CN102971212A - 由复合材料制成的飞行器内部结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器主结构中的开口（10）的加固结构（1），所述结构包括蒙皮（2）、相对于飞行器的飞行方向成横向的框架构件（3）、以及相对于飞行器的飞行方向成纵向的桁梁（4），所述加固结构（1）包括：周缘加固元件（5），其沿着开口（10）的边缘定位，并且重现该边缘的几何构形；至少一对横向加固元件（6），它们布置在开口（10）的两个横向侧上；至少一对纵向加固元件（7），它们布置在所述开口（10）的两个纵向侧上。

Description

由复合材料制成的飞行器内部结构

技术领域

本发明涉及一种由复合材料制成的飞行器内部结构，特别是用于航空结构的机身或用于类似的飞行器结构。

背景技术

航空结构的设计目标是优化它们的最小重量，同时满足强度和刚度标准。由于这种需求，因此在飞行器的内部结构中（尤其是在构成飞行器机身的主结构中）越来越广泛地使用复合材料，因此，与金属制造的相同结构的传统设计相比，通过合宜地应用所述复合材料，除了别的之外，可以实现重量的显著减轻。

由复合材料制成的形成飞行器机身的主结构包括蒙皮（skin）、桁梁（stringer）和框架构件。蒙皮利用桁梁纵向地加固，由复合材料制成，以便实现所述蒙皮的重量优化。进而，相对于上述桁梁横向布置的复合材料的框架结构防止机身总体失稳并且同时帮助实现蒙皮的优化，且具有将局部传入负载转移到飞行器的整个主结构的功能。

复合材料制成的飞行器机身主结构的蒙皮可制造成单个360度的构件（所谓的“一次性成型（one-shot）蒙皮”），这种蒙皮为圆锥形或圆柱形，或者可以多个镶板（panel）的形式单独制造，在随后的阶段中，这些镶板机械地连接在一起（所谓的“镶板式蒙皮”）。在这两种情况中，即一次性成型蒙皮和镶板式蒙皮，由复合材料制成的纵向桁梁都可以与复合的涂覆蒙皮共同粘合（co-bonded）并且共同固化（co-cured）。此外，由复合材料制成的框架构件也可以与所述涂覆蒙皮共同粘合或共同固化，从而在不需铆接接头的情况下，获得具有由蒙皮、桁梁和框架构件构成的一体化复合材料的主结构的最终装配。

术语“一体化结构”用于表示这样一种结构，其中，不同的组成部件同时在单个工艺中制成，且无需使用任何类型的接头或铆钉。因此，获得一体化类型的结构是复合材料结构的另一优点，因为所述金属结构显然不可能在单个的一体化工艺中制成。与需要组装大量的单独部件的类似非一体化金属结构相比，复合材料的一体化结构实现了重量的减轻以及因此成本的降低。

在构成飞行器机身的结构中，在多数情况下需要在蒙皮中设置大尺寸的开口，其目的是允许进入飞行器结构的内部，或者允许飞行器的其它结构部件穿过。

这些开口减弱了飞行器机身结构的强度，因此需要通过附加的结构元件来加固所述开口。在金属型结构中，这些开口必须由铆接至所讨论的结构的不同部件和辅助金属元件加固。当所有的组装操作积累在一起时，单独制造这些部件中的每一个以及通过铆接接头和辅助部件来组装这些部件在一些情况下会造成重量的增加，特别是造成成本的增加。在复合材料结构行业中，通常的做法是利用由横梁和框架构件组成的类似框架的结构对所述开口进行加固，横梁和框架构件由金属或复合材料制成，这些元件进而通过不同的连接部件连接在一起，所述连接部件利用铆钉将这些元件连接至结构的其余部分。此外，在这种类型的结构中，必须增加蒙皮在靠近所设置的开口的区域中的厚度，以使所述区域得到更强的加固。这种类型的加固件造成的问题是，其增加了基本结构的额外部件的数量并且还增加了重量，直到在开口区域中达到所需的蒙皮厚度，所有这些都明显地导致更高的成本。此外，如前所述，在大多数情况下，制造和组装这些结构费力且高度人工化，因为这些结构的大规模生产是不可能的。

因此期望的是，在形成飞行器机身的复合材料结构的开口区域中具有用于加固所述开口的结构，其中，去除了由横梁和框架构件构成的框架以及用于执行上述连接的所有部件。还期望的是，将所述开口的加固件整合在制造工艺中，并且因此减少组装操作的次数。

