具有集成加強(qiáng)元件的飛行器結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了具有加強(qiáng)元件（51,53）的集成的飛行器結(jié)構(gòu)（10），比如機(jī)身，在該結(jié)構(gòu)的區(qū)域內(nèi)由于具有開口或承受高的負(fù)載而需要加強(qiáng)元件，該結(jié)構(gòu)（10）包括外殼（13）、多個(gè)縱梁（15）和多個(gè)框架（17），這些框架具有用于縱梁（15）在它們的交叉區(qū)域通過的孔洞。加強(qiáng)元件（51,53）被配置為在所述區(qū)域中具有可疊在縱梁（15）上的合適形狀。本發(fā)明還提供了所述集成飛行器結(jié)構(gòu)（10）的制造方法。
【專利說明】具有集成加強(qiáng)元件的飛行器結(jié)構(gòu)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及復(fù)合材料的飛行器結(jié)構(gòu)，其在帶有開口或承受高負(fù)載的區(qū)域中具有集成的加強(qiáng)結(jié)構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器機(jī)身的主要結(jié)構(gòu)通常包括具有縱梁和框架的飛行器外殼。該外殼因?yàn)榭v梁而導(dǎo)致縱向剛度增加，從而減少了其厚度并在重量上有優(yōu)勢，同時(shí)框架防止機(jī)身總體失穩(wěn)，且可以承受局部載荷輸入。
[0003]因?yàn)楹娇諛I(yè)需要一方面必須支撐所受載荷的結(jié)構(gòu)，從而滿足了強(qiáng)度和剛度的嚴(yán)格要求，且另一方面，該結(jié)構(gòu)必須盡可能輕，復(fù)合材料在飛行器主要結(jié)構(gòu)上的使用已經(jīng)日益廣泛，因?yàn)榕c金屬材料制造的傳統(tǒng)設(shè)計(jì)相比而言，通過便利地使用所述復(fù)合材料，可以極大地
減輕重量。
[0004]在帶有開口或者承受高負(fù)載的飛行器結(jié)構(gòu)的區(qū)域中，比如，飛行器機(jī)身的那些區(qū)域承受來來自機(jī)艙地板的載荷輸入，由此帶來了特殊的需求。
[0005]圖1a和Ib顯示了滿足這些需要的兩種現(xiàn)有技術(shù)中的已知解決方式，機(jī)身在具有開口的區(qū)域中使用了縱向的橫梁代替了縱梁，從而使得加強(qiáng)它們的剛性和強(qiáng)度。橫梁和框架之間的交叉形成為兩個(gè)元件中僅有一個(gè)是保持連續(xù)的(橫梁或框架)。這意味著，兩個(gè)元件理應(yīng)在此后通過多個(gè)連接元件(鉚接或者粘接)在交叉區(qū)中接合，導(dǎo)致重量變大和/或生產(chǎn)率及成本變高，同時(shí)使用連接元件粘到橫梁或框架上之時(shí)會(huì)具有脫離的危險(xiǎn)。
[0006]本發(fā)明旨在解決這些問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的基本目標(biāo)是提供在飛行器結(jié)構(gòu)，如機(jī)身，其某些區(qū)域中應(yīng)用的加強(qiáng)元件，這些區(qū)域之所以需要這些元件是因?yàn)樗鼈兙哂虚_口或者承受高負(fù)載。
[0008]在機(jī)身上，所述結(jié)構(gòu)包括作為基底的外殼、優(yōu)選地具有Ω形或者T形截面的縱梁以及橫向框架，它們都由復(fù)合材料制成，這些材料可以是具有熱固性或者熱塑性樹脂的碳纖維或者玻璃纖維。
[0009]本發(fā)明加強(qiáng)元件的目的有兩個(gè):一方面旨在獲得更為簡單因而更為便宜的設(shè)計(jì)，另一方面在形成該結(jié)構(gòu)的不同元件之間形成更為均一的載荷轉(zhuǎn)移，從而避免潛在的脫離問題。因此本發(fā)明提供了改進(jìn)的飛行器結(jié)構(gòu)，因?yàn)槠浒嗽诮徊鎱^(qū)域上具有連續(xù)性的加強(qiáng)元件，所述元件也集成到該結(jié)構(gòu)中。
[0010]為此目的，本發(fā)明提出了在需要加強(qiáng)的機(jī)身區(qū)域中保持縱梁和框架的架構(gòu)，并在也具有同樣連接到框架的一些加強(qiáng)元件所處的特定區(qū)域中連接到縱梁。那些特定元件被配置為承載所涉及的載荷(或負(fù)載)，并使得加強(qiáng)元件的整體可與結(jié)構(gòu)的其他部分完全一體的方式一起制造，即，不具有任何機(jī)械連接件。
[0011]那些特定元件包括位于兩相鄰框架之間的區(qū)段內(nèi)的內(nèi)加強(qiáng)元件，以及位于所述框架兩側(cè)區(qū)段內(nèi)的外加強(qiáng)元件。
[0012]該內(nèi)加強(qiáng)元件被配置為具有下部、上部以及蓋體，該下部具有疊置到縱梁上的合適形狀；該上部具有連結(jié)板，該連結(jié)板具有連接到框架的連結(jié)板的連接片；蓋體具有連接到框架頂部的連接端部。
