阅读说明：本技术 飞机前缘组件 (Aircraft leading edge assembly ) 是由 高俊 吴志斌 孔令勇 汪洋 施萌 童瑶 于 2020-11-27 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种飞机前缘组件,其具有面对前进方向的前缘端和背对前进方向的后缘端,包括：第一舱壁板、第二舱壁板、前梁以及前缘蒙皮,并且形成所述前缘组件的前缘端,其中,前缘组件还包括辅助梁部,辅助梁部的第一侧附连到第一舱壁板和前缘蒙皮,辅助梁部的第二侧附连到第二舱壁板和前缘蒙皮,其中辅助梁部包括腹板,腹板具有基本平坦的腹板平面,其中辅助梁部的第一侧相比辅助梁部的第二侧更靠近前缘端,使得腹板平面相对于前梁所在平面倾斜。该飞机前缘组件能够提高抗鸟体撞击的安全性、减轻前缘组件的重量并且确保鸟体滑离组件。(The invention discloses an aircraft leading edge assembly having a leading edge end facing in a forward direction and a trailing edge end facing away from the forward direction, comprising: a first bulkhead plate, a second bulkhead plate, a front beam, and a front edge skin, and forming a front edge end of the front edge assembly, wherein the front edge assembly further comprises an auxiliary beam section, a first side of the auxiliary beam section being attached to the first bulkhead plate and the front edge skin, and a second side of the auxiliary beam section being attached to the second bulkhead plate and the front edge skin, wherein the auxiliary beam section comprises a web having a substantially flat web plane, wherein the first side of the auxiliary beam section is closer to the front edge end than the second side of the auxiliary beam section, such that the web plane is inclined with respect to a plane in which the front beam lies. The aircraft leading edge assembly can improve safety against bird body impact, reduce the weight of the leading edge assembly and ensure that the bird body slides off the assembly.)

飞机前缘组件

技术领域

本发明涉及一种飞机翼面结构，尤其涉及飞机翼面结构中的前缘组件。

背景技术

鸟撞飞机指的是鸟和飞行的飞机相撞，鸟撞飞机是威胁航空安全的重要因素之一。飞机的高速运动使得鸟击的破坏力达到惊人的程度，一只麻雀就足以撞毁降落时的飞机的发动机。到目前为止，鸟撞飞机依然是一个问题。

现有的方案中，常规的作用是对前缘组件容易受到鸟体撞击的部分进行加强，以避免前缘组件受损。例如中国专利申请CN102030102A公开了一种抗鸟撞飞机平尾前缘。根据该份专利申请公开，前缘组件加入了三角加强件，通过前缘加固件对鸟体进行切割，并通过机翼衬层保护平尾前缘内部结构不受破坏。

此外，中国专利CN106986003B公开了一种有单斜板的抗鸟撞飞机尾翼前缘，其中利用单斜板支撑结构件吸收部分能量并改变鸟体运动轨迹，被分离的鸟携带较大能量飞离尾翼前缘，减少了尾翼能量吸收，从而合理释放鸟体能量，保证前缘结构内部安全。该设计除非前缘蒙皮厚度很大，否则蒙皮破损后鸟体可能会损伤前梁，但厚度较大的蒙皮又会增加结构重量。

因此，仍希望对现有的飞机前缘组件进行改进，在提高其抗鸟体撞击性能的同时，进一步改少组件的整体结构重量，并且避免鸟体在撞击后残留。

发明内容

为克服现有技术中抗鸟体撞击的前缘组件的不足，本发明提供了一种飞机前缘组件，所述前缘组件具有面对前进方向的前缘端和背对前进方向的后缘端，包括：第一舱壁板；第二舱壁板，所述第二舱壁板相对于所述第一舱壁板布置；前梁，所述前梁分别连接到所述第一舱壁板和所述第二舱壁板；以及前缘蒙皮，所述前缘蒙皮连接所述第一舱壁板和所述第二舱壁板，并且形成所述前缘组件的前缘端，其中，所述前缘组件还包括辅助梁部，所述辅助梁部的第一侧附连到所述第一舱壁板和所述前缘蒙皮，所述辅助梁部的第二侧附连到所述第二舱壁板和所述前缘蒙皮，其中所述辅助梁部包括腹板，所述腹板具有基本平坦的腹板平面，其中所述辅助梁部的所述第一侧相比所述辅助梁部的所述第二侧更靠近所述前缘端，使得所述腹板平面相对于所述前梁所在平面倾斜。

