CN104443351B - 用于制造航空抗扭盒的方法、抗扭盒以及用于制造航空抗扭盒的工具 - Google Patents

用于制造航空抗扭盒的方法、抗扭盒以及用于制造航空抗扭盒的工具 Download PDF

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Abstract

一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构的方法，其特征在于，该方法包括下列步骤：a.提供未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、未固化的前翼梁(5)和未固化的后翼梁(6)；b.将未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁、未固化的翼梁(5、6)以与基部结构的构型对应的构型定位在固化工具中；c.使结构经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构。

Description

用于制造航空抗扭盒的方法、抗扭盒以及用于制造航空抗扭 盒的工具
技术领域
本发明属于飞行器结构的领域，并且更具体地属于用于制造抗扭盒的方法的领域。
背景技术
飞机已大部分或完全由金属部件构成，该金属部件在机械性能方面提供良好的性能，但其缺陷是它们也提供过多的重量。
随着航空公司之间的竞争的增加，机身制造商搜寻改善特定性能的新方法，从而意味着增加或保持结构特征以及降低针对金属构造的重量。
一种最重要的解决方案是将复合纤维增强聚合物(CFRP)用于主要结构部件，从而实现了重大的重量的减轻和运行成本的节省。具有大量CFRP成分的第一种飞行器是具有超过20％的CFRP成分的空中客车(Airbus)320。
总之，复合材料已被证实能够满足下列要求：
-节约重量。
-具有成本效益。
-满足飞行器条件下的结构需求。
-有益的成本/重量关系。
用于飞行器升力面的主要结构由机翼前缘、抗扭盒、机翼后缘、根连接件和尖端构成。该抗扭盒由多个结构元件构成：一方面是由纵梁加强的上蒙皮和下蒙皮，另一方面是翼梁和翼肋。通常，形成抗扭盒的结构元件被分别制造并借助于复杂的工具连接以实现通过空气动力学、组装要求和结构要求给定的必要公差。目前，特别是在航空工业中，具有有机基质和连续纤维的复合材料、尤其是CFRP(碳纤维增强塑料)被广泛地用于多种结构元件。例如，事先列举的构成抗扭盒的所有元件(翼肋、纵梁、翼梁和蒙皮)可以使用CFRP来制造。通常，构成抗扭盒的不同部件被分别制造，其后使用铆钉或其他类型的连接装置进行组装。
存在与部件的整合有关的几项专利：美国专利No.6,320,118B1(Adhesivelybonded joints in carbon fibre composite structures(碳纤维复合材料结构中的粘合式接合部))、美国专利No.6,306,239B1(Method of fabricating a stringer-stiffenedshell structure using carbon reinforced composites(使用碳增强复合材料制造纵梁加强外壳结构的方法))、美国专利No.4,749,155(Method of making wing box coverpanel(制造翼盒盖板的方法))、美国专利No.5,454,895(Process of manufacturingfibre reinforced structures suitable for aerodynamic applications(制造适于空气动力学应用的纤维增强结构的方法))、美国专利No.5,817,269(Composite fabricatingmethod and tooling to improve part consolidation(复合材料制造方法以及改善部件固结的工具))，这些专利中的所有专利都描述了具有一定程度的整合方法。
