CN102695648B - 用于飞行器的压脊条板下方的加强筋及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的纵向结构性加强筋组件，在所述飞行器的机身前部包括相对于飞机前端突出部稍微缩进的挡风玻璃，以及机身的在飞机前端突出部的延长线上直到挡风玻璃脚部的部分(压脊条板)，所述类型的加强筋包括抗弯曲主平面，并且被设置在压脊条板5下方且沿传力线与机身相连，其特征在于，对于一个或多个所述加强筋，加强筋的抗弯曲主平面，在机身传力线的至少某些数量的点上，与由机身表面上的局部法线N_i和飞机的纵轴线X确定的平面XN_i基本一致。本发明还涉及一种计算加强筋形状的方法。

Description

用于飞行器的压脊条板下方的加强筋及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器的机身结构的领域。

背景技术

飞行器，例如商用喷气式飞机，在位于飞机前端突出部驾驶舱的高度包括其关键设备的重要部分。在起飞和下降阶段，飞机前部与鸟撞击的风险很大。实际上，鸟的质量与飞机相对于鸟的相对速度相结合导致撞击产生相当大的动能，该能量转变为机械变形能。

针对所述可能的冲击，需要尽可能好地保护飞机设备，其中涉及电子控制的飞机设备被设置于飞机的前部，且因此直接位于最可能的撞击点的后部，以及自然地在机组人员的后部。

除了直接在挡风玻璃直接撞击——所述撞击可以被测量以计算出挡风玻璃的厚度和强度——之外，在该挡风玻璃上方，被称为飞机整流罩的部分上的撞击，具有危害发电设备的风险，而在挡风玻璃下方，被称为飞机压脊条板(bavette)的部分上的撞击，具有危害控制板和机组人员的风险。

机身由结构性的框架和加强筋的组件支撑，用来承载飞行的所有正常的机械力。机身结构性加强筋的尺寸不足，导致鸟的质量的至少一部分穿透机身并破坏相关设备，从而使飞机整体处于危险中。

所述危险根据不同飞机而或大或小。实际上，机身相对于飞机移动的纵轴线的角度一般在20°到35°之间变化。该角度越大，越多的能量分散在机身较弱的表面上。

因此，本发明的目的在于更好地考虑在飞行阶段与鸟可能发生的冲撞，并限制结构性加强筋的重量。

发明内容

为此，本发明首先涉及包括机身表面和多个纵向结构性加强筋的组件，所述加强筋的类型包括基本垂直于机身表面的抗弯曲主平面，所述加强筋设置在所述表面的一部分的下方且沿传力线与其相连。

所述组件设置成：对于多个所述加强筋，使加强筋的抗弯曲主平面，在表面传力线的至少某些数量的点P_i上，与由表面上的局部法线N_i和预知的撞击轴线X_pi确定的平面X_piN_i基本重合。

更确切地，本发明旨在针对航空学的特殊情况，提出加强筋组件，使得表面，即飞行器机身的被称为压脊条板的部分，沿飞行器前端突出部的延长直到达到挡风玻璃的脚部，且使得撞击轴线X_pi的每一点都与飞行中的飞行器移动轴线相同。

可以理解，在加强筋的给定点上，该抗弯曲主平面沿飞机在起飞和降落中(不是水平稳定飞行阶段)的移动的轴线在相同的点处与将撞击机身的物体的回弹平面重合。因此把加固件放置在此处，使得在撞击的情况下，使其最大抗挠曲表面与承受最大应力的平面重合，这很好地符合期望的目的。

按照本发明的有利的实施方式，加强筋具有I型截面，该I型截面包括芯部以及两个翼缘，所述翼缘在所述芯部两端且与所述芯部垂直。

本发明其次涉及一种飞行器的压脊条板，所述压脊条板适于设置在所述飞行器的前端突出部和挡风玻璃之间，包括如上所述的加强筋组件。

同样，本发明的第三目的在于提出一种飞行器，其包括具有外表面的机身，

该机身包括多个纵向结构性加强筋，所述类型的加强筋包括芯部，该芯部构成抗弯曲主平面，且基本垂直于机身表面，所述加强筋被设置在所述表面的一部分的下方且沿传力线与其相连，

且对于多个所述加强筋，加强筋芯部的切平面，在其机身传力线的至少某些数量的点P_i上与由机身表面上的局部法线N_i和飞行器纵轴线X决定的平面XN_i基本重合。

本发明还涉及一种计算方法，对于由多个纵向加强筋加固的任意已知的挠曲表面(5)，一系列点P_i和法线N_i确定了加强筋(7)的传力线，用于分别对应于表面的点P_i的一系列撞击轴线X_Pi。