[0013]外加強(qiáng)元件被配置為具有疊置到縱梁上的合適形狀；且具有上部，該上部具有連結(jié)板，該連結(jié)板具有連接到框架連結(jié)板的連接片；以及，選擇性地，還具有蓋體，其具有連接到框架頂部的連接端部。該連結(jié)板和蓋體從與框架接觸一端到另一端可分別具有可變的高度和寬度。
[0014]具有所述特定加強(qiáng)元件的飛行器結(jié)構(gòu)解決了現(xiàn)有技術(shù)的兩大問題:
[0015]-沿著縱梁提供了載荷連續(xù)性，保持縱梁在加強(qiáng)區(qū)域中穿過框架內(nèi)孔洞；
[0016]-取消了會(huì)增加結(jié)構(gòu)重量的鉚釘和額外部分。
[0017]本發(fā)明的另一個(gè)目的是提供具有上述特定加強(qiáng)元件并集成所有部件的飛行器結(jié)構(gòu)的制造方法。
[0018]縱梁的特定加強(qiáng)元件可提供為獨(dú)立的部分，然后與分體外殼縱梁接合并與框架接合，由此形成集成結(jié)構(gòu)。
[0019]縱梁的特定加強(qiáng)元件也可以接合到框架，而所述分體件接合到分體外殼縱梁。
[0020]特別地，上述方法被應(yīng)用以完成的機(jī)身制造過程(一次)并優(yōu)化的機(jī)身制造工序。
[0021]本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將從以下結(jié)合附圖的、對其目的進(jìn)行說明的實(shí)施方式其詳細(xì)說明中變得清楚。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]圖1a和Ib是飛行器機(jī)身加強(qiáng)區(qū)域的示意性透視圖，其包括了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的框架和加強(qiáng)橫梁之間的交叉區(qū)域的放大顯示。
[0023]圖2a為飛行器結(jié)構(gòu)的示意性立體圖，其包括了根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施方式的加強(qiáng)元件，而圖2b和2c為沿著A-A和B-B平面剖開的截面圖。
[0024]圖3a為根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式的縱梁的內(nèi)加強(qiáng)元件的示意性立體圖，而圖3b為所述內(nèi)加強(qiáng)元件的示意性橫截面。
[0025]圖4a是用以形成根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式中所述內(nèi)加強(qiáng)元件的預(yù)成型件的示意性橫截面圖，而圖4b為這預(yù)成型件之一的示意性立體圖。
[0026]圖5a是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施方式的縱梁外加強(qiáng)元件的示意性立體圖，圖5b為所述外加強(qiáng)元件的示意性橫截面，而圖5c為用以形成根據(jù)本發(fā)明實(shí)施方式的外加強(qiáng)元件的預(yù)成型件的示意性橫截面。
[0027]圖6a和6b分別為，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施方式用于T形縱梁的內(nèi)加強(qiáng)元件其截面圖，和與其相適應(yīng)的預(yù)成型件的橫截面圖。
[0028]圖7為框架的立體圖，其具有供縱梁穿過的孔洞。
[0029]圖8顯示了飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)制造方法的基本步驟，該結(jié)構(gòu)包括根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式的加強(qiáng)元件。
[0030]圖9顯示了飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)制造方法的基本步驟，該結(jié)構(gòu)包括根據(jù)本發(fā)明另一實(shí)施方式的加強(qiáng)元件。[0031]圖10為圖9的詳細(xì)視圖，縱梁在框架的交叉區(qū)域中提供有外加強(qiáng)元件。
【具體實(shí)施方式】
[0032]我們將參考飛行器機(jī)身的結(jié)構(gòu)詳細(xì)說明本發(fā)明中的飛行器結(jié)構(gòu)，但是本發(fā)明也可用于飛行器機(jī)翼或者橫尾翼的結(jié)構(gòu)上。
