前緣蒙皮發(fā)生失效，可見， 蒙皮失效的主要原因是其支撐剛度減小，前緣蒙皮失效會(huì)嚴(yán)重影響飛行過程中平尾的氣動(dòng)性能，所以，綜合考慮抗鳥撞性能和氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)，該能夠增強(qiáng)飛機(jī)抗鳥撞性能的平尾前緣的適用性并不強(qiáng)。 發(fā)明內(nèi)容為克服飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中難以兼顧抗鳥撞性能和氣動(dòng)外形的缺陷，本發(fā)明提出了一種抗鳥撞飛機(jī)尾翼。本發(fā)明包括尾翼前緣蒙皮、小前梁、翼肋、大前梁、前緣艙蒙皮和前緣加強(qiáng)件。前緣加強(qiáng)件位于尾翼前緣內(nèi)，其展向分布于翼展0 100%之間，其弦向分布于尾翼0 30%之間；前緣加強(qiáng)件沿飛機(jī)尾翼展向分段固定在尾翼前緣內(nèi)由翼肋構(gòu)成的各跨之間。所述的前緣加強(qiáng)件的外形呈等腰三角形。前緣加強(qiáng)件頂角的角度與尾翼前緣蒙皮頂角的角度相同，并且該頂角為圓弧過渡，圓弧的半徑為5mm;前緣加強(qiáng)件通過前緣加強(qiáng)件固定面與小前梁固定連接。所述前緣加強(qiáng)件的兩個(gè)側(cè)邊均有折邊，該折邊位于所述前緣加強(qiáng)件的同一表面， 并均向前緣加強(qiáng)件的內(nèi)側(cè)彎折，構(gòu)成了前緣加強(qiáng)件固定面。本發(fā)明在飛機(jī)尾翼中加裝了前緣加強(qiáng)件，從而達(dá)到增強(qiáng)飛機(jī)抗鳥撞性能的目的， 前緣加強(qiáng)件外形呈“V”形。結(jié)構(gòu)通過自身的三角支撐對鳥體進(jìn)行切割，尾翼受到鳥體撞擊后，前緣蒙皮與三角支撐結(jié)構(gòu)貼在一起，分割鳥體的能量，不但保護(hù)尾翼前梁不被擊穿，從而進(jìn)一步保護(hù)尾翼前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)不受破壞，而且很好的保持了尾翼的氣動(dòng)外形。所述尾翼前緣結(jié)構(gòu)由前緣蒙皮、小前梁及前緣加強(qiáng)件組成，上述結(jié)構(gòu)件由鋁合金材料制成。其中尾翼前緣前緣加強(qiáng)件件為平板彎折而成的等腰三角形狀，三角形頂點(diǎn)為半徑為5mm的圓弧，前緣加強(qiáng)件件左右兩端與小前梁進(jìn)行螺栓連接或鉚釘。除前緣蒙皮外，結(jié)構(gòu)所有部件均在尾翼內(nèi)部，沿整個(gè)尾翼前緣內(nèi)部展向安置。本發(fā)明充分考慮了鳥撞問題的特點(diǎn)，即鳥體在撞擊過程中表現(xiàn)出流體力學(xué)行為， 具有很高的能量，對此能量，如果“硬堵”，勢必對結(jié)構(gòu)造成很大變形或損傷，所以，最好采用疏導(dǎo)的辦法，將鳥體的能量分散，本發(fā)明就是通過尾翼內(nèi)置的前緣加強(qiáng)件件分割了鳥體，變正面撞擊為斜撞擊，合理的分散了鳥體撞擊的能量。較薄的前緣蒙皮通過變形失效吸收了鳥體被分割后部分的能量，而前緣加強(qiáng)件則保證了垂尾前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)的安全，并且由于其變形較小，阻止了蒙皮的塌陷，保證了尾翼的氣動(dòng)外形。本發(fā)明由原來的吸收能量改為分散能量，通過前緣內(nèi)置前緣加強(qiáng)件分割了鳥體， 變正面撞擊為斜撞擊，合理的分散了鳥體撞擊的能量，有效提高了結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能。由于對鳥體進(jìn)行分割，分割后的殘余鳥體沿尾翼蒙皮層左右兩面滑走，前緣內(nèi)置前緣加強(qiáng)件阻止了蒙皮的塌陷，使前緣結(jié)構(gòu)不會(huì)產(chǎn)生已往設(shè)計(jì)中出現(xiàn)的極大變形，盡可能的保持了尾翼前緣的氣動(dòng)外形，適用于機(jī)翼前緣以及飛機(jī)上任何可能遭受飛鳥撞擊的梁緣結(jié)構(gòu)。