用于机翼的构架翼盒的制作方法

专利名称：用于机翼的构架翼盒的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及静力学的技术领域。特别地，本发明涉及一种用 于飞行器机翼的翼盒、构架作为飞行器机翼的翼盒的增强装置的应用、 以及在飞行器机翼的翼盒中传递力的方法。
背景技术：
在飞行器中，机翼包括前缘区域、翼盒、终端盒以及操纵面区域。 前缘区域使飞行器机翼适应空气动力学的要求并且用于减小飞行器机 翼的气动阻力。翼盒支撑机翼结构并吸收由压差或由载荷变化所引起的 载荷。端部区域包括负责移动操纵面的液压装置。操纵面区域包括用作 改变方向的控制部件的舵。这种飞行器中的设计成翼梁盒的机翼的示例包括翼面、升降舵和垂 直尾翼。已知的翼盒设计包括由翼梁、翼肋和桁条增强的壳。通过这些 部件实现了翼盒的局部增强。然而，为了吸收作用在翼盒上的非常大的 力，翼梁、翼肋和桁条必须是实心的，这不幸地使得它们^f艮重。为了吸收非常大的力，通常需要许多大的部件。 一方面，这导致制 造误差方面的缺点，因为大的部件的修理必然是相当费事的。另一方面，尤其是在翼肋的情形下，其不能通过最短的路径将引起 的载荷一一比如在飞行器的飞行操纵期间由压力或拉力引起的载荷一 —传递到机身连接部。通过公开的DE 699 11 507 T2，获知一种采用多翼梁设计的由纤维 增强复合材料制成的机翼结构。发明内容本发明的一个目的是提供一种改良的飞行器机翼。依照示例实施方式，提供了具有独立权利要求的特征的用于机翼的 翼盒、构架作为飞行器机翼的翼盒的增强装置的应用、以及用于在飞行 器机翼的翼盒中传递力的方法。在本发明的上下文中，术语"力"指压力和拉力。依照本发明的示例实施方式，提供一种用于飞行器机翼的翼盒。翼 盒包括至少一个第一壳和构架。构架连接到至少一个第一壳，从而作用 于至少一个第一壳上的载荷能经由构架传递。通常，翼盒的设计是对称 的。构架可以是一种载荷支承结构，其可以完全地或部分地由至少一个 第一壳封装。通常，第一壳是一种连续的、相当平滑的构件。然而，第 一壳还可以包括几个呈片状的不连续部件。此时，不连续的部件只覆盖 构架的某些部分。第一壳配置有连接到构架的区域或面。例如，第一壳可包括两个相 对的半壳，其中，所述半壳可由构架分开。构架可包括结合点或者节点，各个杆构件结合于所述结合点或者节 点处。在构架结构中，杆构件是众所周知的，并且在本发明的上下文中 以这种意思解释。可以通过构架来设计形状，比如飞行器机翼的形状。为此，如网架 模型中所公知的，机翼形状与构架近似。通过构架，不仅能够设计翼盒， 还能设计整个飞行器机翼，包括前缘区域和端部区域。换句话说，机翼或翼盒的轮廓形状可以由限定构架的结合构件或节 点构件设计。例如蒙皮等壳构件随后可绷紧于网架模型上，其中，所述 壳可连接到结合构件或节点构件。这样，可形成飞行器机翼形状的模型。壳可以包括片状结构，从而，由气流引起的力可由壳吸收并传递到 构架。壳可以由金属、比如碳纤维增强塑料或玻璃纤维增强塑料(CFK或GFK)的纤维增强复合材料、或者在飞行器工程上普遍采用的一些其它 材料制成。壳形成可以实现各个机翼的功能的表面。基本上，机翼用于 分隔气流。飞行器机翼周围的气流类型可以根据机翼的形状确定。暴露 于气流的表面可以影响飞行器的飞行性能。翼面可以包括弯曲的形状。壳的表面分隔流过机翼的空气流。翼面 的壳可以包括顶侧和底侧。当飞行器运行时，沿着翼面顶侧一一该顶侧通常背离地面一一的空 气流过的路径可以长于沿着机翼底侧——该底侧通常面向地面——的 空气流过的路径。由于在顶侧流过的较长空气路径，吸力沿翼面顶部的 壳侧方向产生于翼面上。在相反的一侧，可以产生压力。由于吸力和压 力之间的差，飞行器在飞行期间可以保持在空气中。然而，在这个过程 中，载荷可以作用在翼面和/或机翼上。飞行器的垂直尾翼单元的情况也类似。