CN103832576B - 用于航行器升力面的包括前缘翼肋和后缘翼肋的高度综合结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开提供一种具有复合材料的单体主支撑结构（14）的航行器升力面，包括上蒙皮（21）、下蒙皮、前翼梁（18）、后翼梁（20）、多个前缘翼肋和/或多个后缘翼肋，上蒙皮（21）包括前缘（11）和/或后缘（15）的上空气动力学轮廓的至少部分。这个主支撑结构允许航行器升力面的重量和成本降低。本发明还提供所述单体主支撑结构（14）的制造方法。

Description

用于航行器升力面的包括前缘翼肋和后缘翼肋的高度综合 结构

技术领域

本发明涉及一种升力面，并且特别地涉及升力面的主支撑结构。

背景技术

航行器升力面通常包括作为其主支撑结构的抗扭箱。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、1b和1c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。

前缘是负责使用抗扭箱表面保持气动面的结构，用于支撑所涉及的静态或周期结构负载和用于保护抗扭箱免受鸟类撞击。HTP表面的一部分首先接触空气和翼型件（airfoil）的最前沿。

已知的前缘11一方面包括几个翼肋10，称为前缘翼肋，它们连接到抗扭箱13的前翼梁18，并且另一方面，包括空气动力学轮廓12-通常被称为“鼻子”，其连接到前缘翼肋10和前翼梁18的凸缘，以保持HTP的整体空气动力学形状。

类似地，后缘15一方面包括几个翼肋，称为后缘翼肋，它们连接到抗扭箱13的后翼梁20，并且另一方面，包括空气动力学轮廓16，连接至后缘翼肋和后翼梁20的凸缘，以保持抗扭箱和控制面之间HTP的整体空气动力学形状。

抗扭箱13的结构元件是由纵向桁条强化的上蒙皮21和下蒙皮23、前翼梁18、后翼梁20和横向翼肋17，所述横向翼肋17连接到前翼梁18、后翼梁20以及上蒙皮21和下蒙皮23以保持抗扭箱的形状和加强链接到在航行器中的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。

替代的方法是制造以结合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。在这方面，用于抗扭箱的一个实施例被描述在WO2008/132251中。

由于航行器尾翼的复杂性，航空业不断要求提高已知的航行器尾翼的效率和/或成本的新的提议和新的制造方法。

本发明关注这种需求。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种复合材料的航行器升力面的主支撑结构，允许相对于已知的航行器升力面的可比结构降低重量和成本。

本发明的另一个目的是提供一种制造所述主支撑结构的方法。

在一个方面中，这些和其他目的通过一种主支撑结构来实现，所述主支撑结构包括上蒙皮、下蒙皮、前翼梁、后翼梁（和可选的中间翼梁）和多个前缘翼肋和/或后缘翼肋；上蒙皮包括前缘和/或后缘的上空气动力学轮廓的至少部分；主支撑结构是单体结构（即没有接头）。翼梁确保抗扭刚性和整体稳定性，以承受所需负载，并且肋保持空气动力学形状和支撑可移动表面（如有的话）。

在本发明的实施例中，下蒙皮包括前缘和/或后缘的下部空气动力学轮廓的至少部分。

在本发明的实施例中，主支撑结构的上蒙皮和下蒙皮包括在由翼梁界定的全部单元中的加强桁条。

在另一个方面，上述目的通过制造所述主支撑结构的方法来实现，所述方法包括以下步骤：

a)提供用于形成所述主支撑结构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主支撑结构的封闭部分的第一组模具和用于形成主支撑结构的开放部分的第二组模具；c）使固化组件经受高压釜周期以共同固化所述叠层预制件；d）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。因此，本发明提供高度整体解决方案，以在复合材料的航行器升力面的主支撑结构的“单步（one-shot）”制造过程中，包括前缘翼肋和/或后缘翼肋以及前缘和/或后缘气动学轮廓，由此允许减少部件和紧固件的数量，并因此减少重量和成本。

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1c是图1a的水平尾翼表面的一侧的透视图，其中剖面图用以改善前缘结构的可见性，示出前缘翼肋和前缘轮廓。

