改进的机翼结构的制作方法

专利名称：改进的机翼结构的制作方法
改进的机翼结构
背景技术：
本发明涉及机翼结构的领域，且尤其涉及飞行器的机翼结构。本发明还涉及机翼结构的组装方法以及翼梁。飞行器翼盒是机翼结构，并且通常包括诸如前后翼梁、翼肋、撑杆、翼支柱之类的机翼结构部件。机翼的上部和下部蒙皮将翼盒封闭起来。通常，前后翼梁的根部连接于机身。机翼结构的翼梁和其它结构部件通常使用诸如铆钉或金属螺母和螺栓之类的金属紧固件而固定在一起。这些金属紧固件延伸通过待固定部件的厚度。例如，通常通过使金属紧固件穿过翼梁的翼梁帽盖中的孔以及机翼蒙皮中的相对应孔固定而将翼梁固定于机翼蒙皮。因此，金属紧固件从机翼的外表面延伸至翼梁帽盖的下侧。大多数大型飞行器在机翼内部具有燃料箱。机翼内部的燃料箱通常容纳在前后翼梁之间。因此，用于将翼梁固定于机翼蒙皮的金属紧固件从机翼外表面延伸到燃料箱中。由于通常用在飞行器中的铝合金是高导电性的，因而由于对金属紧固件雷击而产生的瞬时电荷排放到飞行器结构的剩余部分中，且来自此种放电的电流相对均勻地分布在飞行器上。因此，对于金属飞行器的通常雷击并不对飞行器部件造成损坏，或者仅仅造成轻微损坏。复合材料(例如碳纤维)越来越多地用在飞行器制造中，这是由于它们与铝合金相比具有较高的强度重量比。然而，通常的复合材料的阻电性比铝合金高得多。例如，碳纤维强化塑料(CFRP)的电阻比铝高至少2000倍。由于复合材料是电绝缘体，因而击中金属紧固件的任何雷击并不易于消散在复合材料的机翼蒙皮内。这会增大使紧固件区域中的燃料发火花或引燃的风险。此外，暴露的复合材料表面上的金属紧固件对于直接雷击最敏感。因此，飞行器上的复合材料结构通常对于金属紧固件延伸到燃料箱区域的部分具有一定防护。这是由于在金属紧固件区域中的任何引燃事件都会使燃料箱中燃料危险地引燃。遗憾的是，通常的雷击防护方案是复杂的且难于实施。例如，经常使用复杂的密封或电焊接技术。本发明寻求提供一种机翼结构，尤其是提供改进的雷电防护的复合机翼结构。附加地或替代地，本发明寻求提供一种机翼结构，尤其是提供改进的鸟撞防护的复合机翼结构。替换地或附加地，本发明寻求提供一种改进的机翼结构。

发明内容
根据本发明的一个方面，提供一种机翼结构，其中该机翼结构包括上盖、下盖以及翼梁，该翼梁包括翼梁腹、附连于上盖的上部翼梁帽盖以及附连于下盖的下部翼梁帽盖，且机翼结构设置成在翼梁腹一侧的上盖和下盖之间的燃料容纳区域中容纳燃料，并且上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖仅仅在翼梁腹相对于燃料包含区域的另一个侧从翼梁腹延伸。在本发明的上下文中，翼梁帽盖可被限定为翼梁的元件，该元件使翼梁附连于机翼盖。通常，翼梁帽盖近似垂直于翼梁腹延伸。在本发明中，翼梁帽盖仅仅在翼梁腹的一侧(与燃料容纳区域相对的一侧)从翼梁腹延伸。这并不排除以下情形翼梁的其它部件在燃料容纳侧远离翼梁腹延伸。例如，可存在位于翼梁腹的燃料容纳侧的翼梁非结构元件，例如翼梁撑架。还可在翼梁腹的燃料容纳侧存在诸如肋或肋柱之类的结构元件。此外，在燃料容纳侧可存在看起来是翼梁帽盖的翼梁元件，但该元件实际上并不使翼梁附连于机翼盖。上文所述的本发明实施例的机翼结构具有如下翼梁该翼梁在燃料容纳区域外部的区域中由翼梁帽盖仅仅附连于上部翼梁盖和下部翼梁盖。因此，用于将机翼盖和翼梁固定在一起的任何金属紧固件并不延伸到燃料箱中。此外，已发现比起具有传统的面向内侧 C形部段翼梁，具有面向外侧的C形部段翼梁的机翼结构抵抗燃料压力的能力增大。较佳的是，该机翼结构包括表面，该表面与翼梁腹隔开，并且在上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖之间延伸。在所说明的实施例中，该表面位于翼梁腹相对于燃料容纳区域的另一侧，并且相对于翼梁腹面向外侧。此种表面在前部翼梁前方或者在后部翼梁后方提供附加结构。由于该表面提供附加结构来保护前部翼梁并且吸收由于诸如鸟类撞击之类冲击而产生的损伤，因而这对于前部翼梁尤其有益。较佳的是，系统缆线在翼梁腹和该表面之间沿翼梁的长度行进。