CN101242993B - 双壳设计中心盒 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器机翼的中心盒(5)以及一种包括这种中心盒(5)的飞行器。中心盒(5)基本上包括两个侧面(6)，所述侧面基本上包括彼此隔开的内蒙皮(2)和外蒙皮(1)。为了给侧面(6)提供足够的稳定性，内蒙皮(2)和外蒙皮(1)通过大量型材(3)互相连接。

Description

双壳设计中心盒

相关申请的参照

本申请要求2005年8月17日申请的德国专利申请No.102005038857.4以及2005年8月17日申请的美国临时专利申请No.60/709,027的优先权，上述两项申请的公开内容通过参考结合到本申请中。

技术领域

本发明总体上涉及壳压屈的技术问题。尤其是，本发明涉及一种实现方式，通过这种实现方式，可以降低飞行器和空间技术领域以及尤其是飞行器机翼领域的壳压屈的危险。

在本申请的上下文中，术语“飞行器机翼”一词用作宽泛的意义。具体的，上述术语包括机翼、水平尾翼组件、方向舵组件。此外，本申请中使用的术语“中心盒”一词用作宽泛的意义。尽管在传统技术观念里，中心盒仅指方向舵组件的承载刚性部件，通过它，可携带走飞行器机身上的剪切力载荷和弯曲载荷，但是本申请上下文中的术语“中心盒”指任何飞行器机翼(机翼，水平尾翼组件，方向舵组件)的承载部件。

背景技术

通常，在飞行器中，飞行器机翼的中心盒要承受大的载荷。尤其是，中心盒必须将源于空气载荷的剪切应力和相关弯曲应力安全地转移到机身。通常，由于中心盒包括两个彼此面对的侧面，所以中心盒承受的弯曲载荷在一个侧面中产生压应力并且在另一个侧面中产生拉应力。通常，由于减重原因侧面很薄，所以一个侧面内的压应力致使该侧面易于坍陷，从技术上更精确地定义为壳的压屈。因为从机翼的翼尖到机翼的根部，剪切应力近似线性地增长，并且弯曲应力相应地成平方地增长，因此，从机翼的翼尖至机翼的根部，壳压屈的危险增加，在机翼的根部危险达到其最大值。

为了应对壳压屈的危险，传统的中心盒设计成使其侧面包含横向和交叉安排的肋和桁条，这些肋和桁条包括单侧外蒙皮，由此形成增强的壳。

因为飞行器机翼的中心盒必须将其尺寸设定成能够抵抗压屈或壳的压屈，所以各个侧面只能承受比包含纯拉应力和压应力的载荷的情形更低的载荷。这种降低的承载能力归因于材料的许用应力，该许用应力根据各个侧面截面的细长比而变化，其中额定载荷随细长比增加而减小。至今，人们已经在增加材料许用应力方面做了大量努力，即通过在外蒙皮中整合加厚部分；然而，这不期望地导致重量增加和较差的材料利用率。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于飞行器机翼的中心盒，该中心盒与上述公知的同样重量的中心盒的情况相比更不容易发生压屈。

本发明基于以下认识，即，通过聪明地增加易于发生压屈的侧面部分的二次转动惯量，中心盒侧面的压屈危险能有效地降低。虽然在外蒙皮上结合单个增厚部件也增加二次几何转动惯量，但这种增厚部件的目的在于增加有效横截面的尺寸，而不能有效地增加几何转动惯量。

