CN103569347A - 具有可变横截面的飞机机身结构元件 - Google Patents

Abstract

一种飞机机身结构元件具有为长形轮廓的总体形状，并且飞机机身结构元件包括板（2）和至少一个凸缘（4、6）。所述至少一个凸缘（4）具有与板（2）相切的弯曲的横截面。用于轮廓从而增加在冲击后的残余抗压强度。

Description

具有可变横截面的飞机机身结构元件

技术领域

本发明涉及一种飞机机身结构框架元件。

背景技术

通常，飞机机身结构由蒙皮构成，除了它方面之外，元件固定至蒙皮，所述元件包括被公认为刚性元件或者框架的结构元件。

通常，这种结构元件呈沿由一系列曲率半径限定的曲面延伸的轮廓的形状，使得这些结构元件符合机身蒙皮的特定曲率。

基本上恒定的所述轮廓的横截面通常是L、U或者Z形或者总是包括至少一个板和在板的一端或者两端处的一个或者两个凸缘的其它或多或少复杂的形状。

当结构材料由金属材料（铝或者钛合金）制成时，框架通过使用挤压的轮廓，继而通过例如拉伸或者轧制的塑性形变成形生成框架。

但是，基本上经济有效的这些生产方法仅可应用在在其整个长度上具有恒定横截面的轮廓上。

为了减小机身的质量，可取的是，在除了所受的应力局部上很大的特定点处以外，横截面的尺寸尽可能地小。

为此，已知通过挤压和塑性成形生产中间产品，中间产品具有比最终零件更大的横截面和/或厚度，然后通过切削来机加工所述产品从而局部地调整其横截面和厚度。

可替代地，还已知通过从较厚的板上切削来获得结构元件。

但是，获得轮廓的这些方法不是经济有效的，因为这些方法需要将大量材料变小成金属屑。

为了更进一步地减小机身质量，还已知用纤维增强复合材料替代金属材料。

因此，由所限定的定向堆叠的纤维和根据限定的堆叠顺序特定地获得轮廓。

此轮廓的示例描述在FR2970743中。

通过将具有限定的方向（层片）的多层干纤维安置在具有零件的横截面和弯曲部的形状的模具中来生成所述轮廓。然后通过树脂传递或灌注将纤维浸入树脂中。

对于弯曲的轮廓例如机身框架而言，此生产方法需要制造随着弯曲的横截面无塑性变形能力的纤维，无塑性变形必须不发生褶皱或者形成波浪，因为这将不利于所获得的产品的机械性能。

用手实施此操作并且此操作需要操作者对零件的一定熟练度，因此产生高生产成本。

可替代地，能够由通过纤维安置将预浸的纤维沉积在模具上来生成轮廓。

此操作包括例如通过使用与纤维安置头配合的机器人实施窄带的三维悬垂。

对于航空应用而言，纤维由碳和热固性树脂的基底组成。

通常，通过使用此生产方法制成的轮廓根据损伤容限的主要标准，换言之，冲击后的残余机械强度来定尺寸。

这通常由于下列事实：在轮廓的延伸方向上的凸缘的基本上平的几何尺寸促使所述轮廓的局部扭曲，由此在冲击后使层压部分层扩散并且造成所述轮廓的损坏。

假定上述描述，因此，需要生产具有减轻的质量和冲击后高残余压应力的飞机机身结构元件。

发明内容

为此，本发明涉及一种为长形轮廓的总体形状的飞机机身结构框架元件，其包括板和至少一个凸缘，至少一个凸缘具有在除了在轮廓的至少一个端部上之外的整个轮廓长度上的弧形横截面，在至少一个端部上，所述横截面变化从而具有垂直于所述板的直横截面。

