專利名稱：以復(fù)合材料制成的飛行器機身及制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器機身，更具體地，涉及一種完全以復(fù)合材料制成的飛行器機身，本發(fā)明還涉及所述飛行器機身的制造方法。
背景技術(shù)：
通常已知的是，航空業(yè)一方面要求結(jié)構(gòu)在滿足高剛度和耐抗性需求的情況下支撐它們所承受的負載，另一方面要求結(jié)構(gòu)的重量盡可能輕。該要求導致在主結(jié)構(gòu)中持續(xù)擴大使用復(fù)合材料，這是因為與以金屬材料設(shè)計的結(jié)構(gòu)相比，通過方便地應(yīng)用這些材料可以實現(xiàn)重量的大幅度減輕。一體化結(jié)構(gòu)已證實為在這方面特別有效。當結(jié)構(gòu)的所有結(jié)構(gòu)性部件都一次性制造 時，該結(jié)構(gòu)稱為一體化的結(jié)構(gòu)。這是使用復(fù)合材料的另一個優(yōu)點，因為復(fù)合材料具有較少的單件需要組裝，并且由于它們是由可按照期望的順序堆起的獨立層構(gòu)成的，它們提供了使結(jié)構(gòu)更加一體化的可能性，這通常還會節(jié)省費用，這是在市場競爭中的重要因素。眾所周知，飛行器機身的主要結(jié)構(gòu)性元件是蒙皮、框架以及桁梁(stringer)。蒙皮通過桁梁而縱向加強以減小蒙皮厚度，使得蒙皮就重量而言更有競爭力，同時框架避免機身的整體不穩(wěn)定性并且可以使其承受局部負載。可以在飛行器機身內(nèi)發(fā)現(xiàn)其它結(jié)構(gòu)性元件，諸如桁條(beam，梁)，其用作機身打開部分的框架或者用于承受由飛行器機艙地板引入的負載。如今更常用的由復(fù)合材料制成的機身機構(gòu)一方面包括具有共粘合或共固化的一體化桁梁的蒙皮，另一方面包括單獨制造并且然后鉚接至機身蒙皮的完整或浮動框架。文獻US5，242，523描述了像這樣的結(jié)構(gòu)。這種結(jié)構(gòu)的基本特征是機身由通過所述框架和桁梁定界的板構(gòu)成，所述框架和桁梁縱向地定向，這是因為桁梁之間的距離小于框架之間的距離。換言之，蒙皮的單位表面積的桁梁數(shù)量大于框架數(shù)量。除了別的以外，這種機身結(jié)構(gòu)具有這樣的問題，即，在機身是由復(fù)合材料制成的情況下，大量的桁梁使得高度的一體化難以實現(xiàn)。本發(fā)明重點在于找到這些缺點的解決方案。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的一個目的在于提供一種優(yōu)選地以復(fù)合材料制成并且構(gòu)造成允許高度一體化地制造其的飛行器機身。本發(fā)明的再一個目的在于提供一種優(yōu)選地以復(fù)合材料制成并且構(gòu)造成具有高耐損壞性的飛行器機身。本發(fā)明的另一個目的在于提供一種優(yōu)選地以復(fù)合材料制成并且構(gòu)造成使其包含引入局部負載的區(qū)域的飛行器機身。一方面，這些和其它目的通過這樣的機身部分而實現(xiàn)，該機身部分的結(jié)構(gòu)包括蒙皮、定位成橫向于機身的縱向軸線的多個框架、以及多個縱向加強元件，其中，框架之間的距離與縱向加強元件之間的距離之比小于I。在一個優(yōu)選實施例中，縱向加強元件是桁梁，所述桁梁未在與框架交叉的地方連接至所述框架。從而實現(xiàn)了一種結(jié)構(gòu)化機身，其具有較少數(shù)量的桁梁，這有助于該機身的制造并且降低其成本。
在另一個優(yōu)選實施例中，這些縱向加強元件是桁條，所述桁條在與框架交叉的地方連接至所述框架。從而實現(xiàn)了一種有耐抗性的并且耐損壞的機身，其結(jié)構(gòu)有助于該機身的制造并且降低其成本。另一方面，在機身的各個加強件是桁梁的情況下，所述目的通過包括以下步驟的機身部分的制造方法而實現(xiàn)a)提供完整件的框架；b)提供成兩個或多個部分的蒙皮，桁梁連接至蒙皮；c)通過將蒙皮的所述部分連接至框架來組裝機身部分。另一方面，在機身的各個加強件是桁條的情況下，所述目的通過包括以下步驟的機身部分的制造方法而實現(xiàn)a)提供由框架和桁條構(gòu)成為單件的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)；b)提供蒙皮；c)借助于鉚釘將蒙皮連接至所述機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)。在優(yōu)選實施例中，所述步驟a)通過使用共固化、共粘合、二次粘合或鉚接技術(shù)而以多個子步驟執(zhí)行，用于連接所有的結(jié)構(gòu)部件，根據(jù)具體情況，所述結(jié)構(gòu)部件將作為預(yù)成型件或固化部件而提供。通過下文中結(jié)合附圖對本發(fā)明的示例性實施例的詳細說明，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將變得清晰。


