一种高置涵道式尾部结构及其成型方法与流程

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1.本发明属于直升机结构设计技术领域，尤其涉及一种高置涵道式尾部结构及其成型方法。

背景技术：

2.直升机中尾部结构主要有常规尾桨和涵道式尾桨，尾桨主要作用是平衡旋翼产生的反扭矩；涵道式尾桨是在尾部制成筒形涵道，在涵道内装尾桨叶和尾桨毂，相较于常规尾桨布局，涵道尾桨具有安全性好不易发生伤人事故、噪音低、雷达反射面积小有利于隐身、涵道尾桨在前飞时消耗的功率低等优点。
3.基于以上优点，现某新型民用直升机设计拟采用涵道式尾部结构，对涵道尾翼除满足固定尾桨、平衡旋翼反扭矩等常规功能外，还应满足适航规定的雷击防护要求、满足型号后开门设计空间要求、提升尾部结构效率且尽可能的减轻结构重量、降低制造难度和成本。
4.国内现有涵道式尾部结构，结构重量大、零件和结构布局复杂成型难度大，已无法满足现代直升机使用要求。

技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题：基于新研型号设计技术要求，设计一种高置涵道式尾部结构及其组装方法，除满足固定尾桨、平衡旋翼反扭矩等基本性能要求外，保证适航雷击防护要求、结构空间设计要求并尽可能的降低结构复杂性、减轻结构重量、降低制造成本的目的。
6.本发明的技术方案：
7.第一方面，
8.一种高置涵道式尾部结构，所述结构包括：涵道胶接组件3、上部整流罩4、后部整流罩5、尾减速器连接管6；
9.所述上部整流罩4和后部整流罩5分别与涵道胶接组件3连接，涵道胶接组件3与尾减速器连接管6连接。
10.进一步的，所述涵道胶接组件3包括：
11.内部维形件：涵道前梁7、垂尾上端肋8、涵道中部肋9、涵道斜肋10、涵道后部肋11、上部套管肋12、下部套管肋13、套管肋加强角盒14、套管肋加强件15、尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17、垂尾后缘条18；
12.外部气动外形件：涵道内环19、涵道左蒙皮20、涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22、涵道蒙皮口盖一23、涵道蒙皮口盖二24。
13.进一步的，所述上部整流罩4和后部整流罩5均为纤维蜂窝夹层结构；作为气动整流件，并航电设备提供安装平台。
14.进一步的，所述尾减速器连接管6用于将平衡旋翼反扭矩的尾减速器及尾桨叶固
定安装到高置涵道式尾部结构内，尾减速器连接管6为复合材料层压结构。
15.第二方面，
16.一种高置涵道式尾部结构的成型方法，所述方法用于制造第一方面所述的高置涵道式尾部结构，所述方法包括：
17.s1，进炉固化完成涵道胶接组件的装配；
18.s2，在涵道胶接组件3二次胶接固化成型后，进行尾减速器连接管6与涵道胶接组件3的安装工序；
19.s3，涵道胶接组件3及尾减速器连接管6装配完成后，进行涵道蒙皮口盖一23、涵道蒙皮口盖二24的安装，每个口盖均通过大扁圆头螺钉26与蒙皮内的自锁螺母25连接；
20.s4，进行涵道垂尾与尾梁的装配连接；
21.s5，在涵道垂尾与尾梁装配铆接完成后，进行涵道上部整流罩4和后部整流罩5与涵道胶接组件3的螺接装配及结构电搭接导通。
22.进一步的，s1具体为：
23.涵道胶接组件3中所有内部维形件、涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22通过胶膜二次胶接，并送热压罐中温固化；
24.对涵道左蒙皮20进行二次胶接定位，并第二次进炉中温固化。
25.进一步的，s2具体为：
