CN102224393A - 包括至少一个定位辅助件的用于飞机的机身单元结构的结构元件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于飞机的机身单元结构的结构元件(1)，特别是桁条型材(2)或环形框架段，其中所述结构元件(1)用复合材料、特别是用碳纤维增强环氧树脂制成。根据本发明，所述结构元件(1)包括便于经由测量系统进行位置确定的至少一个定位辅助件(10，11)。激光测量系统和/或触觉式测量系统(22)可被用作所述测量系统。通过使用能以固定方式附接到定位辅助件(10，11)的反射器(12)作为用于优选为激光跟踪器(19)的所述激光测量系统的目标，所述结构元件(1)关于另外的部件(21)的空间位置能够以非接触方式并以高的精度确定。在此过程中，根据距离可在任何空间方向上获得高达1/500mm的测量精度。在所述结构元件(1)的位置确定和调整之后，所述反射器(12)能够被从所述定位辅助件(10，11)移除。可替代地，可使用触觉式测量系统(23)的测量臂(23)来进行所述结构元件(1)的测量。最后，所述定位辅助件(10，11)例如利用机械方法被从结构元件(1)迅速移除且不遗留任何残留物。通过使用根据本发明的结构元件(1)，能够显著地降低包括待在空间中精确定位的多个结构元件的复合纤维复合部件的制造过程中的制造成本。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的机身单元结构的结构元件，特别是桁条型材或环状框架段，该结构元件由复合材料制成，特别是由碳纤维增强环氧树脂制成。
背景技术
在现代飞机结构中，致力于更多地使用复合部件，复合部件优选使用碳纤维增强环氧树脂制造。然而，此类型的复合部件的制作与由于制作相关的原因通常无法避免的尺寸偏差相关联且不能够再生产。由复合材料制成的机身区段经常通过将至少两个壳部件结合为所谓的多壳结构来形成。为了制造完整的飞机机身单元，多个机身区段被结合在一起以形成制有横向接缝的完整的飞机机身单元。
壳部件本身特别由至少在一维上弯曲的蒙皮板形成，并通过相对飞机的纵向轴线横向延伸的框架段来增强，且通过另外的结构元件、特别是桁条来增强。由于在CFRP部件制造期间的上述无法避免的容许偏差，桁条必须例如在随后的工序步骤中被结合到蒙皮板之前被非常精确地测量，然后在蒙皮板上被定位并定向。因此，壳部件的制造耗费大量的劳动成本。
发明内容
因而，本发明的目的在于简化壳部件的制造，特别是结构元件比如桁条和/或框架段在壳部件的蒙皮板上的定向，并在于当例如机身壳形式的单独部件被结合在一起时便于对完整的区段进行测量。
该目的通过具有权利要求1的特征的结构元件来实现。
由于所述结构元件包括用于使用测量系统进行位置确定的至少一个定位辅助件，配备有所述定位辅助件的结构元件关于另外的部件(例如壳部件的蒙皮板)的空间定向被大大简化。此外，所述结构元件关于第二部件的空间定向的绝对精度被显著提高。
所述结构元件的改进提供有：所述测量系统是激光测量系统和/或触觉式测量系统。
假设激光测量系统与根据本发明的结构元件之间的距离不太大，则使用激光测量系统使得能够在无接触的情况下获得非常精确的测量。
使用触觉式测量系统使得特别是在测量较大的部件的情况下与传统激光测量系统相比能够获得更精确的测量。在此情况下，定位辅助件代表用于触觉式测量系统的定义参考点，以确保当进行测量时总是使用完全相同的测量位置。
所述结构元件的进一步有利改进提供有：所述定位辅助件能够被连接到用于使用所述激光测量系统进行位置确定的目标，特别是反射器。
因此，根据本发明经由至少一个整体形成的定位辅助件所提供的结构辅助件关于周围空间(测量系统)和/或关于另外的部件的位置能够经由已知的激光测量系统被非常精确地检测。为了获得足够精确的位置信息，激光测量系统与待被测量的部件之间的距离不能过大。
所述结构元件的改进提供有：所述至少一个定位辅助件与所述结构元件形成为一体。
由于定位辅助件与结构元件整体形成，例如如果定位辅助件在之后的阶段被安装在增强型材上可能产生的附加测量误差被完全消除。
所述结构元件的一有利的改进提供有：所述至少一个定位辅助件形成在所述结构元件上的空间限定位置中。
根据本发明形成的结构元件可以例如通过已知的“RTM方法”(树脂传递模制方法)来制造。在此情况下，预制的增强纤维装置例如被插入到两件式模具中，然后在施加压力和/或热的情况下被可固化的塑料材料，特别是双组份环氧树脂，完全渗透。优选以力流优化方式在一个层叠于另一个之上的多个层中延伸的碳纤维通常被用作增强纤维装置。待被制造的部件的空间形状在RTM工序期间通过模具被非常精确地预先确定，但是由于温度变化导致的收缩而产生的容许偏差无法被排除。能够通过使用作为成形工具的模型的任何方法来制造根据本发明的定位辅助件。在结构元件的制造过程期间，被提供在结构元件上的定位辅助件例如经由模具中的小凹槽或小凹口可以同时与剩余的结构元件形成为一体—类似于注射成型技术中的溢料或接缝。为此原因，不需要单独的工序步骤来制造定位辅助件。由于在结构元件的制造过程期间，定位辅助件已经同时形成在精确限定的空间位置中，例如在桁条型材的中心线的区域中，增强型材的空间位置的随后的测量被简化，并且还能够极为精确地测量结构元件的空间位置。定位辅助件的精确空间位置能够根据模具的已知CAD数据被非常精确地确定。
