CN101715411A - 由复合材料制备的飞行器负载框架 - Google Patents

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埃莱娜·阿莱法罗罗德里古兹
塞萨尔·包蒂斯塔德拉拉夫
克里斯蒂娜·奥尔特加华里斯蒂
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    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

本发明涉及由复合材料制造的飞行器负载框架(1)，其特点是，它包括两个侧元件(2，3)和基底元件(7)，通过基底元件(7)将侧元件(2，3)连接在框架(1)的内部，每个侧元件(2，3)包括将框架(1)连接至飞行器机身外壳的腿(4)、连接板(5)以及连接所述连接板(5)和基底元件(7)的下凸缘(6)。

Description

由复合材料制备的飞行器负载框架
技术领域
本发明涉及由复合材料制备的飞行器负载框架。
背景技术
除了将强度和硬度赋予飞行器机身之外，负载框架是结构元件，负责承受和转移来自飞行器的其它结构元件(例如机翼或稳定装置)的负载。
这些负载框架通常是金属的且具有不同的剖面，最常见的是C、I以及J形剖面，其通过机加工过程获得肋的构架，稳定框架的中心。
强度-重量比在当今的航空工业中是非常重要的方面，由于此原因由复合材料(主要是碳纤维)制备或优化的框架被使用，来代替金属框架。
目前，碳纤维形式的框架是已知的，但不是负载框架，因为非常难以与机加工的金属框架竞争，这是因为，由于所述框架承受很高的要求，它们需要通过肋的方式具有支肋的构架，来稳定所述框架，极大地复杂化了由碳纤维制造其的过程。
本发明的目的是由复合材料制备的飞行器负载框架。
发明内容
本发明提出由复合材料制备的飞行器负载框架，具有几何构型，提供了负载分布，在重量方面优化了金属负载框架的现有设计。
因此，本发明描述了飞行器框架，该框架包括三个元件：形成框架的腿、连接板和内凸缘的两个侧元件以及连接之前提及的两个侧元件的基底元件。
单向纤维增强件在框架的腿和内凸缘以及连接侧元件的基底中是主要的，而框架的连接板由多方向的纤维形成，考虑到0°是框架的圆周方向，主要的纤维成+/-45°，以便防止它们弯曲和优化它们。
可从关于附图的本发明的目的的说明性权利要求的随后的详细描述中理解本发明的其它特征和优点。
附图说明
图1显示在本领域中已知的金属框架的L形支肋的C形横截面。
图2显示在本领域中已知的金属框架的I形横截面。
图3显示在本领域中已知的金属框架的J形横截面。
图4a、4b、4c和4d显示根据本领域中已知的过程制造具有由复合材料制备的支肋的框架的过程的步骤的方案。
图5a、5b、5c和5d显示根据本发明第一实施例的由复合材料制备的负载框架和其制造过程的步骤的方案。
图6a、6b、6c和6d显示根据本发明第二实施例的由复合材料制备的负载框架和其制造过程的步骤的方案。
图7显示根据本发明的负载框架的整体视图。
具体实施方式
根据本发明的第一实施例，具有∏形剖面的框架1被提出，包括三个元件：两个侧元件2和3以及连接之前提及的框架的侧元件2、3的内凸缘的基底元件7。每个侧元件2、3进一步包括下述部件：腿4、连接板5和内凸缘6，腿4用于连接框架1和飞行器机身的外壳，连接板5是薄部件，在一些情况中，依赖于框架将实现的功能，连接板5与腿4形成90°的角，且能够形成任何其它的角度，内凸缘6连接所述连接板5和基底元件7。
框架1的腿4、内凸缘6和连接板5由布置成0°、+/-45°和90°的复合材料的多个层形成。
复合材料可以是具有热固性或热塑性树脂的碳纤维或纤维玻璃。
单向的纤维增强件20、21在腿4和内凸缘6中成0°是主要的，由相同材料或兼容的材料制备，纵向地沿整个框架1连续延伸。增强件20、21的材料具有高弹性模量，使得它给腿4和内凸缘6提供了高强度和高加强能力。
框架1的连接板6也可具有沿任意方向由相同材料或兼容材料制备的增强件22。框架1的连接板5的增强件22沿整个框架可以是连续的或它们依赖于框架经受的要求，可以是局部的。这意味着与它只由成+/-45°的织物制备相比，连接板5因此能够承受更大的负载。
框架1的基底元件7由单向带的多个层形成，以不同方向堆叠，在纵向方向(0°)上具有高百分比的这样的带。由于在所述方向上的高百分比的纤维，所述纤维沿整个框架1连续延伸，基底元件7因此在纵向方向上具有高弹性模量。
一种用于制造基底元件7的可能的过程是自动带层(ATL)。这种基底元件7可被铆接、胶合或缝合至框架1的内凸缘5，因此封闭框架1的剖面。侧元件2、3和基底元件7的厚度和剖面是可以变化的。
除了由于具有朝外面向的内凸缘而提供封闭的剖面的优点之外，本发明提出的框架1的∏形剖面还有利于随后的系统的安装和飞行器布线系统的连接。
在许多情况下，本发明的框架1通过连接至框架1的连接板5的接头8具有局部负载输入。框架1与外壳一起形成抗扭盒，因此所述组件具有高抗扭刚度，由这些接头8转移的剪切负载因此有利地分布在由连接板5形成的两个面之间。
根据本发明的第二实施例，对于具有∏形剖面的飞行器提出框架1’，根据框架1’将实现的特定功能，其连接板5’与腿4’形成特定角度。在这种情形下，如可从图6a至6d所看到的，内凸缘6’的弯曲方向被改变，因为否则不能实现将内凸缘6’铆接到基底7’。
在上述两个实施例中，不管连接板是否倾斜，需要能够保证可以检查接头。在垂直连接板的情形下，这种可接近性可通过可拆卸地铆接基底元件7来实现。在倾斜的连接板的情形下，称作手孔的孔将必须在基底元件7中被制备，这将允许检查接头8或启动盖。另一方面和作为结果，可实现铆接基底元件7至内凸缘6，而不使用盲铆钉。
本发明的两个实施例中的任一个描述的具有∏形剖面的框架可沿整个框架1、1’延伸或仅包括其特定的部分。∏形剖面的框架的这种概念可进一步应用至不同的机身剖面，例如圆形、椭圆形或矩形剖面或与之类似的。
根据本发明的∏形剖面的这种概念另外可与其它框架剖面兼容。因此，例如，在远离负载输入的区域中，∏形剖面的相同框架可从剖面具有一个侧元件(其连接板和腿形成90°角)和另一侧元件(其连接板和腿形成大于90°的角度)的框架，用适当的过渡和连接变成传统的C、J和I形剖面，甚至Ω形剖面，如图7所示。
对形成由上述的复合材料制备的框架1、1’的元件的制造过程进行单独描述。
如可从图4a至4d看到的，传统的碳纤维框架，例如C形框架31(例如具有由复合材料制备的L形支肋)通常通过树脂传递模塑法(RTM)使用用于这种目的的封闭和加压的模具32来制造，其中，干燥的预成形品30和32被放置，树脂随后被注入。这种已知的过程或工艺允许制造复杂的部件。
本发明的形成复合材料的框架1、1’的侧元件2、3被分别制造，优选地采用传统的树脂传递模塑法(RTM)。封闭框架的剖面的基底部件7优选地由ATL过程或工艺制造。这些元件之后将连接在一起形成框架，获得封闭的剖面，所述封闭剖面包括基于较简单的元件的厚度和剖面变化。因此，因为这三个元件是单独制造的，每个具有厚度和剖面变化，在它们连接在一起时获得的负载框架被优化，以简单方式获得变化的封闭剖面。形成复合材料的框架1、1’的侧元件2、3的制造过程包括以下步骤：
a)通过刀片(blade)或喷水来切割织物和制造图案；
b)通过手工堆叠图案、缝合和冷或热压紧，制造预成形品；
c)在模具中放置预成形品；
d)施加真空；
e)通过施加压力，注射树脂；
f)通过施加热量固化树脂；
g)脱模。
优选地，通过ATL制造基底元件7，这种过程由以下步骤构成：
a)自动堆叠织物；
b)热成形；
c)真空袋放置；
d)高压釜固化。
包含在由随附的权利要求限定的范围内的任何修改可引入到上述的实施例中。