描述了较大程度整合的另一专利是EP2153979A1(Integrated multispartorsion box composite material(整合的多翼梁抗扭盒复合材料))，该专利在由蒙皮、纵梁、前翼梁和后翼梁以及翼肋形成的抗扭盒的典型布置方面还提出了一种改变。但是，该专利文献涉及无翼肋的多翼梁抗扭盒的整合。
这些现有技术的解决方案存在以下技术问题：
与使用铆钉的结构有关的技术问题主要是：
-对所得结构增加了重量；以及
-组装时间比期望的组装时间更长。
另一方面，整合结构还具有诸如以下问题：
-整合结构需要非常复杂的工具，有时甚至使过程无效益。
-希望在制造和组装抗扭盒、特别是包括翼肋的抗扭盒的不同部件方面节省更多的时间。
需要一种在不进行整合与完全整合之间提供折衷的解决方案，从而可以解决上述问题。理想的是具有如下结构：用于该结构的铆钉的数目可以通过在可能的最小数目固化周期中整合构成该结构的不同部件而最小化。在现有技术中，即使可以找到打算这样做的解决方案，这些解决方案仍未能提供考虑复杂性的适当工具。
在本文献中，词语“复合材料”应当被理解为包括两种或更多种物理上能够连区分的组成部分并且能够机械分离的任何类型的材料，例如CFRP(碳纤维增强聚合物)，所述两种或更多种组成部分不能相互溶解。
在本说明书中，下列术语定义如下：
-共固化(co-curing)：通过单个固化周期连接以未固化状态提供的两个复合材料层的过程。得到的连接件能够用于主要结构。
-共结合(co-bonding)：通过固化周期以及沿着层间的连接表面应用粘合剂将以未固化状态提供的复合材料层连接至固化的复合材料层的过程。得到的连接件能够用于主要结构。
-结合(bonding)：通过粘合材料连接两个固化的复合材料部分的过程。得到的连接件能够用于主要结构。
-机械结合(mechanical bonding)：通过诸如铆钉或螺栓之类的固定装置连接两个部件的方法。得到的连接件能够用于主要结构。
发明内容
本发明提供了一种通过如下方面所述的用于制造航空抗扭盒的基部结构的方法、用于制造航空抗扭盒的方法、根据用于制造航空抗扭盒的基部结构的方法来制造该航空抗扭盒的基部结构的工具、航空抗扭盒的基部结构以及飞行器来解决前述问题的改进的解决方案。
在本发明的第一方面中，提供了一种用于制造用于飞行器的航空抗扭盒的基部结构的方法，其特征在于该方法包括下列步骤：
a.提供未固化的蒙皮、至少一个未固化的纵梁以及至少两个未固化的翼梁；
b.将未固化的蒙皮、至少一个未固化的纵梁以及未固化的翼梁以与基部结构的构型对应的构型定位在固化工具中；
c.使该结构经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构。
根据本发明的用于航空抗扭盒的基部结构包括步骤a.-中描述的部件。
在步骤b中，基部结构的构型使得至少一个纵梁以及至少两个翼梁定位在下蒙皮上并且沿它们的凸缘连接至下蒙皮。
在步骤c中，定位好的部件例如在高压釜中经历固化周期。
在本发明的第二方面中，提供了一种用于制造用于飞行器的航空抗扭盒的方法，其特征在于该方法包括下列步骤：
d1.提供通过根据本发明的第一方面所述的方法制造的固化的结构，
d2.提供附加的蒙皮，以及
d3.将该附加的蒙皮连接至固化的结构。
根据本发明的第二方面的方法允许将通过根据本发明的第一方面的方法获得的结构与可以包括纵梁的附加的蒙皮或上蒙皮组装，以制造和组装抗扭盒，这有利地提供了在不进行整合与完全整合之间的折衷，使得提到的现有技术的问题得以解决。
该方法允许具有如下结构：该结构在整合时需要最小数目的铆钉并且执行最小数目的固化周期。
上蒙皮可以通过任何连接方法连接。
根据本发明的用于制造抗扭盒的方法的技术优点为：
与现有技术相比，用于获得抗扭盒的固化周期的数目减小，
由于使用的铆钉数量减小，整个结构的重量减小，
组装时间减少，因为取代制造诸如下蒙皮、翼肋、翼梁或纵梁之类的单件并且通过诸如铆钉之类的机械装置将单件紧固至彼此，抗扭盒被处理为被连接起来的两个单独的部件：
