专利名称：用于增强飞机机身的结构元件的制作方法
技术领域：
本发明设计一种用于增强飞机机身的结构元件，所述结构元件包括由金属材料， 特别是铝合金材料或钛合金材料制成的一件式的增强型材。
背景技术：
飞机的机身单元通常由一个接一个地设置并且由横向接缝连接的多个筒形机身部分制成。每个机身部分由多个环形肋增强，所述环形肋的外表面上铺设有机身单元蒙皮。 为了进一步增加机身部分的稳定性，多个增强型材被设置在机身单元蒙皮的内表面上并在每种情况下均沿机身部分的纵向彼此平行地延伸。增强型材还通常被设置为在机身部分的圆周上以距彼此均勻的间隔分布。
极端负荷发生在机翼连接到机身单元结构的肋的区域中的机身单元中部。甚至更高的负载发生在特殊类型的飞机、例如高翼运输机中，在高翼运输机中起落架设置在机身的中部区域中的机身单元下面。对于此类飞机，在每次降落过程期间机身中部均发生强烈的屈曲，特别是在存在于所述中部中的环形肋中导致极高的峰值负载。
因此，特别用于增强这种飞机类型中的机身中部的肋和其它增强型材必须具有在多个负载循环期间的高耐疲劳性，并且还具有当裂纹发生时的损伤容限性。在本文中，术语 “损伤容限”意味着裂纹的发生不会导致部件立即失效，并且裂纹的增长即使不被完全停止也至少被减缓。
降低受到高机械应力的部件中的裂纹增长速度的基本可能方式是增加材料厚度。 然而，这导致增强型材例如肋和支撑件的重量的通常不合理的增加。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种增强型材，特别是用于增强飞机机身单元的受到高机械应力的区域中的型材机身单元结构的肋和支撑件，该增强型材还在多个负载循环期间仅呈现缓慢的裂纹增长并因而具有高损伤容限。
该目的通过具有如权利要求1所述特征的结构元件而获得。
对增强型材至少在多个区域中提供带片，导致高损伤容限以及有利的疲劳特性。 通过附加应用的带片，裂纹例如由于高机械应力产起的增长即使未被完全停止也至少被显著地减小。所述增强型材具体为特别用于机身单元的受到高机械应力的所述区域中的肋或肋段或直的支撑件。
所述结构元件的有利改进提供有所述带片经由接合层被粘合结合到所述增强型材。
这优选地导致所述带片与所述增强型材之间在整个表面上粘合结合，从而导致高损伤容限。
根据所述结构元件的进一步的有利改进，所述带片至少在多个区域中被铆接和/ 或螺纹连接到所述增强型材。
由于该构造，所述带片被防止从所述增强型材分离。因为如果所述带片即使仅在多个区域中从所述增强型材分离，所述增强型材的损伤容限性能也将突然减小。
所述结构元件的进一步有利改进提供有所述带片由包括一个设置在另一个上面的多个金属层和塑料材料层的层状材料、特别是纤维金属板制成，所述金属层和塑料材料层在每种情况中均是交替的。
在由铝合金材料制成的增强型材的情况中，所述带片原则上可由高强度的铝合金、钛合金或纤维金属层板，例如Glare 制成。这种类型的纤维金属层板或层状材料由多个由铝合金材料制成的薄金属片或金属箔制造，所述薄金属片或金属箔一个层叠在另一个的上面并且在每种情况中均通过具有低厚度的玻璃纤维增强环氧树脂层在整个表面上彼此粘合结合。在由钛合金材料制成的增强型材的情况中，所述带片还可以由纤维金属层板制成，该纤维金属层板由钛片或钛箔例如“TiGR”或“TiGra” ( “钛石墨”纤维金属层板)构成，所述钛板或钛箔以交替的方式层叠并且通过碳纤维增强环氧树脂层被粘合结合。
然而，申请人在被提供有带片的增强型材上实施的大量负载测试显示，用粘合结合的由纤维金属层板例如Glare 制成的带片可获得的损伤容限性质不能通过应用由铝或钛制成的带片获得。同样在由钛合金材料制成的增强型材的情况中，通过将由上述纤维金属层板“TiGr”或“TiGra”制成的带片粘合结合到所述增强型材，损伤容限性质可被显著地提尚。
根据所述结构元件的进一步有利的构造，所述金属层由铝合金制成，所述塑料材料层由玻璃纤维增强热固塑料材料制成。
