CN104015936B - 飞行器升力面及其主支撑结构的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器升力面及其主支撑结构（14）的制造方法，该飞行器升力面具有主支撑结构（14），该主支撑结构包括限定其空气动力学轮廓的上表面和下表面、分别朝向前缘和后缘定向的前表面和后表面、从前表面向后表面延伸的第一组横向肋（31、31'、……）以及穿过前表面和/或后表面的第二组横向肋。在该主支撑结构中的前缘肋与后缘肋的结合允许降低飞行器升力面的重量和成本。

Description

飞行器升力面及其主支撑结构的制造方法

技术领域

本发明涉及飞行器升力面（aircraft lifting surface），并且更特别地涉及飞行器升力面的主支撑结构。

背景技术

飞行器升力面通常包括作为其主支撑结构的抗扭箱（torsion box）。例如，图1a、图1b以及图1c示出了一种已知的水平尾翼（HTP，horizontaltail plane），该水平尾翼由前缘11、抗扭箱13以及具有操纵面（襟翼、升降舵、方向舵等）的后缘15构建而成。

抗扭箱13的结构元件是由纵向桁条加固的上蒙皮21和下蒙皮和23、前翼梁（spar）18、后翼梁20以及横向肋25，该横向肋附接至前翼梁18和后翼梁20并附接至上蒙皮21和下蒙皮23，以便保持抗扭箱的形状并加强负载引入区域（load introductions areas），该负载引入区域联接至飞行器中的HTP结构布置并联接至用于操作HTP控制面的致动器。

前缘11是这样一种结构，该结构负责用于通过抗扭箱表面保持空气动力学表面、用于支撑所涉及的静态或循环的结构载荷以及用于保护抗扭箱免受鸟类撞击。前缘是升力面的首先接触空气的部分，并且是机翼区段的最前缘。

前缘11包括位于一侧上的附接至抗扭箱13的前翼梁18的多个肋29（称为前缘肋）以及位于另一侧上的前缘盖27（通常称作“前端（nose）”），该前缘盖附接至前缘肋29并附接至前翼梁18的凸缘（flange）以便保持升力面的总体空气动力学形状。在现有技术中还已知的是进一步包括如翼梁、竖直加强件以及夹层芯（sandwich core）的附加元件的前缘。

类似地，后缘15包括位于一侧上的附接至抗扭箱13的后翼梁20的多个肋（称为后缘肋），以及位于另一侧上的后缘盖28，该后缘盖附接至后缘肋并附接至后翼梁20的凸缘或者附接至抗扭箱的边缘，以便保持HTP的总体空气动力学形状。

一种该HTP的已知组装方法包括以下步骤：

-组装抗扭箱13。

-将后缘肋连接至抗扭箱13。

-将后缘盖28连接至抗扭箱13并连接至后缘肋。

-将前缘肋29连接至抗扭箱13。

-将前缘盖27连接至抗扭箱13并连接至前缘肋29。

由于待组装的不同部件的数量，该HTP（并且同样适用于其他升力面）的制造是复杂且昂贵的过程，并且因此航空业始终需要提高效率、减少机械接点的数量并且降低飞行器水平尾翼和其他飞行器升力面的成本的新的提议和新的制造方法。

本发明涉及对上述需求的关注。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器升力面的主支撑结构，其允许相对于已知飞行器升力面的可比较的结构而言降低成本和重量。

本发明的另一目的是提供一种所述主支撑结构的制造方法。

在一个方面，这些和其他目的通过这样一种主支撑结构来实现，该主支撑结构包括限定其空气动力学轮廓的上表面和下表面、分别面向前缘和后缘定向的前表面和后表面、从前表面向后表面延伸的第一组横向肋、穿过前表面和/或后表面并构造成在其与前表面和/或后表面的交叉区域中具有上凹部和下凹部的第二组横向肋；前表面和/或后表面构造成在其与第二组横向肋的交叉区域中具有槽孔（slot hole）。

