CN101674929A - 包括具有嵌入板的凹部中的衬垫的桁条的组合结构和传递力的方法 - Google Patents

包括具有嵌入板的凹部中的衬垫的桁条的组合结构和传递力的方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种例如可形成飞机机翼或机身的蒙皮的组合结构，所述组合结构包括板(20)和一系列结合到板(20)的表面上的桁条(21－23)。每个桁条均包括与板(20)成直角地延伸的腹板(24)和与板共面的一对凸缘(25、26)。腹板(24)在收尾部处是楔形的，以便通过提供横向弯曲和轴向刚度的逐渐增加和消除局部应力集中而有助于负荷从所述蒙皮转移到所述桁条。XA衬垫(27)从桁条(22)的底部向下突出并且延伸超过腹板(24)和凸缘(25、26)的端部。衬垫(27)嵌入板中的凹部中。凹部具有右手端壁(30)和左手端壁(31)。壁(31、33)以基本上相对的方向定向，并且基本上与桁条长度成直角地横跨桁条的宽度而延伸。端壁(30)接合衬垫(27)的右手端面(32)，并且端壁(31)接合衬垫(27)的左手端面(33)。

Description

包括具有嵌入板的凹部中的衬垫的桁条的组合结构和传递力的方法
技术领域
本发明涉及一种组合结构，所述组合结构包括：板；和结合到所述板的表面上的桁条，所述桁条具有端面和一对侧面，所述侧面沿所述桁条纵向远离所述端面而延伸。
背景技术
图1示出了例如可形成飞机机翼或机身的蒙皮的板1的收尾部(run-out)部分。板被一系列细长的桁条加强，该细长的桁条沿板的长度延伸，图1中以横截面示出了一个该细长的桁条。桁条2包括与板1成直角地延伸的腹板3和接合板1的凸缘4。
桁条2如图所示那样终止。腹板3在终端附近是楔形的，以便通过提供横向弯曲和轴向刚度的逐渐增加和消除局部应力集中，而有助于负荷从蒙皮传递到桁条。此外，凸缘4延伸超过腹板的端部，以便致使刚性的末端更顺从并且当板弯曲时能够跟随板而弯曲。
预张紧螺栓5被使用以便防止脱层或脱离结合。如图2所示，预张紧负荷6导致凸缘4和板1的一部分7被压缩。然而在压缩区域7和凸缘4的末端9之间存在未压缩的端部区域8。因此预张紧螺栓5不能延迟在凸缘4的末端9与板1相交接的界面10处开始的损坏。
图3中示出了改良的设计。在这种情况下，垫圈11被用来将全厚度压缩区域传递达到凸缘的末端，因而抑制了末端处的剥离损坏模式。但是，图3的技术方案没有抑制末端处的滑动损坏模式。
发明内容
本发明的第一方面在于提供一种组合结构，所述组合结构包括：板；和结合到所述板的表面上的桁条，所述桁条具有端面和一对沿所述桁条远离所述端面而纵向延伸的侧面，其中所述板的所述表面形成有接合所述桁条的所述端面的第一壁和接合所述桁条的另一部分的第二壁。
本发明的第二方面在于提供一种在本发明的第一方面的所述组合结构中传递力的方法，所述方法包括：
通过形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述桁条的所述端面之间的正交反力，从所述板传递压缩力到所述桁条；以及
通过形成在所述板的所述表面中的所述第二壁和所述桁条的其他表面之间的正交反力，从所述板传递拉伸力到所述桁条。
所述桁条和所述板之间的结合可通过在部件间施加一层粘合剂、通过共同固化部件，或通过以任何其他方式将部件结合在一起而形成。
所述板可由单一件形成，或可由两层或更多层板材料形成。在这种情况下，每层板通常由复合材料例如浸渍有环氧树脂基体的碳纤维形成。
在一个实施方式中，所述桁条在所述桁条的与所述第一端面相对的端处具有第二端面，并且形成在所述板中的所述第二壁接合所述桁条的所述第二端面。
