本公开总体涉及飞机机翼支撑结构，并且更具体地，涉及利用碳纤维杆改善结构强度以及减轻飞机机翼重量以用于提高性能。
背景技术：
商用飞机机翼传统上结合了相互连接的包括翼梁、肋和桁条的金属部件的内部阵列，以满足在飞机飞行和着陆操作期间的不同的拉伸、压缩、弯曲和扭转翼载荷要求。随着更新、更轻、更强的复合材料已变得可用于增强结构支撑，存在在没有传统金属结构的重量障碍的情况下构建更强的机翼以改善性能的另外的可能性。
一种显著的减轻重量的可能可以通过消除设置在商用喷气式客机机身的每侧处的传统翼盒接头从而使机翼能够结构附接到机身来实现。包括在商用喷气式客机上的翼盒接头由显著增强的金属结构形成，即使对于主要由非金属复合材料形成的较新的喷气式客机，往往也需要大量的且昂贵的蒸压器组件来制造。由碳纤维杆形成的机翼支撑空间框架可以提供消除常规设计的重型金属翼盒接头的机会，并且除了其它益处之外，还可以避免使用蒸压器。
技术实现要素：
根据本公开的一种形式，飞机机翼被构造成用于固定到机身，所述机翼包括限定内部容积的外部蒙皮。所述内部容积包含空间框架，所述空间框架被构造成支撑在飞行、着陆和地面操作期间施加于机翼的所有拉伸、压缩、弯曲和扭转载荷。所述空间框架由在内部容积内沿翼展方向延伸的第一碳纤维杆阵列和在内部容积内沿翼弦方向延伸的第二碳纤维杆阵列限定。第一和第二阵列通过第一多个连接器固定在一起，并且外部蒙皮通过第二多个连接器在内部固定到空间框架。
根据本公开的另一种形式，空间框架被构造成在结构上支撑具有限定其内部容积的外部蒙皮的一对集成的左右飞机机翼。所述空间框架包括第一碳纤维杆阵列和第二碳纤维杆阵列，所述第一碳纤维杆阵列被构造成在每个机翼的至少中跨部分在内部容积内沿翼展方向延伸，并且所述第二碳纤维杆阵列被构造成在每个机翼的内部容积内沿翼弦方向从前缘延伸到后缘。第一和第二阵列通过第一多个连接器固定在一起。
根据本公开的又一种形式，制造飞机的以机翼为中心的方法包括以下步骤：形成一体式空间框架以支撑一对整体连接的左右飞机机翼，所述机翼具有限定所述机翼的内部容积的外部蒙皮。第一碳纤维杆阵列通过多个连接器固定到第二碳纤维杆阵列以形成空间框架，所述空间框架被构造成使第一碳纤维杆阵列在机翼的内部容积内在至少中跨部分沿翼展方向延伸，并且使第二碳纤维杆阵列从所述机翼的前缘沿翼弦方向延伸到后缘。接下来将飞机机身框架附接在空间框架的中央部分上，并且将外部蒙皮面板应用在空间框架和机身框架。
本文公开的特征、功能和优点可以在各种实施例中单独实现，或者可以在其它实施例中组合，通过参考以下描述和附图可以更好地理解其细节。
附图说明
图1为根据本公开构造的在飞行中的飞机的透视图，该飞机包括结合有空间框架的机翼。
图2为根据本公开构造的图1的飞机的示意性前视图，飞机的机身、外部机翼蒙皮和发动机被移除以展现由沿翼展方向延伸的碳纤维杆形成的机翼支撑空间框架。
图3为根据本公开构造的图2的视图的示意性部分，以示出空间框架的更多细节。
图4为在根据本公开构造的沿着图3的线4-4截取的碳纤维杆的剖视图，所述碳纤维杆可以用在空间框架的至少一个实施例中。
图5a为根据本公开的沿着图3的线5-5截取的空间框架的沿翼弦方向的剖视图，所述空间框架可以被构造成用于图1的飞机的机翼，包括应用于空间框架的外部蒙皮面板的至少一个实施例的透视图。
图5b为图5a中所示的复合套筒部件的透视图，所述复合套筒部件可用于连接所公开的空间框架的正交取向的沿翼展方向和翼弦方向延伸的碳纤维杆。
