一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法
阅读说明：本技术 一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法 (Full-composite empennage structure and forming method thereof ) 是由 熊雅晴 党万腾 刘明辉 李宇飞 杨文� 方雄 刘忠 周子昀 于 2021-07-26 设计创作，主要内容包括：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。(The invention relates to the technical field of airplane structure design, in particular to a full-composite empennage structure and a forming method thereof, wherein the empennage structure comprises an empennage skin and a multi-wall empennage main body, the empennage skin adopts a variable thickness design, the thickness is gradually reduced from the root part of an empennage to the tip part of the empennage, and the thickness is gradually reduced from the front edge to the rear edge of the empennage; the multi-wall type empennage main body comprises a main force bearing part, the main force bearing part is a longitudinal force bearing part and is matched with the empennage skin in rigidity, and the thickness of the main force bearing part is gradually reduced from the empennage root to the empennage tip. By the structure and the forming method thereof, the problems of limited weight reduction space and large quantity of internal and external fasteners can be effectively solved, and the structure has good surface quality, light weight and low cost.)
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；
ⅳ. 尾翼模具组合注入树脂，待树脂浸润碳纤维布，对模具进行加温，树脂加温后固化，产生的粘接力将尾翼蒙皮与尾翼墙a、尾翼前梁、尾翼墙b、尾翼墙c和尾翼后梁整体固化为一个零件，形成尾翼主体部分；
V. 尾翼端肋、尾翼根肋a、尾翼根肋b、尾翼根肋c、尾翼根肋d、尾翼根肋e、尾翼前接头、尾翼后接头和翼尖分别单独成型，单独成型后采用机械连接或粘接的形式安装在尾翼主体上；
Vi. 通过工装定位好位置，将尾翼前接头、尾翼后接头与尾翼主体部分机械连接，最后安装翼尖，完成装配。
与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：
1、本发明涉及的尾翼结构整体重量轻、结构强度高、刚度大、脱膜方便、结构简单可靠、尺寸精度高、表面质量好。本发明在保证尾翼结构强度、刚度等需求的同时，可减轻结构重量、提高生产效率，减少成本，本发明适用于对表面质量要求较高的中小型尾翼结构，可广泛用于中小型军用无人机的结构设计技术领域。
整体成型的多墙式复合材料尾翼，蒙皮及主承力部件采用变厚度等刚度设计，提高结构效率，尾翼强度高、刚度大、整体变形小，通过该技术减少了尾翼三分之一以上的重量，增加航程和续航能力，减小能耗。
2、本发明中，采用整体成型的多墙式复合材料尾翼结构，大大提高了生产效率，因无需二次装配、减少了约80%的紧固件，大大减少了尾翼的装配工作量。
3、所述主承力部件包括尾翼墙和尾翼梁，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，使得尾翼墙主要作为纵向传力件，尾翼梁除了作为纵向传力件，还是尾翼的主承力件，将尾翼载荷传递给机身，既能减轻重量，又可有效的传递载荷，抵抗变形。
4、尾翼墙a、尾翼前梁、尾翼墙b、尾翼墙c和尾翼后梁组成了尾翼的主承力部件，尾翼布局形式采用多墙式，内部无交错的尾翼肋，采用整体成型一次固化，脱膜方便。
5、所述尾翼蒙皮和主承力部件采用复合材料整体成型技术制造，蒙皮与尾翼墙、尾翼梁之间无需机械连接、表面无紧固件。
6、所述尾翼蒙皮采用整蒙皮，上下蒙皮之间无对缝，取代了常规形式采用上下蒙皮机械连接形式，尾翼整体气动性能好。
7、所述尾翼上下表面均设计为贴膜面，成型后尾翼表面质量好，外形精度高，整体性能好，保证了飞机的对称度，减少因不对称导致的舵面配平损失。
8、通过本成型方法，使得尾翼采用整体成型，尾翼蒙皮上下蒙皮合为一块整蒙皮，上下表面无对缝；尾翼蒙皮及尾翼梁、尾翼墙采用整体成型一次固化，无需单独成型及装配，尾翼主体部分表面无对缝、无紧固件，减少了气动阻力，提升了气动性能。由于该尾翼采用整体成型一次固化，无需单独成型零件后组装，将生产周期缩短近三分之二，提高生产效率，大大节省生产成本
