CN116691997A - 一种大载荷轻量化飞机 - Google Patents

Abstract

本发明创造提供了一种大载荷轻量化飞机，包括机身、机翼、以及机身尾部的数个尾翼，其中，机身包括前机身部分和后机身部分，二者间通过对接框固定；前机身部分包括前机身内框及前机身外蒙皮结构，后机身部分包括后机身内框架及后机身蒙皮结构，在后机身内框架上对称安装有两个尾翼连接头；机翼包括机翼主体及副翼，机翼主体包括机翼骨架及机翼外蒙皮结构；副翼包括副翼本体及其两端安装的副翼肋盒；尾翼包括后侧设有安装槽的安定面，安定面安装槽内装有操纵面，操纵面由一传动轴驱动。本发明创造最大程度利用复合材料进行轻量化设计，并在受力关键部位采用金属材料增强，兼顾轻量化、机动性能以及气动性能，耐久性好，寿命有保障。

Description

一种大载荷轻量化飞机

技术领域

本发明创造属于航空航天技术领域，尤其是涉及一种大载荷轻量化飞机。

背景技术

随着航空技术的发展，无论是民机还是军机，不仅要求飞机有可靠的使用寿命，同时，为了作战、侦查、勘测等实际应用的需要或是考虑到机身阻力的影响，还需要有良好的隐身性能以及良好的机动性能。一般情况下，机身产生的升力很小，但产生的零升阻力却很大，因此尽量小的机身最大横截面积有利于提高飞机的上述性能。但是，随着机身横截面积减小，随之而来的结构强度及稳定性问题比较突出，虽然现有技术中已考虑到轻量化设计，如专利CN 109484609A、CN 214002025U、以及CN 102167155B所公开的飞机或飞行器，但是，这些飞机或飞行器针对隐身性能以及机动性能等方面的研究，已经不符合现代日益增长的使用性能需求。尤其是对于采用或包含有复合材料结构件制造的固定翼飞机，其隐身性能以及机动性能的实现，非常依赖于机身及机翼结构设计，通常情况下只能侧重满足其中某一性能需要，而无法同时兼顾轻量化、气动性能、隐身性能及机动性能多个方面。因此，有必要对现有的飞机产品进行合理改进。

发明内容

有鉴于此，本发明创造旨在克服现有技术中的缺陷，提出一种大载荷轻量化飞机，通过合理的结构件设计，最大化的利用复合材料替代金属件，轻量化减重设计效果显著，同时，气动性能、隐身性能、机动性能均得到质的提升。

为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：

一种大载荷轻量化飞机，包括机身、机身两侧的机翼、以及机身尾部的数个尾翼；其中机身包括前机身部分和后机身部分，二者间通过对接框固定，前、后机身上均可布置对接框，并在对接框上设有连接孔，通过穿设于连接孔的连接件将前、后机身部分的对接框固定住；

如图3所示，前机身部分包括前机身内框及其外侧的前机身外蒙皮结构，前机身内框包括前机身框架及前机身框架***的纵向元件，并在前机身框架上对称安装有两组机翼连接头；所述前机身框架包括沿机身向前依次布置的前机身对接框、前机身前加强框、机翼前连接框、机翼后连接框和前机身中部加强框；前机身对接框与前机身前加强框间、前机身前加强框与机翼前连接框间、以及前机身对接框与机翼前连接框间、机翼前连接框与机翼后连接框间，均通过短桁相连接；所述纵向元件包括沿机身长度方向布置的数个前机身长桁，前机身对接框、前机身前加强框及前机身中部加强框，均同时与各前机身长桁固定，前机身对接框、前机身前加强框及前机身中部加强框外缘均设有与前机身外蒙皮结构贴合的翻边结构。

如图4至图7所示，后机身部分包括后机身内框架及其外侧的后机身蒙皮结构，并在后机身内框架上对称安装有两个尾翼连接接头；所述后机身内框架包括沿机身向后依次布置的后机身对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框和第二隔框，对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框以及第二隔框均具有翻边结构；对接框与第一加强框间通过若干后机身长桁连接；所述尾翼连接头包括接头体，在接头体上设有垂尾连接部和平尾连接部；

如图8至图12所示，所述机翼包括机翼主体及机翼主体安装槽内安装的副翼，所述机翼主体包括机翼骨架及机翼骨架外侧的机翼外蒙皮结构；所述机翼骨架包括纵向构件单元和横向构件单元，纵向构件单元包括前梁、中梁和后梁，前梁与中梁之间、以及中梁与后梁之间均呈锐角布置，横向构件单元包括在前梁与中梁之间、在中梁与后梁之间、以及在前梁朝向机身前方的一侧布置的若干翼肋；在前梁、中梁以及后梁上，均设有用于与机身连接的翼梁连接头，且翼梁连接头均外伸出外蒙皮结构的大开口端；前梁与中梁间设有金属加强肋；所述前梁、中梁、后梁、翼肋以及金属加强肋的侧面，均与机翼外蒙皮结构内表面贴合；