垂直尾翼单元将空气分隔成 二股平行的空气流，每股空气流流过垂直尾翼单元的一侧。当空气流过 时，两股空气流流过相同的距离。在向正前方飞行的过程中，在垂直于 气流方向，基本上没有力作用于垂直尾翼单元。垂直尾翼单元的端部可包括操纵面或舵。舵可以向垂直尾翼单元的 任一侧运动。当舵偏转时，在舵偏转侧空气所需要流过的路径变短。这 引起作用在相应壳上的压力。在相反的一侧一一其中由于舵偏转空气流 过的路径变长一一产生吸力。垂直尾翼单元的相对两侧上的压力差保证 飞行器执行相应的飞行运动。因此，横向载荷形式的载荷作用在垂直尾 翼单元上，特别是作用在垂直尾翼单元的翼盒上。为壳提供支撑的构架可以支承作用于壳表面的力。因此，不是壳单 独地受力；相反地，大部分的力可以被吸收并传递到支撑结构，即构架。 力可以由作用于壳上的压力载荷或拉力载荷引起，并且也可以由作用于 壳上的力矩引起。在飞行器机翼的情形中，上述的压力差可以在相对的 机翼壳上引起力或力矩。飞行器机翼或机翼翼盒中的构架使得壳可以简便地设计。壳不再必须独自地吸收作用在它们上的力；相反地，壳由构架支撑而吸收和传递 力。<formula>formula see original document page 8</formula依照本发明的另一个方面，提供了一种构架作为飞行器机翼的增强 装置的应用。特别地，提供了一种构架作为飞行器机翼的翼盒的增强装 置的应用。构架包括可以用各种材料制成并可以具有各种形状的支撑部件。支 撑部件的横截面形状和材料可以影响各个支撑部件对压力或拉力的耐受度。力在构架内的分布可受构架结构的影响，也就是，支撑部件之间 的相互作用的影响。从而，对于支撑部件而言，几乎可以采用任何期望 的方法来^t计构架。这意味着可以自由地选择所采用的材料一一例如碳纤维增强塑料(CFK或GFK)或金属、或者所釆用的各个支撑部件的橫截面形状一 —例如圆形的横截面或矩形的横截面。在选择时只考虑与重量和稳定性 有关的需求。可通过构架的几何布置来确保支撑功能。相比于通过壳增强机翼，通过构架增强机翼更易于投资。与必须吸 收并传递所有的力的壳相反，包括构架的飞行器机翼的壳能够更简便地 设计。可针对较轻载荷而设计用于增强壳的支撑翼梁、翼肋、或桁条的 尺寸，或者它们可以全部省略。此外，依照本发明的另一示例实施方式，提供一种用于在飞行器机 翼的翼盒中传递力的方法。首先，构架连接到第一壳，其中，载荷可以 由第一壳吸收。吸收的载荷可以通过连接到壳的构架而传递。载荷可以是作用在机翼上的任意力。例如可以设想是重力、离心力 或者横向力，这些力可以例如由阵风或者气流引起。在本发明的上下文中，术语"机翼"是指任何类型的机翼。特别地， 该词是指飞行器机翼，其中，术语"飞行器机翼，，以最宽的意思解释。 特别地，术语"飞行器机翼"是指翼面、水平尾翼单元和垂直尾翼单元。 作为飞行器机翼的一个示例，提供了垂直尾翼单元的设计。垂直尾翼单 元包括前缘区域、载荷支承翼盒、终端盒、以及比如舵的操纵面。依照本发明的另一示例实施方式，提供了具有第二壳的翼盒，其中， 第二壳与第一壳隔开。第一壳与第二壳之间的空间和距离可例如由一个U形构件形成，第 一壳和第二壳连接到该u形构件上。U形构件可以在第一壳和第二壳之间延伸，且第二壳的形状可以与第一壳的形状相对应。第二壳可以被第 一壳包封。然而，第二壳的形状也可以与第一壳形状的一部分相对应。第二壳 也可以连接到构架的结合点或节点。通过第一壳和第二壳之间的距离，两个壳可以互相地彼此支撑，从 而提高翼盒的稳定性。依照本发明的另一示例实施方式，第一壳可以执行外壳的功能。第 二壳然后可以是内壳。外壳可直接地暴露于比如雨或风的环境影响。内壳可由外壳保护， 因为内壳被外壳包封。因此，内壳可以用于增强。由于垂直尾翼单元的侧面上的压力栽荷通常仅在局部处是非常大 的一一例如在飞行器机翼的根区处是非常大的，所以有利的，内壳只布 置在选定区域处以使内壳仅在选定部分中相对于外壳延伸。