对于飞行器的具有增强壳结构的纤维增强翼盒的无源载荷减小的制作方法

对于飞行器的具有增强壳结构的纤维增强翼盒的无源载荷减小的制作方法
【专利摘要】本发明涉及具有增强壳结构（3）的飞行器（2）的翼盒（1），该翼盒由纤维增强材料构成，该翼盒包括用于吸收剪切载荷的蒙皮（4）和若干个布置在翼盒（1）的内侧以用于吸收轴向载荷的桁条（5），其中，增强壳结构（3）至少60%的质量的集中在桁条（5）上，并且其中，该桁条（5）提供增强壳结构（3）的至少80%的轴向刚度。对特定的翼盒结构而言，该实施方式允许使用非平衡的叠层用于蒙皮（4），用以在不损失任何弯曲刚度情况下导致产生翼盒（1）上的更大的前端向下扭转，并因此设想该翼盒结构具有更高的省重能力。
【专利说明】对于飞行器的具有增强壳结构的纤维增强翼盒的无源载荷减小
【技术领域】
[0001]本发明涉及具有增强壳结构的飞行器的翼盒，该翼盒由纤维增强材料构成，该翼盒包括用于吸收剪切载荷的蒙皮和若干个布置在翼盒内侧用于吸收轴向载荷的桁条。
[0002]通过利用复合材料的各向异性的优点，本发明的领域延伸至控制机翼的变形，以便无源地减小空气动力载荷，并且因此减小机翼结构的重量。
[0003]在飞行器结构的制造中使用诸如碳纤维增强塑料的纤维增强复合材料以
[0004]提供更好的重量和维护性能变得日益普遍。另外，复合材料的各向异性提供了调整机翼刚度的设计空间，即，不仅用于控制诸如蒙皮和桁条的机翼结构部件上的载荷分配而且用于控制机翼变形的某些自由度。能够通过结构本身的刚度在没有任何外部系统的控制规则下，弓I起这种通常称为无源载荷减小的控制。
[0005]事实上，飞行器相对于空气的相对速度会产生竖直载荷，通常称为取决于攻角的升力。沿翼展的升力分布会产生相对于机身处的机翼附件的弯曲力矩，该机翼附件通常称为翼根。攻角越高，升力和翼根处相关的弯曲力矩越大，导致机翼重量越高。
[0006]因此控制机翼的变形、通常称为调整气动弹性，用以减小外翼的攻角、通常称作机翼前端向下扭转。
【背景技术】
[0007]作为公知常识，飞行器工业需要一方面能够承担飞行器受到的载荷从而满足强度和刚度上的高需求、另一方面还要尽可能轻质的结构。飞行器机翼的主要结构、通常称为翼盒，特别地是包括蒙皮和桁条。蒙皮由桁条增强以减小其厚度并因此使重量具有竞争力。
[0008]根据技术人员的公知常识，翼盒的蒙皮和桁条可由金属材料或碳纤维增强塑料制成。这造成翼盒不得不承担弯曲、扭转和剪切，这一点也是公知常识。由于它们的几何形状，薄板状的蒙皮更适合于抗耐由升力和扭转造成的剪切载荷，而梁柱形的桁条更适合于抗耐由弯曲力矩造成的轴向载荷。
[0009]如果是金属翼盒，假定蒙皮和桁条由相同的材料制成，那么翼盒的各个结构部件例如蒙皮和桁条吸收的轴向载荷的大小仅取决于横截面面积。
[0010]如果是复合翼盒，则轴向载荷的大小还取决于各个结构部件的弹性材料性能。因此，将各个部件、蒙皮和桁条的主结构刚度方向定向在合适的方向也能够控制各个部件吸收轴向载荷的大小。例如，通过将所有蒙皮的纤维定向在关于翼盒的纵向轴线在+45°方向和-45°方向，那么桁条多吸收大约30%的载荷。蒙皮变为轴向上不受载荷，主要用于承担剪切载荷。
[0011]至今为止所有已知的无源载荷减小技术都是以主刚度方向关于翼轴的偏移为基础。这种偏移能够通过掠过桁条和/或蒙皮纤维关于翼轴的定向实现。这种方法能够增加前端向下扭转，但也会造成损失弯曲刚度，该弯曲刚度需要增强。因此，设想通过外翼上更大的前端向下扭转引起的重量优势最后消失。[0012]因此，更恰当的方法是保持桁条平行于翼轴，并使桁条主要作用于机翼的弯曲，忽略蒙皮在机翼弯曲刚度所起的类似作用。蒙皮将主要用于剪切，并且还承担翼盒的扭曲。为了产生期望的外翼上的前端向下扭转，通过利用复合材料的各向异性的优点，通过向前/向后定向纤维仅使用蒙皮的铺层作为设计空间。

【发明内容】

[0013]本发明的目标是提供具有增强无源载荷减小能力的飞行器复合翼盒，以实现高的结构重量效率和操作鲁棒性。本发明不仅能够提高结构的性能，而且由于蒙皮更薄倾斜更小，该蒙皮还导致桁条更简易，使得本发明简化并加速了制造过程。
