机翼结构及飞机
阅读说明：本技术 机翼结构及飞机 (Wing structure and aircraft ) 是由 曾锐 刘毅 赵新新 熊俊 杨雅慧 李洪淼 冷崇富 周义 陈飞 于 2021-09-14 设计创作，主要内容包括：本申请涉及一种机翼结构及飞机。机翼结构包括：蒙皮,内部为空腔,蒙皮的前缘设有开口；支撑组件,设置于蒙皮的空腔内,支撑组件包括机翼梁和支撑肋,支撑肋设置于机翼梁上,支撑肋位于蒙皮前缘的开口处；防火墙,设置于支撑肋上,防火墙用于安装发动机；发动机罩,封闭蒙皮前缘的开口。机翼结构将机翼和发动机短舱一体化,结构简单,承载能力强。(The application relates to a wing structure and an aircraft. The wing structure includes: the interior of the skin is a cavity, and the front edge of the skin is provided with an opening; the supporting component is arranged in the cavity of the skin and comprises a wing beam and a supporting rib, the supporting rib is arranged on the wing beam, and the supporting rib is positioned at the opening of the front edge of the skin; the firewall is arranged on the support rib and used for installing the engine; and the engine cover is used for closing the opening of the front edge of the skin. The wing structure integrates the wings and the engine nacelle, and has simple structure and strong bearing capacity.)
技术领域
本申请涉及航空设备领域，具体涉及一种机翼结构及飞机。
背景技术
采用多台发动机的飞机一般将其发动机的短舱安装在机翼上，按照短舱相对机翼的上下关系可分为翼面上安装、翼面下安装和翼面前安装三种主要形式。翼面上安装方式与机翼连接简单、离地间隙大，但对飞机升阻力影响较大。翼面下安装方式便于发动机维护，但离地间隙小易受到地面砂石尘土影响。翼面前安装形式离地间隙适中，发动机拉力轴线相对机翼承载结构力臂小，但结构强度的设计难度更大。
发动机工作时产生复杂的载荷，对相应的承载结构提出了较高要求，主要包括拉力、扭矩、重力及相应弯矩、惯性载荷等，此外还需考虑载荷脉动、发动机热变形、防火隔热、维护检查、结构减重等多种约束要求。在传统金属结构飞机上，发动机短舱结构通常设计为具有框、梁、肋及蒙皮的半硬壳结构，部分飞机还采用了拉杆结构来承受发动机安装架集中载荷，以满足发动机复杂载荷的承载需求。
传统的发动机短舱及其安装结构零部件数量众多、受脉动载荷后易出现疲劳，最终导致结构重量大、维护性差。
发明内容
基于上述问题，本申请提供了一种机翼结构及飞机，将机翼与发动机短舱组合为一体结构，减轻机翼结构重量，提升了飞机维护性。
本申请的一个实施例提供一种机翼结构，包括：蒙皮，内部为空腔，所述蒙皮的前缘设有开口；支撑组件，设置于所述蒙皮的空腔内，所述支撑组件包括机翼梁和支撑肋，所述支撑肋设置于所述机翼梁上，所述支撑肋位于所述蒙皮前缘的开口处；防火墙，所述防火墙设置于所述支撑肋上，所述防火墙用于安装发动机；发动机罩，封闭所述蒙皮前缘的开口。
