专利名称：飞机结构的罩盖件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机结构的整流装置或罩盖件，具体地涉及用于形成垂直和水平尾翼和机翼的端头部件的罩盖件。具体地，本发明涉及一种飞机结构的罩盖件且涉及具有相应整流装置的飞机。
背景技术：
在飞机中，飞机的垂直尾翼和水平尾翼以及机翼的整流装置的端头部件均暴露在受物体撞击的危险中，例如鸟的撞击。在任何情况下，这些整流装置必须确保飞机的位于所述整流装置下面的支撑结构完全受到保护，而不会由于受到例如鸟的撞击产生损伤。目前，这是通过碳纤维增强塑料(CFP)夹层结构或铝结构而实现。相应的金属结构通常包括已经被拉伸成流线形并由肋加强了的金属板。
不利的是，通常设置有大量的肋和较厚的金属板以例如避免诸如形成飞机表皮的金属板形成裂纹。因而该金属结构很重。
已知的CFP结构需要昂贵的防腐蚀涂料或相应地需要昂贵的防腐蚀保护。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于飞机结构的重量轻且经济的罩盖件或整流装置。
根据本发明的典型实施例，如权利要求1所述，提供了一种用于飞机结构的罩盖件或整流装置，所述罩盖件可具体地用于垂直水平尾翼或机翼的端头部件。所述罩盖件包括表皮和支撑结构。表皮设置在支撑结构上。支撑结构包括多个肋和多个桁条。多个桁条设置在所述多个肋上，以支撑所述表皮。
有利地，本发明的典型实施例可将例如受到鸟的撞击时的撞击能量分散到较大的区域。换句话说，设置在表皮的下面的桁条将撞击能量转移到较大的区域上，从而由于表皮、桁条和肋的塑性变形而将受到鸟的撞击所产生的能量分散到较大的区域上。本文中的术语“大区域”指的是由撞击物体撞击而形成变形较大的，优选的明显的比撞击物体大的区域。
与如上所讨论的现有技术相比，在本明发明的情形中，例如由鸟撞击所产生的能量已经利用桁条被分散到罩盖件的较大区域上，从而，例如可提供较薄的表皮和明显减少了肋的数量，因此可降低罩盖件的重量。
根据本发明的另一个典型实施例，如权利要求2所述，表皮围绕着所述飞机结构形成弯曲部件。多个肋的形状至少紧固在弯曲部件的横截面上，且多个桁条在多个肋上基本上彼此平行延伸。由于桁条以确定的间距平行设置，所以可实现以下情形在撞击物体具有确定尺寸的情况下，确定数量的桁条沿着相当长的长度上经历塑性变形，从而吸收所产生能量的大部分。只有所产生能量的一小部分由金属板的塑性变形吸收，该现象与上述所讨论的现有技术形成对比，在现有技术中，飞机表皮由于变形而吸收所产生能量的大部分能量。
根据本发明的另一个典型实施例，如权利要求3所述，表皮、多个桁条和多个肋设计为，即设置为使得撞击能量转化到比撞击物体尺寸明显大的区域上。此实施例基本上涉及表皮的厚度和材料，且涉及桁条的尺寸和间距，以及肋的尺寸。具体地，此实施例还涉及所设置的肋的间距，所述间距比前面所讨论的现有技术的间距相比明显增加。例如，在各种结构情况下，肋之间的间距可为两倍、三倍或甚至四倍，结果，罩盖件的整体重量被降低，即保持低的重量。
根据本发明的另一个典型实施例，如权利要求4所述，表皮形成飞机垂直尾翼的、水平尾翼的或者机翼的端头部件。于是，端头部件包括边缘，例如尾翼单元边缘或翼缘，所述边缘基本上朝一个方向延伸。多个肋基本上垂直于该方向设置，多个桁条基本平行于该方向设置。例如通过将多个平行设置的桁条平行于尾翼单元边缘或翼缘，采用该方式，若有物体撞击时可将变形转移到沿此方向设置的区域上。换句话讲，实现了将撞击能量或变形沿着尾翼单元边缘或翼缘的转移，其中进入到尾翼单元或机翼内的变形，即在与该方向垂直的方向上，可保持在相对小的变形，从而实现了对飞机结构的很好的保护。
