1.本技术涉及飞行器技术领域，具体地，涉及一种全复合材料的飞行器机身及其成型方法，以及包括该机身的飞行器。


背景技术：

2.飞行器的机身一般都是全金属结构，以保证机身具有足够的强度。但全金属机身的结构相对复杂，零部件较多，机身重量偏大，降低了有效的飞行载荷。而且，金属机身蒙皮只能分块制造，然后整体拼接，需要使用大量的定位工装夹具，耗费大量的装配工时。进一步地，金属蒙皮与机身骨架的连接需要使用大量的铆钉，引入额外重量的同时，也影响了机身外形的美观和良好的气动特性。


技术实现要素：

3.本发明的第一目的是提供一种全复合材料的机身结构。
4.具体地，该飞行器机身包括蒙皮，所述蒙皮包括：
5.本体，包括由玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和碳纤维层复合而成的第一复合材料；
6.多个加强部，分别位于所述机身的垂尾、机身尾部、舱门舱盖立柱以及所述机身与飞行器的中翼的连接处，包括多层碳纤维，用以对所述垂尾、所述机身尾部、所述舱门舱盖立柱以及所述连接处进行加强；
7.碳纤维单向带，位于所述机身的中部和下部，用以承受所述机身所受的弯矩引起的轴向力；
8.夹心泡沫层，位于所述机身的前部和中部，用以增加所述机身的桶段的结构刚度；以及
9.碳纤维织物层，与所述本体相连，所述多个加强部、所述碳纤维单向带以及所述夹心泡沫层位于所述本体与所述碳纤维织物层之间，用以加强所述机身的强度和刚度。
10.在本发明的一些实施例中，所述蒙皮内还设有第一防雷部件，所述第一防雷部件与所述夹铝丝的碳纤维闪电防护层相连。
11.在本发明的一些实施例中，该机身还包括第二防雷部件，所述第二防雷部件与所述第一防雷部件相连。
12.在本发明的一些实施例中，该机身还包括：
13.防火墙，由第二复合材料制成；
14.前地板组件，由第三复合材料制成，粘结有短梁，所述短梁用以安装前起落架；和
15.隔框组件，由第四复合材料制成，包括机身隔框和行李舱隔框；
16.其中，所述防火墙、所述前地板组件和所述隔框组件分别与所述蒙皮相连。
17.在本发明的一些实施例中，该机身包括：
18.行李舱，包括储物盒盖板和行李舱地板，所述储物盒盖板和所述行李舱地板由第
五复合材料制成，所述储物盒盖板和所述行李舱地板通过铰链连接，所述行李舱地板为掀盖式；
19.机载储物盒，位于所述储物盒盖板下方；和
20.航电设备舱，位于所述行李舱地板的下方。
21.在本发明的一些实施例中，所述行李舱还包括行李网袋，所述行李舱隔框上设有安装支座，用以固定所述行李网袋。
22.本发明的第二目的是提供一种包括上述全复合材料机身结构的飞行器。
23.具体地，该飞行器包括：
24.上述机身；和
25.分别与所述机身相连的舱盖、舱门、方向舵和升降舵；
26.其中，所述舱盖和所述舱门为掀背式；所述方向舵和所述升降舵的操纵缆线穿过所述机身的行李舱隔框和机身隔框的开孔，从所述飞行器的驾驶舱分别延伸至所述方向舵和所述升降舵。
27.在本发明的一些实施例中，该飞行器还包括：
28.空气入口，包括第一空气入口、第二空气入口，所述第一空气入口位于所述飞行器的防火墙后部机身外壁，所述第二空气入口位于所述飞行器的机身中翼左前缘底部；和
29.空气出口，包括第一空气出口、第二空气出口和第三空气出口，所述第一空气出口位于所述飞行器的仪表面板侧，所述第二空气出口位于所述飞行器的座椅侧，所述第三空气出口位于所述飞行器的座舱顶部。
30.在本发明的一些实施例中，该飞行器还包括：
31.热交换组件，包括热交换器、第一热交换管路和第二热交换管路，所述热交换器位于所述飞行器的发动机短舱内，所述第一热交换管路将热空气送入所述座舱，所述第二热交换管路将热空气送至所述座舱的舱盖；
32.制冷组件，包括制冷器、第一制冷管路和第二制冷管路，所述制冷器位于所述飞行器的行李舱后部，所述第一制冷管路与所述第三空气出口相连，所述第二制冷管路将冷气送入所述飞行器的储物盒中。
33.本发明的第三目的是提供一种上述全复合材料机身结构的成型方法。
34.具体地，该飞行器机身的成型方法包括：
35.制备第一蒙皮和第二蒙皮，包括：
36.准备第一模具和第二模具；
