一种复材梁的集中力扩散角盒的制作方法

1.本技术属于飞机结构设计领域，特别涉及一种复材梁的集中力扩散角盒。


背景技术：

2.机身框与机翼梁的连接，为将载荷均匀传递，可以使用螺栓群连接，但这种连接方式通常为不可拆卸连接，无法实现机翼与机身的快速拆装。
3.一般梁腹板的厚度远小于梁缘条的厚度，一般的角盒仅与梁腹板连接，无法承受较大的垂直于梁腹板的力，复材梁承受面外力的能力更差，必须要将腹板局部加厚，引起增重。
4.复材零件的制造精度较差，复材梁与其他大部件的配合精度较难保证。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本技术提供了一种复材梁的集中力扩散角盒，
6.集中力扩散角盒具有上缘条，下缘条以及连接上缘条与下缘条的腹板，集中力扩散角盒具有上缘条与下缘条的一侧为内测，在腹板的内测具有中心圆管，中心圆管具有中心孔，中心孔贯通所述腹板；上缘条，下缘条以及腹板均具有安装通孔；
7.复材梁具有梁上缘条、梁下缘条以及梁腹板，复材梁具有与实施安装通孔对应的梁安装孔；梁腹板上具有与所述中心孔对应的通孔；
8.螺栓通过安装通孔以及梁安装孔将集中力扩散角盒贴合安装在复材梁上；
9.大螺栓穿过所述中心孔以及梁腹板与飞机大部件连接。
10.优选的是，所述中心圆管通过立筋以及斜筋与腹板、上缘条以及下缘条连接。
11.优选的是，所述中心圆管向所述腹板外侧延伸形成圆柱凸起，所述圆柱凸起插入所述通孔。
12.优选的是，所述圆柱凸起的长度大于梁腹板所述通孔的厚度，所述圆柱凸起插入所述通孔超出的部分套设垫圈，垫圈的厚度与圆柱凸起超出长度相同，使垫圈与圆柱凸起端面与飞机大部件表面贴合。
13.优选的是，上缘条与下缘条为阶梯型变厚度，随着靠近中心圆管，上缘条与下缘条的厚度逐渐变厚，有利于载荷的均匀扩散和减重。
14.优选的是，集中力扩散角盒与复材梁之间具有间隙，所述间隙填充有结构胶。
15.优选的是，结构胶的胶层的厚度为0.3-2.5mm。
16.本技术实现了机翼梁与其他飞机大部件的可拆卸连接。
17.通常梁缘条的厚度远大于梁腹板的厚度，一般的角盒仅与梁腹板连接，只能承受很小的垂直于梁腹板的力。该角盒与梁缘条直接连接，可以将垂直于梁腹板的较大的力直接传递到较厚的梁缘条，避免了复材零件承受面外力。
18.复材零件的制造精度较差，作为配合面容易超差，通过创新设计，使金属零件凸出复材梁，形成与其他飞机大部件的高精度配合面。
19.通过对角盒的创新设计，使作用于角盒上的集中力均匀扩散到梁缘条和梁腹板。
20.扩散角盒与翼梁的连接使用胶接和螺栓连接的混合连接方式，胶层可用于补偿装配间隙，保证角盒中心孔的位置精度，胶层承剪，螺栓可防止胶层剥离和承拉。
附图说明
21.图1是本技术一优选实施方式集中力扩散角盒嵌套在复材梁内示意图；
22.图2是本技术一优选实施方式垫圈在复材梁背面示意图；
23.图3是本技术一优选实施方式集中力扩散角盒安装分解图。
具体实施方式
24.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，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方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
25.本技术提供了一种复材梁的集中力扩散角盒，
26.集中力扩散角盒101具有上缘条，下缘条以及连接上缘条与下缘条的腹板，集中力扩散角盒101具有上缘条与下缘条的一侧为内测，在腹板的内测具有中心圆管，中心圆管具有中心孔，中心孔贯通所述腹板；上缘条，下缘条以及腹板均具有安装通孔；
27.复材梁2具有梁上缘条、梁下缘条以及梁腹板，复材梁2具有与实施安装通孔对应的梁安装孔；梁腹板上具有与所述中心孔对应的通孔；
28.螺栓通过安装通孔以及梁安装孔将集中力扩散角盒101贴合安装在复材梁2上；
29.大螺栓穿过所述中心孔以及梁腹板与飞机大部件连接。
30.使用一个可拆卸的大螺栓穿过中心圆管与其他大部件连接，相当于集中力作用于中心圆管，这个集中力通过该角盒均匀扩散到复材梁。集中力可以分为垂直和平行于中心圆管轴线的两个分量。对于垂直于中心圆管轴线的力，大部分通过集中力扩散角盒101腹板与梁腹板的连接传递到梁腹板，使梁腹板受剪，小部分通过集中力扩散角盒101的立筋和斜筋传递到梁；对于平行于中心圆管轴线的力，大部分通过集中力扩散角盒101的立筋传递到梁缘条，成为梁缘条的面内力，小部分通过集中力扩散角盒101腹板与梁腹板的连接传递到梁腹板；集中力通过集中力扩散角盒101扩散后，将大部分力转化为复材梁的面内力，避免复材零件承受面外力。
31.优选的是，所述中心圆管通过立筋以及斜筋与腹板、上缘条以及下缘条连接。
32.优选的是，所述中心圆管向所述腹板外侧延伸形成圆柱凸起，所述圆柱凸起插入所述通孔。