图2是根据本发明的包括第一和第二前缘翼肋和第一和第二后缘翼肋的主支撑结构的一个实施例的示意透视图。

图3a是根据本发明的包括第二后缘翼肋的主支撑结构的一个实施例的示意透视图。

图3b是图2a所示的通过平面C-C的示意性横截面视图。

图4a和图5a是图3a的主支撑结构的固化组件的实施例的分别通过平面A-A和B-B的示意性横截面视图。

图4b和图5b在固化和脱模固化组件的模具之后获得的单体主支撑结构分别是通过图3a的平面A-A和B-B的示意性横截面视图。

图6a和6b分别是在所述主支撑结构的固化组件和固化组件的模具的固化和脱模之后获得的单体主支撑结构的另一个实施例的通过图3a的平面A-A和B-B的示意性横截面视图。

图7a和7b是用于形成具有C和双C形状的叠层预制件的模具的示意性横截面。

图7C是用于获得翼肋叠层预制件的过程的简图。

图8a是示出待结合至主支撑结构的后部的模块之一的预制件的布置的视图，图8b是所述模块组（假设它们具有相同尺寸）的示意透视图，以及，图8c是由两个翼肋叠层预制件结合得到的翼肋的示意性透视图。

图9a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9b是全部这些模块的示意透视图。

图10是固化组件的脱模过程的示意图。

图11a、11b和11c示意性表示在所述模具的特定的实施例中的单体套件的开口部分的模具的脱模过程。

图12是根据本发明的具有后缘翼肋的主支撑结构的实施例的示意横截面视图，后缘翼肋被其上蒙皮覆盖但是没有被其下蒙皮覆盖。

图13是根据本发明的具有前缘和后缘翼肋的主支撑结构的示意横截面视图，前缘和后缘翼肋被其上蒙皮覆盖但是没有被其下蒙皮覆盖。

具体实施方式

在下面详细描述中，我们将参照HTP的主支撑结构，但是本发明适用于航行器的任何的升力面的主支撑结构。

图2示出根据本发明的实施例的HTP的单体主支撑结构14，其包括以下结构元件：

-前翼梁18和后翼梁20。

-上蒙皮21和下蒙皮23，包括前缘11和后缘15的气动学廓型的部分。

-第一前缘翼肋22在前缘11的内部延伸，并且第二前缘翼肋24在由上蒙皮21和下蒙皮23覆盖的前缘11的区域内部延伸。

-第一后缘翼肋25在后缘15的内部延伸，并且第二后缘翼肋26在由上蒙皮21和下蒙皮23覆盖的后缘15的区域内部延伸。

因此，主支撑结构14包括已知HTP的抗扭箱加上前缘和后缘的部分。

这个布置从制造的角度来看非常有利，其解决了在许多典型的HTP架构中发生的抗扭箱的前部和后部的特定的加载问题。

显然地，前缘和后缘翼肋的数量和位置依赖于HTP的具体架构。

根据本发明的HTP的单体主支撑结构14的其它实施例包括其前侧和后侧的不同配置或构造，包括或不包括上述的前缘翼肋和后缘翼肋的全部或部分，并且包括或不包括前缘11和/或后缘15的空气动力学轮廓的部分。其中之一在图3a和3b中被示出，并且包括以下结构元件：

-前翼梁18、后翼梁20和中间翼梁19、19'。

-若干个后缘翼肋26，包括结构翼肋和支承翼肋（例如支撑升降铰合线的翼肋）。

-上蒙皮21和下蒙皮23，包括覆盖后缘翼肋26的后缘15的空气动力学轮廓的部分。

具有不同配置的上蒙皮和下蒙皮的主支撑结构14的其它实施例示于图12和13中。

图12示出只有上蒙皮21覆盖后缘翼肋26的实施例。

图13示出具有前缘翼肋22和后缘翼肋26的实施例，其中只有上蒙皮21覆盖的后缘翼肋26和前缘翼肋22的部分。

用于制造在图3a和3b中所示的根据本发明的单体主支撑结构14的方法，基于预浸技术，包括以下步骤：

-准备将形成单体主支撑结构14的一组叠层预制件，为叠层预制件的每一个铺叠（lay-up）复合预浸层（prepreg plies）的平的组坯，并且使平的组坯在合适的模具中经受热成型过程以赋予其想要的形状，或者以所希望形状在表面上执行所期望的铺叠。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上，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。