圖Ia示意性示出了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的機身的縱向定向板陣列，并且圖Ib示意性示出了周向地定向在根據(jù)本發(fā)明的機身中的板陣列。圖2a和圖2b示意性地示出了沿著根據(jù)本發(fā)明第一實施例的機身的平面A_A的立體示意圖以及橫截面示意圖。圖3a和圖3b示意性地示出了沿著根據(jù)本發(fā)明第二實施例的機身的平面A_A的立體示意圖以及橫截面示意圖。圖4是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的用于各個加強元件是桁梁的機身部分的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)的部分透視圖。圖5是根據(jù)本發(fā)明第二實施例的用于各個加強元件是桁條的機身部分的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)的透視圖。
具體實施例方式機身板的周向定向與已知機身中的板的縱向定向相反，本發(fā)明的基本思想是以這樣的方式構(gòu)造飛行器的機身部分，即使得它的板周向地定向。在已知機身中，如圖Ia所示，框架17之間的距離X大于桁梁14之間的距離Y，而在根據(jù)本發(fā)明的機身部分中，如圖Ib所示，框架17之間的距離X小于桁梁14之間的距離Y。在已知機身中，X/Y之比的典型值可以是2. 5，而對于根據(jù)本發(fā)明的機身而言，所述典型值可以是O. 6。板的周向定向的第一效果是板利用機身的曲度曲率來抵抗縱向負載，從而延遲翹曲(buckling)的開始。板的之后翅曲(postbuckling)能力的提高允許蒙皮重量的減輕。板的周向定向的第二效果是有助于周向負載傳遞至框架，因此降低了板中的周向負載的程度。板的周緣定向的第三效果是允許更好地使結(jié)構(gòu)一體化并且降低成本。其中，根據(jù)本發(fā)明的與機身板的周向定向相對應(yīng)的機身的“多框架”結(jié)構(gòu)具有下列優(yōu)點-由于具有更多的負載路徑，所述結(jié)構(gòu)比傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)更耐損壞。-所述結(jié)構(gòu)特別適用于具有局部負載輸入的區(qū)域(豎直尾翼面、掛架(pylon)等)，這是因為具有較多數(shù)量的框架，蒙皮內(nèi)的周向流減少。此外，在接收高局部負載的區(qū)域內(nèi)，由于具有較多的框，每個框上的負載減小，使得這些框架的每一個由復(fù)合材料的制造得以簡化。在下文描述的本發(fā)明的兩個實施例中將更好地認識這些和其它優(yōu)點。
桁梁數(shù)量減少的機身在圖2a、圖2b和圖4中，可以觀察到，在本發(fā)明第一實施例中，機身部分11包括構(gòu)造成經(jīng)受平面內(nèi)的縱向、橫向以及主要是剪切負載的蒙皮13。在不增加蒙皮厚度的情況下，桁梁14 (其數(shù)量少于在板縱向定向的情況下的數(shù)量)用于使蒙皮13獲得足夠的彎曲剛度，并且框架17用于使其克服翹曲而穩(wěn)定，從而避免機身部分11的整體不穩(wěn)定性。用桁梁14加強的蒙皮13承受機身的縱向負載的流，而框架17與蒙皮13—起主要經(jīng)受機身的橫向負載并維持氣動表面。蒙皮13、桁梁14和框架17都由復(fù)合材料制成，所述復(fù)合材料可以是嵌入在熱固性或熱塑性樹脂基體中的碳纖維或者玻璃纖維。目的是獲得就重量和成本兩方面而言都更高效的結(jié)構(gòu)。這就是為什么可能的制造和組裝方案是將框架17制成單件(360° )從而避免不同部分之間的聯(lián)合，其中，將蒙皮13單獨制成兩個或多個部分，并且利用所述蒙皮部分由于具有較少數(shù)量的縱向加強元件(桁梁)而具有的較高柔性(flexibility),而將所述蒙皮部分連接至框架17。這種機身結(jié)構(gòu)對于任何類型的桁梁橫截面(Τ、Ω等)以及任何類型的框架橫截面(C、I、Ω等)都是有效的。具有已描述的結(jié)構(gòu)的機身部分11的制造方法則包括以下步驟a)提供完整件的框架17 ；b)提供成兩個部分或更多部分的蒙皮13，桁梁14附接至蒙皮；c)通過將所述蒙皮13的部件連接至框架17來裝配機身部分11。機身11的內(nèi)部結(jié)構(gòu)是由完整件的框架17構(gòu)成的事實避免了蒙皮13的所述部分之間的連接中的公差問題，減小了可能的與理論氣動外形的偏差。