所述方法还包括以下步骤：

-在挠曲表面上选择初始接触点P1，随后以迭代的方式，

-对于各已知点P_i(i＞＝1)，计算该点P_i处的表面的局部法线N_i的方向，

-计算由撞击轴线X_Pi和法线N_i确定的平面X_PiN_i与在点P_i处的机身表面的相交曲线C_i，

-计算在该曲线C_i上距离P_i的一预设距离D的点P_i+1的坐标，

该方法允许通过任何计算手段，根据限制条件——该条件在此为到达的元件沿局部撞击轴线X_pi的反弹力——建立由与表面的接触线及该表面的法平面确定的一组形状的几何特征。

按照对应于简化计算方法的特殊实施方式，撞击轴线X_pi在任意点上与纵轴线X同轴。

这种设置可以无需考虑围绕表面的气流的局部特征，这通过令在各点上的撞击方向都与飞机的移动轴线接近而实现。

本发明还涉及提出适于实施上述方法的软件。

对于以复合材料实现的情况，本发明还涉及一种由复合材料制成的压脊条板，该种压脊条板包括至少两个浸没在树脂中的主纤维层，所述压脊条板使得纤维层之一在压脊条板各点上的优选方向，即扇形纤维层，通过使用上述描述的方法确定。

有利地，在该情况下，扇形纤维层在各点上的厚度，通过使用考虑了各点的撞击力的方法来决定。

可以理解，所述设置能把本发明推广至其它实施情况，在其它实施情况下加强筋至少部分与压脊条板本身形成一体。

附图说明

在阅读以非局限方式给出的特殊实施方式的描述后，将更好地理解本发明的目的和优点，其中，附图是：

图1：飞行器机身的侧视图；

图2：机身的压脊条板和飞机挡风玻璃的高度的剖视图；

图3：机身结构的前视图，

图4：常规加强筋的截面图，

图5：机身和加强筋的一部分的示意图。

具体实施方式

本发明处于图1中从侧面观察的飞机机身1的前部，所述基本为纵向的主机身包括挡风玻璃2，该挡风玻璃相对于飞机前端突出部3稍微缩后。

对于以下描述，把飞行器正常移动方向确定为纵轴线X，术语前和后也根据该正常移动方向来使用。在飞行过程中纵轴线X与横轴线Y构成水平平面。把竖直轴线定义为轴线Z，该轴线与纵轴线和横轴线构成完整的正交坐标系，且相对于在正常飞行位置上朝向飞机顶部的该竖直轴线方向上的方向来使用术语上和下来指代。注意到，竖直平面XZ通常是飞机的对称平面。

被称为压脊条板5的机身双曲线部分将在飞机前端突出部3、挡风玻璃2和更通常的飞机客舱之间形成过渡形状。

图2总体以侧视图示出飞机的驾驶舱高度的机舱结构。该图仅限于飞机的挡风玻璃2的结构6和压脊条板5的结构。由飞机的前端突出部3结构构成的部分——该部分还包括雷达——具有特殊的结构且不在本发明的范围内。飞机前端突出部3和飞机机舱之间的过渡由与压脊条板5的结构相连的构成护罩的密封底部4实现。

同样，飞机的挡风玻璃2的结构6构成特定的结构组件，其符合特殊的标准与限制且超出本发明的范围。

然而，可注意到挡风玻璃的所述结构6以已知方式，在下部，通常在形成挡风玻璃2的玻璃面板下包括结构元件9，该结构元件在此未详细描述且允许固定加强筋7和框架8。

在本发明中更特别相关地，压脊条板5的结构的上部，实际首先包括多个主要为横向的框架8，构成一类特殊框架的密封底部4。所述各框架8相对于竖直对称平面XZ对称。在非局限性的本示例中，压脊条板5的结构除了密封底部4之外，还包括三个横向框架8a、8b、8c。

压脊条板5的结构上部还包括一组基本为纵向的加强筋7，其与框架8一起构成栅格。各加强筋7由多区段7、7″、7″′构成，所述区段设置成基本在彼此的延长线上，且各自在其各端部与框架8相连。

加强筋7的起点沿框架4以规则的方式被间隔开，所述加强筋7在飞机竖直对称轴平面XZ的各侧上例如数量为六个。

所述框架8和所述加强筋7是结构性功能的元件。其截面通常已知，例如图3所示且在图4中被详示的I形截面包括芯部10以及两个翼缘11，所述翼缘11位于所述芯部端部且垂直于该芯部。

