CN107745798B - 一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构 - Google Patents

Abstract

本发明主要属于航空技术领域，具体涉及一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构。剪口中央翼展向梁，包括第一侧、第二侧、第三侧及第四侧，其中第一侧和第三侧平行，第二侧分别于第一侧和第三侧垂直其特征在于，第二侧的长度小于第一侧和第三侧间的垂直距离，第二侧与第一侧和第三侧连接区均为剪口；剪口包括直线和弧线。通过中央翼展向梁剪口设计使得翼根区中央翼展向梁不于翼根处上下缘条直接接触，将展向梁与上下缘条进行分割，从而使结构由原来的弯剪耦合传载，简化为纯剪传载，避免了上下缘条处的应力集中。

Description

一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构

技术领域

本发明主要属于航空技术领域，具体涉及一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构。

背景技术

现有飞机中，飞机的机翼组件可以包括左机翼、右机翼、以及互连左机翼和右机翼的机翼中心区段，机翼中心区段包括中央翼上壁板、中央翼下壁板和两个垂直设置于央翼上壁板、中央翼下壁板间的中央翼展向梁。翼根区是指外翼(左机翼、右机翼)与中央翼(机翼中心区段)连接区。中央翼展向梁通常为长方形结构，包括第一侧、第二侧、第三侧及第四侧，其中第一侧和第三侧平行，第二侧和第四侧分别于第一侧和第三侧垂直。在翼根区，中央翼展向梁第一侧通过“十”字形结构的翼根上缘条与中央翼上壁板连接，中央翼展向梁第三侧通过倒“T”字形结构的翼根下缘条与中央翼下壁板连接，中央翼展向梁第二侧同时与翼根上缘条、翼根下缘条和翼肋连接。当飞机在地面上时，机翼的重量一般使翼根上缘条处于张力而翼根下缘条处于压缩。然而，当飞机在空中时，机翼将升力提供至飞机且机身相对于机翼的重量是显著的。因此，在飞行过程中，翼根上缘条处于压缩而翼根下缘条处于张力。左机翼、右机翼的气动载荷通过翼根，以弯矩及剪力的形式传递至中央翼。翼根处上下缘条将弯矩以及扭距导致的平面内拉压及剪切载荷传递至中央翼，其中展向梁主要承担了面内剪切载荷，同时通过连接上下壁板将翼盒分割成了多单元体增强了盒段的稳定性。由于翼根区域的载荷较为复杂，将展向梁与翼根上下缘条等多个对接面连接后，会导致载荷在缘条处叠加，从而导致应力集中。

发明内容

针对上述问题，本发明提供了一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构，通过中央翼展向梁剪口设计使得翼根区中央翼展向梁不于翼根处上下缘条直接接触，将展向梁与上下缘条进行分割，从而使结构由原来的弯剪耦合传载，简化为纯剪传载，避免了上下缘条处的应力集中。

本发明是通过以下技术方案实现的：

一种飞机剪口中央翼展向梁，包括第一侧、第二侧、第三侧及第四侧，其中第一侧和第三侧平行，第二侧分别与第一侧和第三侧垂直，所述第二侧的长度小于第一侧和第三侧间的垂直距离，所述第二侧与所述第一侧和所述第三侧的连接区均为剪口；

所述剪口包括直线和弧线。

一种飞机剪口中央翼展向梁翼根区连接结构，翼根区连接结构包括中央翼展向梁、中央翼上壁板、中央翼下壁板、翼根上缘条、翼根下缘条和翼肋，所述中央翼展向梁采用如上所述剪口中央翼展向梁，所述第二侧与所述翼肋连接，所述第一侧与所述中央翼上壁板连接，所述第三侧与所述中央翼下壁板连接，所述翼根上缘条分别与所述翼肋和所述中央翼上壁板连接，所述翼根下缘条分别与所述翼肋和所述中央翼下壁板连接；