图5c为图5a中所示的细长复合套筒和凸缘部件的透视图，所述细长复合套筒和凸缘部件可用于将蒙皮面板附接到所公开的空间框架。
图5d为图5a中所示的复合套筒部件的透视图，所述复合套筒部件可用于如在图1的机翼的后缘处附接沿翼弦方向延伸的上部碳纤维杆和下部碳纤维杆。
图6为位于沿翼展方向延伸的一对上部碳纤维杆之间的蒙皮面板装置的沿翼弦方向的剖视图，展现了图5c的细长复合套筒和凸缘部件的细节。
应当理解，参考图不一定按比例绘制，并且所公开的实施例仅被示意性地示出。所公开的实施例的各方面可以彼此组合或者彼此替换，并且在本文既未示出也未描述的各种系统和环境内。因此，应当理解，下面的详细描述仅仅为示例性的，并不旨在限制其应用或使用。
具体实施方式
以下详细描述解决了用于执行本公开的设备和方法。本公开的实际范围如所附权利要求中所限定。
首先参考图1，示出在飞行中的飞机10。飞机10包括主体或机身12以及包括左翼14和右翼16的一对机翼，每个机翼在所谓的翼展方向上横向延伸或向机身12外部延伸。由于将要描述的原因，每个机翼14、16分别限定内部容积14'和16'。左侧发动机18和右侧发动机20分别由左翼14和右翼16中的每个支撑。每个机翼具有前缘22和后缘24，后者仅相对于左翼14显示。飞机10还包括机头25和尾部或尾翼26，尾部或尾翼包括垂直稳定装置28和左右水平稳定装置29。
现在参考图2，空间框架30被构造成分别在左翼14和右翼16中的每个的内部容积14'和16'的至少中跨部分内沿翼展方向延伸。空间框架30被设计成在飞机机翼的所有飞行、着陆和地面操作期间适应施加于机翼14和16的所有拉伸、压缩、弯曲和扭转载荷。尽管在图2中仅有单个上部碳纤维杆32可见，但是机翼支撑空间框架30包括这种沿翼展方向延伸的碳纤维杆的阵列。因此，可见的碳纤维杆32为上部前缘碳纤维杆32，并且仅代表平行的碳纤维杆阵列(如将参考图5a中的空间框架的沿翼弦方向的剖视图进一步描述的)。如图所示，在所描绘的示例中，上部碳纤维杆32及以下碳纤维杆的阵列由从右翼顶端a延伸至左翼顶端h的多个平行的单个碳纤维杆形成。为了最佳强度，每个上部碳纤维杆32可以作为单体或一体式的杆存在，而不是通过如示意图中所示的平行的上部载荷路径a-c-e-g-h连接一系列此类杆。
相应地，也代表碳纤维杆的平行阵列的下部碳纤维杆34从右翼顶端a延伸到左翼顶端h；每个碳纤维杆34也可以通过相应的下部平行载荷路径a-b-d-f-h作为单体或一体式的碳纤维杆存在以用于获得最佳强度。上部碳纤维杆32和下部碳纤维杆34的阵列以将要描述的方式固定在一起。
如本领域技术人员将理解，使用碳纤维杆可以有利于优化机翼结构的载荷承载强度。这是因为碳纤维杆内的各个碳纤维沿着杆的轴线取向。在桁架式结构中，拉伸和压缩载荷仅沿着每个杆的轴线作用，因此沿着最佳强度的方向作用。另一方面，包含在复合蒙皮内的碳纤维沿多个方向取向，这相对地降低了基于蒙皮的复合材料的有效强度。
应当理解，在飞行期间，上部碳纤维杆32将主要承受压缩载荷，而下部碳纤维杆34将主要承受拉伸载荷。这是因为在飞行期间，飞机的整个重量通过机翼承担，从而倾向于从顶端到顶端使它们向上弯曲。限定词“主要”是适用的，因为在飞行过程中机翼载荷的变化很大，而在中度到剧烈的湍流期间最为显著。相反，在地面操作期间，上部碳纤维杆32可承受拉伸载荷，而下部碳纤维杆34承受压缩载荷。如本领域技术人员应理解，后者的原因是因为在地面上机翼不支撑机身的重量。