本发明的目的是解决这些问题。

发明内容

因此，本发明的一个目的是提供一种用于在复合材料的飞行器主结构中形成的开口的加固结构，使得所述主结构包括蒙皮、相对于飞行器的飞行方向成横向的框架构件、以及相对于飞行器的飞行方向成纵向的桁梁。优选地，这些开口形成在所述主框架的蒙皮内。根据本发明，用于加固这些开口的结构包括：

-沿着开口的边缘的周缘加固元件；

-布置在所讨论的开口的两个横向侧上的至少一对横向加固元件；

-布置在所讨论的开口的两个纵向侧上的至少一对纵向加固元件。

根据本发明，在用于制造蒙皮的相关过程中，通过共同粘合或共同固化而一体地形成并作为一个构件形成沿飞行器主框架的开口的边缘的周缘加固元件。根据本发明的加固结构的横向加固元件重现主结构的在其上布置有横向加固元件的那些元件的几何构形，使得它们通过共同粘合或共同固化工艺而位于所述元件上方。此外，根据本发明，纵向加固元件设计成在构成所述开口的边界的区域中具有较大厚度，使得所述设计从制造主结构的相关过程直接获得，因此共同粘合或共同固化在所述结构中。这样，获得了已去除附加元件和部件的最终的飞行器结构，其中形成了已提高结构效率且已优化成本效率的一体化结构。

参照附图，本发明的其它特征性特性和优点将通过以下本发明主题的实施例的非限制性实例的详细描述而体现。

附图说明

图1a和图1b示出了根据已知现有技术的飞行器机身内部主结构的主要部件以及形成在所述机身中的开口的加固区域。

图2以示意性形式示出了用于形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的加固结构，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图3a、图3b、图3c和图3d示出了用于形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的加固结构及其各个横截面细节，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图2和图3示出了无需其它附加部件而整合在蒙皮中的加固结构的概念。所述图示出了整合在孔边缘中的加固件及其对周围结构的依赖性的概念。

图4a至图4j示出了沿着形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的边缘的周缘加固元件的各种可行实施例，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图5a和图5b示出了形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的不同实施例，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图6示出了用于形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的加固结构的另一实施例，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图7a、图7b和图7c示出了用于形成在根据本发明的飞行器主结构中的开口的加固结构，所述飞行器主结构由复合材料制成。

图8a、图8b和图8c示出了加固结构在根据本发明的由复合材料制成的飞行器主结构中所形成的开口中的应用，所述主结构包括“一次性成型”360度蒙皮或由镶板制成的蒙皮。

具体实施方式

因此，根据本发明的一个优选实施例，提供了一种用于形成在飞行器主结构内的开口10的加固结构1，所述主结构优选地由复合材料制成。这些主结构包括蒙皮2、相对于飞行器的飞行方向成横向的框架构件3、以及相对于飞行器的飞行方向成纵向的桁梁4。开口10形成在所述主结构的蒙皮2内。

根据图1a和图1b所示，开口10形成在飞行器机身内，当此开口10的尺寸较大时，根据已知的现有技术，该开口包括加固结构20，该加固结构形成围绕上述开口10的框架，且具有横梁40形式的附加部件。横梁40通过角型构件和平面板条形式的附加部件50铆接至蒙皮2并且连接至或铆接至主结构的框架构件3。这些横梁40还可以连接至形成蒙皮的所述内部结构的一部分的桁梁4。此外，在已知的现有技术中，由于沿着所述开口10的边缘需要最大变形，惯例的做法是显著增加蒙皮2在靠近开口10的区域中的厚度，这也就相应地增加了与之相关的重量。

