CN102458982B - 用于附接飞机的垂直尾翼稳定器的零件 - Google Patents

用于附接飞机的垂直尾翼稳定器的零件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于将飞机的垂直横尾翼接合在后部机身的区域中的零件(41,71),该零件完全由复合材料制成,并且包括:a)第一部件(43,73),包括用于接合垂直横尾翼的凸耳(45,45’;75,75’)以及将零件(41,71)连接至环状框架(7)的垂直壁(47,47’;77,77’);以及b)至少一对额外部件(49,49’;79,79’),包括将零件(41,71)连接至蒙皮(5)的水平壁(51,51’;81,81’)。用于与斜载荷相接合的零件(71)还包括第二对有角的部件(90,90’),该第二对有角的部件包括连接至凸耳(75,75’)的垂直壁(93,93’)。本发明还涉及用于安装所述零件(41,71)的方法。

Description

用于附接飞机的垂直尾翼稳定器的零件
技术领域
[0001] 本发明涉及用于附接(attach)飞机的垂直尾翼稳定器的零件(fitting),并且更特别地涉及以复合材料(composite)制造的零件。
背景技术
[0002] 虽然近几年来倾向于实施将复合材料(诸如CFRP(碳纤维增强塑料))用在最大可能数量的飞机构件中,因为与铝(优选的用在飞机中的金属材料)相比,这种材料致使重量减轻,但是大多数飞机制造商都不愿使用碳纤维来制造零件,因为这些零件的复杂性使得它们制造起来是非常昂贵的。
[0003] 这尤其适用于用来附接仍用金属材料制成的垂直尾翼稳定器的零件。
[0004] 使用金属零件作为用于将用复合材料制成的构件附接在飞机的同样用复合材料制成的机身区域中的元件带来几个问题,诸如其更大的重量,并且特别是带来与有效蒙皮区域的减少和组装难度有关的那些问题。
[0005] 可用复合材料制造形状类似于金属零件的形状的零件,但是除了由复杂形状所产生的费用之外,这些零件所呈现出的缺陷之一在于,非常难于以该形状实现能够执行所需的载荷分配的最优层状结构。
[0006] 本发明旨在解决这些缺陷。
发明内容
[0007] 本发明的一个目的是提供一种这样的零件,S卩,所述零件用复合材料一体地制造,用于将垂直尾翼稳定器附接在基于用复合材料以整体部件制造的蒙皮以及同样用复合材料制造的框架所构造的飞机机身的后部区域中。
[0008] 本发明的另一目的是提供用于将垂直尾翼稳定器固定在飞机机身的后部区域中的零件,所述零件能容易地组装。
[0009] 在第一阶段中,用包括以下各项的零件来实现这些和其他目的:
[0010]-第一部件,用复合材料制造,包括用于固定垂直尾翼稳定器的凸耳(Iug)以及用于将零件固定至机身框架的垂直壁。
[0011]-至少一对额外部件,用复合材料制造,包括用于将零件固定至机身蒙皮的水平壁。
[0012] 在第一类零件中,这些对额外部件具有有角的形状,并且设计成使得其水平壁通过其内表面固定至蒙皮,并且使得其垂直壁固定至第一部件。因此实现了适当的用于固定具有垂直载荷的垂直尾翼稳定器的零件。
[0013] 在另一类零件中,该零件还包括第二对额外部件,所述第二对额外部件同样用复合材料制造,具有有角的形状,设计成使得其水平壁通过其上表面固定至蒙皮,其垂直壁固定至第一部件的凸耳。因此实现了适当的用于固定具有斜载荷的垂直尾翼稳定器的零件。
[0014] 在第二阶段中,通过提供用于这些零件的组装工艺来实现这些和其他目的。
[0015] 在一优选实施例中,旨在固定具有垂直载荷的垂直尾翼稳定器的零件的组装包括以下步骤:
[0016]-将第一部件组装在蒙皮的内部上,先前已将衬套结合到凸耳的钻孔中。
[0017]-组装这对额外部件,借助于机械附接将水平壁固定至蒙皮,并且借助于机械附接或化学附接将垂直壁固定至第一部件。
[0018] 因此实现了在总组装线上不需要额外的作业的非常简单的组装工艺。
[0019] 在另一优选实施例中,旨在固定具有斜载荷的垂直尾翼稳定器的零件的组装包括以下步骤:
[0020]-将第一部件组装在蒙皮的内部上。
[0021]-组装第一对额外部件,借助于机械附接将水平壁固定至蒙皮,并且借助于机械附接或化学附接将垂直壁固定至第一部件。
[0022]-组装第二对额外部件,借助于机械附接将水平壁固定至蒙皮,并且借助于化学附接或者借助于安装衬套将垂直壁固定至凸耳,必须将所述衬套结合在这两个元件的钻孔中。
[0023] 因此实现了用于这类零件的简单组装工艺。
[0024] 从以下关于附图对其目的的示例性实施例的详细描述中,本发明的其他特征和优点将变得显而易见。
附图说明
[0025] 图1是根据已知技术的用于将垂直尾翼稳定器固定在飞机的后部机身上的零件的透视图。
[0026] 图2是图1的零件的透视图。
[0027] 图3a和图3b分别是根据轴线A_A和B-B的图1的横截面。
[0028] 图4a和图4b是根据本发明的用于固定具有垂直载荷的垂直尾翼稳定器的零件的透视图。
[0029] 图5是图4a和图4b的零件的横截面图。
[0030] 图6a和图6b是根据本发明的用于固定具有斜载荷(inclined load)的垂直尾翼稳定器的零件的透视图。
[0031] 图7是图6a和图6b的零件的横截面图。
具体实施方式
[0032] 为了更好地理解本发明,我们将首先关于图1-图3描述本领域已知的用于固定垂直尾翼稳定器的零件。