为了帮助管理在空间框架30内的碳纤维杆的压缩加载，增强的中跨碳纤维杆36(也代表平行的杆阵列36)连同多个翼弦方向的碳纤维杆阵列沿着由b-e-f限定的载荷路径延伸，后者在示意图中仅被描绘为简单的竖直翼元件38和40以及竖直机身元件42。增强的中跨杆36用于将大量压缩载荷从一个机翼传递到另一个机翼，完全不需要将此类载荷传递到机身，如通常通过形成在典型喷气式客机机身的侧面处的所述重型金属翼盒接头完成的那样。如应变得更加显而易见，空间框架30的所有翼弦方向的碳纤维杆阵列被构造成固定到所有翼展方向的碳纤维杆阵列。因此，包括上述的32和34的杆通过将要描述的套筒连接器连接到翼弦杆(下面描述)。
现在参考图3，该图仅示出了沿翼展方向的上部载荷路径a-c-e-g-h(图2)的一部分e-g，以提供左内部容积14'的更多细节，其包括在机翼14的特定翼展分段上的喷气发动机18和左主起落架46的相对位置。参考后面的飞机发动机18和起落架结构46还示出了翼展方向的下部载荷路径a-b-d-f-h(图2)的对应部分d-f。多个套筒连接器50和52被用于将邻近的上部和下部翼展方向和翼弦方向(即正交取向)的碳纤维杆连接在一起(参见用于翼弦方向视图的图5a)。如在起落架46上方特别指出，套筒连接器50和52中的每个连接到竖直延伸的刚性轴70。套筒和轴配件50、52和70在整个空间框架30中使用以将碳纤维杆固定在一起。应注意到，后面的套筒和轴配件50、52和70为在先前提到的沿翼弦方向延伸的竖直机翼以及机身元件38、40和42中的每个内的特定结构。理想地，如图3所示，左翼和右翼内的至少两个此类翼弦元件可以定位成在起落架和发动机结构上竖直对齐以增强强度。下面进一步描述的套筒和轴配件可以通过常规获得的紧固件和/或其它连接结构(未示出)固定在一起。
现在还参考图4，翼展方向的上部碳纤维杆32(图3)的横截面展现了一个实施例，该实施例由例如通过复合粘合剂35固定在一起的多个较小碳纤维杆33的护套(sheath)或束形成。该实施例仅为众多商业可获得的变体中的一种碳纤维杆。
在图5a中，中跨碳纤维杆36已经被移除以更好地展现空间框架30的翼弦方向细节，所述空间框架分别包括沿翼弦方向延伸的上部和下部碳纤维杆44和48的阵列。在前缘处，复合套筒连接器50将翼展方向的上部碳纤维杆32固定到翼弦方向的上部碳纤维杆44。类似地，复合套筒连接器52将翼展方向的下部碳纤维杆34(图3)固定到翼弦方向的下部碳纤维杆48。刚性轴70将复合套筒50和52保持在一起。尽管所描述的套筒和轴配件可以由高强度的航空级金属，如钛和/或铝合金形成，但是可以设想，也可以使用具有足够强度的纤维复合配件。
应当理解，相同的连接从内部容积14'的前缘22到后缘24沿翼弦方向复制。因此，在前缘22和后缘24之间的为类似的相应的结构50'、50”和50”'，以及52'、52”、52”'和70'、70”、70”'，全部被构造成将相应的翼展方向的上部碳纤维杆32'、32”和32”'固定到翼弦方向的上部碳纤维杆44，以及类似地将翼展方向的下部碳纤维杆(在图3中仅示为34)固定到翼弦方向的下部碳纤维杆48。
如图所示，还可以由金属形成的细长刚性轴72、72'和72”可以成角度地在上部复合套筒50和下部复合套筒52之间延伸。这种布置构成了一种成角度的支撑，该支撑为空间框架30的整体增强提供了桁架状的构架。