虽然提及的问题涉及壳的压屈现象，但是在下文，本发明的基本原理可以参考更易于理解的压屈现象解释，具体可以参考一种杆的压屈作为壳压屈的一种。

一个两端铰接的杆上的载荷可以通过下式计算

$P_k=\frac{{\mathrm{\π}}^2\·{\mathrm{EI}}_y}{l^2}$

其中E是杆形材料的弹性模量，I_y是杆关于y轴的二次几何转动惯量，l是杆的长度。

I_y通过下式计算

I_y＝∫z²dA

其中z表示到杆横截面重心的距离。

可以看出，距离重心更远的表面部分比重心附近的表面更大程度地增加几何转动惯量，因为当计算几何转动惯量时，到重心的距离按照平方变化。因此，例如，如果侧面的外蒙皮是双重的，那么在由一个腹板(桁条)和由中心盒的公知侧面的构成的翼缘(外蒙皮)组成的理想T形横截面的情况下，这仅仅使重心在双重外蒙皮方向上移动。虽然，这也轻微地增加了二次几何转动惯量，但是这种惯量的增加倾向于被忽略，因为附加的新表面部分位于所致的重心附近。在这个程度上，所获得的稳定性或者压屈载荷的增加仅是少量的。

然而，如果T形横截面中的附加表面部分不是设置在已经存在的翼缘上，而是设置在腹板的自由端，作为还没有翼缘的T形横截面的第二个翼缘，情形将很不同。在这种安排方式下，新增加的表面的横截面有一个显著增大的重心距离，此外由于在计算二次几何转动惯量时需要按照平方考虑重心距离，因此相比于简单的双重翼缘，这种方式使T形横截面增加的几何转动惯量要大得多。虽然新增加的表面的数量与具有简单双重翼缘的情况相同，但是二次几何转动惯量和允许的压屈载荷可以超比例地增加。

这种巧妙的横截面设计能更好的利用材料的许用应力，因为杆的细长比λ对材料许用应力有影响。因此，λ可以通过下式计算

λ＝l/i

这里i代表杆的横截面的惯性半径。

而惯性半径i为

$i=\sqrt{I/A}$

二次几何转动惯量I直接影响材料的许用应力，因为根据欧拉(Euler)压屈曲线，材料的许用应力随着细长比增加或几何转动惯量降低而以双曲线的方式降低。更具体的，这意味着一个具有大几何转动惯量的横截面将获得具有高材料许用应力的低细长比，因而可很好的利用横截面或其材料。

根据第一方面，本发明利用先前解释的横截面力学特性，提出了一种用于飞行器机翼的中心盒，其中所述中心盒的侧面包含彼此间隔开的内蒙皮和外蒙皮，其中内蒙皮可仅设置在某些部分中。中心盒本身基本上包括第一侧面和第二侧面，第一侧面覆盖中心盒的第一面，第二侧面覆盖中心盒的第二面。在这种布置中，第一侧面面向第二侧面并相互间隔开，以这种方式形成中心盒。为了利用二次几何转动惯量的增加，第一和/或第二侧面包括内蒙皮和外蒙皮。如前所述，由于远离重心的表面对二次几何转动惯量做了主要贡献，因此内蒙皮和外蒙皮布置成彼此隔开间距S，并且至少在数点互相连接使其在剪切载荷下具有刚度，至此形成一个均衡的横截面。与仅仅采用双层外蒙皮的情况相比，这种方式可以更加有效地提高侧面的抗压屈性能。

为了互相连接侧面的内蒙皮和外蒙皮以至在剪切载荷下尽可能具有刚性，各个侧面还包括大量的腹板，这些腹板将外蒙皮和内蒙皮互相连接使其在剪切载荷下具有刚性。例如，这些腹板可以沿着中心盒的纵向方向延伸，在这个方向上最大程度地改变了横穿中心盒的弯曲应力。

根据本发明的另一个方面，外蒙皮和内蒙皮可以通过合适的型材互相连接。例如，U形型材可用于互相连接内蒙皮和外蒙皮以至它们在剪切载荷下是刚性的，其中所述U形型材的各个翼缘连接到内蒙皮和外蒙皮。另一种可选方案是用Z形或I形型材互相连接内蒙皮和外蒙皮以至它们在剪切载荷下是刚性的，相同地，各个翼缘连接到内蒙皮和外蒙皮。在这种布置中，各个型材沿着中心盒的纵向方向延伸，从而其几乎相互平行，在这个方向上，最大程度地改变了飞行期间的弯曲应力。此外，帽形型材或者梯形型材可用于互相连接内蒙皮和外蒙皮。在这种情况下，可以想象，可以取消单独的内蒙皮，因为帽形型材或者梯形型材可以具有内蒙皮的功能，也就是说内蒙皮可以由帽形型材或者梯形型材的沿横截面延伸出的翼缘来构成。