因此，通常 不必在翼尖区域一一该处弯曲载荷只是很小的一一提供双壳的侧面构 造。依照本发明的另 一示例实施方式，支撑翼盒的构架可连接到底部区 域。因此，由构架吸收的力可传递到底部区域，且垂直尾翼单元可附连 到飞行器的机身。可在飞行器的机身区域或飞行器机身的底部区域中引入由侧面壳 吸收并至少部分地传递到构架的横向力。在构架附连到机身区域的区域 中，机身区域可有利地设计以便吸收拉力和压力。这样，可以传递相当 可观的力。由此，与双壁的壳结合，可以设计稳定的机翼。依照本发明的另一方面，载荷沿直线传递到底部区域，尤其机身区 域。力能够以压力或者拉力的形式引入至底部区域，从而基本上避免了 剪力和力矩。构架包括杆构件和结合构件或节点构件。杆构件在结合构件或节点 构件处彼此连接。在上下文，提及直线意味着力沿着杆构件传播。特别 地，没有力矩的传递。因此，底部区域可以主要设计成承受压力和拉力， 从而可以简化飞行器的设计。简化可包括仅仅选择必须增强的机身区域的附连区域。依照本发明的另一方面，构架可以仅连接到至少一个第一壳。由此， 不必形成构架与底部区域之间的接触。作用在构架上的载荷从而可以通 过构架传递到至少 一个第 一 壳。至少 一个第 一 壳又可连接到飞行器机身 的底部区域。这样，载荷可以通过构架引导到至少一个第一壳，并通过 至少一个第一壳传递到飞行器的机身区域。除了连接到至少 一个第 一 壳之外，构架还可以连接到机翼的任何其 它壳或壳的支撑装置。有利地，通过这种布置，可以削减底部区域中的 一个或几个连接构件。依照本发明的另一方面，构架是管状结构。在管状结构中，薄壁管 可用作杆构件，其重量小同时提供极好的稳定性，对于大的管直径尤其 如此。大的管直径可获得小的厚度比，并且由于容许应力的增大，厚度 比又可改善材料的利用。优选地，管可由纤维增强复合材料或金属制成。可以采用对拉力或 压力有良好耐受度的轻型材料以便进一步减轻重量。可针对典型的拉力载荷或压力载荷来设计用于飞行器机翼的构架的杆构件，其量级为每个杆构件20到30吨或15到50吨。在飞行运动 期间，这样的载荷可发生于各个杆构件中。此外，作用在停放的飞行器上一一尤其是作用在停放飞行器上的垂 直尾翼单元上一一或飞行器机翼上的阵风可以引起相应的力。参照支撑结构描述了本发明的许多另外的实施方式。在飞行器机翼 的翼盒中传递力的方法也应用了这些设计。


下面，参照附图对本发明进行更详细地描述。其中示出图l显示了依照本发明的示例实施方式的具有支撑结构的机翼的立 体剖视图。图2显示了依照本发明的示例实施方式的具有支撑结构的机翼的另 一立体剖视图。图3显示了图2的不带内壳的立体剖^L图。图4显示了依照本发明的示例实施方式的具有支撑结构的机翼的立 体侧视图。图5显示了图4的不带内壳的立体侧视图。图6显示了依照本发明的示例实施方式的具有支撑结构的机翼的另 一立体剖视图。图7显示了依照本发明的示例实施方式的垂直尾翼单元的一个部分 的局部正#见图。图8显示了用于在翼盒中传递力的方法的流程图。
具体实施方式
图l显示了飞行器机翼的一个截面，该机翼包括一个依照本发明示 例实施方式的构架7。该图特别显示了飞行器机翼的翼盒的后侧(从观 察者的方向观察)侧面5。侧面5的形状和方位显示了它是用于飞行器 垂直尾翼单元的翼盒侧面5。侧面5包括后侧(从观察者的方向观察)外蒙皮1以及前侧内蒙皮 2。外壳或外蒙皮1与内壳或内蒙皮2彼此隔开一个距离s。在外壳l和 内壳2之间布置有一些隔离件、构架部件或U形构件3，这些相应的辐 板或杆的高度为s。因此，隔离件3将内壳2从外壳1隔开，这些壳通 过盲铆钉(图未示)铆固到隔离件。尽管釆用盲铆钉进行附连是特别有 利的，但是外壳1和内壳2还可以采用一些其它方式附连到隔离件，例 如通过粘接附连到隔离件。如图l进一步显示，内壳2没有沿外壳1的整个高度延伸。相反， 内壳2只延伸到高度h,在该处所受到的由空气载荷引起的扭矩是特别 大的，如扭矩箭头符号M所示。