辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构的制作方法

1.本技术涉及飞机结构设计领域，尤其涉及一种辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构。


背景技术：

2.随着飞机设计技术的发展，使得飞机本身的飞行速度在不断增加，飞行噪声在不断减小，再加上近年来人们日益注重对自然环境的保护，诸多因素使得鸟撞次数呈现逐年增加的趋势。鸟撞事故是指空中飞行的飞机等飞行器与飞行的鸟类相撞所发生的事故。飞机鸟撞事故已经被国际航空联合会列为了“a”类航空灾难，飞机结构一旦遭遇鸟撞，将会给飞行安全造成严重的威胁，并造成严重的后果。
3.有关数据显示，飞机的迎风面，包括飞机风挡、雷达罩、发动机、机翼前缘及尾翼前缘是最易受到鸟撞的部位。前缘结构内部常设有油路系统或控制线路，这些内部设施一旦受到鸟撞破坏，灾难性事故就难以避免。因此，解决好飞机尾翼前缘抗鸟撞性能的问题关系重大。中国民用航空局制定的《运输类飞机适航标准》中第25部631款中明确规定，飞机尾翼前缘结构的设计必须保证在飞机在与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度等于飞机在海平面的巡航速度。因此，这就对飞机结构的抗鸟撞设计提出了更高的要求，要求尾翼前缘结构具有良好的抗冲击性能。
4.目前针对飞机尾翼前缘结构的抗鸟撞设计之一，是通过钣金成型的飞机辅助梁连接结构，抗鸟撞性能较好，但是其成型长度受到现有工艺能力限制，通常不超过4米，使得其应用受到限制，从而导致辅助梁连接区域抗鸟撞性能较差。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的在于，提供一种辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构，以解决辅助梁连接区域抗鸟撞性能较差的技术问题。
6.为实现上述目的，本实用新型提供一种辅助梁连接组件，包括：至少两个辅助梁，且相邻的两个辅助梁相互对接，每一辅助梁包括彼此平行的两个辅助翼缘板以及用以连接所述两个辅助翼缘板的辅助腹板；以及连接构件，其罩合在所述两个辅助梁对接处的外围；其中，所述连接构件包括：连接带板，其包括彼此平行的两个连接翼缘板以及用以连接所述两个连接翼缘板的连接腹板，所述连接翼缘板贴合在所述辅助翼缘板的外表面，所述连接腹板贴合在所述辅助腹板的外表面；以及过渡平板，其贴合在所述连接带板的连接腹板上。
7.进一步的，在所述连接带板的长度方向上，所述连接带板的厚度从其中部向其边缘逐渐减小。
8.进一步的，所述连接带板包括主体区、过渡区以及边缘区，所述过渡区连接在所述主体区与所述边缘区之间，所述边缘区的厚度小于所述主体区的厚度。
9.进一步的，所述边缘区小于或等于所述过渡区的厚度，所述过渡区的厚度小于所述主体区的厚度；或者所述边缘区小于所述过渡区的厚度，所述过渡区的厚度小于或等于
所述主体区的厚度。
10.进一步的，所述连接带板在所述辅助梁上的正投影面积小于所述过渡平板在所述辅助梁上的正投影面积。
11.进一步的，所述过渡平板包括相对设置的两个侧板以及用以连接所述两个侧板的固定板；其中，所述连接腹板的宽度小于所述固定板的宽度，所述连接腹板的长度等于所述固定板的长度；所述连接翼缘板的长度小于所述侧板的长度。
12.进一步的，所述过渡平板的厚度小于所述连接带板的厚度；其中所述连接带板的厚度范围为1.5～3.5mm；所述过渡平板的厚度范围为1～2mm。
13.为实现上述目的，本实用新型还提供一种飞机尾翼前缘结构，包括：外蒙皮；以及上述任一项实施方式所述的辅助梁连接组件，所述辅助梁连接组件安装于所述外蒙皮内部。
14.进一步的，所述外蒙皮包括：u形前缘段；以及盒段，其包括第一壁板、第二壁板、所述辅助梁连接组件以及前梁，所述辅助梁连接组件、所述前梁分别设置于所述第一壁板、所述第二壁板的两侧，且所述辅助梁连接组件位于所述第一壁板、所述第二壁板之间。
15.进一步的，所述u形前缘段包括一体成型的增强区及两个蜂窝区，所述增强区连接在所述两个蜂窝区的前端。
16.进一步的，所述增强区和所述蜂窝区均为复合材料层，所述复合材料层采用的材质为玻璃纤维复合材料或者碳纤维复合材料；其中，所述增强区的复合材料层的层数为15～30；所述蜂窝区的复合材料层的层数为5～10。
