具有集成加强元件的飞行器结构的制作方法
【专利摘要】本发明提供了具有加强元件（51,53）的集成的飞行器结构（10），比如机身，在该结构的区域内由于具有开口或承受高的负载而需要加强元件，该结构（10）包括外壳（13）、多个纵梁（15）和多个框架（17），这些框架具有用于纵梁（15）在它们的交叉区域通过的孔洞。加强元件（51,53）被配置为在所述区域中具有可叠在纵梁（15）上的合适形状。本发明还提供了所述集成飞行器结构（10）的制造方法。
【专利说明】具有集成加强元件的飞行器结构
【技术领域】
[0001]本发明涉及复合材料的飞行器结构，其在带有开口或承受高负载的区域中具有集成的加强结构。
【背景技术】
[0002]飞行器机身的主要结构通常包括具有纵梁和框架的飞行器外壳。该外壳因为纵梁而导致纵向刚度增加，从而减少了其厚度并在重量上有优势，同时框架防止机身总体失稳，且可以承受局部载荷输入。
[0003]因为航空业需要一方面必须支撑所受载荷的结构，从而满足了强度和刚度的严格要求，且另一方面，该结构必须尽可能轻，复合材料在飞行器主要结构上的使用已经日益广泛，因为与金属材料制造的传统设计相比而言，通过便利地使用所述复合材料，可以极大地
减轻重量。
[0004]在带有开口或者承受高负载的飞行器结构的区域中，比如，飞行器机身的那些区域承受来来自机舱地板的载荷输入，由此带来了特殊的需求。
[0005]图1a和Ib显示了满足这些需要的两种现有技术中的已知解决方式，机身在具有开口的区域中使用了纵向的横梁代替了纵梁，从而使得加强它们的刚性和强度。横梁和框架之间的交叉形成为两个元件中仅有一个是保持连续的(横梁或框架)。这意味着，两个元件理应在此后通过多个连接元件(铆接或者粘接)在交叉区中接合，导致重量变大和/或生产率及成本变高，同时使用连接元件粘到横梁或框架上之时会具有脱离的危险。
[0006]本发明旨在解决这些问题。
【发明内容】
[0007]本发明的基本目标是提供在飞行器结构，如机身，其某些区域中应用的加强元件，这些区域之所以需要这些元件是因为它们具有开口或者承受高负载。
[0008]在机身上，所述结构包括作为基底的外壳、优选地具有Ω形或者T形截面的纵梁以及横向框架，它们都由复合材料制成，这些材料可以是具有热固性或者热塑性树脂的碳纤维或者玻璃纤维。
[0009]本发明加强元件的目的有两个:一方面旨在获得更为简单因而更为便宜的设计，另一方面在形成该结构的不同元件之间形成更为均一的载荷转移，从而避免潜在的脱离问题。因此本发明提供了改进的飞行器结构，因为其包括了在交叉区域上具有连续性的加强元件，所述元件也集成到该结构中。
[0010]为此目的，本发明提出了在需要加强的机身区域中保持纵梁和框架的架构，并在也具有同样连接到框架的一些加强元件所处的特定区域中连接到纵梁。那些特定元件被配置为承载所涉及的载荷(或负载)，并使得加强元件的整体可与结构的其他部分完全一体的方式一起制造，即，不具有任何机械连接件。
[0011]那些特定元件包括位于两相邻框架之间的区段内的内加强元件，以及位于所述框架两侧区段内的外加强元件。
[0012]该内加强元件被配置为具有下部、上部以及盖体，该下部具有叠置到纵梁上的合适形状；该上部具有连结板，该连结板具有连接到框架的连结板的连接片；盖体具有连接到框架顶部的连接端部。
[0013]外加强元件被配置为具有叠置到纵梁上的合适形状；且具有上部，该上部具有连结板，该连结板具有连接到框架连结板的连接片；以及，选择性地，还具有盖体，其具有连接到框架顶部的连接端部。该连结板和盖体从与框架接触一端到另一端可分别具有可变的高度和宽度。
[0014]具有所述特定加强元件的飞行器结构解决了现有技术的两大问题:
[0015]-沿着纵梁提供了载荷连续性，保持纵梁在加强区域中穿过框架内孔洞；
[0016]-取消了会增加结构重量的铆钉和额外部分。
[0017]本发明的另一个目的是提供具有上述特定加强元件并集成所有部件的飞行器结构的制造方法。
[0018]纵梁的特定加强元件可提供为独立的部分，然后与分体外壳纵梁接合并与框架接合，由此形成集成结构。