37.在所述第一模具和所述第二模具中分别依次铺设玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和第一碳纤维层，获得第一本体和第二本体；
38.在所述第一本体和所述第二本体的对应于所述机身的垂尾处铺设第二碳纤维层，形成第一加强部；
39.在所述第一本体和所述第二本体的对应于所述机身的机身尾部处铺设第三碳纤维层，形成第二加强部；
40.在所述第一本体和所述第二本体的对应于所述机身的中部和下部处铺设碳纤维单向带；
41.在所述第一本体和所述第二本体的对应于所述机身的舱门舱盖立柱以及所述机
身与飞行器的中翼的连接处铺设第四碳纤维层，形成第三加强部；
42.在所述第一本体和所述第二本体的对应于所述机身的前部和中部处铺设夹心泡沫层；
43.在所述第一本体和所述第二本体上铺设碳纤维织物层，形成所述第一蒙皮和所述第二蒙皮。
44.本发明的全复合材料机身结构，机身蒙皮整体采用高强度的碳纤维层合结构，局部采用泡沫夹心三明治结构增加刚度，机身内部隔框采用玻璃纤维结构。本发明利用了复合材料各向异性的材料特性，合理设计复合材料机身蒙皮铺层来满足飞机的强度、刚度需求，降低机身结构重量。
45.本发明的一体化成型装配工艺，实现了机身左、右侧蒙皮的一体化铺层成型，同时简化了机身内部隔框的定位装配和机身左右合模。
46.本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
47.图1示出了本发明一实施例提供的飞行器机身的结构。
48.图2示出了本发明一实施例提供的飞行器的座椅和行李舱。
49.图3示出了本发明一实施例提供的行李舱的结构。
50.图4为本发明一实施例提供的行李舱的网袋的安装示意图。
51.图5示出了本发明一实施例提供的飞行器。
52.图6示出了本发明一实施例提供的飞行器的舱盖、舱门与机身的连接示意图。
53.图7示出了本发明一实施例提供的飞行器的内部通风方案，其中(a)为飞行器部分结构的侧视图，(b)为俯视图。
54.图8示出了本发明一实施例提供的飞行器的座舱加热和舱盖除霜工作方案。
55.图9示出了本发明一实施例提供的飞行器的制冷组件的冷却方案。
具体实施方式
56.在本发明中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的那样，在不脱离本发明的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。
57.在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"坚直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
58.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相
连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接:可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
59.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之"上"或之"下"可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征"之上"、"上方"和"上面"包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征"之下"、"下方"和"下面"包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
60.本发明的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本发明的不同结构。为了简化本发明的公开，本发明中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本发明。此外，本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本发明提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。
