CN109592009A - 一种飞机腹鳍结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机腹鳍结构，通过L型材与飞机机身结构相连，包括两层蒙皮(6)以及多个加强隔板(3)，其中每层蒙皮(6)均由一层外蒙皮(1)与一层内蒙皮(2)层叠而成，两层蒙皮(6)结合构成一垂向截面呈V形航向截面呈梭形的构件，多个加强隔板(3)沿航向间隔布置于该构件内部；两层蒙皮(6)以及多个加强隔板(3)通过四块钛合金TC4薄板超塑成形/扩散工艺一体成型制成。本发明所提供的飞机腹鳍结构，采用钛合金超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺方法，腹鳍结构只用一套模具一次成型，提高结构的完整性，大大降低制造成本，缩减制造周期，减少工作量，结构精度高，重量轻。

Description

一种飞机腹鳍结构

技术领域

本发明属于飞机结构设计领域，具体涉及一种飞机腹鳍结构。

背景技术

一般在飞机后机身腹部布置有腹鳍结构(有布置在正下方的单腹鳍和布置在两侧的双腹鳍之分)，其目的是改善飞机的航向稳定性，补偿垂尾面积不足，同时也能对机身下部气流起导流作用，同时防止飞机起飞、着陆时意外擦地对机身结构的损坏。

传统的腹鳍结构一般为铝合金蒙皮与隔板桁条铆接组成，即铝合金组合件，其零件数目繁多，连接复杂，重量重结构效率低，安装工作量大，制造成本高，周期长。作为一种类似翼面结构，侧面投影面积大，两块蒙皮围成的空间窄，连接施工通道可达性差，连接非常困难，连接质量不可靠，容易出现超差以及飞行中铆钉脱落等情况。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机腹鳍结构，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种飞机腹鳍结构，通过L型材与飞机机身结构相连，包括两层蒙皮以及多个加强隔板，其中每层蒙皮均由一层外蒙皮与一层内蒙皮层叠而成，两层蒙皮结合构成一垂向截面呈V形航向截面呈梭形的构件，多个加强隔板沿航向间隔布置于该构件内部；两层蒙皮以及多个加强隔板通过四块钛合金TC4薄板超塑成形/扩散工艺一体成型制成。

优选地是，所述四块钛合金TC4薄板依次层叠放置，其中位于中间的两块薄板用于成型两所述内蒙皮，位于外侧的两块薄板用于成型两所述外蒙皮，相邻放置的一外蒙皮与一内蒙皮结合构成所述蒙皮，两内蒙皮结合构成所述加强隔板。

优选地是，所述加强隔板设置18个。

优选地是，位于飞机腹鳍结构航向两端的前缘与后缘的垂向底部均直接由两层外蒙皮结合构成，以使飞机在意外擦地时该两部位先损坏并吸收部分能量。

优选地是，用于成型所述内蒙皮的薄板厚度均为δ1.0mm，用于成型所述外蒙皮的薄板厚度均为δ0.7mm，成型后的所述飞机腹鳍结构航向全长为2315mm，垂向最大高度为840mm，侧向投影面积为1.57m²，所述蒙皮厚度均为δ1.2mm，所述加强隔板厚为0.8mm，两加强隔板间的间距为110～130mm，飞机腹鳍结构V字形根部最大厚度为72mm，前后缘以及下缘处的R值均为1.2mm。

优选地是，所述飞机腹鳍结构外壁表面沿垂向自上而下进行锥度化学铣切以减轻结构重量。

本发明所提供的一种飞机腹鳍结构的有益效果在于，采用钛合金超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺方法，腹鳍结构只用一套模具一次成型，提高结构的完整性，大大降低制造成本，缩减制造周期，减少工作量，结构精度高，重量轻；相对合金铆接组合结构，该薄壁钛合金空心结构获得了约20％的减重效益；用此工艺制造的结构件，其材料的物理、化学性能与原材料的性能基本相同。

附图说明

图1为本发明飞机腹鳍结构的结构示意图；

图2为本发明飞机腹鳍结构的沿航向剖视图；

图3为本发明飞机腹鳍结构的安装示意图；

图4为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第一步示意图；

图5为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第二步示意图；

图6为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第三步示意图；

图7为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第四步示意图；

图8为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第五步示意图；

图9为本发明飞机腹鳍结构制作流程中的第六步示意图。

附图标记：

1-外蒙皮、2-内蒙皮、3-加强隔板、4-前缘、5-后缘、6-蒙皮。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的飞机腹鳍结构做进一步详细说明。

如图1所示，一种飞机腹鳍结构，包括两层蒙皮6以及多个加强隔板3，其中每层蒙皮6均由一层外蒙皮1与一层内蒙皮2层叠而成，两层蒙皮6结合构成一垂向截面呈V形航向截面呈梭形的构件，多个加强隔板3沿航向间隔布置于该构件内部，两层蒙皮6以及多个加强隔板3通过四块钛合金TC4薄板超塑成形/扩散工艺一体成型制成。

