阅读说明：本技术 一种具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼 (Composite horizontal tail with leading edge slat ) 是由 温青山 庞志远 郝刚勇 刘永胜 刘明亮 荆天冬 甘春诚 徐传宇 李野 于 2019-10-12 设计创作，主要内容包括：本发明属于直升机结构设计技术,涉及一种具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼；包括水平尾翼盒段组件和分别连接在其前端左右两边的左前缘缝翼组件和右前缘缝翼组件；左前缘缝翼组件由左前缘缝翼和若干个支架铆接而成；所述右前缘缝翼组件由右前缘缝翼和若干个支架铆接而成；左前缘缝翼的横截面为倒水滴形,其前缘轮廓外形与共固化盒段的前缘轮廓外形一致；所述右前缘缝翼外形与左前缘缝翼相同；水平尾翼盒段组件为水平尾翼的主体结构,水平尾翼盒段组件包括整体共固化盒段、左后缘、右后缘、左前端肋、右前端肋、左后端肋、右后端肋。本发明的水平尾翼结构在改善俯仰力矩的稳定性、抗鸟击和抗疲劳能力方面提升效果明显。(The invention belongs to the structural design technology of helicopters, and relates to a composite horizontal tail wing with leading edge slats; the horizontal tail wing box assembly comprises a horizontal tail wing box assembly, a left leading edge slat assembly and a right leading edge slat assembly, wherein the left leading edge slat assembly and the right leading edge slat assembly are respectively connected to the left side and the right side of the front end of the horizontal tail wing box assembly; the left leading-edge slat assembly is formed by riveting a left leading-edge slat and a plurality of brackets; the right leading edge slat assembly is formed by riveting a right leading edge slat and a plurality of brackets; the cross section of the left leading-edge slat is inverted-drop-shaped, and the leading-edge contour of the left leading-edge slat is consistent with that of the co-curing box section; the right leading-edge slat has the same appearance as the left leading-edge slat; the horizontal tail wing box assembly is a main body structure of the horizontal tail wing, and comprises an integral co-curing box, a left rear edge, a right rear edge, a left front end rib, a right front end rib, a left rear end rib and a right rear end rib. The horizontal tail structure has obvious improvement effect on the aspects of improving the stability of pitching moment, resisting bird strike and resisting fatigue.)

一种具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼

技术领域

本发明属于直升机结构设计技术，涉及一种具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼。

背景技术

目前，单旋翼直升机一般都带有面积不大的水平尾翼，用于改善直升机的纵向稳定性和迎角稳定性。大多数直升机水平尾翼的安装角都是固定的。由于水平尾翼的安装角被固定，直升机处于突风或悬停状态时其俯仰力矩稳定性就会受到影响。随着军民用直升机技术的发展，直升机对水平尾翼改善气动性能和提高安全性要求也越来越高，如改善俯仰力矩的稳定性和民用直升机适航要求的结构抗鸟击能力等。此外由于水平尾翼会受到旋翼下洗气流和机身侧洗气流等形成的高频率小振幅疲劳载荷的影响，因此水平尾翼结构还需具备一定的抗疲劳能力。

公告号CN 107226197A的中国发明专利公布了“一种直升机后悬挂式水平尾翼”。该发明采用金属材料梁-肋-蒙皮胶铆的结构形式，通过前端设置悬挂点连接到机身后部。该发明的主要目的是便于拆卸。

公告号CN106342053B的中国发明专利公布了“一种直升机水平尾翼连接装置及水平尾翼”。该发明涉及一种直升机固定式水平尾翼。该发明采用梁-肋-蒙皮胶铆的结构形式，该发明仅通过连接接头及左右连接角片即可实现水平尾翼在地面调整±10°的技术要求，主要用于在直升机科研试飞阶段确定水平尾翼最终安装角度。