根据本发明，从图2以及图3a、图3b、图3c和图3d中可看出，用于根据本发明的飞行器主结构的蒙皮2内的开口10的加固结构1包括：

-沿着开口10的边缘的周缘加固元件5；

-布置在所讨论的开口10的两个横向侧上的至少一对横向加固元件6；

-布置在所讨论的开口10的两个纵向侧上的至少一对纵向加固元件7。

根据本发明，在用于制造蒙皮2的相关过程中，通过共同粘合或共同固化而获得、整合并作为一个构件形成沿着飞行器主结构的开口10的边缘的周缘加固元件5。根据本发明的加固结构1的横向加固元件6（图3d）重现主结构的在其上形成有所述横向加固元件的那些部件的几何构形，以便通过共同粘合或共同固化工艺布置在所述部件的顶部上。因此，从图3d可看出，在横截面方面，所示横向加固元件6重现蒙皮2、桁梁4和纵向加固元件7的几何构形，所述元件6待布置在这些元件上。此外，根据本发明，纵向加固元件7设计成桁梁，这些桁梁相对于飞行器的飞行方向成纵向且在构成所述开口10的边界的区域中具有较大厚度70，使得较大厚度70的所述区域通过在所述结构中共同粘合或共同固化而从制造主结构的相关过程中直接获得。这样，根据本发明的飞行器内部结构是一体化结构，其中已去除了现有技术中所使用的横梁40和附加部件50。本发明的更深层（underlying）观念是通过提供更综合的方案以及增加结构效率和降低成本来优化碳纤维蒙皮的设计。不使用如现有技术中那样的附加部件或元件的事实还具有这样的优点，即，在制造过程中，避免所述元件或部件的公差，这些元件或部件显然会使制造过程以及随后的组装过程的成本变得复杂和增加。此外，根据现有技术，所实现的结构具有大量的聚集张力（accumulated tension），而根据本发明，避免了这些聚集张力和负载。

因此，对于大的开口10而言，本发明提出了一种基于重量优化和降低加工以及组装成本的新颖的加固理念。出于此目的，定义了图2和图3a至图3d中所示的加固结构1，其中具有这样的思想，即，整合一系列的方案，使得所有这些方案的组合允许在重量和成本方面对该结构进行优化。出于此目的，定义了沿着开口10的边缘的周缘加固元件5，所述加固元件是整合在相关蒙皮2中的轮廓的形式，并且遵循或重现开口10的几何构形。不使用附加部件对该结构的其余部分进行修改，因为无需将框架构件3连接至与蒙皮2连接的现有接头上方或之上的附加元件。通过优化重量，可能有必要在开口10附近利用较大的横截面来增加横向加固元件6、纵向加固元件7和蒙皮2的刚度。因此，根据以上描述，在构成上述开口10的边界的区域中具有较大厚度70的纵向加固元件7构成本发明的另一个实施例。

本发明提出的方案不对飞行器机身内部结构内的蒙皮2攻丝（taping）的制造工艺进行修改。

根据本发明的沿着开口10的边缘的周缘加固元件5为开口10提供足够的结构强度和必要的抗弯曲性（buckling resistance）。如上所述，周缘加固件5仍然存在于根据本发明的加固结构1中，而通过开口10的第二形式的加固件，本发明在必要时可为桁梁4和框架构件3并且在一些情况下还为蒙皮2提供围绕以上开口10的较大厚度。在这些情况中都不对制造蒙皮的工艺进行修改，但与已知的现有技术不同，大规模生产加固结构1是可行的。

根据以上描述，根据本发明，用于大的开口10的新颖加固方案依照结构性要求而将以下一套方案进行组合，从而避免与横梁40和框架构件3之间的结构接头交叉（intersection）的需要：

-定义加固结构1，其包括布置在开口10的两个横向侧上的至少一对横向加固元件6，所述一对横向加固件是沿着开口10的整个周边重现所述开口的几何构形的轮廓形式；所述轮廓可以整合在相关的蒙皮2中或者铆接至所述蒙皮，这种方案对于通常使用的不同形式的开口10有效；

-定义与所述开口10相邻的结构性加固件，所述结构加固件是框架构件3和由内部结构的桁梁形成的具有较大厚度70的纵向加固元件7的形式，其中无需附加部件。

飞行器的内部结构优选地由复合材料制成，所述复合材料可以是具有热稳性的碳纤维和玻璃纤维或者是热塑性树脂，但是该内部结构也可以由金属制成。根据本发明的加固结构1的主要应用领域是航空结构的机身，但是本发明也可以应用于具有类似特征的其它结构，诸如飞行器的抗扭箱（torsion box）。同样地，所述材料可以是预浸渍的或干纤维化的（dry-fibre）材料，并且在后一种情况中，可利用树脂渗透过程来制造所述材料。