因此，第二组肋将已知抗扭箱的肋与前缘肋和/或后缘肋结合，需要前缘肋和/或后缘肋来保持总体升力面形状、承受所需载荷并且支撑活动表面的轴线。由于主支撑结构的部件的数量减少并且主支撑结构组装简化的事实，该结合允许降低成本和重量。

在一个实施例中，主支撑结构包括分别位于其上表面、下表面、前表面和后表面中的上蒙皮和下蒙皮以及前翼梁和后翼梁。

在另一实施例中，主支撑结构仅包括两个结构元件，因此提供了进一步程度的结合。在一个特定实施例中，所述两个结构元件中的一个是主支撑结构的上表面或者下表面，并且另一个是分别将下表面或者上表面与前表面和后表面结合的单个元件。在另一特定实施例中，所述两个结构元件中的一个是将上表面与前表面或者后表面结合的单个元件，并且另一个是将下表面与后面或者前表面结合的单个元件。

在另一个方面，上述目的通过用于制造所述主支撑结构的方法来满足。

在构造上蒙皮和下蒙皮以及前翼梁和后翼梁时，该方法包括以下步骤：a）提供主支撑结构的除了前翼梁和/或者后翼梁（作为由复合材料制成的单个元件被肋穿过）以外的所有部件；b）提供前翼梁和/或后翼梁，该前翼梁和/或后翼梁被肋穿过，被分成为由复合材料制成的第一部分和第二部分）；c）按如下子步骤组装主支撑结构：c1）将所有的肋连接至上蒙皮并连接至下蒙皮；c2）将未被肋（如果有的话）穿过的前翼梁或者后翼梁连接至上蒙皮并连接至下蒙皮，并将被肋穿过的前翼梁和/或后翼梁的第一部分和第二部分分别连接至上蒙皮和下蒙皮；c3）使被肋穿过的前翼梁和/或者后翼梁的第一部分和第二部分之间连接。

在一个实施例中，前翼梁和后翼梁具有C形横截面（并且所述第一部分具有C形横截面或者L形横截面并且所述第二部分具有L形横截面），因此其凸缘可确保连续负载传递（continuous load transfer）。

在具有两个结构元件的构造中，该制造方法包括以下步骤：a）提供作为由复合材料制成的单个元件的主支撑结构的其间具有连接凸缘的所有部件；b）按照以下子步骤组装主支撑结构：b1）将所有的肋连接至两个结构元件；b2）使两个结构元件之间连接。

通过以下结合附图对本发明进行的详细说明以及所附权利要求，本发明其他理想的特征和优势将变得显而易见。

附图说明

图1a为已知水平尾翼的立体图，示出了抗扭箱、前缘以及具有控制面的后缘。

图1b为已知抗扭箱的立体图，其中已将上蒙皮向上移动以改善箱内的可见度。

图1c为具有切开部以改善前缘结构可见度的图1a的水平尾翼的一个侧面的立体图，示出了前缘肋和前缘轮廓。

图2a和图2b分别为根据本发明的HTP的主支撑结构的实施例的示意性立体图和平面图。

图3为根据本发明的HTP的主支撑结构的另一实施例的示意性平面图。

图4为根据本发明的HTP的主支撑结构的另一实施例的示意性立体图。

图5a和图5b为根据本发明的HTP的主结构的分别穿过前翼梁和后翼梁的肋区段侧视图。

图6a和图6b为用于根据本发明的制造方法中的HTP的主支撑结构的前翼梁的两个部件的实施例的示意性立体图。图6c和6d分别为通过平面A-A和B-B所得的图6a和图6b的截面图。

图7a和图7b为用于根据本发明的制造方法中的HTP的主支撑结构的后翼梁的两个部件的实施例的示意性立体图。图7c和7d为通过平面A-A和B-B所得的图7a和图7b的截面图。

