由在其自身上折疊的板材形成的飛行器機身加勁件的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器機身的領(lǐng)域，并且特別地涉及飛行器機身的加勁件的領(lǐng)域。
[0002]本發(fā)明更特別地、但非排它性地應(yīng)用于商用飛機的領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0003]飛機機身通常包括蒙皮，蒙皮的外表面形成飛機的空氣動力學(xué)表面。在內(nèi)表面上，蒙皮通常設(shè)置有多個加勁件。這些加勁件可以是橫向加勁件，特別是形成桶形機身的框架(或是整體框架或是例如通過起落架而隔斷的框架)，或這些加勁件可以是縱向加勁件，比如桁梁或縱梁，或另外其他肋狀件。
[0004]因而，框架具有與蒙皮的形狀相匹配的曲率并且可以由以首尾相連的方式組裝的多個框架長形件形成?？蚣苡糜趯C身提供增大的機械強度，增大的機械強度通過固定至蒙皮并且固定至框架的縱向桁梁來加強，這些桁梁還能夠通過首尾相連的長形件的組裝來獲得。這種機身例如從文獻(xiàn)FR 2 920 743 Al中已知。
[0005]本文所討論的加勁件具有用于固定至機身蒙皮的凸緣，并且還具有通過腹板連接至凸緣的踵狀部。加勁件可以通過不同的技術(shù)形成:比如對板材進行折疊和成形、對厚板進行機械加工或另外通過對旋壓所獲得的成型件進行成形。盡管這些解決方案是令人滿意的，但日益增大的認(rèn)證需求使得需要尋找使這些框架的機械強度加強同時控制成本的解決方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]因而，本發(fā)明的目的在于至少部分地克服與現(xiàn)有技術(shù)的實施方式相關(guān)的上述缺陷。
[0007]為此，本發(fā)明首先涉及飛行器機身加勁件，該飛行器機身加勁件包括踵狀部、凸緣以及將踵狀部與凸緣連接的腹板，所述加勁件包括沿著踵狀部的長度、腹板的長度以及凸緣的長度延伸的折疊板材。根據(jù)本發(fā)明，所述折疊板材一方面包括沿著踵狀部的長度、腹板的長度以及凸緣的長度延伸的主要部分并且另一方面包括至少一個折疊部分，所述至少一個折疊部分形成主要部分的位于腹板的至少一部分和/或踵狀部的至少一部分和/或凸緣的至少一部分上的襯層。
[0008]本發(fā)明值得注意的是，其通過對板材的簡單折疊而提供具有多個板材厚度的一個或多個區(qū)域。這無疑加強了加勁件的在所需位置處的機械強度，而沒有顯著地影響生產(chǎn)成本。實際上，所使用的折疊板材能夠保持厚度近似等于先前用于折疊板材的解決方案的厚度，在先前用于折疊板材的解決方案中，板材自身不在其全部或一部分上進行折疊。可以由此使用與先前所使用的設(shè)備類似的設(shè)備，這有助于實現(xiàn)良好的成本管理。
[0009]本發(fā)明優(yōu)選地具有下述附加的特征中的至少一個特征，這些特征能夠以組合的方式采用。
[0010]形成襯層的所述折疊部分在踵狀部的至少一部分上延伸。
[0011]形成襯層的折疊部分的至少一部分以直接接觸或間接接觸一一例如通過布置在彼此靠置的兩個部之間的插置乳香脂一一的方式擱置于主要部分上。
[0012]腹板的至少一部分和/或踵狀部的至少一部分和/或凸緣的至少一部分具有能夠沿著加勁件的長度變化的厚度。
[0013]通過使主要部分與折疊部分的間距變化和/或通過使彼此交疊的折疊部分的數(shù)量變化來提供厚度的變化。
[0014]腹板和/或踵狀部和/或凸緣具有能夠沿著加勁件的長度變化的長度。
[0015]至少在腹板、踵狀部以及凸緣中的元件之一處，折疊板材的所述主要部分與折疊部分沿著交疊長度而對折:該交疊長度能夠沿著加勁件的長度變化。
[0016]主要部分與形成襯層的折疊部分在主要部分與折疊部分之間界定至少一個腔體，所述至少一個腔體優(yōu)選地至少部分地填充有加強元件，例如，擠出成型件、由復(fù)合材料制成的部件等。這使得可以獲得加強區(qū)域，加強區(qū)域的布置的選擇根據(jù)靜束縛、疲勞、損傷容限、故障的傳播等方面的需要來確定。腔體提供所討論的區(qū)域的增大的截面模數(shù)，該區(qū)域的強度由于存在加強元件而能夠增大，所述加強元件優(yōu)選地借助于常規(guī)方法比如膠、鉚釘、螺栓、焊料等固定至主要部分和/或固定至形成折疊板材的襯層的部分。
[0017]每個加強元件固定至主要部分和/或固定至折疊部分。
[0018]形成襯層的所述折疊部分借助于腹板襯層元件而沿著腹板的至少一部分的長度延伸。