61.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
62.图1示出了本发明一实施例提供的飞行器机身100的结构。该飞行器机身100是一种单发四座飞行器的机身。本发明中，飞行器机身100也可以是其他类型。
63.图1所示的飞行器机身100可包括第一蒙皮111、第二蒙皮112、第一内壁盖板121、第二内壁盖板122、防滚保护梁130、防火墙140、前地板组件150、隔框组件、垂尾170。为了便于示出内部结构，第一蒙皮111和防火墙140均透明化示出。
64.第一蒙皮111、第二蒙皮112构成机身100的蒙皮，包括本体、加强部、碳纤维单向带和碳纤维织物层。
65.其中，本体包括由玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和碳纤维层复合而成的第一复合材料。其中，玻璃纤维层用以抗冲击并防止金属与碳纤维层接触产生电偶腐蚀，夹铝丝的碳纤维闪电防护层用以防护闪电，碳纤维层具有良好的力学性能，为机身提供足够的强度。
66.本实施例中，本体由该第一复合材料制成。在本发明的其他实施例中，本体也可以包括除该第一复合材料外的其他复合材料。本实施例中，玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和碳纤维层分别为一层。在本发明的其他实施例中，玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和碳纤维层可以为多层。
67.多个加强部分别位于机身的垂尾170、机身尾部、舱门舱盖立柱以及机身与飞行器的中翼的连接处，用以对垂尾、机身尾部、舱门舱盖立柱以及连接处进行加强。本实施例中，多个加强部均是由多层碳纤维铺层而得的。
68.垂尾170也位于机身尾部，即本技术中垂尾相当于做了两次加强，具有足够的强度。本实施例的垂尾170包括下侧肋板171、垂尾前梁172、垂尾后梁173。
69.碳纤维单向带位于机身的中部和下部，用以承受机身所受的弯矩引起的轴向力。
可选地，碳纤维单向带在机身的中部和下部铺设有两层。
70.夹心泡沫层位于机身的前部和中部，用以增加机身的桶段的结构刚度。
71.碳纤维织物层与本体相连，用以加强机身的强度和刚度。其中上述多个加强部、碳纤维单向带以及夹心泡沫层位于本体与碳纤维织物层之间。
72.本技术的第一内壁盖板121、第二内壁盖板122、防滚保护梁130、防火墙140、前地板组件150、隔框组件、垂尾前梁、垂尾后梁、垂尾前肋、垂尾后肋在本技术中都被称为内部构件，其都是通过粘结的方式与第一蒙皮111和/或第二蒙皮112连接在一起，并且其都是由复合材料制成的。防火墙140、前地板组件150、隔框组件、垂尾前梁、垂尾后梁、垂尾前肋、垂尾后肋与蒙皮粘接，可保持机身外形且能增加结构刚度，除承受局部空气动力外还要可承受各部件传来的集中载荷，并将这些载荷分散地传给蒙皮。
73.本技术中，防火墙140由第二复合材料制成，前地板组件150由第三复合材料制成，隔框组件由第四复合材料制成。其中该第二复合材料、第三复合材料、第四复合材料可以相同也可以不同，不做任何限定，这些复合材料都是现有材料，在此不做展开说明。隔框组件可采用玻璃纤维层合结构。
74.本技术中前地板组件150粘结有短梁，该短梁用以安装前起落架。隔框组件包括机身隔框161和行李舱隔框162。
75.本实施例中，飞行器机身100是一种单发四座飞行器的机身，其座椅的布置如图2所示。图2中，181代表前排座椅，182代表后排座椅。前排座椅181的前缘连接在前地板组件150的前地板151的立边上，前排座椅181的后缘固定在前梁191上。后排座椅182的前缘连接在后梁192上，后排座椅182的后缘通过座椅减震块固定在飞机后根肋193上。需要说明的是，座椅并不属于机身100，而是机身成型后再安装至机身100上的，在此示出仅为了对机身100更好地说明。
