CN102448814B - 飞机压力隔墙组装结构 - Google Patents

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Abstract

所述结构包括：具有前部和后部的隔墙环(22)，后部向上和向后倾斜并且被连接至隔墙(1)；简单框架(18)，被连接至隔墙环(22)的前部；延伸的凸缘板(23)，被连接在隔墙环(22)的前部和蒙皮(6,7)之间；以及张力配件(24,25)，被安装在延伸的凸缘板(23)和桁条(8,9)之间。

Description

飞机压力隔墙组装结构
技术领域
本发明被设计用于航空工业中的飞机设计和制造领域。
发明目的
如本说明书的标题所述，本发明的目的是提供一种飞机压力隔墙组装结构。
压力隔墙是隔离飞机后部加压区域的元件。从结构角度看，该元件在形状上从加压区域侧凹入并且基本为半球形，从而可以充分利用隔墙材料以吸收由压差造成的负荷，在下文中将这种负荷称为压力负荷。
本发明的另一个目的是提供一种组装结构以使该结构所包括的所有部件都能够容易地用复合材料制成，由此得到减轻重量的结果，这在航空工业中是一项决定因素。
背景技术
通常，利用框架将压力隔墙组装至飞机，框架将机身的前部分与后部分分开，这些部分分别是飞机中的加压区域和未加压区域。在这种结构中，隔墙组件除了吸收压力负荷以外，主要是还必须能够提供合适的强度用于将机身的前部分和后部分连接在一起以及充分地加强机身。
为此，已知的压力隔墙组装结构如下所述地包括由其对称部分界定的圆柱状对称框架(遵循机身的轮廓)。
框架包括中心腹板、上法兰和下法兰。通常，框架的上法兰具有前部和后部。
压力隔墙被装至框架上法兰的后部，后部相对于蒙皮以一定角度倾斜地向上和向后伸出。这种倾斜由与压力隔墙相切的直线确定，作为指导，该直线以大约60度的角度倾斜。通常，利用机械固定装置例如铆钉将隔墙固定至框架。
除了上述内容以外，利用置于框架下法兰和蒙皮之间的被称为对接搭板的加强板将机身前部分和后部分的蒙皮固定至框架的下法兰。通常，框架下法兰和蒙皮之间的连接是利用机械装置例如铆钉来完成。
为了确保机身前部分和后部分的连接的连续性并由此确保被相应部分的桁条和蒙皮吸收的力的连续性，包含了包括一些前张力配件和后张力配件的已知组装结构。这些张力配件利用框架将机身前部分的桁条和蒙皮与机身后部分的桁条和蒙皮相连。这些张力配件中的每一个都通过机械装置例如铆钉在一侧被固定桁条并且在另一侧被固定至框架。通常利用中心腹板以及利用框架上法兰的前部将张力配件固定至框架。通常仅利用框架的中心腹板将后张力配件固定至框架。
已知在加压区域侧设置结构元件，其主要由连接在框架和连接至前部分桁条的另一加强框架之间的支柱构成，还具有确保前部分和后部分之间的连接连续性的功能以及加强对压力负荷的吸收并由此将负荷从框架移出。
常规压力隔墙组装结构中的元件，换句话说也就是框架、对接搭板、张力配件以及加强框架和支柱通常是由金属制成。具体地，鉴于框架必须如上所述地由其成分来吸收作用力，再考虑到以低成本提供了最佳强度和最小重量，所以框架当然地必须使用机械加工技术由金属制成。因此，考虑利用常规的RTM技术以复合材料制造，利用该技术制造已知组装结构中的框架的直接解决方案，这可以被认为是用于这种情况的理想方案，仍然产生严重的缺陷。首先，考虑到为了给框架提供合适的强度而必须要敷设的定向纤维层的数量，因此这种方案会得到不成比例的结构件设计。其次，制造出的框架很容易出现脱层问题，特别是在中心腹板和上法兰的相交区域，在此处方向垂直于层压的作用力将会集中于此。第三，由于框架截面的形状相对复杂，因此这种方案将需要相对复杂的工具。
发明内容