所承受的相当大的力矩作用在特别是 靠近翼盒的机身连接部4的根区处，因此仅在这个区域布置内蒙皮2已 经是足够的，取决于飞行器的类型和尺寸，其可以占到整个机翼长度的 10%國50%。在图1中，构架7的杆或辐板构件由具有连接件9的管状构件8构 成。图1显示，为了进一步传递力或吸收力，结合点或节点10或者结合构件或节点构件10布置在各个隔离件或构架构件3上。与连接件9 和管状构件8—起，它们形成了一个以构架方式设计的支撑结构7。通 过该结构7，力矩分解成沿着杆方向的拉力和压力，并被传递到垂直尾 翼单元的与侧面5相对的侧面(图1中未示出)。类似地， 一部分力以 压力或拉力的形式提供到连接区4,尤其是提供到飞行器机身6。有利地，将扭矩或力分解至垂直尾翼单元不仅由外壳1或支架部件 3实现；相反地，这些力通过整个支撑结构7传递。从而在一种认为是 有利的方式中，能够设计侧面5或构架部件3以便增强机翼或者垂直尾 翼单元以减小尺寸。因为大的扭矩载荷产生于翼盒机身连接部4附近的根区，有利地，低区域中，即支撑结构7靠近飞行器机身6的区域。内壳2和外壳1都 可以通过机身边缘4区域中的支架或角铁向机身6传递力。杆构件8也可以连接到飞行器机身6以便引导力。从附图可以看出，由于杆构件8的连接，结合点或节点10形成在 侧面5上以及与侧面5相对的一侧上。在这些位置处将布置有相对的侧 面，其类似于侧面5，吸收沿相反方向作用的力。杆构件8与结合构件 或节点构件10 —起形成一种由侧面5覆盖、特别是由内壳2或外壳1 覆盖的网架或空间构架。两个侧面5上的不同的压力载荷可以例如是由飞行器执行动作导致 的，图中仅显示了飞行器机身6的局部区域。为此，舵ll会移入图面 以及移出图面。舵11的运动通过舵力支架12控制。通过改变舵11的 位置，压力或吸力以已知的方式产生于垂直尾翼单元。这些力可以通过 支撑结构7分配，并且可以设计出稳定的机翼翼盒。支撑结构7能够实 现不但稳定而且轻型的机翼设计，尤其是稳定轻型的飞行器垂直尾翼单 元设计。支撑结构7可具有低的厚度比，由此，它能够传递相当大的力。此 外，为了将支撑结构配合在翼盒中，可以通过管状构件进入连接构件内 的深度进行相应的公差补偿。通过约束作用，可以实现杆构件的有效屈 曲长度的减小。此外，可以避免应力集中。在空中客车A380中，可能的框架构件3的示例包括SLW翼盒肋图2显示了包括支撑结构7的机翼的另一立体剖视图。所选的立体图 显示了还包括连接构件9的管8的端点相对于内壳2和外壳1形成一个平 面。通过在这些结合点或节点上采用对应的结合构件或节点构件IO，如果 适当的，还能够把侧面5附连于内壳2和外壳1。图3显示了图2的不带内壳的立体剖视图。从图中可以看出，U形 构件3延伸过图2中的由内壳2遮蔽的区域。图4到6显示了机翼、尤其是垂直尾翼单元的其他立体图。各个图 显示了垂直尾翼单元的和操纵面或舵的设计。附图显示了舵11通过舵 力支架12保持到垂直尾翼单元的方式。由于舵ll的原因，形成了必须 由支撑结构7、内壳2和外壳1以及支架4承受的附加重量。图7示意性地显示了飞行器的垂直尾翼单元的一个部分的局部正视 图。两个侧面5为垂直尾翼单元提供延伸到图面内的平滑结构。两个侧 面5形成围绕构架7的第一壳。随着飞行器运动离开图面，空气可以流 过侧面5。图7显示了形成外壳1的两个侧面5。在结合点或节点10处， 侧面5连接到构架7。这样，结合点或节点10确定了垂直尾翼单元的形 状。构架7由侧面5覆盖，从而构架7可以用作侧面5的框架。构架7 支撑側面5。图7显示了布置在构架7侧向的两个单独的侧面5。然而，外壳1 也可以设计成一个连续的构件，其中，垂直尾翼单元的上部区域一一此 上部区域在图中显示为敞开一一封闭并且也由外壳1覆盖。在两个表面5之间形成了一个包括构架7的大致中空的空间。因此， 它能够设计轻型的垂直尾翼单元。作用于侧面5上、沿着中空空间方向 的力经由构架7在垂直尾翼单元的内部沿直线传递到飞行器的机身6。 