一种舵面蜂窝尾缘组件的制作方法

本实用新型属于航空飞行器设计领域，具体涉及到一种舵面蜂窝尾缘组件。

背景技术：

舵面结构作为飞机的操纵面位于飞机尾部，远离飞机重心，因此舵面结构的重量对飞机重心影响极大。舵面尾缘结构距离飞机重心最远，在满足强度设计要求的情况下使尾缘结构重量达到最轻是舵面结构设计工作的重中之重。

传统的尾缘结构采用金属结构制造，重量较大且存在疲劳问题。目前一些尾缘结构虽然采用了复合材料，但为了满足气动外形要求，必须使用沉头紧固件安装，为了满足结构设计要求中沉头紧固件锪窝深度不超过连接区厚度的2/3这一要求，不得不加厚紧固件连接区的结构厚度，从而增加了结构重量。同时为了满足强度设计要求中的抗弯、抗扭刚度，导致了尾缘结构重量过重的问题。

在实际制造装配过程中，由于尾缘结构的空间狭小且近似呈“倒梯”形，制造过程中安装紧固件时常出现安装空间不足和安装工具无法使用的情况，且安装质量较差，对飞机结构安全造成隐患。

本实用新型提供了一种舵面蜂窝尾缘组件，使用成熟可靠的热压罐或RTM工艺胶接制造，无需使用紧固件连接，克服了实际施工过程中尾缘结构空间狭小，紧固件设计、安装困难等问题并降低了制造成本。该尾缘结构全部选用高比强度、比刚度的复合材料制造，使用大芯格低密度纸蜂窝芯填充结构空腔，降低结构重量的同时提高了尾缘结构的抗弯、抗扭强度。

技术实现要素：

提供了一种舵面蜂窝尾缘组件，使用成熟可靠的热压罐或RTM工艺胶接制造，无需紧固件连接，克服了实际施工过程中尾缘结构空间狭小，紧固件设计、安装困难的问题并降低了制造成本。该尾缘结构全部选用高比强度、比刚度的复合材料制造，使用低密度蜂窝芯填充结构空腔，降低结构重量的同时提高了结构的抗弯、抗扭强度。可应用于各种中大型飞机舵面尾缘结构设计。

解决了传统尾缘结构采用金属结构制造，重量较大且存在疲劳现象的问题。解决了一些复合材料尾缘结构为了满足气动外形要求，强度的抗弯、抗扭刚度要求导致结构重量过重的问题。解决了由于尾缘结构的空间狭小且呈“倒梯”形，制造过程中安装紧固件时常出现安装空间不足和安装工具无使用空间的情况，且安装质量较差，对飞机结构造成安全隐患的问题。

技术方案

一种舵面蜂窝尾缘组件，包括蒙皮(1)、梁(2)、蜂窝芯(3)、端部挡块(4)；所述蒙皮(1)呈“倒梯”形、梁(2)为“U”形，蒙皮(1)和梁(2)由单向带与织物铺贴预成型，尾缘组件展长方向两侧的端部挡块(4)使用胶木块材料，与蜂窝芯(3)分别机加成型；蜂窝芯(3)表面覆盖胶膜放置入蒙皮(1)，将梁(2)紧贴蜂窝芯(3)放置，端部挡块(4)放置于蜂窝芯(3)展向两端，整体进入热压罐制造成型。

所述蜂窝芯(3)为低密度蜂窝芯。

技术效果

本实用新型属于飞机结构设计领域，涉及舵面尾缘结构设计，降低了尾缘结构的生产成本与结构重量，同时提高了结构强度并降低安全隐患。使用热压罐一体成型，无需紧固件，降低制造成本。本实用新型选用低密度纸蜂窝芯填充尾缘组件空腔，较泡沫芯填充重量更轻。

附图说明

图1为本实用新型的结构图

图2为本实用新型的分解图

图3为本实用新型的局部放大图

其中1.蒙皮2.梁3.蜂窝芯4.端部挡块

具体实施方式

一种舵面蜂窝尾缘组件，包括蒙皮(1)、梁(2)、蜂窝芯(3)、端部挡块；所述蒙皮呈“倒梯”形、梁为“U”形，蒙皮(1)和梁(2)由单向带与织物铺贴预成型，尾缘组件展长方向两侧的端部挡块(4)使用胶木块材料，与蜂窝芯(3)分别机加成型；蜂窝芯(3)表面覆盖胶膜放置入蒙皮(1)，将梁(2)紧贴蜂窝芯(3)放置，端部挡块(4)放置于蜂窝芯(3)展向两端，整体进入热压罐制造成型。

所述蜂窝芯(3)为低密度蜂窝芯。

本实用新型提供了一种舵面蜂窝尾缘组件，克服了实际制造施工过程中由于尾缘结构空间狭小导致的紧固件设计、安装困难，紧固件安装质量差造成安全隐患的问题，不使用紧固件安装，降低了制造成本。选用高比强度、比刚度的复合材料制造，使用低密度蜂窝芯填充结构空腔，降低结构重量的同时提高了结构的抗弯、抗扭强度。该型号飞机尾缘蒙皮、梁使用复合材料CCF300/BA9916与CF3031/BA9916制造，纸蜂窝芯使用NH-1-1.8-48制造，端部挡块使用胶木块制造。该尾缘组件长度为3702.717mm，重量为2.931kg，与金属和传统复合材料尾缘结构比较，显著地降低了结构重量。