CN103832574B - 用于航行器的优化的抗扭箱 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种具有复合材料的抗扭箱（13）的航行器升力面，包括上蒙皮（21）、下蒙皮（23）、前翼梁（18）、后翼梁（20）、一个或多个中间翼梁（19、19'）和布置在后翼梁（20）及其相邻的中间翼梁（19'）之间和/或前翼梁（18）和相邻的中间翼梁（19）之间的用于改善其结构特性的多个横翼肋（25、25’、...）。本发明还提供所述抗扭箱的制造方法。

Description

用于航行器的优化的抗扭箱

技术领域

本发明涉及一种航行器的抗扭箱，特别是涉及一种升力面的抗扭箱。

背景技术

航行器升力面的结构通常包括抗扭箱。例如，航行器尾翼（水平或垂直）通常由前缘、抗扭箱和具有控制面（襟翼、升降舵、方向舵等）的后缘构造。

抗扭箱是主要结构，负责支撑所涉及的所有负载（空气动力学、燃料、动态等），并且包括若干个结构元件。

如今具有有机基体和连续纤维的复合材料，尤其是碳纤维增强塑料（CFRP），在种类繁多的结构元件中广泛应用于航空业。具体而言，构成航行器尾翼及其它升力表面的抗扭箱的全部元件可以使用碳纤维复合材料制造。

复合抗扭箱的设计需要结合不同属性的两方面：结构设计方面和制造方面。

传统的做法是限定形成它的结构元件（蒙皮、翼梁、桁条、翼肋）的抗扭箱的设计、这些元件的分开制造以及这些元件随后在装配工厂中的结合遵循与在仅使用金属材料时在航空业中使用的那些方案类似的方案。

可以采用预浸（prepreg）技术完成上述制造。在第一步骤中，制备用于每一个元件的复合预浸层（prepreg plies）的平的组坯（flat lay-up）。然后，通过传统的热成形过程获得具有所需要形状的元件的叠层预制件，在某些情况下，由于高曲率，使用加压成形过程代替。在得到所需要的形状以后，取决于所需的公差和整体制造成本，叠层预制件在阳模或阴模中被固化。在包括分开固化的子组件（诸如该元件的翼肋和垂直加强筋）的某些元件的情形下，需要第二固化周期用于共同结合所述子组件。最后，在全部固化周期以后，修整元件的轮廓得到最终几何形状，并且然后通过超声波系统检查元件，以确保其质量。使用所述方法制造的抗扭箱成本是高的，因为所述步骤对于每个结构元件将单独地进行。此外，由于长的长度和需要将全部结构元件安装和装配在一起的任务的高复杂性，与抗扭箱的装配有关的成本也很高。这种方法随后用于制造多翼肋抗扭箱，例如，在图1a和1b中所示的水平尾翼（HTP）。

HTP由前缘11、抗扭箱13和具有控制面（襟翼，升降舵，方向舵等）的后缘15构成。抗扭箱13的结构元件为通过纵向桁条硬化的上蒙皮21和下蒙皮23、前翼梁18、后翼梁20和横翼肋16，所述横翼肋16连接到前翼梁18、后翼梁20以及上蒙皮21和下蒙皮23以便保持抗扭箱的形状和加强链接到航行器中的HTP结构布置和用于处理的HTP控制表面的致动器的负载引入区域。

替代的方法是以结合一起的方式制造抗扭箱的全部或部分，用于获得包括抗扭箱的结构元件的全部或部分的单体套件（ensemble）。在这方面，用于抗扭箱的一个实施例在WO2008/132251中进行了描述。

由于目前不能够提供用以考虑所有涉及的变量以及尤其是那些与其制造有关的变量获得用复合材料制成的航行器尾翼的扭力箱的最佳设计的分析工具航行器，因此航空业不断要求改善已知的抗扭箱的效率和/或成本的新的抗扭箱提议和新的制造方法。

本发明针关注这种需求。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种用于航行器升力面的复合材料的抗扭箱，允许相对于已知的抗扭箱降低重量和成本。

