本发明涉及航空、航天飞行器的部件技术领域，特别是涉及一种用于飞行器的全复合材料轻质燃料箱壳体。
背景技术：
副油箱是指挂在航天飞行器的机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃油箱。挂副油箱可以增加飞机的航程和续航时间，而飞机空战在必要的时候又可以扔掉副油箱，以较好的机动性投入战斗。
副油箱除了早期为了配合机身形状而设计的不可抛弃型副油箱以外，外型设计上都以流线形为主要的设计方向，为的是要减少产生的阻力，对飞机运动性与稳定的减少负面影响，降低与飞机分离时撞击其他携带装备或者是机身结构等。有些副油箱在尾部具有平衡用的小型固定翼面，功用上就是为了达到前述的目的。
虽然大多数的副油箱的外型采取流线形，有些设计在中央部分较为扁平而不是圆弧的曲线，特别是在容量较大的副油箱外形上，这是为了迁就携带于机腹下方时需要与地面保持适当的安全距离。
目前使用于副油箱的材料包括木材，竹子，纸张纤维与铝合金，二次世界大战中期以后以纸张纤维、不锈钢和铝合金使用的比例较高。进入喷气机时代之后，由于速度和飞行时对油箱产生的力量，铝合金成为广泛考虑的对象。
传统飞机的燃油箱均使用金属光壳焊接结构，这种油箱的壳体重量较重，刚度还存在问题，尤其金属结构的焊缝，质量难以保证，焊接后性能较低，不利于提升飞行器的航程。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种用于航空飞行器的高刚度燃料箱，燃料箱整体结构采用碳纤维复合材料蒙皮 环框的结构方案，解决了现有技术中燃料箱重量大、刚度低、性能低、影响飞行器航程等问题。以期独特的结构设计方案、实现的特殊功能以及在工程中的应用，能够在广袤的轻质化结构中占有一席之地。
本发明所采用的技术方案是：
一种用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，主体采用碳纤维复合材料制造；整体结构分为三大段，包括前部锥段100、中部柱段200、后部锥段300，具体结构包括锥段壳体1、柱段壳体2、锥段壳体3、l形环框a4、l对接环框5、l形环框b6、小ω形环框7、大ω形环框8、l形环框c9、l对接环框b10、ω形环框11、u形环框12、主吊点接头13、止动块14、后吊点接头15、集中力分解结构16、工字梁分解接头17；
前部锥段100与中部柱段200通过l对接环框a5使用插接形式连接，中部柱段200与后部锥段300通过l对接环框b10使用插接形式连接，整个燃料箱只有l对接环框a5、l对接环框b10两个对接面，其他位置环框均安装在对应壳体的内部，整个燃料箱有两个与飞机连接的吊点结构，主吊点接头13和后吊点接头15；一个吊点设置于中部柱段200的背部，另一个吊点设置于后部锥段300的背部。并且，在每个吊点对应壳体的内部的两侧设置有环框结构，环框结构与各自的舱段采用一体化制造；止动块14设置于后部锥段300的背部，并且在止动块14对应位置的壳体内部两侧设置有环框结构，环框结构与300后部锥段采用一体化制造；内部结构具体是：l形环框a4、l对接环框a5共固化安装于前部锥段100内；l形环框b6、小ω形环框7、大ω形环框8、l形环框c9共固化安装于中部柱段200内部；l对接环框b10、ω形环框11、u形环框12共固化安装于后部锥段300内部。
所述前部锥段100与中部柱段200、中部柱段200与后部锥段300采用涂高强粘接胶插接后，径向使用自密封螺栓连接。
所述前部锥段100采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内加l形环框a4、l对接环框a5，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。
所述l形环框a4、l形环框b6、l形环框c9的截面为l形。
所述中部柱段200采用光壳结构 环框的碳纤维复合材料薄壁结构，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2.5mm，环向共固化有环向框；所述主吊点接头13设置在壳体内部并设有加厚区，加厚区两侧环向设置有小ω形环框7、大ω形环框8。
所述小ω形环框7、大ω形环框8形状特性是截面承“几”字形。
所述柱段壳体2采用局部加厚过渡处理，分为m主吊点加厚区、n主吊点环框加厚区。
所述集中力分解结构16、工字梁分解接头17均为截面工字形的金属零件。
所述后部锥段300采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内设ω形环框11、u形环框12，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。
所述锥段壳体3为一薄壁复合材料结构，在止动块14、后吊点接头15安装位置设置有加厚区。止动块14、后吊点接头15均安装于锥段壳体3的外侧。
本发明的有益效果是：