[0033]如公知，飛行器機(jī)身的典型結(jié)構(gòu)由外殼、橫向框架和縱向縱梁形成。外殼承載了縱向負(fù)載、橫向負(fù)載和剪切負(fù)載，因而，為了獲得抵御外殼彎曲的足夠軸向剛度以及穩(wěn)定性，而又不會(huì)增加其厚度，使用主要承受結(jié)構(gòu)縱向負(fù)載的所述縱向縱梁。另一方面，機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)一步包括多個(gè)框架，其主要承受機(jī)身結(jié)構(gòu)的橫向載荷，維持空氣動(dòng)力表面并防止機(jī)身的整體不穩(wěn)定性。
[0034]承受高載荷或包括開口的機(jī)身區(qū)域必須包括加強(qiáng)結(jié)構(gòu)。
[0035]圖2a顯示的飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)10在外殼區(qū)域中具有開口，該區(qū)域由兩個(gè)相鄰的框架17和兩個(gè)相鄰的縱梁15限定，且該區(qū)域根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式進(jìn)行加強(qiáng)。
[0036]加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，應(yīng)用于縱梁15上，由兩個(gè)設(shè)置在處于所述框架17之間的區(qū)段18中的內(nèi)加強(qiáng)元件31，以及由所述框架17兩側(cè)上的區(qū)段19，19’中的四個(gè)外加強(qiáng)元件51形成。內(nèi)和外加強(qiáng)元件31，51以集成方式連接到縱梁15以及框架17。
[0037]圖2b和2c分別顯示了沿著平面A-A和B-B剖開的示意性截面圖，其中內(nèi)和外加強(qiáng)元件31，51，縱梁15和外殼13可見(為了說明，在圖2b和2c中留有間隙)。
[0038]由圖2a，3a和3b，可以看到，在本發(fā)明的實(shí)施方式中，內(nèi)加強(qiáng)元件31的主要特征為，它們包括下部33，該下部33具有與所連接的縱梁15相同的Ω形狀；上部35，由連結(jié)板37形成；以及蓋體39，其具有配置為設(shè)置在框架17上的端部43，45。內(nèi)加強(qiáng)元件31還包括連接到框架17的連結(jié)板的連接片48，49，下面會(huì)對此更為詳細(xì)地說明。
[0039]參考圖4a和4b，用于本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施方式中用以形成內(nèi)加強(qiáng)元件31的三個(gè)預(yù)成型件可以看到是:兩個(gè)對稱的預(yù)成型件71，73形成其主體，而預(yù)成型件75形成其蓋體。本說明書中所用的術(shù)語“疊層預(yù)成型件”指復(fù)合元件，其與其它元件在所屬產(chǎn)品的制造過程中一體成型。
[0040]預(yù)成型件71的下部，橫截面為半個(gè)Ω形，由表面81，82和83形成，傾斜表面82包括連接到框架17的連結(jié)板的連接片48，且表面81為連接到外殼13的連接腳。
[0041]預(yù)成型件71的上部由表面84和85形成，而該兩表面分別用于形成連結(jié)板37的部分以及形成蓋體39內(nèi)部的部分，豎直表面84包括連接到框架17的連結(jié)板的連接片49。
[0042]由圖5a，5b和5c可見，在本發(fā)明的實(shí)施方式中，外加強(qiáng)元件51的主要特征為:它們包括下部53，該下部具有與其連接的縱梁15相同的Ω形狀；上部55，由連結(jié)板57形成，高度從連接到框架17 —端具有的最大高度減少為在另一端具有零高度；蓋體60，寬度從連接到框架17的一端具有的最大寬度減少為在另一端具有零寬度。
[0043]外加強(qiáng)元件51還包括連接到框架17的連結(jié)板的連接片58，59，下面會(huì)對此詳細(xì)說明。
[0044]用作外加強(qiáng)元件51的預(yù)成型件為形成其Ω形下部、其連結(jié)板及其蓋體的兩個(gè)預(yù)成型件，而平的預(yù)成型件94在所述蓋體頂部。
[0045]在本發(fā)明的另一實(shí)施方式中，外加強(qiáng)元件51不具有蓋體60 (見圖9)。[0046]如上所述，內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件31，51的下部的構(gòu)造取決于縱梁15的構(gòu)造。
[0047]在圖6a和6b中，分別示出了連接到具有T形橫截面的縱梁15的內(nèi)加強(qiáng)元件31的構(gòu)造，以及用于形成內(nèi)加強(qiáng)元件的預(yù)成型件76，77的構(gòu)造。
[0048]此外，如圖7所示，在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式中，具有用于縱梁15的孔洞的框架17，其配置為具有底部95和凸緣97的橫截面I，該底部便于其連接到外殼13，而該凸緣97便于其在交叉區(qū)中連接到縱向縱梁15。