17.进一步的，所述外蒙皮还包括：翼肋，其分布在所述盒段内部，所述翼肋与所述辅助梁连接组件、所述前梁、所述第一壁板、所述第二壁板固定连接。
18.本实用新型的技术效果在于，提供一种辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构，通过将位于前方的过渡平板和位于后方的连接带板共同连接，并且连接带板与辅助梁之间的连接长度与连接带板与过渡平板之间的连接长度不同，使得整个辅助梁连接组件的连接区形成从1层到3层渐变式过渡，能够有效避免辅助梁连接组件的刚度发生突变的同时，保证连接区的连接强度，从而提升连接区的抗鸟撞性能。通过对u形前缘段分区设置增强式的增强区和蜂窝区，在有效提升飞机尾翼前缘结构的整体抗鸟撞性能的同时，并控制了飞机尾翼前缘结构的重量。
19.本实用新型还可以用于机翼前缘的抗鸟撞设计。
附图说明
20.下面结合附图，通过对本技术的具体实施方式详细描述，将使本技术的技术方案及其它有益效果显而易见。
21.图1为本技术实施例提供的辅助梁连接组件的整体结构示意图。
22.图2为图1提供的辅助梁连接组件的爆炸图。
23.图3为图2中连接带板的放大图。
24.图4为本技术实施例提供的辅助梁连接组件的示意图，主要体现s部位的细节图。
25.图5为图1中过渡平板的局部放大图。
26.图6为本技术实施例提供的飞机尾翼前缘结构的剖视图。
27.图7为本技术实施例提供的飞机尾翼前缘结构的爆炸图。
28.附图部件标识如下：
29.1、辅助梁；1a、辅助翼缘板；1b、辅助腹板；2、连接构件；21、连接带板；211、连接翼缘板；212、连接腹板；21a、主体区；21b、过渡区；21c、边缘区；22、过渡平板；221、侧板；222、固定板；3、紧固件；100、外蒙皮；11、u形前缘段；111、增强区；112、蜂窝区；12、盒段；121、第一壁板；122、第二壁板；123、辅助梁连接组件；124、前梁；125、翼肋。
具体实施方式
30.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域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，都属于本技术保护的范围。
31.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“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技术和简化描述，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技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”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”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
32.在本技术的描述中，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，也可以是电连接或可以相互通讯；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
33.如图1-图2所示，本实施例提供一种辅助梁连接组件123，包括至少两个辅助梁1以及连接构件2。
34.具体的，相邻的两个辅助梁1相互对接，每一辅助梁1包括彼此平行的两个辅助翼缘板1a以及用以连接两个辅助翼缘板1a的辅助腹板1b。需要说明的是，辅助翼缘板1a垂直连接至辅助腹板1b的边缘处，且向上或者向下延伸。
35.连接构件2罩合在两个辅助梁1对接处的外围。本实施例提供的辅助梁连接组件123解决对接区的抗鸟撞性能不佳后，可以通过设置多处对接，将3段、4段、5段或者更多段辅助梁1进行连接，满足任意尺寸的超大型飞机尾翼前缘结构的抗鸟撞设计需求。
36.进一步地，连接构件2包括连接带板21以及过渡平板22，过渡平板22贴合在所述连接带板21的连接腹板212上。