如图12所示，所述副翼包括副翼本体及副翼本体两端安装的副翼肋盒，在副翼本体后缘位置设有后缘条；所述副翼本体包括泡沫夹芯及泡沫夹芯外侧的副翼外蒙皮结构，泡沫夹心内穿设有金属转轴，在金属转轴两端分别安装有金属接头；金属转轴上连接有传动转轴，通过传动转轴与舵机短轴连接，实现操纵动力传递；所述金属转轴中部安装有球形轴承，并在副翼外蒙皮结构上设有轴承避让孔；此两金属接头分别固定于其所对应的副翼肋盒；

如图13至19所示，所述尾翼包括安定面，该安定面后侧设有安装槽，在安装槽内装有操纵面，操纵面由一传动轴驱动；所述安定面包括内骨架及内骨架结构外侧的蒙皮结构，内骨架包括前梁和后梁，并在前、后梁间布置有若干加强翼肋。

进一步，前机身前加强框与机翼前连接框间、机翼前连接框间与机翼后连接框间、机翼后连接框与前机身中部加强框间、以及前机身中部加强框向机头一侧，均布置有至少一个隔框，各隔框均通过短桁与至少一侧所对应的框架结构进行固定。

进一步，在第二加强框上设有若干连接孔，并在第二加强框靠近连接孔位置设有加强结构，尾翼连接头通过穿设于连接孔的紧固件与第二加强框固定。

进一步，在机身尾部设有垂尾的情况下，所述第一加强框两端各设有一用于固定垂尾的U型截面接头，通常，与垂尾上的机身连接结构固定。

进一步，所述加强翼肋包括肋板，在肋板两侧分别布置有凵型的加强构件；所述前梁一端设有T型的前梁对接段，另一端设有机身连接结构；机身连接结构整体呈凵型，包括主体和主体两侧的侧板，在主体及其两侧的侧板上分别设有数个连接孔；

所述前梁横截面呈凵型，包括前梁体及前梁体两侧的前梁侧板；所述后梁一端设有T型的后梁对接段，另一端设有外悬段；后梁横截面呈凵型，包括后梁体及后梁体两侧的后梁侧板；后梁对接段与所述前梁对接段处于内骨架的同侧，且二者同时固定于翼尖盒；

后梁对接段呈凵型结构，包括两后梁侧板末端分别设置的后梁对接板，后梁侧板外表面均突出于其所对应后梁对接板外表面，翼尖盒装配于骨架后，翼尖盒两侧表面分别与所对应的前梁侧板表面平齐。

进一步，两所述后梁对接板间设有立板，并且在后梁对接板朝向后梁侧板的一侧设有对接尾板，对接尾板外表面低于后梁对接板外表面，二者间形成定位台阶，当后梁对接段插装于后梁末端时，后梁侧板末端抵住定位台阶，而对接尾板与后梁侧板贴合，进而使对接尾板与后梁侧板结合处形成加强结构。

进一步，所述前梁对接段包括在两前梁侧板末端分别设置的前梁对接板，并且，前梁侧板外表面均突出于其所对应前梁对接板外表面。

进一步，所述翼梁连接头上设有接头端耳片，耳片上设有数个连接孔，连接孔轴向垂直于纵向构件单元所在平面。

进一步，所述翼梁连接头包括口字型的连接部，前梁、中梁及后梁均与相应的翼梁连接头插接，并通过胶粘固定。

进一步，所述前梁、中梁和后梁的横截面均呈口字型。

相对于现有技术，本发明创造具有以下优势：

本发明创造结构简单可靠，机身、机翼等主要结构件传力路径清晰，机翼的副翼以及尾翼的操纵面极大的提高了整机的机动性，最大程度利用复合材料进行轻量化设计，并在受力关键部位采用金属材料增强，耐久性好，寿命有保障，在保证外形、强度和重量技术要求的同时，还能提高生产效率，降低生产成本。