由于由铝合金制成的层和由玻璃纤维增强热固塑料材料制成的层以交替的方式层叠，所述层状材料或纤维金属层板呈现优秀的疲劳特性以及高损伤容限。加入玻璃纤维特别地防止铝层之间的腐蚀问题。
所述结构元件的进一步有利的改进提供有所述金属层由钛合金制成，所述塑料材料层由碳纤维增强热固塑料材料、特别是环氧树脂制成。
例如由钛合金材料制造的增强型材，例如肋段或支撑件，可通过在其上粘合结合由钛合金材料制成的多个层所构成的带片而被增强，所述多个层在每种情况中通过热固塑料材料、特别是环氧树脂的碳纤维增强层在整个表面上被层叠并粘合结合。
所述结构元件的进一步有利的改进提供有所述带片的材料厚度至少朝所述带片的一个端部减小。这防止在所述带片的渐缩或连接区域中出现缺口应力。
所述增强型材的进一步有利的构造提供有所述接合层由至少一个胶粘层和至少一个预浸料层制成。
这导致所述增强型材与粘合结合于其上的所述带片之间的特别紧密的结合。所述带片通常在同时使用压力和温度的附加的制造步骤中在压热器中被粘合结合到所述增强型材。
根据进一步的构造，提供有所述至少一个胶粘层由热固塑料材料、特别是环氧树脂制成，所述至少一个预浸料层由纤维增强热固塑料材料、特别是玻璃纤维增强和/或碳纤维增强环氧树脂制成。
所述接合层的质量通过将紧凑的胶粘层与至少一个预浸料层结合而被进一步提尚ο 由于所述胶粘层的这种结构，在所述肋中形成裂纹的情况下，首先获得的是受控且缓慢的分层。在所述带片中裂纹的开始也被延迟。为了获得这些有利的效果，玻璃纤维优选横过裂纹的路径并平行于主负载方向延伸。发生的分层越少，所述肋所保持的残余负载承受能力越多。
所述结构元件的进一步有利的构造在所附权利要求书中给出。
图1为根据本发明的结构元件的示意性剖视图。
图2为损伤容限结构元件的工作模式的基本图示。
图3表示带片的一实施例。
图4表示肋段形式的增强型材，根据图3的带片被粘合结合到该增强型材的内法
ΛΑ *. ο 图5为根据图3所示带片的两个端部区域的细部剖视图。
图6为理论上比较三种不同带片材料的损伤容限效果的图表。
具体实施例方式在附图中，相似的附图标记在每个方案中代表相似的构造元件。
图1为根据本发明的结构元件的示意性横截面。结构元件1特别包括增强型材2， 增强型材2在图1中以示例的方式被构造为用于增强飞机的机身单元(未示出)的肋段3。 肋段3由合适的高强度铝合金材料制造并具有双T形横截面几何形状。可替换地，肋段3可具有U形或L形横截面几何形状。肋段3可例如通过铣削、锻造或模压由一件式固体铝合金材料制成。根据本发明，肋段3的内法兰4在整个表面上被结合到带片5。根据本发明， 带片5理想地几乎阻止内法兰中的裂纹的扩展。
带片5在整个表面上经由接合层6被粘合结合到肋段3的内法兰4。对于由铝合金制成的肋段3来说，带片5本身优选由层状材料7或纤维金属层板比如Glare 制成。
对于由钛合金制成的肋3或肋段的来说，带片5可替换地能够由纤维金属层板例如“TiGr”或“TiGra”制成，“TiGr”或“TiGra”通过一连串的钛箔和钛片层来构造，所述钛箔和钛板层在每种情况下均在整个表面上通过碳纤维增强环氧树脂被彼此粘合结合。
在图示的示例中，层状材料7包括在每种情况下均在整个表面上被粘合结合的三个薄金属层和三个薄塑料材料层。在所述层中一个金属层8和一个塑料材料层9被提供有附图标记并且代表余下的层。金属层和塑料材料层在层状材料7中交替，层状材料的上表面和下表面优选结束于金属层。在此情况下，塑料材料层的数量总是比金属层的数量少一个。具有低材料厚度的箔状金属层由例如铝合金制成，而薄塑料材料层由玻璃纤维增强热固塑料材料构成。例如，环氧树脂已被证明是一种合适的热固塑料材料。在图1中，塑料材料层中的玻璃纤维垂直于图的平面延伸，即沿延伸段3的圆周方向延伸，这是由于由构造决定的相关负载在此方向上发生。
