航空器升力表面的抗扭箱的高度集成内部结构的制作方法
【专利摘要】本发明公开一种用于制造航空器升力表面的单体抗扭箱内部结构（40）的方法，所述方法包括以下步骤：a）提供一组复合材料的层压预成型件，用于形成所述抗扭箱内部结构（40），每个层压预成型件被配置用于构成抗扭箱内部结构（40）的一个部件的部分；b）在固化工具中布置所述层压预成型件，并且使组件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化所述层压预成型件；c）在垂直方向上脱模的固化工具。本发明还提供一种航空器的升力表面，其中每个抗扭箱（13）的内部结构（40）由所述方法制造，并且上蒙皮和下蒙皮（31、33）使用机械连接装置连接到抗扭箱内部结构（40）。
【专利说明】航空器升力表面的抗扭箱的高度集成内部结构
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空器升力表面的抗扭箱，并且更具体地，涉及一种具有高度集成内部结构的航空器升力表面的抗扭箱。
【背景技术】
[0002]航空器升力表面(参见图1a)通常由前缘11、抗扭箱13、具有控制面(襟翼、升降舵、方向舵等)的后缘15、根接头17和尖端18构造。
[0003]抗扭箱13是负责支撑所涉及的所有负载(空气动力学、燃料、动态等)的主要结构，并且包括一些结构元件。在示于图1b中的已知配置中，所述结构元件是由纵向桁条、前翼梁19、后翼梁20和横向肋37强化的上蒙皮和下蒙皮31、33，所述横向肋37连接到前和后翼梁19、20以及上蒙皮和下蒙皮31、33，以便保持抗扭箱形状和加强负载引导区域，负载引导区域将结构布置链接至结构的其余部分和用于处理控制面的致动器。
[0004]前缘和后缘11、15是负责保持航空器升力表面的整体空气动力学的形状的结构。
[0005]一方面，现有技术的前缘11 (参见图1c)包括连接到抗扭箱13的前翼梁19的若干个肋21，被称为前缘肋，以及，另一方面，包括空气动力学轮廓25，其连接到前缘肋21和前翼梁19的凸缘。
[0006]类似地，后缘15包括连接到后翼梁20的后缘肋，和连接到后缘肋和后翼梁20的凸缘的空气动力学轮廓。
[0007]如今，并且特别是在航空业中，在大范围的结构元件中广泛使用具有有机基体和连续纤维的复合材料，尤其是CFRP (碳纤维强化塑料)。具体而言，可以使用碳纤维强化塑料制造构成上述抗扭箱13的所有元件。
[0008]通常情况下，分开地制造形成抗扭箱(上蒙皮和下蒙皮31、33、前和后翼梁19、20和肋37)的所有结构元件，随后借助复杂的工具通过铆钉接合，以实现由空气动力学给出的必要的公差装配和结构要求。
[0009]制造所述元件的熟知的方法采用预浸料技术。在第一步骤中，准备用于每个元件的复合预浸料板层的平坦层叠(lay-up)。然后，通过传统热成形过程获得具有所需要形状的元件的层压预成型件，在某些情况下，由于高曲率，由冲压成形过程取代热成形过程。得到所需要形状以后，在阳模或阴模工具中固化层压预成型件，这取决于所需的公差和整体制造成本。在包括分开地固化的子组件的某些元件的情形中，诸如肋37和它的垂直加强筋，需要第二固化一段时间用于共同结合所述子组件。最后，在所有固化一段时间以后，元件轮廓被修整，从而得到最终的几何形状，并且然后，通过超声波系统检查元件，以确保其质量。
[0010]使用所述方法制造抗扭箱的内部结构的成本是高的，因为对于每个元件(翼梁19、20及肋37)所述步骤应独立地进行。
[0011]此外，由于长的长度和需要将诸如翼梁19、20及肋37的全部内部元件安装并配合在一起的任务的高复杂性，与抗扭箱的装配有关的成本也很高。首先，前和后翼梁19、20被定位在装配夹具中，确保与前缘和后缘11、15连接界面。然后，使用定位在两个翼梁19、20上的垂直加强筋定位所有肋37作为参照，并且通过螺栓连接它们。由于许多肋需求，这个肋组装费时。在组装抗扭箱的内部结构以后，上蒙皮和下蒙皮31、33都定位在内部结构之上，使用铆钉将它们接合到翼梁19、20和肋37，最后阶段，封闭整体抗扭箱。