37.如图1-图4所示，连接带板21包括彼此平行的两个连接翼缘板211以及用以连接两个连接翼缘板211的连接腹板212，连接翼缘板211贴合在辅助翼缘板1a的外表面，连接腹板212贴合在辅助腹板1b的外表面，以固定连接两个辅助梁1，并且为两个辅助梁1提供一定的刚性强度。连接带板21使用2000系列铝合金、通过钣金工艺一体成型，连接带板21的形状呈
h形、“工”字形，也就是说，连接翼缘板211的长度相对连接腹板212的长度较长，如此能够增加两个辅助梁1与两个辅助梁1之间的接触面积，以进一步地稳固两个辅助梁1的连接。需要说明的是，连接翼缘板211垂直连接至连接腹板212的边缘处，且向上或者向下延伸，连接翼缘板211的延伸方向与辅助翼缘板1a的延伸方向相同。
38.结合图4所示，在一实施方式中，通过设置至少两个紧固件3将连接腹板212与辅助腹板1b进行固定连接，可以进一步降低鸟撞过程中辅助梁1连接区失效的风险。其中，紧固件3位于鸟撞低载荷区域，避免了在鸟撞载荷较高的辅助梁1的辅助腹板1b上新增钉孔，从紧固件3连接孔处产生裂纹而导致连接失效的问题。
39.在一实施方式中，在连接带板21的长度方向上，连接带板21的厚度从其中部向其边缘逐渐减小。在实际工艺制程中，可以采用化铣方式，使得连接带板21中部的厚度较厚，并且往两侧边缘逐渐变薄。
40.结合图3所示，在一实施方式中，连接带板21包括主体区21a、过渡区21b以及边缘区21c，主体区21a设置在两个边缘区21c之间，过渡区21b连接在主体区21a与边缘区21c之间。其中，边缘区21c的厚度小于主体区21a的厚度。
41.在一实施方式中，连接带板21的厚度范围为1.5～3.5mm。连接带板21的厚度可以为1.51mm、1.55mm、1.59mm、1.61mm、1.65mm、1.69mm、1.71mm、1.75mm、1.79mm、1.81mm、1.85mm、1.89mm、2.11mm、2.15mm、2.19mm、2.21mm、2.25mm、2.29mm、2.31mm、2.35mm、2.39mm、2.41mm、2.45mm、2.49mm、2.51mm、2.55mm、2.59mm、2.61mm、2.65mm、2.69mm、2.71mm、2.75mm、2.79mm、2.81mm、2.85mm、2.89mm、2.91mm、2.95mm、2.99mm、3.11mm、3.15mm、3.19mm、3.21mm、3.25mm、3.29mm、3.31mm中的一个或者它们之间的任意范围。
42.优选地，过渡平板22的厚度小于所述连接带板21的厚度。主体区21a的厚度范围为2.54～3.175mm，过渡区21b的范围为1.5～2.54mm。
43.在一实施方式中，边缘区21c小于或等于过渡区21b的厚度，过渡区21b的厚度小于主体区21a的厚度。
44.在一实施方式中，边缘区21c小于过渡区21b的厚度，过渡区21b的厚度小于或等于主体区21a的厚度。
45.如图5所示，过渡平板22包括相对设置的两个侧板221以及用以连接两个侧板221的固定板222。过渡平板22使用2000系列铝合金、通过钣金工艺一体成型过渡平板22的形状呈h形、“工”字形，也就是说，侧板221的长度相对于固定板222的长度较长。
46.结合图1-图5所示，过渡平板22的厚度小于连接带板21的厚度，以避免二者相互连接后的结构刚度突变。其中过渡平板22与连接带板21之间的连接方式可以包括粘合连接、螺纹连接等方式。举例来说，过渡平板22与连接带板21、辅助梁1之间可以通过紧固件3连接，可以通过增加连接紧固件3数量，避免辅助梁1对接区因为紧固件3数量不足而连接失效。紧固件3的连接位置靠近辅助梁1的r区(即连接翼缘板211和连接腹板212之间的圆弧形区域)，即连接翼缘板211比较靠近r区的边缘处，该r区位于鸟撞载荷较低区域，有效降低常规设计中因紧固件3均匀布置于整个辅助梁的腹板上，而导致在发生鸟撞过程中，在紧固件3连接孔处容易产生裂纹而导致连接失效的问题。
47.在一实施方式中，过渡平板22的厚度范围为1～2mm，过渡平板22的厚度可以为1.1mm、1.2mm、1.3mm、1.4mm、1.5mm、1.6mm、1.7mm、1.8mm、1.9mm中的一个或者它们之间的任
意范围。
48.在一实施方式中，连接腹板212的宽度a-a小于固定板222的宽度a
’‑
a’，连接腹板212的长度b-b等于固定板222的长度b
’‑
b’，连接翼缘板211的长度c-c小于侧板221的长度c
’‑