桁梁14數(shù)量的削減減少了其與框架17的交點數(shù)量，因此有助于機身部分11的組裝。圖4示出了包括具有雙T形橫截面的框架17和具有T形橫截面和大開口 29的桁梁14的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu),所述大開口設(shè)計成接收例如水平尾翼面抗扭箱(horizontal tailplane torsion box)、引擎支撐元件的箱、或者其它元件，其中兩個桁條15作為用于所述開口的框架。在本發(fā)明的另一個實施例中，框架17和桁梁14可以具有諸如C形、I形或J形的不同形狀的橫截面。具有桁條的機身通過圖3a、圖2b和圖5可以觀察到，在本發(fā)明的第二實施例中，機身部分11包括構(gòu)造成經(jīng)受平面中的縱向、橫向以及主要是剪切載荷的蒙皮13。在不增加厚度的情況下，桁條15用于使蒙皮13獲得足夠的彎曲剛度，并且框架17用于使其克服翹曲而穩(wěn)定，從而避免機身11的整體不穩(wěn)定性。桁條15和蒙皮13 —起主要承受結(jié)構(gòu)的縱向負載流，而框架17與蒙皮13 —起主要經(jīng)受結(jié)構(gòu)的橫向負載并維持氣動表面。由完整的框架17和桁條15構(gòu)成的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)制成單獨件(后面將會看到)以便·盡可能地減少其構(gòu)件之間的聯(lián)合。然后將蒙皮(單獨制造成兩個或多個部分)鉚接至機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)，從而大幅度簡化組裝過程并降低成本。這導致高度一體化的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)，其中框架17和桁條15形成其結(jié)構(gòu)就強度和剛度而言非常有效的網(wǎng)格(grid)，并且所述網(wǎng)格有助于整個機身的重量的優(yōu)化。這種還不需要任何桁梁的高度一體化結(jié)構(gòu)帶來組裝過程的簡化。使用該結(jié)構(gòu)，蒙皮13與桁條15 —起承受彎曲和縱向負載，同時框架17避免機身11的總體不穩(wěn)定性、與蒙皮13 —起分散和支撐周向負載并且可以對其引入局部負載，并且最終，由框架17和桁條15在它們相交的地方連接而形成的網(wǎng)格與蒙皮13 —起支撐扭轉(zhuǎn)負載。就它們自身而言(in their turn)，桁條15也對框架17的網(wǎng)提供支撐，這就意味著無需附加的加強件來避免所述網(wǎng)的翹曲，這減少了輔助件以及件之間的接頭的數(shù)量，從而簡化了制造方法。由于沒有桁梁，框架無需任何“接合孔(mousehole)”以供它們穿過，因此機身不會在結(jié)構(gòu)上不利，并且從制造方法中去除了制造這些孔的步驟。與傳統(tǒng)的內(nèi)部網(wǎng)格相比，連接框架17和桁條15形成的內(nèi)部網(wǎng)格是一種更加耐損壞的結(jié)構(gòu)，從而在機身的一部分面臨嚴重損壞時，剩余結(jié)構(gòu)能夠在不使災(zāi)難發(fā)生的情況下更好地應(yīng)對負載要求。蒙皮13、桁條15和框架17都是由復(fù)合材料制成的，所述復(fù)合材料可以是嵌入在熱固性樹脂或熱塑性樹脂基體中的碳纖維或玻璃纖維。圖5示出了本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例，其中機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)包括具有Ω形橫截面的框架17以及具有雙T形橫截面的桁條15。在本發(fā)明的另一個實施例中，框架17和桁條15可具有諸如C形、I形或J形的不同形狀的橫截面。本發(fā)明還涉及一種具有已描述的結(jié)構(gòu)的機身部分的制造方法，其中第一階段是單獨制造機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)和蒙皮，并且第二階段是利用鉚釘將蒙皮(如果方便的話，其為幾個部分)連接至機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)。無論是作為完整部分(360 ° )還是成兩個或三個部段，機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)的制造方法都基于將框架17和桁條15的預(yù)成型件(perform)(無論是完整的還是成部分的)放置在成網(wǎng)格形狀的工具上，并且基于使所述框架和桁條的預(yù)成型件在單獨的固化周期中共固化或者使桁條15和框架17之間共粘合(其中，在此之前已使前者或后者經(jīng)歷第一固化周期)。