根据本发明的另一个优选典型实施例，如权利要求5所述，多个桁条连接到表皮上。例如，桁条的安装可利用激光焊接方法实现。
根据本发明的另一个优选典型实施例，如权利要6所述，在多个桁条接触表皮或连接到所述表皮的接触区域内，表皮包括加厚部件或区域。其使得可以有利的方式设计飞机的表皮由于只有在紧接焊接区的周围的区域而不是表皮的整个区域需要例如用于将桁条焊接到表皮所必要的确定的最小厚度，从而表皮甚至可更薄。
根据本发明的另一个典型实施例，如权利要7所述，桁条可具有T型、L型、Z型、U型或J型横截面，其可形成桁条的简单且结构上稳定的设计和设置。
根据本发明的另一个优选典型实施例，如权利要8所述，多个桁条中的每个桁条包括适于连接表皮的桁条基部。桁条基部可包括多个凹槽。例如，用于进一步减小重量的这些凹槽可均匀地分布在整个桁条上，而且需要在桁条稳定性小的区域集中分布所述凹槽。例如，以此方式可实现进一步降低重量。
根据本发明的另一个优选典型实施例，如权利要9所述，那些例如设置成切口的朝着表皮的凹槽包括开口，所述开口朝向飞机表皮。于是，这些凹槽可有利地在由物体撞击表皮时所引起变形的情况下用作延伸补偿区域。在此方式下，出现在该撞击情况下的压缩力或延伸力可被控制。
根据本发明的另一个典型实施例，如权利要10所述，支撑结构和表皮设计或设置成这样当球体撞击表皮时，表皮所呈现的变形不具有回转对称的横截面。例如，其意味着表皮最大变形的方向可有利地由表皮下面的桁条的方向和设置所设定，且以此方式，例如，变形可设计成使得仅在表皮的表面下面设置有支撑结构的区域只有很小的变形，而主要的变形能量被转移到其它区域上。
根据本发明的另一个优选典型实施例，表皮由金属板制成，例如是铝板。
本发明的权利要求12涉及一种飞机，其具有如权利要求1至10所述的整流装置。
下面，结合以下附图更详细地描述本发明的典型实施例。
图1示出了根据本发明第一典型实施例的整流装置的三维视图。
图2a至图2c示出了在图1中的整流装置上由于球体撞击而产生的变形。
图3示出了本发明另一优选典型实施例的三维视图。
图4示出了根据本发明优选典型实施例的桁条且其固定到表皮上的横截面图。
图5示出了根据本发明另一优选典型实施例的桁条的侧视图。
图6示出了图5中的桁条处于变形状态的视图。
图7示出了具有根据本发明的典型实施例的整流装置的飞机。
具体实施例方式
在对图1至图7的以下描述中，相同的附图标记用于相同的或相应的元件。
图1示出了根据本发明典型实施例的罩盖件的三维视图。图1中所示的整流装置例如可以是飞机的垂直尾翼、水平尾翼或机翼的端头部件。如图1所示，将表皮2弯曲，从而其形成一定的半径，例如所述表皮2形成飞机尾翼单元、或机翼、或尾翼单元边缘、或翼缘的端头部件。端头部件基本上沿着图中点划线所示的方向延伸。在表皮的下面，基本上在尾翼单元边缘或翼缘或者端头部件后部的区域中，多个桁条4设置成基本平行于整流装置延伸的方向。为了防止表皮由于空气负载产生的变形，设置有大间隔的小肋6。例如，所述肋可包括孔30，以便减轻重量。此外，例如可使用月牙形的或飞镖形的肋6。所述肋可以等间距a或b设置。但是，如图1所示，同样可变化肋之间的间距，例如，可设置成两个肋以间距a设置，而另外两个肋以间距b设置。肋之间的间距可根据可能发生的负载而变化。
与上面所讨论的现有技术相比，例如在有鸟撞击的情况下所产生的能量没有被充分地分散或者基本上转化为表皮的变形，因此表皮的或所设置的肋的材料的厚度是必需的，根据此典型实施例，由于桁条产生塑性变形，所述能量沿着材料的长度被吸收，结果桁条吸收了所产生的能量的最大部分。只有所产生的能量的小部分由表皮的或表皮的金属板的塑性变形吸收。变形的精确过程可变化地与肋的出现率、桁条的尺寸和结构、以及表皮的材料、厚度或设计相匹配。这样，整流装置的结构可通过模拟来进行匹配从而获得希望的变形。
