专利名称：肋接头的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机冲面抗扭箱的用于接收和分配局部负荷的部件。
背景技术：
传统上，航空冲面的结构在它们的阻力和负荷运送部件中由抗扭箱形成。熟知结构中的一种是多肋结构，根据该多肋结构，抗扭箱由两个加强杆形成，由外壳封闭，并由均勻分布的肋加强抵抗扭转负荷。熟知结构中的另一种是多加强杆结构，根据该多加强杆结构，抗扭箱由两个加强杆形成，由外壳封闭，并由均勻分布的内部加强杆加强抵抗扭转负荷。源自结合至抗扭箱的结构(如机身中的外挂架、操纵面或支架)的抗扭箱中的局部负荷密集度通常被通过接头(通常由数个部件形成)引入抗扭箱的结构中，该接头将该负荷传递至背部接头(在多肋箱情况中为肋)，背部接头又将该负荷分配至箱结构的剩余部分。这种引入负荷的方式要求大量部件，而且这些大量部件难以彼此连接，同时要求大量螺钉，这些大量螺钉必须具有精确的拉紧转矩和非常低的公差，这导致消耗相当大量的组装时间并在这种组装中投入大量时间。在竞争日益更加激烈的市场中，需要以最低的可能成本并以最短的可能时间制造结构。在这种框架内，将希望减少所述接头和背部接头的组装的部件的数量并简化它们的组装过程。本发明设法满足这种要求。
发明内容
本发明的目标是提供一种飞机冲面抗扭箱的用于接收和分配局部负荷的飞机冲面抗扭箱的部件，该部件被制成单个部件。本发明的另一个目标是提供一种飞机冲面抗扭箱的用于接收和分配局部负荷的部件，该部件具有最低的可能重量。本发明的另一个目标是提供一种用于飞机冲面抗扭箱的接收和分配局部负荷的部件，该部件可以被容易地组装。本发明的另一个目标是用于所述部件的有效组装工艺。在第一方面中，这些和其它目标由抗扭箱的部件(包括至少两个前和后加强杆、 具有加强纵梁的两个上和下外壳)实现，该部件由复合材料制成为单个部件，并且该部件的结构包括大致平坦的连接板，具有突出部形式的第一部分和肋形的第二部分；两个凸缘，将部件连接板连接至前或后加强杆的每个端部的连接板；凸缘，用于连接至上外壳和下外壳；间隙，位于与部件连接到的前或后加强杆盖交叉并与加强纵梁交叉的区域中。
在所述部件的优选实施方式中，用于连接至上外壳和下外壳的凸缘相对于用于上外壳和下外壳中的每一个的连接板的平面沿相反方向延伸。这实现了具有便于其在某种箱结构中的组装的Z形横断面的部件。在所述部件的另一种特定实施方式中，用于连接至上外壳和下外壳的所述凸缘在用于上外壳和下外壳中的每一个的连接板的平面的两侧延伸。这实现了双T形横断面，其非常有效地将负荷传递至抗扭箱。在第二方面中，提供了一种用于将所述部件组装在多加强杆抗扭箱中的组装工艺，该组装工艺包括下述步骤提供具有两个外壳的预组装抗扭箱；提供具有上述Z形剖面结构的部件；将旋转预定角度的所述部件引入抗扭箱；将所述部件移动至为其位置准备的部位，并旋转它，直到它被正确地定位；将部件与连接该部件的前加强杆或后加强杆的端部连接在一起；将部件连接至两个外壳并连接至连接该部件的前加强杆或后加强杆的端部。在第三方面中，提供了一种用于将所述部件组装在多加强杆抗扭箱中的组装工艺，该组装工艺包括下述步骤提供具有两个外壳的预组装抗扭箱；提供具有所述T形剖面结构的部件；将所述部件垂直地引入抗扭箱；将所述部件移动至为其位置准备的部位并正确地定位它；将部件与连接该部件的前加强杆或后加强杆的端部连接在一起；将部件连接至两个外壳并连接至连接该部件的前加强杆或后加强杆的端部。根据本发明目标的说明性实施方式的接下来联系附图的详细描述，将会理解本发明的其它特征和优点。
图Ia示出了熟知的多肋结构抗扭箱的透视图，图Ib示出了图Ia的沿着平面A-A 的剖视图。图2示出了熟知的多肋抗扭箱的局部透视图，在将负荷引入抗扭箱的点处具有接头-背部-接头组件。图3a和北示出了熟知的用于将负荷引入多肋抗扭箱的接头-背部-接头组件的剖视图。图如示出了熟知的多加强杆结构抗扭箱的透视图，图4b示出了这种类型的抗扭箱的典型的剖视图。图5示出了熟知的用于将负荷引入多加强杆抗扭箱的接头-背部-接头组件的剖视图。图6a示出了熟知的用于将接头-背部-接头组件连接至抗扭箱的连接装置的示意性剖视图。图6b示出了根据本发明的用于接收和分配局部负荷的部件至抗扭箱的连接的示意性剖视图。图7a示出了根据本发明的用于接收和分配局部负荷到抗扭箱的部件的优选实施方式的透视图。图7b示出了图7a的组装至抗扭箱的部件的示意性侧面剖视图。图8图示了用于将图7a的部件组装至抗扭箱的组装工艺。图9a示出了根据本发明的用于接收和分配局部负荷到抗扭箱的部件的另一个优选实施方式的透视图。图9b示出了图9a的组装至抗扭箱的部件的示意性侧面剖视图。图10图示了用于将图9a的部件组装至抗扭箱的组装工艺。
