阅读说明：本技术 一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构及其制作方法 (Composite material bulkhead structure of aircraft wing trailing edge and manufacturing method thereof ) 是由 李森 司超超 薛佼 崔孝展 于 2019-10-25 设计创作，主要内容包括：一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构及制造方法,隔框结构的前端与机翼盒段连接,隔框结构的两侧与活动翼面相邻,所述的隔框结构是一种复合材料一体成型的楔形悬臂结构,其前端有开敞的空腔,两侧与活动翼面平行,隔框结构含有外面板和隔框芯,外面板包覆隔框芯形成一体结构,外面板的上下表面为机翼的理论外形,所述的隔框芯含有内面板和泡沫芯,所述的内面板位于隔框结构的前段,是一个前端开敞的梯形框,与隔框结构的前端空腔外形匹配,所述的泡沫芯位于隔框结构的后段,是一个用泡沫芯制作的梯形台,泡沫芯的前端与内面板的后端相贴合。(The front end of the bulkhead structure is connected with a wing box section, two sides of the bulkhead structure are adjacent to movable wing surfaces, the bulkhead structure is a wedge-shaped cantilever structure integrally formed by composite materials, an open cavity is formed in the front end of the bulkhead structure, two sides of the bulkhead structure are parallel to the movable wing surfaces, the bulkhead structure comprises an outer panel and a bulkhead core, the outer panel coats the bulkhead core to form an integrated structure, the upper surface and the lower surface of the outer panel are in the theoretical appearance of the wing, the bulkhead core comprises an inner panel and a foam core, the inner panel is positioned at the front section of the bulkhead structure, is a trapezoidal frame with an open front end and is matched with the appearance of the cavity at the front end of the bulkhead structure, the foam core is positioned at the rear section of the bulkhead structure and is a trapezoidal table made of the foam core, and the front end of the foam core is attached to the rear end of the inner panel.)

一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构及其制作方法

技术领域

本申请涉及飞机设计制造技术，具体是一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构及其制作方法。

背景技术

飞机机翼后缘不同活动翼面之间一般设置有隔框结构，这类隔框结构是一种在航向前侧与机翼盒段连接、后侧与活动翼面尾部平齐的悬臂式结构，其主要作用是维持机翼翼型的气动外形，减少气流阻力，为活动翼面端面的橡胶型材的挤压密封提供支撑。由于飞机机翼后梁高度较高，而机翼尾部气动外形高度一般较低，因此这类隔框结构沿航向外形高度变化剧烈，外形比较复杂，而展向宽度较小，沿机翼外形展向变化较为平缓。

现有技术中，此类隔框结构一般使用铝合金材料经机械加工以制成相应薄壁零件，然后这些零件经过装配而形成一种空腔结构。一方面这种组件自身重量较重，在气动载荷的长期作用下容易开裂，疲劳性能较差；另一方面为保证机翼的气动外形、精度要求和表面质量，对零件外形面必须精加工成型，同时零件装配也需要使用专用型架，这些均增加了隔框的生产成本。因此，现在亟需解决的问题是设计一种机翼后缘隔框结构，在符合相关设计要求的条件下，有效降低结构重量和制造成本、提高结构效率和使用寿命。

发明内容

为解决上述现有技术中的不足，本申请的目的提供一种结构简单合理、降低结构重量及制造成本、提高飞机结构效率和使用寿命的复合材料悬臂式隔框结构及其制作方法。

一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构，隔框结构的前端与机翼盒段连接，隔框结构的两侧与活动翼面相邻，其特征在于，所述的隔框结构是一种复合材料一体成型的楔形悬臂结构，其前端有开敞的空腔，两侧与活动翼面平行，隔框结构含有外面板和隔框芯，外面板包覆隔框芯形成一体结构，外面板的上下表面为机翼的理论外形，所述的隔框芯含有内面板和泡沫芯，所述的内面板位于隔框结构的前段，是一个前端开敞的梯形框，与隔框结构的前端空腔外形匹配，所述的泡沫芯位于隔框结构的后段，是一个用泡沫芯制作的梯形台，泡沫芯的前端与内面板的后端相贴合。

所述隔框芯的后端，还有一个玻璃钢块，该玻璃钢块与泡沫芯相贴合，该玻璃钢块的外侧面与隔框结构的后端外形匹配。

上述隔框结构前端空腔的内壁为层压板结构，作为悬臂式隔框结构件的连接区域。

本申请的悬臂式隔框结构应用在相邻活动翼面之间，航向前侧与翼面盒段上壁板、下壁板和后梁通过连接接头进行连接，为相邻活动翼面橡胶型材压缩密封提供支撑。

本申请还提供一种飞机机翼后缘隔框结构的制作方法，1)根据机翼理论外形，以及上述飞机机翼后缘隔框结构的外面板、内面板的层压板厚度向内推算出内面板的内侧空腔尺寸及泡沫芯和玻璃钢块的结构尺寸，2)使用机械加工方法制出泡沫芯和玻璃钢块，使用工装模具对内面板进行阳模铺贴；3)使用工装型架对铺贴好的内面板、泡沫芯和玻璃钢进行组装固定形成隔框芯；4)接着将外面板的铺层绕内面板、泡沫芯和玻璃钢组成的隔框芯进行铺贴成型为复合材料一体结构。

