CN102470916A - 包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器 - Google Patents

包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器 Download PDF

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Abstract

机身元件(1)包括具有表皮(3a)的第一机身段(2a)，和能够使所述第一机身段(2a)与相邻的第二机身段(2b)连接的接合部件(4)，第一机身段(2a)沿机身的纵向轴线(X)延伸，机身元件(1)包括沿所述纵向轴线(X)延伸的加强元件(5a)。至少一加强元件(5a)的端部(5a1)超过所述表皮(3a)的自由边(7)一预定长度(L)。

Description

包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器
技术领域
本发明涉及一种机身元件，以及包括这种机身元件和相邻段的机身部分。
更特别的是，本发明涉及一种机身元件，所述机身元件包括一机身段和能够使该机身段与相邻机身段连接的接合部件。
背景技术
飞行器的机身特别是包括表皮和该表皮的加强元件。加强元件或者沿纵向布置(已知为桁架)，或者沿横向于机身轴线的平面布置(已知为机架)。
机身一般包括几个互相组装的机身段。这些机身段通过接合件组装。接合件的目的特别是在相邻机身段之间传递负荷，尤其是传递纵向力。
通常，机身以及接合件为柱形，当然也可考虑其它形状。
存在设计用于保证桁架的连续的接合件。文件FR 2 910 874描述了如此设计的接合件。
这些接合件包括机械接合元件，如桁架环箍和桁架肋板(éclisse)。环箍可以使两相邻段的表皮相连接，桁架肋板可以使桁架或纵向加强件相连接。
图1示出该设计的一个实例。该图示出两相邻机身段2a、2b的一部分。机身为柱形并且包括表皮30，以及一些位于纵向平面中的桁架50。柱形接合件40在两柱形机身段2a、2b之间布置在机架80处。接合件40包括位于机身的表皮30的内表面上并使两机身段2a、2b的表皮30相连接的环箍70，以及分别在桁架50上并且使两机身段2a、2b的桁架50相连接的桁架肋板90。
当要在机身段2a、2b之间传递的力较大时(一般大于600N/mm)，需要使用桁架肋板90。
但是，在接合元件中安装桁架肋板具有不同元件的装配问题。因此，可能出现接合件的不同元件的定位公差。例如，当两机身段的桁架没有准确地互相面对时，可能需要在桁架与桁架肋板之间使用垫块。
另外，安装桁架肋板需要接近机身内部的接合元件。这使机身段的组装难以自动化。其结果是组装时间较长。
本发明的目的是解决上述缺点并提出包括一机身段和在该机身段与相邻的机身段之间的接合部件的机身元件，该机身元件在机身段之间的接合件处具有良好的稳定性，同时又限制了组装的复杂性。
发明内容
为此，本发明的目的在于一种机身元件，该机身元件包括带有表皮的机身段和能够使所述机身段与相邻的机身段连接的接合部件，所述第一机身段沿机身的纵向轴线延伸，机身元件包括沿所述纵向轴线延伸的加强元件，其特征在于，至少一加强元件的端部超过所述表皮的自由边一预定长度。
因此，不需要存在桁架肋板，因为某些桁架可以将力直接传递到相邻的机身段上。
另外，没有肋板时，一机身段与相邻的机身段的桁架之间的相对定位差别不存在问题。
另外，机身段组装后不需要再进入机身的内部，因此自动化的实施更简单。
根据第二方面，本发明涉及一种包括如上所述的机身元件和与第一机身段相邻并沿机身的纵向轴线延伸的第二机身段的机身部分，第二机身段的表皮与机身元件的第一机身段的表皮连接，第二机身段包括加强元件，所述加强元件沿纵向轴线在第二机身段的基本整个长度上延伸并且所述加强元件围绕纵向轴线相对于第一机身段的至少一加强元件呈角度错开地布置，所述第一机身段的至少一加强元件超过第一机身段的表皮的自由边。
