申请/专利权人：成都飞机工业(集团)有限责任公司

申请日：2021-07-26

公开（公告）日：2024-03-15

公开（公告）号：CN113602477B

主分类号：B64C5/00

分类号：B64C5/00;B29C69/00;B29C70/36

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.15#授权;2021.11.23#实质审查的生效;2021.11.05#公开

摘要：本发明涉及飞机结构设计技术领域，特别是涉及一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法，尾翼结构包括尾翼蒙皮和多墙式的尾翼主体，所述尾翼蒙皮采用变厚度设计，厚度由尾翼根部到尾翼尖部递减，从尾翼前缘到后缘递减；所述多墙式的尾翼主体包括主承力部件，所述主承力部件为纵向传力件，与尾翼蒙皮刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减。通过本结构及其成型方法，能有效解决减重空间受限和内外部紧固件数量多的问题，并且表面质量好、重量轻和成本低。

主权项：1.一种全复合材料的尾翼结构，其特征在于：包括尾翼蒙皮（1）和多墙式的尾翼主体，所述尾翼蒙皮（1）采用变厚度设计，厚度由尾翼根部到尾翼尖部递减，从尾翼前缘到后缘递减；所述尾翼蒙皮（1）采用整蒙皮，上下蒙皮之间无对缝；所述多墙式的尾翼主体包括主承力部件，所述主承力部件为纵向传力件，与尾翼蒙皮（1）刚度匹配，主承力部件的厚度从尾翼根部到尾翼尖部递减；所述主承力部件包括尾翼墙和尾翼梁，所述尾翼梁包括尾翼前梁（3）和尾翼后梁（6），所述尾翼墙包括尾翼墙a（2）、尾翼墙b（4）和尾翼墙c（5）；从前到后，依次包括尾翼墙a（2）、尾翼前梁（3）、尾翼墙b（4）、尾翼墙c（5）和尾翼后梁（6）；所述尾翼梁及尾翼墙的剖面采用“［”和“］”型截面，相互组合为“［］”型，与尾翼蒙皮（1）组合成盒形件；所述尾翼蒙皮（1）、尾翼墙和尾翼梁采用复合材料整体成型，尾翼蒙皮（1）与尾翼墙、尾翼梁之间通过加温后的树脂粘接固化。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 成都飞机工业(集团)有限责任公司 一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法

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