为了进一步降低壳压屈的危险，除了纵向延伸的型材外，可以在内蒙皮和外蒙皮之间设置大量的加劲肋，这些加劲肋基本上横向于上面提及的型材延伸。正如上面已经提过的，内蒙皮和外蒙皮以间隙S相互间隔。由于这个间隙S直接影响内蒙皮或者外蒙皮到理想的数学上的横截面重心的距离，因此通过改变间隙S可以优化侧面以及尤其是适应预计载荷条件。由于随着作用在中心盒上的弯曲应力增大侧面上的压应力也增大，从而壳压屈的危险也增大，所以距离S可以在中心盒的弯曲载荷增大的区域加大。这意味着飞行器机翼根部的间隙S可以大于远离机身的部位的间隙S。以这种方式，在降低压屈危险的同时可以很好地利用材料。

本领域的技术人员在研究上面的解释时会发现，当把内蒙皮或者外蒙皮附接到中间型材时将会遇到问题，因为对于第二蒙皮的附接来说，从内蒙皮和外蒙皮的中空空间的方向进行反向安装是不可能的。附接各个第二蒙皮的困难是可以克服的，因为至少各个第二蒙皮能通过使用大量盲铆钉附接到大量纵向延伸的型材上。为了安放这种盲铆钉，仅仅需要接近待连接部件的一侧，这样就不再需要进入内蒙皮和外蒙皮之间的中空空间。

由于侧面上的压力载荷往往在局部位置很大，例如，在飞行器机翼的根部，因此能仅在该区域设置内蒙皮，从而该内蒙皮仅沿着外蒙皮部分地延伸。因此，通常，在翼尖区域不需要设置本发明的双壳侧面结构，因为这个区域的弯曲载荷很有限。相反，在许多应用中，仅沿中心盒的长度h设置内蒙皮已经足够了，在该长度h处，中心盒接近机身。基于飞行器的类型和尺寸，这个长度h可以有很大的变化；例如，它可以在飞行器机翼总长度的10％～50％的范围内变化。当然，根据预计的空气载荷，可以将长度h的尺寸确定为使其短于飞行器机翼总长度的50％，也就是大约40％，30％或者仅仅20％。

由于按照本发明的中心盒的设计，飞行器机翼的承载能力大大提高；根据本发明的进一方面，本发明提出了一种带有机身和至少一个中心盒的飞行器，其中中心盒至少在与机身的连接区域中按照上述设计进行设计。由于本发明提供的中心盒的稳定特性增加，其可以显著地将更大的载荷从飞行器机翼转移到机身，因此在特定载荷条件下设计飞行器时能够节省重量，或者设计一个更大的机身。因而本发明开创了一个全新的具有更大机身的飞行器时代。

附图说明

下面，参考附图对本发明作更加详细的描述。附图中：

图1示出根据本发明的中心盒的侧面的立体图；

图2示出具有根据本发明的中心盒的垂直尾翼单元的立体图；以及

图3示出根据本发明的中心盒的侧向蒙皮的两个横截面。

附图未按比例，但是可以定性地反应尺寸关系。在所有的图中，相同的附图标记用于相同或类似的元件。

具体实施方式

图1示出了中心盒的后(从观察者的方向看)侧面6。如从侧面6的形状和方向看到的那样，这是用于飞行器方向舵组件的中心盒的侧面6。侧面6包括后(从观察者的方向看)外蒙皮1和前内蒙皮2。外蒙皮1和内蒙皮2以间距S相互间隔开。外蒙皮1和内蒙皮2之间设置有若干U形型材3(见图3)，U形型材的腹板具有高度S。因此，U形型材3将内蒙皮2和外蒙皮1隔开，这些蒙皮通过盲铆钉(未示出)铆接到U形型材3的翼缘。虽然用盲铆钉来附接是很有利的，但是外蒙皮1或内蒙皮2也可以通过其他方式附接到型材，例如通过粘结材料。