附图说明

构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。在附图中：

图1为本发明创造的结构示意图；

图2为本发明创造主要组成分解状态下的示意图；

图3为本发明创造前机身部分的分解示意图；

图4为本发明创造后机身部分中连接头的示意图；

图5为本发明创造后机身部分的分解示意图；

图6为本发明创造后机身部分中第一加强框的示意图；

图7为本发明创造后机身部分中第二加强框的示意图；

图8为本发明创造机翼的示意图；

图9为本发明创造机翼大开口端一侧的示意图；

图10为本发明创造机翼分解状态下的示意图；

图11为本发明创造安装有副翼的机翼骨架部分的示意图；

图12为本发明创造副翼部分的分解示意图；

图13为本发明创造尾翼的示意图；

图14为本发明创造尾翼分解状态下的示意图；

图15为本发明创造尾翼内骨架部分的示意图；

图16为本发明创造尾翼后梁部分的示意图；

图17为本发明创造尾翼后梁对接段部分的示意图；

图18为本发明创造尾翼加强翼肋部分的示意图；

图19为本发明创造实施例前梁部分的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明创造的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。本发明创造中，除机翼接头、尾翼接头以及肋盒等少数易出现应力集中部位采用金属件，其余部分均可以采用复合材料制作，成型简单，工艺简化，制造效率高，成本得到有效控制，轻量化设计优势明显，在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明创造的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。作为举例，本发明创造中前、后机身框架结构的各结构件间未明确具体连接方式的部分，既可以采取连接件进行连接，也可是粘接，或其它方式的连接，只要能够实现结构件在相应位置的固定或安装即可。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明创造。

一种大载荷轻量化飞机，如图1至图19所示，包括机身、机身两侧的机翼3、以及机身尾部的数个尾翼4；其中，所述机身包括前机身部分1和后机身部分2，二者间通过对接框固定，前、后机身上均可布置对接框，并在对接框上设有连接孔，通过穿设于连接孔的连接件(如螺栓)将前、后机身部分的对接框固定住，进而将前后机身固定，当然，不局限于采用连接件的连接形式，本领域技术人员也可以选用其它连接形式进行固定；

前机身部分包括前机身内框及其外侧的前机身外蒙皮结构，前机身外蒙皮结构包括前机身上蒙皮112、前机身下蒙皮113。所述前机身内框包括框架11及框架***的纵向元件，所述框架包括由机尾向机头方向依次布置的前机身对接框12、前机身前加强框13、机翼前连接框14、机翼后连接框15和前机身中部加强框16，前机身前加强框与机翼前连接框间、机翼前连接框间与机翼后连接框间、机翼后连接框与前机身中部加强框间、以及前机身中部加强框向机头一侧，均布置有至少一个隔框17。需要指出的是，各隔框均通过短桁与至少一侧所对应的框架结构(如加强框、连接框、对接框)进行固定。

前机身对接框与前机身前加强框间、前机身前加强框与机翼前连接框间、以及前机身对接框与机翼前连接框间、机翼前连接框与机翼后连接框间，均通过短桁18相连接，需要注意的是，短桁避开前机身长桁位置，避免二者重叠，使得框架整体性更好，强度更高。

所述纵向元件包括沿机身长度方向布置的数个前机身长桁19，前机身对接框、前机身前加强框及前机身中部加强框，均与各个前机身长桁固定，且前机身对接框、前机身前加强框及前机身中部加强框外缘均设有与前机身外蒙皮结构贴合的翻边结构。通过长桁及短桁的连接和支撑作用，增加了机身结构强度，降低了工作应力水平，并使刚度变化趋于平缓。前机身外蒙皮结构承受机身空气动力，同时承受机体弯曲变形中的剪力和弯矩，并连同各加强框、连接框、前机身长桁、短桁组成共同承受因弯矩引起的轴力。通常，上述纵向元件包括布置在框架左上、左下、右上及右下四处的四个前机身长桁。

纵向构件用于承受机身弯曲时产生的轴力，另外各前机身长桁、短桁均对蒙皮有支持的作用，提高了蒙皮受压、受剪失稳的临界应力，并将它承受的部分作用在蒙皮上的气动力传递给加强框、对接框、连接框及各隔框。各隔框用来维持机身的截面形状，还受到因机身弯曲变形引起的分布压力，同时，隔框也对蒙皮及长桁起支撑作用。

上述机翼前连接框、机翼后连接框、以及二者间的隔框上，均设有机翼连接头110，前机身前加强框以及前机身后加强框作为回收伞连接用框架，承载回收伞打开时因回收伞的空气阻力和飞机飞行速度相互作用时的瞬时集中载荷。对接框作为发动机安装用框架，主要承担动机轴向载荷，也承担部分发动机重量带来的法向载荷。为了使前后机身对接处更好的连接，降低连接处应力水平，可将对接隔框进行了加宽和加厚，并在装配时布置双排铆钉。

上述前机身中部加强框或机翼后连接框上设有插槽，在前机身长桁上设有与插槽相配合的插头111，各部件间结合度高，结构稳定性好。作为举例，前机身外蒙皮结构与各框的翻边结构胶铆成一体。前机身外蒙皮结构与各长桁胶铆成一体。上述前机身外蒙皮结构采用预浸料一体成型。各所述长桁由预浸料一体成型。装配时，蒙皮结构与各隔框、连接框、加强框的翻边胶铆成一体，翻边与蒙皮相连可以起到止裂的作用，防止在环向应力作用下纵向裂纹的扩展。另外，前机身长桁、短桁与所对应的框架外表面均平齐，蒙皮结构与框架贴合牢靠，有效防止机体在受外压时连接处产生裂纹。

