CN103129732B - 具有格状结构腹板的飞机机身的高载荷框架 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种接收外部载荷的飞机机身部分的框架，诸如接收尾翼的载荷的后部部分，包括特别地配置成经受这些外部载荷的第一扇区(11)和沿着机身的其余周边的第二扇区，所述第一扇区(11)包括如下结构元件：a)底部件(21)，连接到机身外壳(13)；b)头部件(23)；c)腹板(25)，包括用于接收所述外部载荷的一个或多个安装件(27，27’)和通过其端部连接到所述底部件(21)和所述头部件(23)的多个X形件(31)；d)两个连接件(39，39’)，将所述底部件(21)和所述头部件(23)的端部连接到所述框架的第二扇区。

Description

具有格状结构腹板的飞机机身的高载荷框架

技术领域

本发明涉及一种飞机机身的高载荷框架，并且更具体地，涉及接收垂直尾翼的载荷的框架。

背景技术

载荷框架是飞机机身内的结构元件，其特征在于如下事实：载荷框架支撑和传输来自诸如垂直尾翼、水平尾翼和机翼的其他结构部件的特定的局部载荷。此外，它们当然要符合飞机机身成形和刚性标准要求。

传统上，载荷框架由具有不同部分的金属材料制成，最常见的是I和J部分，I和J部分通过加工过程设置有稳定框架的腹板的神经网状物。

尽管由于节省重量倾向于使用复合材料到飞机的大部分部件，这种材料相对于非金属材料限定在诸如载荷框架的某些部件中，由于其复杂性，实现能够在重量和成本两者上与目前金属设计竞争的复合材料设计是非常困难的。

使用复合材料制造具有与金属设计类似形状的载荷框架是可能的，但是，除了它设计的复杂性所导致的成本之外，它还具有其它的缺点：使用这些设计难以得到用于支承所需载荷的优化层板，这意味着在重量上没有竞争力。

在载荷框架的情况下，由于其将支撑的高的和不同的载荷，与机械加工金属框架竞争是非常困难的，因为，由于其相当复杂的设计，大截面变化和层中需要各种织物定向的区域，替代的复合材料框架经常导致各种制造问题。

在这方面中的一些方案是已知的，诸如在专利申请WO 2008/092970、US 2009/0026315、WO 2009/030731和EP 2343237中公开的那些，但是航空工业继续要求可以与金属框架成功地竞争的复合材料的载荷框架。

本发明针对这种需求考虑。

发明内容

在本发明的目的是提供一种用于飞机机身的载荷框架，可以完全由复合材料或其他材料制成，而且可以与传统的金属框架在成本和重量上有竞争力。

这个和其它目的的实现如下：接收外部载荷的飞机机身部分的框架包括特别地配置成经受这些外部载荷的第一扇区和沿着机身的其余周边的第二扇区，其中第一扇区包括如下结构元件：a)底部件，连接到机身外壳；b)头部件；c)腹板，包括用于接收所述外部载荷的一个或多个安装件和通过其端部连接到所述底部件和所述头部件的多个X形件；d)两个连接件，将所述底部件和所述头部件的端部连接到框架的第二扇区。

因此，这些结构元件具有如下特征：一方面允许使元件的每一个具有用于它们各自功能的合适材料，并且另一方面允许不同的制造过程集成等级，包括完全集成制造过程。

在本发明的一个实施例中，框架的第一扇区的腹板可以进一步包括连接到底部件和头部件的径向支柱。用于框架的腹板的两个结构元件因此可用。

X形件可以由在中心处相互连接的两个相同的杆制成或由一体件制成，特别是具有双T形横截面的一体件。

在本发明的一个实施例中，全部结构元件由复合材料制成。不同类型复合材料和制造工艺/技术可以用于不同结构元件，允许在重量和成本中优化。

在本发明的一个实施例中，X形件和(如果存在的话)附加的支柱通过化学粘合剂连接到底部件和头部件。因此，在本实施例中，各种部件分开地制造并且使用诸如共同粘结或共同注射技术连接。

在本发明的一个实施例中，其中框架的第一扇区的结构元件是分开地制造并且然后化学地粘合，头部件由两个C形的子件形成，两个C形的子件的腹板连接到所述X形件，并且底部件具有π形状，所述X形件连接到底部件的腹板。框架的底部件可以进一步包括底部件腹板的横向加强件。

在的发明的一个实施例中，X形件和(如果存在的话)附加的支柱通过机械接头连接到底部件和头部件。因此，在这个实施例中，各个部件是分开地制成并且例如通过诸如铆钉或螺栓的一个或多个紧固件连接，为此目的，这种X形件和(如果存在的话)附加的支柱优选地在每个端部处配置有凸耳以便于连接。

在本发明的一个实施例中，框架的第一扇区的结构元件分开地制造，并且然后机械地连接，X形件由刚性腹板连接到T形底部件的腹板和C形头部件的腹板。

在本发明的一个实施例中，框架的第一扇区的结构元件分开地制造，并且然后机械地连接，底部件是T形的，头部件是L形，并且X形件以两组布置在底部件和头部件的腹板的两侧处。