[0012]在抗扭箱组装以后和前缘和后缘空气动力学轮廓的安装之前，使用定位在前缘和后缘肋上的外部加强筋作为参照，前缘和后缘肋被分别地定位并用螺栓分别固定到前翼梁和后翼梁19、20。这些前缘和后缘肋的组装包括与主要抗扭箱装配过程相关的额外成本。
【发明内容】
[0013]本发明的目的在于提供一种用于制造航空器升力表面的抗扭箱的单体内部结构的方法，以便减少待制造和安装的抗扭箱的不同的元件的数量。
[0014]本发明的另一个目的在于提供用于航空器升力表面的抗扭箱的单体内部结构，适用于传统体系结构和具有优化针对所涉及负载的优化结构的新的体系结构两者。
[0015]在第一方面中，通过一种用于制造给定配置的升力表面的抗扭箱内部结构(40 )的方法满足上述目的，所述方法包括以下步骤:a)提供一组复合材料的层压预成型件用于形成所述抗扭箱内部结构(40)，每个层压预成型件被配置用于构成抗扭箱内部结构(40)的一个部件的部分山)在固化工具中布置所述层压预成型件，并且使组件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化所述层压预成型件；c)沿垂直方向脱模所述固化工具。
[0016]在第二方面，上述目的通过航空器升力表面达到，其中每个抗扭箱的内部结构是根据上述方法制造的单体结构，上蒙皮和下蒙皮连接到抗扭箱内部结构，并且前缘和后缘空气动力学轮廓连接到抗扭箱。所述单体内部结构包括前翼梁、后翼梁、具有垂直加强筋的内部加强元件，和用作用于连接所述前缘和后缘轮廓的肋的外部元件。
[0017]在一个实施例中，前翼梁、后翼梁和内部加强元件配置有上下凸缘/脚。上蒙皮和下蒙皮通过螺栓接头沿着所述上和下凸缘/脚连接到抗扭箱内部结构。
[0018]在另一个实施例中，上蒙皮和下蒙皮在它们的内面中配置有盖，作为与前翼梁、后翼梁和内部加强元件连接的部件。上蒙皮和下蒙皮连接到抗扭箱内部结构，由此结合所述盖与前翼梁、后翼梁和内部加强元件的连结板。
[0019]由于上述制造方法，航空器的升力表面的抗扭箱内部结构的单体性质允许优化的抗扭箱结构，而没有涉及通过连接大量部件制造的抗扭箱中的限制。
[0020]根据本发明的航空器升力表面的其他适宜的特征和优点从结合附图的本发明的随后的详细描述和所附权利要求中将变得显而易见。
【专利附图】
【附图说明】
[0021]图1a是示出具有控制面的抗扭箱、前缘和后缘的已知的水平尾翼的透视图。
[0022]图1b是已知的抗扭箱的透视图，其中上蒙皮已经向上移动以有利于看到箱内。
[0023]图1c是图1a的水平尾翼的一侧的透视图，其中剖开以有利于看到前缘结构，示出前缘肋和前缘轮廓。
[0024]图2a是根据本发明的抗扭箱内部结构的示意性透视图，包括前翼梁、后翼梁、沿着抗扭箱的一半延伸的中间翼梁、肋以及内部和外部垂直加强筋。[0025]图2b是用于制造根据本发明的图2a的抗扭箱内部结构的层压预成型件的示意性平面图。
[0026]图3a、3b、3c和3d用于在成形工具中制造图2a的抗扭箱内部结构的层压预成型件的示意横截面。
[0027]图4是具有作为加强件的中间层压体的垂直加强筋的示意性平面图。
[0028]图5是在翼梁连结板和集成在抗扭箱的下蒙皮中的盖之间的铆接接头的横截面示意图。
[0029]图6是用于制造根据本发明的抗扭箱内部结构的层压预成型件的组件的局部示意性横截面，显示在翼梁/肋中的凸缘/脚。
[0030]图7是根据具有沿对角方向延伸的肋的根据本发明的抗扭箱内部结构的示意性透视图。
[0031]图8是根据本发明的从升力表面的一个尖端延伸到另一个尖端的抗扭箱内部结构的示意性平面图，包括对角肋和内部翼梁，并且由于空气动力学的要求二面角和掠角变化。
【具体实施方式】
[0032]图2a示出根据本发明的单体抗扭箱内部结构40，包括:
[0033]-前翼梁41，具有外部元件51用于连接前缘11。
[0034]-后翼梁43，具有外部元件53用于连接后缘。