[0014]该目标由独立的权利要求1的技术内容实现。其它的示例性实施方式从从属的权利要求和下面说明书中显而易见。
[0015]根据本发明，增强壳结构至少60%的质量集中在桁条上，其中，桁条提供至少80%的增强壳结构的轴向刚度。优选地，增强壳结构大于67%的质量集中在桁条上，这提供了大于90%的增强壳结构的轴向刚度。这使得能够在壳结构中使用薄的蒙皮，不仅不会减小增强壳结构的强度和稳定性反而能够提高其损伤容限。
[0016]根据本发明的解决方法的优点特别地包括以下事实:蒙皮和桁条由包括碳纤维增强塑料的层构成，这允许蒙皮和桁条的结构从重量的角度相对于金属而言以更有效地方式规格化。另外，由于各向异性的性能，这些材料对于翼盒非常重要。使用各向异性的材料是调整气动弹性的关键条件，用以通过增加外翼的前端向下扭转提高飞行器的飞行性能。
[0017]优选地，蒙皮包括具有高达80%的前掠纤维15和20%的后掠纤维16的非平衡叠层。从翼轴向前或向后方向上测量的纤维掠角的绝对值等于翼轴的掠角。另外，蒙皮由非平衡叠层制成，叠层具有仅沿主剪切方向定向的纤维。非平衡叠层的特征在于，关于翼轴前掠的层数不等于(关于翼轴)后掠的层数。通过将前掠层的部分增加至60/40或80/20这样的关系，将在外翼上产生附加的前端向下扭转，增长高达50%。这种机翼的调整能够通过以下事实获得:将蒙皮设计为用于机翼的剪切而对机翼的弯曲刚度作用几乎可忽略。
[0018]如果从翼轴向前或向后方向测量的纤维的掠角的绝对值等于翼轴的掠角，则通过非平衡的蒙皮叠层能够实现最大的前端向下的作用。
[0019]优选地，蒙皮具有至少1.8mm、至多8mm的厚度。由于薄蒙皮是由纤维增强塑料制成的，因此提供了相当高的省重潜力。
[0020]制造铺层的时间缩短。另外，由于层数少，因此具有倾斜更小的蒙皮沟槽及更均一的厚度分布。而且，由于蒙皮倾斜更小因此桁条变得更简易。如果在特定部分需要更高的稳定性或强度，则蒙皮应该更厚以用于吸收更多的剪切。
[0021]根据改进本发明的另一方法，提出蒙皮包括至少50%、至多100%的30°方向的层和/或45°方向的层,其中，45°方向代表主剪切方向。为了对于30°的机翼掠角产生最大的前端向下扭转，机翼上100%的层应当以30°的角度定向。由于在相同方向上具有四个连续层是极限，因此实际制造中仅允许非平衡度高达80/20。
[0022]本发明包括这样的技术教示:增强壳结构包括至少一个具有不同横截面尺寸的桁条。如果例如在机翼的特定部分需要更高的稳定性，则桁条应具有更大的横截面面积r以用于吸收更高的轴向载荷。桁条的横截面尺寸在机翼的不同部分处是不同的。根据本发明，桁条具有双T形的横截面，包括三个部分:布置在蒙皮处并形成末端的凸缘；远离蒙皮并且形成另一末端的底座；以及布置在末端之间并且将末端彼此连接的腹板。
[0023]具有双T形横截面的桁条设计使得能够将蒙皮的屈曲限制在桁条之间。另外，蒙皮具有高的后屈曲承载能力。而且，双T形桁条的重心尽可能地靠近蒙皮并且提供了距离所附蒙皮更小的偏置，从而降低了例如在轴向载荷高的区域的情况中由于桁条尺寸增大引起的翼盒弯曲惯性的损失。双T形状结合较高的质量百分数集中在桁条上，在偶然发生的顶端边缘碰撞一这在制造过程中可能发生一之后也提高了桁条的强度，从而增加了桁条最大可允许应变程度。
[0024]根据改进本发明的方法，提出凸缘具有至少60mm、至多120mm的宽度和至少2mm、至多18mm的厚度。根据改进本发明的另一附加方面，能够使得底座具有至少60mm、至多120mm的宽度和至少2mm、至多6mm的厚度。另外，腹板具有至少50mm、至多60mm的高度和至少4mm、至多18mm的厚度。
[0025]外翼处的前端向下扭转导致更高载荷程度的舱内负载增长，并且减小翼根弯曲。因此，凸缘、腹板以及底座在机翼的不同部分处是不同的。例如桁条的厚度从外翼到中翼、以及从内翼到中翼增加。
[0026]本发明包括这样的技术教示:桁条包括0°方向的层和/或45°方向的层，其中45°方向代表主剪切方向。另外,祐1条包括至少75%的0°方向的层。由于应由祐1条吸收轴向载荷，因此0°方向的层是非常有利的。45°方向的层应当用于增加桁条在主剪切方向的稳定性。