1.第一部件为在步骤c.中整合的基部结构，因此消除了对诸如铆钉之类的用于所有待连接的部件、以及用于零件定位、间隙测量、填隙等的机械固定装置的需要。
2.第二部件为随后通过任何连接方法连接至第一部件的附加的蒙皮、上蒙皮或下蒙皮。
在本发明的第三方面中，提供了一种用于通过根据本发明的第一方面的方法制造抗扭盒的基部结构的工具，该工具包括：
基部模块，该基部模块适于借助于至少一个凹槽来容置至少一个纵梁，以及
隔板。
在本发明的第四方面中，提供了一种航空抗扭盒结构，该航空抗扭盒结构包括前翼梁、后翼梁、至少一个翼肋、下蒙皮以及至少一个纵梁，其特征在于该航空抗扭盒结构通过根据本发明的第二方面的方法来制造。
在本发明的第五方面中，提供了一种飞行器，该飞行器包括根据本发明的第四方面的航空抗扭盒结构。
附图说明
参照附图，基于对本发明的详细描述，本发明的这些及其他特征和优点将被清楚地理解，并且从本发明的仅作为示例给出的但不限于此的优选实施方式中本发明将变得明显。
图1该图示出了包括升力面(17)的飞行器(11)的示例。
图2该图示出了具有常规抗扭盒(1)的飞行器的升力面(17)的示例，其中，可以辨别出不同的部件：前翼梁(5)、后翼梁(6)、至少一个翼肋(2)、下蒙皮(3)以及至少一个纵梁(4)。
图3该图示出了用于制造翼肋(2)的预制件(12、13、14)的示例。
图4该图示出了用于形成翼梁(5、6)的阳模(27)。
图5该图示出了用于制造根据本发明的抗扭盒(1)以及该抗扭盒的一些部件的工具。可以辨别出：
-基部模块(18)，
-待被制造的抗扭盒(1)的前翼梁(5)，
-用于翼肋(2)的两个块(20)，
-用于翼肋的楔形元件(21)，
-隔板(22)，
-基板(23)。
图6该图示出了安装在翼肋(2)和基部模块(18)上的纵梁(4)以及利用真空袋(25)以便在固化期间压紧的的基部。
图7该图示出了用于制造根据本发明的抗扭盒(1)的巴贝特件(babette)(24)。
图8该图示出了表示在用于制造根据本发明的抗扭盒(1)的过程中执行的步骤的图示。
图9该图示出了利用根据本发明的方法制造的抗扭盒(1)的基部结构。
图10该图示出了与翼肋的位置对应的工具的截面的一部分，该工具包括基部模块(18)、用于翼肋(2)的两个块(20)、用于翼肋的楔形元件(21)、隔板(22)和基板(23)。图中还表示了“J”形翼肋(2)以及下蒙皮(3)。
具体实施方式
已经概述了本发明的目的，下文中将描述具体的非限制性实施方式。
本说明书(包括权利要求、具体实施方式和附图说明)中描述的所有特征可以以除这种相互排斥的特征的组合之外的任何组合的方式组合。
用于制造航空抗扭盒(1)的基部结构的方法：
图8中表示的过程示出了包括在根据本发明的用于制造航空抗扭盒(1)的基部结构的方法中的几个步骤。因此，说明在文中作为特定的示例来阐述。
根据本发明的用于制造飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构的方法包括下列步骤：
a.提供(81、82、83)未固化的(fresh)下蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、至少两个未固化的翼梁(5、6)；
b.将未固化的下蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁、未固化的翼梁(5、6)以与基部结构的构型对应的构型定位在固化工具中；
c.使基部结构经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构。
步骤a.-步骤a中提供(81、82、83)的部件可以在被提供之前利用现有技术中已知的任何方法来制造。在图8中，附图标记表示下列步骤：
-提供(81)未固化的下蒙皮(3)，
-提供(82)未固化的翼梁(5、6)，未固化的翼梁(5、6)可以利用类似于图4中表示的那样的阳模(27)来制造，
-提供(83)未固化的纵梁(4)。
在特定实施方式中，用于制造基部结构的方法以这种方式来执行，即，使得：
