CN102712356A - 飞机机身制造方法和飞机机身 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了具有至少两个机身筒体8、10、12的飞机机身2的制造方法，其中首先准备连接区段20、22以便为稍后的横向接缝形成横向接缝区域18，然后在连接区段20、22周围构造机身筒体8、10；还公开了具有用于形成这种横向接缝的环形连接区段20、22的飞机机身2。

Description

飞机机身制造方法和飞机机身
技术领域
本发明涉及根据权利要求1的前序所述的飞机机身制造方法和根据权利要求3的前序所述的飞机机身(aircraft fuselage)。
背景技术
从德国专利文献DE 727 196已知从多重机身筒体构造飞机机身的技术。在横向接缝区域将相邻的机身筒体彼此连接并由此形成具有其边缘部分的铆接搭接接缝。由于生产(即部件(component)、公差)可能在搭接边缘部分之间--至少在某些部分中--出现径向间隙。在构造金属形式的机身的情况下，可以在铆接工序过程中借助边缘部分的适当变形来封闭这些间隙。在钻孔之后，为了清洁铆接孔和搭接表面而必须再次将机身筒体分离，其结果拖延了装配工序。此外，需要大量的连接元件，尤其是铆钉和纵梁联接器；这也对装配工序具有不利影响。
在碳纤维加强机身(CFRP机身)的情况下，由于这些机身几乎完全不被允许变形，因此机身筒体之间的公差差值尤其存在问题。因此，必须借助间隙中的填充物来补偿组件公差。然而，填充物的精确测量和精确定位是非常困难的并且由于有限的可达性(accessibility)而耗时，特别是在搭接接缝的制造过程中，由于填充物可能流出或者可能由于装配工序过程中的剪切而被移位的情况下。
US 2006/0060705 A1选择性地设想了将CFRP机身筒体邻近于彼此进行定位并且借助横向接缝带将它们的相邻边缘部分铆接。然而，在这种已知技术方案中，借助对填充物的精确测量和定位而对机身筒体之间间隙的补偿也是关键的。这里同样在机身筒体的装配过程中，必须类似地以费力且耗时的方式来清洁横向接缝带和机身筒体中的铆钉孔。同样需要多重连接元件，其依赖于与CFRP相关联的特定材料性质而特别不利。
发明内容
相比之下，本发明的目的在于创建一种消除上述缺点并且补偿待连接机身筒体之间基本冗余的公差的飞机机身制造方法，并且还创建一种以这种方式制造的飞机机身。
借助具有权利要求1的特征的方法并且借助具有权利要求3的特征的飞机机身来实现此目的。
将至少两个机身筒体相互接合的飞机机身制造方法，其创造性地设想了将机身筒体之间横向接缝所需的横向接合元件彼此对齐并且为横向接缝做准备，并且仅在随后步骤中被插入机身筒体中。
本方案中的优点在于：由于横向接合元件在制造机身筒体之前就已彼此对齐，因此当接合机身筒体时基本不需要补偿公差。这样以相同的公差产生相同的部件。换句话说，根据本发明，首先着手横向接缝区域的临时形成，随后制造机身筒体，其中围绕横向接合元件构造机身筒体。特别地，优点在于：由于已将用于连接元件的孔适当地准备好，从而在装配工序过程中仅需插入连接元件，因此在准单个(quasi-single)步骤中完成机身的装配。在机身装配过程中消除了任何去除加工碎片或将孔绞至最终尺寸的步骤。
在实施方式的一个实例中，将两个环形连接区段和多个连接元件用作横向接合元件以便将连接区段连接，其中环形连接区段再产生机身横截面。将它们放在一起并且彼此对齐。然后将多个座引导到连接区段中用以容纳连接元件。随后使连接区段彼此分离，并且通过在连接区段上布置外皮区域来产生机身筒体。然后通过将两个连接区段放在一起并且插入连接元件来将机身筒体相互连接。在实施方式的该实例中，优点在于与已知技术的重叠接缝的情况相比需要较少的横向接合元件，结果简化了装配并且缩减了处理时间。特别地，随着较少的工具多样性和工具数量而产生较少的投资费用。此外，在金属机身、碳纤维加强塑料机身的情况下，或者，例如在诸如GLARE®等夹层结构的情况下，可以独立于机身的材料来应用该发明方法。