后机身部分包括内框架21及内框架外部的蒙皮结构，并在内框架上对称安装有两个尾翼连接头22；蒙皮结构包括内框架上侧的上蒙皮23、以及内框架下侧的下蒙皮24；所述内框架包括沿航向向后依次布置的对接框25、第一加强框26、第二加强框27、第一隔框28和第二隔框29，对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框以及第二隔框均具有翻边结构210；对接框与第一加强框间通过若干后机身长桁211连接，在第二加强框上设有若干连接孔212，并在第二加强框靠近连接孔位置设有加强结构213。尾翼连接头通过穿设于连接孔的紧固件与第二加强框固定。需要说明的是，在实际应用过程中，作为关键承力部位的加强框或隔框，可以采用金属材料制作，而其余部位的加强框和隔框均可以采用复合材料制作，通过复合材料替代金属材料，不仅利于构件成型制作，同时还实现轻量化设计。

尾翼连接头包括接头体215，接头体通过紧固件固定于第二加强框。在接头体上设有垂尾连接部216和平尾连接部217。平尾的机身连接结构直接与平尾连接部固定。对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框以及第二隔框的翻边结构，均与蒙皮结构胶铆连接成一体。

第一加强框顶部与发动机的接头连接，主要承担发动机重量带来的法向载荷，也承担部分发动机轴向载荷。同时，当机身尾部还设有垂尾的情况时，第一加强框两端各设有一U型截面接头214，用于与垂尾连接。垂尾的机身连接结构直接与U型截面接头固定，并通过平尾连接部与外悬段固定，有效提高了尾翼结构承载能力。第一隔框和第二隔框用来维持机身的截面形状，还受到因机身弯曲变形引起的分布压力，同时还对蒙皮和后机身长桁起支撑作用。而第一、二加强框可将装载的质量力和其他部件上的载荷，经各接头传到机身结构上的集中力加以扩散，然后以剪流的形式传给蒙皮。

蒙皮结构作为机身的气动外形，承受局部空气动力，同时承受机体弯曲变形中的剪力和弯矩，并且(和后机身长桁共同)承受因弯矩引起的轴力，这样的结构设计，能够充分发挥碳纤维复合材料性能，减缓裂纹的产生及扩展。后机身长桁与对接框、第一加强框间一体成型，或是胶粘固定，且后机身长桁与对接框、第一加强框外表面平齐，有效避免机体在受外压时，因后机身长桁翻边偏心而产生裂纹。

上述加强结构包括L型的加强构件，L型加强构件布置于第二加强框异于有翻边结构的一侧，使得第二加强框在靠近连接头处形成T型的增强结构。上述连接头采用铝合金材料制作，连接头用于与垂直尾翼的后梁接头、水平尾翼的前梁接头连接，能有效保证水平尾翼及垂直尾翼带来的集中载荷，连接结构不易损坏，可靠性高，寿命长。

对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框以及第二隔框，均分别由预浸料一体成型制作而成。其中，对接框、第一加强框、第二加强框均作加厚处理，确保具有更好的结构强度。上述后机身长桁在对接框***布置有16根。增加了后机身结构强度，降低了工作应力水平，并使刚度变化趋于平缓。

长桁作为机身结构的纵向构件，主要用于承受机身弯曲时产生的轴力，另外长桁对蒙皮有支持的作用，提高了蒙皮受压、受剪失稳的临界应力，并将它承受的部分作用在蒙皮上的气动力传递给隔框。机身结构中的纵向构件有效承受机身弯曲时产生的轴力，还对蒙皮有支持的作用，提高了蒙皮受压、受剪失稳的临界应力，并将它承受的部分作用在蒙皮上的气动力传递给加强框、对接框、连接框及各隔框，机身结构传力路径清晰、结构简单可靠、质量轻、低成本、使用维护方便，防腐蚀性能及抗疲劳性能好，裂纹扩展速率低，能适应高强度、载荷情况复杂的工况。

所述机翼包括机翼主体31及机翼主体安装槽内安装的副翼32，机翼主体包括机翼骨架33及机翼骨架外侧的机翼外蒙皮结构34；机翼骨架包括纵向构件单元35和横向构件单元36，纵向构件单元包括三根翼梁，具体的，包括前梁37、中梁38和后梁39，前梁与中梁之间、及中梁与后梁之间均呈锐角布置，横向构件单元包括在前梁与中梁之间、在中梁与后梁之间、以及在前梁朝向机身前方的一侧布置的若干翼肋310。机翼骨架在处于机翼主体安装槽两侧的位置分别设有机翼后缘条333，提高机翼结构后侧强度，保证副翼工作时结构稳定。

