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一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱及其设计方法

文献发布时间:2023-06-19 16:11:11



技术领域

本发明属于飞机结构设计技术领域,具体涉及一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱及其设计方法。

背景技术

军用飞机为提高作战效能,需保障其出勤率和战损率等关键指标,这对战机在复杂作战环境下的结构平台抗毁伤能力提出了要求,飞机部件或系统可分为若干易损对象,在所有易损部件中,燃油箱的易损面积最大,可导致击穿漏油、燃烧、爆炸等严重后果,因而开展飞机燃油箱抗侵彻毁伤设计具有重要价值。

目前提高燃油箱的抗侵彻毁伤能力主要有两种手段,一种是在箱体内部增加防护结构,以破坏冲击波或吸收冲击波能量的方式来保护箱体整机结构的完整,第二种是表面附着高强度防护材料,以抵抗射弹、破片的侵彻,实现保护箱体的目的。但是如上两种设计方法存在一定不足,第一种方法可以避免因鸟撞或爆炸冲击波作用导致的燃油箱大面积破坏或减轻破坏程度,但是无法规避燃油箱被射弹或破片击穿而出现漏油和燃爆,仅适用于民机的机翼油箱,且在内侧安装防护结构较为困难;第二种方法利用陶瓷防护材料高模量高强度特点提高燃油箱抗侵彻毁伤能力,但是由于陶瓷材料的韧性差,吸能效果不好,抗侵彻毁伤能力无法达到最佳,甚至可能导致增加燃油箱撕裂面积,增加漏油量。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足,提供一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱及其设计方法,其通过将所述防护层设置在油箱壁面层的外部,能有效对油箱壁面层进行防护,只有当所述防护层失效时,才有可能会导致油箱壁面层破损漏油;同时防护层采用四中不同材料制作而成,使得防护层很好的结合了陶瓷防护与钝化作用、纤维织物的增韧和防破碎作用、蜂窝塑性吸能作用、橡胶缓冲与膨胀堵塞等作用,最大限度实现的实现燃油箱的侵彻毁伤防护,防止燃油箱被击穿漏油或起火爆炸,保障燃油箱结构的生存力。

为解决上述技术问题,本发明采用的技术方案是:一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:包括作为飞机燃油箱本体的油箱壁面层以及包覆在油箱壁面层外部的防护层,所述防护层包括由内至外依次布设的油箱壁面层外部的防漏橡胶层、吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层;

所述增韧纤维织物层与钝化陶瓷层粘接在一起,所述油箱壁面层的外壁与防漏橡胶层的内壁之间具有膨胀间隙,所述防漏橡胶层的外壁与吸能泡沫层的内壁相贴合,所述增韧纤维织物层的内壁与吸能泡沫层的外壁相贴合。

上述的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:所述防漏橡胶层为采用以高吸油树脂为改性剂的橡胶材料制作而成的膨胀橡胶层结构,所述防漏橡胶层的厚度为1mm~2mm。

上述的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:所述吸能泡沫层为采用蜂窝材料制作而成的吸能蜂窝层结构,所述吸能泡沫层的厚度为5mm~20mm。

上述的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:所述增韧纤维织物层为采用碳纤维织物制作而成的韧性纤维织物层结构,所述增韧纤维织物层的厚度为0.2mm~0.6mm。

上述的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:所述钝化陶瓷层为采用三氧化二铝、碳化硼或碳化硅制作而成的高强度陶瓷层结构,所述钝化陶瓷层的厚度为1mm~2mm。

上述的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,其特征在于:所述油箱壁面层采用铝合金材料制作而成,所述油箱壁面层的壁厚为0.5mm~2mm。

同时,本发明还公开了一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱的设计方法,其特征在于,该方法包括以下步骤:

步骤一、确定飞机燃油箱各层结构厚度的初始值:根据飞机燃油箱的整体重量要求以及抗战损设计要求,分别选择油箱壁面层、防漏橡胶层、吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层的材料,并初步确定出飞机燃油箱各层结构厚度的初始值以及所述膨胀间隙的初始值;

步骤二、确定飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值:以步骤一中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的初始值为基准,加工制作一个与飞机燃油箱断面结构相同的第一平板试验件,并采用所述第一平板试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤一中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的初始值进行修正,得到所述第一平板试验件被击穿或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值;