在步骤4)中，首先将外面板铺层绕隔框芯进行铺贴，制得隔框结构预制成型件，再采用真空辅助树脂转移模塑成型方法进行成型，对该预制成型件进行封装并抽真空，达到一定真空度时便开始向封装的预制成型件注入树脂并进行加热，使内面板、泡沫芯、玻璃钢和外面板通过树脂充分固化后构成一个复合材料，最后对脱模的复合材料整体结构件进行机械加工，制作出符合设计要求且满足功能需求的复合材料机翼后缘悬臂式隔框结构。

在步骤4)中，铺贴外面板时，铺层在泡沫芯的上下表面进行交叉搭接处理。

本申请的有益效果在于：提供的复合材料机翼后缘悬臂式隔框结构形式简单，降低了隔框结构的重量和生产成本，提高了飞机的结构效率和使用寿命，结构刚度高稳定性好，安全可靠。

以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构外形示意图。

图2是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构剖视图。

图3是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构外面板铺层示意图。

图4是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构使用状态示意图。

图中编号说明：1隔框结构、2内面板、3泡沫芯、4玻璃钢块、5外面板、 6上壁板、7下壁板、8后梁、9连接接头、10活动翼面、11橡胶型材、12活动翼面。

具体实施方式

参见附图，如图1至图4所示，本申请提供的飞机机翼后缘复合材料隔框结构，隔框结构1的前端与机翼盒段的连接，隔框结构1的两侧与活动翼面10 和活动翼面12相邻，所述的隔框结构1是一种复合材料一体成型的楔形悬臂结构，其前端有开敞的空腔，两侧与活动翼面平行，隔框结构1含有外面板5和隔框芯，外面板5包覆隔框芯形成一体结构，外面板5的上下表面为机翼的理论外形，所述的隔框芯含有内面板2和泡沫芯3，所述的内面板2位于隔框结构1的前段内侧，是一个前端开敞的梯形框，与隔框结构2的前端空腔外形匹配，所述的泡沫芯3位于隔框结构1的后段内芯，是一个用泡沫芯制作的梯形台，泡沫芯的前端与内面板的后端相贴合。

为了方便外面板的铺贴和保证隔框结构后端头的强度，所述隔框芯的后端，还有一个玻璃钢块4，该玻璃钢块4与泡沫芯3相贴合，该玻璃钢块4的外侧面与隔框结构1的后端外形匹配。

由内面板2、泡沫芯3和玻璃钢块4共同组成隔框结构的隔框芯。

本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构采用复合材料进行制造，可以采用预浸料/热压罐成型方法进行成型，也可以采用真空辅助树脂转移模塑成型 (VARI)方法进行成型。相比预浸料/热压罐成型方法，采用真空辅助树脂转移模塑成型方法成型可以大大降低零件的制造成本。

在具体操作过程中，根据机翼理论外形，以及外面板5、内面板2的层压板厚度向内推算出内面板2的内侧空腔尺寸及泡沫芯3和玻璃钢块4的结构尺寸，进而做出相应的工装模具、型架，同时使用机械加工方法制出泡沫芯3和玻璃钢块4。本发明提供的复合材料机翼后缘悬臂式隔框结构采用复合材料夹芯结构，使用工装模具对内面板2进行阳模铺贴，然后使用工装型架对铺贴好的内面板2、泡沫芯3和玻璃钢4进行组装固定，接着将外面板5绕内面板2、泡沫芯3和玻璃钢4进行铺贴，制得隔框结构预制成型件。为降低制造成本，优选采用真空辅助树脂转移模塑成型方法进行成型，对该预制成型件进行封装并抽真空，达到一定真空度时便开始注入树脂，待树脂充分流动、浸润、渗透后将其进行加热，在此期间内面板2、泡沫芯3、玻璃钢4和外面板5通过树脂充分固化后构成一个复合材料整体结构件，然后进行脱模，对复合材料隔框结构成型件进行机械加工，制作出符合设计要求且满足功能需求的复合材料机翼后缘悬臂式隔框结构本体1。

图1示出了本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构的一优选实施例。隔框结构1的上下表面为机翼理论外形，左右两侧与活动翼面端面平行，前侧空腔处为层压板结构，作为悬臂式隔框结构件的连接区域。

图2示出的是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构剖视图。外面板5 通过与所述内面板2、泡沫芯3和玻璃钢块4固化联接成为一体式结构。

图3示出的是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构外面板铺层示意图。是按照机翼后缘复合材料隔框结构夹芯区域的一种可行的铺层示意图，铺层在泡沫芯3上下表面进行搭接处理。

图4示出的是是本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构使用状态示意图。隔框结构1应用在活动翼面10和活动翼面12之间，航向前侧与翼面盒段上壁板6、下壁板7和后梁8通过连接接头9进行连接，用来分隔活动翼面10 和活动翼面12，并为活动翼面10的橡胶型材11的压缩密封提供支撑。其中悬臂式隔框结构1与连接接头9之间可以采用螺接、铆接、胶接等多种方式进行连接，并在接触面进行必要的防腐处理。

综上所述，本申请提供的一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构采用复合材料制成，具有疲劳强度好、刚度高、抗腐蚀的特点，降低了隔框结构的重量和生产成本，提高了结构效率和使用寿命，并且使用维护成本也得以降低。另外，采用真空辅助树脂转移模塑成型工艺可以极大地降低零件制造成本。

以上对本申请的飞机机翼后缘复合材料隔框结构的具体实施例做了详细描述，但并非是对本申请的限制，凡是依据本申请的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改均属于本申请的技术范围。