前梁、中梁和后梁上均设有用于与机身连接的翼梁连接头311，且翼梁连接头均外伸出外蒙皮结构的大开口端；所述前梁与中梁间设有金属加强肋312；所述前梁、中梁、后梁、翼肋以及金属加强肋的侧面，均与机翼外蒙皮结构内表面贴合，整体结构稳定，载荷传导路线明确。通常，上述翼梁连接头采用铝合金材料制作。

所述副翼包括副翼本体313及副翼本体两端安装的副翼肋盒314，在副翼本体后缘位置设有副翼后缘条315；所述副翼本体包括泡沫夹芯316及泡沫夹芯外侧的副翼外蒙皮结构，泡沫夹心内穿设有金属转轴319，并在金属转轴两端分别安装有金属接头320。金属接头上设有用于支撑泡沫夹心的支撑板321。在一个可选的实施例中，为了保证金属接头与泡沫夹芯配合稳定，在泡沫夹芯端部设有卡槽322，金属接头与卡槽配合，加之泡沫夹芯内的连接杆两端与金属接头配合，使得副翼本体结构更为紧凑，稳定性高，承载能力也更强。

金属转轴上连接有传动转轴323，传动转轴与舵机短轴324连接；所述金属转轴中部安装有球形轴承325，并在副翼外蒙皮结构上设有轴承避让孔326；两所述金属接头分别固定于其所对应的副翼肋盒。

球形轴承的轴承座327固定于机翼，通过舵机的转动来带动短轴，进而由短轴带动传动轴，使得副翼结构绕金属转轴的轴线转动，从而实现控制飞机的滚转操纵。传动转轴通过联轴器与所述舵机端轴短轴连接。金属转轴、传动轴及舵机端轴同轴布置。

在后梁外侧设有后梁加强肋328，传动转轴、舵机转轴分别安装于所对应的后梁加强肋上，提高了副翼与机翼主体间连接的可靠性，各后梁加强肋主要用于承受(固定于后梁的)副翼上的集中力和力矩，并将它们传递转化为分散力传递给后梁，受载后整体结构更稳定。在进行飞机姿态控制时，副翼在气动力的作用下，会对机翼后梁产生较大弯矩，而后梁采用口形截面的梁体一体成型，结构强度及刚度有保障，受副翼额外施加的弯矩时，弯矩可有效传递给各肋盒，使得三梁结构有效承载，稳定性好。

副翼采用薄壁结构，两端为金属肋盒，中间为泡沫夹芯，两金属肋盒之间有一根金属转轴，金属转轴中间安装有球型轴承。金属转轴有效提升了副翼本体刚度，加之金属接头上设有用于支撑泡沫夹芯的支撑板，在提高副翼刚度的同时，有效降低了主要结构件重量及减少了连接件数量，进而进一步减轻了副翼整体结构重量。

上述副翼外蒙皮结构包括副翼上蒙皮317以及副翼下蒙皮318，且副翼上蒙皮、副翼下蒙皮以及后缘条均采用预浸料制作。在一个可选的实施例中，金属接头、金属转轴、泡沫夹心、球形轴承、副翼上蒙皮、副翼下蒙皮以及后缘条，采用共胶结的成型方式二次成型。通常，上述副翼肋盒与所述金属接头间通过连接件固定。

各翼梁连接头上分别设有与机翼前连接框、机翼后连接框、二者间的隔框(上的机翼连接接头)连接的接头端耳片329，且耳片上均设有数个连接孔，连接孔轴向垂直于纵向构件单元所在平面，在连接孔内穿设有连接件330。金属加强肋可设置多根，其中至少有一根金属加强肋布置于靠近翼梁接头的位置。连接件与纵向构件单元垂直，蒙皮受到气动力时，蒙皮发生挠曲，各翼梁和各翼肋对蒙皮提供支反力，使蒙皮处于平衡状态。

作用在翼梁上的分布载荷的一部分载荷由翼肋提供支反力来平衡，一部分由连接接头提供支反力平衡。所述连接接头采用耳片设计，耳片垂直(螺栓水平)布置，垂直剪力和垂直弯矩靠螺栓受剪传递，水平剪力靠耳片挤压传递，水平弯矩也靠螺栓剪切传递。机翼所受气动力均需连接接头传递到机身，因此翼梁连接头壁厚大于各翼梁的壁厚，采用这样的加强设计可有效提高机翼与机身连接处承载能力，避免应力集中造成的损坏。