为了提供对现有技术中缺点的解决方案，本发明提供了一种能够轻易地完全用复合材料制造的压力隔墙组装结构。
本发明的压力隔墙组装结构与常规结构一样也被设计为连接机身的分别对应飞机中的加压区域和未加压区域的前部分或后部分。因此，隔墙组装结构除了吸收压力负荷以外，还必须能够提供合适的强度用于机身前部分和后部分之间的连接以及横向加强机身。
为此，要求保护的压力隔墙组装结构与已知的组装结构不同，包括简单框架和角圈，这两种元件如下所述均为圆柱状对称(遵循机身的轮廓)并且因此由其对称的截面界定。
角圈具有接纳来自隔墙的压力负荷的功能。其特征在于它为L形，具有两个直线部分：前部和后部。因此，压力隔墙被连接至角圈的后部，后部相对于蒙皮以一定的倾斜度向上和向后伸出，倾斜度由与压力隔墙相切的直线确定。
除了上述内容以外，简单框架以与由角圈提供的吸收来自隔墙的压力负荷的功能无关联的方式具有加强机身横向截面的功能。为此，框架具有上法兰、中心腹板和下法兰。
简单框架被连接至角圈，并且用角圈前部和蒙皮之间的名为对接搭板的加强板将组合的框架和环固定至蒙皮。蒙皮的前部分以及后部分被固定至角圈前部以使所述环的前部具有接纳机身各部分连接作用力的功能。
在角圈上放置简单框架时，发现将框架的中心腹板定位在角圈前部和后部之间的角附近是合适的，目的是为了提供简单框架压在角圈上的效果，这使得可以改进压力负荷在角圈上的分布。具体地，简单框架可以具有相对于中心腹板仅向前延伸的下法兰，这使得可以优化这种技术效果。
为了确保机身前部分和后部分的连接的连续性并由此确保被相应部分的桁条和蒙皮吸收的作用力的连续性，组装结构包括一些前张力配件和后张力配件，这些张力配件将桁条连接至对接搭板。
通过这种结构，简单框架必须像常规框架中那样承受张力的需求得以消除，所以就消除了以金属制成该框架的需求。因此，由于压力负荷产生的作用力即被朝向机身各部分重新分配，从而避免了通过常规框架将其吸收的需求。
另外，组装结构可以包括多块加强板用于避免组装结构中简单框架的局部弯曲。这些加强板被沿着框架的长度设置，连接在框架和角圈之间。
简单框架元件、角圈和对接搭板均可由沿着机身轮廓的长度设置的一个单一部分或多个部分组成。在这些情况中的后一种情况下，当必须要确保在不同部分之间的应力连续性时，常规的连接元件例如接头配件可以被安装在适当位置。具体地，这在框架上是必须的。由此，交叠各部分中每一对的板可以被设置在不同的框架部分中。
为了连接构成组装结构的不同元件，固定手段和连接手段均被考虑。固定手段与连接手段的区别在于固定手段需要待被连接元件之外的连接元件。固定手段可以是机械型(有螺纹的例如螺钉；或者无螺纹的例如抽芯铆钉或非抽芯铆钉)或化学型(例如粘合剂，通过粘接或共粘接；后者要求待被连接的部件由复合材料制成)。连接手段，同样地，也可以是机械型(榫槽型)或化学型(例如通过共固化，这要求待被连接的部件由复合材料制成)。共固化和共粘接技术之间的区别如下：在共固化中，要被连接的元件先前没有经过固化，利用组合在一起的两个元件的固化产生连接，而不是在要连接的元件之间设置任何粘合剂；但是在共粘接中，要被连接的元件之一已经事先被固化，粘合剂层被设置在要被连接的元件之间。
因此，根据上述内容，可以根据选择的不同固定手段或连接手段而考虑用于连接构成组装结构的不同元件的多种选择。具体地，在角圈、简单框架和加强板是由复合材料制成时，所述元件可以通过共粘接或者也可以通过共固化而彼此连接。
另外，选择还包括角圈构成压力隔墙的整体部分，以使得隔墙被制造为包括角圈。
组装结构中的所有元件由于其结构适当而能够轻易地用复合材料制造。
复合材料在本领域中被定义为基本上由嵌入均质材料基体内的小直径、高强度、高刚度纤维构成的材料。
