由复合材料制成的飞行器结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种由复合材料制成的飞行器结构，尤其是用于航空结构的机身的面板，或者用于类似飞行器结构。
【背景技术】
[0002]航空工业需要如下的结构是公知常识:该结构一方面承受其所经受的负载且满足强度和刚度上的高要求，另一方面需要尽量轻。这种需求的结果是越来越广泛地在主要结构中使用复合材料，因为在适当应用所述复合材料的情况下，与金属材料的设计相比，因此可能实现重要的重量减轻的效果。
[0003]尤其是集成结构在此方面被证明是非常有效的。当不同结构元件在一个步骤中被制造时，我们称之为集成结构。这是使用复合材料的另一个优点，因为复合材料的可以以期望的形式被布设的独立多个层的状态，该复合材料提供了增大结构的集成度的可能性，该结构集成度的增大此外经常产生节省成本的效果，当在市场上竞争时，节省成本是同等重要的，因为存在较少的需要被组装的单体部件。
[0004]飞行器机身可以由多个面板制成，这些面板由蒙皮、桁条(stringer)和框架组成。蒙皮利用桁条而被纵向地增强以降低其厚度，并且因而在重量上具有竞争力，然而框架防止机身的总体不稳定并且可以承受局部负载。在飞行器机身内部，我们可以遇到诸如梁(beam)的其他结构元件，梁用作给机身的开口部分加框架或者用于支撑由所述飞行器的客舱的地板所引入的负载。
[0005]现在，飞行器机身的多个面板被分开地制造。一方面，通过使用ATL和FP工艺以及高压釜中的固化循环，使用桁条增强的蒙皮被制造为单体件。另一方面，通过使用两个主要的预制件(C型预制件和L型加强筋)而在RTM(树脂传递模塑法)中单独地制造CFRP轮廓框架。该L型加强筋的功能中的一个是增强框架的小型孔区域(mousehole area)(即，用于桁条通过的凹部)，该区域也是框架的最弱区域中的一个。
[0006]一旦多个框架被制造好，那么这些框架借助于诸如铆钉的机械接头被组装到由桁条增强的蒙皮中。这涉及相对昂贵的制造和组装工序。
[0007]近年来，已经付出了很多努力以在复合材料的飞行器结构的生产中达到更高水平的集成度，从而避免上述的缺陷。
[0008]涉及框架和用于制造此框架的方法的美国专利申请US 2012/0034416 Al公开了增强航空器尤其是飞行器的壳体(hull)的框架，该框架包括至少一个框架元件，该框架元件根据壳体的曲率而成形，并且在面对壳体的一侧处具有用作航空器的纵向梁通过的凹部，所述框架元件还具有面对壳体的凸缘，所述凸缘被设置在所述凹部的至少一个的区域中并且沿着所述一个凹部的外形延伸，各个框架元件由纤维增加塑料复合材料而一体地形成，并且多个凹部被设计为每个框架元件的一体的切口。
[0009]用在Ω形状的桁条的腹板和蒙皮之间的当前角度(大约50° )使得很难以连续的凸缘制造框架。
[0010]除此之外，对于所使用的用于Ω形的桁条的当前角度，存在一定的限制。该角度不能比一个值低，从而保证Ω形的桁条的支脚之间的距离X比不同Ω形的桁条的支脚之间的距离y (桁条间距)小。因此，Ω形的桁条的支脚之间的距离X不能太大，从而在蒙皮的布设期间避免制造问题。
[0011]本发明意图解决之前已经出现的不利。
【发明内容】
[0012]本发明的目的是获得由复合材料制成的更易制造的飞行器结构。
[0013]本发明涉及一种由复合材料制成的飞行器结构，所述飞行器结构包括由多个桁条而纵向地增强的蒙皮，和垂直于桁条的多个框架，每个桁条包括头部和两个腹板，并且每个框架在其腹板中具有用于纵向桁条通过的凹部，其中内部预制件设置在存在于每个桁条和蒙皮之间的间隙中，填充所述间隙。
[0014]通过制造具有Ω形的桁条的蒙皮，其中Ω形的桁条具有这些内部预制件，Ω形的桁条腹板和蒙皮之间的角度α可以被减小，从而Ω形的桁条的支脚之间的距离X可以被增大，这意味着减少了桁条的数量。这意味着对于相同的重量(因为存在较少的桁条，预制件的重量得到补偿)而言，循环成本降低。因为内部预制件被固化或半固化，所以当前需要的在高压釜中的循环期间为了保持半径和内部形状的加工可以被消除，因为内部预制件自身可以起这个作用，这也意味着成本的减少。
[0015]该角度的减小额外地使得将轮廓框架更加容易地适应Ω形的桁条，从而有利于最后的集成。
[0016]由于Ω形的桁条的角度减小，所以可以更加容易地制造框架预制件，避免在角部造成缺口并且避免框架腹板叠层围绕小型孔的扭曲或皱纹。
[0017]本发明还涉及用于制造由复合材料制成的飞行器结构的方法，其特征在于，所述方法包括如下的步骤:
[0018]a)固化或半固化内部预制件；
[0019]b)布设新制桁条并且成型，将内部预制件包括在桁条的内部；
[0020]c)形成子组件，所述子组件包括蒙皮和内部包含内部预制件的桁条；
[0021]d)布设框架并且成型；
[0022]e)将框架放置成与包括蒙皮和桁条的子组件直接接触；
[0023]f)在单个工序中最后固化包括蒙皮、桁条和框架的组件。
[0024]以此方式，结构在单个工序中可以被最终固化，这成为“单次固化(one shot) ”，并且可以获得不需要诸如铆接的组装任务的结构。该组装的简化意味着节省了总体循环成本。
[0025]从以下参考附图对本发明的典型实施例的详细说明中，本发明的其他特征和优点将变得明显。
【附图说明】
[0026]图1示出了由复合材料制成的飞行器结构。
[0027]图2示出了带有内部预制件的桁条的主视图。
[0028]图3示出了框架的视图。
[0029]图4示出了图3的框架在不存在用于桁条通过的凹部的点(A-A’ )处的剖视图。
[0030]图5示出了图3的框架在存在用于桁条通过的凹部的点(B-B’ )处的剖视图。
【具体实施方式】
[0031]图1示出了根据本发明的由复合材料制成的飞行器结构I。
[0032]该结构一般地包括蒙皮2、纵向桁条3和横向框架4。
[0033]根据本