在一个可选的实施例中，上述前梁、中梁和后梁的横截面均呈口字型。上述翼梁连接头包括口字型的连接部331，前梁、中梁及后梁均与相应的翼梁连接头插接，并通过胶粘固定。当然，在另一个可选的实施例中，前梁、中梁及后梁均与相应的翼梁连接头间也可以是通过固定件(如螺钉)固定，根据实际需要，灵活选择固定方式。

通常，上述前梁、中梁、后梁及翼肋，均采用预浸料制作。在一个可选的实施例中，前梁、中梁、后梁处于远离机身的一端同时固定于一机翼对接肋332。前梁、中梁、后梁及翼肋，与机翼外蒙皮结构间用胶粘接并利用抽芯铆钉固定。三根翼梁一端设置的翼梁连接头与机身形成连接，另一端固定于机翼对接肋，使得三根翼梁的末端均具有较佳的刚度，保持机翼具有更佳的整体性能。本发明创造提供的机翼采用三梁结构，并且每一翼梁成口形截面，使得各翼梁形成多墙形式，此结构优势为能提供较高形心位置和较大的扭转刚度，能承担较大的机翼有效载荷所带来的弯矩和扭矩。

并且，因为翼梁为口形截面，蒙皮与翼梁的上下表面连接，这样相对于其它截面形状的翼梁来说，减少了紧固件数量，减少了蒙皮及机翼梁上的开孔，减轻了蒙皮因开孔导致的应力削弱和损坏，提高了机翼表面的表面质量，机翼性能更佳。机翼强度高，整体性好，机翼与机身连接处采用金属材质的翼梁连接头，并且在翼梁接头处采用加强设计，有效提高了机翼承载能力，克服了机翼与机身连接处受载容易应力集中而损坏的缺陷。通过副翼可以有效且可靠的进行飞机姿态控制，在应对机翼根部大开口导致蒙皮受力不连续的情况时，仍然可以实现将机翼上的气动力传递给机身，与机身的载荷进行平衡。

所述尾翼包括安定面41，该安定面后侧设有安装槽42，并在安装槽内装有操纵面43，操纵面由一传动轴44驱动，常态下，操纵面外缘与安定面后缘平齐，操纵面与安定面外表流线型一致。所述安定面包括内骨架45及内骨架结构外侧的蒙皮结构46。需要说明的是，为提高安定面受载后的稳定性，在所述内骨架前侧设有前缘条427、在所述内骨架处于安装槽两侧的位置分别固定有后缘条428，蒙皮结构内壁与后缘条、骨架及前缘条贴合，力传递路线清晰。

本发明创造提供的尾翼结构100％采用复合材料制作，充分利用复合材料比强度高、比刚度高、耐疲劳性好，材料可设计性强的特点，将复杂零件一体成型，大幅减少零件数量和紧固件数量，进而进一步地减轻结构重量。因此具有制造成本低，抗扭刚度高，抗颤振效果好，结构重量轻，经济性好的优势。

内骨架包括前梁47和后梁48，并在前、后梁间布置有若干加强翼肋49，前梁一端设有T型的前梁对接段410，另一端设有机身连接结构411，该机身连接结构与U型截面接头相固定。其中，前梁对接段处于靠近翼尖一端，机身连接结构朝向机身一端；后梁一端设有T型的后梁对接段412，另一端设有外悬段413，外悬段与后梁的主体结构形状一致。后梁对接段与前梁对接段处于内骨架的同侧，并且二者同时固定于翼尖盒414，前、后梁与翼尖盒间均采用T型的对接段，增大了连接面积，连接牢固，受力稳定。

在一个可选的实施例中，加强翼肋包括肋板429，在肋板两侧分别布置有凵型的加强构件，具体的，如图18所示，加强构件包括固定于肋板的构件本体430，在构件本体两侧边431分别用于支撑蒙皮结构的上蒙皮和下蒙皮。在进一步改进的方案中，肋板外缘凹于两加强构件之间，即肋板的外缘表面低于侧边外表面，这样的结构设计，在保证加强劲肋具有良好结构强度的同时，还在两加强构件之间形成缓冲间隙，也就说，允许蒙皮受载时在两加强构件之间有一定形变，而加强构件又会限制蒙皮形变“扩散”到蒙皮结构其它位置，尾翼性能更好。而每两个加强翼肋间的形变间隙要大于两加强构件之间的缓冲间隙，因此允许蒙皮在两加强翼肋间产生局部的少量形变，同时，两加强翼肋又限制此区域内的蒙皮形变量“扩散”。两加强构件之间形成缓冲间隙、以及两加强翼肋间的形变间隙，构成了限制蒙皮形变的两级“限位”结构，保证尾翼具有极佳的稳定性和高性能。