[0027]另一改进本发明的方法，对于使用非平衡的+/-30°方向的叠层用于蒙皮的机翼结构，是一种使用+/-30°方向的层对+/-45°的桁条方向层的替代，以便减小蒙皮与桁条底座叠层之间的泊松错配，该错配能够造成桁条从蒙皮剥离。
【专利附图】

【附图说明】
[0028]结合所附附图考虑下面的本发明的详细说明书，本发明的上述和其它方面将变得显而易见。
[0029]图1是飞行器的立体图，
[0030]图2是根据现有技术的横切穿过飞行器的翼盒的示意图。
[0031]图3是根据本发明的实施方式的横切穿过飞行器的翼盒的示意图。
[0032]图4是根据本发明的另一实施方式的具有不同类型的桁条的飞行器的机翼的立体图。
[0033]图5是具有+30°机翼掠角的机翼的蒙皮的非平衡的叠层的立体图。
[0034]在图示中使用的附图标记和其意义，在附图标记列表中以总结表形式列举出来。
【具体实施方式】
[0035]根据图1，飞行器2基本包括竖直尾翼平面9、两机翼IOa和IOb以及机身11。这些零件通常由构成增强壳结构3的复合材料制成，该增强壳结构包括蒙皮4和布置在蒙皮4内侧的祐1条5。飞行器2的机翼IOa和IOb向后掠。通过使机翼IOa和IOb在高于Ig的飞行载荷程度下向后掠，将增加舱内负载，这可能减轻重量。如果使用各向异性的复合材料，则能够获得附加部分的舱内负载。那么能够以这种方式构成翼盒I的弹性特性:使得攻角随着在更高的飞行载荷下范围增加而减小。通过翼盒I的弯扭耦合产生前端向下扭转，该翼盒I特别设计具有各向异性的特征。
[0036]图2示出了根据现有技术的横切穿过飞行器2的翼盒I的示意图。翼盒I的蒙皮4由若干在翼盒I内侧的T形桁条5增强。翼盒I的质量主要集中在蒙皮4上，以便于蒙皮4主要地协同用于轴向刚度。因此，桁条5具有小的面积。另外，桁条稳定性低并且蒙皮的屈曲会涉及到桁条5，其中蒙皮没有后屈曲承载能力。
[0037]根据图3，根据本发明的实施方式的飞行器2的翼盒I包括双T形桁条5，该桁条增强翼盒I相对薄的蒙皮4。翼盒I的质量主要集中在桁条5上，以便蒙皮4不协同用于轴向刚度。桁条5提供大于80%的轴向刚度。此设计提供了高的省重潜力。由于蒙皮4薄，因此翼盒I的重量减小，该蒙皮会吸收主要的剪应力。轴向的载荷完全由坚固紧凑的桁条吸收。增强壳结构3变为更加坚固并且具有更高的损伤容限承载能力。使用具有30°方向的层或者45°方向的层的纤维增强层用于蒙皮4，增强了其损伤容限承载能力。通过如果蒙皮4是由+/-30°方向的层制成时使用25%的30°方向的层或者25%的45°方向的层和使用75%的O°方向的层，增强了桁条5的轴向刚度。
[0038]图4是根据本发明的另一实施方式的具有不同类型的桁条5的飞行器2的机翼10的立体图。桁条5具有双T形的横截面，包括三个零件:布置在蒙皮4处并形成末端的凸缘6 ;远离蒙皮4并且形成另一末端的底座7 ;以及布置在末端之间并且将末端彼此连接的腹板8。由于在外翼12上的蒙皮的前掠纤维15引起前端向下扭转增加，因此舱内负载增加并且翼根的弯曲力矩减小。与在中翼13或内翼14上的桁条5的凸缘6相比，布置在蒙皮4上的凸缘6在外翼12处非常薄。另外，重力中心更接近中翼13处和内翼14处的蒙皮4。
[0039]图5是典型的机翼10的蒙皮4的铺层，该铺层具有80%的-30°方向前掠纤维15和20%的+30°方向后掠纤维16。纤维掠角在翼轴17与纤维定向之间测量。对于前端向下扭转最有效的纤维掠角等于机翼掠角18，这里是大约30°。
[0040]虽然在图示和前述说明书中已详细地说明并描述了本发明，但是这种说明和解释应当被认为是解释性的或示例性的而不是限制性的。本发明不限于公开的实施方式。本领域的普通技术人员通过研究图示、公开以及所附权利要求，能够理解并实施公开的实施方式的其它变体以及实施要求保护的发明。特别地，可使用增强壳结构用于构建竖直尾翼平面9或机身11。主要思想是分离桁条5与蒙皮4之间的载荷方法。由于蒙皮4不再用于弯曲和轴向载荷，因此能够期望使用较薄的蒙皮4。使用更大、更多个坚固的桁条5补偿了强度和稳定性的损失。各向异性的材料增加了前端向下扭转和在预定方向的强度。