所述剪口中央翼展向梁不与所述翼根上缘条或所述翼根下缘条直接接触。中央翼展向梁剪口的设计避免了中央翼展向梁与所述翼根上缘条或所述翼根下缘条直接接触，可有效改善传力路径，优化载荷传递效率，降低装配难度及紧固件数量。

进一步地，所述第二侧与所述第一侧的连接区包括第一直线段和第一弧线段；

所述第一直线段与所述第二侧垂直连接，所述第一直线段与所述第一侧平行，所述第一直线段与所述第一侧通过所述第一弧线段连接；

所述第一直线段的长度不小于翼根上缘条与中央翼上壁板连接长度；

所述第一弧线段为分别与所述第一直线段和所述第一侧相切的弧线，所述第一直线段与所述第一侧通过所述第一弧线段连接。

进一步地，所述第一弧线段包括一段内凹弧线和一段外凸弧线，所述内凹弧线分别于所述第一直线和所述外凸弧线相切，所述外凸弧线分别与所述内凹弧线和所述第一侧相切；所述外凸弧线和所述内凹弧线的弧线半径比为3：8。弧形设计可以降低剪口收窄区的应力集中；通过此弧线的半径比例，优化载荷比例。

进一步地，所述外凸弧线的弧线半径为15mm，所述内凹弧线的弧线半径为40mm。

进一步地，所述第二侧与所述第三侧的连接区包括第二直线段和第二弧线段；

所述第二直线段与所述第二侧垂直连接，所述第二直线段与所述第三侧平行，所述第二弧线段为分别与所述第二直线段和所述第三侧相切的弧线，所述第二直线段与所述第三侧通过所述第二弧线段连接；

所述第二直线段的长度不小于翼根下缘条与中央翼下壁板连接长度；

下缘条处为避免展向梁在机翼形变下的接触，同时考虑闪电防护需求，所述第二弧线段的弧度半径不小于30mm。

进一步地，所述剪口中央翼展向梁采用复合材料以多种铺层角度铺设而成，各铺层角度中铺层角度为±45°的铺层的比例不小于40％。通过提高±45°的铺层的比例，提高复合材料构成的剪口中央翼展向梁的抗剪能力，能跟好的与翼根区剪口中央翼展向梁需承载的剪切载荷匹配。

进一步地，铺层角度包括0°，±45°,90°且铺层比为40:50:10。

进一步地，所述剪口中央翼展向梁上设置有多个金属加强筋条，复合材料与金属加强筋条之间采用紧固件连接。

一种飞机，包括机身，所述飞机的翼根连接区结构采用上述翼根连接区结构。

本发明的有益技术效果：

(1)本发明提供一种新的中央展向梁结构，通过收窄展向梁与机翼根部翼肋连接处的结构，分离展向梁与翼根上下缘条，减少对接面和紧固件数量，简化传载路径，降低装配难度，优化中央翼的结构形式。

(2)本发明利用复合材料制备中央展向梁，过调整铺层的角度的百分比，降低不需要的结构抗弯性能来补强抗剪，展向梁的结构效率得到了有效的提升。

(3)本发明翼根区通过剪口设计，将展向梁与上下缘条进行分割，从而使结构由原来的弯剪耦合传载，简化为纯剪传载，避免了上下缘条处的应力集中，提高了上下缘条使用寿命。

附图说明

图1、本发明实施例1中剪口中央翼展向梁示意图；

图2、本发明实施例1翼根连接区***示意图；

图3、本发明实施例1翼根上缘条示意图；

图4、本发明实施例1翼根下缘条示意图；

图5、本发明实施例2中剪口中央翼展向梁示意图；

图中：1.加强筋、3.中央翼展向梁、4.翼根上缘条、5.翼肋、6.翼根下缘条、8.中央翼上壁板、9.中央翼下壁板、301.中央翼展向梁第一侧、302.中央翼展向梁第二侧、303.中央翼展向梁第三侧、305.第一直线段、306.第一直线段、307.第一直线段、308.第二直线段、309.第二弧线段、401.第一缘条、402.第二缘条、403.第三缘条、404.第四缘条、601.第五缘条、602.第六缘条、603.第七缘条。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细描述。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