本发明创造的内骨架采用双梁结构，在一个可选的实施例中，上述前梁对接段、机身连接结构与前梁的主体结构，采用预浸料一体加工成型。上述后梁对接段、外悬段与后梁的主体结构，采用预浸料一体加工成型。作为举例，前梁布置在弦长1/3处，后梁处置在1/2处，加强翼肋和前梁、后梁采用胶接装配而成，再与上蒙皮、下蒙皮、翼尖盒采用胶铆连接。由于前梁、后梁结构复杂，承载要求高，利用复材成型工艺生产，可以保证外形、强度和重量技术要求的同时，还能提高生产效率，降低生产成本。

在一个可选的实施例中，所述前梁与所述后梁间夹角呈锐角，而前梁的机身连接结构与后梁的外悬段平行布置，在前梁朝向机头一侧也设有若干加强翼肋，且每一加强翼肋均垂直于前梁当前位置梁段，加之前梁、后梁、加强翼肋、前缘条及后缘条有效支撑蒙皮结构，蒙皮受到气动力时，尾翼受力方向更明确，尾翼与机身间力传递更为均衡，稳定性更好。

本高性能尾翼的操纵面通过铰接座装配在安定面后梁上，所述传动轴与机身内转动舵机相连，从而实现驱动操纵面绕轴转动，进而完成操纵。操纵面因在受气动载荷影响，有可能出现操纵反效，所以要求操纵面刚度要高，但由于操纵面重心距离飞机重心较远，为更好平衡飞机重心，所以要求操纵面重量要轻，因此，可在操纵面内腔沿尾翼长度方向布置一加强杆，该加强杆与操纵面两端固定，通过将所述传动轴与该加强杆连接，由所述传动轴带动加强杆转动时，即可带动操纵面转动。因此，本发明创造中采用预浸料成型的操纵面，能保证刚度的同时，还降低了自身重量。

通常，所述机身连接结构整体呈凵型，包括主体417和主体两侧的侧板418，在主体及其两侧的侧板上分别设有数个连接孔419。采用机身连接结构，使得前梁局部尺寸变大，并且主体和侧板均加厚处理，尾翼与机身连接处承载能力更好。在一个可选的实施例中，所述传动轴安装于安定面内腔，其穿入安装槽内的一端与操作面连接，所述蒙皮结构的上蒙皮上对应传动轴设有操作口415，该操作口上安装有操作口盖416，操作口盖与上蒙皮通过紧固件连接，安装尾翼或有维修需要时，可方便进行拆卸操作口盖。

在一个可选的实施例中，所述前梁横截面呈凵型，包括前梁体420及前梁体两侧的前梁侧板421。所述前梁对接段包括在两前梁侧板末端分别设置的前梁对接板422，且前梁侧板外表面均突出于其所对应前梁对接板外表面。所述后梁横截面呈凵型，包括后梁体423及后梁体两侧的后梁侧板424。所述后梁对接段包括两后梁侧板末端分别设置的后梁对接板425，且后梁侧板外表面均突出于其所对应后梁对接板外表面，使翼尖盒装配于骨架后，翼尖盒两侧表面分别与所对应的前梁侧板表面平齐，即骨架与翼尖盒呈流线型设计，与外侧蒙皮结构稳定贴合，更好的传递受力。

优选的，后梁对接板直接通过立板固定，使得后梁对接段形成凵型结构件，承载效果更好，并且在后梁对接板朝向后梁侧板的一侧设有对接尾板426，对接尾板外表面低于后梁对接板外表面，二者间形成定位台阶，当后梁对接段插装于后梁末端时，对接尾板与后梁侧板贴合，通过胶粘或连接件固定后，对接尾板与后梁侧板结合处得到加强架构，且后梁侧板外表面与后梁对接板外表面平齐，有效避免应力集中造成损伤，并且能够有效传递负载，提高使用性能。

两后梁侧板、两前梁侧板外表面均做成型面，以保证与上下蒙皮内表面稳定贴合，有效保障了尾翼气动外形需要，蒙皮结构作为主要承载气动力构件，与翼梁和加强翼肋通过粘接剂和铆钉相连。蒙皮结构在受到气动力时发生挠曲，粘接剂和铆钉受拉对蒙皮提供支反力，使蒙皮处于平衡状态。前梁、后梁及各加强翼肋组成的内骨架整体性强，所以蒙皮结构局部受力较小，蒙皮采用非常薄的复材，即可满足性能要求，降低了尾翼整体结构重量，减少生产成本。尾翼结构设计合理，传力路径清晰、使用维护方便的前提下，防腐蚀性能好，抗疲劳性能好，裂纹扩展速率低，能承受高强度、载荷情况复杂的工况，也适于大尺寸尾翼的产品要求。