步骤三、确定飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值:以步骤二中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值为基准,加工制作一个刚性箱体和与飞机燃油箱断面结构相同的第二平板试验件,在所述刚性箱体的一侧设置开口,将所述第二平板试验件安装在所述开口的外侧,采用在刚性箱体上安装第二平板试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤二中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的一次修正值进行再次修正,得到所述第二平板试验件被击穿或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值;

其中,所述刚性箱体内注入水,所述刚性箱体与所述第二平板试验件之间的缝隙进行密封处理;

步骤四、确定飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值:以步骤三中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值为基准,加工制作一个飞机燃油箱试验件,在所述飞机燃油箱试验件内填充燃油和惰性气体,采用飞机燃油箱试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤三中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值进行再次修正,得到所述飞机燃油箱试验件未被击穿或油箱壁面层未发生破裂或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值;

步骤五、设计并制作飞机燃油箱:根据飞机燃油箱的容量,以步骤一中确定的所述膨胀间隙的初始值和步骤四中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值为基准,制作飞机燃油箱试验件,采用飞机燃油箱试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,并逐渐提高射弹或破片的冲击速度进行加速冲击试验直至飞机燃油箱试验件被击穿,得到飞机燃油箱试验件的防漏橡胶层能够在设定时间内对试验的穿孔进行自密封时对应的各层结构厚度的最终值以及所述膨胀间隙的修正值,根据飞机燃油箱试验件层各结构厚度的最终值以及所述膨胀间隙的修正值加工制作飞机燃油箱。

上述的方法,其特征在于:步骤二、步骤三和步骤四中对飞机燃油箱各层厚度的修正方法相同,若试验件在模拟试验过程结束未被击穿或油箱壁面层未发生破裂时,则飞机燃油箱各层厚度的修正值为零;

若试验件在试验模拟试验时被击穿或油箱壁面层发生破裂时,对试验件的吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层中的一层或多层进行加厚设计并重新制作试验件进行冲击试验,直至试验件在冲击试验后未被击穿或油箱壁面层未发生破裂时,将此时试验件对应的各层结构厚度作为飞机燃油箱的各层结构厚度的修正值。

上述的方法,其特征在于:步骤五中,若飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后能够在设定时间内进行自密封,则根据飞机燃油箱试验件层各结构厚度的三次修正值以及所述膨胀间隙的初始值加工制作飞机燃油箱;

若飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后不能在设定时间内进行自密封,调整飞机燃油箱试验件中防漏橡胶层的材料、增大防漏橡胶层的厚度并减小所述膨胀间隙的初始值后,重新制作飞机燃油箱试验件并进行加速冲击试验,直至飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后能够在设定时间内进行自密封,根据此时飞机燃油箱试验件对应的各层结构厚度和所述膨胀间隙加工制作飞机燃油箱。

本发明与现有技术相比具有以下优点:

1、本发明采用的飞机燃油箱,通过将所述防护层设置在油箱壁面层的外部,能有效对油箱壁面层进行防护,只有当所述防护层失效时,才有可能会导致油箱壁面层破损漏油。

2、本发明采用的飞机燃油箱,通过将钝化陶瓷层作为防护层的最外层结构,当强有力的弹头撞击陶瓷表面时,因陶瓷硬度高于弹头的飞行速度,导致弹头或破片钝化,在陶瓷表面粉碎、侵蚀摩擦和断裂吸能的过程中吸收动能、降低速度。

3、本发明采用的飞机燃油箱通过在钝化陶瓷层的内表面粘贴增韧纤维织物层,使得增韧纤维织物层可以弥补钝化陶瓷层韧性差的缺点,保证陶瓷断裂后仍可靠连接在一起,起到进一步阻止射弹或破片作用。

4、本发明采用的飞机燃油箱,通过在增韧纤维织物层的内侧设置吸能泡沫层,能够起到吸收射弹或破片冲击动能的作用,通过吸能泡沫层中蜂窝材料的塑性变形吸能降低射弹或破片的速度,防止增韧纤维织物层在极大变形下断裂。

5、本发明采用的飞机燃油箱,通过将防漏橡胶层作为所述防护层的最内层结构,使得防漏橡胶层能够起到减轻油箱壁面层晃动冲击的作用,同时在高能量射弹或破片作用下,橡胶层能起到进一步吸能缓冲作用,且当外面三层结构无法完全阻止射弹或破片,导致油箱壁面层被穿透时,油箱壁面层内流出油液会深入防漏橡胶层内,进而使得防漏橡胶层快速膨胀,将射弹孔堵塞,防止油液继续流出;同时起到隔绝空气作用,防止油箱壁面层内油液因高温或明火点燃爆炸。