[0019]纵梁的特定加强元件也可以接合到框架，而所述分体件接合到分体外壳纵梁。
[0020]特别地，上述方法被应用以完成的机身制造过程(一次)并优化的机身制造工序。
[0021]本发明的其他特征和优点将从以下结合附图的、对其目的进行说明的实施方式其详细说明中变得清楚。
【专利附图】
【附图说明】
[0022]图1a和Ib是飞行器机身加强区域的示意性透视图，其包括了根据现有技术的框架和加强横梁之间的交叉区域的放大显示。
[0023]图2a为飞行器结构的示意性立体图，其包括了根据本发明一个实施方式的加强元件，而图2b和2c为沿着A-A和B-B平面剖开的截面图。
[0024]图3a为根据本发明的实施方式的纵梁的内加强元件的示意性立体图，而图3b为所述内加强元件的示意性横截面。
[0025]图4a是用以形成根据本发明的一个实施方式中所述内加强元件的预成型件的示意性横截面图，而图4b为这预成型件之一的示意性立体图。
[0026]图5a是根据本发明实施方式的纵梁外加强元件的示意性立体图，图5b为所述外加强元件的示意性横截面，而图5c为用以形成根据本发明实施方式的外加强元件的预成型件的示意性横截面。
[0027]图6a和6b分别为，根据本发明实施方式用于T形纵梁的内加强元件其截面图，和与其相适应的预成型件的横截面图。
[0028]图7为框架的立体图，其具有供纵梁穿过的孔洞。
[0029]图8显示了飞行器机身结构制造方法的基本步骤，该结构包括根据本发明的一个实施方式的加强元件。
[0030]图9显示了飞行器机身结构制造方法的基本步骤，该结构包括根据本发明另一实施方式的加强元件。[0031]图10为图9的详细视图，纵梁在框架的交叉区域中提供有外加强元件。
【具体实施方式】
[0032]我们将参考飞行器机身的结构详细说明本发明中的飞行器结构，但是本发明也可用于飞行器机翼或者横尾翼的结构上。
[0033]如公知，飞行器机身的典型结构由外壳、横向框架和纵向纵梁形成。外壳承载了纵向负载、横向负载和剪切负载，因而，为了获得抵御外壳弯曲的足够轴向刚度以及稳定性，而又不会增加其厚度，使用主要承受结构纵向负载的所述纵向纵梁。另一方面，机身结构进一步包括多个框架，其主要承受机身结构的横向载荷，维持空气动力表面并防止机身的整体不稳定性。
[0034]承受高载荷或包括开口的机身区域必须包括加强结构。
[0035]图2a显示的飞行器机身结构10在外壳区域中具有开口，该区域由两个相邻的框架17和两个相邻的纵梁15限定，且该区域根据本发明的实施方式进行加强。
[0036]加强结构，应用于纵梁15上，由两个设置在处于所述框架17之间的区段18中的内加强元件31，以及由所述框架17两侧上的区段19，19’中的四个外加强元件51形成。内和外加强元件31，51以集成方式连接到纵梁15以及框架17。
[0037]图2b和2c分别显示了沿着平面A-A和B-B剖开的示意性截面图，其中内和外加强元件31，51，纵梁15和外壳13可见(为了说明，在图2b和2c中留有间隙)。
[0038]由图2a，3a和3b，可以看到，在本发明的实施方式中，内加强元件31的主要特征为，它们包括下部33，该下部33具有与所连接的纵梁15相同的Ω形状；上部35，由连结板37形成；以及盖体39，其具有配置为设置在框架17上的端部43，45。内加强元件31还包括连接到框架17的连结板的连接片48，49，下面会对此更为详细地说明。
[0039]参考图4a和4b，用于本发明优选实施方式中用以形成内加强元件31的三个预成型件可以看到是:两个对称的预成型件71，73形成其主体，而预成型件75形成其盖体。本说明书中所用的术语“叠层预成型件”指复合元件，其与其它元件在所属产品的制造过程中一体成型。
[0040]预成型件71的下部，横截面为半个Ω形，由表面81，82和83形成，倾斜表面82包括连接到框架17的连结板的连接片48，且表面81为连接到外壳13的连接脚。
[0041]预成型件71的上部由表面84和85形成，而该两表面分别用于形成连结板37的部分以及形成盖体39内部的部分，竖直表面84包括连接到框架17的连结板的连接片49。