具体实施例方式将首先简要地描述用于将局部负荷引导并分配至飞机冲面抗扭箱的已知技术。如图1和Ib所示的多肋结构抗扭箱1在结构上基于前加强杆11和后加强杆 13(相对于飞机的飞行方向理解术语“前”和“后”)、具有多个加强纵梁25和多个横肋27 的两个上外壳19和下外壳21。如图2所示的接头5包括在这种类型的抗扭箱1中，该抗扭箱1用于接收被通过背部接头7分配至该抗扭箱的剩余部分的局部负荷。在图3a和北中看到这些接头5、背部接头7组件的两种实施方式，其中背部接头 7类似于横肋27。此外，多个加强杆结构抗扭箱3，诸如在图如和仙中所示的一个，在结构上基于前加强杆11和后加强杆13(相对于飞机的飞行方向理解术语“前”和“后”)、具有多个加强纵梁25和多个内部中间纵向加强杆15的两个上外壳19和下外壳21。图5示出了用于接收和分配多加强杆抗扭箱3中的局部负荷的接头5、背部接头7 组件的实施方式。图6a图示了用在多肋抗扭箱1和多加强杆抗扭箱3中的接头5、背部接头7组件的熟知连接，该连接采用弯头6以在不同的元件之间形成必要的平坦表面，以使得能够通过螺钉(未示出)进行连接。现在描述本发明，首先必须指出的是，本发明的基本思想是，代替现有技术的接头 5、背部接头7组件，提供用于将局部负荷引导并分配至飞机冲面抗扭箱的单个部件9。这在图6b中示意性地示出，图6b示出了被制成为单个部件的连接至后加强杆13 (或，在合适时连接至前加强杆11)的部件9。因此，单个部件9为能够进行所述接头5和背部接头7的功能的单个结构构件，因此减少将被制造、组装和安装的部件的数量。在图和7b中图示的实施方式的结构的下述构件必须被指出大致平坦的连接板31，具有用于接收局部负荷的突出部33形式的第一部分和用于将该负荷分配至该抗扭箱的剩余部分的肋形连接板形式的第二部分。两个凸缘39，用于将连接板31连接至后加强杆13 (或者，合适时，前加强杆11)的每个端部的连接板。必须注意到，在为部件9准备的位置处必须切掉后加强杆13。数个凸缘43，用于连接至上外壳19和下外壳21，凸缘43相对于连接板31的平面沿相反方向延伸，使得部件9获得Z形横断面。
数个间隙45，位于与后加强杆盖13 (或者，合适时，前加强杆11)和加强纵梁25交叉的区域中。这些间隙45必须避免部件9与后加强杆13(或者，合适时，前加强杆11)和 /或加强纵梁25之间在它们的最终位置和在组装工艺期间的任何干扰。采用作为单个部件的部件9的这种结构，局部负荷通过突出部33被引入抗扭箱， 并延伸穿过肋形连接板35，肋形连接板35通过凸缘39、43区域中的铆钉式连接装置(未示出)将该负荷分配至外壳19，21，并分配至后加强杆13 (或者，合适时，前加强杆11)的连接板。在图9a、9b中示出的实施方式中，与刚刚描述的实施方式相比，结构上的唯一差别是，用于连接至上外壳19和下外壳21的凸缘43在连接板31的平面的两侧延伸，使得部件9获得双T形横断面。在本发明的用于多加强杆抗扭箱3的优选实施方式中，肋形连接板35从部件(9) 被组装到其上的前或后加强杆(11，1 延伸至最近的中间加强杆(15)。在本发明的用于多肋抗扭箱1的优选实施方式中，肋形连接板35从两个前和后加强杆11、13上延伸。用于部件9的推荐制造工艺是RTM(树脂转移模制)，因为它允许获得单个部件形式的完整结构。部件9在多肋抗扭箱中的组装类似于该抗扭箱的肋形成部分的组装(在放置所述外壳中的一个之前进行)。后加强杆13(或者，合适时，前加强杆11)的两个部分的安装是部件9在抗扭箱组装工艺内的安装的最后部分。在多加强杆箱中，接近该箱的内部的限制条件限制和决定了部件9的几何形状。在图7a和7b中示出并且如图8所示的结构的情况中，旋转约40°的部件9被引入该箱中。它被旋转至它的位于它将定位的箱的单元内部的最终位置。一旦部件9被放置， 则后加强杆(或者，合适时，前加强杆11)的连接板的两个部件将被组装到其上。在图9a和9b中示出并且如图10所示的结构的情况中，部件9被垂直地引入该箱中，在根部肋(该肋未被组装)的区域中，并沿着该箱移动至其最终位置。一旦它被固定， 则后加强杆(或者，合适时，前加强杆11)的连接板的两个部件将被组装到其上。包括在由接下来的权利要求限定的范围内的任何修改可以被引入上述优选实施方式中。