框架和加强筋的精确形状、材料以及在它们之间和它们在飞机其它结构上的固定方式是已知类型且超出本发明的范围。

机身的“蒙皮”13被通过超出本发明的已知方式被连在加强筋7和框架8上，且例如通过铆接被连在加强筋7的翼缘11和框架8上。注意到，加强筋7的芯部10及其上翼缘11之间的接触线12还构成经由加强筋7(传递)的机身传力线。

为了最好地承受飞行过程中施加在机身上的撞击引起的作用力，加强筋7具有基本垂直于机身局部平面方向的芯部10，正如图2所示。框架8保证机身对压力的耐久性(芯部平面与XZ平面平行)。

加强筋7通常为线性，以方便生产。

在本发明中，各加强筋7(或加强筋的区段)根据机身放置的位置具有不同的形状。

实际上，对于至少某些数量的加强筋7，加强筋7的芯部10的局部切平面(其也是抗弯曲主平面)，在接触线12的至少某些数量(且优选地为全部)的点上，与由纵轴线X和机身局部法线N确定的平面(其是沿着飞机的纵轴线到达的射线的光学反射平面)重合。

这意味着将鸟的沿着飞机飞行的纵轴线击打机身的反弹力将准确地位于该点的加强筋的芯部平面上。所述设置能使加强筋7承受的弯曲作用力最大化，且因此使由鸟穿透机身的可能性最小化。

加强筋7的几何形状因此取决于机身在压脊条板处的形状。

根据自动执行的方法，例如采用软件，该软件使用机身表面在飞机压脊条板5处的形状作为输入，通过迭代来确定加强筋7的形状。

图5示出了设计原理。

在所述以非局限性方式描述的加强筋设计方式中，所述方法从加强筋7与机身蒙皮13的位于密封底部4的外廓处的接触点P₁出发开始对加强筋7的计算，该接触点P₁被预先选择或是飞机其他约束条件的函数。在图3所示的示例中，所选择的布置包括在飞机竖直对称表面XZ各侧有规则地间隔开的8个加强筋。

对于给定的点P_i，计算在该点P_i上机身表面的局部法线N_i的方向，该表面完全已知且被预选存储。

纵轴线X和法线Ni因此确定出一平面XN_i，其在点P_i上与机身表面的交点形成曲线C_i(可以通过在点P_i附近的直线近似估计)。因此计算出距离P_i预设距离D的点P_i+1在该曲线C_i上的坐标，例如在本示例中为100mm。

因此可理解，可从点P₁出发，确定点P₂，随后开始以点P₂运行，其给出了点P₃等，直到通过连续的迭代获得最远离密封底部4的框架8a为止。

一系列点P_i和相关法线N_i因此完整地限定出从位于密封底部处的点P₁出发的加强筋7的芯部的形状。该加强筋可能可以由多个区段构成，而无需改变设计原理。

因此可获得从密封底部开始的呈扇形设置的一组加强筋7。比起以“传统”方式设置的一组加强筋(图2所示)，可观察到相对于飞机纵轴线X的越来越大的角度间隔，这特别可以在最侧面的加强筋7上注意到。

很清楚的是，选择从飞机的密封底部4开始计算，但也可以选择压脊条板5的表面上的任意初始点，而无需改变方法。

本发明的范围不局限于上述相关以举例方式给出的实施方式的细节，而是相反可以延伸到技术人员已知的范围。

在变型中，压脊条板5的结构以单个零件的形式实现，其包括按上文描述的朝向的形成一体的结构性加固件。所述结构性元件因此在鸟撞击的情况下，执行相同的最优受力功能。

代替使用理想形状的加强筋7，所述加强筋要求一个一个地被确定和生产，在变型中可以使用加强筋的直线区段7′、7″、7″′，并把其固定在框架8上，并按照上述描述，在两框架8之间的一半距离上，把其各自沿相切于加强筋7的方向定向。

因此具有呈弧形形状且由多个线形部分构成的加强筋7。

该变型简化了本发明的实施，并保存了主要的优点，尤其当框架8彼此靠近时是这样。

通过简化，已给出的说明使用了相同的纵轴线来确定鸟在机身上的撞击方向。

其实，由于围绕压脊条板的空气流动，该轴线可根据压脊条板上的点而变化，从而可较大地改变在考虑的速度下的撞击方向。因此理想地，加强筋7的形状应考虑该撞击方向，以保证最优的受力。

这表示在表面的各点P_i上，作为点P_i的函数的撞击轴线X_pi，不一定是相同的纵轴线X。

在该情况下，计算方法仅需要因考虑在各点处的撞击轴线X_pi而进行修改。

局部撞击轴线的数据可以例如从围绕飞机前端突出部的流动空气动力计算得出，所述数据适于利用鸟的空气动力特征计算目标的轨道且被存储在数据库中，该数据库针对压脊条板5的表面的各点P_i，包括相关撞击方向向量X_pi的坐标。