因此，力从第一机身段的桁架到第二机身段的桁架，反之亦然。这限制力从一段的表皮到另一段的表皮。
因此，既然表皮受力较小，厚度就可以小于现有技术的厚度，因此限制质量增加。
另外，由于第二机身段的加强元件相对于第一机身段的加强元件呈角度错开，机身段的组装时不存在所述至少一加强元件从第一机身段超出的问题。
根据考虑的技术方案，第一机身段的加强元件超过第一机身段的表皮的自由边；并且，第二机身段的加强元件超出第二机身段的表皮的自由边。第一机身段的每个桁架间置在第二机身段的两个加强件之间。
根据一实施方式，机身段包括至少一第一部分，在接合部件处位于端部的所述至少一第一部分的表皮厚度大于位于所述机身段的中心的第二部分的表皮厚度。
由于接合部件处的加厚，表皮局部加强，在力从一机身段到相邻的机身段时更稳定。
由于纵向桁架超出到第一段的表皮的自由边之外，这些加厚小于现有技术的加厚。
可以另外考虑使接合元件的接合部件包括适于使第一机身段和相邻的第二段机身的表皮相连接的环箍。
因此，接合部件处的表皮越坚固，因而段之间的接合越稳定。
另外，接合部件可以包括机身的第二加强元件(下面叫做机架)，该机架包括在横向于机身纵向轴线的平面中延伸的主体和沿机身的纵向轴线延伸的底板(semelle)。
在一实施方式中，环箍布置在表皮的外表面上，并且所述底板固定在所述第一机身段的第一部分的表皮的内表面上。
由于第二加强元件，接合更稳定。
在另一实施方式中，机身的第二加强元件包括在横向于机身的纵向轴线的平面中延伸的主体，机身元件包括在横向于所述机身的纵向轴线的平面中从表皮向机身的纵向轴线延伸的环冠部分，该环冠部分用于固定所述第二加强元件的所述主体。
在该实施方式中，第二加强元件不再为使加强元件超过第一机身段的表皮的自由边而穿孔。
这避免在第二加强元件中存在可能的不稳定性。
根据第三方面，本发明的目的在于一种飞行器机身，所述飞行器机身包括至少一根据本发明的机身部分。
根据第四方面，本发的目的在于一种飞行器，所述飞行器包括根据本发明的机身。
该机身部分、飞行器机身和飞行器具有与机身元件相关的前面描述的机身部分、飞行器机身和飞行器相似的特征和优点。
本发明的其它特征和优点将在以下描述中进一步显示出来。
附图说明
在作为非限定性实例给出的附图中：
-图1是示出现有技术的与第二机身元件连接的机身元件的一部分的示意图；
-图2是示出飞行器的机身段的示意图；
-图3是示出根据本发明的第一实施方式的与第二机身元件连接的机身元件的一部分的示意图；
-图4是示出根据本发明的第二实施方式的与第二机身元件连接的机身元件的一部分的示意图。
具体实施方式
图2示出几个机身段2a、2b。
这些机身段2a、2b互相组装，以便形成飞行器的机身。如下面将要描述的两机身段2a、2b通过接合部件(图2没有示出)进行组装。
机身段沿纵向轴线X延伸。
这里，机身段的形状为柱形，并因此接合部件具有相同形状(或与该柱形匹配)。
但是，机身段以及接合部件可以具有不同形状。
然后将参照图3描述本发明的机身元件的第一实施方式。
图3示出从机身内部看的机身元件1的一部分。
机身元件1包括第一机身段2a和能够使第一段2a与相邻的第二段2b连接的接合部件4。
这里，示出了每段2a、2b的一部分。
因此只示出了每段2a、2b的一端部。
在该实例中，接合部件4包括适于连接每段2a、2b的表皮3a、3b的环箍8。
这里环箍8布置在机身段2a、2b的表皮3a、3b的外表面30a、30b上。但是，作为变型，环箍8可以位于表皮3a、3b的内表面31a、31b上。
机身段2a、2b包括在一些纵向平面中延伸的加固件或桁架5，和在一些横向平面中延伸的加固件或机架9。
这里，机架9位于接合部件4处。机架部分示出，以便使得图3的其它元件可见。
机架9包括在横向于机身的纵向轴线X的平面中延伸的主体9a，和沿机身的纵向轴线X延伸的底板9b。