[0033] 其涉及一件式零件11,包括:凸耳(Iug) 15、15’,用于接收垂直稳定器的载荷元件;一对水平壁21、21’,所述这对水平壁固定至蒙皮5 ;以及一对垂直壁27、27’(连续的或者如图2所示地分割成两部分,取决于零件的位置),所述这对垂直壁固定至机身的框架7。图3a和3b详细示出了对应的附接。
[0034] 如本领域技术人员将理解的,“水平的”和“垂直的”不必按严格的几何意义来解释,而是应解释成仅用于识别零件的上述构件的术语。另外,零件11的中心体(centralbody) 13的形状能在一些零件中不同于在其他零件中,这取决于这些零件的位置。
[0035] 如前面所指出的,除了其重量之外,具有零件11的形状的金属零件所带来的基本问题由其组装条件决定。因为其是整体加工件,所以对组装的调整必须在与蒙皮5相接触的情况下完成,并且必须现场重做凸耳15、15’的钻孔19、19’,以确保将钻孔的轴线定位在正确的位置中,这要求衬套的现场安装,必须将衬套组装在其中,以调节用于将垂直尾翼稳定器的元件与凸耳15、15’固定在一起的附接螺栓,所述衬套引入到所述凸耳之间。
[0036] 对于具有类似形状的复合材料的零件,将出现这些相同类型的问题,另外,该问题与最优化其层压品的难度有关,因为载荷分配的条件因素将要求一些构件具有很大的厚度,特别是要求凸耳15、15’具有很大的厚度,如图2的图示所让人想到的。
[0037] 与现有技术相比,本发明的基本构思是以两个或更多个部分来构造零件,这有利于其不同构件的层压品的最优化以及其组装。
[0038] 在本发明的用于固定具有垂直载荷的垂直尾翼稳定器的零件的一优选实施例中,图4-图5所示的零件41包括三个部件(piece),所有这三个部件都以复合材料制造:
[0039]-第一部件43,包括用于固定垂直尾翼稳定器的凸耳45、45’以及用于固定至机身框架的垂直壁47、47’。该部件43的整体部件式构造有利于其组装。
[0040]-一对部件49、49’(在图4a中被涂黑),具有有角的形状,并且具有用于将零件41固定至机身的蒙皮5的水平壁51、51’,还具有旨在固定至第一部件43的中心体44的垂直壁 53、53’。
[0041] 部件43固定在机身的蒙皮5的内部上(要求较小的空腔),具有这样的构造,即,允许将所述部件容易地设置在其正确的位置中,从而凸耳45、45’的钻孔48、48’能结合有上述衬套50、50’,防止必须在现场组装它们。
[0042] 其次,部件49、49’在总组装线上固定至部件43的中心体44,从而确保其正确的定位,优选地通过机械方式且特别是借助于铆钉来确保,虽然对于垂直壁53、53’,它们也能通过化学方式且特别是借助于粘合剂附接。水平壁51、51’与机身的蒙皮5之间的可能间隙能用适当的衬层覆盖。
[0043] 这种将零件41分割成部件43、49、49’允许根据这些部件中的每个所必须支撑的载荷来最优化其对应的层压品。部件43需要在与主载荷(leading load)相同的方向上具有高百分比的层板(?17),然而部件49、49’需要这样的堆叠,即,其更适于将剪切载荷传递至机身的蒙皮5。
[0044] 在用于固定具有斜载荷的垂直尾翼稳定器的零件的另一优选实施例中,图6-图7所示的零件71包括五个部件,所有这五个部件都用复合材料制造:
[0045]-第一部件73,包括用于固定垂直尾翼稳定器的凸耳75、75’以及用于附接至机身框架的垂直壁77、77’。
[0046]- 一对部件79、79’(在图6a中被涂黑),具有有角的形状,具有用于将零件固定至机身的蒙皮的水平壁81、81’以及旨在附接至第一部件73的中心体74的其垂直壁83、83’。
[0047]-第二对部件90、90’(在图6a中被涂黑),具有有角的形状,设计成在用于固定零件的操作中,其水平壁91、91’通过其上表面固定至蒙皮,其垂直壁93、93’固定至第一部件73的凸耳75、75,。
[0048] 与前种情况一样,零件71的第一部件73固定在机身的蒙皮5的内部上,并且能以类似的方式容易地设置在其正确的位置中,从而将凸耳75、75’的钻孔78、78’定位在其最终位置中,而不需要重做。
[0049] 与前种情况一样,部件79、79’在总组装线上固定至部件73的中心体74,从而确保其正确的定位,优选地通过机械方式且特别是借助于铆钉来确保,虽然对于垂直壁83、83’,它们也能通过化学方式且特别是借助于粘合剂附接。水平壁81、81’与机身的蒙皮5之间的可能间隙能用适当的衬层覆盖。
[0050] 对于其部分,部件90、90’在总组装线上固定在蒙皮5的外部上,从而确保其正确的定位。其垂直壁93、93’借助于粘合剂或者仅借助于引入到钻孔78、78’这两个部件中的衬套80、80’固定至凸耳75、75’,其水平壁91、91’借助于铆钉固定至蒙皮5。水平壁91、91’与机身的蒙皮5之间的可能间隙能用适当的衬层覆盖。
[0051] 这种将零件71分割成部件73、79、79’、90、90’允许根据这些部件中的每个所必须支撑的载荷来最优化其对应的层压品。从这个意义来说,能看到部件90、90’的垂直壁93、93’所提供的对用于抵抗稳定器的斜载荷的凸耳75、75’的补充作用。实际上,如图6a和图6b所示,这些垂直壁93、93’的表面比凸耳75、75’的表面大。
[0052] 必须考虑到这样的方面,即,当作用在零件71上的载荷并非与凸耳75、75’垂直地接触时,载荷的方向与其层压品的0°的方向不重合,当使用通常的构造时,这将是迫使凸耳75、75’的厚度非常大的一个主要原因,导致衬套80、80’的长度可能比所述凸耳75、75’之间的距离大。
[0053] 能将包含在以下权利要求所限定的范围内的更改引入到上述实施例中。

