CN103387046B - 不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法及航空器 - Google Patents

Abstract

本方法提供了使用带子来连接复合材料结构体的方法以及该方法制造的航空器，尤其是使用带子将航空器的机身与机翼捆绑连接，避免了传统方法中，大量紧固件的使用与在复合材料表面打孔的需要及缺点。本方法可应用于任何复合材料结构体的连接，不过在复合材料制成的轻型飞机的机翼与机身连接上特别有应用价值。

Description

不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法及航空器

技术领域

本发明涉及航空器领域，尤其是涉及一种飞机，并涉及不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能够连接复合材料结构体的方法。本发明是基于系列号为61/742,597的美国临时申请，申请日为2012年8月15日，该申请的内容作为参考引入本文。

背景技术

现有的很多航空器，如飞机具有机身与机翼，连接机翼与机身的传统方法是使用紧固件将两者接合起来。越来越多的飞机使用复合材料制成，其机身与机翼通常皆为复合材料结构，这些复合材料结构体通常包括多层结构，使用传统方法连接机身与机翼，必须在复合材料结构体上打孔，并在孔上穿过螺栓、铆钉等紧固件。这种工艺存在以下的缺点：

打孔可能造成复合材料结构体多层结构的分层式被破坏。

须针对复合材料结构体进行剪裁，剪裁会弱化结构体的结构，因此必须使用额外的材料来补强，造成了飞机重量的增加。

紧固件会造成局部的应力集中，应力集中的位置容易发生结构损坏的现象。

紧固件与复合材料结构体接触的位置易发生锈蚀现象。

发明内容

本发明的主要目的是提供大幅度减少、甚至于完全消除以上所述缺点的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能够连接复合材料结构体的方法。

本发明的另一目的是提供一种结构更为安全、维护更为简单经济、使用寿命更长的航空器。

为了实现上述的主要目的，本发明提供的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能够连接复合材料结构体的方法是使用带子将航空器的机身与机翼捆绑以实现机身与机翼的连接。本发明的方法是使用带子将航空器的机身与机翼捆绑连接，带子可以是闭合环状的带子，也可以是两端固定在机身上，带子将机身与机翼捆绑，或者带子的两端固定在机翼上，带子绕机身的大部并将机身与机翼捆绑连接。

一个优选的方案是，带子由钢质或复合材料制成。

一个优选的方案是，机身上设有纵梁，带子穿过该纵梁，且纵梁内设有桥部，带子沿着桥部的上表面延伸，桥部在纵梁的纵向方向上可以前后移动。

并且，纵梁上设有两个开口，带子自其中一个开口穿入纵梁，并从另一个开口穿出纵梁，开口的宽度大于带子的宽度，带子可以在开口的宽度方向上调整位置。

进一步的方案是，机身与机翼之间设有填隙物，填隙物的上表面的形状与机身的下表面的形状吻合，填隙物的下表面的形状与机翼上表面的形状吻合，填隙物与机身之间和/或填隙物与机翼之间填充有由聚合物制成的薄板。

本发明还提供一种航空器，其具有机身与机翼，并且使用带子将机身与机翼捆绑以实现机身与机翼的连接。

进一步地，机身上设有纵梁，带子穿过该纵梁，且纵梁内设有桥部，带子沿着桥部的上表面延伸，桥部在纵梁的纵向方向上可以前后移动。

上述的方法避免了大量紧固件的使用与在复合材料表面打孔的需要，此外还具备以下优点：可以快速地更换机身、可微调机翼的纵向位置来调整飞机的重心位置、增加了机翼的携油量、简化了生产工艺、减轻飞机的重量、延长了复合材料的疲劳寿命、降低飞机的维修成本。