[0041]在权利要求中，词语“包括”并不排除其它的元件或者步骤，不定冠词“一”或“一个”并不排除多个。在相互不同的从属权利要求中记载特定方法的此事实不说明不能有利地使用这些方法的组合。权利要求中的任何附图标记不应被解释为对范围进行限制。
[0042]参考标记
[0043]I 翼盒
[0044]2 飞行器
[0045]3 增强壳结构
[0046]4 蒙皮[0047]5桁条
[0048]6凸缘
[0049]7支座
[0050]8腹板
[0051]9竖直尾翼平面
[0052]10a,1Ob 机翼
[0053]11机身
[0054]12外翼
[0055]13中翼
[0056]14内翼
[0057]15前掠纤维
[0058]16后掠纤维
[0059]17翼轴
[0060]18机翼掠角
【权利要求】
1.飞行器(2)的具有增强壳结构(3)的翼盒(1)，所述翼盒(I)由纤维增强材料构成，所述翼盒(I)包括用于吸收剪切载荷的蒙皮(4)和若干个布置在所述翼盒(I)的内侧以用于吸收轴向载荷的祐1条(5 ), 其特征在于，所述增强壳结构(3)的至少60%的质量集中在所述桁条(5)上，其中所述桁条(5)提供至少80%的所述增强壳结构(3)的轴向刚度。
2.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述增强壳结构(3 )包括至少一个具有不同横截面尺寸的桁条(5 )。
3.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述蒙皮(4)和所述桁条(5)由包括碳纤维增强塑料的层制成。
4.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述蒙皮(4)由具有高达80%的前掠纤维15和20%的后掠纤维16的非平衡叠层制成。
5.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述蒙皮(4)包括至少50%、至多100%的30°方向的层和/或45°方向的层，其中45°方向代表主剪切方向。
6.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述蒙皮(4)具有至少1.8mm、至多8mm的厚度。
7.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述祐1条(5)包括0°方向的层和/或45°方向的层,其中45°方向代表主剪切方向。
8.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述蒙皮(4)包括30°方向的层，所述桁条(5)包括0°方向的层和/或30°方向的层。
9.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述桁条(5)包括至少75%的0°方向的层。
10.根据权利要求1所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述桁条(5)具有双T形的横截面，包括三个部分:布置在所述蒙皮(4)处并形成末端的凸缘(6);远离所述蒙皮(4)并形成另一末端的底座(7);以及布置在所述末端之间并且将所述末端彼此连接的腹板(8 )。
11.根据权利要求10所述的翼盒(1)， 其特征在于，所述凸缘(6)具有至少60mm、至多120mm的宽度和至少2mm、至多18mm的厚度。
12.根据权利要求10所述的翼盒(I)， 其特征在于，所述底座(7)具有至少60mm、至多120mm的宽度和至少2mm、至多6mm的厚度。
13.根据权利要求10所述的翼盒(I)， 其特征在于，所述腹板(8)具有至少50mm、至多60mm的高度和至少4mm、至多18mm的厚度。
【文档编号】B64C1/06GK103625630SQ201310369869
【公开日】2014年3月12日 申请日期:2013年8月22日 优先权日:2012年8月22日
【发明者】帕斯夸莱·巴索, 贝恩德·汤姆施克 申请人:空中客车德国运营有限责任公司, 空中客车股份有限公司