-修整和检查组件。

用于制造图4b和5b中的单体主支撑结构14的叠层预制件，包括上蒙皮21和下蒙皮23，具有在全部的封闭单元中的加强桁条，叠层预制件为以下几种（参见图4a、5a）：

-叠层预制件41、43、45、47、49和51，具有双C形横截面，用以在前翼梁18和后翼梁20之间形成单体主支撑结构14的内部部分。

-多个叠层预制件53具有C形横截面，用以与具有C形横截面的多对叠层预制件35、37一起在后翼梁20和后端之间形成单体主支撑结构14的内部部分，和在其内端部的形成后缘翼肋26的侧壁（参见图8a、8b和8c）。在示于图9a和9b的实施例中，具有C形横截面的单个预制件54是用来代替所述多个叠层预制件53。

-多个叠层预制件57，59具有上蒙皮21和下蒙皮23的形状，用以形成其外部。

图6b示出单体主支撑结构14的另一个实施例，包括没有加强桁条的上蒙皮21和下蒙皮23。图6a显示用于本实施例的一组叠层预制件，包括具有C形横截面的叠层预制件42、44、46、48、50、52，而不是在图4a中所示的实施例的叠层预制件41、43、45、47、49和51。

分两步在模具39上弯曲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构造的双C形叠层预制件41、43、45、47、49和51（参见图7b）。次级凸缘形成上蒙皮21和下蒙皮23的加强桁条32、34（参见图4b）。

在模具38上弯曲平的组坯的端部以获得的凸缘，形成由腹板和两个凸缘构造的C形叠层预制件53、54、42、44、46、48、50、52（参见图7a）。

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35、37。图7c示出由箭头F1、F2、F3表示的形成翼肋叠层预制件35的凸缘和侧壁（未示出模具）所需要的弯曲操作。

图8c示出结合预制件35、37得到的翼肋26，所述翼肋26由腹板27、两个凸缘28、28'和侧壁29配置，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主支撑结构14的结构元件的结构上的需要限定。

如在图4a、5a和图6a中所示，所述预制件被配置在形成固化组件40的模具上（还参见图10），所述固化组件40将经受高压釜周期以得到主支撑结构14。

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界定预知的空间中延伸。

-模具63，在由中间翼梁19、19'界定预知的空间中延伸。

-模具65，在由中间翼梁19'和后翼梁20界定的预知空间中延伸。

-模具67、69、71、73、75、77在由翼肋26界定预知的空间中延伸。图8a特别地示出了包括翼肋预制件37、35和C形预制件53的对应于模具69的模块的装配。

特别地，如图10中图示，模具61、63、65沿固化组件40的翼展方向D1脱模，并且模具67、69、71、73、75、77沿固化组件40的翼弦方向D2脱模。

在包括具有大曲率的上蒙皮21和下蒙皮23的主支撑结构14的情形中，可以期望将模具67、69、71、73、75、77分成几部分，以方便脱模过程。参见图11a、11b和11c，其中模具67经被分成三个部分67'、67’’、67’’’，用于首先沿翼弦方向脱模中心部分67’’，其次脱模模具67'、67’’’，在第一步骤中把它们沿垂直方向从上蒙皮21和下蒙皮23分开，并且在第二步骤中沿翼弦方向移出。

在本发明的用于包括具有实质大曲率的上蒙皮21和下蒙皮23的主支撑结构14的另一个实施例中，覆盖后缘翼肋26的下蒙皮23的部分以铰接的方式（例如，通过铰链）接合到下蒙皮23的部分，使得工具67、69、71、73、75、77可以沿垂直方向脱模。

翼梁脱模过程完成以后，单体主支撑结构14被放置在修整机中，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。

在这些制造方法适用于根据本发明的其它实施例的主支撑结构。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 (11)

