本發(fā)明涉及復(fù)合材料領(lǐng)域，具體地說(shuō)是一種飛機(jī)用碳纖維復(fù)合材料艙門。

背景技術(shù)：

眾所周知，艙門是飛機(jī)上起落架收放機(jī)構(gòu)重要組成部分，其安全性、可靠性和先進(jìn)性是決定飛機(jī)起落架能夠正常起落、安全運(yùn)行的關(guān)鍵。目前，飛機(jī)上艙門大多采用鋁合金制造，部分先進(jìn)機(jī)型少量應(yīng)用碳纖維復(fù)合材料?，F(xiàn)有艙門設(shè)計(jì)存在的缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，重量偏大。更重要的是，艙門需要經(jīng)常關(guān)閉打開(kāi)，對(duì)可靠性要求極高，受載條件惡劣，設(shè)計(jì)不當(dāng)容易照成機(jī)毀人亡。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供一種重量輕、強(qiáng)度高、剛性好、耐疲勞、抗腐蝕的飛機(jī)用碳纖維艙門結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：一種飛機(jī)用碳纖維艙門結(jié)構(gòu)，設(shè)有艙門主結(jié)構(gòu)，采用了高模高強(qiáng)碳纖維，纖維模量達(dá)295GPa以上，纖維拉伸強(qiáng)度達(dá)5500MPa以上。0°，±45°，90°鋪層比例為15:70:15。該鋪層比例通過(guò)以下方法得到：首先確定鋪層比例的初始值，通過(guò)迭代算法，即每次算出結(jié)構(gòu)剛度數(shù)值與要求達(dá)到的數(shù)值比較，滿足要求就中止，不滿足則調(diào)整鋪層比例數(shù)值，調(diào)整的時(shí)候沿纖維方向的鋪層調(diào)整到有變形要求的方向上去，具有沿45度方向最佳的剛度效果。艙門上設(shè)有金屬接頭，金屬接頭與艙門主結(jié)構(gòu)采用螺栓連接。其實(shí)現(xiàn)方式是先成型復(fù)合材料艙門主結(jié)構(gòu)，并加工出金屬接頭，然后通過(guò)工裝定位復(fù)合材料艙門主結(jié)構(gòu)和金屬接頭，配鉆孔，安裝螺栓，使得金屬接頭與復(fù)合材料艙門連成一體。

本發(fā)明的有益效果是，充分發(fā)揮高模高強(qiáng)碳纖維復(fù)合材料比強(qiáng)度高、比模量大、耐疲勞、抗腐蝕的優(yōu)點(diǎn)，進(jìn)而得到性能優(yōu)越的艙門，能夠使艙門結(jié)構(gòu)在原有復(fù)合材料艙門基礎(chǔ)上繼續(xù)減重10%~20%，同時(shí)該發(fā)明還可以推廣應(yīng)用到其他領(lǐng)域類似艙門結(jié)構(gòu)上。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明艙門的結(jié)構(gòu)示意圖

圖中1. 艙門主結(jié)構(gòu)，2. 金屬接頭1，3.金屬接頭2，4.金屬接頭3，5.金屬接頭4，6.金屬接頭5。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明，但是本發(fā)明的保護(hù)范圍不局限于所述實(shí)施例。

如圖1所示，本發(fā)明設(shè)有艙門主結(jié)構(gòu)1，艙門主結(jié)構(gòu)采用高模高強(qiáng)碳纖維，纖維模量達(dá)295GPa以上，纖維拉伸強(qiáng)度達(dá)5500MPa以上。艙門在0°，±45°，90°鋪層比例為15:70:15，該鋪層比例通過(guò)以下方法得到：首先確定鋪層比例的初始值，通過(guò)迭代算法，即每次算出結(jié)構(gòu)剛度數(shù)值與要求達(dá)到的數(shù)值比較，滿足要求就中止，不滿足則調(diào)整鋪層比例數(shù)值，調(diào)整的時(shí)候沿纖維方向的鋪層調(diào)整到有變形要求的方向上去，具有沿45度方向最佳的剛度效果。艙門上設(shè)有金屬接頭2、3、4、5、6，金屬接頭和艙門主結(jié)構(gòu)采用螺栓連接，其實(shí)現(xiàn)方式是先成型復(fù)合材料艙門主結(jié)構(gòu)，并加工出金屬接頭，然后通過(guò)工裝定位復(fù)合材料艙門主結(jié)構(gòu)和金屬接頭，配鉆孔，安裝螺栓，使得金屬接頭與復(fù)合材料艙門連成一體。本發(fā)明中，艙門主結(jié)構(gòu)是整體成型的。