优选的飞机机身具有：至少两个机身筒体，其形成横向接缝；以及插入机身筒体的两个环形连接区段，其在横向接缝区域中再产生机身横截面并且用多个连接元件相互连接。由于在接合机身筒体之前已将连接元件以及它们的座(seating)引导到连接区段中，因此在横向接缝形成过程中可消除机身筒体之间的任何费力的公差补偿。
在实施方式的一个实例中，将连接元件插入孔中，将其引导至连接区段的对置径向表面内。与已知技术的重叠接缝相比，除了径向表面之外，没有外周表面如此相互连接，结果借助机身筒体之间的连接元件可实现更加有利的力剖面(force profile)。
可以对创造性的横向接缝加载，从而在适当选择连接元件的情况下，可在单排中将这些连接元件相互邻近布置以便连接机身筒体。通过这种方法，可以进一步简化连接元件的数量进而简化装配。
特别地，连接元件可以在纵梁的邻近处穿过连接区段，从而可以省去纵梁联接器。
连接元件优选地是拉紧螺栓。这些连接元件具有可靠的设计、装配简单、可以被替换并且节约成本。
径向表面优选地紧密地与机身筒体的相应环面齐平。这使得在装配过程中可实现连接区段与环面之间的均匀轴向间隙。可以以具有不同功能和/或性质的至少两个密封元件来填充轴向间隙。通过这种方法，例如，可以在机身筒体之间达到压力紧密密封，并且可以在轴向间隙的外侧区域中达到最佳的空气动力学特性。
环形连接区段在已装配状态下优选地形成两部分框架。这具有下述优点：进一步减少了横向接缝区域中零件的数量并且可以以重量最优化的方式来配备机身。
实施方式的其他有利实例是另外的附加权利要求的主题。
连接区段为单个部分或由单个弯曲区段构成。因此，它们例如可以为单部分纤维加强织物塑料部件或者可以由金属弯曲区段组成。
除了拉紧螺栓之外，也可以想到铆钉、销、拉杆以及类似元件作为连接元件。
轴向间隙中的密封元件可以是表面密封件或密封剂。
附图说明
借助于示意性图示更加详细地阐述了本发明的实施方式的下述优选实例。这里：
图1示出了被分成两部分的创造性飞机机身的立体图，
图2示出了通过创造性横向接缝的横截面，以及
图3至6示出了在图2的横向接缝的制造方法中的步骤。
在各图中，对相同的设计元件被赋予相同的附图标记。
具体实施方式
图1示出了具有驾驶舱4、尾部6以及布置在驾驶舱4与尾部6之间的前机身筒体8、机翼区域机身筒体10和后机身筒体12的创造性飞机机身2，机身筒体或机身部分8、10、12存在于借助纵向焊缝相互连接的四个单独外皮区域(skin field)14a，14b，…，16a，16b，…，的所有情况下，其中纵向焊缝未编号且沿飞机纵向轴线x的方向延伸。
为了更好地理解本发明，将飞机机身2示出为在前机身筒体8与机翼区域机身筒体10之间的横向接缝区域18敞开。根据本发明，并且代表其他横向接缝区域18，借助被插入机身筒体8、10并夹在一起的两个环形连接区段20、22来完成这两个机身筒体8、10的连接。在接下来的图中将详细考察连接区段20、22。
