固定前缘制造技术

一种固定前缘，包括前蒙皮、后蒙皮、隔热梁及输气管，隔热梁的一端连接到前蒙皮的顶部区段，隔热梁的另一端连接到前蒙皮的底部区段，通过隔热梁将前蒙皮与后蒙皮之间的空间划分为第一空间和第二空间，输气管配置于第一空间，在输气管上设置有排气孔，在后蒙皮上，以翼展方向的规定间隔且以向下凹陷的方式设置有多个导气槽，导气槽延伸至后蒙皮的下端，在后蒙皮的下端与前蒙皮的底部区段之间形成有间隙。结构简单，在防冰功能开启时，可以将除冰热气导向间隙的下部，借助下翼面的负压将除冰热气快速排除至机翼外部，能保护固定前缘免受高温损伤。温损伤。温损伤。

【技术实现步骤摘要】
固定前缘


[0001]本专利技术涉及一种固定前缘，尤其涉及一种具有防冰结构的缝翼。

技术介绍

[0002]关于具有防冰结构的缝翼的结构，已知一种用于飞行器的气流控制系统的前缘结构13，所述前缘结构包括双壁式前缘面板27，所述前缘面板包括：内壁元件45和外壁元件47，所述外壁元件47包括多个微孔53，并且其中，所述内壁元件45包括通路55，所述通路形成中空腔室51与真空系统15之间的流体连接。在用于气流控制系统的前缘结构中提供简单且有效的防冰系统的集成的目的是通过以下方式实现的：通过加强件49形成热空气管道57，所述热空气管道被配置成连接至热空气系统17，并且所述加强件49包括多个热空气开口59，所述多个热空气开口形成所述热空气管道57与所述中空腔室(51)之间的流体连接(参照专利文献1)。
[0003]大型飞机每侧机翼前上方布置有5段缝翼，对应有5段前缘。其中，3#～5#缝翼具有防冰功能，缝翼中用于加热的热气通过排气孔排出，热气排出后会在缝翼与固定前缘蒙皮之间聚集后排放至机翼外部。如图4(a)、图4(b)所示，期间将热量传递给3#～5#固定前缘结构，导致3#～5#固定前缘结构受热气影响较为严重。
[0004]该高温环境是目前大型飞机的复合材料前缘结构不能承受的，需要采取措施予以解决。
[0005]现有技术
[0006]专利文献1：CN110001971A