公告号CN 205239896U的中国发明专利公布了“一种无人机水平尾翼”，提出了一种左右两片式水平尾翼结构，水平尾翼的连接方式是两根插管与机尾结构连接。由于该无人机水平尾翼总体布局较低，为避免在起降时被飞机的砂石等损伤使其进行修理或更换，该发明采用左右两片式结构且外形及结构形式完全一样，可互换使用，减少了维修和更换时的数量配备并提高了配件的通用性和使用效率。但所述发明水平尾翼的传载效率不高，需通过机尾结构平衡平尾承担的全部弯矩。

综上所述的发明关于水平尾翼结构在改善俯仰力矩的稳定性、抗鸟击和抗疲劳能力方面均有所欠缺。

发明内容

本发明的目的是：提供一种具有抗疲劳能力强、结构重量轻、承载效率高、装配和维护过程简便并具备一定的改善直升机纵向俯仰力矩稳定特性和抗鸟击能力的直升机水平尾翼结构。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一种具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼，所述的复合材料水平尾翼包括水平尾翼盒段组件3和分别连接在其前端左右两边的左前缘缝翼组件1和右前缘缝翼组件2；

所述左前缘缝翼组件1由左前缘缝翼4和若干个支架5铆接而成；所述右前缘缝翼组件2由右前缘缝翼6和若干个支架5铆接而成；

所述左前缘缝翼4的横截面为倒水滴形，其前缘轮廓外形与共固化盒段7的前缘轮廓外形一致；所述右前缘缝翼6外形与左前缘缝翼4相同；

所述支架5伸出若干安装耳片，安装耳片上具有连接孔；一侧与前缘缝翼外形贴合，另一侧与整体共固化盒段7的前缘贴合；

所述水平尾翼盒段组件3为水平尾翼的主体结构，水平尾翼盒段组件3包括整体共固化盒段7、左后缘8、右后缘9、左前端肋10、右前端肋11、左后端肋12、右后端肋13。

所述整体共固化盒段7由环氧碳纤维复合材料与两个短切纤维块16和一个填充泡沫17共固化成形。

优选地，所述左后缘8、右后缘9分别与整体共固化盒段7螺接。

优选地，所述前端肋10、右前端肋11、左后端肋12、右后端肋13与整体共固化盒段7连接方式为胶铆装配。

优选地，所述左前缘缝翼4、右前缘缝翼6材料为复合材料或铝合金。

优选地，所述支架5具有四个安装耳片，两个与前缘缝翼连接，两个与整体共固化盒段7连接。

优选地，所述支架5材料为铝合金。

优选地，所述左前缘缝翼4和四个支架5铆接；所述右前缘缝翼6和四个支架5铆接。

优选地，所述左前缘缝翼组件1和右前缘缝翼组件2分别通过螺钉与安装在水平尾翼盒段组件3上的无铆螺母进行连接固定。

优选地，所述整体共固化盒段7上预留有航行灯开关的安装接口20。。

本发明的有益效果是：

①使水平尾翼结构具备改善直升机俯仰力矩稳定特性的能力。所述发明的水平尾翼前缘增加前缘缝翼，使前缘缝翼结构与水平尾翼主结构之间形成一道缝隙，上翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向下翼面，增大了下翼面附着面边界层中气流的能量，降低了水平尾翼上下表面的压强差，进而改善直升机纵向俯仰力矩的稳定特性。

②使水平尾翼结构的抗鸟体冲击能力明显增强。所述发明的水平尾翼前端增加前缘缝翼，当水平尾翼前缘部位遭遇鸟体撞击时前缘缝翼会首先承受鸟体撞击进而结构变形甚至破坏，此过程可有效吸收和耗散鸟体的撞击动能，进而保护水平尾翼结构中主承力结构整体共固化盒段件中的前梁元件不受破坏，使水平尾翼可以持续发挥其设计赋予的功能，保障直升机的安全飞行和着陆。