本发明的另一个目的是提供一种所述抗扭箱的制造方法。

在一个方面中，这些和其他目的通过抗扭箱来实现，所述抗扭箱包括上蒙皮、下蒙皮、前翼梁、后翼梁、一个或多个中间翼梁和多个横翼肋，所述多个横翼肋设置在后翼梁和与其相邻的中间翼梁之间和/或前翼梁和相邻的中间翼梁之间。所述翼肋结合在多翼梁抗扭箱中是本发明的关键特征。

上和下蒙皮可以包括在由没有翼肋的翼梁界定的全部单元中的加强桁条。

在尾翼的抗扭箱的情形下，放置在后翼梁和相邻的中间翼梁之间的横翼肋被布置为接受和分布由航行器尾翼的控制配置装置产生的负载，以提高抗扭箱的抗扭刚性和避免抗扭箱的巨大变形。同样地，在前翼梁和相邻中间翼梁之间布置的横翼肋的目的是提高抗扭箱的抗扭刚性和避免抗扭箱的大的变形。

抗扭箱的这种多翼梁和多翼肋配置结合了多翼梁构造的结构制造优点和多翼肋配置的结构优点。

在另一个方面，上述目的通过制造所述抗扭箱的方法来实现，所述方法包括以下步骤：a）分开地制造包括抗扭箱的除了受所述横翼肋影响的后翼梁和/或前翼梁以外的全部结构元件的单体套件以及后翼梁和/或前翼梁；b）将受所述横翼肋影响的所述后翼梁和/或前翼梁与单体套件结合。因此抗扭箱的大部分以结合一起的方式制造，减少了组件和紧固件的数量量，并且因此减少了抗扭箱的重量和成本。

在所述单体套件的制造方法的一个实施例中，包括以下步骤：a)提供一组用于形成所述单体套件的复合材料的叠层预制件，每一个叠层预制件被配置为形成所述单体套件的部分；b）将所述叠层预制件布置在固化组件中，所述固化组件包括用于形成单体套件的封闭部分的第一组模具和用于形成单体套件的开放部分的第二组模具，并且使固化组件经受高压釜周期以共同固化所述叠层预制件；c）沿翼展方向脱模第一组模具和沿翼弦方向脱模第二组模具。

