CN102958802A - 以复合材料制成的飞行器机身及制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及以复合材料制成的飞行器机身及其制造方法。机身（11）的结构包括蒙皮（13）、布置成与机身（11）的纵向轴线（9）成横向的多个框架（17）以及可以是桁梁（14）或桁条（15）的多个纵向加强元件（14、15），其中，框架（17）之间的距离（X）与纵向加强元件（14、15）之间的距离（Y）之比小于一。如果加强元件是桁梁（14），那么制造方法基于将连接桁梁（14）与蒙皮（13）的机身部分（11）组装至框架（17）。如果加强元件是桁条（15），那么制造方法是基于将蒙皮连接至由框架（17）和桁条（15）构成的内部结构。

Description

以复合材料制成的飞行器机身及制造方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器机身，更具体地，涉及一种完全以复合材料制成的飞行器机身，本发明还涉及所述飞行器机身的制造方法。

背景技术

通常已知的是，航空业一方面要求结构在满足高刚度和耐抗性需求的情况下支撑它们所承受的负载，另一方面要求结构的重量尽可能轻。该要求导致在主结构中持续扩大使用复合材料，这是因为与以金属材料设计的结构相比，通过方便地应用这些材料可以实现重量的大幅度减轻。

一体化结构已证实为在这方面特别有效。当结构的所有结构性部件都一次性制造时，该结构称为一体化的结构。这是使用复合材料的另一个优点，因为复合材料具有较少的单件需要组装，并且由于它们是由可按照期望的顺序堆起的独立层构成的，它们提供了使结构更加一体化的可能性，这通常还会节省费用，这是在市场竞争中的重要因素。

众所周知，飞行器机身的主要结构性元件是蒙皮、框架以及桁梁（stringer）。蒙皮通过桁梁而纵向加强以减小蒙皮厚度，使得蒙皮就重量而言更有竞争力，同时框架避免机身的整体不稳定性并且可以使其承受局部负载。可以在飞行器机身内发现其它结构性元件，诸如桁条（beam，梁），其用作机身打开部分的框架或者用于承受由飞行器机舱地板引入的负载。

如今更常用的由复合材料制成的机身机构一方面包括具有共粘合或共固化的一体化桁梁的蒙皮，另一方面包括单独制造并且然后铆接至机身蒙皮的完整或浮动框架。文献US5,242,523描述了像这样的结构。

这种结构的基本特征是机身由通过所述框架和桁梁定界的板构成，所述框架和桁梁纵向地定向，这是因为桁梁之间的距离小于框架之间的距离。换言之，蒙皮的单位表面积的桁梁数量大于框架数量。

除了别的以外，这种机身结构具有这样的问题，即，在机身是由复合材料制成的情况下，大量的桁梁使得高度的一体化难以实现。

本发明重点在于找到这些缺点的解决方案。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种优选地以复合材料制成并且构造成允许高度一体化地制造其的飞行器机身。

本发明的再一个目的在于提供一种优选地以复合材料制成并且构造成具有高耐损坏性的飞行器机身。

本发明的另一个目的在于提供一种优选地以复合材料制成并且构造成使其包含引入局部负载的区域的飞行器机身。

一方面，这些和其它目的通过这样的机身部分而实现，该机身部分的结构包括蒙皮、定位成横向于机身的纵向轴线的多个框架、以及多个纵向加强元件，其中，框架之间的距离与纵向加强元件之间的距离之比小于1。

在一个优选实施例中，纵向加强元件是桁梁，所述桁梁未在与框架交叉的地方连接至所述框架。从而实现了一种结构化机身，其具有较少数量的桁梁，这有助于该机身的制造并且降低其成本。

在另一个优选实施例中，这些纵向加强元件是桁条，所述桁条在与框架交叉的地方连接至所述框架。从而实现了一种有耐抗性的并且耐损坏的机身，其结构有助于该机身的制造并且降低其成本。

另一方面，在机身的各个加强件是桁梁的情况下，所述目的通过包括以下步骤的机身部分的制造方法而实现：a）提供完整件的框架；b）提供成两个或多个部分的蒙皮，桁梁连接至蒙皮；c）通过将蒙皮的所述部分连接至框架来组装机身部分。

另一方面，在机身的各个加强件是桁条的情况下，所述目的通过包括以下步骤的机身部分的制造方法而实现：a）提供由框架和桁条构成为单件的机身内部结构；b）提供蒙皮；c）借助于铆钉将蒙皮连接至所述机身内部结构。