在其他实施方式中，所述桁条包括结合到所述板的所述表面上的底部和从所述底部突出并且嵌入所述板的所述凹部中的衬垫。所述衬垫具有接合所述凹部的第一端壁的第一端面和接合所述凹部的第二端壁的第二端面。在这种情况下，所述凹部可横跨整个所述板的宽度而延伸(因此没有侧壁)，但是更优选地是所述衬垫具有接合所述凹部的第一侧壁的第一侧面和接合所述凹部的第二侧壁的第二侧面。所述衬垫可被结合到所述凹部上，但是更优选地是所述桁条的所述底部和所述板的所述表面之间的结合在所述衬垫处终止。在这种情况下，可采用其他方式(例如紧固件)将所述衬垫固定到所述凹部内。
所述壁可成锐角地跨越所述桁条的宽度而延伸，或可形成为凹形或凸形。然而更优选地是形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述第二壁以基本上相对的方向定向，并且基本上与所述桁条的长度成直角地横跨所述桁条的宽度而延伸。本结构使正交反力能够有效地在所述板和所述桁条之间传递。
附图说明
现将参照附图描述发明的实施方式，其中：
图1是穿过第一传统桁条收尾部的纵向剖面图；
图2是示出了预拉伸负荷的效果的图1的桁条收尾部的一部分的放大图；
图3是穿过第二传统桁条收尾部的纵向剖面图；
图4是根据本发明的第一实施方式的组合结构的立体图；
图5-7是穿过图4所示的一个该桁条的收尾部部分的纵向剖面图；
图8-11是穿过各种替代性桁条实施方式的收尾部部分的纵向剖面图；
图12是根据发明的另一个实施方式的组合结构的纵向剖面图；以及
图13是根据发明的另一个实施方式的组合结构的纵向剖面图。
具体实施方式
图4示出了例如可形成飞机机翼或机身的蒙皮的组合结构的一部分。该结构包括板20和一系列结合到板20的表面上的桁条21-23。每个桁条均具有一对端部(每个端部按照惯例称为“桁条收尾部”)和一对在桁条收尾部之间纵向延伸的侧部。就飞机机翼而言，桁条沿翼展方向从机翼的根部向其末端延伸。
图4仅示出了组合结构的一小部分。图4所示的部分包括桁条22的收尾部和桁条21、23的中间部分(即，桁条21、23的收尾部未示出)。每个桁条均包括与板20成直角地延伸的腹板24和一对与板共面的凸缘25、26。
腹板24在收尾部处是楔形的，以便通过提供横向弯曲和轴向刚度的逐渐增加和消除局部应力集中而有助于负荷从蒙皮传递到桁条。
衬垫27从桁条22的底部向下突出并且延伸超过腹板24和凸缘25、26的端部。图5的纵向剖面图中示出，衬垫27嵌入板的凹部中。凹部具有右手端壁30和左手端壁31。壁30、31以基本上相对的方向定向，并且基本上与桁条长度成直角地横跨桁条的宽度而延伸。端壁30接合衬垫27的右手端面32，并且端壁31接合衬垫27的左手端面33。凹部还具有与桁条的长度平行延伸的侧壁，该侧壁在图4所示的界面37、38处接合相应的衬垫27的侧壁。
通过铺叠“预浸料坯”叠层(浸渍有环氧树脂基体的单轴碳纤维的层)，然后在高压釜中固化该叠层来制造板20。凹部可在板的表面中切成(例如通过在希望区域中对板施加酸)。替代地，凹部可在铺叠加工期间形成。即，通过自动带铺叠(ALT)机铺叠预浸料坯的每一层，并且ALT机将一系列层铺叠到凹部的底部，然后在凹部区域中终止后续的层。
通过铺叠两个L形的预成型坯，然后将L形的预成型坯背对背地放置在高压釜中，并且共同固化该L形预成型坯而制造桁条22，其中每个预成型坯均通过在各自的心轴上堆叠预浸料坯叠层而形成。
然后将桁条22的底部涂上一层粘合剂34。粘合剂层34在衬垫27的左手端面33处终止。然后将桁条装配就位，粘合剂34硬化，并且紧固件35被装配并预张紧。