结合附图，从本发明和所附权利要求的随后详细描述中，本发明的其他适宜的特征和优点将变得显而易见。

附图说明

图1a是已知水平尾翼的透视图，示出抗扭箱、具有控制面的前缘和后缘。

图1b是已知抗扭箱的透视图，其中上蒙皮已经向上移动以提高箱内部的可视性。

图2a是根据本发明的抗扭箱的示意透视图，包括后翼梁和相邻的中间翼梁之间的翼肋。

图2b是单体套件（ensemble）和根据本发明的制造方法分开制造并且随后被结合的后翼梁的示意平面图。

图3a和图4a分别是通过图2b的平面A-A和B-B的所述单体套件的固化组件的实施例的示意性横截面。

图3b和图4b是通过图2b的平面A-A和B-B的固化和模具脱模后得到的单体套件的实施例的示意性横截面。

图5a和5b是用于形成具有C和双C形的层叠预制件的模具的示意性横截面。

图5C是用于获得翼肋预制件的过程的简图。

图6a是示出待结合至抗扭箱的后部的一个模块的预制件的布置视图，图6b是所有这些模块的示意透视图，和图6c是从两个翼肋预制件结合一体得到的翼肋的示意性透视图。

图7a是示出被结合至本发明的另一实施例中的抗扭箱的后部的模块之一的预制件的布置的视图，图7b是全部这些模块的示意透视图。

图8是具有仅靠近后翼梁的横翼肋情况下的固化组件的脱模过程示意图。

图9a、9b和9c示意性表示在所述模具的特定实施例中的单体套件的开口部分的模具的脱模过程。

图10a和11a分别是通过图2b的平面A-A的所述单体套件的固化组件的两个实施例的示意性横截面。

图10b和11b分别是在固化和模具的脱模以后由图2b的平面A-A获得的单体套件的两个实施例的示意性横截面。

具体实施方式

在下面详细描述中，我们将参照HTP的抗扭箱，但是本发明适用于航行器的任何升力面的抗扭箱。

图2a示出根据本发明的实施例的HTP的复合抗扭箱13，包括以下结构元件：

-前翼梁18、后翼梁20和中间翼梁19、19'。

-上蒙皮21和下蒙皮23。

-在后翼梁20及其相邻的中间翼梁19'之间的若干个横翼肋25、25’、25”、25’”。

这个从制造的角度来看非常有利的布置解决了在许多典型的HTP架构中发生的抗扭箱的后部的特定的加载问题。

在这个意义上，横翼肋25被设置用于接受和分配来自HTP的旋转轴线的枢转点的负载，翼肋25’、25”被设置用于接受和分配来自HTP控制表面的致动器装置的负载，和翼肋25’”被设置用于提高抗扭刚度和避免抗扭箱13的大的变形。显然地，横翼肋的数量和位置依赖于HTP的具体架构。

根据本发明的制造抗扭箱13的方法，首先，基于后翼梁20和结合抗扭箱13的除了后翼梁20以外的全部结构元件的单体套件30的分开制造单体，以及其次，在于它们的通过诸如（例如）铆钉的机械装置的连接。

根据在背景技术部分中提到的方法制造后翼梁20，和通过基于预浸（prepreg）技术的方法制造单体套件30，该方法包括如下所述步骤：

-准备将形成单体套件30的一组叠层预制件，为叠层预制件的每一个铺叠（laying-up）复合预浸层（prepreg plies）的平的组坯，并且让平的组坯在合适的模具中经受热成型过程以给其所希望的形状，或者以想要的形状在表面上执行期望的铺叠。在本说明书中所用的术语“叠层预制件”表明在其所属的产品的制造过程中意图与其它元件结合或形成整体的复合元件。

-使用合适的模具将全部叠层预制件一起布置在固化组件40中，并且使固化组件40经受高压釜周期以共同固化叠层（Laminated）预制件。

-脱开模具。

-修整和检查该组件。

对于图2b、3b和4b中所示的单体套件30的实施例，用于制造单体套件30的叠层预制件有以下几种：

-多个叠层预制件41、43、45和47，具有双C形横截面，用以在前翼梁18和中间翼梁19'（特别地参见图3a、3b）之间形成单体套件30的内部部分。

-多个叠层预制件55、57；55'、57'；55”、57”；55’”、57’”，具有C形横截面和在其内端中的用以形成翼肋25、25’、25”、25’”的侧壁（见图6b）。

-多个叠层预制件49、49'、49”、49’”、49””，具有C形横截面，以与翼肋25，25’、25”，25’”一起形成在中间翼梁19'和后端之间的（参见图6b）的单体套件30的内部部分。替代地，可以使用单个叠层预制件50（参见图7a和7b）。

-多个叠层预制件51、53具有蒙皮21，23的形状，以形成其外部。

分两步弯曲在模具37上的平的组坯的端部以得到主要凸缘和次级凸缘，形成由腹板、两个主要凸缘和两个次级凸缘配置的双C形叠层预制件41、43、45、47（参见图5b）。次级凸缘形成蒙皮21、23的加强纵翼梁22、24。

弯曲在模具35上的平的组坯的端部以获得凸缘，形成由腹板和两个凸缘构造的C形叠层预制件49、49'、49”、49’”、49””或C形叠层预制件50（参见图5a）。

弯曲平的组坯，形成由腹板、两个凸缘和侧壁构造的翼肋预制件55、57；55'、57'；55”、57”；55’”、57’”。图5c示出由箭头F1、F2、F3表示的形成翼肋预制件55的凸缘和侧壁（未示出模具）所需要的弯曲操作。

图6c示出预制件55、57的结合一起得到的翼肋25，其由腹板27、两个凸缘28、28'和侧壁29构造，所述侧壁29具有与腹板27相同的高度和与凸缘28、28'相同的宽度。

各叠层预制件的厚度和复合材料根据抗扭箱13的结构元件的结构上的需要限定。

如在图3a和图4a中所示，所述预制件被布置在形成固化组件40的模具上（还参见图8），所述固化组件40将经受高压釜周期以得到单体套件30。

所述模具包括以下元件：

-模具61，在由前翼梁18和中间翼梁19界定的预知空间中延伸。

-模具63，在由中间翼梁19、19'界定的预知空间中延伸。

-模具65、67、69、71、73在由翼肋25、25’、25”、25’”界定的预知空间中延伸。图6a特别地示出了包括翼肋预制件57、55'、C形预制件49'和模具67的模块的装配。