舱段易于一体化设计制造、整体刚度高、重量轻，结构简单、生产周期短、成本低、容易保证箱体密封特性、工艺性强、盐雾等恶劣环境适应性强等诸多优点。
附图说明
图1是燃料箱壳体的整体结构图
图2是燃料箱壳体的整体结构剖视图i
图3是燃料箱壳体的前部锥段100与中部柱段200之间插接连接结构
图4是燃料箱壳体的前部锥段100的结构图
图5是典型l形环框(4、6、9)结构
图6是中部柱段200的剖面图
图7是中部柱段200内柱段壳体2的结构剖面图
图8是中部柱段200内的小ω形环框7结构图
图9是中部柱段200内的大ω形环框8结构图
图10是后部锥段300的结构图
图11是后部锥段300内的锥段壳体3的结构图
图12是后部锥段300内的ω形环框11的结构图
图13是后部锥段300内与中部柱段200的l对接环框b10的结构图
图中，100-前部锥段、200-中部柱段、300-后部锥段、1-锥段壳体、2-柱段壳体、3-锥段壳体、4-l形环框a、5-l对接环框a、6-l形环框b、7-小ω形环框、8-大ω形环框、9-l形环框c、10-l对接环框b、11-ω形环框、12-u形环框、13-主吊点接头、14-止动块、15-后吊点接头、16-集中力分解结构、17-工字梁分解接头、m-主吊点加厚区、n-主吊点环框加厚区
具体实施方式
一种用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，主体采用碳纤维复合材料制造。如图1、图2、整体结构分为三大段，包括前部锥段100、中部柱段200、后部锥段300，具体结构包括锥段壳体1、柱段壳体2、锥段壳体3、l形环框a4、l对接环框5、l形环框b6、小ω形环框7、大ω形环框8、l形环框c9、l对接环框b10、ω形环框11、u形环框12、主吊点接头13、止动块14、后吊点接头15、集中力分解结构16、工字梁分解接头17等详细结构。
如图3，前部锥段100与中部柱段200通过l对接环框a5使用插接形式连接，具体使用中，涂高强粘接胶插接后，径向使用自密封螺栓连接。中部柱段200与后部锥段300通过l对接环框10使用插接形式连接，具体使用中在涂高强粘接胶插接后，径向使用自密封螺栓连接。整个燃料箱只有l对接环框a5、l对接环框b10两个对接面，其他位置环框均安装在对应壳体的内部，起到增强环向刚度和提升整体燃料箱强度的作用。整个燃料箱有两个与飞机连接的吊点结构(主吊点接头13、后吊点接头15)和一个反向止动块14结构，一个吊点设置于中部柱段200的背部，另一个吊点设置于后部锥段300的背部。并且，在每个吊点对应壳体的内部的两侧设置有保证壳体刚度、强度和吊点集中力分散的环框结构，环框结构与各自的舱段采用一体化制造；止动块14设置于后部锥段300的背部，并且在止动块14对应位置的壳体内部两侧设置有保证壳体刚度、强度和吊点集中力分散的环框结构，环框结构与300后部锥段采用一体化制造。内部结构具体是：l形环框a4、l对接环框a5共固化安装于前部锥段100内；l形环框b6、小ω形环框7、大ω形环框8、l形环框c9共固化安装于中部柱段200内部；l对接环框b10、ω形环框11、u形环框12共固化安装于后部锥段300内部。
如图4，前部锥段100采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内加l形环框a4、l对接环框a5，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。内置环框可以提高整体结构的环向刚度，从而提高壳体的承载能力。
典型的l环框如图5，截面为l形，各个环框按照对应位置与锥段壳体1、柱段壳体2、锥段壳体3共固化制造，材料均选用碳纤维复合材料。
如图6、图7，中部柱段200采用光壳结构 环框的碳纤维复合材料薄壁结构，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2.5mm，环向共固化有环向框。主吊点接头13位置设置壳体内部设有加厚区，加厚区两侧环向设置有小ω形环框7、大ω形环框8，内置环框可以提高整体结构的环向刚度，从而提高壳体的承载能力。
如图8、图9，小ω形环框7、大ω形环框8为主吊点接头13对应的柱段壳体2内侧设置有4道ω形环框，小ω形环框7、大ω形环框8形状特性是截面承几字形。如图7，柱段壳体2处采用局部加厚过渡处理，分为m主吊点加厚区、n主吊点环框加厚区。主吊点接头13采用盒型金属件。小ω形环框7、大ω形环框8可以有效提升整体燃料箱的环向刚度，同时通过主吊点接头13、集中力分解结构16、工字梁分解接头17将飞机挂投产生的超大集中力传递到壳体上。集中力分解结构16、工字梁分解接头17均为截面工字形的金属零件。
如图4，后部锥段300采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内设ω形环框11、u形环框12，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。内置环框可以提高整体结构的环向刚度，从而提高壳体的承载能力。
