一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道的制作方法

1.本技术属于飞机结构设计领域，特别涉及一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道。


背景技术：

2.冲压进气道是将飞机外部冷空气引入内部，为飞机通风冷却系统提供气流的装置。冲压进气道往往外形复杂，对尺寸精度和内表面质量要求都很高，对刚度的要求也比较高，现有型号飞机普遍采用金属分块钣金成型再组合连接或者复合材料分块成型再组合连接的形式。这种分块的形式需要大量的连接件，对装配空间要求高。而且由于分块，进气道内壁存在对缝，内型精度相对较差。对前唇口形状复杂、管径狭窄且内型复杂的进气道，可达性差，对装配和定位的难度都很大，同时分块的形式需要大量的成型模具和工装，制造成本大，重量大。
3.因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种，以解决现有技术存在的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：
6.一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，包括：进气道以及进气道安装组件，其中，
7.所述进气道包括：
8.唇口及进气道一体化蒙皮，所述唇口及进气道一体化蒙皮包括u型唇口段以及进气道段，所述u型唇口段的内部形成有环形槽；
9.泡沫芯，所述泡沫芯填充在所述u型唇口段的环形槽中；
10.环向加强堵框，所述环向加强堵框设置在所述u型唇口段的环形槽中，对填充有所述泡沫芯的所述u型唇口段进行封堵；
11.所述进气道安装组件包括：
12.u型底座，与所述u型唇口段下部外形匹配，所述u型底座固定在飞机上壁板上；
13.固定端框，为环形口框结构，其下部缘条固定在所述飞机上壁板上；
14.对接框，所述对接框安装在所述u型唇口段末端，其下部缘条固定在所述u型底座上，所述对接框通过对接蒙皮与所述固定端框连接；
15.进气道末端固定型材，与所述进气道段末端外形匹配，所述进气道末端固定型材将所述进气道段末端与所述固定端框连接；
16.上部加强型材，所述上部加强型材固定在所述进气道段的上壁上，两端分别连接所述环向加强堵框以及所述进气道末端固定型材；
17.下部加强纵梁，所述下部加强纵梁的上部缘条固定在所述进气道段的下壁上，下部缘条固定在所述飞机上壁板上，后端与所述固定端框连接。
18.在本技术的至少一个实施例中，所述唇口及进气道一体化蒙皮的材质为碳纤维复合材料织物，外层铺设有一层铜网。
19.在本技术的至少一个实施例中，所述泡沫芯进行分块后安装在所述u型唇口段的环形槽中，相邻两块所述泡沫芯的接缝或缺损处使用发泡胶填充。
20.在本技术的至少一个实施例中，所述环向加强堵环框的材质为碳纤维复合材料织物。
21.在本技术的至少一个实施例中，所述进气道安装组件采用金属骨架结构。
22.在本技术的至少一个实施例中，所述对接框与所述u型唇口段末端之间、所述对接蒙皮与所述固定端框之间、所述进气道末端固定型材与所述进气道段末端之间、所述上部加强型材与所述进气道段的上壁之间、所述上部加强型材与所述环向加强堵框之间、所述下部加强纵梁的上部缘条与所述进气道段的下壁之间均铺设有玻璃纤维复合材料件。
23.发明至少存在以下有益技术效果：
24.本技术的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，结构简单、重量轻、内表面质量好、易于安装、尺寸精度高，具有较好的维修性，适应性强，大大提高了结构强度、刚度，能长期承受气动载荷。
附图说明
25.图1是本技术一个实施方式的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道整体示意图；
26.图2是本技术一个实施方式的进气道整体示意图；
27.图3是本技术一个实施方式的进气道爆炸图；
28.图4是本技术一个实施方式的进气道安装组件示意图；
29.图5是本技术一个实施方式的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道装配示意图。
30.其中：
31.1-进气道；2-进气道安装组件；3-唇口及进气道一体化蒙皮；4-泡沫芯；5-环向加强堵框；6-上部加强型材；7-下部加强纵梁；8-固定端框；9-进气道末端固定型材；10-对接框；11-u型底座；12-飞机上壁板。
具体实施方式
32.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
33.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所