腹鳍成型过程如图4至9所示。首先将四块钛合金TC4薄板依次层叠放置(见图4)，组合焊接成具有两个外层气腔和一个内层气腔的毛坯口袋，其中位于中间的两块薄板用于成型两内蒙皮2，位于外侧的两块薄板用于成型两外蒙皮1，预留出内外层进气管口，在成形温度下分别对内外层气腔进行通气(高压氩气)、排气等控制，即主要为“外蒙皮超塑成形(见图5)→内蒙皮扩散连接(见图6)→内蒙皮超塑成形(见图7和图8)→内外蒙皮扩散连接(见图9)”四个工步在一个热循环中完成。完成后相邻放置的一外蒙皮1与一内蒙皮2结合构成蒙皮6，两内蒙皮2结合构成加强隔板3，见图2所示。腹鳍的外形尺寸由模具的型腔保证，加强隔板3的位置根据内蒙皮2的止焊剂布置来形成。

同时在飞机腹鳍结构航向两端的前缘4与后缘5的垂向底部处设计薄弱环节，该区域直接由两层外蒙皮1结合构成，没有内蒙皮2和加强隔板3，如图1所示，这样使得在意外情况下飞机擦地时薄弱环节处先损坏并吸收部分能量，尽量避免腹鳍与机身连接处的损坏。

根据腹鳍应力水平从下缘到根部逐渐变大的规则，腹鳍外壁采用了锥度化学铣切，改善构件的壁厚分布，最大限度减轻结构重量。

最终，腹鳍通过两根L型材与机身相连，L型材分别用钢铆钉与腹鳍连接，然后用螺栓把L型材连接到机身下壁，壁板里面对应布置加强件，其连接形式如图3所示。

下面通过一具体实施例说明本发明的飞机腹鳍结构。

如图1所示，飞机腹鳍结构航向全长为2315mm，垂向最大高度为840mm，侧向投影面积为1.57m²，飞机腹鳍结构V字形根部最大厚度为72mm，前后缘以及下缘处的R值均为1.2mm。结合腹鳍承载情况，共布置18个加强隔板3，两加强隔板3间的间距为110～130mm。该结构由四块钛合金TC4薄板通过超塑成形/扩散连接的工艺方法制成，根据需要用于成型内蒙皮2的薄板厚度均为δ1.0mm，用于成型外蒙皮1的薄板厚度均为δ0.7mm，成型后的蒙皮6厚度均为δ1.2mm，加强隔板3厚为0.8mm。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种飞机腹鳍结构，通过L型材与飞机机身结构相连，其特征在于，包括两层蒙皮(6)以及多个加强隔板(3)，其中每层蒙皮(6)均由一层外蒙皮(1)与一层内蒙皮(2)层叠而成，两层蒙皮(6)结合构成一垂向截面呈V形航向截面呈梭形的构件，多个加强隔板(3)沿航向间隔布置于该构件内部；两层蒙皮(6)以及多个加强隔板(3)通过四块钛合金TC4薄板超塑成形/扩散工艺一体成型制成。

2.根据权利要求1所述的飞机腹鳍结构，其特征在于，所述四块钛合金TC4薄板依次层叠放置，其中位于中间的两块薄板用于成型两所述内蒙皮(2)，位于外侧的两块薄板用于成型两所述外蒙皮(1)，相邻放置的一外蒙皮(1)与一内蒙皮(2)结合构成所述蒙皮(6)，两内蒙皮(2)结合构成所述加强隔板(3)。

3.根据权利要求2所述的飞机腹鳍结构，其特征在于，所述加强隔板(3)设置18个。

4.根据权利要求3所述的飞机腹鳍结构，其特征在于，位于飞机腹鳍结构航向两端的前缘(4)与后缘(5)的垂向底部均直接由两层外蒙皮(1)结合构成，以使飞机在意外擦地时该两部位先损坏并吸收部分能量。

5.根据权利要求4所述的飞机腹鳍结构，其特征在于，用于成型所述内蒙皮(2)的薄板厚度均为δ1.0mm，用于成型所述外蒙皮(1)的薄板厚度均为δ0.7mm，成型后的所述飞机腹鳍结构航向全长为2315mm，垂向最大高度为840mm，侧向投影面积为1.57m²，所述蒙皮(6)厚度均为δ1.2mm，所述加强隔板(3)厚为0.8mm，两加强隔板(3)间的间距为110～130mm，飞机腹鳍结构V字形根部最大厚度为72mm，前后缘以及下缘处的R值均为1.2mm。

6.根据权利要求1所述的飞机腹鳍结构，其特征在于，所述飞机腹鳍结构外壁表面沿垂向自上而下进行锥度化学铣切以减轻结构重量。