层状材料7在压热器中同时使用压力和温度被预制，并通过铣削被制成预定的特定尺寸。例如为了能够无应力地粘结结合到弯曲的环形肋段，以此方式预制的层状材料7 可选择性地具有至少单向弯曲的表面几何形状。带片5可在其端部进一步具有连续减小的材料厚度，以提供渐缩部并减小在与肋段3的内法兰4的连接区域中产生缺口应力的可能性。由于带片5优选在压热器中同时使用压力和/或温度被粘合结合到肋段3，至少在带片 5的材料厚度不过大时，带片5还可以在压热器中的结合期间通过弯曲而被修改。
为了防止带片5从内法兰4分离，连接元件10、11特别是铆钉或螺钉至少被提供在多个区域中。
图2为根据本发明的结构元件工作原理的示意性图示。
结构元件12由增强型材13制成，带片14在整个表面上经由接合层15被粘合结合到增强型材13。与图1中示出的带片5相似地，带片14也由层状材料或纤维金属层板构成。被裂纹16所阻碍的力通量17通过接合层15从增强型材13被引入带片14，并通过带片14越过裂纹16被引导回结构元件13中。裂纹16尚未完全穿透增强型材13。因此，带片14为力通量17作为越过裂纹16的的桥梁，从而即使不是被完全阻止，裂纹16的增长也至少被减缓。在裂纹16的两侧指向相反方向的两个小的黑色箭头表示增强型材13在两侧上临近裂纹16的部分由裂纹16引起的运动趋势。带片14的材料厚度18优选大致相当于增强型材13或增强型材13的内法兰20的材料厚度19的0. 5至3倍。
接合层15优选由纯胶粘层21和至少两个预浸料层22、23构成，胶粘层21直接接触增强型材13，下方的预浸料层23被连接到带片14。胶粘层21例如由无纤维增强的环氧树脂形成，而两个预浸料层22、23由用碳纤维和/或玻璃纤维增强的环氧树脂构成。
图3例示出用于提供根据本发明的结构元件的带片的技术实施例。
根据本发明的带片M由层状材料或纤维金属层板制成，在带片M的第一端部25 处具有渐缩部26，而带片M的指向相反方向的第二端部27具有平坦端部。也就是说，带片 24的材料厚度观朝第一端部25阶梯式减小，渐缩部沈包括多个台阶，其中一个台阶四被提供有附图标记并代表余下的所有台阶。台阶高度大致相当于用于形成带片M的层状材料的塑料材料层和金属层各自的厚度。
图4表示结构元件30，结构元件30由型材弯曲的肋段31制成作为增强型材，该增强型材的内法兰32优选在整个表面上被粘合结合有带片M型材。肋段31具有大致双 T形横截面几何形状。
图5为图4所示带片M的两个端部区域V的细部剖视图。
依照上文所述的带片，带片M由层状材料33或纤维金属层板构成，该层状材料33 或纤维金属层板由以交替方式一个层叠在另一个上面并在整个表面上被粘合结合的金属层和塑料材料层构成。在金属层和塑料材料层中，连续的下方金属层34和位于其上的塑料材料层35被提供有附图标记并代表所有其它的层。所有塑料材料层在每种情况中均由两层(不具有附图标记)构成，其中嵌入合成树脂基体中的玻璃纤维可沿相同方向或沿不同方向延伸。
原则上，至少在弯曲的肋段31的情况中，用于增强塑料材料层的玻璃纤维平行于其圆周方向延伸，这是由于最大的机械应力发生在该空间定向中。大体上，层状材料中的玻璃纤维被设置为使力通量最优化。
包括两个预浸料层37、38和胶粘层39的接合层36在金属层34的下面延伸。肋段31的内法兰32位于胶粘层39的下面。
在两个预浸料层37、38的端部(不具有附图标记)之间有小的偏距40，即预浸料层37、38具有稍微不同的长度。该偏距40被胶粘层39包围，以此方式预浸料层37、38的端部部分不以暴露的方式逐渐变细，而是以由纯的(即非纤维增强的)合成树脂或用于形成胶粘层39的合成树脂制成的“端部件”终止。金属层34被示出为沿竖直方向从接合层36 偏移，仅仅为了改善附图的可看性；实际上，所述接合层在整个表面上被粘合结合到所述金属层。另一塑料材料层41也具有微小的偏距42。另一金属层43被粘合结合到塑料材料层 41，由于在结合过程期间的压热器压力，该金属层在其端部部分(不具有附图标记)以较小的量稍微向下倾斜或弯曲偏离水平位置。