本发明的进一步有利的构造提供有：所述至少一个定位辅助件能够特别是通过磨削、刮擦、碾磨、断裂、切割或上述方法的任意组合以纯机械的方式从所述结构元件移除。
因此，在测量之后定位辅助件能够容易地从结构元件移除，从而不会负面影响随后的制造步骤。例如，提供一小的预定断裂点，将能够更容易地断裂或剪切定位辅助件并由此定位辅助件在定义点处被移除。在三维空间中，对部件进行正确测量通常需要至少三个测量点，即至少三个测量辅助件。
所述结构元件的进一步改进提供有：所述激光测量系统特别地是激光跟踪器。
使用激光跟踪器能够确定静止或移动物体在空间中关于激光跟踪器的绝对位置。为此目的，合适的反射器必须被布置在物体上以反射由激光跟踪器发射的激光辐射。反射器被定位在结构元件，特别是桁条、横梁或框架段上的精确限定空间位置中，该精确限定空间位置经由根据本发明的定位辅助件通过已知的结构CAD数据已经被预先确定。这些已知的空间位置被用作用于测量所有结构元件关于彼此的相对位置的选点值或具体要求。通过将反射器附接到定位辅助件或通过以另一方式将反射器布置到定位辅助件上，结构元件的空间位置能够经由激光跟踪器被确定至高达1/500mm的精度水平。
所述结构元件的进一步有利的构造在进一步的权利要求中列出。
附图说明
图1为根据本发明的结构元件的一实施例的透视图；
图2为激光测量系统附接到其上的带有反射器的图1所示结构元件的放大前视图；和
图3为在经由触觉式测量系统进行位置检测期间位于一部件上的图2所示结构元件的透视图。
具体实施方式
在附图中，同样的构造元件在每个方案中具有同样的附图标记。
图1示出所谓的Ω-桁条型材2作为根据本发明的结构元件1的实施例。桁条型材2具有中央部分3，该中央部分3具有大致梯形的横截面几何形状。中央部分3具有水平顶面4，该水平顶面4在每一侧连接到倾斜侧面5、6。侧面5、6均最终过渡到水平延伸的法兰7、8。各自具有不同几何形状的两个定位辅助件10、11被布置为一个位于另一个之后并且在桁条型材2的中心线9的区域中彼此偏移。
桁条型材2可以例如使用碳纤维增强环氧树脂经由RTM工艺制造。与桁条型材2的剩余部分不同，定位辅助件10、11并非纤维增强的，而是优选仅由树脂构成，该树脂还被用于制造桁条型材2的用于植入碳纤维的树脂基质。
RTM方法优选用于框架。桁条型材和其他结构元件通常在“热成型”工艺中在包括上模和下模的模具中制作，或者在此类型的工具中通过冷成型制造。在随后的高压蒸汽消毒灭菌期间和固化工序期间用于形成结构元件的树脂系统的黏性减小，并结合模具中的对应凹槽并结合潜在的过量树脂，其在预定位置制造定位辅助件。
在部件的制造期间，在基质中通常存在过量的树脂，该过量的树脂被用于整体形成定位辅助件。定位辅助件10、11在RTM工序期间形成。为此目的，所简单地使用的模具需要被提供有凹口，该凹口的表面几何形状对应于定位辅助件10、11的所期望的随后的形状。在图1中所示的实施例中，前定位辅助件10具有圆柱形空间形状，而后定位辅助件11为圆锥形。反射器能够被理想无间隙地附接到定位辅助件10、11，并且该反射器结合所谓的激光跟踪器(参见图2)使得其能够非常精确地测量桁条型材2关于另外的部件(未图示)的位置。
原理上，假设反射器能够被无底切地并且特别是理想无间隙地应用于定位辅助件10、11，则定位辅助件10、11能够具有任何可想象的几何形状。由于定位辅助件10、11仅使用桁条型材2的树脂基质制造，在经由激光跟踪器进行定位之后，定位辅助件10、11例如通过磨削、切割、刮擦、碾磨、锉磨或剪切能够被从桁条型材2迅速移除而不在预定断裂点的区域中遗留任何残余物。不同于图示的定位辅助件10、11在中心线9上的布置，假设定位辅助件的位置的精确空间坐标能够被确定，则这些定位辅助件10、11可以被布置在桁条型材2上的任意点处，即中央部分3上、侧面5、6的区域中和/或法兰7、8的区域中。这些空间坐标通常能够从用于制造桁条型材2的模具的CAD几何形状数据非常精确地得到。