例如，桁条4可利用激光焊接方法固定到表皮2上，因此，可利用简单且经济的加工方法。
下面的图2a至图2c示出了球体撞击在图1所示的根据本发明的典型实施例的整流装置的端头上的结果。如图2a所示，示出了球体10撞击到整流装置的表皮2上。具体地，图2a示出了虽然球体10已经撞击了端头，但是既没有引起表皮回转对称的变形，也没有引起下面的支撑结构的回转对称变形。球体10的撞击方向由图2a中的箭头12示出。
最大的变形产生在临近撞击球体10的周围的区域14中。但是，如图2a所示，沿着设置在表皮2下面的桁条4的变形分布到基本上沿端头方向延伸的一个大的区域16上。
上面所述的情形同样示出在图2b和图2c中，它们分别示出了变形的侧视图和俯视图。如图2a到图2c所示，获得了基本上扁豆状的变形，或者是对应于变形了的圆的变形。沿端头的变形方向的变形比在垂直于端头的方向上的变形更加显明地伸展。换句话说，当整流装置是尾翼单元边缘或翼缘时，变形基本上沿着尾翼单元边或翼缘延伸，而不是延伸到尾翼单元内或机翼内。
从而，由撞击体的质量速度所预先确定的产生的动能转化为相关材料的变形功。由于本发明的邻接区域16包括在变形区域内，所以所需用于能量转换的金属的体积分布在较大的表面上，从而例如表皮2可使用较薄的壁厚。由于端头部件的几何形状，以优选地方式，例如在垂直尾翼的情况下，在撞击点上方和下面的区域可达到此效果。
图3示出了根据本发明的罩盖件的另一优选典型实施例的三维视图。如图3所示，相邻区域16内的变形的深度和变形的大小可由桁条的尺寸和设定桁条之间的间距来确定。可设置具有相等间距的桁条。然而，桁条的出现率可在需要较小的变形深度的地方变得更大。在图3中，桁条4设置成在端头部件延伸的方向上基本上彼此之间相互平行。
图3中所示的罩盖件的设计基本上与图1中所示的罩盖件的设计相一致。但是，每个桁条4均设置在表皮2的加厚部分20上。在优选方式中，在接触点处桁条4的加厚部件20焊接到表皮2上。在优选方式中，这可利用激光焊接方法实施。
图4示出了图3的表皮2的桁条4和加厚部件20的截面图。
如图4所示，桁条基本上为T型、L型、Z型、U型或J型，其中桁条基部22连接在表皮2的加厚部件20上。如图4所示，表皮2的加厚部件20可仅仅是在桁条基部20的区域内的矩形加厚部件，所示加厚部件可例如由铝板制成。但是，同样可利用如图4中的虚线所示的方式实现加厚部件和金属板的正常区域之间的连续过渡。
如图4所示，桁条4还可包括设置在桁条4的头部区域内的增强件24，从而可实现T型、L型、Z型、U型或J型的横截面结构。这样可以简单的方式制造重量轻且稳定性好的桁条。
图5示出了根据本发明桁条的典型实施例的侧视图。如图5所示，桁条基部22包括如图5所示的可朝着表皮开口的中断、凹槽或切口。在图5中，这些凹槽以标号26表示。这些凹槽26可沿着桁条基部22以任何希望的恒定的或变化的出现率设置。
图6示出了在桁条变形过程中的这些凹槽26的效果。如图6所示，凹槽28在桁条4的表面发生皱折的区域内闭合，其中在桁条基部的表面延伸的区域中凹槽40变得更宽。换句话说，这些凹槽在由于有物体撞击到表皮时引起变形的过程中起到延伸补偿区域的作用，从而利用凹槽26补偿皱折或延伸。此外，通过设计凹槽26可以变形受控的方式来控制撞击过程中出现的力。有利地，凹槽26还可用于避免在延伸区域内产生裂纹。