在框架17的截面是如圖5所示的Ω形狀(或任何其它閉合截面)的情況下，須在與桁條15的交叉區(qū)域中制備框架17的一些穩(wěn)定肋的預(yù)成型件。在通過共固化而整合(conform)結(jié)構(gòu)的情況下，前述網(wǎng)格從各個元件開始形成，所述各個元件由于將它們堆起(lay up)而一體化并且承現(xiàn)出多個結(jié)構(gòu)性功能。這意味著獲得了一體化的結(jié)構(gòu)帶來的所有優(yōu)點，并且由于獨立件較少以及復(fù)合材料要求高成本的固化工藝的事實而減少了制造成本，所以獨立件的數(shù)量越少，所需的固化周期次數(shù)就越少，從而降低成本并且在構(gòu)成該結(jié)構(gòu)的部件之間獲得更均勻的負載傳輸。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當完全理解的是，取決于桁條15和框架17的橫截面的具體形狀，制造機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)可能需要附加加工，以在它們交叉的地方提供負載的準確傳輸以及連續(xù)性，并且可能需要引入“條(rowings)”(單向纖維的帶，其須使用與堆起中所使用的材 料相同的材料，或可兼容的材料)，以避免孔洞并確保最優(yōu)共固化。就其自身而言，本領(lǐng)域技術(shù)人員會理解的是，所述框架和桁條的預(yù)成型件的制備將通過使用用于它們的堆起和整合(conforming)的傳統(tǒng)技術(shù)而進行。還可以構(gòu)成提供固化的框架17和桁條15 (無論它們成完整件還是成部分)并且利用二次粘合或鉚接來使它們在交叉區(qū)域中連接的結(jié)構(gòu)。關(guān)于蒙皮的制造，將其制成兩個或多個部分以便有助于其連接至機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)被認為是適宜的。雖然已結(jié)合優(yōu)選實施例對本發(fā)明進行充分描述，顯然的是，可以在本發(fā)明的范圍內(nèi)引入修改，本發(fā)明的范圍不應(yīng)當被認為由這些實施例限制，而是由其權(quán)利要求的內(nèi)容限定。
權(quán)利要求
1.飛行器機身部分(11)，所述機身部分的結(jié)構(gòu)包括蒙皮(13)、定位成橫向于所述機身(11)的縱向軸線(9)的多個框架(17)以及多個縱向加強元件(14、15)，其特征在于，所述框架(17)之間的距離(X)與所述縱向加強元件(14、15)之間的距離(Y)之比小于I。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛行器機身部分(11)，其特征在于，所述縱向加強元件是桁梁(14)，所述桁梁在與所述框架(17)交叉的地方未連接至所述框架。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器機身部分(11)，其特征在于，所述蒙皮(13)、所述框架(17)以及所述桁梁(14)由復(fù)合材料制成。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛行器機身部分(11)，其特征在于，所述縱向加強元件是桁條(15)，并且所述桁條(15)在與所述框架(17)交叉的地方連接至所述框架。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器機身部分(11)，其特征在于，所述蒙皮(13)、所述框架 (17)以及所述桁條(14)由復(fù)合材料制成。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的機身部分(11)作為完整部分或其一個部段的制造方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟 a)提供作為完整件的框架(17)； b)提供連接有桁梁(14)的蒙皮(13)； c)通過將具有所述桁梁(14)的所述蒙皮(13)連接至所述框架(17)來組裝所述機身部分(11)。