6、本发明采用方法,通过依次采用平板试验件验证飞机燃油箱的防护效果、将平板试验件安装在刚性箱体上并考虑充液条件下验证飞机燃油箱的防护效果、制作实际的飞机燃油箱试验件验证飞机燃油箱的防护效果,进而对飞机燃油箱的各层结构厚度进行逐步修正后,得到一个飞机燃油箱的各层结构厚度的修正值,然后再采用实际的飞机燃油箱试验件进行加速冲击试验,以确保飞机燃油箱试验件在出现侵彻后能够在设定时间内实现自密封,进而得到确定出飞机燃油箱的各层结构厚度的最终值,能有效保证设计的飞机燃油箱的防护效果,同时能有效减少飞机燃油箱试验过程中材料的浪费。

综上所述,本发明通过将所述防护层设置在油箱壁面层的外部,能有效对油箱壁面层进行防护,只有当所述防护层失效时,才有可能会导致油箱壁面层破损漏油;同时防护层采用四种不同材料制作而成,使得防护层很好的结合了陶瓷防护与钝化作用、纤维织物的增韧和防破碎作用、蜂窝塑性吸能作用、橡胶缓冲与膨胀堵塞等作用,最大限度实现的实现燃油箱的侵彻毁伤防护,防止燃油箱被击穿漏油或起火爆炸,保障燃油箱结构的生存力。

下面通过附图和实施例,对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为本发明方法的流程框图。

图3为本发明刚性箱体的结构示意图。

图4位本发明刚性箱体与第二平板试验件的连接结构示意图。

附图标记说明:

1—油箱壁面层; 2—防漏橡胶层; 3—吸能泡沫层;

4—增韧纤维织物层; 5—钝化陶瓷层; 6—刚性箱体;

6-1—开口; 7—第二平板试验件。

具体实施方式

如图1所示的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱,包括作为飞机燃油箱本体的油箱壁面层1以及包覆在油箱壁面层1外部的防护层,所述防护层包括由内至外依次布设的油箱壁面层1外部的防漏橡胶层2、吸能泡沫层3、增韧纤维织物层4和钝化陶瓷层5;

所述增韧纤维织物层4与钝化陶瓷层5粘接在一起,所述油箱壁面层1的外壁与防漏橡胶层2的内壁之间具有膨胀间隙,所述防漏橡胶层2的外壁与吸能泡沫层3的内壁相贴合,所述增韧纤维织物层4的内壁与吸能泡沫层3的外壁相贴合。

实际使用时,通过将所述防护层设置在油箱壁面层1的外部,能有效对油箱壁面层1进行防护,只有当所述防护层失效时,才有可能会导致油箱壁面层1破损漏油。

需要说明的是,通过在油箱壁面层1外包覆四层不同的材料后形成防护层,同时防护层很好的结合了陶瓷防护与钝化作用、纤维织物的增韧和防破碎作用、蜂窝塑性吸能作用、橡胶缓冲与膨胀堵塞等作用,最大限度实现的实现燃油箱的侵彻毁伤防护,防止燃油箱被击穿漏油或起火爆炸,保障燃油箱结构的生存力。

需要说明的是,通过将钝化陶瓷层5作为防护层的最外层结构,当强有力的弹头撞击陶瓷表面时,因陶瓷硬度高于弹头的飞行速度,导致弹头或破片钝化,在陶瓷表面粉碎、侵蚀摩擦和断裂吸能的过程中吸收动能、降低速度。

特别的,通过在钝化陶瓷层5的内表面粘贴增韧纤维织物层4,使得增韧纤维织物层4可以弥补钝化陶瓷层5韧性差的缺点,保证陶瓷断裂后仍可靠连接在一起,起到进一步阻止射弹或破片作用。

具体实施时,通过在增韧纤维织物层4的内侧设置吸能泡沫层3,能够起到吸收射弹或破片冲击动能的作用,通过吸能泡沫层3中蜂窝材料的塑性变形吸能降低射弹或破片的速度,防止增韧纤维织物层4在极大变形下断裂。