26.通过涵道下蒙皮22上的尾减管安装通过孔22-1将尾减速器连接管6插入涵道胶接组件3内部，之后通过位于涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22处的开孔进行尾减速器连接管6的安装固定；
27.尾减速器连接管6上、下两端均固定连接半轴瓦27和尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17。
28.进一步的，s4具体为：
29.涵道垂尾与尾梁之间设计为工艺分离面：胶铆不可拆卸连接，铆接位置为涵道前梁7翻边；涵道左蒙皮20、右蒙皮21、下蒙皮22与尾梁鱼口35、前缘蒙皮34在涵道前梁处7对接；尾梁鱼口35与涵道前梁7采用双排并列铆接，前缘蒙皮34采用单排钉胶铆。
30.进一步的，s5具体为：
31.在垂尾上端肋8、涵道后部肋10内侧使用抽芯铆钉铆接一圈托板螺母31用于后续整流罩装配；之后整流罩使用大扁圆头螺钉32与涵道胶接组件3搭接形式装配；
32.整流罩与涵道左蒙皮、右蒙皮之间采用导电胶搭接铜片33的方式进行电搭接，打磨蒙皮与整流罩接触区域防雷击复合膜至露出铜网。
33.本发明技术方案为国内首次直升机型号中使用的高置式涵道尾桨，高置涵道尾部结构具有：结构效率高，可相应缩减涵道整体尺寸，从而降低结构重量；尾桨受冲击的概率小，安全性高；尾部高置，型号适合增加后开门设计；国内首次在涵道尾桨直升机中采用防雷击复合膜用于雷击防护，雷击复合膜具有导电性能高、铺设简单等优势。本发明所述的高置涵道式尾部结构整体采用复合材料设计，复合材料具有轻质高强特性，可有效降低结构重量。本发明所述高置涵道式尾部结构分离面选择简明合理，涵道一体化结构布局未设置多余连接，优化内部维形件数量及布局，所有零件构型简单无复杂零件，有效的降低结构重量同时降低工装设计制造难度、降低零件成型难度、提高生产效率。本发明所述涵道胶接组
件采用中温二次胶接固化装配成型，只需两次进炉固化，进炉次数越少有效降低制造成本并且降低进炉固化带来的变形积累。
附图说明
34.图1为本发明实施例提供的一种新型直升机外形-尾部高置式涵道尾桨结构示意图；
35.图2为本发明实施例提供的尾部结构组成示意图；
36.图3为本发明实施例提供的涵道组件组成示意图；
37.图4为本发明实施例提供的涵道下蒙皮结构示意图；
38.图5为本发明实施例提供的蒙皮口盖连接示意图；
39.图6为本发明实施例提供的尾减速器连接管安装示意图；
40.图7为本发明实施例提供的上部整流罩安装示意图；
41.图8为本发明实施例提供的涵道与机体连接示意图；
42.其中，1-机身后开门，2-高置涵道尾部结构，3-涵道胶接组件，4-上部整流罩，5-后部整流罩，6-尾减速器连接管，7-涵道前梁，8-垂尾上端肋，9-涵道中部肋，10-涵道斜肋，11-涵道后部肋，12-上部套管肋，13-下部套管肋，14-套管肋加强角盒，15-套管肋加强件，16-尾减管上部支撑肋，17-尾减管下部支撑肋，18-垂尾后缘条，19-涵道内环，20-涵道左蒙皮，21-涵道右蒙皮，22-涵道下蒙皮，23-涵道蒙皮口盖一，24-涵道蒙皮口盖二，25-自锁螺母，26-圆头螺钉，27-半轴瓦，28-螺栓，29-厚平垫圈，30-螺母，31-托板螺母，32-大扁圆头螺钉，33-搭接铜片，34-前缘蒙皮，35-尾梁鱼口，36-沉头钉。
具体实施方式
43.下面结合附图对本发明技术方案进行详细说明。
44.经计算及分析，为满足机身后开门1结构设计、减轻结构重量等要求，本发明所用尾部结构采用如图1所示高置涵道式结构布局，高置涵道尾部结构2由涵道胶接组件3、上部整流罩4、后部整流罩5、尾减速器连接管6组成，结构整体采用全复合材料设计。
45.所述涵道胶接组件3是尾部结构的主体结构,主要包括:
46.内部的维形件：涵道前梁7、垂尾上端肋8、涵道中部肋9、涵道斜肋10、涵道后部肋11、上部套管肋12、下部套管肋13、套管肋加强角盒14、套管肋加强件15、尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17、垂尾后缘条18；
47.外部气动外形件：涵道内环19、涵道左蒙皮20、涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22、涵道蒙皮口盖(23、24)组成。
48.所有零件成型后通过redux312.5、redux312-l胶膜二次胶接中温固化成型，仅需二次进炉完成整体胶接。
49.所述上部整流罩4和后部整流罩5均为kevlar纤维蜂窝夹层结构；主要作用是气动整流和为航电设备提供必要的安装平台。
50.所述尾减速器连接管6用于将平衡旋翼反扭矩的尾减速器(及尾桨叶)固定安装到涵道结构内部。
51.尾减速器连接管6为复合材料层压结构，用于尾减速器的固定，安装方式为：当涵
道胶接组件3胶接固化完成后，进行尾减速器连接管6的定位安装，通过涵道下蒙皮22上的尾减管安装通过孔22-1将尾减速器连接管6插入涵道胶接组件3内部，之后通过位于涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22处的开孔(23、24、22-2)进行尾减速器连接管6的安装固定；尾减管上、下两端均通过螺栓连接固定连接半轴瓦27和尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17。
52.涵道下蒙皮22上的开孔(22-1、22-2)通过保护涵道的下垂尾结构覆盖，无需专门设计口盖。
53.涵道胶接组件3及尾减速器连接管6装配完成后，进行涵道蒙皮口盖(23、24)的安装，连接方式为螺栓连接。
54.然后进行涵道与尾梁的装配连接，二者之间设计为工艺分离面：即胶铆不可拆卸连接，铆接位置为涵道前梁7翻边；涵道左、右、下蒙皮(20、21、22)与尾梁鱼口35、前缘蒙皮34在涵道前梁处7对接；因涵道前梁7下端位置受力较大，为增加连接强度，尾梁鱼口35与涵道前梁7采用双排并列铆接，前缘蒙皮34采用单排钉胶铆。
55.在涵道与尾梁装配铆接完成后，进行涵道上部整流罩4和后部整流罩5与涵道胶接组件3的螺栓连接装配，上部整流罩4和后部整流罩5与涵道胶接组件均为搭接形式装配。
56.所述高置涵道尾部结构为满足适航中雷击防护相关要求，整体结构采用铺设先进防雷击复合膜，结构之间通过搭接铜片与防雷击复合膜的铜网接触导通。
57.本发明所用尾部结构采用如图1所示高置涵道式结构布局，高置涵道尾部结构2由涵道胶接组件3、上部整流罩4、后部整流罩5、用于支撑尾减速器及尾桨叶的尾减速器连接管6组成，结构整体采用全复合材料设计。
58.所述涵道胶接组件3是尾部结构的主体结构，由内部的维形件包括：涵道前梁7、垂尾上端肋8、涵道中部肋9、涵道斜肋10、涵道后部肋11、上部套管肋12、下部套管肋13、套管肋加强角盒14、套管肋加强件15、尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17、垂尾后缘条18；以及外部气动外形件包括：涵道内环19、涵道左蒙皮20、涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22、涵道蒙皮口盖(23、24)组成；零件成型后通过redux312.5、redux312-l胶膜二次胶接中温固化成型，仅需二次进炉完成整体胶接：
59.1、涵道胶接组件3中所有骨架维形件、涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22通过胶膜二次胶接后，送热压罐中温固化；