技术实现思路

[0007]本专利技术为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种固定前缘，结构简单，在防冰功能开启时，可以将除冰热气导向间隙的下部，借助下翼面的负压将除冰热气快速排除至机翼外部，能保护固定前缘免受高温损伤。
[0008]本专利技术涉及一种固定前缘1，包括前蒙皮11、后蒙皮12、隔热梁13及输气管14，所述隔热梁的一端连接到所述前蒙皮的顶部区段113，所述隔热梁的另一端连接到所述前蒙皮的底部区段112，通过所述隔热梁将所述前蒙皮与后蒙皮之间的空间划分为第一空间S1和第二空间S2，所述输气管配置于所述第一空间，在所述输气管上设置有排气孔141，在所述后蒙皮上，以翼展方向的规定间隔且以向下凹陷的方式设置有多个导气槽124，所述导气槽延伸至所述后蒙皮的下端，在所述后蒙皮12的下端与所述前蒙皮11的底部区段112之间形成有间隙18。
[0009]根据上述结构，当需要除冰时，加热气体由输气管14通过排气孔141进入第一空间S1，然后经由结构通道进入第二空间S2。由于通过多个导气槽124形成较窄的空气通道，因此，在负压的作用下，加热气体能经由间隙18迅速地向后排出至机翼结构的外部，能防止将热量传递至前蒙皮11。
[0010]较为理想的是，所述第二空间是由所述前蒙皮、所述隔热梁、所述后蒙皮围起的空间，所述第二空间包括上部空间S21和下部空间S22，所述下部空间是所述隔热梁与所述导气槽之间的空间，所述下部空间的容积小于所述上部空间的容积。
[0011]根据上述结构，由于第二空间包括上部空间S21和下部空间S22，下部空间是隔热梁与所述导气槽之间的空间，下部空间的容积小于上部空间的容积，因此，能够更好地利用负压的作用，将加热气体经由间隙18迅速地向后排出至机翼结构的外部。
[0012]此外，所述固定前缘1还包括缝翼下长桁16、缝翼后梁17和铝蜂窝结构15，所述隔热梁的一端隔着通气长桁114连接到所述前蒙皮的顶部区段113，所述隔热梁的另一端通过所述缝翼下长桁连接到所述前蒙皮的底部区段，所述缝翼后梁将所述前蒙皮、所述后蒙皮与所述铝蜂窝结构紧固在一起。
[0013]根据上述结构，前蒙皮11和后蒙皮12两者都不必延伸至固定前缘1的外部后缘，能够增加固定前缘的结构强度。
[0014]较为理想的是，所述第二空间是由所述前蒙皮、所述隔热梁、所述后蒙皮和所述缝翼后梁围起的空间。
[0015]此外，所述隔热梁包括连接段131、第一弯曲段132和第二弯曲段133，所述连接段隔着通气长桁附接到所述前蒙皮的顶部区段，所述第一弯曲部从所述连接段的下端以向后下方延伸的方式倾斜，所述第二弯曲段从所述第一弯曲部的下端以向前下方延伸的方式倾斜，所述下部空间是所述第二弯曲段与所述导气槽之间的空间。
[0016]根据上述结构，能够优化第一空间和第二空间的容积设计，尤其能优化下部空间的容积设计。
[0017]较为理想的是，所述后蒙皮包括上端缘121、主体部122、连结部123，所述导气槽设置于所述主体部，所述连结部将所述上端缘和所述主体部连接，在所述上端缘与主体部之间具有厚度差。
[0018]根据上述结构，在将铝蜂窝结构15的下蒙皮附接在上端缘121上时，铝蜂窝结构15的下蒙皮的上表面与主体部122的上表面能够实现共面。
[0019]此外，所述后蒙皮与所述导气槽是一体的。
[0020]这样，能够实现简单的结构，也能够实现容易的制造。
[0021]另外，所述后蒙皮与所述导气槽可以是分体的。
[0022]较为理想的是，所述第一空间S1和第二空间S2的容积相等。
[0023]根据上述结构，能够优化加热气体的流动方式。
附图说明
[0024]图1是表示飞机的机翼的示意图。
[0025]图2是本专利技术的固定前缘的结构的立体图。
[0026]图3是表示应用本专利技术的固定前缘的机翼的剖面图。
[0027]图4(a)是表示大型飞机的现有的固定前缘的结构的立体图。
[0028]图4(b)是表示大型飞机的现有的固定前缘的结构的剖面图。
[0029]图5是表示现有技术的固定前缘的结构的剖面图。
[0030]符号说明
[0031]1ꢀꢀꢀ
固定前缘
[0032]2ꢀꢀꢀ
主翼段
[0033]3ꢀꢀꢀ
后缘襟翼
[0034]11
ꢀꢀꢀ
前蒙皮
[0035]12
ꢀꢀꢀ
后蒙皮
[0036]13
ꢀꢀꢀ
隔热梁
[0037]14
ꢀꢀꢀ
输气管
[0038]15
ꢀꢀꢀ
铝蜂窝结构
[0039]16
ꢀꢀꢀ
缝翼下长桁
[0040]17
ꢀꢀꢀ
缝翼后梁
[0041]111
ꢀꢀꢀ
前缘
[0042]112
ꢀꢀꢀ
底部区段
[0043]113
ꢀꢀꢀ
顶部区段
[0044]114
ꢀꢀꢀ
通气长桁
[0045]121
ꢀꢀꢀ
上端缘
[0046]122
ꢀꢀꢀ
主体部
[0047]123
ꢀꢀꢀ
连结部
[0048]124
ꢀꢀꢀ
导气槽
[0049]131
ꢀꢀꢀ
连接段
[0050]132
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固定前缘(1)，包括前蒙皮(11)、后蒙皮(12)、隔热梁(13)及输气管(14)，所述隔热梁的一端连接到所述前蒙皮的顶部区段(113)，所述隔热梁的另一端连接到所述前蒙皮的底部区段(112)，通过所述隔热梁将所述前蒙皮与后蒙皮之间的空间划分为第一空间(S1)和第二空间(S2)，所述输气管配置于所述第一空间，在所述输气管上设置有排气孔(141)，其特征在于，在所述后蒙皮上，以翼展方向的规定间隔且以向下凹陷的方式设置有多个导气槽(124)，所述导气槽延伸至所述后蒙皮的下端，在所述后蒙皮(12)的下端与所述前蒙皮(11)的底部区段(112)之间形成有间隙(18)。2.如权利要求1所述的固定前缘，其特征在于，所述第二空间是由所述前蒙皮、所述隔热梁、所述后蒙皮围起的空间，所述第二空间包括上部空间(S21)和下部空间(S22)，所述下部空间是所述隔热梁与所述导气槽之间的空间，所述下部空间的容积小于所述上部空间的容积。3.如权利要求1所述的固定前缘，其特征在于，所述固定前缘(1)还包括缝翼下长桁(16)、缝翼后梁(17)和铝蜂窝结构(15)，所述隔热梁的一端隔着通气长桁(114)连接到所述前蒙皮的顶部区段(113)，所述隔热梁的另一端通过所述缝翼下长桁连接到所述前蒙皮的底部区段，所述缝翼后梁将所述前蒙皮、所述后蒙皮与所述铝蜂窝结构紧固在一起。4.如权利要求2所述的固定前缘，其特征在于，所述固定前缘(1)还包括...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨贵强，冯畅野，柳世华，华文忠，刘朝妮，姜子飞，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：