一种飞机前缘结构及散热方法

本发明涉及飞机强度与散热结构设计领域，尤其是一种飞机前缘结构及散热方法。

背景技术：

1、本部分的陈述仅仅是提供了与本发明相关的背景技术信息，不必然构成在先技术。

2、高速飞行器如飞机在高空飞行时面临着恶劣的热-力耦合环境，特别是飞机的前缘部分，在气动加热下容易引起飞机前缘结构外表面温度升高的同时，还会伴随巨大的压力载荷，较高温度以及较大压力荷载引起的综合效应对飞机的安全和使用寿命构成重大的威胁；

3、现有技术中为了解决上述的问题，采用的手段有增加飞机前缘的质量以提高整体结构强度，但导致飞机前缘的重量较大，影响到整个飞机的重量；

4、另外，飞机的部分结构考虑到高温的影响，采用隔热材料，但隔热材料主要应用于发动机，而飞机的前缘结构没有采用隔热材料，而且普通的隔热材料无法保证飞机前缘处的结构强度，因此飞机前缘结构在飞行过程中还是受到温度较高与较大压力荷载的影响，这一问题暂未有有效的解决方案。

技术实现思路

1、针对现有技术存在的不足，本发明的目的是提供一种飞机前缘结构，保证飞机前缘结构的承载力，降低重量，并有效对飞机前缘结构进行散热。

2、为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：

3、一种飞机前缘结构，包括两壁板，两壁板相交呈设定角度设置，壁板朝向另一壁板的一侧为微桁架结构，壁板在微桁架结构的另一侧支撑流道结构，两壁板相交处的一侧与进液管道连接，进液管道与出液管道分别位于两壁板形成空间的对立两侧，进液管道、出液管道分别与两壁板的流道结构连通，进液管道与流道结构的连通处同出液管道与流道结构的连通处对角设置，流道结构为分形流道，流道结构与所述进液管道连接一侧的设置密度大于流道结构另一侧的设置密度。

4、如上所述的飞机前缘结构，壁板设置微桁架结构，微桁架结构强度高，微桁架结构为中空结构，在有效减轻重量的同时，保证飞机前缘结构的承载能力；而且在飞机前缘结构工作时，冷却流道可通入冷却液，实现对飞机前缘结构的冷却和散热，防止飞机前缘结构在高温高压的气动载荷下发生破坏。

5、如上所述的一种飞机前缘结构，为实现两壁板流道结构的液体流出，所述出液管道与u型管道连通，u型管道的两端与两侧所述壁板的所述流道结构分别连通。

6、如上所述的一种飞机前缘结构，所述壁板为第一壁板和第二壁板，第一壁板和第二壁板的相交角度为25°-35°，第一壁板与第二壁板在二者的相交处固连；

7、所述第一壁板与所述第二壁板的材料为钛合金材料，有效提高第一壁板和第二壁板的强度。

8、如上所述的一种飞机前缘结构，所述第一壁板在靠近两壁板相交处设置第一进液槽，第一进液槽与所述的进液管道连通，第一进液槽与第一壁板对应的所述流道结构相通，第一进液槽设置多处开孔以使得液体通过第一进液槽流向第二壁板；

9、所述第一壁板在相对于所述第一进液槽的另一侧设置第一出液槽，第一出液槽与所述的出液管道连通。

10、如上所述的一种飞机前缘结构，所述第二壁板在靠近两壁板相交处设置第二进液槽，第二进液槽与所述的开孔连通，第二壁板在相对于第二进液槽的另一侧设置第二出液槽，第二出液槽与所述的出液管道连通。

11、如上所述的一种飞机前缘结构，考虑到飞机前缘结构的设置，也方便加工，所述流道结构分叉一次，流道结构在飞机前缘结构靠近两壁板相交处（此处温度较高）密度设置较高，利于对飞机壁板相交处的散热。

12、如上所述的一种飞机前缘结构，所述流道结构包括多处y型流道，每一处y型流道的一端与所述的第一进液槽连通，y型流道的另一端与所述的第一出液槽连通。

13、如上所述的一种飞机前缘结构，所述微桁架结构包括多组胞元，多组胞元呈多排多列连接成微桁架结构；

14、所述胞元的底面边长为3-6mm，高度为3-5mm，微桁架结构的杆径为0.8-1mm；

15、所述微桁架结构的长度小于所述流道结构的长度，保证第一壁板的流道结构靠近两壁板连接处开孔的设置。

16、如上所述的一种飞机前缘结构，两所述壁板的所述流道结构外侧分别包覆有第一蒙皮，两壁板形成空间的对立两侧分别设置第二蒙皮，第二蒙皮位于所述进液管道、出液管道的外侧，两壁板在二者相交处的对立侧设置第三蒙皮，第二蒙皮与第一蒙皮、第三蒙皮分别连接；