在优选实施例中，所述步骤a）通过使用共固化、共粘合、二次粘合或铆接技术而以多个子步骤执行，用于连接所有的结构部件，根据具体情况，所述结构部件将作为预成型件或固化部件而提供。

通过下文中结合附图对本发明的示例性实施例的详细说明，本发明的其它特征和优点将变得清晰。

附图说明

图1a示意性示出了根据现有技术的机身的纵向定向板阵列，并且图1b示意性示出了周向地定向在根据本发明的机身中的板阵列。

图2a和图2b示意性地示出了沿着根据本发明第一实施例的机身的平面A-A的立体示意图以及横截面示意图。

图3a和图3b示意性地示出了沿着根据本发明第二实施例的机身的平面A-A的立体示意图以及横截面示意图。

图4是根据本发明第一实施例的用于各个加强元件是桁梁的机身部分的机身内部结构的部分透视图。

图5是根据本发明第二实施例的用于各个加强元件是桁条的机身部分的机身内部结构的透视图。

具体实施方式

机身板的周向定向

与已知机身中的板的纵向定向相反，本发明的基本思想是以这样的方式构造飞行器的机身部分，即使得它的板周向地定向。在已知机身中，如图1a所示，框架17之间的距离X大于桁梁14之间的距离Y，而在根据本发明的机身部分中，如图1b所示，框架17之间的距离X小于桁梁14之间的距离Y。

在已知机身中，X/Y之比的典型值可以是2.5，而对于根据本发明的机身而言，所述典型值可以是0.6。

板的周向定向的第一效果是板利用机身的曲度曲率来抵抗纵向负载，从而延迟翘曲（buckling）的开始。板的之后翘曲（postbuckling）能力的提高允许蒙皮重量的减轻。

板的周向定向的第二效果是有助于周向负载传递至框架，因此降低了板中的周向负载的程度。

板的周缘定向的第三效果是允许更好地使结构一体化并且降低成本。

其中，根据本发明的与机身板的周向定向相对应的机身的“多框架”结构具有下列优点：

-由于具有更多的负载路径，所述结构比传统结构更耐损坏。

-所述结构特别适用于具有局部负载输入的区域（竖直尾翼面、挂架（pylon）等），这是因为具有较多数量的框架，蒙皮内的周向流减少。此外，在接收高局部负载的区域内，由于具有较多的框，每个框上的负载减小，使得这些框架的每一个由复合材料的制造得以简化。

在下文描述的本发明的两个实施例中将更好地认识这些和其它优点。

桁梁数量减少的机身

在图2a、图2b和图4中，可以观察到，在本发明第一实施例中，机身部分11包括构造成经受平面内的纵向、横向以及主要是剪切负载的蒙皮13。在不增加蒙皮厚度的情况下，桁梁14（其数量少于在板纵向定向的情况下的数量）用于使蒙皮13获得足够的弯曲刚度，并且框架17用于使其克服翘曲而稳定，从而避免机身部分11的整体不稳定性。用桁梁14加强的蒙皮13承受机身的纵向负载的流，而框架17与蒙皮13一起主要经受机身的横向负载并维持气动表面。

蒙皮13、桁梁14和框架17都由复合材料制成，所述复合材料可以是嵌入在热固性或热塑性树脂基体中的碳纤维或者玻璃纤维。

目的是获得就重量和成本两方面而言都更高效的结构。这就是为什么可能的制造和组装方案是将框架17制成单件（360°）从而避免不同部分之间的联合，其中，将蒙皮13单独制成两个或多个部分，并且利用所述蒙皮部分由于具有较少数量的纵向加强元件（桁梁）而具有的较高柔性（flexibility），而将所述蒙皮部分连接至框架17。

这种机身结构对于任何类型的桁梁横截面（T、Ω等）以及任何类型的框架横截面（C、I、Ω等）都是有效的。

具有已描述的结构的机身部分11的制造方法则包括以下步骤：

a）提供完整件的框架17；

b）提供成两个部分或更多部分的蒙皮13，桁梁14附接至蒙皮；

c）通过将所述蒙皮13的部件连接至框架17来装配机身部分11。

机身11的内部结构是由完整件的框架17构成的事实避免了蒙皮13的所述部分之间的连接中的公差问题，减小了可能的与理论气动外形的偏差。桁梁14数量的削减减少了其与框架17的交点数量，因此有助于机身部分11的组装。

图4示出了包括具有双T形横截面的框架17和具有T形横截面和大开口29的桁梁14的机身内部结构，所述大开口设计成接收例如水平尾翼面抗扭箱（horizontal tail plane torsion box）、引擎支撑元件的箱、或者其它元件，其中两个桁条15作为用于所述开口的框架。