如图6所示，当施加压缩负荷40时，此负荷随后通过表面30、32之间的右手界面处的正交反力σX，right而从板传递桁条上。如图7所示，当施加拉伸负荷41时，此负荷随后通过表面31、33之间的左手界面处的正交反力σX，left而从板传递桁条上。在这些界面处没有结合，意味着拉伸正应力不能越过界面传递。在衬垫27的底部和凹部的底部之间的界面36处不存在剪切反应，这是因为此界面36也没有粘合剂。
在图4和5所示的嵌入式结构中既不引发应力集中也不引发边缘效应，因此该接合的总体强度可能是高的。
鉴于图5，表面30-33和凹部的底部之间的角度全部为大约90度。在替代性实施方式中(未示出)，这些角度可大于或小于90度，或表面30-33可以是非平面的。
在另一个实施方式中(未示出)，粘合剂层34也可涂在凹部的底部、端壁以及侧壁上。在这种情况下，仅一半的总局部面内负荷将被拉伸负荷壁转移。另一半将被压缩负荷壁接受并且不会引发任何一种断裂类型。关于有关裂纹扩展的损伤容限和失效保护，那么假如裂纹出现在一个壁中，则其将很可能通过组件扩展，从粘合剂快速扩展到邻近的薄板，这是因为薄板需要较低量的能量就可允许裂纹扩展通过。
替代地，桁条可与板共同固化，以形成衬垫和凹部之间的共同固化结合。共同固化结合的性能会好于粘结结合。假如裂纹在拉伸负载壁中出现在嵌入式衬垫27和板之间的树脂层中，则其将通过该层扩展，这是因为邻近的薄板比树脂本身更坚韧。此外，剩余的压缩负荷壁保护其他壁免受破坏，几乎承载了之前由被破坏的壁反作用的全部负荷量。因此嵌入式衬垫根据失效保护要求实现了冗余。
假如沿着界面36包括有粘合剂(或假如桁条和板沿着该界面通过共同固化而结合)，则会出现剪应力。但是该应力分量是低的，并且假如衬垫27设计成具有接近板的轴向刚度则其可被忽略。
图8-11示出了替代性的嵌入式衬垫的几何形状。
在图8的实施例中，桁条衬垫和凹部之间的左手界面50定位到腹板的末端53的右手侧。还应注意凸缘51在桁条的收尾部处具有楔形顶面52，以保证平稳的负荷转移并且提高脱离结合所要求的强度。
在图9的实施例中，桁条衬垫和凹部之间的左手界面60定位到腹板的末端的左手侧。还应注意凸缘61在桁条的收尾部处具有楔形顶面62。
在图10的实施例中，桁条衬垫和凹部之间的左手界面70定位到腹板的末端的左手侧。还应注意凸缘71在桁条的收尾部处具有楔形顶面72，并且桁条的端面73和腹板的末端成一条直线。
在图11的实施例中，桁条衬垫和凹部之间的左手界面80定位到腹板的末端的左手侧。还应注意凸缘81在桁条的收尾部处具有楔形顶面82。
图12示出了根据发明的另一个实施方式的组合结构，该组合结构包括板84；和结合到板的表面上的桁条83。该桁条和板类似于图8-11所示的几何形状，但是在这种情况下，桁条拴接到翼肋上，该翼肋沿翼弦方向(即，进出图12的平面的方向)横跨板的宽度而延伸。翼肋包括腹板85和凸缘86。桁条的衬垫88和翼肋凸缘86被螺栓87拴接到板上。
图13示出了根据发明的另一个实施方式的组合结构，该组合结构包括板90；和结合到板的表面上的桁条91。与仅示出了桁条的一端的图4-12形成对比，图13示出了桁条的两端。
板的表面形成有接合桁条的右手端93的右手端壁92和接合桁条的左手端的左手端壁94。注意在图13的实施方式中桁条的底部完全是平的。换句话说，在桁条的任一端都没有衬垫从底部突出。壁92、93可通过形成如上所述的凹部，或通过在桁条的任一端将突出部件固定到板上而设置在板的表面中。
当施加压缩负荷时，此负荷随后通过右手界面92、93处的正交反力而从板转移到桁条，并且当施加拉伸负荷时，此负荷随后通过左手界面94、95处的正交反力而从板转移到桁条。
虽然在上文中已经参照一个或多个实施方式描述了发明，但是应当理解，在不脱离如随附的权利要求所限定的发明范围的情况下，可进行各种改变或变型。