③使水平尾翼结构的抗疲劳能力明显提升，除此之外水平尾翼结构的重量较同类型金属结构减重30％、承载效率提高、零件数量和机械装配所需的钻孔数量的减少80％。所述发明的水平尾翼结构中除连接件外的所有零件均采用环氧树脂碳纤维复合材料。水平尾翼主结构采用整体共固化盒段减少了零件和紧固件数量以及机械连接所需的开孔数量，使结构承载效率提高，加工制造工作量减少，避免了机械连接如铆接过程中数量较多的开孔使结构承载性能下降的不良影响，同时也降低了钻孔工序引入损伤的概率。此外整体共固化盒段在承受水平尾翼结构承担的弯矩时可以自身平衡，提高了结构的承载效率。

④使水平尾翼结构安装时机身预留的通过孔尺寸缩小20％，提高了结构的可靠性和安全性。所述发明的水平尾翼结构中的前缘缝翼和后缘采用左右分瓣式可拆卸结构。安装水平尾翼时机身只需预留与整体共固化盒段结构横截面稍大的开口即可。待整体共固化盒段与机身安装后可通过螺接方式安装左前缘缝翼、右前缘缝翼、左后缘和右后缘结构。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施的技术方案，下面将对本发明的实例中需要使用的附图作简单的解释。显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明具有前缘缝翼的复合材料整体化水平尾翼结构轴测图；

图2为本发明中左前缘缝翼组件轴测图；

图3为本发明中右前缘缝翼组件轴测图；

图4为本发明中水平尾翼盒段组件左俯视轴测图；

图5为本发明中水平尾翼盒段组件右仰视轴测图；

图6为本发明中整体共固化盒段轴测图；

图7为本发明中整体共固化盒段中与机体结构连接部位的剖视图；

图8为本发明具有前缘缝翼的复合材料整体化水平尾翼结构***图；

图9为实施例一中鸟体撞击水平尾翼结构时的击穿顺序图；

图中：1-左前缘缝翼组件、2-右前缘缝翼组件、3-水平尾翼盒段组件、4-左前缘缝翼、5-支架、6-右前缘缝翼、7-整体共固化盒段、8-左后缘、9-右后缘、10-左前端肋、11-右前端肋、12-左后端肋、13-右后端肋、14-上衬套、15-下衬套、16-短切纤维块、17-填充泡沫、18-闭室分隔肋、19-鸟体、20-接口。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。在下面的详细描述中，提出了许多具体的细节，以便对本发明的全面理解。但是，对于本领域的普通技术人员来说，很明显的是，本发明也可以在不需要这些具体细节的情况下就可以实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例对本发明更好的理解。本发明不限于下面所提供的任何具体设置和方法，而是覆盖了不脱离本发明精神的前提下所覆盖的所有的产品结构、方法的任何改进、替换等。

在各个附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。本发明的具体实施方式描述如下：

1.本发明中具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼结构由左前缘缝翼组件1、右前缘缝翼组件2和水平尾翼盒段组件3通过螺接方式装配而成，详见图1。具有前缘缝翼的复合材料水平尾翼结构与直升机机体结构通过螺栓进行连接。

2.左前缘缝翼组件1由左前缘缝翼4和四个支架5通过铆钉连接，详见图2。左前缘缝翼4为复合材料层压板结构，由三层环氧树脂碳纤维织物铺贴固化而成，用于维持前缘缝翼的总体气动外形。支架5为铝合金机加结构，沿水平尾翼展向布置，为提高前缘缝翼结构的刚度并考虑支架5可能存在的失效行为，其布置数量为四个。支架5上共有四个耳片和一个腹板，耳片用于结构的连接和传载，腹板用于传力并保证前缘缝翼组件与水平尾翼盒段组件3之间的气流通过间隙。

3.右前缘缝翼组件2由右前缘缝翼6和四个支架5通过铆钉连接，详见图3。右前缘缝翼6为复合材料层压板结构，由三层环氧树脂碳纤维织物铺贴固化而成，用于维持前缘缝翼的总体气动外形。

