一种能够提高飞机抗鸟撞性能的尾翼

摘要

一种用于提高飞机抗鸟撞性能的尾翼，外形呈等腰三角形的前缘加强件位于尾翼前缘内，其展向分布于翼展0～100％之间，其弦向分布于尾翼0～30％之间；前缘加强件沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间。前缘加强件顶角的角度与尾翼前缘蒙皮顶角的角度相同，并且该顶角为圆弧过渡，圆弧的半径为5mm；前缘加强件通过前缘加强件固定面与小前梁固定连接。本发明在飞机原尾翼中加装了前缘加强件，当翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量，保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏，并且保持了尾翼的气动外形，实现了增强飞机抗鸟撞性能的目的。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机结构设计领域，具体是一种能提高飞机抗鸟撞性能的尾翼。 

背景技术

鸟撞事故是指空中飞行的飞机等飞行器与飞行的鸟类相撞所发生的事故。随着民用航空行业的飞速发展，民机鸟撞事故成为民用航空最严重的安全威胁之一。据美联航有关报告显示，1990年到2008年间，美国民航共报告89727起动物与民航飞机相撞事故，其中97.4％是由飞鸟造成的。有关数据显示，飞机的迎风面，包括飞机风挡、雷达罩、发动机、机翼前缘及尾翼前缘是最易受到鸟撞的部位。前缘结构内部常设有油路系统或控制线路，这些内部设施一旦受到鸟撞破坏，灾难性事故就难以避免。因此上，解决好飞机尾翼前缘抗鸟撞性能的问题关系重大。中国民航总局制定的《运输类飞机适航标准》中第25条631款中明确规定，飞机尾翼结构的设计必须保证在飞机在与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度等于飞机在选定海平面的巡航速度。研究表明，在高速撞击下，鸟体表现出明显的流体力学行为。 

目前针对尾翼前缘的抗鸟撞设计多采用高强度的复合材料和单纯的夹芯结构。其设计思路多为牺牲结构的功能外形，以其尽可能大的变形吸收鸟体撞击能量。另外如Alessandro Airoldi等人在相关文献中提到的一种垂尾前缘结构，其外表面采用铝合金材料，内部则采用带蜂窝夹芯的碳纤维复合材料。试验中用4磅的鸟体以270节的速度撞击结构，结构损坏明显。M.A.McCARTHY等人则提出一种前缘蒙皮为FML复合材料的机翼前缘结构。试验中结构承受了4磅鸟体以200m/s的速度进行的撞击，前缘未被击穿但产生巨大变形。最近Michele Guida等人又提出了一种夹芯前缘结构，夹芯结构两层面板分别采用FML复合材料与金属材料，芯层为蜂窝。试验过程中用8磅的鸟体以250节的速度对结构进行撞击，结果前缘并未被击穿，但整个结构产生了极大变形。可以看出，现有结构设计其制作费用极为昂贵，整个结构或被击穿，或产生极大变形，其抗鸟撞效果并不理想。 

为克服飞机结构抗鸟撞现有技术中存在的大变形损伤及高费用的缺陷，西北工业大学在申请号为201010554079.4的发明专利申请中提出了一种能够增强飞机抗鸟撞 性能的平尾前缘。该平尾前缘包括前缘蒙皮1、蜂窝芯层2、位于平尾前缘的加强件3和机翼衬层4。其中，蜂窝芯层2、前缘加强件3和机翼衬层4均沿展向布置在机翼前缘内各跨之间；其中，前缘加强件3呈三棱柱体，并且该前缘加强件的一个角位于机翼前缘的前端处；呈平行四边形的上蜂窝芯层和下蜂窝芯层分别固定在前缘蒙皮的上下内表面，并且上蜂窝芯层和下蜂窝芯层的一个斜边均与前缘加强件的一个侧表面配合；机翼衬层固定在两块蜂窝芯层、前缘加强件的表面。上述平尾前缘结构在遭受鸟体撞击后，虽然鸟体经分割后对机翼衬层起到了保护作用，但是该结构存在的问题是：下蜂窝芯层为软材料，在鸟体强大的冲击力作用下产生很大压溃变形，使得前缘蒙皮的支撑刚度变小，导致前缘蒙皮发生失效，可见，蒙皮失效的主要原因是其支撑刚度减小，前缘蒙皮失效会严重影响飞行过程中平尾的气动性能，所以，综合考虑抗鸟撞性能和气动性能设计，该能够增强飞机抗鸟撞性能的平尾前缘的适用性并不强。 