[0035]-内部翼梁45，具有垂直加强筋49用以提高其抗屈曲的结构性能。
[0036]-纵向肋47，具有垂直加强筋49用以提高其抗屈曲的结构性能。
[0037]这个单体抗扭箱内部结构40不包括与上蒙皮和下蒙皮连接的连接元件,使得它们将必须被包含在上蒙皮和下蒙皮中，如将在后面讨论的。此外，将描述本发明的另一个实施例，其中单体抗扭箱内部结构包括与上蒙皮和下蒙皮连接的连接元件。
[0038]基于现在将描述的预浸料技术，通过根据本发明的方法可以制造图2a的抗扭箱内部结构40。
[0039]该方法的基本步骤如下:
[0040]-准备将形成抗扭箱内部结构的一组层压的预成型件，为它们的每一个层叠复合材料预浸料板层的平坦层叠，并且使平坦叠层(lay-up)在合适的工具上经受热成型过程，以赋予其所需的形状。本说明书中所用的术语“层压的预成型件”指的是复合物件，该物件需要诸如热成形、压制成形等单独的过程，以形成其某些特征，并且期望在其所属的产品的制造过程中与其它元件形成一体。层压预成型件也可以通过自动纤维铺放机直接形成最终形状，将碳纤维放置在将与整组形成一体的固化工具之上。
[0041]-在合适的工具上将全部层压预成型件布置在一起，并且使组件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化层压预成型件。
[0042]-在垂直方向上使工具脱模。
[0043]-修整和检查组件。
[0044]用于制造图2a所示的抗扭箱内部结构40的层压预成型件如下:
[0045]-由连结板71和两个凸缘72、72’配置的C形层压预成型件61，其通过在工具91上弯曲初始平坦的叠层的两个端部得到凸缘72、72’而形成(参见图3a)。
[0046]-由连结板73和凸缘74构成的L形层压预成型件63，其通过在工具93上弯曲初始平坦的叠层的一个端部得到主要凸缘74而形成(参见图3b)。
[0047]-由连结板75、两个主要凸缘76、76’和两个次要凸缘77、77’构成的双C形的层压预成型件65，其通过在工具95上以两个步骤的方式弯曲初始平坦的叠层的两个端部得到主要凸缘76、76’和次要凸缘77、77’而形成(参见图3c)。
[0048]-由连结板78、一个主要凸缘79和两个次要凸缘81、81’构成的双L形的层压预成型件67，其通过在工具97上以两个步骤的方式弯曲初始平坦的叠层的两个端部得到主要凸缘79和次要凸缘81、81’而形成(参见图3c)
[0049]图2b示出用于制造如图2a中所示的抗扭箱内部结构40的层压预成型件的组件50:
[0050]-一组C形层压预成型件61和L形层压预成型件63，它们被配置和布置用于使用它们的连结板71、73构成前翼梁和后翼梁41、43的外部，并且用于使用主要凸缘72、72’、74构成外部元件51、53的部分。
[0051 ]- 一组双C形层压预成型件65，配置和布置成用于使用它们的连结板75构成前翼梁和后翼梁41、43的内部部分和中间翼梁45的多个部分，用于使用它们的主要凸缘76、76’构成肋47的部分，和用于使用它们的次要凸缘77、77’构成所述垂直加强筋49的部分。
[0052]-一组C形的层压预成型件61，配置和布置用于使用它们的连结板71构成多个肋47的部分，并且用于使用它们的主要凸缘72、72’构成所述垂直加强筋49的部分和所述前翼梁和后翼梁41、43的内部部分。
[0053]-一组双L形层压预成型件67，配置和布置用于使用它们的连结板78构成中间翼梁45的部分，用于使用它们的主要凸缘79构成肋47的部分，用于使用它们的次要凸缘81、81’构成所述垂直加强筋49的部分。
[0054]在图2b中，为了清楚起见，省略每个层压预成型件(如图3a_3d中显示)的连结板和凸缘的参考编号。
[0055]根据抗扭箱内部结构40的部件的结构需要限定每个预成型件的厚度和复合材料:前翼梁和后翼梁41、43、肋47、内部翼梁45、垂直加强筋49和外部元件51、53。
[0056]在任何情况下，如果在例如使用两个C形层压预成型件61的主要凸缘构成的外部元件51 (参见图4)中需要额外的加固，则在所述主要凸缘之间布置用作附加加强件的平坦层压预成型件70。