图8a、图8b以及图8d示出了根据本发明的制造方法中HTP的主支撑结构的组装。图8c和图8e为主支撑结构的元件的接点中的一个的放大图。

图9为根据本发明的制造方法中将肋连接至HTP的主支撑结构的前翼梁和后翼梁的平面图的略图。

图10、图11以及图12为根据本发明的HTP的主支撑结构的其他构造的示意图。

具体实施方式

在以下详细描述中我们将涉及HTP，但是本发明可适用于飞行器的任何升力面。

图2a和图2b示出了根据本发明的HTP的主支撑结构14的实施例，该主支撑结构包括以下结构元件：

-前翼梁18和后翼梁20。

-第一组肋31、31'、31''，从前翼梁18向后翼梁20延伸。

-第一子组肋33、33'、33''、33'''、33''''，从前翼梁18向后缘区域延伸。这些肋包括在后缘区域中的用作后缘结构肋并用作支撑控制面的枢纽线（hinge line）的后缘支承肋的区段。

-第二子组肋35、35'、35''、35'''，从后翼梁20向前缘区域延伸。这些肋包括在前缘区域中用作前缘结构肋的区段。

-上蒙皮21和下蒙皮23。

该主支撑结构14包括需符合HTP的结构要求的所有肋，并且允许提高HTP的效率及其制造成本。

图3示出了根据本发明的主支撑结构14的另一实施例，该主支撑结构包括从前缘区域向后缘区域延伸的第三子组肋37、37'，这些肋包括在这两个区域中用作结构肋的区段。

图4示出了根据本发明的主支撑结构14的另一实施例，该主支撑结构仅包括从前翼梁18向后翼梁20延伸的第一组肋31、31'、31''、31'''、31''''以及从前翼梁18向后缘区域延伸的第一子组肋33、33'、33''、33'''、33''''。

在另一实施例（未示出）中，主支撑结构仅包括从前翼梁18向后翼梁20延伸的第一组肋以及从后翼梁20向前缘区域延伸的第二子组肋。

上蒙皮21和下蒙皮23以及第一组肋与在背景技术部分提及的已知HTP的相同元件具有类似的构造。

如在图5a和图5b中所示，包括上述第一子组、第二子组以及第三子组的第二组肋的轮廓（contour）在其与前翼梁和/或后翼梁的交叉横穿区域中包括上凹部32和下凹部34，以避免与两个翼梁帽盖（cap）的任何抵撞（clash）。

前翼梁18和后翼梁20构造成在预计为其与肋的交叉区域的位置中具有槽孔。

根据本发明的HTP还包括前缘11和后缘15的盖27、28，该盖限定前缘和后缘的空气动力学表面。

根据本发明的主支撑结构的制造方法包括单独制造主支撑结构的所有部件的第一阶段以及第二组装阶段。

未被任何肋穿过的上蒙皮21和下蒙皮23、所有肋以及前翼梁18或后翼梁20以其所期望的最终形状来制造。

被至少一个肋穿过的前翼梁18和/或后翼梁20制造成两个部分。

在图6a、图6b、图6c以及图6d中所示的实施例中，前翼梁18分成为由腹板（web）51和两个凸缘52、52'构造成的第一C形部分41，以及由腹板53和凸缘54构造成的第二L形部分43，腹板51、53两者包括槽孔61、63。后翼梁20也可具有该构造。

在图7a、图7b、图7c以及图7d中所示的实施例中，后翼梁20分成为由腹板55和凸缘56构造成的第一L形部分45，以及由腹板57和凸缘58构造成的第二L形部分47，腹板55、57两者包括槽孔61、63。前翼梁18也可具有该构造。

根据包括以下步骤的已知方法，所有这些元件均由复合材料制成，并且特别地由CFRP（carbon fiber reinforced plastic，碳纤维强化塑料）制成。

在第一步中，制备用于每个元件的复合预浸料堆的平坦铺设层（lay-up）。然后通过传统热成形工艺（或在涉及高的曲率时通过压制成形工艺）获得具有所需形状的元件的层压预成型件。在得到所需形状后，根据所需公差和总体制造成本，使层压预成型件在阳模或阴模（male or female tooling）中固化。最后，在固化周期后，修整元件轮廓以得到最终的几何形状，并且然后通过超声系统对元件进行检查以确保其品质。