发明内容

为克服飞机尾翼结构设计中难以兼顾抗鸟撞性能和气动外形的缺陷，本发明提出了一种用于提高飞机抗鸟撞性能的尾翼。 

本发明包括尾翼前缘蒙皮、小前梁、翼肋、大前梁、前缘舱蒙皮和前缘加强件。前缘加强件位于尾翼前缘内，其展向分布于翼展0～100％之间，其弦向分布于尾翼0～30％之间；前缘加强件沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间。 

所述的前缘加强件的外形呈等腰三角形。前缘加强件顶角的角度与尾翼前缘蒙皮顶角的角度相同，并且该顶角为圆弧过渡，圆弧的半径为5mm；前缘加强件通过前缘加强件固定面与小前梁固定连接。 

所述前缘加强件的两个侧边均有折边，该折边位于所述前缘加强件的同一表面，并均向前缘加强件的内侧弯折，构成了前缘加强件固定面。 

本发明在飞机尾翼中加装了前缘加强件，从而达到增强飞机抗鸟撞性能的目的，前缘加强件外形呈“V”形。结构通过自身的三角支撑对鸟体进行切割，尾翼受到鸟体撞击后，前缘蒙皮与三角支撑结构贴在一起，分割鸟体的能量，不但保护尾翼前梁不被击穿，从而进一步保护尾翼前缘内部结构不受破坏，而且很好的保持了尾翼的气动外形。 

所述尾翼前缘结构由前缘蒙皮、小前梁及前缘加强件组成，上述结构件由铝合金材料制成。其中尾翼前缘前缘加强件件为平板弯折而成的等腰三角形状，三角形顶点 为半径为5mm的圆弧，前缘加强件件左右两端与小前梁进行螺栓连接或铆钉。除前缘蒙皮外，结构所有部件均在尾翼内部，沿整个尾翼前缘内部展向安置。 

本发明充分考虑了鸟撞问题的特点，即鸟体在撞击过程中表现出流体力学行为，具有很高的能量，对此能量，如果“硬堵”，势必对结构造成很大变形或损伤，所以，最好采用疏导的办法，将鸟体的能量分散，本发明就是通过尾翼内置的前缘加强件件分割了鸟体，变正面撞击为斜撞击，合理的分散了鸟体撞击的能量。较薄的前缘蒙皮通过变形失效吸收了鸟体被分割后部分的能量，而前缘加强件则保证了垂尾前缘内部结构的安全，并且由于其变形较小，阻止了蒙皮的塌陷，保证了尾翼的气动外形。 

本发明由原来的吸收能量改为分散能量，通过前缘内置前缘加强件分割了鸟体，变正面撞击为斜撞击，合理的分散了鸟体撞击的能量，有效提高了结构抗鸟撞性能。 

由于对鸟体进行分割，分割后的残余鸟体沿尾翼蒙皮层左右两面滑走，前缘内置前缘加强件阻止了蒙皮的塌陷，使前缘结构不会产生已往设计中出现的极大变形，尽可能的保持了尾翼前缘的气动外形，适用于机翼前缘以及飞机上任何可能遭受飞鸟撞击的梁缘结构。 

图3为鸟撞数值模拟示意图。图中鸟体表示为长径比为2的圆柱体，其数值计算方法采用SPH粒子表示。鸟体质量为3.6kg，撞击速度为150m/s。 

图4为前缘对鸟体的分割过程。图4(a)为撞击开始前鸟体状态。图4(b)为撞击开始1.5ms后鸟体状态。可以看出，在撞击过程中，鸟体被前缘结构明显切割。图4(c)为撞击开始3ms后，鸟体状态。可以看出，鸟体被前缘结构切割所形成的两个部分分别沿尾翼前缘蒙皮5上下表面滑出。 

图5为鸟体经分割后对结构的冲击示意图。可以看到尾翼前缘蒙皮吸收部分鸟体能量后变形较小，对尾翼内部结构起到了保护作用。 

本发明中，在尾翼上增加的前缘加强件安装在尾翼前缘内部，不会对飞机气动性能造成影响，并且制作简单、成本低，适用于尾翼、机翼前缘以及飞机上任何可能遭受飞鸟撞击的梁缘部位。 

本发明在原理上充分考虑了申请号为201010554079.4的发明中存在的由于支撑蒙皮的蜂窝芯层强度不够，导致鸟体撞击过程中前缘蒙皮发生了撕裂破坏的不足之处，本发明采用刚度较好的金属三角结构作为加固件。所采取的技术方案使尾翼前缘不仅对鸟体产生切割作用，而且尾翼蒙皮下方的加固件的刚度足够好，否则会产生蒙皮塌 陷失效的情况。 

