[发明专利]一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法

说明书

本发明涉及飞机结构设计技术领域，特别是涉及一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法，尾翼结构包括尾翼蒙皮和多墙式的尾翼主体，所述尾翼蒙皮采用变厚度设计，厚度由尾翼根部到尾翼尖部递减，从尾翼前缘到后缘递减；所述多墙式的尾翼主体包括主承力部件，所述主承力部件为纵向传力件，与尾翼蒙皮刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减。通过本结构及其成型方法，能有效解决减重空间受限和内外部紧固件数量多的问题，并且表面质量好、重量轻和成本低。

技术领域

本发明涉及飞机结构设计技术领域，特别是涉及一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法。

背景技术

随着无人机设计技术的飞速发展，现代航空对无人机技术提出了更高要求，高强度、轻重量、高气动性能也成为现代无人机设计面临的难题之一。随着无人机由于使用需求不断的提高，低成本也成为无人机设计的趋势，高性能和低成本设计需求给无人机设计带来了更大挑战。尾翼作为飞机的主要部件之一，为飞机起稳定和操作的作用。在满足强度刚度设计要求外，还需要满足重量、表面质量等设计要求。尾翼一般由尾翼肋、尾翼梁、尾翼上蒙皮、下蒙皮、尾翼接头等组成。由于尾翼承受载荷较大，结构形式、连接关系复杂，因而尾翼减重空间十分受限，同时由于尾翼连接、对合关系复杂，尾翼内外部紧固件数量多、表面对缝多，增加了飞行阻力，影响飞机的飞行性能。另外，尾翼零部件数量多、装配复杂，造成生产成本较高。在使用过程中，尾翼翼尖容易受到损伤，整体更换成本较高。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出了一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法，能有效解决减重空间受限和内外部紧固件数量多的问题，并且表面质量好、重量轻和成本低，能有效提高生产效率。

本发明是通过采用下述技术方案实现的：

一种全复合材料的尾翼结构，其特征在于：包括尾翼蒙皮和多墙式的尾翼主体，所述尾翼蒙皮采用变厚度设计，厚度由尾翼根部到尾翼尖部递减，从尾翼前缘到后缘递减；所述多墙式的尾翼主体包括主承力部件，所述主承力部件为纵向传力件，与尾翼蒙皮刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减。

尾翼蒙皮的厚度由尾翼根部到尾翼尖部按10%~15%逐步减薄，由前缘到后缘方向按10%~20%逐步减薄。

主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部按10%~15%逐步减薄。

所述主承力部件包括尾翼墙和尾翼梁，所述尾翼蒙皮、尾翼墙和尾翼梁采用复合材料整体成型，尾翼蒙皮与尾翼墙、尾翼梁之间通过加温后的树脂粘接固化。

所述尾翼梁及尾翼墙的剖面采用“［”和“］”型截面，相互组合为“［］”型，与尾翼蒙皮组合成盒形件。

所述尾翼梁包括尾翼前梁和尾翼后梁，所述尾翼墙包括尾翼墙a、尾翼墙b和尾翼墙c；从前到后，依次包括尾翼墙a、尾翼前梁、尾翼墙b、尾翼墙c和尾翼后梁。

所述尾翼主体还包括用于封闭尾翼的尾翼端肋、尾翼根肋a、尾翼根肋b、尾翼根肋c、尾翼根肋d和尾翼根肋e，以及用于传递尾翼载荷的尾翼前接头和尾翼后接头。

所述尾翼主体还包括翼尖，翼尖与尾翼端肋套合后连接，翼尖能拆卸。

所述尾翼蒙皮采用整蒙皮，上下蒙皮之间无对缝。

所述尾翼上下表面均设计为贴膜面。

一种全复合材料的尾翼结构的成型方法，其特征在于：包括以下步骤：

ⅰ. 尾翼上蒙皮下蒙皮纤维连续，在模具中按方向铺叠尾翼下蒙皮的碳纤维布；

ⅱ. 在专用模具上单独铺叠尾翼墙a、尾翼前梁、尾翼墙b、尾翼墙c和尾翼后梁的碳纤维布；

ⅲ. 按设计方向铺叠尾翼上蒙皮的碳纤维布；