[0057]在高压釜内固化所有这些层压预成型件之后，固化工具沿垂直方向上被脱模，并且获得单体的抗扭箱内部结构40。
[0058]脱模过程完成以后，抗扭箱内部结构40被放置在修边机中，以便得到最终几何形状，而不需要不同的单独的修整过程以及与其相关联的处理操作。以同样的方式，可以在没有任何个别操作的情况下执行整个元件的自动超声波检查。
[0059]在根据本发明的抗扭箱13的制造过程中的下一个步骤是用肋47、内部翼梁45和前翼梁和后翼梁41、43将抗扭箱内部结构40连接至包括作为连接元件的盖37的上蒙皮和下蒙皮31和3341、43。图5示出下蒙皮33和前翼梁41之间的接头。下蒙皮33包括铆接到前翼梁41的盖37。盖37设置在前翼梁41外部，作为翼梁连结板的外表面的连接界面参考面，以避免由于在盖中的肋连结板的任何鼠洞，其可能不利于盖强度。
[0060]在本发明的另一个实施例中，根据本发明的单体抗扭箱内部结构包括与上蒙皮和下蒙皮31、33的连接元件，诸如凸缘/翼梁的脚/肋。
[0061]在这种情况下，如图6中所示，翼梁/肋47将包括位于相邻的翼梁/肋中具有不同取向的凸缘/脚85、86(并且在相同的翼梁/肋的连结板的相对侧上)，使得相邻工具88、88’可以沿箭头所示的方向脱模。如果凸缘/相邻翼梁的凸缘/肋不具有不同的取向，则工具88、88’应该为了可以在与翼梁凸缘和肋脚没有任何碰撞的情况下使得沿垂直方向上脱模可行分成所需要的多个块。
[0062]图7示出根据本发明的抗扭箱内部结构42，包括相对于前翼梁和后翼梁沿对角线延伸的肋和不平行于外部翼梁的内部翼梁。该抗扭箱内部结构42的这些内部加强元件的结构性能由于它们朝向主负载方向取向而被提高，从而减少抗扭箱内部所需元件的数目，同时减少重量和整体升力表面的成本。
[0063]图8示出根据本发明的抗扭箱内部结构44，具有与单个内部结构一体的两个横向内部结构，即通过高压釜获得从航空器升力表面的一端延伸到另一端的整个内部结构。抗扭箱内部结构44包括二面角和掠角从航空器对称面的一侧到另一侧变化方面的空气动力学要求，并且包括中央肋本身。如果在中心区域中需要任何附加或额外的加强筋，则得益于可进入性可以安装它们。如上面所述，上蒙皮和下蒙皮(无论是以单个部件的方式制造还是以两个部件的方式分开)被连接到抗扭箱内部结构44。
[0064]虽然已经结合各种实施例描述本发明，将从说明书理解，元件的各种组合、其中的变型或改进在本发明的范围之内。
【权利要求】
1.一种用于制造航空器升力表面的抗扭箱内部结构(40)的方法，所述抗扭箱内部结构(40)包括至少如下部件:前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加强筋(49)的内部加强元件(45、47)和能够与航空器升力表面的前缘和后缘连接的外部元件(51、53)，其特征在于，所述方法包括以下步骤: a)提供一组复合材料的层压预成型件，用于形成所述抗扭箱内部结构(40)，每个层压预成型件被配置用于构成抗扭箱内部结构(40)的一个部件的部分； b)在固化工具中布置所述层压预成型件，并且使组件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化所述层压预成型件； c)沿垂直方向脱模所述固化工具。
2.根据权利要求1所述的方法，其中层压预成型件包括配置有连结板(71)和两个主要凸缘(72、72’)的至少C形层压预成型件(61)和下列层压预成型件中的一个或多个: -L形层压预成型件(63)，配置有连结板(73)和一个主要凸缘(74)； -双C形层压预成型件(65)，配置有连结板(75)、两个主要凸缘(76、76’ )和两个次要凸缘(77、77，)； -双L形层压预成型件(67)，配置有连结板(78)、主要凸缘(79)和两个次要凸缘(81、81，)。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述层压预成型件(61、63、65、67)的结构还包括与抗扭箱(13)的上蒙皮和下蒙皮(31、33)连接的连接元件。