实际使用时,通过将防漏橡胶层2作为所述防护层的最内层结构,使得防漏橡胶层2能够起到减轻油箱壁面层1晃动冲击的作用,同时在高能量射弹或破片作用下,橡胶层能起到进一步吸能缓冲作用,且当外面三层结构无法完全阻止射弹或破片,导致油箱壁面层1被穿透时,油箱壁面层1内流出油液会深入防漏橡胶层2内,进而使得防漏橡胶层2快速膨胀,将射弹孔堵塞,防止油液继续流出;同时起到隔绝空气作用,防止油箱壁面层1内油液因高温或明火点燃爆炸。

需要说明的是,通过在油箱壁面层1的外壁与防漏橡胶层2的内壁之间具有膨胀间隙,避免防漏橡胶层2膨胀后对油箱壁面层1产生额外压力。

本实施例中,所述防漏橡胶层2为采用以高吸油树脂为改性剂的橡胶材料制作而成的膨胀橡胶层结构,所述防漏橡胶层2的厚度为1mm~2mm。

实际使用时,防漏橡胶层2具有较强的膨胀性能。

本实施例中,所述吸能泡沫层3为采用蜂窝材料制作而成的吸能蜂窝层结构,所述吸能泡沫层3的厚度为5mm~20mm。

实际使用时,吸能泡沫层3具有较强的吸能性能,吸能泡沫层3采用蜂窝铝制作而成。

本实施例中,所述增韧纤维织物层4为采用碳纤维织物制作而成的韧性纤维织物层结构,所述增韧纤维织物层4的厚度为0.2mm~0.6mm。

实际使用时,增韧纤维织物层4采用的碳纤维织物的层数根据陶瓷材料的厚度、强度和抗侵彻设计要求确定。

本实施例中,所述钝化陶瓷层5为采用三氧化二铝、碳化硼或碳化硅制作而成的高强度陶瓷层结构,所述钝化陶瓷层5的厚度为1mm~2mm。

实际使用时,钝化陶瓷层5的抗压强度不小于1000MPa,钝化陶瓷层5在最外层,可以利用陶瓷材料极高的弹性模量和断裂强度,可以极大程度阻止射弹或破片的穿透能力。

本实施例中,所述油箱壁面层1采用铝合金材料制作而成,所述油箱壁面层1的壁厚为0.5mm~2mm。

如图2所示的一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱设计方法,该方法包括以下步骤:

步骤一、确定飞机燃油箱各层结构厚度的初始值:根据飞机燃油箱的整体重量要求以及抗战损设计要求,分别选择油箱壁面层1、防漏橡胶层2、吸能泡沫层3、增韧纤维织物层4和钝化陶瓷层5的材料,并初步确定出飞机燃油箱各层结构厚度的初始值以及所述膨胀间隙的初始值;

步骤二、确定飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值:以步骤一中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的初始值为基准,加工制作一个与飞机燃油箱断面结构相同的第一平板试验件,并采用所述第一平板试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤一中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的初始值进行修正,得到所述第一平板试验件被击穿或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值;

实际使用时,采用所述第一平板试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验时,将所述第一平板试验件安装在适当位置,然后采用射弹或破片以设定速度对所述第一平板试验件进行冲击,射弹或破片对所述第一平板试验件进行冲击时,首先冲击第一平板试验件的钝化陶瓷层结构。

需要说明的是,当第一平板试验件被击穿或油箱壁面层发生破裂时,会从击穿的穿孔处发生漏油。

步骤三、确定飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值:以步骤二中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值为基准,如图3和图4所示,加工制作一个刚性箱体6和与飞机燃油箱断面结构相同的第二平板试验件7,在所述刚性箱体6的一侧设置开口6-1,将所述第二平板试验件7安装在所述开口6-1的外侧,采用在刚性箱体6上安装第二平板试验件7来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤二中确定的飞机燃油箱的各层结构厚度的一次修正值进行再次修正,得到所述第二平板试验件7被击穿或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值;

其中,所述刚性箱体6内注入水,所述刚性箱体6与所述第二平板试验件7之间的缝隙进行密封处理;

实际使用时,所述刚性箱体6的开口6-1为方形开口,所述第二平板试验件7通过螺栓安装在所述开口6-1的外侧,所述第二平板试验件7的油箱壁面层紧贴所述刚性箱体6的外侧壁布设,所述刚性箱体6内注入水代替燃油。

需要说明的是,采用在刚性箱体6上安装第二平板试验件7来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验时,射弹或破片冲击的是所述第二平板试验件7,且射弹或破片冲击第二平板试验件7的位置处,位于所述刚性箱体6的开口6-1处外侧。