本發(fā)明中，在尾翼上增加的前緣加強(qiáng)件安裝在尾翼前緣內(nèi)部，不會(huì)對飛機(jī)氣動(dòng)性能造成影響，并且制作簡單、成本低，適用于尾翼、機(jī)翼前緣以及飛機(jī)上任何可能遭受飛鳥撞擊的梁緣部位。本發(fā)明在原理上充分考慮了申請?zhí)枮?01010554079. 4的發(fā)明中存在的由于支撐蒙皮的蜂窩芯層強(qiáng)度不夠，導(dǎo)致鳥體撞擊過程中前緣蒙皮發(fā)生了撕裂破壞的不足之處，本發(fā)明采用剛度較好的金屬三角結(jié)構(gòu)作為加固件。所采取的技術(shù)方案使尾翼前緣不僅對鳥體產(chǎn)生切割作用，而且尾翼蒙皮下方的加固件的剛度足夠好，否則會(huì)產(chǎn)生蒙皮塌陷失效的情況。在本發(fā)明采取的技術(shù)方案中，既要考慮加強(qiáng)件的剛度要求，還需顧及飛機(jī)設(shè)計(jì)對重量的要求。本發(fā)明在確定前緣加強(qiáng)件的結(jié)構(gòu)和抗沖擊性能時(shí)，充分考慮了前緣加強(qiáng)件的結(jié)構(gòu)與剛度的關(guān)系，在保證所需的剛度的同時(shí)，使前緣加強(qiáng)件的結(jié)構(gòu)重量最小。本發(fā)明充分考慮了對尾翼前緣加強(qiáng)后，機(jī)翼抗撞擊能力與機(jī)翼重量之間的關(guān)系， 為此，申請人做了大量的研究工作。比如當(dāng)前緣加強(qiáng)件的厚度為3mm時(shí)，剛度很好，鳥體撞擊后，整個(gè)尾翼前緣變形很小，但此時(shí)前緣加強(qiáng)件的重量達(dá)8. 1kg，對整個(gè)飛機(jī)的減重帶來不利。當(dāng)經(jīng)過多次計(jì)算和試驗(yàn)后，將前緣加強(qiáng)件厚度選為2. 5mm時(shí)，使尾翼的重量減小，并且在鳥體撞擊后，整個(gè)尾翼前緣變形很小，既滿足了抗鳥撞設(shè)計(jì)要求，又滿足了尾翼的氣動(dòng)性要求。

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中抗鳥撞飛機(jī)平尾前緣的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明抗鳥撞數(shù)值模擬結(jié)果變形破壞圖；圖3為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為圖3的A向示意圖；圖5為實(shí)施例中某跨尾翼的結(jié)構(gòu)示意圖；圖6為圖5的A向示意圖。其中1.前緣蒙皮 2.蜂窩芯層 3.加強(qiáng)件 4.機(jī)翼襯層 5.尾翼前緣蒙皮6.前緣加強(qiáng)件 7.小前梁 8.翼肋 9.大前梁 10.前緣艙蒙皮11.前緣加強(qiáng)件固定面
具體實(shí)施方式
本實(shí)施例是用于某型機(jī)的抗鳥撞飛機(jī)尾翼。如圖6所示，本實(shí)施例是對現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)尾翼進(jìn)行了改進(jìn)，以實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的目的。本實(shí)施例包括尾翼前緣蒙皮5、前緣加強(qiáng)件6、小前梁7、翼肋8、大前梁9和前緣艙蒙皮10。尾翼前緣蒙皮5和前緣艙蒙皮10均采用20M-T3鋁合金材料，厚度相同，為1. 62mm。 其余各部件均采用7075-T6鋁合金材料，小前梁7厚度為3. 5mm,翼肋8的厚度為2. 54mm, 大前梁9厚度為3. 5mm。前緣加強(qiáng)件6位于尾翼前緣內(nèi)，其具體位置展向分布于翼展0 100%之間，弦向分布于尾翼弦向0 30%之間。