Claims (11)

1.一种由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，它包括两个侧元件(2，3)和基底元件(7)，通过所述基底元件(7)将所述侧元件(2，3)连接在所述框架(1)的内部上，所述侧元件(2，3)中的每一个包括将所述框架(1)连接至所述飞行器机身外壳的腿(4)、连接板(5)以及连接所述连接板(5)和所述基底元件(7)的下凸缘(6)。
2.根据权利要求1所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述侧元件(2，3)的连接板(5)垂直于所述腿4和所述内凸缘(6)。
3.根据权利要求1所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述侧元件(2，3)的连接板(5)与所述腿(4)形成大于90°的角，与所述内凸缘(6)形成对应的补角。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述腿(4)、所述连接板(5)和所述内凸缘(6)由复合材料的多个层形成。
5.根据权利要求4所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述复合材料的多个层布置成+/-45°。
6.根据权利要求5所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，它还包括布置成0°/90°的复合材料的多个层。
7.根据前述权利要求中任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述腿(4)和所述内凸缘(6)具有沿所述框架(1)连续延伸的成0°的单向纤维增强件(20，21)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述连接板(5)具有沿任意方向的连续或局部增强件(22)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述基底元件(7)由具有不同取向的单向带的多个层形成。
10.根据前述权利要求中任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，它包括用于局部负载输入的接头(8)。
11.根据前述权利要求中任一项所述的由复合材料制备的飞行器负载框架(1)，其特征在于，所述框架(1)的剖面和所述框架(1)的剖面的厚度是可变化的。
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