76.机身100设有行李舱a、机载储物盒b和航电设备舱(图中未示出)。
77.本实施例中，行李舱a由行李舱框体连接在行李舱隔框162上构成。行李舱的细节如图3所示。行李舱a包括储物盒盖板a-1和行李舱地板a-2。本实施例中，储物盒盖板a-1和行李舱地板a-2使用铰链a-3在中部连接。在本技术的其他实施例中，储物盒盖板a-1和行李舱地板a-2也可用其他方式连接。储物盒盖板a-1和行李舱地板a-2可分别以铰链a-3为转轴向上掀开。其中，储物盒盖板a-1下方为图2所示的机载储物盒b，行李舱地板a-2打开后下方为机身100的航电设备舱。掀盖式底板设计更方便设备的前期安装和后期维护检修。
78.本实施例中，行李舱a上设有行李网袋a-4。图4为行李舱网袋a-4的安装示意图。行李舱隔框上共有a、b、c、d四处需要总共安装7个安装支座a-5，用来固定行李网袋a-4。这样的设计可防止行李舱a内的物品在惯性过载下向驾驶舱闯动，保障驾乘人员的安全。
79.本技术的机身为全复合材料机身，机身使用蒙皮、隔框的结构取代传统全金属飞机的蒙皮、纵桁和隔框的半硬壳式结构，降低了结构的复杂性。同时，复合材料各向异性的材料特性使其具有良好的可设计性，可以减轻机体结构重量约15％-20％，增加有效载重。而且复合材料机身的机体总体和局部的刚性好、强度高，耐疲劳、耐久性、抗疲劳损伤性及机体可靠性高。
80.图5示出了本技术一实施例提供的飞行器1000，其为一种单发四座、下单翼(带翼梢小翼)的飞机。在本技术的其他实施例中，该飞行器可以为其他结构。
81.图5示出的飞机1000具有t型尾翼、前三点固定式起落架和前置发动机。该飞机1000包括图1所示的机身100、机翼(包括左侧机翼210、右侧机翼220、中翼230)、平尾和升降舵300(300同时代表平尾和升降舵，但平尾和升降舵是两个不同的构件)、方向舵400、舱门500、舱盖600、发动机整流罩700、起落架(包括前起落架810、后起落架820)。为了能更好的示出结构，图5中，舱门500、舱盖600均透明化示出，机身100及方向舵400用实线示出，其余结构均用虚线示出。
82.机翼200、平尾和升降舵300、方向舵400、舱门500、舱盖600、发动机整流罩700、起落架800分别与机身100相连。
83.图6示出了舱盖600、舱门500与机身100的连接示意图。本实施例中的舱盖600、舱门500为掀背式。舱盖600顶部与机身100之间安装有铰链，可朝上打开。舱门500的顶部与机身100之间也安装有铰链，可朝上打开。
84.本实施例中，方向舵400和升降舵的操纵缆线穿过机身100的行李舱隔框和机身隔框的开孔，从飞行器1000的驾驶舱分别延伸至方向舵和升降舵，分别操控舵面。
85.图7(a)和(b)示出了飞行器1000的内部通风方案，其中(a)为侧视图，(b)为俯视图，箭头方向为空气流动方向。飞行器设有空气入口和空气出口。本实施例中，飞行器1000设有三处空气入口和四处空气出口。从防火墙后部机身外壁左、右两侧naca进气道进入的气流通过滤网、软管、转接件，最终从仪表面板两侧通风口进入到座舱内，实现外部空气到座舱内的流入，此处通道的出风口有两处，分别位于仪表面板左右侧，同时起到给仪表面板散热的功能。由机身中翼左前缘底部naca进气道进入的气流，在座舱的左侧分成两路流动，一路流动到座舱左侧和座舱顶部左侧，另一路通过通风管横跨机身流动到座舱右侧和座舱顶部右侧，此处通道的出风口有四处，分别位于后排座椅左右两侧和后排座舱顶部。
86.本实施例中，将防火墙后部机身外壁两侧的空气入口统一称为第一空气入口，机身中翼左前缘底部的称为第二空气入口，仪表面板两侧的空气出口称为第一空气出口，后排座椅左右两侧称为第二空气出口，后排座舱顶部的称为第三空气出口。
87.图8示出了飞行器1000的座舱加热和舱盖除霜工作方案，其中箭头方向为热空气的流动方向。飞行器1000还包括热交换组件。其包括热交换器910、第一热交换管路920和第二热交换管路930。其中，热交换器910位于飞行器1000的发动机短舱内，用于将冷空气转换为热空气。第一热交换管路920将热空气送入座舱，给座舱加热，加温重点是保证人员脚部的温暖。第二热交换管路930将热空气送至座舱的舱盖，主要目的是为了给舱盖除霜。