在本发明的另一个实施例中，框架17和桁梁14可以具有诸如C形、I形或J形的不同形状的横截面。

具有桁条的机身

通过图3a、图2b和图5可以观察到，在本发明的第二实施例中，机身部分11包括构造成经受平面中的纵向、横向以及主要是剪切载荷的蒙皮13。在不增加厚度的情况下，桁条15用于使蒙皮13获得足够的弯曲刚度，并且框架17用于使其克服翘曲而稳定，从而避免机身11的整体不稳定性。桁条15和蒙皮13一起主要承受结构的纵向负载流，而框架17与蒙皮13一起主要经受结构的横向负载并维持气动表面。

由完整的框架17和桁条15构成的机身内部结构制成单独件（后面将会看到）以便尽可能地减少其构件之间的联合。然后将蒙皮（单独制造成两个或多个部分）铆接至机身内部结构，从而大幅度简化组装过程并降低成本。这导致高度一体化的机身内部结构，其中框架17和桁条15形成其结构就强度和刚度而言非常有效的网格（grid），并且所述网格有助于整个机身的重量的优化。这种还不需要任何桁梁的高度一体化结构带来组装过程的简化。

使用该结构，蒙皮13与桁条15一起承受弯曲和纵向负载，同时框架17避免机身11的总体不稳定性、与蒙皮13一起分散和支撑周向负载并且可以对其引入局部负载，并且最终，由框架17和桁条15在它们相交的地方连接而形成的网格与蒙皮13一起支撑扭转负载。

就它们自身而言（in their turn），桁条15也对框架17的网提供支撑，这就意味着无需附加的加强件来避免所述网的翘曲，这减少了辅助件以及件之间的接头的数量，从而简化了制造方法。

由于没有桁梁，框架无需任何“接合孔（mousehole）”以供它们穿过，因此机身不会在结构上不利，并且从制造方法中去除了制造这些孔的步骤。

与传统的内部网格相比，连接框架17和桁条15形成的内部网格是一种更加耐损坏的结构，从而在机身的一部分面临严重损坏时，剩余结构能够在不使灾难发生的情况下更好地应对负载要求。

蒙皮13、桁条15和框架17都是由复合材料制成的，所述复合材料可以是嵌入在热固性树脂或热塑性树脂基体中的碳纤维或玻璃纤维。

图5示出了本发明的一个优选实施例，其中机身内部结构包括具有Ω形横截面的框架17以及具有双T形横截面的桁条15。

在本发明的另一个实施例中，框架17和桁条15可具有诸如C形、I形或J形的不同形状的横截面。

本发明还涉及一种具有已描述的结构的机身部分的制造方法，其中第一阶段是单独制造机身内部结构和蒙皮，并且第二阶段是利用铆钉将蒙皮（如果方便的话，其为几个部分）连接至机身内部结构。

无论是作为完整部分（360°）还是成两个或三个部段，机身内部结构的制造方法都基于将框架17和桁条15的预成型件（perform）（无论是完整的还是成部分的）放置在成网格形状的工具上，并且基于使所述框架和桁条的预成型件在单独的固化周期中共固化或者使桁条15和框架17之间共粘合（其中，在此之前已使前者或后者经历第一固化周期）。在框架17的截面是如图5所示的Ω形状（或任何其它闭合截面）的情况下，须在与桁条15的交叉区域中制备框架17的一些稳定肋的预成型件。

在通过共固化而整合（conform）结构的情况下，前述网格从各个元件开始形成，所述各个元件由于将它们堆起（lay up）而一体化并且承现出多个结构性功能。这意味着获得了一体化的结构带来的所有优点，并且由于独立件较少以及复合材料要求高成本的固化工艺的事实而减少了制造成本，所以独立件的数量越少，所需的固化周期次数就越少，从而降低成本并且在构成该结构的部件之间获得更均匀的负载传输。

本领域技术人员应当完全理解的是，取决于桁条15和框架17的横截面的具体形状，制造机身内部结构可能需要附加加工，以在它们交叉的地方提供负载的准确传输以及连续性，并且可能需要引入“条（rowings）”（单向纤维的带，其须使用与堆起中所使用的材料相同的材料，或可兼容的材料），以避免孔洞并确保最优共固化。