-在步骤a中，进一步提供(80)至少一个翼肋(2)；在步骤b中，使至少一个翼肋(2)与其余元件一起定位。粘合剂可用于定位翼肋，该粘合剂定位在翼肋(2)的边缘(26)上。
翼肋(2)的边缘(26)上的粘合剂允许在使基部结构经历单个固化周期之前将翼肋(2)连接至该结构的其余部分。该特定示例的优点在于翼肋(2)在固化周期期间被整合在该结构中使得总组装时间减少。
所提供的翼肋(2)是刚性的。如具有金属翼肋(2)的情况那样，根据用于制造翼肋(2)的材料，可以使用诸如铆钉之类的其他元件。
在图8中，附图标记80表示提供(80)至少一个翼肋(2)的步骤。
通过执行以上说明的特定示例的方法，获得了如图9中表示的基部结构。图9表示包括如下部件的基部结构：
-翼肋(2)，
-前翼梁(5)和后翼梁(6)，
-下蒙皮(3)，
-纵梁(4)。
在不同的特定实施方式中，代替步骤c中在固化周期之前整合翼肋(2)的是，使翼肋(2)在步骤c之后被定位。在该特定示例中，用于制造基部结构的方法以这种方式来执行，即，使得在步骤c之后执行额外的步骤c1，其中，步骤c1包括通过紧固装置、优选地通过铆钉连接至少一个翼肋(2)。
在特定示例中，无论翼肋(2)在步骤c中的固化周期之前或之后被定位，翼肋(2)均为由干纤维制成的固化的翼肋(2)。
在特定示例中，如果翼肋(2)在步骤c中的固化周期之前被定位或者在步骤c中的固化周期之后被定位，则翼肋(2)为由预浸材制成的固化的翼肋(2)。
在该特定示例中，翼肋(2)例如通过RTM(树脂传递模塑)来制造。在该制造过程中，预制件如图3所示构造：
-预制件1(12)：C干纤维形式；
-预制件2(13)：Z干纤维形式；
-预制件3(14)：巴贝特(Babette)干纤维形式。
在特定示例中，翼肋(2)设置(80)有巴贝特件(babette)(24)，如图7所示。技术优点在于巴贝特件(24)允许在固化周期期间压紧纵梁，优选地为omega(欧米伽)型纵梁。
在根据本发明的方法中，巴贝特件(24)以适于连接纵梁、下蒙皮和翼梁的特定形状来使用。现有技术中使用的巴贝特件(24)适于特别是整合蒙皮和纵梁，这是与本发明中使用的巴贝特件(24)的不同之处，本发明中使用的巴贝特件(24)还适于连接翼梁。有利地，这使基部结构在连接区域中具有良好的压紧。
在该特定示例中使用的巴贝特件(24)具体地定形成覆盖纵梁、蒙皮和翼梁。在现有技术中使用的巴贝特件通常覆盖翼肋的腹板以及纵梁但不覆盖翼梁。在提出的解决方案中，巴贝特件(24)定形有延伸部以便适合于整合整个翼肋、纵梁和翼梁，如图7中所示出的那样，其中，翼肋(2)利用具有覆盖整个边缘(26)的延伸部的巴贝特件(24)安装。
隔板(22)为具有与其上放置有该隔板的空气动力表面相同尺寸和形状的片材。隔板(22)在固化过程中以直接接触的方式放置以传递正常压力并提供成品部件上的光滑表面。
基部模块(18)和翼肋(2)定形成提供凹槽(15)，纵梁(4)在固化之前放置在该凹槽(15)上。
在特定实施方式中，基部模块(18)由钢制成。
翼肋(2)为基部模块(18)之间的刚性部件。
图8中表示了在整合(85)阶段中利用特定实施方式的工具执行的步骤并且这些步骤为：
1.安装(851)先前已经提供(80、81、82、83)的翼肋(2)、未固化的下蒙皮(3)、未固化的翼梁(5、6)、未固化的纵梁(4)，与根据本发明的方法的步骤a和步骤b对应，
2.利用真空袋(25)压紧(852)，
3.固化(853)，与根据本发明的方法的步骤c对应，
4.脱模(854)，
5.修整(855)，
6.检查和验证(856)。
为了安装(851)翼肋(2)，两个块(20)放置在翼肋(2)的每一侧上以形成可以容易地进行操纵的块以将翼肋(2)配合到不同模块(18)之间的凹槽(19)中。模块被特别地制造以确保固化周期期间的压紧，此外以便容易地进行拆卸。
密封剂设置在翼肋(2)的放置有粘合剂的表面的边缘(26)处以避免粘合剂不受限制地流动。
然后，安装用于翼肋(2)的楔形元件(21)使得其将压紧压力施加在翼肋(2)与基部模块(18)之间。因此，有利地，这允许避免固化时的任何间隙。