[0019]腹板襯層元件在框架的橫截面中限定機械加強邊緣，在所述加強邊緣與凸緣之間優(yōu)選地布置有通口并且所述通口在所述凸緣處向外開放。優(yōu)選地與腹板正交地凸出的該邊緣能夠有利地加強框架元件的機械強度。邊緣優(yōu)選地在截面方面具有可以帶有倒圓角的四邊形形狀，例如方形或矩形。
[0020]在機身框架的情況中，開口用于使機身的桁梁穿過。因而每個開口具有基部，該基部優(yōu)選地布置在邊緣的附近而不穿過邊緣。該邊緣還標(biāo)志加勁件的工作截面的界限，該工作截面一一也被稱為標(biāo)準(zhǔn)截面一一與框架的通過踵狀部形成的端部延伸的一樣遠(yuǎn)。
[0021]所述機械加強邊緣限定腔體，該腔體優(yōu)選地至少部分地填充有加強元件。
[0022]在橫截面中，加勁件具有大致C形形狀或Z形形狀，其中，由腹板形成的中央分部優(yōu)選地基本上垂直于由踵狀部和凸緣形成的兩個端分部。
[0023]加勁件優(yōu)選地形成機身框架的全部或一部分或形成縱向桁梁的全部或一部分。
[0024]本發(fā)明還涉及包括至少一個這種加勁件的飛行器機身。飛行器機身優(yōu)選地包括機身蒙皮和固定至蒙皮的縱向桁梁，桁梁穿過設(shè)置在機身框架上的開口。
[0025]本發(fā)明還涉及包括這種機身的飛行器。
[0026]最后，本發(fā)明還涉及用于生產(chǎn)這種加勁件的方法，該方法包括下述步驟:對板材進行折疊使得一方面獲得加勁件的大致形狀并且使得另一方面獲得在板材的所述主要部分上折疊的部分。
[0027]根據(jù)以下非限制性的詳細(xì)說明，本發(fā)明的另外的優(yōu)勢和特征將變得清楚。
【附圖說明】
[0028]參照附圖來提供本說明，在附圖中:
[0029]圖1示出根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施方式的飛行器機身的一部分的立體圖；
[0030]圖2示出在先前的附圖中示出的機身框架的橫截面視圖；以及
[0031]圖3至圖9示出根據(jù)其他可設(shè)想的實施方式的與先前的附圖的視圖類似的視圖；
[0032]圖10是用于執(zhí)行用于生產(chǎn)圖2中示出的框架的方法的一套設(shè)備的示意圖；
[0033]圖1la至圖1lc示出另一個示例性實施方式，其中，加勁件的踵狀部的厚度沿著所述加勁件的長度改變；
[0034]圖12a至圖12c示出另一個示例性實施方式，其中，加勁件的踵狀部的厚度沿著所述加勁件的長度改變；
[0035]圖13a至圖13c示出另一個示例性實施方式，其中，加勁件的踵狀部的長度沿著所述加勁件的長度改變；
[0036]圖14a至圖14c示出另一個示例性實施方式，其中，在加勁件的踵狀部處，主要部分與折疊部分之間的交疊的范圍沿著加勁件的長度改變；以及
[0037]圖15示出從具有不規(guī)則邊緣的板材的上方觀察的視圖，所述不規(guī)則邊緣使得可以獲得變化截面的加勁件。
【具體實施方式】
[0038]首先參照圖1，在從飛行器內(nèi)側(cè)觀察時，部分地示出根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施方式的商用飛機機身。
[0039]通常，機身I包括蒙皮2，該蒙皮2的內(nèi)表面2a以固定的方式承載機身框架4，機身框架4中的單獨一個機身框架4已經(jīng)在圖1中示出。該框架4沿著飛行器的橫向平面一一即，與對應(yīng)于飛機的縱向方向和軸向方向的方向6正交的平面——在機身的周緣的全部或一部分上延伸。每個框架可以設(shè)置成單件或可以借助于多個框架元件/長形件形成，其中，所述多個框架元件/長形件各自形成框架的僅單個角扇區(qū)，這些元件接著以首尾相連的方式來組裝。框架元件通常在近似30°至120°的角扇區(qū)上延伸。為方便起見，在下文的說明中，在圖1中和以下附圖中可見的框架元件將被稱為“框架4”。然而，應(yīng)當(dāng)注意的是，形成框架的其他框架元件具有與如下所示的框架等同或類似的并且對本發(fā)明而言獨有的設(shè)計。
[0040]另外，機身I包括作為加勁件的多個縱向桁梁，所述多個縱向桁梁呈穿過位于框架中的開口的加強件的形式。沿著縱向方向6延伸的所有桁梁8通過常規(guī)方法比如鉚釘固定至蒙皮的內(nèi)表面2a。對于框架4的徑向外端部而言同樣如此，框架4的徑向外端部沿著框架的整個長度固定在蒙皮的所述同一內(nèi)表面2a上。另外，盡管未示出，但機身包括其他固定元件，比如將桁梁連接至機身框架的穩(wěn)定裝置。
[0041]應(yīng)當(dāng)注意的是，將在下文進行說明的框架4的特定設(shè)計可以應(yīng)用于桁梁并且還應(yīng)用于