c’，如此设置，能够进一步地提升过渡平板22与连接带板21之间的连接刚度。
49.在一实施方式中，固定板222的宽度大于连接腹板212的60mm以上，同样地，侧板221的长度大于连接翼缘板211的60mm以上，也就是说，过渡平板22大于连接带板21的尺寸，以加强两个辅助梁1对接时的强度的同时且避免刚度突变，从而有效提高辅助梁1连接处抗鸟撞性能。
50.本实施例提供的辅助梁连接组件123，通过将位于前方h形的过渡平板22和位于后方h形的连接带板21共同连接，并且连接带板21与辅助梁1之间的连接长度与连接带板21与过渡平板22之间的连接长度不同，使得整个辅助梁连接组件123的连接区形成3层渐变式过渡，其中，第一层为辅助梁1，第二层为辅助梁1和连接带板21，第三层为辅助梁1、连接带板21以及过渡平板22，如此设置，能够有效避免辅助梁连接组件123的刚度发生突变的同时，保证连接区的连接强度，从而提升连接区的抗鸟撞性能。
51.进一步地，该辅助梁连接组件123的连接结构形式除了应用于辅助梁1之外，也可以应用于前缘对接区连接。
52.如图6-图7所示，本实施例还提供一种飞机尾翼前缘结构，包括外蒙皮100以及前文所述的辅助梁连接组件123，辅助梁连接组件123安装于外蒙皮100内部。
53.外蒙皮100包括u形前缘段11以及盒段12。
54.u形前缘段11包括一体成型的增强区111及两个蜂窝区112，所述增强区111连接在所述两个蜂窝区112的前端。增强区和蜂窝区均为复合材料层，复合材料层采用的材质为玻璃纤维复合材料或者碳纤维复合材料。其中，增强区111的复合材料层的层数为15～30；蜂窝区112的复合材料层的层数为5～10。
55.由于u形前缘段11在鸟撞最严酷的尖端局部区域，通过在增强区111增厚复合材料层的层数至15～30层之间，以大幅提升该区域的抗鸟撞性能。通过在蜂窝区112采用蜂窝增强刚度，复合材料层的层数仅需要5至10层，由于蜂窝密度小，刚度大，可以有效控制结构重量，同时满足静载荷要求。因此，u形前缘段11通过设置分区域的增强式前缘，仅在u形前缘段11的最前端增厚复合材料层的层数，有效提升前缘整体抗鸟撞性能的同时，又控制了结构重量。
56.盒段12，其包括第一壁板121、第二壁板122、辅助梁连接组件123、前梁124以及翼肋125，辅助梁连接组件123、前梁124分别设置于第一壁板121、第二壁板122的两侧，且辅助梁连接组件123位于第一壁板121、第二壁板122之间。翼肋125分布在盒段12内部，翼肋125与辅助梁连接组件123、前梁124、第一壁板121、第二壁板122固定连接。
57.本实施例所提供的飞机尾翼前缘结构，通过对飞机尾翼前缘结构进行合理布置，使得单次鸟撞不会同时影响u形前缘段的对接区和辅助梁连接组件的对接区，其中，u形前缘段的对接区和辅助梁连接组件的对接区在垂直于鸟撞飞行方向上相距200mm以上，如此能够进一步提升飞机尾翼前缘结构的整体抗鸟撞性能。
58.进一步的，本实施例所提供的飞机尾翼前缘结构，对该结构进行鸟撞性能测试时，辅助梁连接组件的对接区在3.6kg鸟撞的撞击下没有发生失效，可以有效保护后方的前梁、
盒段的壁板、盒段的翼肋等主承力结构。
59.以上对本技术实施例所提供的一种辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的技术方案及其核心思想；本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例的技术方案的范围。

技术特征：
1.一种辅助梁连接组件，其特征在于，包括：至少两个辅助梁(1)，且相邻的两个辅助梁(1)相互对接，每一辅助梁(1)包括彼此平行的两个辅助翼缘板(1a)以及用以连接所述两个辅助翼缘板(1a)的辅助腹板(1b)；以及连接构件(2)，其罩合在所述两个辅助梁(1)对接处的外围；其中，所述连接构件(2)包括：连接带板(21)，其包括彼此平行的两个连接翼缘板(211)以及用以连接所述两个连接翼缘板(211)的连接腹板(212)，所述连接翼缘板(211)贴合在所述辅助翼缘板(1a)的外表面，所述连接腹板(212)贴合在所述辅助腹板(1b)的外表面；以及过渡平板(22)，其贴合在所述连接带板(21)的连接腹板(212)上。2.根据权利要求1所述辅助梁连接组件，其特征在于，在所述连接带板(21)的长度方向上，所述连接带板(21)的厚度从其中部向其边缘逐渐减小。