如图11，锥段壳体3为一薄壁复合材料结构，在止动块14、后吊点接头15安装位置设置有加厚区。止动块14、后吊点接头15均安装于锥段壳体的外侧3，因止动块14、后吊点接头15非本发明重点，在此不详述。
后部锥段300内的ω形环框11的结构如图12所示，特性是环框截面为几字形。u形环框12特性是环框截面为u形，材料均采用碳纤维复合材料制造。ω形环框11、u形环框12可以有效提升锥段壳体3整个结构的环向刚度，同时能够将飞机后端点挂投产生的集中力传递到壳体上，保证燃料箱的可靠连接。
1.一种用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，主体采用碳纤维复合材料制造；整体结构分为三大段，包括前部锥段(100)、中部柱段(200)、后部锥段(300)，具体结构包括锥段壳体(1)、柱段壳体(2)、锥段壳体(3)、l形环框a(4)、l对接环框(5)、l形环框b(6)、小ω形环框(7)、大ω形环框(8)、l形环框c(9)、l对接环框b(10)、ω形环框(11)、u形环框(12)、主吊点接头(13)、止动块(14)、后吊点接头(15)、集中力分解结构(16)、工字梁分解接头(17)；
前部锥段(100)与中部柱段(200)通过l对接环框a(5)使用插接形式连接，中部柱段(200)与后部锥段(300)通过l对接环框b(10)使用插接形式连接，整个燃料箱只有l对接环框a(5)、l对接环框b(10)两个对接面，其他位置环框均安装在对应壳体的内部，整个燃料箱有两个与飞机连接的吊点结构，主吊点接头(13)和后吊点接头(15)；一个吊点设置于中部柱段(200)的背部，另一个吊点设置于后部锥段(300)的背部；并且，在每个吊点对应壳体的内部的两侧设置有环框结构，环框结构与各自的舱段采用一体化制造；止动块(14)设置于后部锥段(300)的背部，并且在止动块(14)对应位置的壳体内部两侧设置有环框结构，环框结构与(300)后部锥段采用一体化制造；内部结构具体是：l形环框a(4)、l对接环框a(5)共固化安装于前部锥段(100)内；l形环框b(6)、小ω形环框(7(、大ω形环框(8)、l形环框c(9)共固化安装于中部柱段(200)内部；l对接环框b(10)、ω形环框(11)、u形环框(12)共固化安装于后部锥段(300)内部。
2.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述前部锥段(100)与中部柱段(200)、中部柱段(200)与后部锥段(300)采用涂高强粘接胶插接后，径向使用自密封螺栓连接。
3.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述前部锥段(100)采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内加l形环框a(4)、l对接环框a(5)，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。
4.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述l形环框a(4)、l形环框b(6)、l形环框c(9)的截面为l形。
5.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述中部柱段(200)采用光壳结构 环框的碳纤维复合材料薄壁结构，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2.5mm，环向共固化有环向框；所述主吊点接头(13)设置在壳体内部并设有加厚区，加厚区两侧环向设置有小ω形环框(7)、大ω形环框(8)。
6.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述小ω形环框(7)、大ω形环框(8)形状特性是截面承“几”字形。
7.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述柱段壳体(2)采用局部加厚过渡处理，分为m主吊点加厚区、n主吊点环框加厚区。
8.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述集中力分解结构(16)、工字梁分解接头(17)均为截面工字形的金属零件。
9.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述后部锥段(300)采用光壳结构的碳纤维复合材料薄壁结构，内设ω形环框(11)、u形环框(12)，整体采用一体化制造，蒙皮厚度2mm，环向共固化环向框，结构使用的材料均是碳纤维复合材料。
10.如权利要求1所述的用于飞行器的高刚度复合材料燃料箱，其特征在于，所述锥段壳体(3)为一薄壁复合材料结构，在止动块(14)、后吊点接头(15)安装位置设置有加厚区，止动块(14)、后吊点接头(15)均安装于锥段壳体(3)的外侧。
技术总结