由于缆线装在该表面后方，因而这为系统缆线提供改进的隔离，并且为系统缆线提供对于鸟类撞击的额外防护。较佳的是，前导缘结构或后导缘结构在板/连接结构安装于机翼结构的其余部分之前安装在该板或连接结构上。这使得前导缘结构或后导缘结构能在它们被附连于机翼结构之前完全组装和装配。这会简化组装。较佳的是，前导缘结构或后导缘结构使用角撑架安装在板/连接结构上，且该撑架具有用于固定于板的附连槽孔。这使得盖能被调整，以适应由于盖厚度公差变化所产生的气流型面跳变。使用槽孔和倾斜附连使得此种调整无需使用搭板和分流板。而搭板和分流板需要进行耗时且费钱的整修。较佳的是，表面、板和/或连接结构具有凹入部段。这使得系统缆线能在凹入部段中沿翼梁的长度行进。这使得前导缘结构和后导缘结构的集合简化。本发明还提供包括此种机翼结构的飞行器。本发明还提供组装机翼结构的方法，该方法包括以下步骤完全组装前导缘结构或后导缘结构、将前导缘结构/后导缘结构附连于安装结构，以及将安装结构附连于机翼结构的翼梁。较佳的是，安装结构是板。此种方法使得完整装配好的前导缘结构和后导缘结构能远离主体装配模具进行，然后作为完整的组件而附连于翼盒。这可改进构造速率。此外，能为了对前导缘结构和后导缘结构进行维修和维护而进行拆解，但同时仍保留未受干扰的燃料容纳区域。本发明还提供一种翼梁，其中翼梁的上部翼梁帽盖包括安装凸缘，且下部翼梁帽盖包括安装凸缘，这些安装凸缘朝相对的翼梁帽盖而远离相应翼梁帽盖延伸。连接结构附连于上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖的安装凸缘以形成盒形部段的翼梁。
较佳的是，翼梁腹、上部翼梁帽盖以及下部翼梁帽盖由复合材料制成。本发明更广泛地应用于相对大型商用飞机。该飞行器较佳地重于30吨净重，更佳地重于100吨或甚至重于200吨净重。该飞机较佳地具有等同于设计成承载超过75名乘客、且更佳地超过200名乘客的飞行器的尺寸。该飞行器较佳地具有至少20米、且更佳地至少40米的翼展。机翼的翼梁在外侧端部处能通常具有150mm或以上的高度。


现将参照附图仅借助示例来描述本发明所涉及的飞行器机翼结构，附图中图1是现有技术翼盒的立体图，且为了清楚起见而省略顶部翼盖，图2是根据本发明翼盒的部分立体图，示出前部翼梁以及上部翼盖和下部翼盖，图3是图2所示翼盒的部分侧视图，以及图4是根据本发明另一实施例的翼盒的部分侧视图。
具体实施例方式图1中总地示出翼盒结构10’。该翼盒结构在平面图中具有大体梯形形状，并且具有大体矩形横截面。翼盒10’从根部段16’延伸至另一端的梢部段17’，翼盒10’的横截面在根部段16’处最大，而翼盒10’的横截面在梢部段17’处最小。翼盒10’由各种结构部件制成。前部翼梁12’沿翼盒10’的正面从根部16’延伸至梢端17，。后部翼梁11’沿翼盒10’的背面从根部16延伸至梢端17，。翼盒10，具有呈大体梯形的下盖14’。下盖14’在前部翼梁12’和后部翼梁11’ 之间延伸，并且从根部段16’延伸至梢部段17，。下盖14’沿该下盖14’的纵向轴线具有十六个孔18’。为了清楚起见在图1中省略上盖。图2中部分示出的翼盒在总体布置方面类似于图1所示的现有技术翼盒10’。图 2中指代与图1中的特征相对应的特征的附图标记会采用图1中所使用的附图标记，但不带
有’后缀。图2所示的翼盒10与图1所示的现有技术翼盒10’的不同之处在于前部翼梁12 和后部翼梁11具有不同的构造，并且不同地固定于上盖13和下盖14。图2和3示出附连于翼盒10的上盖13和下盖14的一个边缘处的前部翼梁12。前部翼梁12由两个部分制成；主体C形部段20和前板30。主体C形部段20和前板30形成盒部段。主体部段20具有近似垂直的翼梁腹21。上部翼梁帽盖22从翼梁腹21的顶部近似水平地向外延伸。下部翼梁帽盖23从翼梁腹21的底部近似水平地向外延伸。下部翼梁帽盖23略微向上倾斜，以遵循下盖14内部的向上斜度。上部翼梁帽盖22和下部翼梁帽盖 23具有相似的长度。在上部翼梁帽盖22的端部处是近似垂直的上部安装凸缘24。上部安装凸缘M从上部翼梁帽盖22向下延伸。上部安装凸缘M具有与上部翼梁帽盖22的长度近似相等的长度。