图2为带有圆柱形定位辅助件10的图1的结构元件1或Ω-桁条型材的放大透视图。反射器12作为用于激光测量系统的目标被附接到定位辅助件10。此外，定位辅助件10甚至在上头能够包括夹紧和/或锁扣装置，以确保反射器12被牢固地固定。夹紧和/或锁扣装置使得其能够在测量工序完成时将反射器从定位辅助件10释放。例如，锁扣装置能够通过定位辅助件10的区域中的弹簧加载球来形成，该球能够至少在局部中以形状配合(formschlüssiges)被插入到反射器12的对应地构造的凹槽中。反射器12特别包括保持机构13，保持机构13包括球14，保持机构13在其下表面上包括凹槽15，凹槽15能够至少在局部中以形状配合附接到圆柱形定位辅助件10，或者能够被连接到圆柱形定位辅助件10，以产生临时的、基本上无间隙的机械连接。此外，保持装置13在上表面的区域中具有稍微凹陷的或圆顶形状的凹口16，该凹口16还理想无间隙地接纳在球14中。在球14内具有棱镜17，该棱镜17与由用作激光测量系统的激光跟踪器19发射的激光束18相互作用。
反射器12或用于激光跟踪器19的目标—包括包含于其中的部件—包括能够例如从Leica-Geosystems
、Faro
或API
自动精密工程德国有限公司获得的来自测量技术的标准部件。由于激光束18与棱镜17或球14之间的相互作用，激光跟踪器19能够为反射器12中的棱镜17、并由此为在该位置的桁条型材2确定关于周围空间和部件21的空间位置信息20。该部件21可以例如为经由桁条型材2增强的壳部件的蒙皮板。位置信息20可以例如在直角坐标系中被提供至高达1/500mm的精度水平。原理上，适于与激光跟踪器19一起操作的、能够与激光跟踪器19相互作用以生成位置信息20并能够被无间隙地附接到定位辅助件10、11的任何光学反射器12可以被临时固定到定位辅助件10、11。在这些情况中，保持装置13(适配器)或球14并非绝对必须的。飞机的机身单元结构中的任何结构元件，例如框架段、横梁、纵向支撑件、连接角形托架、支撑角形托架、框架梳齿
或稳定角形托架也可以被提供有根据本发明的定位辅助件10、11并随后被测量。根据本发明的形成在结构元件上的定位辅助件10、11使得其能够对飞机机身单元的整个机身区段进行完整测量，因此与预定制造公差的任何偏差均能够以较低的劳动成本并且非常精确地被检测。
当桁条型材2已经被定向且部件21随后在高压灭菌器中被固化时，部件21使用定位装置来测量，并且反射器12随后被移除。由于根据本发明的定位辅助件10、11能够被构造得非常小，它们不可能损坏真空袋或真空膜。如上所述，定位辅助件10、11可以被机械地移除或可以保持在部件上以用于之后的测量活动。根据本发明被提供有至少一个定位辅助件10、11的桁条型材2关于部件21的空间位置由此能够以非常精确且能够可靠地重复的方式来确定。因此，桁条型材2的定向和定位被大大简化。
图3示出在经由触觉式测量系统(以简化形式示出)进行位置确定期间布置在部件21上的根据图2的桁条型材2。触觉式测量系统2具有测量臂23，该测量臂23包括布置在测量臂23的端部上的测量适配器24。如黑白箭头所示，测量适配器24能够在空间中自由定位，特别是平行于坐标系25的x轴、y轴和z轴。为此目的，测量臂23具有相互铰接的多个直臂部分。测量臂23通常具有至少六个自由度。位移传感器例如光学旋转编码器(未图示)位于铰接点处，以能够非常精确地检测测量适配器24关于坐标系25的空间位置。
为了确定Ω-桁条型材2关于坐标系25的相对位置并由此确定Ω-桁条型材2关于部件21的相对位置，适配器24经由测量臂23以如下方法在空间中被定向，测量适配器24至少在局部中与形成在Ω-桁条型材2上的圆锥形后定位辅助件11形状配合。为此目的，圆柱形测量适配器24在下表面上具有中空圆锥形凹槽26，该中空圆锥形凹槽26被构造为(至少在局部中以形状配合)对应于定位辅助件11的圆锥表面几何形状。可替代地，假设测量适配器24在其下表面上具有对应形成的凹槽，该凹槽使其能够临时将定位辅助件和测量适配器24至少在局部中以形状配合连接，则还能够使用圆柱形前定位辅助件10。
以此方法确定的测量适配器24的空间位置通过位移传感器在触觉式测量系统中非常精确地检测，并被数字化然后转换为位置信息27。位置信息27给出Ω-桁条型材2关于坐标系统25的相对位置，该坐标系统为合适的坐标系，例如直角坐标系、柱面坐标系或极坐标系。
与激光测量系统特别是激光跟踪器不同，触觉式测量系统22不能够进行非接触式测量。然而，由于激光跟踪器的测量误差随着激光跟踪器与反射器之间的距离增加而显著增大，因此触觉式测量系统22在与测试目标距离较大和/或测试目标较大的情况下提供显著提高的测量精度。当激光跟踪器与反射器之间的距离为例如30m时，使用激光跟踪器仅能够获得大约0.1mm的测量精度。
代替图3中经由实例所示的包括用于引导测量适配器24的具有多个自由度的测量臂23的触觉式测量系统22，测量适配器24还能够在待测量的部件上方的吊架装置(Portalanordnung)上被引导，以特别地减小部件较大时的测量误差。吊架装置能够被可移位地安装在彼此平行地延伸且布置在待被测量的部件的任一侧的两条轨道上。
附图标记清单