从图1可以进一步看到，内蒙皮2没有延伸到外蒙皮1的整个高度。相反，内蒙皮2仅延伸到高度h，在此处由空气载荷引起的力矩应力尤其大，如力矩箭头符号M所示。中心盒的机身连接部4附近的机翼根部尤其经受大的力矩应力，因此仅在这一区域设置内蒙皮2将是足够的，内蒙皮2的长度根据飞行器的类型和尺寸可以在1到5米间变化，根据相应的载荷情形，任一中间长度h都是可能的。

图2示出了根据本发明的带有中心盒5的方向舵组件的立体图，其侧面按照上面描述的内容(见图1)进行设计。如图所示，中心盒5沿飞行方向通过两个翼梁7限定，翼梁7的侧向覆盖有根据本发明的相应双壳侧面设计。为了进一步稳定中心盒5，在两个侧面6之间布置有水平设置的肋8。

最后，图3a和图3b示出了图1和2中双壳侧面6的放大截面视图。从图3a可以看出，外蒙皮1通过大量的腹板高度为S的U形型材连接到内蒙皮2。如图3b所示的可替代方式，也可以使用Z形型材替代U形型材3。同样，也可以使用帽形型材、梯形型材或者I形型材来互相连接内蒙皮2和外蒙皮1。

附图标记列表

1外蒙皮

2内蒙皮

3型材

4机身连接部

5中心盒

6侧面

7翼梁

8肋

Claims (9)

1.一种用于飞行器机翼的中心盒，包括：

第一侧面(6)，其覆盖中心盒(5)的第一面；

第二侧面，其覆盖中心盒(5)的第二面并面向第一侧面(6)；

其中，至少第一侧面(6)或者第二侧面包括内蒙皮(2)和外蒙皮(1)；以及

其中，所述内蒙皮(2)和外蒙皮(1)隔开间距S设置并且至少在数点互相连接从而在剪切载荷下具有刚性，

其中，所述间距S是可变的，并且其中，在中心盒(5)的弯曲载荷增加的区域，所述间距S增加。

2.如权利要求1所述的中心盒，其中，至少第一侧面(6)或者第二侧面进一步包括大量腹板，所述腹板互相连接内蒙皮(2)和外蒙皮(1)，从而它们在剪切载荷下具有刚性。

3.如权利要求1所述的中心盒，其中，至少第一侧面(6)或者第二侧面进一步包括大量型材(3)，所述型材选自U形型材、Z形型材、I形型材、帽形型材或者梯形型材，所述型材沿中心盒(5)的纵向互相连接内蒙皮(2)和外蒙皮(1)，从而它们在剪切载荷下具有刚性。

4.如权利要求3所述的中心盒，其中，大量加劲肋(8)在相对于大量纵向延伸的型材(3)的横向方向延伸。

5.如权利要求3或4所述的中心盒，其中，至少所述内蒙皮(2)或者外蒙皮(1)通过大量盲铆钉附接到大量纵向延伸的型材(3)。

6.如前述权利要求1至4中任一项所述的中心盒，其中，所述内蒙皮(2)相对于所述外蒙皮(1)仅局部延伸。

7.如权利要求6所述的中心盒，其中，内蒙皮(2)仅沿中心盒(5)的长度h设置，在所述长度h内，中心盒(5)接近机身。

8.如权利要求7所述的中心盒，其中，长度h的尺寸确定为使其短于选自飞行器机翼总长度的50％、40％、30％、20％以及10％的长度。

9.一种飞行器，包括机身和至少一个中心盒(5)，其中，所述中心盒至少在连接到机身的区域中按照权利要求1至8中任一项设计。

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