金属层43的向下弯曲的端部部分以较小的伸出长度44伸出越过塑料材料层41的端部(包括偏距42)。直接位于伸出长度44下面并紧接着金属层43的(端部)边缘46的区域45被填充有合成树脂材料以形成包围。该合成树脂材料还优选被用于接合层36中的胶粘层39。以此方式包围金属层43和塑料材料层41 的边缘意味着，金属层43的边缘46和塑料材料层41的边缘也完全嵌入合成树脂材料中， 并且不以“暴露”方式终止或逐渐变细，因此带片M以最佳方式被接合到内法兰32。结果， 具有有利的裂纹萌生性能的“金属与金属结合”由此在渐缩部26的区域中、带片M与肋31 之间的过渡部中以及带片M的层状材料或纤维金属层板中获得。
图6为包括三条曲线的图表。y轴表示铝制肋中各自的以毫米为单位的裂纹长度， χ轴表示在每种情况中所考虑的作用于结构元件上的负载循环的数量。结构元件再次为用作增强型材的铝制肋。铝制肋中的机械应力在所有三条曲线中相同。
对于该图像，长约4mm的(初始)裂纹通过试验被引入结构元件的增强型材中，并且裂纹随着作用在结构元件的增强型材上的负载循环的数量的增大被测量或计算并绘制在图表中。
短划曲线47反映了在铝制肋不具有带片的情况中裂纹长度的(计算出的)增大， 虚线48代表当铆接到铝制肋的钛带片被使用时所发生的(计算出的)扩展。实线所示的 (测量到的)曲线49在粘合结合到铝制肋的带片由层状材料例如Glare 制成时发生。能够清楚地看到，通过使用根据由本发明所使用的层状材料制成的带片，裂纹的增大或增长被显著减缓，并且即使在很大数量的负载循环作用在其上时也没有达到临界值。
因此，根据本发明形成有由层状材料或纤维金属层板制成的附加应用的带片的的结构元件获得极高水平的损伤容限，以这种方式，其被特别指定用于机身单元结构的高应力区域中，例如高翼飞机的机身单元的中部。
附图标记清单 1结构元件 2增强型材 3肋段 4内法兰(肋段) 5带片 6接合层 7层状材料(预制纤维金属层板) 8金属层 9塑料材料层 10铆钉 11铆钉 12结构元件 13增强型材 14带片 15接合层 16裂纹 17力通量 18材料厚度(带片) 19材料厚度(增强型材和法兰) 20法兰(增强型材) 21胶粘层 22预浸料层 23预浸料层 24带片 25第一端部(带片) 26渐缩部 27第二端部(带片) 28材料厚度(带片) 29台阶 30结构元件 31肋段 32内法兰 33层状材料 34金属层 35塑料材料层 36接合层 37预浸料层 38预浸料层 39胶粘层 40偏距 41塑料材料层 42偏距 43金属层 44突出长度 45区域 46边缘 47曲线(不具有带片的铝制肋) 48曲线(具有钛带片的铝制肋) 49曲线(具有纤维金属层板带片的铝制肋)
权利要求
1.一种结构元件(1，12，30)，用于增强飞机的机身单元，所述结构元件(1，12，30)包括由金属材料，特别是铝合金材料或钛合金材料制成的一件式的增强型材(2，13)，其特征在于，所述增强型材0，Π)至少在多个区域中被提供有带片(5，14，对)。
2.根据权利要求1所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片(5，14，24)经由接合层(6，15，36)被粘合结合到所述增强型材0，13)。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片 (5,14,24)至少在多个区域中被铆接和/或螺纹连接到所述增强型材0，13)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片 (5,14,24)由包括一个设置在另一个上面的多个金属层(8，34，43)和塑料材料层(9，35， 41)的层状材料(7，33)，特别是纤维金属层板制成，所述金属层(8，34，4 和塑料材料层 (9,35,41)在每种情况中均是交替的。