根据本发明的制造方法的主支撑结构14的组装阶段包括以下步骤：

-例如通过铆钉将所有肋连接至上蒙皮21和下蒙皮23。参见图8a，

肋37从前缘区域向后缘区域延伸（铆钉未示出）。

-将前翼梁18和后翼梁20连接至上蒙皮和下蒙皮。

图8b和图8c示出了其中前翼梁18和后翼梁20分成为具有L形构造的第一部分45和第二部分47的实施例。第一部分45和第二部分47通过铆钉71分别连接至上蒙皮21和下蒙皮23，并且第一部分和第二部分在它们之间由其腹板55、57利用铆钉73连接。

图8d和图8e示出了其中前翼梁18和后翼梁20分成为分别具有C形构造和L形构造的第一部分41和第二部分43的实施例。第一部分41和第二部分43通过铆钉71分别连接至上蒙皮21和下蒙皮23，并且第一部分和第二部分在它们之间由其腹板51、53利用铆钉73连接（并且还由其凸缘52、54利用铆钉71而与下蒙皮23连接在一起）。

肋还可连接至翼梁。图9示出了穿过翼梁的肋的四种情况：

-穿过前翼梁18和后翼梁20的肋37，该肋优选地通过连接至前翼梁和后翼梁的外表面的四个转角件（angle）或者角片（cleat）75连接至前翼梁和后翼梁。

-穿过后翼梁20的肋33，该肋通过支脚（foot）65连接至前翼梁18，并且优选地通过连接至前翼梁和后翼梁的外表面的两个转角件或者角片75连接至后翼梁20。

-穿过前翼梁18的肋35，该肋通过支脚67连接至后翼梁20，并且优选地通过连接至前翼梁和后翼梁的外表面的两个转角件或者角片75连接至前翼梁18。

-穿过前翼梁18的肋35'，该肋通过T形支脚69连接至后翼梁20，并且优选地通过连接至前翼梁和后翼梁的外表面的两个转角件或者角片75连接至前翼梁18。

在所有的情况下，肋的腹板通过所述转角件或者角片75连接至前翼梁18的腹板和/或连接至后翼梁20的腹板。

图10示出了根据本发明的HTP的主支撑结构的实施例，该主支撑结构包括：第一结构元件83，将上表面（upper face）以及前表面和后表面结合；以及第二结构元件81，包括下表面并且将凸缘与第一结构元件83连接。

图10与图11的实施例之间的差别仅在于后者的上表面包括用于结合其他元件的两个外部凸缘84、84'。

图12示出了根据本发明的HTP的主支撑结构的另一实施例，该主支撑结构包括将上表面和前表面结合的第一结构元件87，以及将下表面和后表面结合的第二结构元件85。上表面和下表面与其他结构元件的连接凸缘。

如在上述实施例的前翼梁和后翼梁中，第一结构元件83、87的前表面和后表面包括在与延伸于第一结构元件之外的肋的交叉区域中的槽孔。

根据本发明的制造方法，在图10、图11以及图12中示出的主支撑结构的组装阶段包括以下步骤：

-将所有的肋连接至第一结构元件和第二结构元件83、81；87；85。

-将第一结构元件和第二结构元件83、81；87；85连接于其间。

尽管已结合各个实施例对本发明进行了描述，然而从本说明书可认识到的是，可进行元件的各种组合、在其中做出变型或改进，并且这些均落在本发明的范围内。

Claims (14)

1.飞行器升力面，包括主支撑结构(14)以及前缘和后缘(11、15)；所述主支撑结构(14)包括限定其空气动力学轮廓的上表面和下表面、分别朝向所述前缘和所述后缘(11、15)定向的前表面和后表面以及从所述前表面向所述后表面延伸的第一组横向肋(31、31'、……)；所述前缘和所述后缘(11、15)包括盖(27、28)，所述盖限定所述前缘和所述后缘的连接至所述主支撑结构(14)的空气动力学轮廓，其特征在于：