因此根据本发明，叙述了一种罩盖件，例如用于飞机整流装置、垂直尾翼单元、水平尾翼单元以及机翼的端头部件。在所述罩盖件中，设置有桁条，在受到物体撞击情况下桁条沿着相当长的长度上发生塑性变形，且所述桁条吸收由撞击所产生的大部分能量。以此方式，对于由撞击所产生的塑性变形的能量的一小部分由飞机的表皮的塑性变形吸收。由于上述所描述的措施，可设置变形的精确过程。例如，此过程可利用模拟碰撞方式来确定。为了避免由于空气负载所产生的变形，从而以相应的间距设置有小的月牙形的肋。具体地，本发明可减轻重量和节省成本。此外，在例如鸟撞击的情形下，可改善变形。
图7示出了具有根据本发明典型实施例的整流装置的飞机。图7中所示的飞机包括安装有本发明的整流装置的垂直尾翼36以及水平尾翼32。同样的，机翼端头34可根据本发明的整流装置进行设计。
权利要求
1.一种飞机结构的罩盖件，具体地是用于垂直尾翼的、水平尾翼的或机翼的端头部件的罩盖件，其中所述罩盖件包括表皮(2)；支撑结构(4，6)；其中所述表皮(2)设置在所述支撑结构(4，6)上；其中所述支撑结构包括多个肋(6)和多个桁条(4)；其中所述多个桁条(4)设置在所述多个肋(6)上，以支撑所述表皮。
2.如权利要求1所述的罩盖件，其中所述表皮围绕着所述飞机结构形成弯曲部件；其中所述多个肋(6)的形状至少适合于所述弯曲部件的横截面；且其中所述多个桁条(4)在所述多个肋(6)上基本上彼此平行地延伸。
3.如权利要求1或2所述的罩盖件，其中所述表皮(2)、所述多个桁条(4)和所述多个肋(6)设置成在第一尺寸的物体(10)撞击所述表皮(2)的过程中，由撞击所产生的能量分布在区域(16)上；其中由所述撞击所产生的所述能量转化成所述表皮(2)的、所述多个桁条(4)的、或者所述多个肋(6)的变形功；其中所述区域的第二尺寸大于所述第一尺寸。
4.如权利要求1至3中任一项所述的罩盖件，其中所述罩盖件形成所述飞机垂直尾翼的、水平尾翼的或者机翼的端头部件；其中所述端头部件具有边缘，所述边缘基本上沿一个方向延伸；其中所述多个肋(6)基本上垂直于该方向设置；及其中所述多个桁条(4)基本平行于该方向设置。
5.如权利要求1至4中任一项所述的罩盖件，其中所述多个桁条(4)连接到所述表皮(2)上。
6.如权利要求5所述的罩盖件，其中在所述多个桁条(4)接触所述表皮(2)的接触区域内，所述表皮包括加厚部件或区域(20)。
7.如权利要求1至6中任一项所述的罩盖件，其中所述多个桁条(4)具有T型、L型、Z型、U型和J型横截面中的至少一个。
8.如权利要求1至7中任一项所述的罩盖件，其中所述多个桁条(4)的每一个桁条包括适于连接所述表皮(2)的桁条基部(22)；及其中所述桁条基部(22)具有至少一个凹槽(26)。
9.如权利要求8所述的罩盖件，其中所述至少一个凹槽(26)对着所述表皮(2)；及其中所述至少一个凹槽适于作为延伸补偿区域，且所述凹槽限定了在由所述物体撞击所述表皮而引起变形时的皱折区域。
10.如权利要求1至9中任一项所述的罩盖件，其中所述支撑结构(4，6)和所述表皮(2)适于相互配合，使得当球体(10)撞击所述表皮(2)时，由所述球体撞击引起所述表皮(2)的变形不具有回转对称的横截面。
11.如权利要求1至10中任一项所述的罩盖件，其中所述表皮由金属板制成。
12.一种飞机，该飞机具有如权利要求1至11中任一项所述的罩盖件。
全文摘要
本发明涉及一种具有表皮和支撑结构的飞机的垂直尾翼和水平尾翼及机翼的整流装置的端头部件，所述表皮(2)设置在支撑结构(4，6)上。所述支撑结构设置有多个肋(6)和多个桁条(4)。多个桁条设置在多个肋上，以支撑表皮。有利地，例如在有鸟撞击的情形下可获得改进的变形，同时通过设置桁条将重量和成本降到最小。
文档编号B64C3/00GK1942363SQ200580011410
公开日2007年4月4日 申请日期2005年4月18日 优先权日2004年4月16日
发明者克里斯蒂安·曼茨 申请人:空中客车德国有限公司