根据本发明的一个方面，辅助梁部的所述第二侧与所述前缘蒙皮的连接强度弱于所述辅助梁部的第一侧与所述前缘蒙皮的连接强度

根据本发明的再一个方面，所述辅助梁部还包括第一缘条和第二缘条，所述第一缘条设置在所述腹板的所述第一侧，所述第二缘条设置在所述腹板的所述第二侧，其中所述第一缘条布置成将所述腹板附连到所述第一舱壁板和所述前缘蒙皮，而所述第二缘条布置成将所述腹板附连到所述第二舱壁板和所述前缘蒙皮。

根据本发明的再一个方面，第一缘条包括附连到所述前缘蒙皮和所述第一舱壁板的第一前缘附连部和附连到所述腹板的第一腹板附连部，所述第一前缘附连部和所述第一腹板附连部成角度布置，所述第二缘条包括附连到所述前缘蒙皮和所述第二舱壁板的第二前缘附连部和附连到所述腹板的第二腹板附连部，所述第二前缘附连部和所述第二腹板附连部成角度布置。

根据本发明的再一个方面，第二缘条和前缘蒙皮的连接部的连接强度弱于所述第一缘条和所述前缘蒙皮的连接部的连接强度。

根据本发明的再一个方面，所述第二缘条和所述前缘蒙皮的连接部处的紧固件的数量少于所述第一缘条和所述前缘蒙皮的连接部处的紧固件的数量，或者所述第二缘条和所述前缘蒙皮的连接部处的紧固件的直径小于所述第一缘条和所述前缘蒙皮的连接部处的紧固件的直径。

根据本发明的再一个方面，所述辅助梁部的所述第二侧附近的所述前缘蒙皮的厚度小于所述辅助梁部的所述第一侧附近的所述前缘蒙皮的厚度。辅助梁部的第二侧附近的前缘蒙皮的厚度为辅助梁部的第一侧附近的前缘蒙皮的厚度的70％－90％。

根据本发明的再一个方面，所述第一舱壁板和所述第二舱壁板包括玻璃纤维复合材料和芳纶蜂窝材料，所述前缘蒙皮包括玻璃纤维复合材料、金属和芳纶蜂窝材料，并且所述辅助梁部采用金属材料，金属材料包括铝合金材料或钛合金材料。

根据本发明的前缘组件可设置在飞机平尾前缘、飞机垂尾前缘以及飞机机翼前缘的至少一个中。

与现有的增加前缘组件特别是前缘部的强度来提高抗鸟撞的性能不同，本发明的前缘组件通过预先设定的能够被破坏的部位，以使鸟体撞击时的冲击能量能够被充分吸收，并且鸟体能够从预设位置按照预设方向离开前缘组件，避免前缘组件的余下重要部分不会破坏，保障了前梁等主承力结构在飞机运动中的安全性。

根据本发明的前缘组件可以有效降低本身的重量，因为一方面前缘破坏时会吸收部分能量，可以使得鸟体撞击到辅助梁时其能量已经有效降低；二是辅助梁仅需要引导鸟体滑出前缘，故整个过程中可以不必通过结构变形或破坏的方式吸收鸟体全部能量，就可以实现有效的抗鸟撞目的。

附图说明

为了更完全理解本发明，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述，附图中：

图1示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的立体图。

图2示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的侧视图。

图3示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件中的辅助梁部的立体图。

图4示出了根据本发明的一较佳实施例的飞机前缘组件中的辅助梁部的侧视图。

图5示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的概念示意图。

图6示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件在鸟体撞击的过程中的概念示意图。

图7A示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的有限元分析示意图。

图7B示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的有限元分析结果示意图。

图7C示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件的另一分析结构示意图，其中隐去了前缘蒙皮和舱壁板。

附图标记列表

10 飞机前缘组件

11 前缘端

12 后缘端

110 第一舱壁板

120 第二舱壁板

130 前缘蒙皮

150 前梁

160 前缘舱肋

200 辅助梁部

201 第一侧

202 第二侧

210 第一缘条

211 第一前缘附连部

212 第一腹板附连部

220 第二缘条

221 第二前缘附连部

222 第二腹板附连部

230 腹板

310 第一组紧固件

320 第二组紧固件

330 第三组紧固件

340 第四组紧固件

350 第五组紧固件

360 第六组紧固件

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

图1示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件10的立体图，图2示出了该飞机前缘组件10的侧视图。该前缘组件10可以用于飞机上多个易受到鸟体撞击的前缘结构。通常，该前缘组件10可以用于飞机的平尾前缘，也可以用于飞机的垂尾前缘，还可以用于机翼前缘。这些适用场合都被包含在本发明的主旨内。

如图2所示，飞机前缘组件10沿飞机的前进方向具有前缘端11(图2的右侧)和后缘端12(图2的左侧)，在飞机前进的过程中，其前缘端11存在受到鸟体撞击的风险。前缘组件10主要包括第一舱壁板110和第二舱壁板120，它们彼此相对布置。在前缘组件10用于平尾前缘的实施例中，第一舱壁板110为上方舱壁板，而第二舱壁板120为下方舱壁板。飞机前缘组件10还包括前缘蒙皮130，它分别连接到第一舱壁板110和第二舱壁板120，从而形成前缘组件10的前缘端11。