7.根據(jù)權(quán)利要求5的機身部分(11)作為完整部分或其一個部段的制造方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟 a)提供由框架(17)和桁條(15)構(gòu)成的機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)； b)提供蒙皮(13)； c)借助于鉚釘將所述蒙皮(13)連接至所述機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的制造方法，其特征在于，所述步驟a)通過下列子步驟來執(zhí)行 al)提供合適的工具； a2)提供完整的或成部分的框架(17)和桁條(15)的預(yù)成型件，以便能整合連續(xù)的和/或不連續(xù)的框架(17)和/或桁條(15)，并將所述預(yù)成型件放置在所述工具上； a3)使所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)經(jīng)歷固化周期。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架(17)的橫截面形狀是封閉的形狀，那么所述子步驟a2)還包括在與所述桁條(15)的交叉區(qū)域中提供穩(wěn)定肋的預(yù)成型件。
10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的機身部分(11)作為完整部分或其一個部段的制造方法，其特征在于，所述步驟a)通過以下子步驟來執(zhí)行 al)提供合適的工具； a2)提供完整的或成部分的固化框架(17)和/或桁條(15)，并將所述固化框架和/或桁條放置在所述工具上； a3)提供用于整合所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)所需的完整的或成部分的所述框架(17)和/或桁條(15)的預(yù)成型件，并將所述預(yù)成型件放置在所述工具上； a4)在固化周期中，將所述預(yù)成型件共粘合至所述固化框架(17)和/或桁條(15)。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架(17)的橫截面形狀為封閉的形狀，那么所述子步驟a3)還包括在與所述桁條(15)的交叉區(qū)域中提供穩(wěn)定肋的預(yù)成型件。
12.根據(jù)權(quán)利要求7所述的機身部分(11)作為完整部分或其一個部段的制造方法，其特征在于，所述步驟a)通過以下子步驟來執(zhí)行 al)提供合適的工具； a2)提供完整的或成部分的固化框架(17)和/或桁條(15)，以便整合所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)； a3)借助于二次共粘合而將所述框架(17)和所述桁條(15)在它們的交叉區(qū)域中連接。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架(17)的橫截面形狀為封閉的形狀，那么所述子步驟a2)還包括在與所述桁條(15)的交叉區(qū)域中提供穩(wěn)定肋。
14.根據(jù)權(quán)利要求7所述的機身部分(11)作為完整部分或其一個部段的制造方法，其特征在于，所述步驟a)通過以下子步驟來執(zhí)行 al)提供合適的工具； a2)提供完整的或成部分的固化框架(17)和/或桁條(15)，以便整合所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)； a3)借助于鉚釘將所述框架(17)和所述桁條(15)在它們的交叉區(qū)域中連接。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架(17)的橫截面形狀為封閉的形狀，那么所述子步驟a2)還包括在與所述桁條(15)的交叉區(qū)域中提供穩(wěn)定肋。
全文摘要
本發(fā)明涉及以復(fù)合材料制成的飛行器機身及其制造方法。機身(11)的結(jié)構(gòu)包括蒙皮(13)、布置成與機身(11)的縱向軸線(9)成橫向的多個框架(17)以及可以是桁梁(14)或桁條(15)的多個縱向加強元件(14、15)，其中，框架(17)之間的距離(X)與縱向加強元件(14、15)之間的距離(Y)之比小于一。如果加強元件是桁梁(14)，那么制造方法基于將連接桁梁(14)與蒙皮(13)的機身部分(11)組裝至框架(17)。如果加強元件是桁條(15)，那么制造方法是基于將蒙皮連接至由框架(17)和桁條(15)構(gòu)成的內(nèi)部結(jié)構(gòu)。
文檔編號B64C1/06GK102958802SQ201180032881
公開日2013年3月6日 申請日期2011年6月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月30日
發(fā)明者埃萊娜·阿萊瓦洛·羅德里格斯, 弗朗西斯科·喬斯·克魯斯·多明戈斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司