4.水平尾翼盒段组件3为水平尾翼的主体结构，承受平尾结构的主要弯矩和扭转，发挥着改善直升机纵向稳定性和迎角稳定性的重要作用，其位于前缘缝翼组件1和2的后部。水平尾翼盒段组件3由整体共固化盒段7、左前端肋10、右前端肋11、左后端肋12和右后端肋13采用胶粘剂和铆钉进行连接，后与左后缘8和右后缘9采用螺钉和托板螺母配合进行连接，为获得良好的气动效果螺钉采用沉头螺钉用于保证水平尾翼盒段组件3的结构表面光顺。在水平尾翼与机身结构的螺栓连接部位钻孔并胶粘两个上衬套14和两个下衬套15，用于连接螺栓的安装并当水平尾翼承受弯矩和扭矩时承受上述载荷引起的挤压应力。水平尾翼盒段组件构成详见图4和图5。

5.进一步的，整体共固化盒段7为双闭室复合材料结构，组成元件包括蒙皮、前梁、后樯和布置在前梁腹板后用于水平尾翼与机体结构连接区的加强结构，详见图6和图7。整体共固化盒段7由环氧碳纤维织物、单向布和两个短切纤维块16以及安放于两个短切纤维块16之间的填充泡沫17整体共固化成形。环氧碳纤维织物主要铺覆于蒙皮、前梁、后樯区域，而单向布主要铺覆于前梁缘条区用于承受水平尾翼弯曲引起的拉压应力，提高结构承载效率。整体共固化盒段7用于连接左、右前缘缝翼的支架5的前缘蒙皮部位内表面进行加强，强化铺层为3层，用于扩散连接点处的集中力，降低支架连接部位的应力水平。短切纤维块16主要用于固定上衬套14和下衬套15并承受和扩散衬套传递给短切纤维块的挤压应力。填充泡沫17主要作用是填充并使两个短切纤维块16之间的区域平整，同时在直升机对称中心布置闭室分隔肋18使得整体共固化盒段7的闭室结构易于成形和硅胶芯模的拔模。除此之外，整体共固化盒段7的中部上表面有方形开口，为安装在水平尾翼左右两侧的侧垂直安定面上的航向灯的控制开关的放置盒提供安装空间。

6.为更加明显和清晰地表达所述发明水平尾翼的详细组成，请参见图8。

AC332直升机水平尾翼结构具备抗鸟击能力的具体实施例叙述如下：

针对适航规定的鸟击条款符合性设计，通常只考虑直升机前飞过程中对水平尾翼迎风部位即前缘部位的正面撞击。为提高水平尾翼结构的抗鸟击能力，设计时主要通过增加结构的吸能特性和耗散能特性，使其能充分吸收或耗散鸟体的冲击能量。

AC332直升机水平尾翼结构设计时主要采取的措施如下：

一是平尾结构采用环氧碳纤维复合材料并通过增加前缘缝翼与平尾主翼形前缘蒙皮的±45°铺层数量和比例，用于增加结构阻尼进而吸收和耗散冲击能量；

二是利用前缘缝翼位于平尾主翼型前段的总体布局优势，将前缘缝翼设计成空腔结构进而实现多层防护的耗能结构；

三是在平尾主翼形两端增加端肋以提高端部的强度用于承受在经过前缘缝翼耗散后的鸟体19冲击能量，进而保证主翼型结构的完整性。

鸟体撞击水平尾翼结构时撞击顺序示意见图9，图中箭头表示正面撞击以及撞击造成破坏的顺序。通过前缘缝翼结构、整体共固化盒段蒙皮和前缘端肋的破坏吸耗能使得剩余的鸟体19动能不足以对整体共固化盒段的主承力前梁结构造成破坏进而保证了水平尾翼结构可持续发挥其功能，保障直升机的安全飞行和着陆。上述结构在抗鸟击能力方面的有效性已得到验证。

最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。