类似地，近似垂直的下部安装凸缘25从下部翼梁帽盖23向上延伸。下部安装凸缘 25具有与下部翼梁帽盖23的长度近似相等的长度。上部安装凸缘M和下部安装凸缘25具有彼此相同的角度并且位于彼此相同的平面中，以形成近似平行于翼梁腹M的假象平面表面的一部分。主体部段20藉由通过沿上盖13长度的孔15以及上部翼梁帽盖22中的相应孔的金属紧固件而附连于上盖13。类似地，主体部段20藉由通过沿下盖14长度的孔(未示出) 以及下部翼梁帽盖23中的相应孔的金属紧固件而附连于下盖14。主体部段20由复合材料制成，并且能使用现有技术已知的细丝缠绕或者纤维布置技术来制造。主体部段20具有圆角部，而安装凸缘24、25在圆角部处与翼梁帽盖22、23 汇合，且翼梁帽盖22、23在圆角部处与翼梁腹21汇合。前板30由三个部分制成；平坦上部段31、平坦下部段32以及连结两个平坦部段的凹入部段33。平坦上部段31与平坦下部段32处于相同的角度并且位于相同的平面中， 以使它们形成假象平面表面的一部分。凹入部段33也是前板30的平坦部段，并且平行于平坦上部段31和平坦下部段 32。该凹入部段由上部折曲部段33a和下部折曲部段3 连接于平坦部段31、32。上部折曲部段33a从平坦上部段31的下端向后且略向下延伸，而下部折曲部段3 从下部平坦部段32的上端向后且略向上延伸。平坦上部段31安装抵靠于上部安装凸缘24。该平坦上部段使用通过沿该平坦上表面31长度的孔34以及上部安装凸缘M中的相应孔的金属紧固件而进行附连。平坦下部段32安装抵靠于下部安装凸缘25。该平坦下部段使用通过沿该平坦下表面32长度的孔 35以及下部安装凸缘25中的相应孔的金属紧固件而进行附连。因此，凹入部段33近似平行于翼梁腹21以及两个平坦部段31、32的假象平面表面，并且位于该翼梁腹21和该假象平面表面之间。主体部段20从上盖13和下盖14的边缘略向内地附连于该上盖13和下盖14，从而当前板30附连于主体部段20的安装凸缘M、25时，平坦上部段31和平坦下部段32的外侧与上盖13和下盖14的边缘齐平。前板30可由复合材料制成。该前板还可是金属的或由纤维金属层叠件制成。前导缘结构60在前板30以及上盖13和下盖14的前方安装于翼盒10。前导缘结构60由上部前导缘结构61和下部前导缘结构62附连于翼盒10。上部前导缘结构63沿其长度具有孔63。类似地，下部前导缘结构62沿其长度也具有孔(未示出)。上部前导缘结构61在一个边缘处附连于上部角撑架40。该撑架40具有两个凸缘部段41、42，这两个部段相对于彼此以略小于90度的角度安装。第一撑架凸缘部段41使用通过孔63和第一撑架凸缘部段41中的相应孔(未示出)的金属紧固件而附连在上部前导缘结构61下方。第二撑架凸缘部段42在一个边缘处从上部前导缘结构61的下侧向下延伸。第一撑架凸缘部段41和第二撑架凸缘部段42之间的角度反映上盖13在其前缘处的角度。因此，如果上盖13设计成相对于其前缘处的水平线具有5度的角度，则角撑架 40会具有85度的角度。因此，当第二撑架凸缘部段42附连于前板30时，上部前导缘结构 61遵循上盖13的线条。第二撑架凸缘部段42沿其长度具有槽孔43，并且使用通过这些槽孔43以及前板 30的平坦上部段31中相应(标准)孔的金属紧固件而附连于前板30。
类似地，下部前缘结构62在一个边缘处附连于下部角撑架50。该撑架50具有两个凸缘部段51、52，这两个部段相对于彼此以近似75度的角度安装。第一撑架凸缘部段51 使用通过下部前导缘结构62中的孔和第一撑架凸缘部段51中的相应孔(未示出)的金属紧固件而附连在下部前导缘结构62的上侧上。第二撑架凸缘部段52在一个边缘处从下部前导缘结构62的下侧向上延伸。第一撑架凸缘部段51和第二撑架凸缘部段52之间的角度反映下盖14在其前缘处的角度。因此，下盖14设计成相对于其前缘处的水平线具有15度的角度，则角撑架50 会具有75度的角度。因此，当第二撑架凸缘部段52附连于前板30时，下部前导缘结构62 遵循下盖14的线条。第二撑架凸缘部段52沿其长度具有槽孔53，并且使用通过这些槽孔53以及前板 30的平坦下部段32中相应(标准)孔的金属紧固件而附连于前板30。