附图说明

图1是本发明第一个实施例中机翼与机身连接图，图中显示了机身、机翼、填隙物以及连接机身与机翼的带子。

图2是本发明第一个实施例中机身与机翼连接的结构图，图中下方为连接机身与机翼的带子。

图3是本发明第一个实施例中翼箱与机身纵梁被剖开的视图，图中示意了带子的环绕路径以及桥部、纵梁隔离壁等部件。

图4是本发明第一个实施例中纵梁被剖开的视图，图中显示带子在纵梁中的走向，每个纵梁中内有两条带子。

图5是本发明第二个实施例中机翼与机身连接图，图中显示了机身、机翼、填隙物以及连接机身与机翼的带子。

图6是本发明第二个实施例中机身与机翼连接的结构图，图中下方为连接机身与机翼的带子。

图7是本发明第二个实施例中翼箱与机身纵梁被剖开的视图，图中示意了带子的环绕路径以及桥部、纵梁隔离壁等部件。

图8是本发明第二个实施例中纵梁被剖开的视图，图中显示带子在纵梁中的走向，每个纵梁中内有两条带子。

以下结合附图及实施例对本发明作进一步说明。

具体实施方式

请参见图1，本实施例中的航空器为飞机，其具有机身1与机翼2，机身1位于机翼2的上方。一个填隙物3被置于机身1与机翼2之间，填隙物3的下表面形状与机翼2上表面的形状吻合，填隙物3的上表面形状与机身1下表面的形状吻合。此外，可在机身1与填隙物3之间再嵌入由聚合物或是其它材料制成的薄板。薄板也可嵌入在填隙物3与机翼2之间。参见图2，本实施例中，飞机设有八条带子4，带子4经过机舱地板中的四根纵梁6并且环绕翼箱5，达成将机翼2、填隙物3以及机身1捆绑连接在一起的目的 (如图2至图4所示)。带子4与纵梁6的数量可以根据不同飞机的设计而不同。

带子4可以由钢或复合材料制成，如使用玻璃钢(Fiber Glass)或碳纤维材料 (Carbon Fiber)制成，优选地，可以使用碳纤维材料，其强度比玻璃钢还要强。

使用本方法，只要更换不同的填隙物3，便可轻易将不同几何形状的机身1与机翼2连接起来。而内部结构、用途不同 (如载客、货运、医疗救援、军事等用途)但具有相同几何外型的机身1，可以连接到同一副机翼2上。并且，连接不同机身1与机翼2时，可以不用更换填隙物3，因此应用本方法可使航空器在军用及商用等用途间轻易切换，几乎没有限制。对于双胴体设计(twin boom design)的航空器，将发动机与外挂架设置在机翼2上，且实现不同功能的装置分别安装在不同的机身1(几何外形相同)上，那么飞机可执行多种不同的任务，上述的应用在无论载人机或是无人机领域，均可大幅降低营运的成本。另外,如果一个机身受到损坏，可以在几分钟内将备用的机身1安装并取代受损的机身1。

带子4捆绑机身1与机翼2的方式详见图3与图4。本实施例中，用于调整带子4松紧的带扣16位于翼箱5的前方，带子4（本实施例中，每一根纵梁6上有两条）由带扣16的一端出发向上，通过机身1表面的开口7进入纵梁6，再沿着纵梁6中的桥部8向后，然后从机身1表面另一的开口9离开纵梁6，最后环绕整个翼箱5回到带扣16的另一端。

如果是在加压的机舱使用本方法，则可在每个纵梁6中前侧的开口7的前方以及后侧开口9的后方各加装一块隔离壁10 (bulkheads)，以防止加压空气从机身1表面的开口7、9流出。另外，开口7、9的纵向宽度可以适当加长，以便微调机翼2相对于机身1在X轴方向（纵梁的宽度方向）上的相对位置，以实现整架飞机的重心位置的最优化。在做上述调整时，纵梁6中的桥部8也设计成可以在纵向方向（纵梁的长度方向）上前后移动，以维持飞机合适的载荷分布。

在填隙物3的上下表面设有凹槽15，凹槽15内可以填充由聚合物或其它弹性材料制成的薄板。薄板的厚度与密度皆经过计算，使其在机翼2与机身1结合完成、带子4提供张力后，让机翼2与机身1紧密贴合,压力可以均匀分布。薄板受到的恒定的压力所产生的摩擦力及填隙物3几何形状因素，可对抗抵消机翼2与机身1之间相对的扭矩。纵梁6同时也用来作为座椅、货物固定等集中负荷的承座基础。此外，纵梁6能大幅提高机身1的结构强度。必要时可使用可快速调整带子4张力的带扣16，使用力矩扳手即可调整带子4的张力。