60.2、进行涵道左蒙皮20的二次胶接定位，并第二次进炉中温固化。
61.经过两次进炉固化完成涵道胶接组件的装配后，涵道左、右蒙皮(20、21)与涵道前梁7处使用铆接nas1921沉头抽芯铆钉铆接增加连接强度及可靠性。
62.在涵道胶接组件3在二次胶接固化成型后，进行尾减速器连接管6与涵道胶接组件3的安装工序：通过涵道下蒙皮22上的尾减管安装通过孔22-1将尾减速器连接管6插入涵道胶接组件3内部，之后通过位于涵道右蒙皮21、涵道下蒙皮22处的开孔(23、24、22-2)进行尾减速器连接管6的安装固定；尾减管上、下两端均通过4组q-22201be060012l螺栓28、23119dg060j厚平垫圈29、q-22541n060螺母30固定连接半轴瓦27和尾减管上部支撑肋16、尾减管下部支撑肋17。
63.涵道胶接组件3及尾减速器连接管6装配完成后，进行涵道蒙皮口盖(23、24)的安装，每个口盖均通过6个q/2aj653-tk-050-s-012-x大扁圆头螺钉26与蒙皮内的
52358ccm050e自锁螺母25连接。
64.以上工作完成后进行涵道垂尾与尾梁的装配连接，二者之间设计为工艺分离面：胶铆不可拆卸连接，铆接位置为涵道前梁7翻边；涵道左、右、下蒙皮(20、21、22)与尾梁鱼口35、前缘蒙皮34在涵道前梁处7对接；因涵道前梁7下端位置受力较大，为增加连接强度，尾梁鱼口35与涵道前梁7采用双排并列铆接，前缘蒙皮34采用单排钉胶铆；铆钉采用nas1921系列沉头钉36。
65.在涵道与尾梁装配铆接完成后，按图8进行涵道上部整流罩4和后部整流罩5与涵道胶接组件3的螺接装配及结构电搭接导通：首先需在在垂尾上端肋8、涵道后部肋10内侧使用抽芯铆钉铆接一圈gb930m4托板螺母31用于后续整流罩装配；之后整流罩使用q/2aj653-tk-050-s-014-x大扁圆头螺钉32与涵道胶接组件3搭接形式装配。整流罩与涵道左/右蒙皮之间采用导电胶dad-8-3胶粘搭接铜片33的方式进行电搭接，打磨蒙皮与整流罩接触区域防雷击复合膜至露出铜网。搭接铜片左右各1个，材料h62mδ0.4。保证阻值不大于1000μω，满足结构部件之间搭接要求。
66.实施例：ac332四吨高原民用直升机涵道式尾部结构设计
67.ac332型高原民用直升机在重量控制、飞行安全、救援救护等方面均有较高要求，尾部结构采用涵道式尾桨布局，国内现有型号涵道垂尾结构复杂、整体重量大、工艺性差已远远无法满足新时代直升机设计要求，为保证型号顺利进行，进行全新涵道式尾部结构设计：
68.(1)采用高置涵道式尾部结构：尾部高置具有效率高、尾桨受冲击概率小、利于机身增设后开门等多项优势，相应的可缩减整体涵道尺寸，对结构重量控制也具有极大优势。
69.(2)采用全复合材料成型：涵道主结构整体采用复合材料设计制造，轻质高强特性保证尾部强度、刚度特性同时利于结构重量控制。
70.(3)涵道表面整体铺设防雷击表面膜：为适用恶劣天气飞行任务，满足适航规定，采用表面雷击膜进行雷电防护。
71.(4)在过往涵道垂尾制造中汲取优缺点，对涵道整体布局、分离面设计、工艺成型进行多方面改良设计如简化零件数量、优化零件构型、优化工艺成型方式等。
72.尾部结构设计经过强度、适航、工艺等多方验证，满足各项性能要求。

技术特征：