尾翼上下蒙皮表面为气动外形面，采取复合材料整体成型技术，尾翼蒙皮上下表面均设计为贴膜面，且尾翼蒙皮、尾翼梁、尾翼墙通过整体固化一次成型，无需二次装配、成型后尾翼外形精度高，外形精度误差减少50%，表面质量好，保证了飞机的对称度，减少因不对称导致的舵面配平损失。
9、翼尖采用可拆卸形式，翼尖与尾翼端肋套合后连接，翼尖可更换，实现灵活拆卸。
附图说明
下面将结合说明书附图和
具体实施方式
对本发明作进一步的详细说明，其中：
图1为本发明的整体结构示意图；
图2为本发明中尾翼截面铺层示意图；
图3为本发明中尾翼蒙皮变厚度设计示意图；
图4为本发明中主承力部件变厚度设计示意图；
图5为本发明中尾翼接头安装示意图；
图中标记：
1、尾翼蒙皮，2、尾翼墙a，3、尾翼前梁，4、尾翼墙b，5、尾翼墙c，6、尾翼后梁，7、尾翼端肋，8、尾翼根肋a，9、尾翼根肋b，10、尾翼前接头，11、尾翼根肋c，12、尾翼根肋d，13、尾翼根肋e，14、尾翼后接头，15、后接头连接孔，16、前接头连接孔，17、翼尖。
具体实施方式
实施例1
作为本发明基本实施方式，本发明包括一种全复合材料的尾翼结构，包括尾翼蒙皮1和多墙式的尾翼主体。所述尾翼蒙皮1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1刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减。
实施例2
作为本发明一较佳实施方式，本发明包括一种全复合材料的尾翼结构，包括尾翼蒙皮1和多墙式的尾翼主体。所述尾翼蒙皮1采用整蒙皮，上下蒙皮之间无对缝。所述尾翼蒙皮1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1刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减。
所述主承力部件包括尾翼墙和尾翼梁。所述尾翼梁包括尾翼前梁3和尾翼后梁6，所述尾翼墙包括尾翼墙a2、尾翼墙b4和尾翼墙c5；从前到后，依次包括尾翼墙a2、尾翼前梁3、尾翼墙b4、尾翼墙c5和尾翼后梁6。尾翼蒙皮1、尾翼墙和尾翼梁作为尾翼的主承力部件，采用复合材料整体成型，尾翼蒙皮1与尾翼梁、尾翼墙之间无需通过紧固件连接。
所述尾翼主体还包括用于封闭尾翼的尾翼端肋7、尾翼根肋a8、尾翼根肋b9、尾翼根肋c11、尾翼根肋d12和尾翼根肋e13，以及用于传递尾翼载荷的尾翼前接头10和尾翼后接头14。
所述尾翼主体还包括翼尖17，翼尖17与尾翼端肋7套合后连接，可灵活拆卸。
实施例3
作为本发明另一较佳实施方式，参照说明书附图1，本发明包括一种全复合材料的尾翼结构，包括尾翼蒙皮1、尾翼墙a2、尾翼前梁3、尾翼墙b4、尾翼墙c5、尾翼后梁6、尾翼端肋7、尾翼根肋a8、尾翼根肋b9、尾翼根肋c11、尾翼根肋d12、尾翼根肋e13、尾翼前接头10、尾翼后接头14和翼尖17，整体为全复合材料结构，整体重量轻。
尾翼蒙皮1、尾翼墙a2、尾翼前梁3、尾翼墙b4、尾翼墙c5和尾翼后梁6组成了尾翼的主承力部件，尾翼布局形式采用多墙式，内部无交错的尾翼肋，采用整体成型一次固化，脱膜方便。其中，尾翼墙和尾翼梁均为纵向传力件，区别在于：尾翼墙的主要功能是作为纵向传力件，尾翼梁除了作为纵向传力件，还是尾翼的主传力部件，通过尾翼梁上的接头将尾翼载荷传递给机身。尾翼蒙皮1、尾翼墙和尾翼梁采用复合材料整体成型技术制造，蒙皮与尾翼墙、尾翼梁之间通过加温后的树脂粘接固化，无需机械连接、尾翼表面无紧固件。参照说明书附图2，尾翼梁和尾翼墙均采用变厚度等刚度设计，尾翼梁及尾翼墙剖面采用“［”及“］”型截面相互组合为“［］型”，与尾翼蒙皮1组合成盒形件，既能减轻重量，又可有效的传递载荷，抵抗变形。
尾翼蒙皮1采用整蒙皮，上下蒙皮之间无对缝，取代了常规形式采用上下两块蒙皮机械连接形式，尾翼整体气动性能好。尾翼上下表面均设计为贴膜面，成型后尾翼表面质量好，外形精度高，整体性能好，保证了飞机的对称度，减少因不对称导致的舵面配平损失。
其中，翼尖17采用可拆卸形式，翼尖17与主体部分套合后连接，使得翼尖17可更换。
尾翼前接头10和尾翼后接头14用于与尾翼通过工装定位位置，再通过螺栓机械连接。
实施例4
作为本发明最佳实施方式，本发明包括一种全复合材料的尾翼结构的成型方法，其中，全复合材料的尾翼结构如实施例3中所述。具体包括以下步骤：
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a2、尾翼前梁3、尾翼墙b4、尾翼墙c5和尾翼后梁6的碳纤维布。参照说明书附图4，尾翼梁和尾翼墙与尾翼蒙皮1采用等刚度设计，厚度由根部到尖部按10%~15%逐步减薄，具体的百分比可根据有限元仿真计算结果调整，在保证尾翼的强度刚度的同时，减少尾翼重量。
ⅲ. 按设计方向铺叠尾翼上蒙皮的碳纤维布。参照说明书附图3，尾翼蒙皮1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，具体的百分比可根据有限元仿真计算结果调整。
ⅳ. 尾翼模具组合注入树脂，待树脂浸润碳纤维布，对模具进行加温，树脂加温后固化，产生的粘接力将尾翼蒙皮1与尾翼墙a2、尾翼前梁3、尾翼墙b4、尾翼墙c5和尾翼后梁6整体固化为一个零件，形成尾翼主体部分；
v. 尾翼端肋7、尾翼根肋a8、尾翼根肋b9、尾翼根肋c11、尾翼根肋d12、尾翼根肋e13、尾翼前接头10、尾翼后接头14和翼尖17分别单独成型，单独成型后采用机械连接或粘接的形式安装在尾翼主体上；
vi. 参照说明书附图5，通过工装定位好位置，所述尾翼后接头14上设有后接头连接孔15，尾翼前接头10上设有前接头连接孔16，通过前接头连接孔16和后接头连接孔15将尾翼前接头10、尾翼后接头14与尾翼主体部分机械连接，最后安装翼尖17，完成装配。
综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。
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