这些槽孔43、53使得前导缘结构60能被附连于翼盒10，从而前导缘结构60的外表面能遵循盖13、14的表面型面线条和形状。金属紧固件(且由此前板30的平坦部段31、 32中的相应孔)能沿槽孔43、53的长度位于不同位置处，使得盖13、14的外表面和前导缘结构60对直。这允许盖13、14的厚度公差。后部翼梁11 (未示出)具有类似于前部翼梁12的构造。后部翼梁11也附连于翼盒10的上盖13和下盖14，而翼梁帽盖22、23向外延伸。后导缘结构(未示出)能以类似于将前导缘结构60安装在翼盒10的前缘处的方式安装在翼盒10的后缘处。通过首先将前部翼梁12的主体部段20附连于上盖13和下盖14、然后使用角撑架 40,50将前导缘60附连于前板30来组装翼盒10。然后，前板30附连于前部翼梁12的主体部段20。类似地，在后部翼梁11的后板(等同于前板30)附连于后板翼梁11的主体部段之前，将后导缘结构附连于后板翼梁11的后板。系统缆线可通过在附连前板(或后板)30之前、将系统缆线装在主体C形部段20 中而放在翼梁11、12中。系统缆线还可沿前板(或后板)30的凹入部段33的外部行进，使得缆线能装在前板(或后板)的平坦上部段31和平坦下部段32的假象平面的一侧上。在使用中，燃料容纳在位于前部翼梁12和后部翼梁11的内侧的燃料区域70 (图3 中示出)中。换言之，燃料位于翼梁腹21的内侧上。翼梁帽盖22、23从翼梁腹21向外延伸。或者，如图4所示，前部翼梁12和后部翼梁11能制造成使得翼梁具有在上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖之间延伸的安装面26。翼梁能制造成包括安装面沈的完整的盒部段。安装面沈在其中具有窗孔27a、27b以及27c。或者，前部翼梁12和后部翼梁11可制成不具有前板(或后板)30的盒形。换言之， 使用单件构造来制造盒部段翼梁。如果由复合材料制成，则可使用瓶芯模塑工艺(bottle core moulding process)来制造盒部段翼梁。此种工艺是本领域已知的，并且包括使用可膨胀的牺牲心轴工具(sacrificial mandrel tool)。尽管本发明参照特定实施例进行了描述和说明，但是本领域的技术人员应当理解，本发明还可具有本文未具体说明的多种不同的变型。而在上述说明书中，提到了具有已知、明显或可预见等同物的整体或构件，则这些等同物包含在此，就如同单独进行了阐述。应当参照权利要求书来确定本发明的确切范围， 该范围诠释为包含任何这种等同物。读者还应当理解，描述为较佳、有利、方便等等特点的本发明整体或特征是可选的，且并不限制独立权利要求的范围。此外，应理解的是虽然这些可选的整体或特征在本发明的一些实施例中具有可能益处，但在其它实施例中会是不理想的且由此可省略。
权利要求
1.一种机翼结构，其中所述机翼结构包括K "^n，下盖，以及翼梁，所述翼梁包括 翼梁腹，上部翼梁帽盖，所述上部翼梁帽盖附连于所述上盖，以及下部翼梁帽盖，所述下部翼梁帽盖附连于所述下盖，表面，所述表面与所述翼梁腹隔开，并且在所述上部翼梁帽盖和所述下部翼梁帽盖之间延伸，所述机翼结构设置成在所述翼梁腹一侧的所述上盖和所述下盖之间的燃料容纳区域中容纳燃料，以及所述上部翼梁帽盖和所述下部翼梁帽盖仅仅在所述翼梁腹相对于所述燃料容纳区域的另一侧、从所述翼梁腹延伸。
2.如权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，所述翼梁帽盖通过诸如金属螺栓之类的金属紧固件附连于所述盖，且所述金属紧固件延伸通过所述帽盖和所述盖的厚度。
3.如权利要求1或权利要求2所述的机翼结构，其特征在于，所述盖由复合材料制成。
4.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述翼梁腹由复合材料制成。