1.一种高置涵道式尾部结构，其特征在于，所述结构包括：涵道胶接组件(3)、上部整流罩(4)、后部整流罩(5)、尾减速器连接管(6)；所述上部整流罩(4)和后部整流罩(5)分别与涵道胶接组件(3)连接，涵道胶接组件(3)与尾减速器连接管(6)连接。2.根据权利要求1所述的一种高置涵道式尾部结构，其特征在于，所述涵道胶接组件(3)包括：内部维形件：涵道前梁(7)、垂尾上端肋(8)、涵道中部肋(9)、涵道斜肋(10)、涵道后部肋(11)、上部套管肋(12)、下部套管肋(13)、套管肋加强角盒(14)、套管肋加强件(15)、尾减管上部支撑肋(16)、尾减管下部支撑肋(17)、垂尾后缘条(18)；外部气动外形件：涵道内环(19)、涵道左蒙皮(20)、涵道右蒙皮(21)、涵道下蒙皮(22)、涵道蒙皮口盖一(23)、涵道蒙皮口盖二(24)。3.根据权利要求1所述的一种高置涵道式尾部结构，其特征在于，所述上部整流罩(4)和后部整流罩(5)均为纤维蜂窝夹层结构；作为气动整流件，并航电设备提供安装平台。4.根据权利要求1所述的一种高置涵道式尾部结构，其特征在于，所述尾减速器连接管(6)用于将平衡旋翼反扭矩的尾减速器及尾桨叶固定安装到高置涵道式尾部结构内，尾减速器连接管(6)为复合材料层压结构。5.一种高置涵道式尾部结构的成型方法，其特征在于，所述方法用于制造图权利要求1-4中任一项所述的高置涵道式尾部结构，所述方法包括：s1，进炉固化完成涵道胶接组件的装配；s2，在涵道胶接组件(3)二次胶接固化成型后，进行尾减速器连接管(6)与涵道胶接组件(3)的安装工序；s3，涵道胶接组件(3)及尾减速器连接管(6)装配完成后，进行涵道蒙皮口盖一(23)、涵道蒙皮口盖二(24)的安装，每个口盖均通过大扁圆头螺钉(26)与蒙皮内的自锁螺母(25)连接；s4，进行涵道垂尾与尾梁的装配连接；s5，在涵道垂尾与尾梁装配铆接完成后，进行涵道上部整流罩(4)和后部整流罩(5)与涵道胶接组件(3)的螺接装配及结构电搭接导通。6.根据权利要求5所述的一种高置涵道式尾部结构的成型方法，其特征在于，s1具体为：涵道胶接组件(3)中所有内部维形件、涵道右蒙皮(21)、涵道下蒙皮(22)通过胶膜二次胶接，并送热压罐中温固化；对涵道左蒙皮(20)进行二次胶接定位，并第二次进炉中温固化。7.根据权利要求5所述的一种高置涵道式尾部结构的成型方法，其特征在于，s2具体为：通过涵道下蒙皮(22)上的尾减管安装通过孔(22-1)将尾减速器连接管(6插)入涵道胶接组件(3)内部，之后通过位于涵道右蒙皮(21)、涵道下蒙皮(22)处的开孔进行尾减速器连接管(6的)安装固定；尾减速器连接管(6)上、下两端均固定连接半轴瓦(27)和尾减管上部支撑肋(16)、尾减
管下部支撑肋(17)。8.根据权利要求5所述的一种高置涵道式尾部结构的成型方法，其特征在于，s4具体为：涵道垂尾与尾梁之间设计为工艺分离面：胶铆不可拆卸连接，铆接位置为涵道前梁(7)翻边；涵道左蒙皮(20)、右蒙皮(21)、下蒙皮(22)与尾梁鱼口(35)、前缘蒙皮(34)在涵道前梁处(7)对接；尾梁鱼口(35)与涵道前梁(7)采用双排并列铆接，前缘蒙皮(34)采用单排钉胶铆。9.根据权利要求5所述的一种高置涵道式尾部结构的成型方法，其特征在于，s5具体为：在垂尾上端肋(8)、涵道后部肋(10)内侧使用抽芯铆钉铆接一圈托板螺母(31)用于后续整流罩装配；之后整流罩使用大扁圆头螺钉(32)与涵道胶接组件(3)搭接形式装配；整流罩与涵道左蒙皮、右蒙皮之间采用导电胶搭接铜片(33)的方式进行电搭接，打磨蒙皮与整流罩接触区域防雷击复合膜至露出铜网。

技术总结

本发明属于直升机结构设计技术领域，尤其涉及一种高置涵道式尾部结构及其组装方法，包括：涵道胶接组件、上部整流罩、后部整流罩、尾减速器连接管；所述上部整流罩和后部整流罩与涵道胶接组件螺栓,连接，上部整流罩和后部整流罩与涵道胶接组件均为搭接形式装配，涵道胶接组件与尾减速器连接管装配连接，除满足固定尾桨、平衡旋翼反扭矩等基本性能要求外，保证适航雷击防护要求、结构空间设计要求并尽可能的降低结构复杂性、减轻结构重量、降低制造成本的目的。本的目的。本的目的。