就其自身而言，本领域技术人员会理解的是，所述框架和桁条的预成型件的制备将通过使用用于它们的堆起和整合（conforming）的传统技术而进行。

还可以构成提供固化的框架17和桁条15（无论它们成完整件还是成部分）并且利用二次粘合或铆接来使它们在交叉区域中连接的结构。

关于蒙皮的制造，将其制成两个或多个部分以便有助于其连接至机身内部结构被认为是适宜的。

虽然已结合优选实施例对本发明进行充分描述，显然的是，可以在本发明的范围内引入修改，本发明的范围不应当被认为由这些实施例限制，而是由其权利要求的内容限定。

Claims (15)

1.飞行器机身部分（11），所述机身部分的结构包括蒙皮（13）、定位成横向于所述机身（11）的纵向轴线（9）的多个框架（17）以及多个纵向加强元件（14、15），其特征在于，所述框架（17）之间的距离（X）与所述纵向加强元件（14、15）之间的距离（Y）之比小于1。

2.根据权利要求1所述的飞行器机身部分（11），其特征在于，所述纵向加强元件是桁梁（14），所述桁梁在与所述框架（17）交叉的地方未连接至所述框架。

3.根据权利要求2所述的飞行器机身部分（11），其特征在于，所述蒙皮（13）、所述框架（17）以及所述桁梁（14）由复合材料制成。

4.根据权利要求1所述的飞行器机身部分（11），其特征在于，所述纵向加强元件是桁条（15），并且所述桁条（15）在与所述框架（17）交叉的地方连接至所述框架。

5.根据权利要求4所述的飞行器机身部分（11），其特征在于，所述蒙皮（13）、所述框架（17）以及所述桁条（14）由复合材料制成。

6.根据权利要求3所述的机身部分（11）作为完整部分或其一个部段的制造方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

a）提供作为完整件的框架（17）；

b）提供连接有桁梁（14）的蒙皮（13）；

c）通过将具有所述桁梁（14）的所述蒙皮（13）连接至所述框架（17）来组装所述机身部分（11）。

7.根据权利要求5的机身部分（11）作为完整部分或其一个部段的制造方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

a）提供由框架（17）和桁条（15）构成的机身内部结构；

b）提供蒙皮（13）；

c）借助于铆钉将所述蒙皮（13）连接至所述机身内部结构。

8.根据权利要求7所述的制造方法，其特征在于，所述步骤a）通过下列子步骤来执行：

a1）提供合适的工具；

a2）提供完整的或成部分的框架（17）和桁条（15）的预成型件，以便能整合连续的和/或不连续的框架（17）和/或桁条（15），并将所述预成型件放置在所述工具上；

a3）使所述内部结构经历固化周期。

9.根据权利要求8所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架（17）的横截面形状是封闭的形状，那么所述子步骤a2）还包括在与所述桁条（15）的交叉区域中提供稳定肋的预成型件。

10.根据权利要求7所述的机身部分（11）作为完整部分或其一个部段的制造方法，其特征在于，所述步骤a）通过以下子步骤来执行：

a1）提供合适的工具；

a2）提供完整的或成部分的固化框架（17）和/或桁条（15），并将所述固化框架和/或桁条放置在所述工具上；

a3）提供用于整合所述内部结构所需的完整的或成部分的所述框架（17）和/或桁条（15）的预成型件，并将所述预成型件放置在所述工具上；

a4）在固化周期中，将所述预成型件共粘合至所述固化框架（17）和/或桁条（15）。

11.根据权利要求10所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架（17）的横截面形状为封闭的形状，那么所述子步骤a3）还包括在与所述桁条（15）的交叉区域中提供稳定肋的预成型件。

12.根据权利要求7所述的机身部分（11）作为完整部分或其一个部段的制造方法，其特征在于，所述步骤a）通过以下子步骤来执行：

a1）提供合适的工具；

a2）提供完整的或成部分的固化框架（17）和/或桁条（15），以便整合所述内部结构；

a3）借助于二次共粘合而将所述框架（17）和所述桁条（15）在它们的交叉区域中连接。

13.根据权利要求12所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架（17）的横截面形状为封闭的形状，那么所述子步骤a2）还包括在与所述桁条（15）的交叉区域中提供稳定肋。

14.根据权利要求7所述的机身部分（11）作为完整部分或其一个部段的制造方法，其特征在于，所述步骤a）通过以下子步骤来执行：

a1）提供合适的工具；

a2）提供完整的或成部分的固化框架（17）和/或桁条（15），以便整合所述内部结构；

a3）借助于铆钉将所述框架（17）和所述桁条（15）在它们的交叉区域中连接。

15.根据权利要求14所述的制造方法，其特征在于，如果所述框架（17）的横截面形状为封闭的形状，那么所述子步骤a2）还包括在与所述桁条（15）的交叉区域中提供稳定肋。

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