现在还参考图5b、5c和5d，应当注意，可以采用替代的复合套筒连接器结构以所描述的方式将碳纤维杆固定在一起。因此，在图5b中详细描述用于将正交取向的翼展方向的下部碳纤维34固定到翼弦方向的下部碳纤维杆48的套筒连接器52。复合连接器52包括坚固的凸缘孔间隔件60以及筒64内的上孔62。套筒连接器52还包括相对于上孔62正交延伸的下孔66。下孔66位于独立的下筒68中，该下筒由凸缘孔间隔件60刚性地且在结构上隔开。在所公开的实施例中，复合套筒连接器50(图5a)可以与套筒连接器52相同。
在图5c中，细长蒙皮面板套筒连接器56充当用于将外部蒙皮面板90、92(图5a)附接到空间框架30的配件。蒙皮支撑凸缘76一体地附接到包含孔78的筒80。因此，如图所示，蒙皮面板90(图5a)被安装在上部碳纤维杆32的一部分上、邻近套筒连接器50和50'并且在两者之间。例如，外部蒙皮面板90、92可以由层压复合材料或常规铝合金形成。
图5d描绘了成角度的复合套筒连接器54，其例如可以用于在诸如机翼14的后缘24(图5a)附近的位置固定相对于翼弦方向的下部碳纤维杆48成角度的翼弦方向的上部碳纤维杆44。为此，如图所示，成角度的凸缘孔间隔件60'将位于相应的筒64'和68'中的相邻成角度的孔62'和66'间隔开。显然，如本领域技术人员应理解的，类似于前面描述的翼展方向的上部和下部碳纤维杆32、32'、32”等和34、34'、34”等，将使用此类翼弦方向的上部和下部碳纤维杆44、44'、44”等和48、48'、48”等的阵列。
现在还参考图6，蒙皮面板90的另外细节可以包括附接到外部蒙皮面板90的内部的蜂窝状蒙皮面板加强件94。蜂窝状蒙皮面板增强件94例如也可由层压复合材料或铝合金形成，其示出为被蒙皮面板套筒连接器56固定，从而在翼展方向的上部碳纤维杆32和32'之间延伸。如图所示，每个面板可以通过铆钉100固定到每个连接器56的蒙皮支撑凸缘76上。
最后，所公开的空间框架30可以提供制造飞机的替代性和成本更低的方法，包括构建机翼以接收机身的以机翼为中心的方法，而不是相反。因此，在无需形成在机身两侧以用于附接左右机翼的传统重型结构金属翼盒接头的情况下制造飞机的制造顺序可以例如包括以下步骤：
a)通过经由多个套筒连接器将第一碳纤维杆阵列固定到第二碳纤维杆阵列，形成一体式空间框架以支撑具有限定机翼的内部容积的外部蒙皮的一对集成的左右飞机机翼；
b)构造所述空间框架以使所述第一碳纤维杆阵列在每个机翼的至少中跨部分(midspan)处在内部容积内沿翼展方向延伸，并且使所述第二碳纤维杆阵列沿翼弦方向从机翼的前缘向后缘延伸；
c)将飞机机身框架附接在所述空间框架的中央部分上方；以及
d)将蒙皮面板应用在所述空间框架和所述机身框架上。
在以机翼为中心的制造方法中，配件可以为一体式的复合套筒和轴连接器，其用于将上面提到的正交相邻的翼展方向和翼弦方向的碳纤维杆阵列固定在一起。然后可以通过商业可获得的配件将机身固定成单个件。
所公开的空间框架30的实施例可以具有本文既没有描述也没有暗示的其它变型和可替代的构造。例如，尽管根据具体的结构和部件进行描述，但是可以利用其它构造和/或其它部件，并且可以在其它环境中使用。而且，如本领域技术人员可以理解，尽管本公开仅以所描绘的形状和尺寸呈现结构，但是可以设想出在替代实施例中使用的所公开的结构的多种变型。