直到目前，在说明书中已经考虑了撞击方向，但没有考虑撞击力度。但是，针对各点P_i，可以计算在该点P_i上的相对撞击力F_i(对于标准化重量和形状的物体，例如基本沿纵轴线X_pi以400kg/h的速度接受的1kg点状物体)及其法向分力F_ni，以及由此提供加强筋7在该点P_i上的芯部10的厚度，或更一般地，加强筋7的几何参数值允许承受该正常分力F_ni且因此，例如与该法向分力F_ni成比例。

在以复合材料制成压脊条板的情况下，所述类型的复合材料包括浸没在树脂中的至少两个主方向的纤维，加强筋形状的计算方法还能用来确定压脊条板各点上纤维层的优选方向，所述纤维本身构成表面的加强筋。所述纤维因此以从飞机密封底部开始的扇形布置。

在该情况下，根据各点的撞击力而描述的计算能提供该扇形纤维层的厚度以及因此压脊条板在各点处的局部厚度。

对于飞行器，更特别地是在飞机压脊条板上可能遭受鸟撞击的情况已经给出说明。其还被应用于遭受冰雹的飞行器，并因冰雹粒速度的竖直分量而改变纵向撞击轴线。在复合材料制成的压脊条板的情况下，可以重叠设置多个扇形纤维层，使其分别适于可能的撞击类型，且因此具有朝向不同的纤维方向。

然而，其可以推广到承受粒子流的主体，且例如是承受太阳风粒子流的用于卫星或宇宙飞船的弯曲状太阳能板。

Claims (7)

1.一种包括机身表面和多个纵向结构性加强筋(7)的组件，所述加强筋包括基本垂直于机身表面的抗弯曲主平面，所述加强筋被设置在所述机身表面的一部分的下方且沿表面传力线(12)与所述机身表面相连，

其特征在于，对于多个所述加强筋(7)，所述加强筋(7)的抗弯曲主平面，在其表面传力线(12)的至少某些数量的点P_i上，与由所述机身表面上的局部法线N_i以及预知的撞击轴线X_Pi确定的平面X_PiN_i重合。

2.按照权利要求1所述的组件，其特征在于，所述机身表面是飞行器机身的被称为压脊条板(5)的、从飞行器前端突出部(3)延长直到达到挡风玻璃(2)的脚部的部分，并且，在任何点P_i上，撞击轴线X_pi与飞行中的飞行器正常移动的轴线X相同。

3.按照上述权利要求任一项所述的组件，其特征在于，加强筋具有I型截面，所述I型截面包括芯部(10)以及两个翼缘(11)，所述翼缘(11)在所述芯部两端且与所述芯部垂直。

4.一种飞行器的压脊条板(5)，其适于设置在所述飞行器的前端突出部(3)和挡风玻璃(2)之间，其特征在于，所述压脊条板(5)包括根据权利要求1至3中任一项所述的加强筋(7)。

5.一种飞行器，其包括具有机身表面的机身(1)，

其特征在于，

所述机身包括多个纵向结构性加强筋(7)，所述加强筋包括芯部(10)，该芯部构成抗弯曲主平面，且基本垂直于机身表面，所述加强筋被设置在所述机身表面的一部分的下方且沿表面传力线(12)与所述机身表面相连，

并且，对于多个所述加强筋(7)，加强筋(7)的芯部(10)的切平面，在其表面传力线(12)的至少某些数量的点P_i上，基本与由机身表面上的局部法线N_i和飞行器纵轴线X确定的平面XN_i重合。

6.一种用于设计纵向加强筋的方法，所述方法对于由多个纵向加强筋加固的任意已知的挠曲表面，计算一系列点P_i和法线N_i，确定加强筋(7)的表面传力线，用于分别对应于所述挠曲表面的点P_i的一组撞击轴线X_Pi，

其特征在于，所述方法包括以下步骤：

-在所述挠曲表面上选择初始接触点P₁，随后以迭代的方式，

-对于各已知点P_i(i＞＝1)，计算在该点P_i处所述挠曲表面的局部法线N_i的方向，

-计算由撞击轴线X_Pi和法线N_i确定的平面X_PiN_i与所述挠曲表面在点P_i处相交的曲线C_i，

-计算在该曲线C_i上的与点P_i相距预设距离D的点P_i+1的坐标。

7.按照权利要求6所述的方法，在任意点处的撞击轴线X_Pi与纵轴线X为同轴。