前缘组件10在其后缘端12处设有前梁150，前梁150在布置在第一舱壁板110和第二舱壁板120之间。具体而言，前梁150通过航空用紧固件分别在其两侧连接到第一舱壁板110的内侧和第二舱壁板120上。在较佳实施例中，在图2所示的前缘组件10的侧视方向中，前梁150大致处于垂直于对称中线A的平面中。

此外，前缘组件10还包括前缘舱肋160。前缘舱肋160分别垂直于第一舱壁板110和第二舱壁板120以及前梁150，从而对整个前缘组件10起到结构加强的作用。

特别地，为了对抗鸟体撞击，根据本发明的前缘组件10设置了如图3所示的辅助梁部200。该辅助梁部200的第一侧201附连到第一舱壁板110和前缘蒙皮130，辅助梁部200的第二侧202附连到第二舱壁板120和前缘蒙皮130。从图2中可以清楚地看到，辅助梁部200的第一侧201相比辅助梁部200的第二侧202更靠近前缘端11，从而使得辅助梁部200整体相对于前梁150所在平面以及对称中线A倾斜地布置在第一舱壁板110和第二舱壁板120之间。辅助梁部200的设置将前缘组件10由前梁150、第一和第二舱壁板110、120以及前缘蒙皮130包围形成的腔室分成隔成了两部分。

图3和图4示出了较佳实施例的辅助梁部200。辅助梁部200包括腹板230和缘条210和220。腹板230具有基本平坦的腹板平面，腹板平面布置成位于前缘蒙皮130的后方并且相对于前梁150所在平面倾斜，同时，也相对于对称中线A倾斜布置。腹板230相对于前梁150所在平面的倾斜角度较佳地在30度－60度之间，更佳地在40－50度之间。缘条包括上方的第一缘条210和下方的第二缘条220。第一缘条210布置成在第一侧201将腹板230附连到第一舱壁板110和前缘蒙皮130，第二缘条220布置在第二侧202将腹板230附连到第二舱壁板120和前缘蒙皮130。

特别地，第一缘条210包括固定到腹板230的第一腹板附连部212和固定到第一舱壁板110和前缘蒙皮130的第一前缘附连部211，两个附连部211、212成角度布置，同样地，第二缘条220也包括固定到腹板230的第二腹板附连部222和固定到第二舱壁板120和前缘蒙皮130的第二前缘附连接221，两个附连部221、222也成角度布置。

如图5所示，在较佳实施例中，第一缘条210位于腹板230靠近前缘蒙皮130的一侧上，其前缘附连部向着前缘蒙皮130延伸；而第二缘条220则位于腹板230背离前缘蒙皮130的一侧上，其前缘附连部向着前梁延伸。这样的布置使得每一个缘条210和220中的两个附连部之间的角度均大于90度。

较佳地，辅助梁部200的缘条210、220使用挤压型材，腹板230优选地采用铝合金平板，这样能够有利地使缘条和腹板230各自的一体成形的长度足够长，在一个平尾或垂尾的长度方向中无需拼接，从而增加强度、减少薄弱环节、同时也简化了制造工艺。

结合图5具体说明辅助梁部200的较佳安装结构。第一缘条210的前缘附连部通过第一组紧固件310固定到前缘蒙皮130，同时第一缘条210的前缘附连部通过第二组紧固件320固定到第一舱壁板110，而第一缘条210的腹板230附连部通过第三组紧固件330固定到辅助梁腹板230。第二缘条220的前缘附连部通过第四组紧固件340固定到第二舱壁板120，同时第二缘条220的前缘附连部通过第五组紧固件350固定到前缘蒙皮130，而第二缘条220的腹板230附连部通过第六组紧固件360固定到辅助梁腹板230。

根据本发明的较佳实施例，第二缘条220和前缘蒙皮130的连接部的连接强度被特别地设定成弱于第一缘条210和前缘蒙皮130的连接部的连接强度。对此，通过合理的选择各组紧固件的数量以及单个紧固件的强度，可以使第二缘条220和前缘蒙皮130之间连接部成为在发生鸟体撞击的情况下优先被破坏的部位，从而形成滑离缺口，使鸟体能够沿倾斜式的辅助梁部200滑离前缘组件10。基于上述考虑，较佳地，第五组紧固件350的连接强度低于第一组紧固件310的连接强度。更佳地，第五组紧固件350的连接强度在上述六组紧固件中被设定的最低。具体地，可以减少第五组紧固件350的数量，或者也可以采用相对较小直径的紧固件作为第五组紧固件350。