本发明的框架目的优选地是定位在飞机的后部机身的接收来自垂直尾翼的载荷的框架。

根据结合附图说明其目的的实施例的以下详细描述，本发明的其它特征和优点将变得清楚。

附图说明

图1a是飞机的后部分的透视图，其中承受由垂直尾翼和水平尾翼引起的载荷的载荷框架位于飞机的后部分中；图1b是所述后部分中的机身的透视图，显示在本领域中已知的金属载荷框架；和图1c是前述载荷框架中的一个的上部分的前视图。

图2a是示出在飞机机身中的根据本发明的实施例的载荷框架的第一扇区的示意性的透视图，和图2b是所述扇区的放大前视图。

图3是使用高的集成水平制造的载荷框架的第一扇区的另一个实施例的前视图。

图4a和4b是包括在载荷框架的第一扇区中的安装件的第一实施例的前部和横截面视图。

图5是包括在载荷框架的第一扇区中的安装件的第二实施例的前视图。

图6a、6b、6c、6d、6e是载荷框架的第一扇区的不同配置的示意性剖视图。

图7a和7b是使用在载荷框架的第一扇区中的X形件的两个实施例的前视图和图7c是沿着图7a和7b的平面A-A的剖视图。

图8a、8b、8c是示出载荷框架的第一扇区的腹板部件和底部件之间的接头的三个实施例的示意性的前视图。

具体实施方式

本发明的载荷框架的目的是位于接收大的外部局部载荷的机身的区域中的框架，大的外部局部载荷来自诸如定位在飞机机身的后部2处的金属框架1的飞机结构的其他部件(参见图1c、1B和1C)，来自垂直尾翼3和水平尾翼4的载荷应支撑在该区域中。

在航空工业中是公知的，这些金属框架1包括具有载荷接收区域9的第一扇区6和具有在两个方向上用神经网络加强的区域7、8的腹板。

为了与金属框架完全地竞争，接收外部局部载荷的载荷框架的扇区(在框架的其余部分中，在载荷框架和成形框架之间没有实质性的差异)由一组由复合材料制成的部件构造，以一方面便利层压板的优化，并且另一方面允许重量优化。

这些部件的每一个必须满足方便它们在重量和成本中的单独优化的不同的结构要求。在这方面应该指出的是，在框架的这个扇区内，这样的要求沿着其周边各不相同，在原则上，涉及截面中的变化和层压板的厚度变化，如果它们单独处理这些部分的每一个而不是以整体水平，其可以以更优化的方式考虑。

图2a和2b示出根据本发明的横向于由桁条14加强的机身外壳13布置的接收外部局部载荷的载荷框架的扇区11(未显示常规的框架的其余部分)。

在所述扇区11中，载荷框架包括：

-连接到机身外壳13的底部件21，留出用于桁条14的空间，与框架的其余部分向兼容，以便于横截面的变化，从而涉及节省成本和重量优化。

-腹板部件25，包括在载荷引入区域中的安装件27、多个X形件31和可选的径向支柱32。X形件31由两个交叉元件形成，两个交叉元件具有其中一个在压缩中工作另一个在张紧中工作的效果。

-头部件23，用于稳定框架的腹板和便于接收在安装件27中的载荷的传播。

-两个连接件39、39’，在底部件和头部件21、23的端部和框架的其余部分之间，有利于相应载荷传递。

在上述部件中的框架的扇区11的分开允许根据将由它们的每一个支撑的载荷对它们的相应的层压板进行优化。以这种方式，在不同部件之间共享载荷框架的需求，在不同部件中框架被构造成允许实现更简单的制造并且因此降低成本。

在上述结构的情况下，设想框架的扇区11的各种制造可能性，从上述部件的每一个的单独制造和通过机械接头的它们的组装，到使用例如共同固化和/或注入过程的、使用更高集成水平的制造。在这方面，应当理解，如在本发明中所用的术语“部件”是指包括在复合材料的技术中术语“预成型件”所给出的含义：需要单独层叠处理以使其符合具体特性的物品，并且其目的是要在其所属的产品的制造过程中与其他元件集成。

在图3中示出的本发明的实施例中，示出了(理想化的)包括用高集成水平制造的前述相同物品的框架的扇区11。

图4a和图4b示出平坦的一体化安装件27的结构，平坦的一体化安装件27接收施加到配件28的外部载荷，配件28通过垂直尾翼连接到安装件，对应于图2a中示出的实施例，由一组主要定向在+45度处的预成型件形成，其中集成两对配件28，并且图5示出通过X形件31连接的两个安装件27、27’(每个具有两对配件28、28’以接收外部载荷)的结构，其对应于图3中示出的实施例。

图6c和6d显示了具有不同配置的本发明的两个实施例，底部件21、头部件23和X形件31定向成朝向在它们之间的化学结合(即通过诸如共同固化、共同结合或共同注射的技术实现的结合)。