-所述主支撑结构(14)还包括穿过所述前表面和/或所述后表面的第二组横向肋；

-所述第二组横向肋构造成在其与所述前表面和/或与所述后表面的交叉区域中具有上凹部和下凹部(32、34)；

-所述前表面和/或所述后表面构造成在其与所述第二组横向肋的交叉区域中具有槽孔。

2.根据权利要求1所述的飞行器升力面，其中，所述第二组横向肋包括一个或者多个以下的子组，每个所述子组均包括一个或者多个构件：

-第一子组横向肋(33、33'、……)，从所述前表面向后缘区域延伸，并穿过所述后表面；

-第二子组横向肋(35、35'、……)，从所述后表面向前缘区域延伸，并穿过所述前表面；

-第三子组横向肋(37、37'、……)，从所述前缘区域向所述后缘区域延伸，并穿过所述前表面和所述后表面。

3.根据权利要求1至2中任一项所述的飞行器升力面，其中，所述前缘和所述后缘(11、15)的所述盖(27、28)还分别连接至所述第二组横向肋的位于前缘区域和/或后缘区域中的区段。

4.根据权利要求1或2所述的飞行器升力面，其中，所述主支撑结构(14)包括分别位于所述主支撑结构的上表面和下表面中的上蒙皮(21)和下蒙皮(23)、以及分别位于所述主支撑结构的前表面和后表面中的前翼梁(18)和后翼梁(20)。

5.根据权利要求4所述的飞行器升力面，其中，所述前翼梁(18)和所述后翼梁(20)构造成具有C形横截面。

6.根据权利要求1或2所述的飞行器升力面，其中，所述主支撑结构(14)包括第二结构元件(81)和第一结构元件(83)，所述第二结构元件包括所述上表面或所述下表面，所述第一结构元件包括所有其余表面。

7.根据权利要求1或2所述的飞行器升力面，其中，所述主支撑结构(14)包括第二结构元件(85)和第一结构元件(83)，所述第二结构元件包括所述上表面或所述下表面以及所述前表面或所述后表面，所述第一结构元件包括其余两个表面。

8.飞行器升力面的主支撑结构(14)的制造方法，所述主支撑结构包括上蒙皮(21)、下蒙皮(23)、前翼梁(18)、后翼梁(20)、从所述主支撑结构的前翼梁(18)向所述主支撑结构的后翼梁(20)延伸的第一组横向肋(31、31'、……)以及穿过所述前翼梁(18)和/或所述后翼梁(20)的第二组横向肋；所述第二组横向肋构造成在其与所述前翼梁(18)和/或与所述后翼梁(20)的交叉区域中具有上凹部和下凹部(32、34)；所述前翼梁(18)和/或所述后翼梁(20)构造成在其与所述第二组横向肋的交叉区域中具有槽孔；所述方法包括以下步骤：

a)提供作为由复合材料制成的单个元件的所述上蒙皮(21)、所述下蒙皮(23)、所述第一组横向肋(31、31'、……)以及所述第二组横向肋；

b)提供作为由复合材料制成的单个元件的所述前翼梁(18)和所述后翼梁(20)，所述前翼梁和所述后翼梁在被至少一个肋穿过的情况下被分成为第一部分和第二部分；

c)按照以下子步骤组装所述主支撑结构(14)：

c1)将所有的肋连接至所述上蒙皮(21)并连接至所述下蒙皮(23)；

c2)将所述前翼梁(18)和所述后翼梁(20)连接至所述上蒙皮(21)并连接至所述下蒙皮(23)，在所述前翼梁和所述后翼梁被分成为两个部分的情况下，将所述前翼梁和所述后翼梁的第一部分连接至所述上蒙皮(21)，并将所述前翼梁和所述后翼梁的第二部分连接至所述下蒙皮(23)；

c3)在所述前翼梁和所述后翼梁被分成为第一部分和第二部分的情况下，将所述前翼梁(18)和/或所述后翼梁(20)的第一部分和第二部分在所述前翼梁与所述后翼梁之间连接。