为了引导通过构架7从侧面5传递到飞行器机身的力，侧面5和/或构 架7连接到飞行器的机身6。连接可以例如通过螺栓连接(图7中未显 示)实现。构架7连接到底部区域6或仅连接到侧面5。在前一情形下， 力通过构架7直接引入至飞行器机身的底部区域6,而在后一情形下， 力通过构架7引入至侧面5，并通过侧面5引入至底部区域6或机身6。图8解释了一种将力传递到飞行器机翼的翼盒的方法。该方法包括 步骤S0-S6。当采用该方法时，在步骤S1中离开闲置状态S0之后，构 架连接到第一壳。该壳基本上包封所述构架。另外，可在第一壳内设置 与第一壳间隔开的第二壳。在步骤S2中示出内壳的设置。第二壳的形状可与第一壳的形状基本上相对应。在步骤S3中，构架连接到飞行器的机身区域，从而作用于第一壳 的载荷可通过构架传递到飞行器的机身区域。在步骤S4中示出载荷由 第一壳吸收。例如，如果第一壳和第二壳彼此连接，则第二壳上的载荷 可由第一壳上的载荷引起。在该方法结束之前，在步骤S6中，已经由壳吸收并已经通过构架 分配的载荷在步骤S5中沿直线引导至机身区域。在机身区域中，设计 用于吸收或者传递压力载荷和拉力载荷的支撑装置可吸收并传递力。此外，应该指出，"包括"并不排除其它的构件或者步骤，"一"或 者"一个，，并不排除多个。而且，应该指出，参照上述示例实施方式之 一描述的特性或步骤也可以和上述其它的示例实施方式所描述的特性 或步骤结合地使用。权利要求中的附图标记不应解释成对本发明的限 制。
权利要求
1.一种用于飞行器机翼的翼盒，包括至少一个第一壳(1)；构架(7)；其中，所述构架(7)连接到所述至少一个第一壳(1)，从而作用在所述第一壳(1)上的载荷由所述构架(7)传递。
2. 如权利要求l所述的翼盒，进一步包括 第二壳(2);其中，所述第二壳(2)与所述第一壳(1)隔开地设置。
3. 如权利要求2所述的翼盒，其中，所述至少一个第一壳(1)是外壳(1)。
4. 如权利要求1-3中任一项所述的翼盒，进一步包括 底部区域(6);其中，所述构架(7)连接到所述底部区域(6)。
5. 如权利要求4所述的翼盒，其中，载荷能够通过所述构架(7 )沿直线传递到所述底部区域(6 )。
6. 如权利要求l-3中任一项所述的翼盒，进一步包括 底部区域(6);其中，所述至少一个壳(1)连接到所述底部区域(6);其中，载荷通过所述构架(7)以及所述至少一个第一壳(1)传递 到所述底部区域(6)。
7. 如权利要求1-6中任一项所述的翼盒， 其中，所述构架(7)是管状结构。
8. —种构架作为飞行器机翼的翼盒的增强装置的应用。
9. 一种在飞行器机翼的翼盒中传递力的方法，其中，所述方法包 括以下步骤把构架连接到至少一个第一壳；从所述至少 一个第 一 壳吸收载荷；通过所述构架传递载荷。
10. 如权利要求9所述的方法，进一步包括 提供与所述至少一个第一壳隔开一定距离的第二壳。
11. 如权利要求10所述的方法， 其中，所述至少一个第一壳是外壳。
12. 如权利要求9-11中任一项所述的方法，进一步包括 将底部区域连接到所述构架。
13. 如权利要求12所述的方法，进一步包括步骤 通过所述构架将载荷沿直线传递到所述底部区域。
14. 如权利要求9-11中任一项所述的方法，进一步包括 将所述至少一个第一壳连接到底部区域；通过所述构架以及所述至少一个第一壳将载荷传递到所述底部区
15.如权利要求9-14中任一项所述的方法，其中，所述构架采用 管状结构。
全文摘要
本申请公开了一种用于飞行器机翼的翼盒，所述翼盒具有构架(7)和第一壳(1)，其中，构架(7)连接到第一壳(1)，从而作用在第一壳(1)上的载荷可以通过构架(7)传递。
文档编号F16B7/18GK101242991SQ200680029732
公开日2008年8月13日 申请日期2006年8月17日 优先权日2005年8月17日
发明者克里斯蒂安·门茨 申请人:空中客车德国有限公司