本发明创造结构简单可靠，机身、机翼等主要结构件传力路径清晰，机翼的副翼以及尾翼的操纵面极大的提高了整机的机动性，最大程度利用复合材料进行轻量化设计，并在受力关键部位采用金属材料增强，耐久性好，寿命有保障，在保证外形、强度和重量技术要求的同时，还能提高生产效率，降低生产成本。

以上所述仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：包括机身、机身两侧的机翼、以及机身尾部的数个尾翼，其中，机身包括前机身部分和后机身部分，二者间通过对接框固定；

前机身部分包括前机身内框及前机身外蒙皮结构，前机身内框包括前机身框架及其***的纵向元件，在前机身框架上对称安装有两组机翼连接头；前机身框架包括沿机身向前依次布置的前机身对接框、前机身前加强框、机翼前连接框、机翼后连接框和前机身中部加强框；纵向元件包括沿机身长度方向布置的数个前机身长桁，前机身对接框、前机身前加强框及前机身中部加强框，均与各前机身长桁固定；

后机身部分包括后机身内框架及后机身蒙皮结构，在后机身内框架上对称安装有两个尾翼连接头；后机身内框架包括沿机身向后依次布置的后机身对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框和第二隔框，对接框、第一加强框、第二加强框、第一隔框及第二隔框均具有翻边结构；对接框与第一加强框间通过若干后机身长桁连接；尾翼连接头包括接头体，该接头体设有垂尾连接部和平尾连接部；

机翼包括机翼主体及副翼，机翼主体包括机翼骨架及机翼外蒙皮结构；机翼骨架包括纵向构件单元和横向构件单元，纵向构件单元包括前梁、中梁和后梁，前梁与中梁之间、以及中梁与后梁之间均呈锐角布置；在所述前梁、中梁以及后梁上，均设有用于与机身连接的翼梁连接头，且翼梁连接头均外伸出外蒙皮结构的大开口端；

副翼包括副翼本体及其两端安装的副翼肋盒；副翼本体包括泡沫夹芯及其外侧的副翼外蒙皮结构，泡沫夹心内穿设有两端均安装有金属接头的金属转轴；此两金属接头分别固定于所对应的副翼肋盒；

尾翼包括后侧设有安装槽的安定面，安定面安装槽内装有操纵面，操纵面由一传动轴驱动；安定面包括内骨架及其外侧的蒙皮结构，内骨架包括前梁和后梁，并在前、后梁间布置有若干加强翼肋。

2.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：前机身前加强框与机翼前连接框间、机翼前连接框间与机翼后连接框间、机翼后连接框与前机身中部加强框间、以及前机身中部加强框向机头一侧，均布置有至少一个隔框。

3.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：在第二加强框上设有若干连接孔，第二加强框靠近连接孔位置设有加强结构，尾翼连接头通过穿设于连接孔的紧固件与第二加强框固定。

4.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述第一加强框两端各设有一U型截面接头。

5.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述加强翼肋包括肋板，在肋板两侧分别布置有凵型的加强构件；所述前梁一端设有T型的前梁对接段，另一端设有机身连接结构；机身连接结构整体呈凵型，包括主体和主体两侧的侧板，在主体及其两侧的侧板上分别设有数个连接孔；

所述前梁横截面呈凵型，包括前梁体及前梁体两侧的前梁侧板；所述后梁一端设有T型的后梁对接段，另一端设有外悬段；后梁横截面呈凵型，包括后梁体及后梁体两侧的后梁侧板；后梁对接段与所述前梁对接段处于内骨架的同侧，且二者同时固定于翼尖盒；

后梁对接段呈凵型结构，包括两后梁侧板末端分别设置的后梁对接板，后梁侧板外表面均突出于其所对应后梁对接板外表面，翼尖盒装配于骨架后，翼尖盒两侧表面分别与所对应的前梁侧板表面平齐。

6.根据权利要求5所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：两所述后梁对接板间设有立板，并且在后梁对接板朝向后梁侧板的一侧设有对接尾板，对接尾板外表面低于后梁对接板外表面，二者间形成定位台阶，当后梁对接段插装于后梁末端时，后梁侧板末端抵住定位台阶，而对接尾板与后梁侧板贴合，进而使对接尾板与后梁侧板结合处形成加强结构。

7.根据权利要求5所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述前梁对接段包括在两前梁侧板末端分别设置的前梁对接板，并且，前梁侧板外表面均突出于其所对应前梁对接板外表面。

8.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述翼梁连接头上设有接头端耳片，耳片上设有数个连接孔，连接孔轴向垂直于纵向构件单元所在平面。

9.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述翼梁连接头包括口字型的连接部，前梁、中梁及后梁均与相应的翼梁连接头插接，并通过胶粘固定。

10.根据权利要求1所述的一种大载荷轻量化飞机，其特征在于：所述前梁、中梁和后梁的横截面均呈口字型。