步骤四、确定飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值:以步骤三中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值为基准,加工制作一个飞机燃油箱试验件,在所述飞机燃油箱试验件内填充燃油和惰性气体,采用飞机燃油箱试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,对步骤三中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值进行再次修正,得到所述飞机燃油箱试验件未被击穿或油箱壁面层未发生破裂或油箱壁面层发生破裂时对应的各层结构厚度,作为飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值;

实际使用时,向飞机燃油箱试验件内填充惰性气体,能够很好的降低飞机燃油箱试验件发生爆破的几率。

步骤五、设计并制作飞机燃油箱:根据飞机燃油箱的容量,以步骤一中确定的所述膨胀间隙的初始值和步骤四中确定的飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值为基准,制作飞机燃油箱试验件,采用飞机燃油箱试验件来进行飞机燃油箱被射弹或破片以设定速度冲击时的模拟试验,并逐渐提高射弹或破片的冲击速度进行加速冲击试验直至飞机燃油箱试验件被击穿,得到飞机燃油箱试验件的防漏橡胶层能够在设定时间内对试验的穿孔进行自密封时对应的各层结构厚度的最终值以及所述膨胀间隙的修正值,根据飞机燃油箱试验件层各结构厚度的最终值以及所述膨胀间隙的修正值加工制作飞机燃油箱。

需要说明的是,在进行飞机燃油箱试验件的加速冲击试验时,需要做好爆炸防护措施,进而保证飞机燃油箱试验件在试验工况下不出现燃烧爆炸,保证试验的正常运行,并保证人员及财产安全。

实际使用时,通过依次采用平板试验件验证飞机燃油箱的防护效果、将平板试验件安装在刚性箱体6上并考虑充液条件下验证飞机燃油箱的防护效果、制作实际的飞机燃油箱试验件验证飞机燃油箱的防护效果,进而对飞机燃油箱的各层结构厚度进行逐步修正后,得到一个飞机燃油箱的各层结构厚度的修正值,然后再采用实际的飞机燃油箱试验件进行加速冲击试验,以确保飞机燃油箱试验件在出现侵彻后能够在设定时间内实现自密封,进而得到确定出飞机燃油箱的各层结构厚度的最终值,能有效保证设计的飞机燃油箱的防护效果,同时能有效减少飞机燃油箱试验过程中材料的浪费。

具体实施时,步骤二、步骤三和步骤四中对飞机燃油箱各层厚度的修正方法相同,若试验件在模拟试验过程结束未被击穿或油箱壁面层未发生破裂时,则飞机燃油箱各层厚度的修正值为零;

若试验件在试验模拟试验时被击穿或油箱壁面层发生破裂时,对试验件的吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层中的一层或多层进行加厚设计并重新制作试验件进行冲击试验,直至试验件在冲击试验后未被击穿或油箱壁面层未发生破裂时,将此时试验件对应的各层结构厚度作为飞机燃油箱的各层结构厚度的修正值。

实际使用时,对试验件的吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层中的一层或多层进行加厚设计时,吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层的厚度逐次增加10%左右。

具体实施时,步骤五中,若飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后能够在设定时间内进行自密封,则根据飞机燃油箱试验件层各结构厚度的三次修正值以及所述膨胀间隙的初始值加工制作飞机燃油箱;

若飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后不能在设定时间内进行自密封,调整飞机燃油箱试验件中防漏橡胶层的材料、增大防漏橡胶层的厚度并减小所述膨胀间隙的初始值后,重新制作飞机燃油箱试验件并进行加速冲击试验,直至飞机燃油箱试验件在被击穿或油箱壁面层发生破裂后能够在设定时间内进行自密封,根据此时飞机燃油箱试验件对应的各层结构厚度和所述膨胀间隙加工制作飞机燃油箱。

实际使用时,当飞机燃油箱试验件被击穿后,飞机燃油箱试验件内的燃油漏出至防漏橡胶层上,进而使得防漏橡胶层发生膨胀会对飞机燃油箱试验件击穿的穿孔处进行自密封,进而避免燃油进一步发生泄漏。

需要说明的是,调整飞机燃油箱试验件中防漏橡胶层的材料,指的是增加防漏橡胶层中高吸油树脂组分含量,减小所述膨胀间隙的初始值时,每次减小量不超过0.5mm。

以上所述,仅是本发明的较佳实施例,并非对本发明作任何限制,凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化,均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

技术分类

06120114730429