9.根据权利要求8所述的方法，还包括通过连接至所述前翼梁和所述后翼梁的外表面的转角件或角片(75)将所述前翼梁(18)的腹板和所述后翼梁(20)的腹板连接至穿过所述前翼梁和所述后翼梁的肋的腹板的步骤。

10.根据权利要求8至9中任一项所述的方法，其中：

-所述前翼梁(18)和/或所述后翼梁(20)构造成具有C形横截面，并且所述前翼梁和/或所述后翼梁在被分成为第一部分和第二部分(41、43)的情况下构造成分别具有包括槽孔(61、63)的C形横截面和L形横截面；

-在所述步骤c3)中，所述第一部分和所述第二部分(41、43)之间通过所述第一部分和所述第二部分的腹板(51、53)和凸缘(52、54)两者连接。

11.根据权利要求8至9中的任一项所述的方法，其中：

-所述前翼梁(18)和/或所述后翼梁(20)构造成具有C形横截面，并且所述前翼梁和/或所述后翼梁在被分成为第一部分和第二部分(45、47)的情况下构造成分别具有包括槽孔(61、63)的L形横截面；

-在所述步骤c3)中，所述第一部分和所述第二部分(45、47)之间通过其腹板(55、57)连接。

12.根据权利要求8至9中任一项所述的方法，其中，所述第二组横向肋包括一个或者多个以下的子组，每个所述子组均包括一个或者多个构件：

-第一子组横向肋(33、33'、……)，从所述前翼梁(18)向后缘区域延伸，并穿过所述后翼梁(20)；

-第二子组横向肋(35、35'、……)，从所述后翼梁(20)向前缘区域延伸，并穿过所述前翼梁(18)；

-第三子组横向肋(37、37'、……)，从所述前缘区域向所述后缘区域延伸，并穿过所述前翼梁和所述后翼梁(18、20)。

13.飞行器升力面的主支撑结构(14)的制造方法，所述主支撑结构包括限定所述主支撑结构的空气动力学轮廓的上表面和下表面以及分别朝向前缘和后缘(11、15)定向的前表面和后表面、从所述前表面向所述后表面延伸的第一组横向肋(31、31'、……)以及穿过所述前表面和/或所述后表面的第二组横向肋；所述第二组横向肋构造成在其与所述前表面和/或与所述后表面的交叉区域中具有上凹部和下凹部(32、34)；所述前表面和/或所述后表面构造成在其与所述第二组横向肋的交叉区域中具有槽孔；所述方法包括以下步骤：

a)提供作为由复合材料制成的单个元件的：所述第一组横向肋(31、31'、……)、所述第二组横向肋、包括所述主支撑结构(14)的三个或两个连续表面的第一结构元件(83、87)以及包括所述主支撑结构(14)的其余一个或多个表面的第二结构元件(81、85)；所述第一结构元件和所述第二结构元件(83、81；87、85)包括位于其间的连接凸缘；

b)按照以下子步骤组装所述主支撑结构(14)：

b1)将所有的肋连接至所述第一结构元件和所述第二结构元件(83、81；87、85)；

b2)使所述第一结构元件和所述第二结构元件(83、81；87、85)之间连接。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述第二组横向肋包括一个或者多个以下的子组，每个所述子组均包括一个或者多个构件：

-第一子组横向肋(33、33'、……)，从所述前表面向后缘区域延伸，并穿过所述后表面；

-第二子组横向肋(35、35'、……)，从所述后表面向前缘区域延伸，并穿过所述前表面；

-第三子组横向肋(37、37'、……)，从所述前缘区域向所述后缘区域延伸，并穿过所述前表面和所述后表面。