被认为适合用于制造本发明中结构的元件的复合材料是有机基体材料，其中基体是热固性材料树脂(例如环氧树脂、聚酯、酚醛树脂、聚酰亚胺或双马来酰亚胺树脂)或热塑性材料树脂。另一方面，适合用于纤维的材料是硼或碳(石墨)。
考虑将以下的制造技术用于获得本发明组装结构中的元件：
－RTM：(树脂传递模塑)。布置成织物或织网的纤维被层叠在模具内。然后，基体材料被传递到模具内直至填满纤维之间的空间，所有材料都在模具内被压紧。复合材料要在烤炉或压热器内经历适合用于固化基体树脂的温度和压力循环。
－预浸处理：事先浸渍在基体材料内的纤维被散布在模具表面上，堆叠为多层，直至达到所需的元件厚度，然后再压紧。材料以层叠方式或浸渍的纤维方式被散布，产生分别被称为铺层或纤维缠绕的不同工艺。另外，预浸处理过程可以与热成型/冲压技术相结合，其中通过加热和加压使材料被模制成形。复合材料要在烤炉或压热器内经历适合用于固化基体树脂的温度和压力循环。
鉴于框架不接收压力负荷并且因此不必具有严重的脱层区域，而脱层区域如前所述会导致利用RTM技术无法实现的更大厚度和复杂形状，因此简单框架或框架中的不同部分可以利用RTM技术制造，产生合适的强度和轻的重量。
角圈或环的不同部分可以通过该技术或将复合材料以要制造的环的形状预浸在表面上而制得。
在角圈构成压力隔墙整体部分的情况下，可以通过预浸处理技术，优选地通过纤维-叠层预浸处理技术将压力隔墙与角圈一起同时制造，做成一体式。
对接搭板或对接搭板的不同部分也可以通过以要生产的对接搭板形状在表面上预浸复合材料而制得。
最后，组装结构中所有其他的结构元件(张力配件和加强板)可以通过预浸处理技术和用于实现额外加强层的热成型/冲压来生产。
附图说明
附图与本说明书一起提供以完整介绍本发明并且用于帮助更好地理解本发明的设计特征：
图1是在飞机上设置压力隔墙的示意性透视图。
图2是图1中所示视图的A-A′截面，示出了常规的飞机压力隔墙组装结构。
图3是图1中所示视图的A-A′截面，示出了本发明中飞机压力隔墙组装结构的一个实施例。
附图标记：
1：压力隔墙
2：飞机中的加压区域
3：飞机中的未加压区域
4：机身前部分
5：机身后部分
6：前机身蒙皮
7：后机身蒙皮
8：前机身桁条
9：后机身桁条
10：常规框架
11：框架上法兰的前部
12：框架上法兰的后部
13：常规的框架中心腹板
14：常规框架的下法兰
15：常规对接搭板
16：常规前张力配件
17：常规后张力配件
18：简单框架
19：简单框架的上法兰
20：简单框架的中心腹板
21：简单框架的下法兰
22：角圈
23：对接搭板
24：前张力配件
25：后张力配件
26：加强板
具体实施方式
根据图中使用的附图标记，图3示出了本发明中组装结构的一个实施例的A-A′截面。
本发明中的结构提供了一种用于飞机的压力隔墙组件1以及用于将飞机机身的前部分4和后部分5连接在一起的装置。压力隔墙1将飞机中的加压区域2与未加压区域3分开。
如图3中所示，所述实施例包括简单框架18，其具有上法兰19、中心腹板20和下法兰21。
角圈22通过朝着压力隔墙1向上和向后倾斜的后部分被铆接。
简单框架18位于角圈22未倾斜的前部上，前部又位于对接搭板23上。简单框架18、角圈和对接搭板23的组件利用铆钉被铆接至机身蒙皮的后部分7。
本实施例包括加强板26，加强板26沿后边沿被铆接到简单框架18的中心腹板20。
角圈22的前部向前伸出超过框架19的下法兰21与角圈22的接触区域。以下部件被铆接至该延伸区域：角圈22、加强板26、对接搭板和蒙皮的前部分6。
组装结构还包括一些前张力配件24和后张力配件25，它们分别被铆接至桁条8,9和机身前部分4和后部分5中的蒙皮6,7。

Claims (15)