17、第三蒙皮的厚度与第二蒙皮的厚度相同，第三蒙皮的厚度大于第一蒙皮的厚度，以保证飞机前缘结构在远离壁板相交侧的强度。

18、第二方面，本发明还提供了一种飞机前缘结构的散热方法，采用如上所述的一种飞机前缘结构，包括如下内容：

19、通过激光选区熔化增材方式制作壁板，壁板具有微桁架结构和流道结构，两壁板相交设置，两壁板相交处的一侧与进液管道连接，出液管道位于进液管道的相对侧；

20、在飞机前缘结构工作时，冷却液体通过进液管道进入，流向两壁板的相交处，再分别通过两壁板对应的流道结构流动，并通过出液管道流出，对飞机前缘结构进行散热。

21、上述本发明的有益效果如下：

22、1）本发明中壁板设置微桁架结构，微桁架结构强度高，微桁架结构为中空结构，在有效减轻重量的同时，保证飞机前缘结构的承载能力；而且在飞机前缘结构工作时，冷却流道可通入冷却液，实现对飞机前缘结构的冷却和散热，防止飞机前缘结构在高温高压的气动载荷下发生破坏，保证飞机前缘结构的使用寿命。

23、2）本发明考虑到飞机前缘结构在两壁板相交处受高温气动载荷影响，此处温度较高，流道结构在飞机前缘结构靠近两壁板相交处密度设置较高，利于对飞机壁板相交处的散热，从而利于对飞机前缘结构整体的散热；而且流道结构分叉一次，也方便加工制作。

24、3）本发明中结构设置合理，在两侧壁板的两侧分别设置进液管道和出液管道，保证冷却液的顺利流通；而且出液管道与u型管道连通，实现对上下两侧壁板流道结构的出液。

25、4）本发明中第一壁板结构设置合理，第一壁板的第一进液槽与第二壁板的第二进液槽连通，方便冷却液体通过第一进液槽流向第二壁板的流道结构。

26、5）本发明中微桁架结构包括多组胞元，成排呈列设置的微桁架结构，有效降低微桁架结构的重量，并提高壁板的支撑强度；胞元的边长和高度设置合理，在有限空间内有效保证胞元的刚度。

技术特征：

1.一种飞机前缘结构，其特征在于，包括两壁板，两壁板相交呈设定角度设置，壁板朝向另一壁板的一侧为微桁架结构，壁板在微桁架结构的另一侧支撑流道结构，两壁板相交处的一侧与进液管道连接，进液管道与出液管道分别位于两壁板形成空间的对立两侧，进液管道、出液管道分别与两壁板的流道结构连通，进液管道与流道结构的连通处同出液管道与流道结构的连通处对角设置；流道结构为分形流道，流道结构与所述进液管道连接一侧的设置密度大于流道结构另一侧的设置密度。

2.根据权利要求1所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述出液管道与u型管道连通，u型管道的两端与两侧所述壁板的所述流道结构分别连通。

3.根据权利要求1所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述壁板为第一壁板和第二壁板，第一壁板和第二壁板的相交角度为25°-35°，第一壁板与第二壁板在二者的相交处固连；

4.根据权利要求3所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述第一壁板在靠近两壁板相交处设置第一进液槽，第一进液槽与所述的进液管道连通，第一进液槽与第一壁板对应的所述流道结构相通，第一进液槽设置多处开孔以使得液体通过第一进液槽流向第二壁板；

5.根据权利要求4所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述第二壁板在靠近两壁板相交处设置第二进液槽，第二进液槽与所述的开孔连通，第二壁板在相对于第二进液槽的另一侧设置第二出液槽，第二出液槽与所述的出液管道连通。

6.根据权利要求1所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述流道结构分叉一次。

7.根据权利要求4所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述流道结构包括多处y型流道，每一处y型流道的一端与所述的第一进液槽连通，y型流道的另一端与所述的第一出液槽连通。

8.根据权利要求1所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，所述微桁架结构包括多组胞元，多组胞元呈多排多列连接成微桁架结构；

9.根据权利要求1所述的一种飞机前缘结构，其特征在于，两所述壁板的所述流道结构外侧分别包覆有第一蒙皮，两壁板形成空间的对立两侧分别设置第二蒙皮，第二蒙皮位于所述进液管道、出液管道的外侧，两壁板在二者相交处的对立侧设置第三蒙皮，第二蒙皮与第一蒙皮、第三蒙皮分别连接；

10.一种飞机前缘结构的散热方法，其特征在于，采用权利要求1-9中任一项所述的一种飞机前缘结构，包括如下内容：

技术总结
本发明公开了一种飞机前缘结构及散热方法，解决了现有技术中飞机前缘结构面临着恶劣的热‑力耦合环境的问题，具有保证飞机前缘的结构强度，利于对其进行散热的有益效果，具体方案如下：一种飞机前缘结构，包括两壁板，两壁板相交呈设定角度设置，壁板朝向另一壁板的一侧为微桁架结构，壁板在微桁架结构的另一侧支撑流道结构，两壁板相交处的一侧与进液管道连接，进液管道与出液管道分别位于两壁板形成空间的对立两侧，进液管道、出液管道分别与两壁板的流道结构连通，进液管道与流道结构的连通处同出液管道与流道结构的连通处对角设置；流道结构为分形流道，流道结构与所述进液管道连接一侧的设置密度大于流道结构另一侧的设置密度。

技术研发人员：郝沐雷,王钦,刘峰,李取浩,罗云锋,王继来
受保护的技术使用者：山东大学
技术研发日：
技术公布日：2024/5/16