4.根据权利要求2-3中·任何一项所述的方法，其中所述抗扭箱内部结构(40)形成有: -C形层压预成型件(61)和L形层压预成型件(63)的子组，配置用于用它们的连结板(71、73)构成前翼梁和后翼梁(41、43)的外部，并用它们的主要凸缘(72、72’;74)构成所述外部元件(51、53)； -双C形层压预成型件(65 )的子组，配置用于用它们的连结板(75 )构成前翼梁和后翼梁(41、43)的内部部分，用它们的主要凸缘(76、76’)构成内部加强元件(45、47)的部分，并用它们的次要凸缘(77、77’ )构成所述垂直加强筋(49)的部分； -C形层压预成型件(61)的子组，配置用于用它们的连结板(71)构成所述内部加强元件(45、47)的部分，并用它们的主要凸缘(72、72’)构成所述垂直加强筋(49)的部分； -双L形层压预成型件(67)的子组，配置用于用它们的连结板(78)和主要凸缘(79)构成所述内部加强元件(45、47)的部分，并且用它们的次要凸缘(81、81’)构成所述垂直加强筋(49)的部分。
5.一种航空器升力表面，包括前缘(11 )、抗扭箱(13)和后缘(15);抗扭箱(13)包括上蒙皮(31)、内部结构(40)和下蒙皮(33);前缘和后缘(11、15)包括与所述上蒙皮和下蒙皮(31、33)保持空气动力学连续性的前缘和后缘轮廓，其特征在于: -每个抗扭箱(13)的内部结构(40)是单体结构，所述单体结构包括前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加强筋(49)的内部加强元件(45、47)和用于连接所述前缘和后缘轮廓的外部元件(51、53)，所述内部结构(40)通过根据权利要求1-4中任何一项所述的方法制造； -上蒙皮和下蒙皮(31、33 )使用机械连接装置连接到抗扭箱内部结构(40 ); -前缘和后缘的空气动力学轮廓使用机械连接装置连接到所述外部元件(51、53)。
6.根据权利要求5所述的航空器升力表面，其中: -前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)配置有凸缘/脚(85、86)； -上蒙皮和下蒙皮(31、33)被连接到抗扭箱内部结构(40)的所述凸缘/脚(85、86)。
7.根据权利要求5所述的航空器升力表面，其中: -上蒙皮和下蒙皮(31、33)在它们的内面中配置有盖(37)，作为与前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)连接的部件； -上蒙皮和下蒙皮(31、33)连接到抗扭箱内部结构(40)，由此结合所述盖(37)与前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)的连结板。
8.根据权利要求5-7中任一项所述的航空器升力表面，其中所述内部加强元件包括从前翼梁(41)延伸到后翼梁(43)的肋(47)，和沿着整个抗扭箱(13)或沿着抗扭箱(13)的区域延伸的一个或多个内部翼梁(45)。
9.根据权利要求8所述的航空器升力表面，其中所述内部翼梁(45)与前翼梁(41)或后翼梁(43)不平行。
10.根据权利要求5-9中任何一项所述的航空器的升力表面，其中所述内部加强元件进一步包括在两个所述内部加强元件之间延伸的对角的肋。
【文档编号】B64C3/00GK103587677SQ201310356571
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年8月15日 优先权日:2012年8月16日
【发明者】弗兰西斯科·哈维尔·奥诺雷托鲁伊斯, 弗兰西斯科·何塞·克鲁兹多明古埃斯 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司