相反，本发明涵盖任何由权利要求定义的在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。进一步，为了使公众对本发明有更好的了解，在下文对本发明的细节描述中，详尽描述了一些特定的细节部分。对本领域技术人员来说没有这些细节部分的描述也可以完全理解本发明。

实施例1

一种飞机剪口中央翼展向梁，包括第一侧301、第二侧302、第三侧303及第四侧，其中第一侧301和第三侧303平行，第二侧302分别于第一侧301和第三侧303垂直，所述第二侧302的长度小于第一侧301和第三侧303间的垂直距离，所述第二侧302与所述第一侧301和所述第三侧303连接区为剪口；所述剪口包括直线和弧线。图1位剪口中央翼展向梁的部分示意图，其中第四侧未在图1中显示。

一种飞机剪口中央翼展向梁翼根区连接结构，翼根区连接结构***示意图如图2所示，翼根区连接结构包括中央翼展向梁3、中央翼上壁板8、中央翼下壁板9、翼根上缘条4、翼根下缘条6和翼肋5；所述翼根上缘条为“十”字结构(如图3所示)，包括第一缘条401、第二缘条402、第三缘条403和第四缘条404；所述翼根下缘条为倒“T”字结构(如图4所示)，包括第五缘条601、第六缘条602和第七缘条603；所述第四缘条404与所述中央翼上壁板8连接，所述第二缘条402与所述翼肋5连接；所述第五缘条601与所述翼肋5连接，所述第六缘条602与所述中央翼下壁板9连接，其中中央翼展向梁3采用上述剪口中央翼展向梁，第一侧301与中央翼上壁板8连接，所述第三侧303与中央翼上壁板9连接，所述所述剪口中央翼展向梁3不与所述翼根上缘条4或所述翼根下缘条6直接接触。第二侧与第一及第三侧之间的垂直距需大于翼根上下缘条的宽度。

所述剪口中央翼展向梁的第二侧302与第一侧301连接的区域包括第一直线段305和第一弧线段；所述第一直线段的长度大于所述第四缘条404的长度；所述第一弧线段包括一个外凸弧线306和一个内凹弧线307，内凹弧线306与第一直线段305连接，外凸弧线307与第一侧连接301，外凸弧线307和内凹弧线306相连，外凸弧线307和内凹弧线306的半径比为3：8。

所述剪口中央翼展向梁的第二侧302与第三侧303连接的区域包括第二直线段308和第二弧线段309；第二直线段308的长度大于所述第六缘条602的长度；第二弧线段309为半径为的弧段，第二弧线段309连接第二直线段308和第三侧303。

同时，中央翼展向梁3采用复合材料，通过本实施例中中央翼展向梁的剪口设计，将展向梁与上下缘条进行分割，从而使结构由原来的弯剪耦合传载，简化为纯剪传载。复合材料结构本身独特的可设计性，在承受单一载荷时可以得到充分的发挥。复合材料由碳纤维预浸料自动铺带加真空袋热压罐技术制成；碳纤维预浸料铺设的角度包括0°、±45°、90°，通过调整各铺层角度的铺层层数百分比，适当提高±45°的铺层的比例，使之不小于40％，降低不需要的结构抗弯性能来补强抗剪。

一种飞机，包括机身，飞机的翼根连接区结构如上所述。

实施例2

本实施例与实施例1基本相同，不同之处在于，剪口中央翼展向梁3上设置有多个金属加强筋条1，复合材料与金属加强筋条之间采用紧固件连接。如图5所示。

实施例3

本实施例与实施例1基本相同，不同之处在于，利用经典层合板理论公式(公式1)，针对复合材料铺层进行设计，为降低工艺的不稳定性铺层采用对称均衡设计。通过重量为驱动的设计，以公式2得到抗剪刚度的优化铺层比为：0°，±45°,90°比为40:50:10。展向梁结构抗剪效率有效的提升了20％。