3.根据权利要求1所述的辅助梁连接组件，其特征在于，所述连接带板(21)包括主体区(21a)、过渡区(21b)以及边缘区(21c)，所述过渡区(21b)连接在所述主体区(21a)与所述边缘区(21c)之间，所述边缘区(21c)的厚度小于所述主体区(21a)的厚度。4.根据权利要求3所述的辅助梁连接组件，其特征在于，所述边缘区(21c)小于或等于所述过渡区(21b)的厚度，所述过渡区(21b)的厚度小于所述主体区(21a)的厚度；或者所述边缘区(21c)小于所述过渡区(21b)的厚度，所述过渡区(21b)的厚度小于或等于所述主体区(21a)的厚度。5.根据权利要求1-4任一项所述的辅助梁连接组件，其特征在于，所述连接带板(21)在所述辅助梁(1)上的正投影面积小于所述过渡平板(22)在所述辅助梁(1)上的正投影面积。6.根据权利要求5所述的辅助梁连接组件，其特征在于，所述过渡平板(22)包括相对设置的两个侧板(221)以及用以连接所述两个侧板(221)的固定板(222)；其中，所述连接腹板(212)的宽度小于所述固定板(222)的宽度，所述连接腹板(212)的长度等于所述固定板(222)的长度；所述连接翼缘板(211)的长度小于所述侧板(221)的长度。7.根据权利要求1所述的辅助梁连接组件，其特征在于，所述过渡平板(22)的厚度小于所述连接带板(21)的厚度；其中，所述连接带板(21)的厚度范围为1.5～3.5mm；所述过渡平板(22)的厚度范围为1～2mm。8.一种飞机尾翼前缘结构，其特征在于，包括：外蒙皮(100)；以及权利要求1-7任一项所述的辅助梁连接组件(123)，所述辅助梁连接组件(123)安装于所述外蒙皮(100)内部。9.根据权利要求8所述的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述外蒙皮包括：
u形前缘段(11)；以及盒段(12)，其包括第一壁板(121)、第二壁板(122)、所述辅助梁(1)连接组件以及前梁(124)，所述辅助梁连接组件(123)、所述前梁(124)分别设置于所述第一壁板(121)、所述第二壁板(122)的两侧，且所述辅助梁(1)连接组件位于所述第一壁板(121)、所述第二壁板(122)之间。10.根据权利要求9所述的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述u形前缘段(11)包括一体成型的增强区(111)及两个蜂窝区(112)，所述增强区(111)连接在所述两个蜂窝区(112)的前端。11.根据权利要求10所述的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述增强区(111)和所述蜂窝区(112)均为复合材料层，所述复合材料层采用的材质为玻璃纤维复合材料或者碳纤维复合材料；其中，所述增强区(111)的复合材料层的层数为15～30；所述蜂窝区(112)的复合材料层的层数为5～10。12.根据权利要求9所述的飞机尾翼前缘结构，其特征在于，所述外蒙皮(100)还包括：翼肋(125)，其分布在所述盒段(12)内部，所述翼肋(125)与所述辅助梁连接组件(123)、所述前梁(124)、所述第一壁板(121)、所述第二壁板(122)固定连接。

技术总结
本申请公开了一种辅助梁连接组件及飞机尾翼前缘结构，辅助梁连接组件包括：至少两个辅助梁，且相邻的两个辅助梁相互对接，每一辅助梁包括彼此平行的两个辅助翼缘板以及用以连接所述两个辅助翼缘板的辅助腹板；以及连接构件，其罩合在所述两个辅助梁对接处的外围；其中，所述连接构件包括：连接带板，其包括彼此平行的两个连接翼缘板以及用以连接所述两个连接翼缘板的连接腹板，所述连接翼缘板贴合在所述辅助翼缘板的外表面，所述连接腹板贴合在所述辅助腹板的外表面；以及过渡平板，其贴合在所述连接带板的连接腹板上。本申请能够有效避免辅助梁连接组件的刚度发生突变的同时，保证连接区的连接强度，从而提升连接区的抗鸟撞性能。性能。性能。


技术研发人员：吴志斌 高俊 童瑶 吴磊 王一帆 吴东旭
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司
技术研发日：2022.12.26
技术公布日：2023/5/4