由与板相切的弯曲的形状限定的凸缘的几何形状使得能够减小结构元件的局部褶皱，并且由此减小在冲击后层压部分层的扩散。

凸缘的横截面从弯曲几何形状到平几何形状的变化使得能够保持在连接端处的结构元件之间的连接区域中的最佳体积和质量。

因此，结构框架元件具有板，板局部上很高从而承受在元件之间的连接点处的锤击和疲劳应力。

假设商务旅客飞机机身的较大尺寸，框架由形成机身的圆周的部分的多个结构元件构成。

通过接合板，即，通过使用铆钉固定至框架的板条组装所述元件。

这种连接必须包括足够的紧固件以传递它们之间所承受的机械载荷。

因此，除了损伤容限的标准之外，因为所选的材料不能塑性变形，锤击应力（在冲击过程中，应力流在与组装区域接触的两个零件的表面之间传递）的抗性也起作用。

最后，使得紧固件承受疲劳和锤击，必须遵从关于其间距的规则。

为了安装多个能够承受在连接部处的各种载荷同时遵从关于所述紧固件的间隔规则的紧固件，轮廓的板必须足够高（即，在轮廓的横截面的平面中足够长）。

但是，所述高度必须不能太大，否则结构的质量将增加并且机身内用于商业有效载荷和系统的安装的可利用容积将减小。

因此，在连接端处垂直于板的直横截面能够获得最好解决方法，其包括：尽可能增加板的高度，同时将轮廓的总高度限制在最小，即将在凸缘与板之间的曲率半径限制在最小。

实际上，结构框架元件包括两个连接端，所述横截面沿轮廓以此方式变化：具有至少两个连接端、直横截面垂直于所述板。

根据特征，轮廓具有沿轮廓的恒定高度，在轮廓的弯曲的横截面中的板部的高度小于在垂直于板的直横截面中的板部的高度。

为了增强在受到最大应力的特定点处的结构元件，元件的厚度能够沿轮廓变化。

结构框架元件的高度还能沿轮廓变化。

为了与机身的局部弯曲部配合，轮廓以固定的或者可变的曲率半径延伸。

为了减轻结构框架元件的重量，结构框架元件由连续纤维增强复合材料制成。

所述纤维是例如碳纤维，由此对于机身的微观或者初级变形模式来说确保较大的机械强度。

本发明还涉及如上所述的一组结构框架元件，其通过对应连接端组装到一起，结构元件的轮廓的凸缘中的一者或者两者的弯曲的横截面以此方式沿轮廓变化：在所述对应连接端具有垂直于板的直横截面。