1.用于将机身前部分(4)连接至后部分(5)的飞机压力隔墙组装结构，前部分(4)和后部分(5)分别对应于加压区域(2)和未加压区域(3)；前部分(4)和后部分(5)均包括各自的桁条(8,9)和蒙皮(6,7)；
包括：
－角圈(22)，其圆柱对称地遵循机身轮廓延伸开来，对称截面为L形，具有前部和后部，后部向上和向后地倾斜并且被连接至隔墙(1)；
－简单框架(18)，其圆柱对称地遵循机身轮廓延伸开来，对称截面具有上法兰(19)、中心腹板(20)和下法兰(21)；简单框架(18)的下法兰(21)被连接至角圈(22)的前部；
－对接搭板(23)，其圆柱对称地遵循机身轮廓延伸开来，位于角圈(22)的前部和蒙皮(6,7)之间；以及
－张力配件(24,25)，其被连接在对接搭板(23)和桁条(8,9)之间。
2.如权利要求1所述的飞机压力隔墙组装结构，其中机身的前部分的蒙皮(6)和后部分的蒙皮(7)通过机械装置被固定至由简单框架(18)、角圈(22)和对接搭板(23)构成的组件。
3.如权利要求2所述的飞机压力隔墙组装结构，其中机身的前部分的蒙皮和后部分的蒙皮通过机械装置被固定至由对接搭板、相应的机身前部分和后部分的桁条和张力配件构成的组件。
4.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中压力隔墙组装结构另外包括用于避免简单框架(18)局部弯曲的多块加强板(26)，其被连接在简单框架(18)和角圈(22)的前部之间。
5.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中角圈(22)与隔墙(1)形成为一体。
6.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中角圈(22)通过机械装置被固定至隔墙(1)。
7.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中简单框架由沿机身轮廓设置并且彼此间基本无间隔的多个框架部分构成；所述各部分通过常规装置彼此连接。
8.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中简单框架通过RTM技术由复合材料制成。
9.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中角圈(22)通过预浸处理技术由复合材料制成。
10.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中对接搭板(23)通过预浸处理技术由复合材料制成。
11.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中张力配件(24,25)通过带有热成型/冲压的预浸处理技术由复合材料制成。
12.如权利要求4所述的飞机压力隔墙组装结构，其中加强板(26)通过带有热成型/冲压的预浸处理技术由复合材料制成。
13.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中隔墙(1)和角圈(22)由复合材料制成并且利用共固化和/或共粘接彼此连接。
14.如权利要求3所述的飞机压力隔墙组装结构，其中简单框架(18)和角圈(22)由复合材料制成并且利用共固化和/或共粘接彼此连接。
15.如权利要求4所述的飞机压力隔墙组装结构，其中加强板(26)、简单框架(18)和角圈(22)由复合材料制成并且利用共固化和/或共粘接彼此连接。
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