5.根据权利要求4所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述金属层(8，34，43)由铝合金制成，所述塑料材料层(9，35，41)由玻璃纤维增强热固塑料材料制成。
6.根据权利要求4所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于所述金属层(8，34，43)由钛合金制成，所述塑料材料层(9，35，41)由碳纤维增强热固塑料材料，特别是环氧树脂制成。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片 (5,14,24)的材料厚度(18)至少朝所述带片(5，14，24)的一个端部(25，27)减小。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述接合层 (6，15，36)由至少一个胶粘层(21，39)和至少一个预浸料层(22，23，37，38)制成。
9.根据权利要求8所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述至少一个胶粘层01， 39)由热固塑料材料，特别是环氧树脂制成，所述至少一个预浸料层02，23，37，38)由纤维增强热固塑料材料，特别是玻璃纤维增强和域碳纤维增强环氧树脂制成。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述增强型材0，13)是肋段(31)，所述带片04)至少在多个区域中被粘合结合到所述肋段(31)的内法兰(3 和/或外法兰。
11.根据权利要求10所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片04)的所述塑料材料层(9，35，41)中的玻璃纤维基本平行于所述肋段(31)的圆周方向延伸。
12.根据权利要求1至9中任一项所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述增强型材是支撑件，所述带片(5，14，24)至少在多个区域中被粘合结合到所述支撑件的法兰。
13.根据权利要求12所述的结构元件(1，12，30)，其特征在于，所述带片(5，14，24)的所述塑料材料层(9，35，41)中的玻璃纤维基本沿力通量的方向延伸。
全文摘要
本发明涉及一种用于增强飞机的机身单元的结构元件(1，12，30)，其中所述结构元件包括由金属材料、特别是铝合金材料或钛合金材料制成为单件的增强型材(2，13)。根据本发明，所述增强型材至少在一些区域中被提供有片(5，14，24)。由于由纤维增强的层状材料(7)或纤维金属层板制成并至少在一些区域中被粘接到所述增强型材的法兰(20，32)的所述片，所述结构元件具有高损伤容限和有利的疲劳特性。所述纤维金属层板或所述层状材料包括以交替方式层叠的多个金属层(8，34，43)和纤维增强塑料层(9，35，41)，所述层在整个区域上彼此粘接。所述增强型材通过接合层(6，15，36)被接合到所述片。所述接合层优选由两个预浸料层(20，23，37，38)和非纤维增强的胶粘层(21)构成。所述增强型材例如为弯曲肋段(31)或直梁，弯曲肋段(31)或直梁均可被特别地用于支撑高翼飞机的中间的且高负载的机身部分。形成在所述肋段或增强型材的内法兰或外法兰的区域中的裂纹(16)通过所述片的效应被桥接，使得所述裂纹进一步的扩展即使未被完全阻止也至少部分被较大地减缓。
文档编号B64C1/12GK102186722SQ200980140736
公开日2011年9月14日 申请日期2009年10月6日 优先权日2008年10月13日
发明者尼古劳斯·奥赫洛夫, 托马斯·博伊姆勒, 德克·达韦霍特, 马泰斯·普洛克 申请人:空中客车作业有限公司