根据本申请的一些实施例，所述机翼梁包括机翼前梁和机翼后梁，所述机翼前梁和机翼后梁同向设置。
根据本申请的一些实施例，所述支撑组件还包括加强肋，所述加强肋位于所述机翼前梁和机翼后梁之间。
根据本申请的一些实施例，所述支撑组件还包括多个前缘肋，多个所述前缘肋设置在所述机翼前梁上，多个所述前缘肋分别位于所述支撑肋的两侧，所述前缘肋支撑所述蒙皮。
根据本申请的一些实施例，所述前缘肋的截面为C形。
根据本申请的一些实施例，所述机翼前梁的上表面和下表面及所述机翼后梁的上表面和下表面均设有隔板，所述隔板支撑所述蒙皮。
根据本申请的一些实施例，所述隔板的截面为C形。
根据本申请的一些实施例，所述蒙皮包括上蒙皮和下蒙皮，所述上蒙皮与下蒙皮连接形成所述空腔，所述发动机罩分别连接所述上蒙皮和下蒙皮。
根据本申请的一些实施例，所述上蒙皮对应所述发动机罩的位置设有上凸起，所述下蒙皮对应所述发动机罩的位置设有下凸起。
本申请的一个实施例提供一种飞机，包括：如上所述的机翼结构；发动机，位于所述发动机罩内，所述发动机安装在所述防火墙上。
本申请的支撑组件采用复合材料，能够一体胶结和固化成形，制造简单，便于组装；蒙皮采用整体式夹心结构材质，耐疲劳，重量轻；机翼和发动机短舱一体化，使得发动机的复杂载荷传递至机翼梁及蒙皮，零部件数量显著减少，便于制造和维护；机翼结构不存在疲劳问题，相对常规金属结构耐疲劳特性优势明显。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本申请要求保护的范围。
图1是本申请实施例机翼结构的示意图；
图2是本申请实施例机翼结构内部的示意图；
图3是本申请实施例支撑组件的示意图；
图4是本申请实施例支撑肋的示意图；
图5是本申请实施例防火墙安装位置示意图；
图6是本申请实施例机翼结构的爆炸图；
图7是本申请实施例防火墙的示意图；
图8是本申请实施例支撑组件的爆炸图；
图9是本申请实施例加强肋的示意图；
图10是本申请实施例前缘肋的示意图；
图11是本申请实施例隔板的示意图。
具体实施方式
下面结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
如图1和图2所示，本实施例提供一种机翼结构100。机翼结构100包括：蒙皮1、支撑组件2、防火墙3和发动机罩4。
蒙皮1内部为空腔，在蒙皮1的前缘设有开口13，本实施例的开口13由蒙皮1的底端向蒙皮的后缘方向倾斜向上设置。开口13所在平面与竖直面的夹角约为10°～20°。可选地，本实施例的蒙皮采用整体式夹心结构承载蒙皮，制造简单、耐疲劳、重量轻，提升机翼结构100的整体性能。
如图3所示，支撑组件2设置于蒙皮1的空腔内，支撑组件2对蒙皮1起到支撑作用。支撑组件2包括机翼梁21和支撑肋22。支撑肋22设置于机翼梁21上，支撑肋22位于蒙皮1前缘的开口13处。
如图4所示，本实施例的机翼梁21和支撑肋22均为复合材料，如碳纤维复合材料。支撑肋22的后端设有连接台221，连接台221通过树脂与机翼梁21粘接。支撑肋22的前端面222为斜面，支撑肋3的前端面222倾斜角度与开口13的倾斜角度相同或相近。
如图5和图6所示，防火墙3设置于所述支撑肋22上，防火墙3用于安装飞机的发动机。图6中的箭头表示部件的安装方向。
如图7所示，防火墙3包括水平部31和倾斜部32。其中，水平部31与支撑肋22的顶面粘接，倾斜部32与支撑肋22的前端面222粘接。可选的，防火墙3的材质为碳纤维与泡沫夹层的复合材料。
发动机罩4封闭所述蒙皮1前缘的开口13。飞机的发动机位于发动机罩4内，发动机罩4对发动机起到保护作用。本实施例中，发动机罩4的材质可选为玻璃纤维与泡沫夹层的复合材料。发动机罩4的形状可根据需求设置，本申请不对此进行限制。