Claims (8)

1.一种适于将飞机的垂直尾翼稳定器固定至所述飞机的位于其后部机身的区域中的复合框架并固定至所述后部机身的以整体部件制造的复合蒙皮的零件,所述零件包括: 第一部件,用复合材料制造,具有凸耳并且具有垂直壁,所述凸耳被构造为附接至所述垂直尾翼稳定器,所述垂直壁被构造为通过所述凸耳将所述零件固定地直接附接至所述后部机身的所述复合框架;以及 至少一对额外部件,用复合材料制造,每个所述额外部件具有水平壁,该水平壁被构造为通过所述水平壁的内表面将所述零件固定地附接至所述飞机的所述后部机身的所述复合蒙皮。
2.根据权利要求1所述的零件,其中,每个所述额外部件具有有角的形状,并适于使得,当安装所述零件时,每个所述额外部件的相应水平壁通过所述水平壁的内表面固定至所述飞机的所述后部机身的所述复合蒙皮并且每个所述额外部件的相应垂直壁固定至所述第一部件的中心体。
3.根据权利要求2所述的零件,进一步包括: 第二对额外部件,每个所述第二对额外部件具有有角的形状,每个所述第二对额外部件适于使得,当安装所述零件时,每个所述第二对额外部件的相应水平壁通过所述水平壁的上表面固定至所述飞机的所述后部机身的所述复合蒙皮并且每个所述第二对额外部件的相应垂直壁直接固定至所述第一部件的所述凸耳中的相应一个凸耳。
4.根据权利要求3所述的零件,其中,所述第二对额外部件的所述垂直壁的相应表面比所述第一部件的所述凸耳的相应表面大。
5.根据权利要求2所述的零件,其中,所述零件被构造为使得,当安装所述零件时,每个所述额外部件的相应水平壁通过所述水平壁的内表面而固定至所述复合蒙皮。
6.根据权利要求3所述的零件,其中,所述零件被构造成使得,当安装所述零件时,每个所述第二对额外部件的相应水平壁通过所述水平壁的上表面而固定至所述复合蒙皮。
7.一种用于组装根据权利要求2所述的零件(41)物体的方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤: a)将所述第一部件(43)组装在所述蒙皮(5)的内部上,其中衬套(50,50')结合在所述凸耳(45,45,)的钻孔(48,48,)中; b)组装所述一对额外部件(49,49'),借助于机械附接将所述水平壁(51,51')固定至所述蒙皮(5),并且借助于机械附接或化学附接将所述垂直壁(53,53')固定至所述第一部件(43)。
8.一种用于组装权利要求3或4所述的零件(41)物体的方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤: a)将所述第一部件(73)组装在所述蒙皮(5)的内部上; b)组装所述一对额外部件(79,79'),借助于机械附接将所述水平壁(81,81')附接至所述蒙皮(5),并且借助于机械附接或化学附接将所述垂直壁(83,83')固定至所述第一部件(73); c)组装所述第二对额外部件(90,90'),借助于机械附接将所述水平壁(91,91')固定至所述蒙皮(5),并且借助于所述第一部件(73)、借助于化学附接或借助于穿过这两个元件的钻孔(78,78')安装衬套(80,80'),将所述垂直壁(93,93 ')固定至所述凸耳 K
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