Claims (10)

1、一种组合结构，所述组合结构包括：
板；和结合到所述板的表面上的桁条，所述桁条具有端面和一对沿所述桁条远离所述端面而纵向延伸的侧面，其中，所述板的所述表面形成有接合所述桁条的所述端面的第一壁和接合所述桁条的另一部分的第二壁。
2、根据权利要求1所述的组合结构，其中，所述桁条包括底部和衬垫，所述底部结合到所述板的所述表面上，所述衬垫从所述底部突出并且嵌入所述板的凹部中；并且其中，所述衬垫具有接合所述凹部的第一端壁的第一端面和接合所述凹部的第二端壁的第二端面。
3、根据权利要求2所述的组合结构，其中，所述衬垫具有接合所述凹部的第一侧壁的第一侧面和接合所述凹部的第二侧壁的第二侧面。
4、根据权利要求2或3所述的组合结构，其中，所述桁条的所述底部和所述板的所述表面之间的结合在所述衬垫处终止。
5、根据权利要求1所述的组合结构，其中，所述桁条在所述桁条的与所述第一端面相对的端处具有第二端面，并且其中，形成在所述板中的所述第二壁接合所述桁条的所述第二端面。
6、根据前述权利要求中的任一项所述的组合结构，其中，形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述第二壁以基本上相对的方向定向。
7、根据前述权利要求中的任一项所述的组合结构，其中，形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述第二壁基本上与所述桁条的长度成直角地横跨所述桁条的宽度而延伸。
8、一种包括前述权利要求中的任一项所述的组合结构的飞机蒙皮。
9、一种在前述权利要求中的任一项所述的组合结构中传递力的方法，所述方法包括：
通过形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述桁条的所述端面之间的正交反力，从所述板传递压缩力到所述桁条；以及
通过形成在所述板的所述表面中的所述第二壁和所述桁条的其他表面之间的正交反力，从所述板传递拉伸力到所述桁条。
10、根据权利要求9所述的方法，其中，在形成在所述板的所述表面中的所述第一壁和所述桁条的所述端面之间，基本上没有拉伸力从所述板传递到所述桁条，以及，在形成在所述板的所述表面中的所述第二壁和所述桁条的所述其他表面之间，基本上没有压缩力从所述板传递到所述桁条。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103154534A (zh) * 2010-12-14 2013-06-12 三菱重工业株式会社 螺栓连接器结构
CN103373462A (zh) * 2012-04-25 2013-10-30 波音公司 防脱粘复合加强件过渡段
CN107944138A (zh) * 2017-11-23 2018-04-20 福州大学 基于节点刚度的钢管节点应力集中系数计算方法
CN111907689A (zh) * 2019-05-09 2020-11-10 波音公司 复合桁条和形成复合桁条的方法

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0819159D0 (en) * 2008-10-20 2008-11-26 Airbus Uk Ltd Joint between aircraft components
GB0912015D0 (en) * 2009-07-10 2009-08-19 Airbus Operations Ltd Stringer
ES2392236B1 (es) * 2010-01-15 2013-10-09 Airbus Operations, S.L. Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos.
GB201005308D0 (en) * 2010-03-30 2010-05-12 Airbus Operations Ltd Composite structural member
GB201016279D0 (en) 2010-09-28 2010-11-10 Airbus Operations Ltd Stiffener run-out
ES2402463B1 (es) * 2010-11-30 2014-03-13 Airbus Operations, S.L. Un revestimiento de una superficie sustentadora de una aeronave.
ES2398985B1 (es) * 2011-03-14 2014-02-14 Airbus Operations S.L. Dispositivos de transferencia de carga en la terminación de un larguerillo.
ES2405155B1 (es) 2011-10-24 2014-09-02 Airbus Operations S.L. Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves
FR2989618A1 (fr) * 2012-04-24 2013-10-25 Skf Aerospace France Dispositif de renfort destine a ameliorer le comportement d'au moins une partie d'une piece composite
US9180958B2 (en) * 2012-05-25 2015-11-10 The Boeing Company Aircraft, airframes and associated methods
US9272769B2 (en) * 2012-11-13 2016-03-01 The Boeing Company Joint for composite wings
EP2989003A4 (en) 2013-04-25 2016-12-07 Saab Ab EXPIRATION OF A STAMPING ELEMENT
ES2819076T3 (es) * 2013-04-30 2021-04-14 Airbus Operations Sl Estructura compuesta para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma
US10086922B2 (en) 2013-11-15 2018-10-02 The Boeing Company Low stress stiffener runout in Pi bonded structure
US10220935B2 (en) * 2016-09-13 2019-03-05 The Boeing Company Open-channel stiffener
RU170256U1 (ru) * 2016-11-29 2017-04-18 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Усиленная панель из композиционного материала
GB2565350A (en) * 2017-08-11 2019-02-13 Airbus Operations Ltd Panel assembly
GB2565351A (en) 2017-08-11 2019-02-13 Airbus Operations Ltd Panel assembly
CN115258128B (zh) * 2022-09-27 2022-12-02 成都市鸿侠科技有限责任公司 用于飞机壁板加工的加固结构