88.图9示出了飞行器1000的制冷组件的冷却方案，其中箭头方向为冷空气的流动方向。飞行器1000还包括制冷组件。制冷组件包括制冷器940、第一制冷管路950、第二制冷管路960和废气管路970。其中，制冷器940位于飞行器1000的行李舱后部，用于将座舱内空气转化为冷气。
89.第一制冷管路950与第三空气出口相连，可选地，其将冷气通过冷风通道运输到座舱舱壁顶部的通风口，然后进入座舱，实现驾舱空气制冷。第二制冷管路960将冷气送入飞行器的储物盒中，实现机载冰箱制冷的功能，提高驾乘人员的舒适度，必要时还可为特殊物品的冷链运输提供条件。废气管路970用于将制冷废气排出飞行器外。
90.本技术提供的机身全部都是由复合材料制成的，相较于全金属机身的良好导电特性，全复合材料机身更需要考虑闪电防护。为了能更好的防护，除了在机身整体铺层中添加
一层夹铝丝的碳纤维闪电防护层，还可在机身内布置防雷管和/或防雷条。本技术将设置在蒙皮内的防雷管和/或防雷条称为第一防雷部件，该第一防雷部件与夹铝丝的碳纤维闪电防护层相连。本技术将设置在机身其他地方的防雷管和/或防雷条称为第二防雷部件，该第二防雷部件与第一防雷部件相连。第二防雷部件可位于机身的任何地方，根据需要进行设置即可，可选地，机身从前至后都设置有第二防雷部件。
91.本技术进一步提供了上述飞行器机身的成型方法，其可包括制备蒙皮、预制内部构件、蒙皮与内部构件粘结、机身合模等步骤。
92.其中，制备蒙皮步骤包括制备第一蒙皮和第二蒙皮，该步骤具体包括：
93.准备第一模具和第二模具。
94.在第一模具和第二模具中分别依次铺设玻璃纤维层、夹铝丝的碳纤维闪电防护层和第一碳纤维层，获得第一本体和第二本体。其中，玻璃纤维层位于最底层。
95.在第一本体和第二本体的对应于机身的垂尾处铺设第二碳纤维层，形成第一加强部。在第一本体和第二本体的对应于机身的机身尾部处铺设第三碳纤维层，形成第二加强部。在第一本体和第二本体的对应于机身的中部和下部处铺设碳纤维单向带。在第一本体和第二本体的对应于机身的舱门舱盖立柱以及机身与飞行器的中翼的连接处铺设第四碳纤维层，形成第三加强部。在第一本体和第二本体的对应于机身的前部和中部处铺设夹心泡沫层。在第一本体和第二本体上铺设碳纤维织物层，形成第一蒙皮和第二蒙皮。即，多个加强部、碳纤维单向带以及夹心泡沫层位于本体与碳纤维织物层之间。
96.本实施例中，采用第一、第二模具分别对机身进行模制，最后再合模。在模具中完成复合材料的铺层后，常温固化约12小时。
97.可选地，内部构件的预制也可采用模具模制。待机身蒙皮固化成型后，将机身蒙皮模具当作工装基础，使用定位卡板将上述内部结构件粘接在机身蒙皮一内侧的相应位置，并高温固化约12小时。待粘接固化完成后，在上述内部结构件的另一侧涂抹粘接剂，使用定位销将第一、第二模具合模，并根据机身各部位的受载不同在蒙皮对缝处使用搭接或对接的方式进行粘接操作，之后高温固化约12小时。整体固化完成后，对整个机身进行脱模。机身制作好后，在机身前部安装舱门、舱盖，在机身尾部胶结背鳍和腹鳍等组件，最终装配好飞行器。
98.本技术中，机身采用的是采用一体化成型装配技术。蒙皮类零件属于大面积薄壁类零件，非常容易变形，采用一体化成型可以避免蒙皮单独脱模产生的形变，外形准确度更好。机身内部隔框与机身蒙皮采用胶结装配，取代了传统金属飞机的铆接装配，因而机身外表面更加光滑，美观的同时具有更好的气动外形。此外，还能减少装配工作量，缩短制造周期，降低了生产成本。
99.机体内部的防雷网络可按纵向和横向布置，并连接成整体。其中，纵向可从发动机机体通过发动机安装支架、防火墙、机舱、后机身和尾翼延伸至升降舵。横向可将左翼尖和右翼尖连接起来，与前排座椅下方的纵向防雷布置连接，并连接所有导电组件。飞机上所有金属件、航电设备、天线安装板、油箱、控制设备、起落架、发动机等通过电气搭接或直接与防雷管和/或防雷条连接形成等势体。
100.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式
的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。