[0042]由图5a，5b和5c可见，在本发明的实施方式中，外加强元件51的主要特征为:它们包括下部53，该下部具有与其连接的纵梁15相同的Ω形状；上部55，由连结板57形成，高度从连接到框架17 —端具有的最大高度减少为在另一端具有零高度；盖体60，宽度从连接到框架17的一端具有的最大宽度减少为在另一端具有零宽度。
[0043]外加强元件51还包括连接到框架17的连结板的连接片58，59，下面会对此详细说明。
[0044]用作外加强元件51的预成型件为形成其Ω形下部、其连结板及其盖体的两个预成型件，而平的预成型件94在所述盖体顶部。
[0045]在本发明的另一实施方式中，外加强元件51不具有盖体60 (见图9)。[0046]如上所述，内加强元件和外加强元件31，51的下部的构造取决于纵梁15的构造。
[0047]在图6a和6b中，分别示出了连接到具有T形横截面的纵梁15的内加强元件31的构造，以及用于形成内加强元件的预成型件76，77的构造。
[0048]此外，如图7所示，在本发明的一个实施方式中，具有用于纵梁15的孔洞的框架17，其配置为具有底部95和凸缘97的横截面I，该底部便于其连接到外壳13，而该凸缘97便于其在交叉区中连接到纵向纵梁15。
[0049]根据本发明，上述飞行器结构通过高度集成的方法制造。一体结构(或集成结构)应该被理解为形成该结构的各种结构性元件由复合材料制成，且该结构藉由复合材料的特性而可以一次性制得。因为它们都是由可以按需叠置的独立层而制得，它们为结构的集成提供了更大的可能，这也因为具有较少独立组装部件而节约成本。
[0050]在图8所示的实施方式中，具有加强结构的飞行器机身结构10的制造过程可以包括下面的步骤:
[0051]a)提供了未固化状态下的外壳13和纵梁15的整体、半固化或者固化的框架17以及未固化、半固化或固化状态下的内加强元件和外加强元件31，51。
[0052]b)利用固化工具组装这些部件，并在温度和压力的预定条件下在高压周期或一个高压釜周期中使它们连接。
[0053]部件通过共固化或共粘合处理在取决于其状态的高压周期或一个高压釜周期中的接合。
[0054]在步骤a)中，如图8所示，内加强元件31提供有两部件。第一个为其盖体的上部，即，图4a的预成型件75 (Ω形纵梁)或图6b的预成型件78 (T形纵梁)。第二个为其主体，该主体形成为连接对称的预成型件71，73 (Ω形纵梁)或预成型件76，77 (T形纵梁)。
[0055]外加强元件51提供为有一个或两个部件，这取决于它们的构造是否具有盖体，该盖体包括与框架顶部连接的连接端。它们的主体形成为连接Ω形纵梁的对称预成型件91，93。
[0056]在本发明的实施方案中，框架17配置为可使用I，C，J或Z形横截面。
[0057]在图9所示的本发明另一实施方式中，具有加强结构的飞行器机身结构10其制造方法描述为包括下面的步骤:
[0058]a)提供了未固化状态下的外壳13和纵梁15的整体以及集成有内加强元件和外加强元件31，51的所述半固化或者固化的框架17。
[0059]b)利用固化工具组装这些部件，并预定温度和压力条件下的高压周期或一个高压釜周期中使它们连接。
[0060]在此情况下，如图10所示，外加强元件51的连接片58(相似地内加强元件的连接片48)可以在叠层或层状物中集成，该叠层或层状物形成了框架17的连结板，因而提高了框架17和内外加强元件31，51之间的粘合均匀度。因而，这些元件之间不存在脱离的危险，因而对【背景技术】部分提及的使用外连接元件粘合到横梁和框架的现有技术来说，提供了极大的优势。
[0061]在本发明的该实施方式中，框架17配置为可使用I或J形截面。
[0062]使用在内加强元件和外加强元件31，51中的复合材料可包括玻璃纤维或碳纤维，所使用树脂类型为热塑性或热固性(环氧树脂(epoxy)、双马来酰亚胺树脂(bismaleimide)、酹类树脂(phenolic)......)。复合材料可以是预浸纤维或干燥纤维。
[0063]尽管本发明已经结合各种实施方式进行说明，但从说明书可得知其中可进行元件组合、变形或者改良，且都落入本发明的范围之内。
【权利要求】