1.一种航行器升力面，包括主支撑结构(14)和前缘和后缘(11，15)；主支撑结构(14)包括复合材料的上蒙皮(21)、下蒙皮(23)、前翼梁(18)和后翼梁(20)，其特征在于：

-主支撑结构(14)还包括复合材料的多个前缘翼肋和/或多个后缘翼肋；

-上蒙皮(21)包括前缘(11)和/或后缘(15)的上空气动力学轮廓的至少部分；

-主支撑结构(14)是单体结构；

其中，所述前缘翼肋包括在前缘(11)内部延伸的一个或多个第一前缘翼肋(22)，和/或在前缘(11)的被上蒙皮(21)和下蒙皮(23)覆盖的区域内部延伸的一个或多个第二前缘翼肋(24)；

所述后缘翼肋包括在后缘(15)内部延伸的一个或多个第一后缘翼肋(25)，和/或在后缘(15)的被上蒙皮(21)和下蒙皮(23)覆盖的区域内部延伸的一个或多个第二后缘翼肋(26)。

2.根据权利要求1所述的航行器升力面，其中下蒙皮(23)包括前缘(11)和/或后缘(15)的下空气动力学轮廓的至少部分。

3.根据权利要求2所述的航行器升力面，其中前缘(11)和/或后缘(15)的下空气动力学轮廓的所述部分通过铰链结合到下蒙皮(23)的除了所述部分外的其余部分。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的航行器升力面，其中主支撑结构(14)还包括一个或多个中间翼梁(19、19’)。

5.根据权利要求1-3中任一项所述的航行器升力面，其中通过在端部结合到前翼梁或后翼梁(18、20)的腹板(27)、两个凸缘(28、28’)和侧壁(29)构造所述第一前缘翼肋(22)、第一后缘翼肋(25)、第二前缘翼肋(24)和第二后缘翼肋(26)；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。

6.根据权利要求1-3中任一项所述的航行器升力面，其中上蒙皮(21)和下蒙皮(23)包括在由前翼梁(18)和后翼梁(20)界定的主支撑结构(14)的至少一个单元中的至少一个纵向桁条(32、34)。

7.一种制造航行器升力面的主支撑结构(14)的方法，所述航行器升力面的主支撑结构(14)包括上蒙皮(21)、下蒙皮(23)、前翼梁(18)、后翼梁(20)、多个前缘翼肋和/或多个后缘翼肋；上蒙皮(21)包括前缘(11)和/或后缘(15)的空气动力学轮廓的部分；所述方法包括以下步骤：

a)提供用于形成所述主支撑结构(14)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所述主支撑结构(14)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)包括用于形成主支撑结构(14)的封闭部分的第一组模具和用于形成主支撑结构(14)的开放部分的第二组模具；

c)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；

d)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。

8.根据权利要求7所述的方法，其中所述一组叠层预制件包括：

a)具有双C形横截面的叠层预制件的子组，或具有C形横截面的叠层预制件的子组，以形成主支撑结构(14)的封闭部分的内部；

b)具有C形横截面的叠层预制件的子组或具有C形横截面的单个叠层预制件以与具有C形横截面的叠层预制件(35、37)的子组一起形成主支撑结构(14)的开放部分的内部，和形成前缘翼肋和后缘翼肋的侧壁；和

c)两个叠层预制件，用以形成上蒙皮(21)和下蒙皮(23)的外部。

9.根据权利要求7或8所述的方法，其中所述第二组模具包括用于固化组件(40)的开放部分的每个内部空间的一个模具。

10.根据权利要求7或8所述的方法，其中所述第二组模具包括用于固化组件(40)的开放部分的每个内部空间的三个模具。

11.根据权利要求7或8所述的方法，其中：

-所述前缘翼肋包括在前缘(11)内部延伸的一个或多个第一前缘翼肋(22)，和/或在前缘(11)的被上蒙皮(21)和下蒙皮(23)覆盖的区域内部延伸的一个或多个第二前缘翼肋(24)；

-所述后缘翼肋包括在前缘(11)内部延伸的一个或多个第一后缘翼肋(25)，和/或在后缘(15)的被上蒙皮(21)和下蒙皮(23)覆盖的区域内部延伸的一个或多个第二后缘翼肋(26)。