在本发明采取的技术方案中，既要考虑加强件的刚度要求，还需顾及飞机设计对重量的要求。本发明在确定前缘加强件的结构和抗冲击性能时，充分考虑了前缘加强件的结构与刚度的关系，在保证所需的刚度的同时，使前缘加强件的结构重量最小。 

图7给出了不同厚度的前缘加强件的数值模拟结果，可见，前缘加强件的厚度越小，其重量越轻，但是其抗鸟撞能力越小，原始厚度的不足导致加强结构刚度不足，在鸟体的强大冲击压力下无法支撑蒙皮的变形，导致蒙皮塌陷，使尾翼结构无法满足气动性的要求。 

本发明充分考虑了对尾翼前缘加强后，机翼抗撞击能力与机翼重量之间的关系，为此，申请人做了大量的研究工作。比如当前缘加强件的厚度为3mm时，刚度很好，鸟体撞击后，整个尾翼前缘变形很小，但此时前缘加强件的重量达8.1kg，对整个飞机的减重带来不利。当经过多次计算和试验后，将前缘加强件厚度选为2.5mm时，使尾翼的重量减小，并且在鸟体撞击后，整个尾翼前缘变形很小，既满足了抗鸟撞设计要求，又满足了尾翼的气动性要求。 

附图说明

图1为现有技术中抗鸟撞飞机平尾前缘的结构示意图； 

图2为本发明抗鸟撞数值模拟结果变形破坏图； 

图3为本发明的结构示意图； 

图4为图3的A向示意图； 

图5为尾翼抗鸟撞数值模拟示意图； 

图6为尾翼前缘对鸟体分割过程示意图，其中图6a为撞击开始前鸟体状态，图6b为撞击开始1.5ms后鸟体状态，图6c为撞击开始3ms后鸟体的状态； 

图7为撞击后前缘蒙皮变形示意图； 

图8为不同厚度前缘加强件尾翼鸟撞数值模拟结果比较； 

图9为实施例中某跨尾翼的结构示意图； 

图10为图9的A向示意图。其中： 

1.前缘蒙皮      2.蜂窝芯层  3.加强件  4.机翼衬层 5.尾翼前缘蒙皮 

6.前缘加强件    7.小前梁    8.翼肋    9.大前梁   10.前缘舱蒙皮 

11.前缘加强件固定面 

具体实施方式

本实施例是用于某型机的抗鸟撞飞机尾翼。 

如图6所示，本实施例是对现有技术中的飞机尾翼进行了改进，以实现本发明的目的。本实施例包括尾翼前缘蒙皮5、前缘加强件6、小前梁7、翼肋8、大前梁9和前缘舱蒙皮10。尾翼前缘蒙皮5和前缘舱蒙皮10均采用2024-T3铝合金材料，厚度相同，为1.62mm。其余各部件均采用7075-T6铝合金材料，小前梁7厚度为3.5mm，翼肋8的厚度为2.54mm，大前梁9厚度为3.5mm。 

前缘加强件6位于尾翼前缘内，其具体位置：展向分布于翼展0～100％之间，弦向分布于尾翼弦向0～30％之间。前缘加强件6沿飞机尾翼展向分段固定在尾翼前缘内由翼肋构成的各跨之间。 

前缘加强件6为板件。前缘加强件6由厚度为2.54mm的2024铝合金矩形板弯折而成，其外形呈等腰三角形，并由矩形板构成了该等腰三角形的两腰。在所述前缘加强件6的两个侧边均有折边，该折边位于所述矩形板的同一表面，并均向前缘加强件6的内侧弯折，构成了前缘加强件固定面11。所述的形成前缘加强件6的等腰三角形顶角的角度与尾翼前缘蒙皮5顶角的角度相同，本实施例中，前缘加强件6的顶角为50度，并且该顶角为圆弧过渡，圆弧的半径为5mm。前缘加强件6的两个边的长度为256mm。 

前缘加强件6的顶角与尾翼前缘顶端蒙皮5的内表面处于自然接触状态，两个前缘加强件固定面11与小前梁7通过铆钉连接。所述的铆钉采用直径为4mm的高强铆钉，铆钉排列间隔为20mm。 

组装时，首先，用双排铆钉将前缘蒙皮5与小前梁7固定，前缘舱蒙皮10与小前梁7、大前梁9、翼肋8的连接均采用双排铆钉，翼肋8与小前梁7、大前梁9的连接采用单排铆钉。使前缘加强件6的顶角与尾翼前缘蒙皮5处于自然接触状态，将两个前缘加强件固定面11与小前梁7通过铆钉连接。