图2示出了通过创造性横向接缝区域18的横截面，该创造性横向接缝区域18具有两个被夹在一起的连接区段20、22。连接区段20、22由适于航天应用的任何材料制成，诸如为铝、或者各材料的适当混合物。它们由单独的弯曲区段构成并且封盖它们的外周。它们具有外径d，其对应于横向接缝区域18中的机身横截面的外径D。因此，连接区段20、22在横向接缝区域18中再产生机身横截面。它们在所有情况下具有脚部24、26，头部28、30以及在这些部分之间延伸的腹板32、34。脚部24、26在所有情况下被设计为楔形，并且在内周例如借助未示出的铆钉而与外皮区域14、16牢固连接。连接区段20、22定位在外皮区域14、16上，从而使得在所有情况下从脚部24、26经由腹板32、34而延伸到头部28、30的径向表面36、38与外皮区域14、16的环面40、42紧密齐平。
借助多个连接元件44，特别是拉紧螺栓而将连接区段20、22相互连接。在它们相互连接的状态下，连接区段20、22形成两部分框架，即外周加强件，因此除了单纯用作横向接缝之外还承担附加的加强功能。
拉紧螺栓44沿着飞机纵向方向x在单排中延伸并且沿着外周方向y相互均匀地间隔开。这些拉紧螺栓44在未示出的纵梁，即纵向加强件的邻近处布置在连接区段20、22中，结果在横向接缝区域18中可省略传统的纵梁联接器。每个拉紧螺栓44容纳在腹板区域孔对中，该孔对由两个孔46、48构成。孔46、48在所有情况下被引导到腹板32、34中，并且相互对齐从而它们形成了共通孔纵向轴线l。为了夹紧连接区段20、22，在所有情况下，将拉紧螺栓44安置为它们的头部50位于一个腹板34的支承表面52上且在另一腹板32的夹紧表面54上与未示出的螺母接合。支承表面52和夹紧表面54在所有情况下沿着径向延伸并由此相对于孔轴向轴线l成直角。
在连接区段20、22之间，即在它们对置的径向表面36、38之间，形成了具有恒定宽度b的轴向间隙56，以便于用密封剂58填充飞机机身2的压力密闭连接。在头部28、30的区域中，将轴向间隙56加宽为V形并且用密封焊道(sealing bead)60来填充。借助空气动力学密封焊道62来封闭在外皮区域14、16的对置环面40、42之间的间隙部分。
在接下来的图中阐述创造性横向接缝的制造：
根据图3，准备两个环形连接区段20、22，其在待形成的横向接缝区域18中再产生飞机机身2的横截面。然后根据图4将两个连接区段20、22放在一起并且彼此对齐以使它们的径向表面36、38面向彼此，并且消除两个连接区段20、22之间的部件(即生产、公差)。特别地，将连接区段20、22彼此对齐，以便在稍后的机身筒体装配中不会围绕飞机纵向轴线x产生明显的机身筒体8、10的位移。在对齐之后，根据图5将径向表面36、38面靠彼此，并且将孔46、48引导到连接区段20、22中，在所有情况下具有共通孔纵向轴线l，以便容纳拉紧螺栓44或类似的连接元件。仅对一个孔对编号以代表所有的孔和孔纵向轴线l。已将孔46、48制造成它们的最终尺寸，从而在机身筒体8、10的装配过程中无需孔46、48的任何稍后的清洁或任何相应的绞孔。在引导孔46、48(即孔对)之后，根据图6将连接区段20、22分离，并且适当地对孔46、48再加工，例如进行去毛刺。然后将连接区段20、22分配给分段装配(section assembly)，并且通过外皮区域14、16(比较图1)的布置(即配合)在连接区段20、22周围构造机身筒体8、10。借助铆钉将外皮区域14、16附接到连接区段20、22的脚部24、26上。在制造机身筒体8、10之后，将这些机身筒体送至最终装配以便在横向接缝区域18中连接各个机身筒体8、10。在最终装配过程中，根据孔46、48的孔轴向轴线l定位机身筒体8、10，并且将拉紧螺栓44插入孔对中。这里，由于在将孔46、48引导入连接区段20、22过程中已加以考虑，因此在横向接缝区域18中接合的机身筒体8、10之间无需任何的公差补偿。同样，由于它们已具有其最终尺寸并且已被适当地清洁和/或去毛刺，因此无需对孔46、48进行任何绞扩。对径向表面36、38和连接区段20、22中之一涂覆密封剂58，从而借助拉紧螺栓44(比较图2)以压力密闭方式将机身筒体8、10夹在一起。最后，在连接区段20、22之间，即在外皮区域14、16之间布置径向内侧密封焊道60和径向外侧空气动力学密封焊道60。