另一方面，可以将辅助梁部200的第二侧202附近的前缘蒙皮130的厚度设置成小于辅助梁部200的第一侧201附近的前缘蒙皮130的厚度。当前缘组件10被用于飞机的平尾前缘时，在水平上方的与第一缘条210连接的那部分前缘蒙皮130的厚度被设置成大于在水平下方与第二缘条220连接的那部分前缘蒙皮130的厚度。

例如，与第二缘条220连接的一部分前缘蒙皮130的厚度较佳地设定为与第一缘条210连接的一部分前缘蒙皮130的厚度的70％－90％，更佳地，为75％－85％，最佳地为80％。这样，也将有利地设定前缘组件10的薄弱部分，使在发生鸟体撞击的情况下鸟体能沿倾斜式的辅助梁部200滑离组件。上述紧固件常规地可以采用航空用铆钉和航空用螺栓。

第一和第二舱壁板110、120较佳地采用玻璃纤维复合材料和芳纶蜂窝材料，也可以采用碳纤维复合材料和芳纶蜂窝材料。前梁蒙皮130较佳地可采用诸如铝合金的金属和玻璃纤维复合材料，并且较佳地可加入芳纶蜂窝以提高结构刚度。辅助梁部200优先地采用金属材料，金属材料优选地包括铝合金材料或钛合金材料。

根据本发明，如图6所示，当飞机在飞行过程中遇到鸟体撞击时，鸟体的撞击使前缘蒙皮130发生穿透性的破坏，鸟体撞击到辅助梁部200的腹板230上，并由此前缘蒙皮130与第二缘条220的结合部存在薄弱部，因此，由于相对弱的连接强度或相对弱的前缘蒙皮130的特定区域，该部位先于其他蒙皮部位发生破裂，从而鸟体会沿着腹板230的斜坡向着破裂的部位滑动，并且从破裂部位滑离前缘组件10。

进一步地，图7A、图7B和图7C示出了根据本发明一较佳实施例的飞机前缘组件10的有限元分析的示意图。在一具体分析例中，如图7A所示，3.6kg的鸟体以速度180m/s与前缘组件发生撞击后，前缘蒙皮130会在发生穿透性破坏，破坏过程中鸟体撞击能量被部分吸收，随后鸟体撞击到辅助梁部200的腹板230上。

接着，如图7B所示，由于鸟体在高速状态下表现出流体力学行为，因此鸟体在运动方向会在其撞击辅助梁部200的腹板230的过程中发生改变，变成沿着辅助梁部200的腹板平面向斜下方滑去。随着鸟体运动方向改变，会撞击远离前缘组件10的前缘部的第二缘条与前缘蒙皮130的结合部，导致前缘蒙皮130在该结合部破损或者前缘蒙皮130与辅助梁腹板230的连接失效，形成穿透性破坏，使得大量鸟体从此区域滑出。撞击过程中，前缘蒙皮130发生穿透性破坏，辅助梁部的腹板230仅发生永久变形，鸟体不会穿透辅助梁撞击前梁150及前梁150的区域，从而达到前缘抗鸟撞目的。

在辅助梁部200中，应当理解的是，辅助梁的缘条和腹板230的材料和厚度被合理选择为能够使其在撞击过程中仅发生变形而不破坏。第二缘条220和前缘蒙皮130之间的结合部的紧固件和/或蒙皮的本身强度选择为在鸟体沿腹板230向下滑动时破裂。

采用根据本发明的前缘组件，通过倾斜式辅助梁部的导向作用，鸟体在撞击过程中可以从后方滑出。

当根据本发明的前缘组件作在垂尾前缘中时，整个辅助梁部竖直于地面布置，并且腹板平面朝向飞机的左侧或右侧相对前进方向倾斜布置。当鸟体撞上安装有本发明前缘组件的垂尾前缘时，其也能沿腹板平面滑离组件。

与现有的增加前缘组件特别是前缘部的强度来提高抗鸟撞的性能不同，本发明的前缘组件通过预先设定的能够被破坏的部位，以使鸟体撞击时的冲击能量能够被充分吸收，并且鸟体能够从预设位置按照预设方向离开前缘组件，避免前缘组件的余下重要部分不被破坏，保障了前缘组件中的前梁等主承力结构在飞机运动中的安全性。

根据本发明的前缘组件可以有效降低本身的重量，因为一方面前缘破坏时会吸收部分能量，可以使得鸟体撞击到辅助梁时其能量已经有效降低；二是辅助梁仅需要引导鸟体滑出前缘，故整个过程中可以不必通过结构变形或破坏的方式吸收鸟体全部能量，就可以实现有效的抗鸟撞目的。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。