33.优选的是，所述圆柱凸起的长度大于梁腹板所述通孔的厚度，所述圆柱凸起插入所述通孔超出的部分套设垫圈102，垫圈102的厚度与圆柱凸起超出长度相同，超出长度为2mm，其使垫圈102与圆柱凸起端面与飞机大部件表面贴合，因为集中力扩散角盒101和垫圈
都是金属件，制造精度比复材梁高得多，且可以在装配过程中锉修金属端面，有利于保证梁与其他大部件的装配精度。
34.优选的是，上缘条与下缘条为阶梯型变厚度，随着靠近中心圆管，上缘条与下缘条的厚度逐渐变厚，有利于载荷的均匀扩散和减重。
35.优选的是，集中力扩散角盒101与复材梁2之间具有间隙，所述间隙填充有结构胶。
36.优选的是，结构胶的胶层的厚度为0.3-2.5mm,胶层主要承受剪力和压力，螺栓用于承受拉力，并可作为胶层失效后的保险措施，提高了关键结构连接的安全裕度。
37.本技术实现了机翼梁与其他飞机大部件如机身、起落架的可拆卸连接。
38.通常梁缘条的厚度远大于梁腹板的厚度，一般的角盒仅与梁腹板连接，只能承受很小的垂直于梁腹板的力。该角盒与梁缘条直接连接，可以将垂直于梁腹板的较大的力直接传递到较厚的梁缘条，避免了复材零件承受面外力。
39.复材零件的制造精度较差，作为配合面容易超差，通过创新设计，使金属零件凸出复材梁，形成与其他飞机大部件的高精度配合面。
40.通过对角盒的创新设计，使作用于角盒上的集中力均匀扩散到梁缘条和梁腹板。
41.扩散角盒与翼梁的连接使用胶接和螺栓连接的混合连接方式，胶层可用于补偿装配间隙，保证角盒中心孔的位置精度，胶层承剪，螺栓可防止胶层剥离和承拉。
42.一个实施例：某无人运输机的翼身对接是设计分离面，要求可拆卸，机翼复材梁通过该集中力扩散角盒与机身连接，一个φ20的大螺栓穿过中心圆管和机身框，机身框紧贴集中力扩散角盒中心圆管的两个端面，为了保证机身和机翼的相对位置，需要锉修集中力扩散角盒中心圆管的两个端面和垫圈。从机身传来的很大的集中载荷通过该集中力扩散角盒成功扩散到机翼的复材梁。
43.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，集中力扩散角盒(101)具有上缘条，下缘条以及连接上缘条与下缘条的腹板，集中力扩散角盒(101)具有上缘条与下缘条的一侧为内测，在腹板的内测具有中心圆管，中心圆管具有中心孔，中心孔贯通所述腹板；上缘条，下缘条以及腹板均具有安装通孔；复材梁(2)具有梁上缘条、梁下缘条以及梁腹板，复材梁(2)具有与实施安装通孔对应的梁安装孔；梁腹板上具有与所述中心孔对应的通孔；螺栓通过安装通孔以及梁安装孔将集中力扩散角盒(101)贴合安装在复材梁(2)上；大螺栓穿过所述中心孔以及梁腹板与飞机大部件连接。2.如权利要求1所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，所述中心圆管通过立筋以及斜筋与腹板、上缘条以及下缘条连接。3.如权利要求1所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，所述中心圆管向所述腹板外侧延伸形成圆柱凸起，所述圆柱凸起插入所述通孔。4.如权利要求3所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，所述圆柱凸起的长度大于梁腹板所述通孔的厚度，所述圆柱凸起插入所述通孔超出的部分套设垫圈(102)，垫圈(102)的厚度与圆柱凸起超出长度相同，使垫圈(102)与圆柱凸起端面与飞机大部件表面贴合。5.如权利要求1所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，上缘条与下缘条为阶梯型变厚度，随着靠近中心圆管，上缘条与下缘条的厚度逐渐变厚，有利于载荷的均匀扩散和减重。6.如权利要求1所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，集中力扩散角盒(101)与复材梁(2)之间具有间隙，所述间隙填充有结构胶。7.如权利要求1所述的复材梁的集中力扩散角盒，其特征在于，结构胶的胶层的厚度为0.3-2.5mm。

技术总结
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种复材梁的集中力扩散角盒，集中力扩散角盒具有上缘条，下缘条以及连接上缘条与下缘条的腹板，集中力扩散角盒具有上缘条与下缘条的一侧为内测，在腹板的内测具有中心圆管，中心圆管具有中心孔，中心孔贯通所述腹板；上缘条，下缘条以及腹板均具有安装通孔；复材梁具有梁上缘条、梁下缘条以及梁腹板，复材梁具有与实施安装通孔对应的梁安装孔；梁腹板上具有与所述中心孔对应的通孔；螺栓通过安装通孔以及梁安装孔将集中力扩散角盒贴合安装在复材梁上；本申请实现了机翼梁与其他飞机大部件的可拆卸连接。接。接。


技术研发人员：韩宝钰 李耀华 焦远洋
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2022.10.12
技术公布日：2023/4/18