5.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述机翼结构包括如权利要求1所述的两个翼梁，使得所述机翼结构具有 前部翼梁，所述前部翼梁朝所述机翼结构的前导缘定位，并且包括翼梁腹、附连于所述上盖的上部翼梁帽盖以及附连于所述下盖的下部翼梁帽盖，以及后部翼梁，所述后部翼梁朝所述机翼结构的后导缘定位，并且包括翼梁腹、附连于所述上盖的上部翼梁帽盖以及附连于所述下盖的下部翼梁帽盖，其中，所述燃料包含区域位于所述前部翼梁和所述后部翼梁的翼梁腹之间， 所述前部翼梁的上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖仅仅在所述翼梁腹的面向前一侧、从所述前部翼梁的翼梁腹延伸，以及所述后部翼梁的上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖仅仅在所述翼梁腹的面向后一侧、从所述后部翼梁的翼梁腹延伸。
6.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，系统缆线在所述翼梁腹和所述表面之间沿所述翼梁的长度行进。
7.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述表面形成所述翼梁的一部分，且设置成连接所述上部翼梁帽盖和所述下部翼梁帽盖以使所述翼梁具有盒形部段。
8.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述表面是所述翼梁的集成部件。
9.如权利要求1到7中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述上部翼梁帽盖包括安装凸缘，以及所述下部翼梁帽盖包括安装凸缘，且所述安装凸缘朝相对翼梁帽盖而远离相应翼梁帽盖延伸，而且所述表面至少部分地由附连于所述上部翼梁帽盖和所述下部翼梁帽盖的安装凸缘的连接结构所限定。
10.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，板安装在所述表面上。
11.如权利要求9或权利要求10所述的机翼结构，其特征在于，前导缘结构或后导缘结构能在所述板/连接结构安装于所述机翼结构的其余部分之前安装在所述板或连接结构上。
12.如权利要求11所述的机翼结构，其特征在于，所述前导缘结构或所述后导缘结构使用角撑架安装在所述板/连接结构上，且所述撑架具有用于固定于所述板的附连槽孔。
13.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述表面上具有通孔。
14.如前述权利要求中任一项所述的机翼结构，其特征在于，所述表面具有凹入部段。
15.如权利要求14所述的机翼结构，其特征在于，系统缆线在所述凹入部段的凹槽内沿所述翼梁的长度行进。
16.一种飞行器，包括如前述权利要求中任一项所述的机翼结构。
17.一种对如前述权利要求1至15中任一项所述机翼结构进行组装的方法，所述方法包括以下步骤完全组装前导缘结构或后导缘结构，将所述前导缘结构/后导缘结构附连于安装结构，然后将所述安装结构附连于所述机翼结构的翼梁。
18.一种飞行器翼梁，所述飞行器翼梁适合于用在如权利要求1至15中任一项所述的机翼结构中。
19.一种机翼结构，所述机翼结构基本上如此前结合图2至4中任一附图所描述的。
全文摘要
一种机翼结构(10)，该机翼结构包括上盖(13)、下盖(14)以及翼梁(20)，且该翼梁包括翼梁腹(21)、附连于上盖的上部翼梁帽盖(22)以及附连于下盖的下部翼梁帽盖(23)，且该机翼结构还包括表面，该表面与翼梁腹隔开并且在上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖之间延伸。该机翼结构设置成在翼梁腹一侧的上盖和下盖之间的燃料容纳区域(70)中容纳燃料。上部翼梁帽盖和下部翼梁帽盖仅仅在翼梁腹相对于燃料容纳区域的另一侧从翼梁腹延伸。
文档编号B64C3/18GK102387963SQ201080016640
公开日2012年3月21日 申请日期2010年3月31日 优先权日2009年4月9日
发明者M·塔克, T·桑德逊 申请人:空中客车英国运营有限责任公司