在该实施方式中，底板贴靠在第一机身段2a的表皮3a的内表面31a上。
在该实施方式中，第一段2a的至少一加强元件5a的端部5a1超过位于第一机身段2a的表皮3a的端部或自由边7的圆周。
因此，该至少一加强元件5a的端部5a1与同一段2a的其它加强元件的端部5a1’纵向错开。
因此，该加强元件5a的一部分因此位于第二机身段2b处。加强元件5a超过第一机身段2a的表皮3a的自由边7一预定长度L。
作为非限定性实例，该预定长度L的范围为300mm到600mm。
当然，该预定长度L的值可以不同，特别是根据机身的尺寸和类型。
要指出的是，对机架9钻孔，以便使加强元件5a通过。
在一实施方式中，第一段2a包括其端部5a1’不超过第一段2a的自由边7的桁架5a’和其端部5a1超过第一段2a的自由边7的桁架5a，桁架5a’和桁架5a的数量相同。
在一实施方式中，其端部5a1超过自由边7的桁架5a和其端部5a1’不超过自由边的桁架5a’沿第一段2a的表皮3a的圆周交替布置。
在另一实施方式中，其端部5a1超过自由边7的一组桁架沿第一段2a的表皮3a的圆周连续地布置。对其端部5a1’不超过自由边7的一组桁架5a’也是一样。
因此，由几个同类桁架5a、5a’形成的整体沿第一段2a的表皮3a的圆周相互交替布置。
例如，每组可以只包含一个桁架。因此，超过自由边7的桁架5a和不超过自由边7的桁架5a’互相交替布置。
但是，每组中桁架的数量可以大于1，例如为2个或更多。
在某些实施方式中，可以只存在一组包括超过自由边7的桁架5a和一组包括不超过自由边7的桁架5a’。
超过自由边7的桁架5a和不超过自由边的桁架5a’的数量可以不同。例如，超过自由边7的桁架5a的数量具有至少是不超过自由边7的桁架5a’的数量的10％的值。
通常，第一段2a与相邻的第二段2b是类似的。因此，相邻的第二段2b也包括沿纵向轴线X延伸的加强元件5b。
当两段2a、2b组装时，第二段2b的桁架5b围绕纵向轴线X与超过第一段2a的表皮3a的自由边7的第一段2a的桁架5a角度错开地布置。
在另一实施方式中，两机身段2a、2b的所有桁架5a、5b都超过各自段2a、2b的自由边7。
因此，当两段2a、2b组装时，第一段2a的桁架5a间置在第二机身段2b的两个桁架5b之间，并且围绕纵向轴线X互相呈角度错开地布置。
因此，力在第一和第二机身段2a、2b的桁架之间传递，限制力在段2a和2b的表皮之间通过。
作为非限定性实例，第一段2a的桁架5a与相邻的第二段2b的桁架5b之间围绕纵向轴线X角度错开的值在5°到20°的范围之间，更特别地在5°到10°之间。
分别属于第一段2a和第二段2b的两个相继桁架5a、5b之间用圆周长度表示的错开值例如在130mm到200mm之间。
在一实施方式中，位于段2a的端部(在接合部件4处)的第一机身段2a的表皮3a的圆周截面6a的表皮厚度大于位于机身段2a的中心的第二截面6b的表皮厚度。
因此，表皮局部加强，这使两个机身段2a、2b之间的连接更稳定。
下面将参照图4描述本发明另一实施方式。
该实施方式与参照图3描述的实施方式类似。
因此，这里不再描述共同的元件。
在该实施方式中，机身元件1包括例如由带有环箍8的构件形成的环冠(部分示于图4)。环冠9c在横向于机身的纵向轴线X的平面中向机身的内部延伸，即从表皮3a、3b向机身的轴线X延伸。
该环冠9c用于固定机架9的主体9a，并且在机身圆周的某些部分上延伸，以便设置超出加强元件5a的通道。
因此，由于机架没有使超过第一段2a的表皮3a的自由边7的桁架5a通过的钻孔，段2a、2b的连接更稳定。
在另一实例中，环冠9c可以是与环箍8无关的元件，并且例如贴靠在机身段2a、2b的表皮3a、3b上。
因此，由于本发明，可以通过可以有良好稳定性的接合部件组装两个相邻机身段。
另外，限制了组装的复杂性并因此更容易实施组装自动化。
当然，可以对前面描述的实施例提供许多修改，而不脱离本发明的范围。
因此，例如，如已经指出的，机身形状可以不同。