[0049]根據(jù)本發(fā)明，上述飛行器結(jié)構(gòu)通過高度集成的方法制造。一體結(jié)構(gòu)(或集成結(jié)構(gòu))應(yīng)該被理解為形成該結(jié)構(gòu)的各種結(jié)構(gòu)性元件由復(fù)合材料制成，且該結(jié)構(gòu)藉由復(fù)合材料的特性而可以一次性制得。因?yàn)樗鼈兌际怯煽梢园葱璇B置的獨(dú)立層而制得，它們?yōu)榻Y(jié)構(gòu)的集成提供了更大的可能，這也因?yàn)榫哂休^少獨(dú)立組裝部件而節(jié)約成本。
[0050]在圖8所示的實(shí)施方式中，具有加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)10的制造過程可以包括下面的步驟:
[0051]a)提供了未固化狀態(tài)下的外殼13和縱梁15的整體、半固化或者固化的框架17以及未固化、半固化或固化狀態(tài)下的內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件31，51。
[0052]b)利用固化工具組裝這些部件，并在溫度和壓力的預(yù)定條件下在高壓周期或一個(gè)高壓釜周期中使它們連接。
[0053]部件通過共固化或共粘合處理在取決于其狀態(tài)的高壓周期或一個(gè)高壓釜周期中的接合。
[0054]在步驟a)中，如圖8所示，內(nèi)加強(qiáng)元件31提供有兩部件。第一個(gè)為其蓋體的上部，即，圖4a的預(yù)成型件75 (Ω形縱梁)或圖6b的預(yù)成型件78 (T形縱梁)。第二個(gè)為其主體，該主體形成為連接對稱的預(yù)成型件71，73 (Ω形縱梁)或預(yù)成型件76，77 (T形縱梁)。
[0055]外加強(qiáng)元件51提供為有一個(gè)或兩個(gè)部件，這取決于它們的構(gòu)造是否具有蓋體，該蓋體包括與框架頂部連接的連接端。它們的主體形成為連接Ω形縱梁的對稱預(yù)成型件91，93。
[0056]在本發(fā)明的實(shí)施方案中，框架17配置為可使用I，C，J或Z形橫截面。
[0057]在圖9所示的本發(fā)明另一實(shí)施方式中，具有加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)10其制造方法描述為包括下面的步驟:
[0058]a)提供了未固化狀態(tài)下的外殼13和縱梁15的整體以及集成有內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件31，51的所述半固化或者固化的框架17。
[0059]b)利用固化工具組裝這些部件，并預(yù)定溫度和壓力條件下的高壓周期或一個(gè)高壓釜周期中使它們連接。
[0060]在此情況下，如圖10所示，外加強(qiáng)元件51的連接片58(相似地內(nèi)加強(qiáng)元件的連接片48)可以在疊層或?qū)訝钗镏屑?，該疊層或?qū)訝钗镄纬闪丝蚣?7的連結(jié)板，因而提高了框架17和內(nèi)外加強(qiáng)元件31，51之間的粘合均勻度。因而，這些元件之間不存在脫離的危險(xiǎn)，因而對【背景技術(shù)】部分提及的使用外連接元件粘合到橫梁和框架的現(xiàn)有技術(shù)來說，提供了極大的優(yōu)勢。
[0061]在本發(fā)明的該實(shí)施方式中，框架17配置為可使用I或J形截面。
[0062]使用在內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件31，51中的復(fù)合材料可包括玻璃纖維或碳纖維，所使用樹脂類型為熱塑性或熱固性(環(huán)氧樹脂(epoxy)、雙馬來酰亞胺樹脂(bismaleimide)、酹類樹脂(phenolic)......)。復(fù)合材料可以是預(yù)浸纖維或干燥纖維。
[0063]盡管本發(fā)明已經(jīng)結(jié)合各種實(shí)施方式進(jìn)行說明，但從說明書可得知其中可進(jìn)行元件組合、變形或者改良，且都落入本發(fā)明的范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種復(fù)合材料的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其包括外殼(13)、多個(gè)縱梁(15)和多個(gè)框架(17);所述多個(gè)縱梁(15)和多個(gè)框架(17)被設(shè)置為它們之間具有交叉區(qū)；所述多個(gè)框架(17)具有用于所述多個(gè)縱梁(15)在它們的交叉區(qū)通過的孔洞；其特征在于，還至少包括由復(fù)合材料制成的內(nèi)加強(qiáng)元件(31)，其在位于兩相鄰框架(17)之間的區(qū)段(18)中用于至少一個(gè)縱梁(15);所述內(nèi)加強(qiáng)元件(31)包括下部(33)、上部(35)，該下部配置為具有合適形狀以在所述區(qū)段(18)中疊置到縱梁(15)上，該上部(35)配置有連結(jié)板(37)和蓋體(39);下部(33 )和連結(jié)板(37 )在其端部分別包括連接到相鄰框架(17 )的連結(jié)板的連接片(48，49 )；該下部(33)包括靠在外殼(13)上的依靠腳。