特别地如在图8中图示，模具61、63沿固化组件40的顺翼展方向D1脱模，和模具65、67、69、71、73沿固化组件40的翼弦方向D2脱模。

在包括具有大曲率的蒙皮21、23的抗扭箱的情况下，可以期望将模具65、67、69、71、73分成几部分，以方便脱模过程。参见图9a、9b和9c，其中模具65已经被分成三个部分65'、65''、65’”，用于首先沿翼弦方向脱模中心部分65”，其次脱模模具65'、65’”，在第一步骤中把它们沿垂直方向上与蒙皮21、23分开，并且在第二步骤中沿翼弦方向上移出它们。

图10b示出根据本发明的单体套件30的另一实施例，其没有加强蒙皮21、23的桁条（stringer），但是具有与后翼梁20连接的连接凸缘36、38。

用于制造它的叠层预制件（参照图10a）如下：

-叠层预制件42、44、46、48，具有C形横截面，用以形成单体套件30的闭合部分。

-与在前面的实施例中使用的叠层预制件相同的叠层预制件，用以形成横翼肋。

-具有双C形横截面的单个预制件54，用以连同翼肋一起形成单体套件30的开口部分的内部，或者替代地，如前面在图6b中图示的实施例的模块配置中的一组预制件。

-具有蒙皮21、23的形状的叠层预制件51、53，用以形成其外部。

第二组模具包括在固化组件40的开口部分的每个内部空间中的三个模具65'、65”、65’”，...，以便于在翼弦方向上脱模。

图11b示出根据本发明的单体套件30的另一个实施例，具有在单体套件30的封闭部分中增强的蒙皮21、23的桁条22、24和与后翼梁20连接的连接凸缘36、38。

用于制造它的叠层预制件（参照图11a）如下：

-叠层预制件41、43、45、47，具有双C形横截面，用以在前翼梁18和中间翼梁19’之间形成单体套件30的内部部分。

-与在前面的实施例中使用的叠层预制件相同的叠层预制件，用以形成横翼肋。

-单个预制件54，具有双C形横截面，用以连同翼肋一起形成单体套件30的开口部分的内侧，或者替代地，如前面在图6b中图示的实施例的模块配置中的一组预制件。

-具有蒙皮21、23形状的叠层预制件51、53，用以形成其外部。

第二组模具包括在固化组件40的开口部分的每个内部空间中的三个模具65'、65”、65’”，...，以便于沿翼弦方向脱模。

脱模过程完成以后，单体套件30定位在修整机中，以便得到最终的几何形状，并进行自动的超声波探伤，用于检查其不具有任何缺陷。

在本发明的其它实施例中，抗扭箱13可以包括在前翼梁18和中间翼梁19之间的横翼肋，替代地或附加地，在后翼梁20和中间翼梁19’之间的横翼肋，以加强抗扭箱13的前部。根据上面描述的制造方法的指导方针制造这些实施例将。

虽然已经结合各种实施例描述本发明，从说明书可以理解，可以进行元件的各种组合、其中的变型或改进，并且在本发明的范围之内。

Claims (10)

1.一种航行器升力面，包括抗扭箱(13)和前缘和后缘(11、15)；抗扭箱(13)包括复合材料的上蒙皮(21)、下蒙皮(23)、前翼梁(18)、后翼梁(20)和一个或多个中间翼梁(19、19’)，其特征在于：抗扭箱(13)还包括布置在后翼梁(20)及其相邻的中间翼梁(19’)之间和/或前翼梁(18)和相邻的中间翼梁(19)之间的复合材料的多个横翼肋(25、25’、...)，用于改善其结构特性；

其中由在端部结合到中间翼梁(19、19’)的腹板(27)、具有双C形横截面的两个凸缘(28、28’)和侧壁(29)构造所述多个横翼肋(25、25’、...)；侧壁(29)具有与腹板(27)相同的高度和与凸缘(28、28’)相同的宽度。