示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
34.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
35.本技术提供了一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，包括：进气道1以及进气道安装组件2。
36.具体的，参见图2-3，进气道1包括：唇口及进气道一体化蒙皮3，泡沫芯4以及环向加强堵框5。其中，唇口及进气道一体化蒙皮3包括u型唇口段以及进气道段，u型唇口段的内部形成有环形槽；泡沫芯4填充在u型唇口段的环形槽中；环向加强堵框5设置在u型唇口段的环形槽中，对填充有泡沫芯4的u型唇口段进行封堵。
37.本技术的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，复合材料整体唇口+进气道结构的进气道1采用碳纤维复合材料+泡沫夹芯结构整体成型。进气道1前端为u型唇口段结构，唇口后为进气道结构。首先制备唇口及进气道一体化蒙皮3，主体材料为碳纤维复合材料织物，因进气道位于飞机机身顶部，考虑防雷击需要，除碳纤维铺层之外，蒙皮最外层铺设一层铜网。唇口及进气道一体化蒙皮3在铺设、固化成型、脱模后，采用泡沫芯4将u型唇口处填充，泡沫芯4可根据组件成型需要进行分块，目前进气道是扩张型结构，泡沫芯4进行切割分块后安装，泡沫芯4的接缝或缺损处使用发泡胶填充。唇口用泡沫芯4填充完毕后铺设环向加强堵框5对其进行封堵，环向加强堵框5同样为碳纤维复合材料织物铺设而成，最后将成型后的组件放进热压罐进行共固化。
38.如图4所示，进气道安装组件2包括：u型底座11、固定端框8、对接框10、进气道末端固定型材9、上部加强型材6以及下部加强纵梁7。其中，u型底座11与u型唇口段外形匹配，u型底座11固定在飞机上壁板12上，为复材整体唇口下部提供支撑；固定端框8为环形口框结构，其下部缘条固定在飞机上壁板12上；对接框10安装在u型唇口段末端，为其提供支撑，其下部缘条固定在u型底座11上，并且对接框10通过对接蒙皮(图中未示出)与固定端框8连接；进气道末端固定型材9与进气道段末端外形匹配，进气道末端固定型材9将进气道段末端与固定端框8连接；上部加强型材6固定在进气道段的上壁上，两端分别连接环向加强堵框5以及进气道末端固定型材9；下部加强纵梁7的上部缘条固定在进气道段的下壁上，下部缘条固定在飞机上壁板12上，后端与固定端框8连接。其中，进气道安装组件2中上部加强型材6、下部加强纵梁7为纵向(航向)支撑结构，固定端框8和进气道末端固定型材9为环向支撑结构，共同为进气道提供刚度支持。最终通过u型底座11、下部加强纵梁7、固定端框8与机身上壁板12连接，固定于机身上部。
39.本技术的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道1最终采用进气道安装组件2进行支撑和固定，进气道安装组件2为金属骨架，复合材料与金属之间存在电位差，因此，在二者接触部位需铺设玻璃纤维复合材料，防止电化学腐蚀。可以理解的是，本实施例中，对接框10与u型唇口段末端之间、对接蒙皮与固定端框8之间、进气道末端固定型材9与进气道段末端之间、上部加强型材6与进气道段的上壁之间、上部加强型材6与环向加强堵框5之间、下部加强纵梁7的上部缘条与进气道段的下壁之间均铺设有玻璃纤维复合材料件。
40.本技术的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，复合材料整体成型唇口及进
气道整体化程度高，蒙皮刚度强，能控制结构变形；有效减少了结构零件数目及铆接数量，装配简单，重量轻；采用复合材料能满足复杂曲面外形设计要求，尤其适用于外形复杂、操作空间不足的进气道结构，有效解决了装配困难的问题，延长了使用寿命。
41.本技术的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，是一种适用于长期承受气动载荷、形状复杂、管径狭窄及内型复杂、装配可达性差成型及组合装配困难的飞机唇口及进气道结构，结构简单、重量轻、内表面质量好、易于安装、尺寸精度高，具有较好的维修性，适应性强，大大提高了结构强度、刚度，能长期承受气动载荷。进气道为采用复合材料泡沫填充结构唇口，相比金属结构，不易产生裂纹，可靠性高，使用寿命长。解决了传统分块组合形式唇口及进气道对装配空间要求高，定位难度大、制造成本大、内型精度相对较差以及重量大等问题。本技术已在国内某型机冲压进气道上研制使用，成功实现其功能。
42.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。