一种翼肋结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型属于飞机结构设计领域，具体涉及一种用于飞机翼盒内的翼肋结构。
【背景技术】
[0002]翼肋作为翼盒的主要维形、支撑结构，在翼盒内部承受和传递局部载荷。现有的飞机翼肋结构一般为金属铆接或整体机加结构，复合材料翼肋一般也多为组合翼肋结构。金属铆接和组合翼肋由缘条、腹板和支柱组成，腹板上做若干减轻孔，支柱纵横交错连接在腹板上，起到增加翼肋刚度的作用。这种组合翼肋结构存在生产效率低，紧固件装配复杂、疲劳性能低等问题；整体机加翼肋与RTM翼肋能达到同样的装配简单、生产效率高的效果，但是整体机加翼肋的最大劣势是其重量成本和材料的利用率问题，整体机加件毛料的使用率一般仅能达到材料的10%左右。
【实用新型内容】
[0003]本实用新型的目的在于解决上述现有技术中的不足，解决组合翼肋装配效率低下，紧固件连接复杂且疲劳性能低的问题；解决整体机加翼肋重量大和材料利用率低的问题，本实用新型RTM翼肋结构成形对飞机整体工艺水平提高起到促进作用。
[0004]本实用新型的目的通过如下技术方案实现:一种翼肋结构，包括腹板、连接缘条、贯通缘条和若干个支柱，所述支柱平行并列排布，所述腹板位于所述相邻支柱内，并在所述腹板上开腹板孔，实现了盒段内部系统件装配和检查。所述贯通缘条垂直于支柱并贯穿支柱及腹板，所述贯通缘条外侧设有用于连接壁板的连接缘条，使飞机翼肋结构的传力连续、直接。所述腹板、连接缘条、贯通缘条、支柱以及腹板孔均通过复合材料铺层设计并整体成形。
[0005]优选的是，所述翼肋结构为RTM整体成形，实现了明显的减重效果。
[0006]上述任一方案中优选的是，所述腹板孔周围设有整体成形的加强凸台。
[0007]上述任一方案中优选的是，所述连接缘条设有长桁缺口。
[0008]本实用新型所具有的优点是承载和传载效率高、紧固件装配数量少、工艺简单、生产效率高的优点；同时使飞机翼肋结构的传力连续、直接；且通过腹板开孔的设计实现了盒段内部系统件装配和检查；复合材料RTM整体翼肋成形实现了明显的减重效果，相对于整体机加肋达到了 30 %的减重成效。
【附图说明】
[0009]图1是按照本实用新型的翼肋结构的一优选实施例的结构示意图。
[0010]图2是按照本实用新型的翼肋结构的图1所示实施例的腹板孔剖面示意图。
[0011]附图标记:
[0012]1-连接缘条、2-贯通缘条、3_支柱、4_腹板、5_腹板孔、6_加强凸台、7_长桁缺口。
【具体实施方式】
[0013]为了更好地理解按照本实用新型方案的翼肋结构，下面结合附图对本实用新型的翼肋结构的一优选实施例作进一步阐述说明。
[0014]如图1所示，一种翼肋结构，包括腹板4、连接缘条1、贯通缘条2和若干个支柱3，所述支柱3平行并列排布，肋腹板4上竖向布置多个支柱3，支柱3的作用一方面是承受壁板的顶压载荷，另一方面将肋腹板划为多个格子，提高局部肋腹板的稳定性；支柱3与贯通缘条2围成多块腹板4，其主要以剪流的形式传递载荷，因而，所述腹板4位于所述相邻支柱3内，同时，在所述腹板4上开腹板孔5，如图2所示，该附图中腹板孔5以虚线表示，腹板孔5是在整体成形后，通过机械加工成形，这样实现了盒段中系统件的通过、安装和检查。在本实施例中，所述贯通缘条2垂直于支柱3并贯穿支柱3及腹板4，贯通缘条2是整个翼肋上从前梁贯通后梁的结构特征，其作用是传递后梁到前梁的部分轴向载荷。所述贯通缘条2外侧设有用于连接壁板的连接缘条1，所述腹板4、连接缘条1、贯通缘条2、支柱3以及腹板孔5均通过复合材料铺层设计并整体成形。
[0015]需要说明的是，本实施例中，所述翼肋结构为RTM整体成形。
[0016]作为本实施例一优选实施方案，所述腹板孔5周围设有整体成形的加强凸台6，孔边凸台6与腹板4是整体层压成形，这样保证了孔边局部载荷的有效扩散，不会发生孔边局部破坏，相对于二次固化的强度高。
[0017]在本实施例中，所述连接缘条I设有长桁缺口 7，连接缘条I主要是保证翼肋与壁板的连接，连接缘条I在两个长桁缺口 7之间通过紧固件与壁板连接，连接缘条I在长桁通过处机加出长桁缺口 7，保证加筋壁板上长桁的贯通。
[0018]以上结合本实用新型的具体实施例做了详细描述，但并非是对本实用新型的限制，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改均属于本实用新型的技术范围，还需要说明的是，按照本实用新型的管路注、放油结构技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。
【主权项】
1.一种翼肋结构，其特征在于:包括腹板(4)、连接缘条(I)、贯通缘条(2)和若干个支柱(3)，所述支柱(3)平行并列排布，所述腹板(4)位于所述相邻支柱(3)内，并在所述腹板(4)上开腹板孔(5)，所述贯通缘条(2)垂直于支柱(3)并贯穿支柱(3)及腹板(4)，所述贯通缘条(2)外侧设有用于连接壁板的连接缘条(I )，所述腹板(4)、连接缘条(1)、贯通缘条(2)、支柱(3)以及腹板孔(5)均通过复合材料铺层设计并整体成形。2.如权利要求1所述的翼肋结构，其特征在于:所述翼肋结构为RTM整体成形。3.如权利要求1所述的翼肋结构，其特征在于:所述腹板孔(5)周围设有整体成形的加强凸台(6)04.如权利要求1所述的翼肋结构，其特征在于:所述连接缘条(I)设有长桁缺口(7)。
【专利摘要】本实用新型提供了一种翼肋结构，属于飞机结构设计领域，涉及翼面结构设计技术，该翼肋结构通过复合材料铺层设计并整体成形,包括腹板(4)、连接缘条(1)、贯通缘条(2)和若干个支柱(3)，所述支柱(3)平行并列排布，所述腹板(4)位于所述相邻支柱(3)内，并在所述腹板(4)上开腹板孔(5)，所述贯通缘条(2)垂直于支柱(3)并贯穿支柱(3)及腹板(4)，所述贯通缘条(2)外侧设有用于连接壁板的连接缘条1。该翼肋结构设计工艺简单、生产效率高，同时使飞机翼肋结构的传力连续、直接。
【IPC分类】B64C3/18
【公开号】CN204775992
【申请号】CN201520434718
【发明人】段婷婷, 韩全民
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年11月18日
【申请日】2015年6月23日