这使得能够安装多个适合于承受在连接部处的变化载荷同时遵从关于所述紧固件的间隔规则的紧固件。

本发明还涉及一种包括如上文简单描述的结构框架元件的飞机。

附图说明

在参照附图给定如非限制性的示例的下列描述中，更多特征和优势将变得显而易见，图中，

图1为带有具有恒定半径的弧形横截面的凸缘的结构元件的部分的实施方式的立体图形表示；

图2为示出在带有弧形横截面的凸缘与带有直横截面的凸缘之间的过渡部的结构元件的端部的立体图形表示；

图3为从另一个角度观察图2中的端部的立体图形表示；

图4为沿线IV-IV截取的图2中的元件的横截面图形表示；以及

图5为沿线V-V截取的图2中的元件的横截面图形表示。

具体实施方式

在剩余的文献中，通过横截面是指垂直于元件延伸的局部纵向方向的横切于轮廓的横截面。

飞机机身结构元件1在图1、2和3中部分地示出，飞机机身结构元件也称为框架，并且具有在纵向方向上局部地延伸的为长形轮廓的总体形状。

如图1中所示，所述轮廓沿曲面延伸使得结构元件1能够符合其所紧固的机身（未示出）的形状。所述曲面可以具有固定的或者可变的半径。

在优选的实施方式中，所述元件1由例如由在模具上安置预浸纤维所生产的连续纤维增强复合材料制成。

更具体地，对于航空应用来说，纤维是碳纤维。

结构元件1包括直板2，在文中，上凸缘4和下凸缘6分别在直板2的高度的每一侧（结构元件的横截面的平面中的长度）上延伸，在下文中将对直板2的形状进行具体描述。

在结构元件结合到常规成形的飞机的机身中的情况下，上凸缘4相当于位于朝向机身的内侧的凸缘。

相反地，下凸缘6相当于位于朝向机身的外侧的凸缘，即，最靠近机身的凸缘。

所述下凸缘6具有垂直于板2并且沿结构元件1具有恒定几何结构的直横截面。

应当注意，在图1至5中示出的特定实施方式中，结构元件1不具有直边，并且，因此，从板2到下凸缘6的过渡部具有弯曲部6a。

但是，在其它实施方式中，能够设想替代弯曲部6a的边缘。

下凸缘6从弯曲部6a通过直下延伸部6b进行延伸，因此直下延伸部6b形成框架的“底部”。

如图1中所示，上凸缘4具有弯曲的横截面并且在文中是弧形横截面。

由此，在图1中示出的结构元件的部分中，例如对应于结构元件的中央部分，上凸缘4具有双曲面的几何结构。

因此，上凸缘4具有在其横向横截面中的恒定的曲率半径，由此形成弧。

另外，所述上凸缘4在其纵向方向上符合轮廓的弯曲。

但是，在其它实施方式中，能够设想直轮廓或者甚至具有作为机身蒙皮的函数的一些弯曲区域的轮廓。

在结构元件的连接端附近，上凸缘4的横截面沿结构元件1变化。

正如图2和4中能够看到，在结构元件1的部分42中，上凸缘4具有弯曲的横截面，并且在文中是弧形的横截面。

因此，在结构元件1的此部分42中，轮廓的横截面是J形。

上凸缘4的横截面继而从所述部分42从弧形横截面逐渐地变化成位于连接端44处的直截面。

因此，在结构元件1的此连接端44处，轮廓的横截面是Z形。

注意到，对于一组结构元件的组装，每个结构元件优选地包括两个连接端44以将结构元件彼此连接。

因此，在结构元件1的每个端部46处，凸缘4的几何结构穿过连续地具有不同曲率的弯曲形状从而在此端部46中从J形变化为Z形，反之亦然。

因此，在图3和5中能够更具体地看到的上凸缘4的连接端44具有垂直于板2的直横截面。

此外，因为在本实施方式中结构元件1不具有直边缘，所以从板2到上凸缘的连接端44的过渡部具有弯曲部44a。

在其它实施方式中能够设想替代弯曲部44a的边缘。

上凸缘4从弯曲部44a上延伸有延伸部44b。

如图4和5中能够更具体地看到，上凸缘4在与下凸缘6相反的方向上从板2上延伸。

但是，在除了图1至5中示出的实施方式的其它实施方式中，特别是在结构元件是具有C形横截面的轮廓的实施方式中，上凸缘4能够在与下凸缘6相同的方向上从板2上延伸。

另外，还能够设想，所述两个凸缘4、6是具有相同长度或者不同长度的。

现将参照图4和5对结构元件1的端部46中的上凸缘4的横截面中的变化的优势进行描述。

部分42具有在扇形α中延伸的弧形截面，弧形截面具有半径R。

这能够使上凸缘4局部上更耐冲击，因为其半径允许局部扭曲的减少。

更具体地，结构元件1优选地由纤维增强复合材料制成，此扭曲的减少减弱了层压部分层的扩散。

半径R和扇形α的值将具体地以此方式进行选择从而获得所需的损伤容限（在冲击后残余机械强度）和结构元件1的质量。

所述质量还取决于结构元件1的高度H。

注意到，在结构元件1的所述部分42中，板部2a具有小于结构元件1的高度H的高度h。

通常，当结构元件1的高度H不变时，上凸缘4的横截面的弯曲形状的曲率半径R越大，板部2a的高度h越小。

优选地，具有弯曲的横截面的结构元件1的所述部分42在轮廓的大部分上延伸，其中，仅端部46具有的横截面以此方式变化：具有在连接端部44处的垂直于板2的直横截面。

在结构元件1的连接端44处，横截面是直的并且垂直于板2b。

此构型的主要优势在于如下事实：板部2b的高度基本上是结构元件1的高度H。因此，固定的体积，即轮廓的恒定高度H尽可能地大。

所述最高板部2b能够安装多个适合于承受在连接部处的载荷同时遵从关于所述紧固件的间隔规则的紧固件。

在图中示出的实施方式中，结构元件1具有恒定厚度和高度H。

但是，在其它实施方式中，轮廓的板2的高度和/或厚度能沿轮廓以此方式相反地局部变化：调整局部几何形状或者尺寸标准，或者调整局部强度或者力，从而能够安装多个设备等。

上述的示例仅是本发明的可能的非限制性的实施方式。

注意到，在上述示例中，飞机机身结构元件具有至少一个轮廓凸缘，其弯曲的横截面变化使得其在轮廓的两端处具有垂直于板的直横截面。

注意到，有选择地，结构元件能够保持长形轮廓，长形轮廓具有板和凸缘，凸缘的弯曲的横截面在结构元件的连接端中的一个处或者在结构元件的两个连接端处与板相切。

Claims (9)

1.一种飞机机身结构框架元件，其具有为长形轮廓的总体形状，所述飞机机身结构框架元件包括板（2）和至少一个凸缘（4、6），所述飞机机身结构框架元件的特征在于，所述至少一个凸缘（4）在除在所述轮廓的至少一端部（46）之外的整个所述轮廓的长度上具有弧形横截面，在所述轮廓的所述至少一端部中，所述横截面变化为具有垂直于所述板（2）的直横截面。

2.根据权利要求1所述的结构框架元件，其特征在于，所述结构框架元件包括两个连接端（44），弯曲的所述横截面沿所述轮廓以使得在所述两连接端（44）处具有垂直于所述板（2）的直横截面的方式变化。

3.根据权利要求1或者2中任一项所述的结构框架元件，其特征在于，所述轮廓具有沿所述轮廓的恒定高度（H），在所述轮廓的弯曲的所述横截面中的板部（2a）的高度（h）小于在垂直于所述板（2）的所述直横截面中的板部（2b）的高度（H）。

4.根据权利要求1或者2中任一项所述的结构框架元件，其特征在于，所述结构元件（1）的高度（H）沿所述轮廓变化。

5.根据前述权利要求中任一项所述的结构框架元件，其特征在于，所述结构元件（1）的厚度沿所述轮廓变化。

6.根据前述权利要求中任一项所述的结构框架元件，其特征在于，所述长形轮廓以固定的或者可变的曲率半径延伸。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的结构框架元件，其特征在于，所述结构框架元件由连续纤维增强复合材料制成。

8.根据前述权利要求中任一项所述的一套结构框架元件，其特征在于，所述结构元件（1）通过相应的连接端（44）组装在一起，所述结构元件的所述轮廓的所述凸缘之一或两者的弯曲的所述横截面沿所述轮廓以使得在相应的所述连接端（44）处具有垂直于所述板（2）的直横截面的方式变化。

9.一种飞机，包括根据权利要求8所述的一套飞机机身结构框架元件（1）。

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