另外，在机身1与填隙物3之间，或者在机翼2与填隙物3之间可以填充由聚合物制成的薄板，如橡胶板或者塑料板等具有弹性的板材。由于机身1、机翼2以及填隙物3通常由材质较硬的材料制成，因此需要在机身1与填隙物3之间或者在机翼2与填隙物3之间填充具有弹性的材料。

参见图5，作为本发明的另一个实施例，作为航空器的飞机具有机身21以及位于机身下方的机翼22，机身21与机翼22之间设有填隙物23。

参见图6，本实施例使用带子24将机身21、机翼22以及填隙物23捆绑以实现机身21与机翼22之间的连接。本实施例中，机身21具有位于其下端的纵梁26，但带子24不穿过纵梁26，而是固定在纵梁26上。

参见图7与图8，带子24的两端分别通过连接件，如螺栓27、28固定在纵梁26上，且带子24绕过将机翼22、填隙物23，从而将机翼22、填隙物23以及机身21捆绑并固定连接。另外，带子24的中部设有可以调节带子24松紧的调节部29，如通过螺母与螺栓的配合对带子24的松紧进行调节。

作为本发明实施例的变形，机身上可以不设置纵梁，在机身的下表面上设置两个用于固定连接带子两端的固定部件，如锁扣等，带子将机翼捆绑后固定在机身的下方，当然，机身与机翼之间还可以填充填隙物以及弹性的薄板。或者，带子的两端分别固定在机翼上，带子绕机身的大部，这样也能将机身与机翼固定连接。

为了阐述本发明，以上实施例阐述了一种使用带子4来连接机身1与机翼2的具体方法，但这不表示本发明的广度范围只局限在以上具体而特定的操作方法。本发明的核心思想是使用带子实现航空器的机身与机翼的固定连接，在该核心思想与本发明权利要求的范围内，还存在许多不同的操作或改良方式与额外的优点，很容易出现在本领域中。也就是说本发明并不局限于特定的实施细节、航空器种类以及在本文中所呈现的实施例。因此，可从现有的实施例衍生出不同的改良细节，但不出脱本发明概念的范围与核心精神。

Claims (7)

1.不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：包括

使用带子将航空器的机身与机翼捆绑以实现所述机身与所述机翼的连接，所述机身上设有纵梁，所述带子穿过所述纵梁，所述纵梁内设有桥部，所述带子沿着所述桥部的上表面延伸，所述桥部在所述纵梁的纵向方向上可以前后移动。

2.根据权利要求1所述的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：

所述带子由钢质或复合材料制成。

3.根据权利要求1所述的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：

所述纵梁上设有两个开口，所述带子自其中一个所述开口穿入所述纵梁，并从另一个所述开口穿出所述纵梁。

4.根据权利要求3所述的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：

所述开口的宽度大于所述带子的宽度，所述带子可以在所述开口的宽度方向上调整位置。

5.根据权利要求1至4任一项所述的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：

所述机身与所述机翼之间设有填隙物，所述填隙物的上表面的形状与所述机身的下表面的形状吻合，所述填隙物的下表面的形状与所述机翼上表面的形状吻合。

6.根据权利要求5所述的不使用穿过复合材料结构体的紧固件而能连接复合材料结构体的方法，其特征在于：

所述填隙物与所述机身之间和/或所述填隙物与所述机翼之间填充有由弹性材料制成的薄板。

7.航空器，包括

机身与机翼；

其特征在于：

使用带子将所述机身与所述机翼捆绑以实现所述机身与所述机翼的连接，所述机身上设有纵梁，所述带子穿过所述纵梁，所述纵梁内设有桥部，所述带子沿着所述桥部的上表面延伸，所述桥部在所述纵梁的纵向方向上可以前后移动。