本实施例的机翼结构，将机翼和发动机短舱一体化，使得发动机的复杂载荷传递至机翼梁及蒙皮，零部件数量显著减少，便于制造和维护。
如图8所示，根据本申请一个可选的技术方案，机翼梁21包括机翼前梁211和机翼后梁212，机翼前梁211和机翼后梁212同向设置，机翼前梁211位于机翼后梁212的前方。其中，支撑肋22位于机翼前梁211上。可选地，机翼前梁211和机翼后梁212通过树脂与蒙皮1固化成一体结构。图8中的箭头代表部件的安装方向。
根据本申请一个可选的技术方案，支撑组件2还包括加强肋23，加强肋23位于机翼前梁211和机翼后梁212之间。加强肋23对支撑组件2起到加强作用，提升支撑组件2的承载能力。本实施例中，加强肋23的数量为两个，两个加强肋23均靠近支撑肋22设置。
如图9所示，可选地，加强肋23包括加强肋本体231和加强肋翻边232，加强肋翻边232位于加强肋本体231的四周，使得加强肋23的截面为C形，便于加强肋23的制造，也便于加强肋23与机翼前梁211和机翼后梁212通过树脂粘接。
根据本申请一个可选的技术方案，支撑组件2还包括多个前缘肋24。多个前缘肋24设置在机翼前梁1上，多个前缘肋24分别位于支撑肋22的两侧，前缘肋24用于支撑蒙皮1。设置前缘肋24可进一步提升支撑组件2的承载能力。
如图10所示，根据本申请一个可选的技术方案，前缘肋24包括前缘肋本体241和前缘肋翻边242，本实施例中，除前缘肋本体241的后端外，前缘肋本体241的其余边缘均设有前缘肋翻边242，使得前缘肋24的截面为C形，便于前缘肋24与机翼前梁211通过树脂粘接。
根据本申请一个可选的技术方案，机翼前梁211的上表面和下表面及机翼后梁212的上表面和下表面均设有隔板25，隔板25支撑蒙皮1。本实施例中，在机翼前梁211的上表面设置第一隔板251，在机翼后梁212的上表面设置第二隔板252，在机翼前梁211的下表面设置第三隔板253，在机翼后梁212的下表面设置第四隔板254。
如图11所示，可选地，隔板25包括隔板本体255和隔板翻边256，隔板翻边256位于隔板本体255的四周，使得隔板25截面为C形，便于隔板25与机翼前梁211及机翼后梁212通过树脂粘接。
本实施例的机翼梁21、支撑肋22、加强肋23、前缘肋24、隔板25均采用碳纤维复合材料，支撑组件的各个部件之间的连接可通过树脂粘接，不存在疲劳问题，相对常规金属结构耐疲劳特性优势明显。
根据本申请一个可选的技术方案，蒙皮1包括上蒙皮11和下蒙皮12，上蒙皮11与下蒙皮12连接形成蒙皮1的空腔及蒙皮前缘的开口13。发动机罩4分别连接上蒙皮11和下蒙皮12。
根据本申请一个可选的技术方案，上蒙皮11对应发动机罩4的位置设有上凸起111，下蒙皮12对应发动机罩4的位置设有下凸起121。设置上凸起111和下凸起121，使得由发动机罩4至蒙皮1具有平滑的过渡，有利于减小飞行时机翼受到的阻力，提升机翼结构100的整体性能。上凸起111和下凸起121还可用于发动机管线的布置。
可选地，发动机罩4包括上罩和下罩，上罩和下罩连接。将发动机罩4设置为分体结构，便于发动机罩4的安装。
本实施例提供一种飞机，包括：如上的机翼结构100和发动机，发动机位于发动机罩4内，发动机安装在防火墙3上。
本实施例的机翼结构100结构简单，将机翼和发动机短舱一体化，通过复合材料提升机翼结构的整体性能，支撑组件用于支撑发动机，避免了传统金属的疲劳问题，减轻了机翼结构重量，提升了飞机维护性。
以上对本申请实施例进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的技术方案及其核心思想。因此，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。
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