前緣加強(qiáng)件6沿飛機(jī)尾翼展向分段固定在尾翼前緣內(nèi)由翼肋構(gòu)成的各跨之間。前緣加強(qiáng)件6為板件。前緣加強(qiáng)件6由厚度為2. 54mm的20 鋁合金矩形板彎折而成，其外形呈等腰三角形，并由矩形板構(gòu)成了該等腰三角形的兩腰。在所述前緣加強(qiáng)件6 的兩個(gè)側(cè)邊均有折邊，該折邊位于所述矩形板的同一表面，并均向前緣加強(qiáng)件6的內(nèi)側(cè)彎折，構(gòu)成了前緣加強(qiáng)件固定面11。所述的形成前緣加強(qiáng)件6的等腰三角形頂角的角度與尾翼前緣蒙皮5頂角的角度相同，本實(shí)施例中，前緣加強(qiáng)件6的頂角為50度，并且該頂角為圓弧過渡，圓弧的半徑為5mm。前緣加強(qiáng)件6的兩個(gè)邊的長度為256mm。[0031]前緣加強(qiáng)件6的頂角與尾翼前緣頂端蒙皮5的內(nèi)表面處于自然接觸狀態(tài)，兩個(gè)前緣加強(qiáng)件固定面11與小前梁7通過鉚釘連接。所述的鉚釘采用直徑為4mm的高強(qiáng)鉚釘，鉚釘排列間隔為20mm。組裝時(shí)，首先，用雙排鉚釘將前緣蒙皮5與小前梁7固定，前緣艙蒙皮10與小前梁 7、大前梁9、翼肋8的連接均采用雙排鉚釘，翼肋8與小前梁7、大前梁9的連接采用單排鉚釘。使前緣加強(qiáng)件6的頂角與尾翼前緣蒙皮5處于自然接觸狀態(tài)，將兩個(gè)前緣加強(qiáng)件固定面11與小前梁7通過鉚釘連接。
權(quán)利要求1.一種抗鳥撞飛機(jī)尾翼，包括尾翼前緣蒙皮、小前梁、翼肋、大前梁和前緣艙蒙皮；其特征在于，還包括前緣加強(qiáng)件；前緣加強(qiáng)件位于尾翼前緣內(nèi)，其展向分布于翼展0 100% 之間，其弦向分布于尾翼0 30%之間；前緣加強(qiáng)件沿飛機(jī)尾翼展向分段固定在尾翼前緣內(nèi)由翼肋構(gòu)成的各跨之間；所述的前緣加強(qiáng)件的外形呈等腰三角形；前緣加強(qiáng)件頂角的角度與尾翼前緣蒙皮頂角的角度相同，并且該頂角為圓弧過渡，圓弧的半徑為5mm;前緣加強(qiáng)件通過前緣加強(qiáng)件固定面與小前梁固定連接。
2.如權(quán)利要求1所述一種抗鳥撞飛機(jī)尾翼，其特征在于，所述前緣加強(qiáng)件的兩個(gè)側(cè)邊均有折邊，該折邊位于所述前緣加強(qiáng)件的同一表面，并均向前緣加強(qiáng)件的內(nèi)側(cè)彎折，構(gòu)成了前緣加強(qiáng)件固定面。
專利摘要一種抗鳥撞飛機(jī)尾翼，外形呈等腰三角形的前緣加強(qiáng)件位于尾翼前緣內(nèi)，其展向分布于翼展0～100％之間，其弦向分布于尾翼0～30％之間；前緣加強(qiáng)件沿飛機(jī)尾翼展向分段固定在尾翼前緣內(nèi)由翼肋構(gòu)成的各跨之間。前緣加強(qiáng)件頂角的角度與尾翼前緣蒙皮頂角的角度相同，并且該頂角為圓弧過渡，圓弧的半徑為5mm；前緣加強(qiáng)件通過前緣加強(qiáng)件固定面與小前梁固定連接。本實(shí)用新型在飛機(jī)原尾翼中加裝了前緣加強(qiáng)件，當(dāng)翼受到鳥體撞擊后，前緣蒙皮與三角支撐結(jié)構(gòu)貼在一起，分割鳥體的能量，保護(hù)尾翼前梁不被擊穿，從而進(jìn)一步保護(hù)尾翼前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)不受破壞，并且保持了尾翼的氣動(dòng)外形，實(shí)現(xiàn)了增強(qiáng)飛機(jī)抗鳥撞性能的目的。
文檔編號B64C3/26GK202320773SQ201120366469
公開日2012年7月11日 申請日期2011年9月29日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月29日
發(fā)明者劉軍, 李玉龍, 湯忠斌, 索濤 申請人:西北工業(yè)大學(xué)