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于飞机的机身单元结构的结构元件(1)，特别是桁条型材(2)或环形框架段，所述结构元件(1)由复合材料制成，特别是由碳纤维增强环氧树脂制成，所述结构元件(1)包括用于使用测量系统进行位置确定的至少一个定位辅助件(10，11)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)是所述结构元件(1)的组成部分。
2.根据权利要求1所述的结构元件(1)，其特征在于，所述测量系统是激光测量系统和/或触觉式测量系统(22)。
3.根据权利要求1或2所述的结构元件(1)，其特征在于，所述定位辅助件(10，11)能够被连接到用于使用所述激光测量系统进行位置确定的目标，特别是反射器(12)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)形成在所述结构元件(1)上的空间限定位置中。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)能够特别是通过磨削、刮擦、碾磨、断裂、切割或上述方法的任意组合机械地从所述结构元件(1)移除。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述激光测量系统特别地是激光跟踪器(19)。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述定位辅助件(10，11)的形状使得反射器(12)作为目标能够至少在局部中以形状配合且基本上无间隙地附接。
8.根据权利要求7所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)特别地为圆柱形、圆锥形、金字塔形或截锥体形状，并且优选由所述结构元件(1)的基质材料制成，特别是由环氧树脂制成。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述反射器(12)是接纳在保持机构(13)中的反射镜，特别是棱镜(17)，能够至少在局部中以形状配合将所述保持机构(13)附接到所述定位辅助件(10，11)。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述结构元件(1)与另外的部件(21)，特别是壳段和/或三维空间坐标系，之间的空间位置能够利用所述激光测量系统来确定。
Claims (11)
1.一种用于飞机的机身单元结构的结构元件(1)，特别是桁条型材(2)或环形框架段，所述结构元件(1)由复合材料制成，特别是由碳纤维增强环氧树脂制成，其特征在于，所述结构元件(1)包括用于使用测量系统进行位置确定的至少一个定位辅助件(10，11)。
2.根据权利要求1所述的结构元件(1)，其特征在于，所述测量系统是激光测量系统和/或触觉式测量系统(22)。
3.根据权利要求1或2所述的结构元件(1)，其特征在于，所述定位辅助件(10，11)能够被连接到用于使用所述激光测量系统进行位置确定的目标，特别是反射器(12)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)是所述结构元件(1)的组成部分。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)形成在所述结构元件(1)上的空间限定位置中。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)能够特别是通过磨削、刮擦、碾磨、断裂、切割或上述方法的任意组合机械地从所述结构元件(1)移除。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述激光测量系统特别地是激光跟踪器(19)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述定位辅助件(10，11)的形状使得反射器(12)作为目标能够至少在局部中以形状配合且基本上无间隙地附接。
9.根据权利要求8所述的结构元件(1)，其特征在于，所述至少一个定位辅助件(10，11)特别地为圆柱形、圆锥形、金字塔形或截锥体形状，并且优选由所述结构元件(1)的基质材料制成，特别是由环氧树脂制成。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述反射器(12)是接纳在保持机构(13)中的反射镜，特别是棱镜(17)，能够至少在局部中以形状配合将所述保持机构(13)附接到所述定位辅助件(10，11)。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的结构元件(1)，其特征在于，所述结构元件(1)与另外的部件(21)，特别是壳段和/或三维空间坐标系，之间的空间位置能够利用所述激光测量系统来确定。
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