根据本发明的加固结构1可应用于形成飞行器内部结构的任何类型或形式的桁梁4以及任何类型或形式的框架构件3。此外，本发明可应用于任何类型的机身蒙皮2。

从图4a至图4j可看出，沿着开口10的边缘的周缘加固元件5可以以不同的方式制成。在任一上述选择中，需要为开口10提供沿着开口的周边以及与定义所述开口10的表面垂直的加固件，因此，周缘加固件5通常将与蒙皮2限定的表面垂直。在所述蒙皮2在“一次性成型”工序中（利用组合式工具而成360度）制造的情况下、以及在单独使用所述蒙皮2的各种镶板（随后将这些镶板连接在一起从而形成最终的360度蒙皮）进行蒙皮2的制造的情况下，所述周缘加固件5都可通过整合在制造蒙皮2的相关工艺中而获得。图8a以示意性形式示出了工具的构造，该工具用于攻丝，使得周缘加固件5以适当的力矩（movement）定位在该工具上，在定位所述加固件5之后继续攻丝，随后使整个组件固化。图8b以示意性形式示出了由不同镶板形成的蒙皮2上的加固结构1的设计。图8c以横截面示出了根据图4g的周缘加固件5如何整合在加固结构1的蒙皮2中，根据本发明的优选实施例：周缘加固件5嵌入蒙皮2，以便在该结构的后续固化过程中，获得一体化的一个构件。

如图5a和5b所示，本发明可应用于任何形式的开口10：圆形开口、椭圆形开口或具有圆形边缘的矩形开口、具有圆形边缘的方形开口等。

如图6所示，在就负载和几何构形要求而给出的情况下，仅在开口10的特定区域需要本发明的加固结构1，从而仅在开口10的边缘的特定区域中形成周缘加固元件5。

本发明提供用于加固大开口的方案，其通过设置双加固带而能够更容易地承受损伤，在第一示例中，该加双固带由周缘加固件5形成，且在第二示例中，该加双固带由围绕周缘加固件5的一组结构元件形成，例如：横向加固元件6，在一些情况下，与横向框架构件3的横截面相比，横向加固元件具有更大的横截面；纵向加固元件7，其在构成开口10的边界的区域中具有较大厚度70；以及蒙皮2的加固件，其在一些实施例中也具有较大的横截面。

本发明既可应用于飞行器机身的蒙皮2的高应力区域（例如飞行器的尾端），又可应用于机身的其它部件。

尽管已结合优选实施例整体描述了整个发明，但显然，可以对本发明做出在其范围内的修改，本发明的范围不应被认为由以上实施方式限制，而是由所附权利要求的内容限制。

Claims (10)

1.一种用于飞行器主结构中的开口（10）的加固结构（1），该主结构包括蒙皮（2）、相对于所述飞行器的飞行方向成横向的框架构件（3）、以及相对于所述飞行器的飞行方向成纵向的桁梁（4），其特征在于，所述加固结构（1）包括：

周缘加固元件（5），所述周缘加固元件沿着所述开口（10）的边缘定位并且重现所述边缘的几何构形；

至少一对横向加固元件（6），所述至少一对横向加固元件布置在所述开口（10）的两个横向侧上；

至少一对纵向加固元件（7），所述至少一对纵向加固元件布置在所述开口（10）的两个纵向侧上。

2.根据权利要求1所述的加固结构（1），其特征在于，所述周缘加固元件（5）在制造所述蒙皮（2）的相关过程中以一体方式且作为一个构件形成。

3.根据前述权利要求中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述横向加固元件（6）重现所述主结构的在其上布置有所述横向加固元件的元件的几何构形，在横截面方面重现所述蒙皮（2）、所述桁梁（4）和所述纵向加固元件（7）的几何构形。

4.根据前述权利要求中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述纵向加固元件（7）以如下方式设计，使得它们是与所述飞行器的飞行方向成纵向的桁梁，在构成所述开口（10）的边界的区域中具有较大厚度（70）。

5.根据前述权利要求中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述横向加固元件（6）和所述蒙皮（2）在围绕所述开口（10）的区域中具有较大横截面。

6.根据前述权利要求中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述周缘加固元件（5）沿着所述开口（10）的整个边缘布置。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述周缘加固元件（5）布置在沿着所述开口（10）的边缘的任一区域中。

8.根据前述权利要求中任一项所述的加固结构（1），其特征在于，所述飞行器的主结构由复合材料制成。

9.根据权利要求8所述的加固结构（1），其特征在于，所述主结构由具有热稳性的碳纤维或玻璃纤维或者热塑性树脂制成。

10.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至9中任一项所述的加固结构（1）。

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