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中所述蓋體(39)包括連接到相鄰框架(17)頂部的連接端部(43，45)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1-2任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，還包括兩個(gè)由復(fù)合材料制成的外加強(qiáng)元件(51)，其在所述相鄰框架(17)的兩側(cè)的兩個(gè)區(qū)段(19，19’)中用于所述縱梁(15)，且該外加強(qiáng)元件(51)在所述縱梁(15)與其他的框架(17)交叉之前終止；所述外加強(qiáng)元件(51)包括配置為具有合適形狀以疊置到所述縱梁(15 )的下部(53 )以及配置有連結(jié)板(57)的上部(55);下部(53)和連結(jié)板(57)在與所述框架(17)接觸的端部分別具有連接到所述框架的連結(jié)板的連接片(58，59)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中上部(55)也包括蓋體(60)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中所述蓋體(60)包括連接到相鄰框架(17)的頂部的連接端部。
6.根據(jù)權(quán)利要求3-5任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中所述上部(55)的高度從區(qū)段(19，19’)開始處的初始高度變化為在其端部高度為零。
7.根據(jù)權(quán)利要求4-6任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中蓋體(60)的寬度從區(qū)段(19，19’)的開始處的初始寬度變化為在其端部寬度為零。
8.根據(jù)權(quán)利要求1-7任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)，其中縱梁(15)的橫截面形狀為以下之一:Ω或T。
9.一種制造權(quán)利要求1-8任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)的制造方法，包括以下步驟: a)提供未固化狀態(tài)下的外殼(13)和縱梁(15)、半固化或者固化狀態(tài)下的框架(17)，以及未固化、半固化或固化狀態(tài)下的內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件(31，51)； b)在固化工具上組裝所述部件，并通過一個(gè)高壓周期或一個(gè)高壓釜周期使它們連接。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的制造方法，其中在所述步驟a)中，內(nèi)加強(qiáng)元件(31)被設(shè)置為兩個(gè)部件，它們中的第一個(gè)為形成蓋體(39)的預(yù)成型件(75，78)，它們中的第二個(gè)形成為兩個(gè)連接對稱的預(yù)成型件(71，73，76，77)。
11.根據(jù)權(quán)利要求9-10任一項(xiàng)所述的制造方法，其中所述框架(17)的橫截面形狀為以下之一:1，c, J或者Z。
12.一種制造權(quán)利要求1-8任一項(xiàng)所述的集成飛行器結(jié)構(gòu)(10)的制造方法，包括以下步驟: a)提供未固化狀態(tài)下的外殼(13)和縱梁(15)以及集成有內(nèi)加強(qiáng)元件和外加強(qiáng)元件(31，51)的半固化或者固化狀態(tài)下的框架(17)；b)在固化工具上組裝所述部件，并通過一個(gè)高壓周期或一個(gè)高壓釜周期使它們連接。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的制造方法，其中在步驟a)中，所述加強(qiáng)元件(31，51)的下部的連接片(48，58 )設(shè)置在所述框架(17 )的連結(jié)板的疊層的內(nèi)側(cè)。
14.根據(jù)權(quán)利 要求12-13任一項(xiàng)所述的制造方法，其中所述框架(17)的橫截面形狀為以下之一:1或者J。
【文檔編號(hào)】B64C1/06GK103910058SQ201310741335
【公開日】2014年7月9日 申請日期:2013年12月27日 優(yōu)先權(quán)日:2012年12月28日
【發(fā)明者】埃萊娜·阿萊法羅羅德里古茲, 埃斯特爾·巴利岡 申請人:空中客車西班牙運(yùn)營有限責(zé)任公司