2.根据权利要求1所述的航行器升力面，其中上蒙皮(21)和下蒙皮(23)包括在抗扭箱(13)的由不包括横翼肋(25、25’、...)的翼梁界定的任何单元中的至少一个纵向桁条(22、24)。

3.根据权利要求1所述的航行器升力面，其中所述多个横翼肋(25、25’、...)布置在后翼梁(20)和相邻的中间翼梁(19’)之间。

4.根据权利要求3所述的航行器升力面，其中：

-所述升力面是包括控制配置装置的尾翼；

-所述多个横翼肋(25、25’、...)的至少一个被放置靠近一个控制配置装置的负载引入区域。

5.根据权利要求4所述的航行器升力面，其中所述控制配置装置包括以下部件中的一个或多个：

-尾翼的控制面的致动器；

-尾翼微调装置。

6.根据权利要求4或5所述的航行器升力面，其中，所述多个横翼肋(25、25’、...)的至少一个被放置在用于提高抗扭刚性并避免抗扭箱(13)的大变形的合适位置。

7.一种制造航行器升力面的复合抗扭箱(13)的方法，所述航行器升力面的复合抗扭箱(13)包括上蒙皮(21)、下蒙皮(23)、前翼梁(18)、后翼梁(20)、一个或多个中间翼梁(19，19’)和多个横翼肋(25、25’、...)，所述多个横翼肋(25、25’、...)布置在后翼梁(20)及其相邻的中间翼梁(19’)之间和/或前翼梁(18)和相邻的中间翼梁(19)之间，用于改进其结构特性；所述方法包括以下步骤：

a)分开地制造：

-单体套件(30)，包括抗扭箱(13)的除了受所述横翼肋(25，25’，…)影响的后翼梁(20)和/或前翼梁(18)以外的全部结构元件；

-受所述横翼肋(25，25’，…)影响的后翼梁(20)和/或前翼梁(18)；

b)将受所述横翼肋(25，25’，…)影响的后翼梁(20)和/或前翼梁(18)结合到所述单体套件(30)；

其中，所述单体套件(30)的制造方法包括以下步骤：

a)提供用于形成所述单体套件(30)的复合材料的一组叠层预制件，每一个叠层预制件被配置为形成单体套件(30)的部分；

b)将所述叠层预制件布置在固化组件(40)中，所述固化组件(40)包括用于形成单体套件(30)的封闭部分的第一组模具(61、63)和用于形成单体套件(30)的开放部分的第二组模具，并且使固化组件(40)经受高压釜周期以共同固化所述叠层预制件；

c)沿翼展方向脱模第一组模具(61、63)，在翼弦方向上脱模第二组模具。

8.根据权利要求7所述的方法，其中单体套件(30)包括抗扭箱(13)的除了受所述横翼肋(25、25’、…)影响的前翼梁(18)和/或后翼梁(20)以外的全部结构元件，其中所述一组叠层预制件包括：

-具有双C形横截面的叠层预制件(41、43、45、47)的子组，或具有C形横截面的叠层预制件(42、44、46、48)的子组，用以形成单体套件(30)的封闭部分的内部；

-一个或多个叠层预制件，与具有C形横截面的叠层预制件(55、55’、...；57、57’，...)的子组一起形成单体套件(30)的开放部分的内部，和形成横翼肋(25、25’、...)的侧壁；

-两个叠层预制件(51，53)，用以形成单体套件(30)的覆盖物或蒙皮的外部。

9.根据权利要求8所述的方法，其中：

-形成单体套件(30)的开放部分的内部的所述一个或多个叠层预制件是具有C形横截面的叠层预制件(49，49’，...)的子组或单个叠层预制件(50)；

-第二组模具包括在固化组件(40)的开放部分的每个内部空间中的模具(65、67、69、71、73)。

10.根据权利要求8所述的方法，其中：

-形成单体套件(30)的开放部分的内部的所述一个或多个叠层预制件是具有双C形横截面的叠层预制件的子组或单个叠层预制件(54)；

-所述第二组模具包括在固化组件(40)的开放部分的每个内部空间中的三个模具(65’、65’、65”；…)。