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050112394A1 (en) * 2003-11-21 2005-05-26 The Boeing Company Method to eliminate undulations in a composite panel

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4228629A (en) * 1978-05-26 1980-10-21 Alcan Aluminum Corporation Vertical siding system
JPH0244708B2 (ja) * 1986-03-10 1990-10-04 Nippon Kokuki Kaihatsu Kyokai Senikyokajushiseibanjokozozai
RU2104225C1 (ru) * 1994-11-24 1998-02-10 Научно-производственная корпорация "САУ" Днищевая часть гидросамолета
JP3839080B2 (ja) 1995-06-21 2006-11-01 富士重工業株式会社 繊維強化複合材の構造体及びその製造方法
AU3411395A (en) 1995-08-21 1997-03-12 Foster-Miller Inc. System for inserting elements in composite structure
US5876540A (en) 1996-05-31 1999-03-02 The Boeing Company Joining composites using Z-pinned precured strips
RU2112697C1 (ru) * 1996-08-27 1998-06-10 Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Панель из композиционного материала
US6712316B2 (en) 2002-08-01 2004-03-30 The Boeing Company Snap-on sidewall assembly
CN100434634C (zh) * 2003-02-24 2008-11-19 贝尔直升机泰克斯特龙公司 内部加强元件、结构箱形梁和支承结构箱形梁的方法
FR2866626B1 (fr) 2004-02-20 2006-05-19 Airbus France Arret de raidisseur a pentes decalees et panneau muni d'un tel arret
US7159822B2 (en) 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
WO2007023197A1 (es) * 2005-08-19 2007-03-01 Airbus España, S.L. Larguerillos de material compuesto con bulbo

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050112394A1 (en) * 2003-11-21 2005-05-26 The Boeing Company Method to eliminate undulations in a composite panel

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103154534A (zh) * 2010-12-14 2013-06-12 三菱重工业株式会社 螺栓连接器结构
CN103154534B (zh) * 2010-12-14 2015-08-19 三菱重工业株式会社 螺栓连接器结构
US9157462B2 (en) 2010-12-14 2015-10-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Bolted joint structure
CN103373462A (zh) * 2012-04-25 2013-10-30 波音公司 防脱粘复合加强件过渡段
CN103373462B (zh) * 2012-04-25 2016-08-10 波音公司 一种加强件过渡段以及控制胶层分离的方法
US9676470B2 (en) 2012-04-25 2017-06-13 The Boeing Company Disbond resistant composite stiffener runout
US10308344B2 (en) 2012-04-25 2019-06-04 The Boeing Company Disbond resistant composite stiffener runout
CN107944138A (zh) * 2017-11-23 2018-04-20 福州大学 基于节点刚度的钢管节点应力集中系数计算方法
CN107944138B (zh) * 2017-11-23 2021-03-30 福州大学 基于节点刚度的钢管节点应力集中系数计算方法
CN111907689A (zh) * 2019-05-09 2020-11-10 波音公司 复合桁条和形成复合桁条的方法

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