式中N、M代表力和弯矩；A为复合材料层合板轴向拉伸/压缩刚度矩阵，与各方向的铺陈比例有关；B为复合材料层合板抗弯曲刚度矩阵，与铺陈的对称性有关；D为弯曲和轴心耦合刚度矩阵；ε、γ为应变和弧度；Gxy代表面内剪切强度；h为结构厚度。

Claims (9)

1.一种飞机剪口中央翼展向梁翼根区连接结构，所述翼根区连接结构包括中央翼展向梁、中央翼上壁板、中央翼下壁板、翼根上缘条、翼根下缘条和翼肋，其特征在于，所述中央翼展向梁为剪口中央翼展向梁，所述剪口中央翼展向梁包括第一侧、第二侧、第三侧及第四侧，其中第一侧和第三侧平行，第二侧分别与第一侧和第三侧垂直，所述第二侧的长度小于第一侧和第三侧间的垂直距离，所述第二侧与所述第一侧和所述第三侧的连接区均为剪口；所述剪口包括直线和弧线；所述第二侧与所述翼肋连接，所述第一侧与所述中央翼上壁板连接，所述第三侧与所述中央翼下壁板连接，所述翼根上缘条分别与所述翼肋和所述中央翼上壁板连接，所述翼根下缘条分别与所述翼肋和所述中央翼下壁板连接；所述剪口中央翼展向梁不与所述翼根上缘条或所述翼根下缘条直接接触。

2.如权利要求1所述翼根区连接结构，其特征在于，所述第二侧与所述第一侧的连接区包括第一直线段和第一弧线段；

所述第一直线段与所述第二侧垂直连接，所述第一直线段与所述第一侧平行，所述第一直线段与所述第一侧通过所述第一弧线段连接；

所述第一直线段的长度不小于翼根上缘条与中央翼上壁板连接长度；

所述第一弧线段为分别与所述第一直线段和所述第一侧相切的弧线，所述第一直线段与所述第一侧通过所述第一弧线段连接。

3.如权利要求2所述翼根区连接结构，其特征在于，所述第一弧线段包括一段内凹弧线和一段外凸弧线，所述内凹弧线分别于所述第一直线和所述外凸弧线相切，所述外凸弧线分别与所述内凹弧线和所述第一侧相切；所述外凸弧线和所述内凹弧线的弧线半径比为3：8。

4.如权利要求3所述翼根区连接结构，其特征在于，所述外凸弧线的弧线半径为15mm，所述内凹弧线的弧线半径为40mm。

5.如权利要求1所述翼根区连接结构，其特征在于，所述第二侧与所述第三侧的连接区包括第二直线段和第二弧线段；

所述第二直线段与所述第二侧垂直连接，所述第二直线段与所述第三侧平行，所述第二弧线段为分别与所述第二直线段和所述第三侧相切的弧线，所述第二直线段与所述第三侧通过所述第二弧线段连接；

所述第二直线段的长度不小于翼根下缘条与中央翼下壁板连接长度；

所述第二弧线段的弧度半径不小于30mm。

6.如权利要求1所述翼根区连接结构，其特征在于，所述剪口中央翼展向梁采用复合材料以多种铺层角度铺设而成，各铺层角度中铺层角度为±45°的铺层的比例不小于40％。

7.如权利要求6所述翼根区连接结构，其特征在于，铺层角度包括0°，±45°,90°且铺层比为40:50:10。

8.如权利要求6所述翼根区连接结构，其特征在于，所述剪口中央翼展向梁上设置有多个金属加强筋条，复合材料与金属加强筋条之间采用紧固件连接。

9.一种飞机，包括机身，其特征在于，所述飞机的翼根连接区结构采用如权利要求1-8任一所述翼根区连接结构。