Claims (10)

1.机身元件(1)，其包括具有表皮(3a)的第一机身段(2a)和能够使所述第一机身段(2a)与相邻的第二机身段(2b)连接的接合部件(4)，所述第一机身段(2a)沿机身的纵向轴线(X)延伸，所述机身元件(1)包括沿所述纵向轴线(X)延伸的加强元件(5a)，其特征在于，至少一加强元件(5a)的端部(5a1)超过所述表皮(3a)的自由边(7)一预定长度(L)。
2.机身部分，其特征在于，所述机身部分包括根据权利要求1的机身元件(1)和与所述第一机身段(2a)相邻并沿机身的所述纵向轴线(X)延伸的第二机身段(2b)，所述第二机身段(2b)的表皮(3b)与所述机身元件(1)的所述第一机身段(2a)的表皮(3a)连接，所述第二机身段(2b)包括加强元件(5b)，所述加强元件沿所述纵向轴线(X)在所述第二机身段(2b)的基本整个长度上延伸并且所述加强元件围绕所述纵向轴线(X)相对所述第一机身段(2a)的至少一加强元件(5a)呈角度错开地布置，所述第一机身段的至少一加强元件超过所述第一机身段(2a)的表皮(3a)的自由边(7)。
3.根据权利要求2所述的机身部分，其特征在于，所述第一机身段(2a)的加强元件(5a)超过所述第一机身段(2a)的表皮(3a)的自由边(7)；并且，所述第二机身段(2b)的加强元件(5b)超过所述第二机身段(2b)的表皮(3b)的自由边，所述第一机身段(2a)的每个加强件间置在所述第二机身段(2b)的两个加强件之间。
4.根据权利要求2或3所述的机身部分，其特征在于，所述机身段(2a、2b)包括至少一第一部分(6a)，在接合部件(4)处位于端部的所述至少一第一部分的表皮(3a)厚度大于位于所述机身段(2a、2b)的中心的第二部分(6b)的表皮厚度。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的机身部分，其特征在于，所述机身元件(1)的所述接合部件(4)包括环箍(8)，所述环箍能够使所述第一机身段(2a)和相邻的第二机身段(2b)的表皮(3a、3b)相连接。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的机身部分，其特征在于，所述接合部件(4)包括机身的第二加强元件(9)，所述第二加强元件包括在横向于机身的所述纵向轴线(X)的平面中延伸的主体(9a)和沿机身的所述纵向轴线(X)延伸的底板(9b)。
7.根据权利要求6所述并从属于权利要求5的机身部分，其特征在于，所述环箍(8)布置在所述表皮(3a)的外表面上；并且，所述底板(9b)固定在所述第一机身段(2a)的表皮(3a)的内表面(31a)上。
8.根据权利要求2至5中任一项所述的机身部分，其特征在于，机身的第二加强元件(9)包括在横向于机身的所述纵向轴线(X)的平面中延伸的主体(9a)，所述机身元件(1)包括环冠部分(9c)，所述环冠部分在横向于机身的所述纵向轴线(X)的平面中从所述表皮(3a)向机身的所述纵向轴线(X)延伸，所述环冠部分适于固定所述第二加强元件(9)的所述主体(9a)。
9.飞行器机身，其特征在于，所述飞行器机身包括至少一根据权利要求2至8中任一项所述的机身部分。
10.飞行器，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求9所述的飞行器机身。
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WO (1) WO2011001049A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103192979A (zh) * 2013-04-24 2013-07-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机尾梁过渡段结构

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US8870118B2 (en) * 2012-05-07 2014-10-28 The Boeing Company Method and systems for use in assembling a fuselage
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
CN105954092B (zh) * 2016-07-06 2018-07-13 大连理工大学 一种桁条位置可变的柔性工装结构
DE102017128496A1 (de) * 2017-11-30 2019-06-06 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Strukturabschnitts eines Fahrzeugs
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
US20060060705A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Stulc Jeffrey F Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US20060226287A1 (en) * 2004-04-06 2006-10-12 Kent Grantham Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
GB2420606B (en) * 2004-11-30 2007-05-23 Boeing Co Self-locating feature for a PI-joint assembly
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body
WO2009050358A2 (fr) * 2007-10-18 2009-04-23 Airbus France Structure d'avion comportant des jonctions d'arrêts de raidisseur
CN101448697A (zh) * 2006-06-06 2009-06-03 空中客车德国有限公司 飞机机身结构及其制造方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2176970C2 (ru) * 1999-12-17 2001-12-20 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева Отсек фюзеляжа летательного аппарата с пилонами внешней подвески
FR2906008B1 (fr) * 2006-09-15 2008-11-07 Airbus France Sa Eclisse de lisses et dispositif de jonction orbitale
FR2910874B1 (fr) 2007-01-02 2009-02-13 Airbus France Sas Lisses assemblees au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion.
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
EP2214855B1 (en) * 2007-11-29 2018-02-28 Airbus Operations (Sas) Method of preparing the connection between two fuselage sections of an aircraft

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
US20060226287A1 (en) * 2004-04-06 2006-10-12 Kent Grantham Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US20060060705A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Stulc Jeffrey F Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
GB2420606B (en) * 2004-11-30 2007-05-23 Boeing Co Self-locating feature for a PI-joint assembly
CN101448697A (zh) * 2006-06-06 2009-06-03 空中客车德国有限公司 飞机机身结构及其制造方法
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body
WO2009050358A2 (fr) * 2007-10-18 2009-04-23 Airbus France Structure d'avion comportant des jonctions d'arrêts de raidisseur

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103192979A (zh) * 2013-04-24 2013-07-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机尾梁过渡段结构
CN103192979B (zh) * 2013-04-24 2015-08-05 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机尾梁过渡段结构

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