底部件21具有π形状，并且头部件23由两个C形的子件形成。X形件31的端部分别地连接到底部件21的两个腹板22、22’和头部件23的两个腹板24、24’。

在图6d的情况，底部件21包括横向加强件25、25’。

图6a、6b和6e示出了具有不同配置的本发明的三个实施例，底部件21、头部件23和X形件31定向成朝向由诸如铆钉的紧固件制成的、在它们之间的机械接头。

在图6a和6b的情况下，底部件21具有T形，加强腹板和头部件23具有C形。X形件31的端部分别地连接到底部件21的腹板41(在图6a的情况下通过连接元件51，和在图6b的情况下通过多个连接元件55)和连接到头部件23的腹板43(在图6a的情况下通过连接元件51，和在图6b的情况下通过各种连接元件55)。

在图6e的情况下，底部件21具有T形，并且头部件23具有L形。设置在两个平行组中的X形件31的端部分别地通过连接元件51、53分别地连接到底部件21的腹板41和连接到头部件23的腹板43。

前述所有配置允许上述部件沿着框架的扇区11的周边的尺寸和厚度变化，从而使其在重量和成本上优化。

X形件31可以由两个独立杆33、33’形成，如在图7a中所示，在两个独立杆的中央部分通过铆钉或螺栓连接，或者通过如在图7b中示出的集成的结构连接。在优选的实施例中，X形件31的臂的横截面具有双T形，X形件31的臂的横截面必须定尺寸以满足取决于载荷要求的惯量和刚度的相应最小值。

所述X形件31的端部和所述支柱32可以配置有凸耳35，以方便X形件31和支柱连接到头部件23，如在图8a、8b、8c所示，并且底部件21也类似。

虽然本发明的优选地聚焦到完全由复合材料制成的框架，但是也包括其中上述零件由金属材料制成的框架。

虽然已经结合各种实施例描述本发明，根据说明书可以理解，在本发明的范围内，可以进行元件、变型或改进的各种组合。

Claims (15)

1.一种接收来自飞机结构的其他部件的外部载荷的飞机机身部分的框架，所述框架横向于机身部分布置，所述框架包括：

特别地配置成经受这些外部载荷的沿着机身的周边的一部分的第一扇区(11)；和

沿着机身的其余周边的第二扇区，

其特征在于，

所述第一扇区(11)包括如下结构元件：

a)底部件(21)，连接到机身外壳(13)；

b)头部件(23)；

c)腹板(25)，包括：用于接收所述外部载荷的一个或多个安装件(27，27')；和多个X形件(31)，所述多个X形件(31)的端部连接到所述底部件(21)和所述头部件(23)；

d)两个连接件(39，39')，将所述底部件(21)和所述头部件(23)的端部连接到所述框架的第二扇区。

2.根据权利要求1所述的框架，其特征在于，所述腹板(25)还包括连接到所述底部件(21)和连接到所述头部件(23)的径向支柱(32)。

3.根据权利要求1或2所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)由两个相同的杆(33，33')制成，所述两个相同的杆(33，33')的中心相互连接。

4.根据权利要求1或2所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)是一体件。

5.根据权利要求4所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)具有双T形横截面。

6.根据权利要求1至2中任一项所述的框架，其特征在于，所述框架的所有结构元件都是由复合材料制成。

7.根据权利要求6所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)通过化学粘合剂连接到底部件(21)和头部件(23)。

8.根据权利要求7所述的框架，其特征在于：

所述头部件(23)由两个C形的子件形成，两个C形的子件的腹板(24，24')连接到所述X形件(31)；

所述底部件(21)具有π形状并且所述底部件的两个腹板(22，22')连接到所述X形件(31)。

9.根据权利要求8所述的框架，其特征在于，所述底部件(21)还包括底部件腹板(22，22')的横向加强件(25，25')。

10.根据权利要求1-2中任一项所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)通过机械接头连接到底部件(21)和头部件(23)。

11.根据权利要求2所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)和所述支柱(32)在每一端处配置有凸耳(35)，以便连接到底部件(21)和头部件(23)。

12.根据权利要求10所述的框架，其特征在于，所述X形件(31)通过一个或多个连接元件(51，53；55，57)连接到所述底部件(21)和所述头部件(23)的腹板(41，43)。

13.根据权利要求12所述的框架，其特征在于，所述底部件(21)为具有加强腹板的T形，所述头部件(23)为C形。

14.根据权利要求12所述的框架，其特征在于，所述底部件(21)为T形，所述头部件(23)为L形，并且所述X形件(31)以两组布置在所述底部件(21)和所述头部件(23)的腹板(41，43)的两侧处，并且通过一个连接元件(51，53)连接到所述底部件(21)和所述头部件(23)的腹板(41，43)。

15.根据权利要求10所述的框架，其特征在于，接收外部载荷的机身部分是定位在后部机身的部分。