1.一种复合材料的集成飞行器结构(10)，其包括外壳(13)、多个纵梁(15)和多个框架(17);所述多个纵梁(15)和多个框架(17)被设置为它们之间具有交叉区；所述多个框架(17)具有用于所述多个纵梁(15)在它们的交叉区通过的孔洞；其特征在于，还至少包括由复合材料制成的内加强元件(31)，其在位于两相邻框架(17)之间的区段(18)中用于至少一个纵梁(15);所述内加强元件(31)包括下部(33)、上部(35)，该下部配置为具有合适形状以在所述区段(18)中叠置到纵梁(15)上，该上部(35)配置有连结板(37)和盖体(39);下部(33 )和连结板(37 )在其端部分别包括连接到相邻框架(17 )的连结板的连接片(48，49 )；该下部(33)包括靠在外壳(13)上的依靠脚。
2.根据权利要求1所述的集成飞行器结构(10)，其中所述盖体(39)包括连接到相邻框架(17)顶部的连接端部(43，45)。
3.根据权利要求1-2任一项所述的集成飞行器结构(10)，还包括两个由复合材料制成的外加强元件(51)，其在所述相邻框架(17)的两侧的两个区段(19，19’)中用于所述纵梁(15)，且该外加强元件(51)在所述纵梁(15)与其他的框架(17)交叉之前终止；所述外加强元件(51)包括配置为具有合适形状以叠置到所述纵梁(15 )的下部(53 )以及配置有连结板(57)的上部(55);下部(53)和连结板(57)在与所述框架(17)接触的端部分别具有连接到所述框架的连结板的连接片(58，59)。
4.根据权利要求3所述的集成飞行器结构(10)，其中上部(55)也包括盖体(60)。
5.根据权利要求4所述的集成飞行器结构(10)，其中所述盖体(60)包括连接到相邻框架(17)的顶部的连接端部。
6.根据权利要求3-5任一项所述的集成飞行器结构(10)，其中所述上部(55)的高度从区段(19，19’)开始处的初始高度变化为在其端部高度为零。
7.根据权利要求4-6任一项所述的集成飞行器结构(10)，其中盖体(60)的宽度从区段(19，19’)的开始处的初始宽度变化为在其端部宽度为零。
8.根据权利要求1-7任一项所述的集成飞行器结构(10)，其中纵梁(15)的横截面形状为以下之一:Ω或T。
9.一种制造权利要求1-8任一项所述的集成飞行器结构(10)的制造方法，包括以下步骤: a)提供未固化状态下的外壳(13)和纵梁(15)、半固化或者固化状态下的框架(17)，以及未固化、半固化或固化状态下的内加强元件和外加强元件(31，51)； b)在固化工具上组装所述部件，并通过一个高压周期或一个高压釜周期使它们连接。
10.根据权利要求9所述的制造方法，其中在所述步骤a)中，内加强元件(31)被设置为两个部件，它们中的第一个为形成盖体(39)的预成型件(75，78)，它们中的第二个形成为两个连接对称的预成型件(71，73，76，77)。
11.根据权利要求9-10任一项所述的制造方法，其中所述框架(17)的横截面形状为以下之一:1，c, J或者Z。
12.一种制造权利要求1-8任一项所述的集成飞行器结构(10)的制造方法，包括以下步骤: a)提供未固化状态下的外壳(13)和纵梁(15)以及集成有内加强元件和外加强元件(31，51)的半固化或者固化状态下的框架(17)；b)在固化工具上组装所述部件，并通过一个高压周期或一个高压釜周期使它们连接。
13.根据权利要求12所述的制造方法，其中在步骤a)中，所述加强元件(31，51)的下部的连接片(48，58 )设置在所述框架(17 )的连结板的叠层的内侧。
14.根据权利 要求12-13任一项所述的制造方法，其中所述框架(17)的横截面形状为以下之一:1或者J。
【文档编号】B64C1/06GK103910058SQ201310741335
【公开日】2014年7月9日 申请日期:2013年12月27日 优先权日:2012年12月28日
【发明者】埃莱娜·阿莱法罗罗德里古兹, 埃斯特尔·巴利冈 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司