公开了具有至少两个机身筒体8、10、12的飞机机身2的制造方法，其中首先准备连接区段20、22以便为稍后的横向接缝形成横向接缝区域18，然后在连接区段20、22周围构造机身筒体8、10；还公开了具有用于形成这种横向接缝的环形连接区段20、22的飞机机身2。
附图标记列表：
2 飞机机身
4 驾驶舱
6 尾部
8 前机身筒体
10 机翼区域机身筒体
12 后机身筒体
14 外皮区域
16 外皮区域
18 横向接缝区域
20 连接区段
22 连接区段
24 脚部
26 脚部
28 头部
30 头部
32 腹板
34 腹板
36 径向表面
38 径向表面
40 环面
42 环面
44 拉紧螺栓
46 孔
48 孔
50 头部
52 支承表面
54 夹紧表面
56 轴向间隙
58 密封剂
60 密封焊道
62 密封焊道
x 飞机纵向轴线
l 孔纵向轴线
d 外径
D 外径
b 宽度
y 外周方向

Claims (10)

1. 一种飞机机身(2)的制造方法，所述飞机机身(2)具有将在横向接缝区域(18)中彼此连接的至少两个机身筒体(8、10、12)，
其特征在于，横向接缝所需的横向接合元件(20、22、24)彼此对齐并由此为稍后的横向接缝做准备，并且在随后步骤中被插入所述机身筒体(8、10)。
2. 根据权利要求1所述的方法，具有以下步骤：
a)准备两个环形连接区段(20、22)，所述两个环形连接区段(20、22)在所述横向接缝区域(18)中再产生机身横截面，
b)将所述连接区段(20、22)放在一起并且彼此对齐，
c)将座(46、48)引导到所述连接区段(20、22)中用以容纳连接元件(44)，
d)使所述连接区段(20、22)分离，
e)通过在所述连接区段(20、22)上布置外皮区域(14、16)来制造两个机身筒体(8、10)，以及
f)通过将所述两个连接区段(20、22)放在一起并且通过插入所述连接元件(44)来连接所述机身筒体(8、10)。
3. 一种飞机机身，其具有将借助横向接缝而彼此连接的至少两个机身筒体(8、10、12)，
其特征在于，为了形成所述横向接缝而提供两个环形连接区段(20、22)，所述两个环形连接区段(20、22)在所述横向接缝区域(18)中再产生机身横截面并且借助多个连接元件(44)而被夹在一起。
4. 根据权利要求3所述的飞机机身，其中，所述连接元件(44)容纳在孔(46、48)中，所述孔(46、48)贯穿所述连接区段(20、22)的径向表面(36、38)。
5. 根据权利要求3或4所述的飞机机身，其中，所述连接元件(44)相互邻近被布置成一排。
6. 根据权利要求5或6所述的飞机机身，其中，所述连接元件(44)被布置在纵梁的邻近处。
7. 根据权利要求5至6中一项所述的飞机机身，其中，所述连接元件(44)是拉紧螺栓。
8. 根据权利要求5至7中一项所述的飞机机身，其中，所述径向表面(36、38)在所有情况下与所述机身筒体(8、10)的环面(40、42)紧密齐平。
9. 根据权利要求8所述的飞机机身，其中，在所述径向表面(36、38)之间的轴向间隙(56)中布置有至少两个不同的密封元件(58、60、62)。
10. 根据权利要求3至9中一项所述的飞机机身，其中，在已装配状态下，所述连接区段(20、22)形成框架。
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