权利要求
1.一种飞机冲面抗扭箱(1，3)的用于接收和分配局部负荷的部件(9)，该抗扭箱(1， 3)包括至少两个前加强杆和后加强杆(11，13)以及具有加强纵梁0 的两个上外壳和下外壳(19，21)，其特征在于，该部件由复合材料制成为单个部件，并且其特征在于它的包括下述特征的结构大致平坦的连接板(31)，具有突出部(3 形式的第一部分和肋形连接板(3 形式的第二部分；两个凸缘(39)，用于将连接板(31)连接至连接部件(9)连接到的前加强杆或后加强杆 (11，13)的每个端部的连接板；凸缘(43)，用于连接至上外壳和下外壳(19，21)；间隙(45)，位于与部件(9)连接到的前加强杆盖或后加强杆盖(11，13)交叉并与加强纵梁0 交叉的区域中。
2.根据权利要求1所述的飞机冲面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，用于连接至上外壳和下外壳(19，21)的所述凸缘相对于用于上外壳和下外壳(19，21)中的每一个的连接板(31)的平面沿相反方向延伸。
3.根据权利要求1所述的飞机冲面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，用于连接至上外壳和下外壳(19，21)的所述凸缘在用于上外壳和下外壳(19，21)中的每一个的连接板(31)的平面的两侧延伸。
4.根据权利要求1-3所述的飞机冲面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，所述抗扭箱(3)为多加强杆箱，并且特征在于，肋形连接板(3 从部件(9)被组装至其上的前加强杆或后加强杆(11，13)延伸至最近的中间加强杆(15)。
5.根据权利要求1-3所述的飞机冲面抗扭箱(1，；3)的部件(9)，其特征在于，所述抗扭箱(1)为多肋箱，并且特征在于，肋形连接板(35)从前加强杆和后加强杆(11，13)延伸。
6.一种用于将权利要求2的部件(9)目标组装在多加强杆抗扭箱(3)中的组装工艺， 其特征在于，其包括下述步骤a)提供具有两个外壳(19，21)的预组装抗扭箱(3)；b)提供根据权利要求2的部件(9)；c)将旋转预定角度的所述部件(9)引入抗扭箱(3)；d)将所述部件(9)移动至为其位置准备的部位，并旋转它，直到它被正确地定位；e)将部件(9)与连接该部件(9)的前加强杆或后加强杆(11，1 的端部连接在一起；f)将部件(9)连接至两个外壳(19，21)并连接至该部件(9)连接到的前加强杆或后加强杆(11，13)的端部。
7.一种用于将权利要求3的部件(9)目标组装在多加强杆抗扭箱(3)中的组装工艺， 其特征在于，它包括下述步骤a)提供具有两个外壳(19，21)的预组装抗扭箱(3)；b)提供根据权利要求3的部件(9)；c)将所述部件(9)垂直地引入抗扭箱(3)；d)将所述部件(9)移动至为其位置准备的部位；e)将部件(9)与连接该部件(9)的前加强杆或后加强杆(11，1 的端部连接在一起；f)将部件(9)连接至两个外壳(19，21)并连接至该部件(9)连接到的前加强杆或后加强杆(11，13)的端部。
全文摘要
作为飞机冲面的抗扭箱(1，3)的部件(9)的肋接头由复合材料制成为单个部件，包括大致平坦的连接板(31)，具有突出部(33)形式的第一部分和肋形连接板(35)形式的第二部分；两个凸缘(39)，用于将连接板(31)连接至其所连接到的前加强杆或后加强杆(11，13)的每个端部的连接板；凸缘(43)，用于连接至抗扭箱的上外壳和下外壳(19，21)；间隙(45)，位于与部件(9)连接到的前加强杆盖或后加强杆盖(11，13)交叉并与外壳(19，21)的加强纵梁(25)交叉的区域中。本发明还包括用于将肋接头组装在多加强杆抗扭箱中的组装工艺。
文档编号B64C3/18GK102282068SQ200980154780
公开日2011年12月14日 申请日期2009年12月17日 优先权日2008年12月17日
发明者埃斯波兰萨·埃尔南多塞巴斯蒂安, 弗利克斯·多朗格斯艾斯克雷萨, 弗朗西斯科·乔斯·费尔南德斯桑切斯 申请人:复合材料研发应用中心, 空客运营有限公司