随后，执行翼梁(5、6)的定位。翼梁(5、6)被共同限制至翼肋(2)；因此结构粘合剂薄膜在翼肋(2)的边缘(26)上的应用得以执行。
在特定实施方式中，用于翼肋(2)的楔形元件(21)被分成单独的部件。有利地，这允许确保每个楔形元件(21)的全完地脱模(854)。
在图9中，示出了利用根据本发明的用于制造抗扭盒(1)的基部结构的方法制造的抗扭盒(1)的基部结构的视图。
在放置了上述的加固件(翼肋(2)、翼梁(5、6)和纵梁(4))之后，执行下蒙皮(3)的定位。下蒙皮(3)定位在工具的顶部上，如图5和图10所示。
在特定实施方式中，所有的工具元件均为定位至基板(23)以确保翼肋(2)的正确定位的销。
在特定实施方式中，所有的工具元件均设置有用于运输的闩锁或金属元件。有利地，这允许整个工具能够容易地进行运输。
在所有部件均被定位之后，执行本发明的方法的步骤c，在步骤c中，基部结构经历单个固化(853)周期。随后，在固化(853)周期之后，固化的基部结构(8)从工具中脱模并翻转以倒置地定位下蒙皮(3)。
压紧(852)利用真空袋(25)来执行。真空袋(25)覆盖安装有元件的整个工具，并且真空袋(25)也放置在纵梁(4)中，如图6所示。
在特定实施方式中，基部模块还适于通过包括凹槽来容置中间翼梁以将中间翼梁配合到该凹槽中以用于固化。
用于制造航空抗扭盒(1)的方法：
根据本发明的用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的方法包括下列步骤：
d1.提供根据先前说明的方法制造的固化的基部结构，
d2.提供以至少一个纵梁加固的上蒙皮，以及
d3.将上蒙皮连接(86)至固化的基部结构。
步骤d3中的连接可以通过任何连接方法来执行。
在特定实施方式中，步骤d3通过将未固化的上蒙皮共结合至固化的基部结构来执行。
在特定实施方式中，步骤d3通过将固化的上蒙皮铆接至固化的基部结构来执行。
航空抗扭盒(1)
本发明还描述了通过根据本发明的方法制造的航空抗扭盒(1)。
在一个实施方式中，航空抗扭盒的下蒙皮(3)和上蒙皮中的至少一个蒙皮以多个纵梁(4)加强，这些纵梁(4)沿着该蒙皮延伸它们全部并且具有朝向蒙皮外缘(10)减小的截面。
在本发明的一个实施方式中，航空抗扭盒(1)包括以收敛的方式设置的纵梁(4)。技术优点在于：与纵梁仅具有减小的截面的情况相比较，抗扭盒需要甚至更少的纵梁来承载相同的外加负载。

Claims (12)

1.一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构的方法，其特征在于，所述方法包括下列步骤：
a.提供未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、未固化的前翼梁(5)和未固化的后翼梁(6)、以及由干纤维或预浸材制成的至少一个固化的翼肋(2)；
b.将所述未固化的蒙皮(3)、所述至少一个未固化的纵梁(4)、所述未固化的前翼梁(5)和所述未固化的后翼梁(6)、以及所述至少一个固化的翼肋(2)以与所述基部结构的构型对应的构型定位在固化工具中，其中所述至少一个固化的翼肋(2)在其边缘(26)上具有至少一层粘合剂；
c.使所述基部结构经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤c之后执行额外的步骤c1，其中，步骤c1包括通过固定装置连接至少一个翼肋(2)。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述固定装置为铆钉。
4.一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的方法，其特征在于，所述方法包括下列步骤：
d1.提供通过根据权利要求1至3中的任一项所述的方法制造的固化的基部结构，
d2.提供以至少一个未固化的纵梁加固的附加的蒙皮，以及
d3.将所述附加的蒙皮连接(86)至所述固化的基部结构。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤d3包括将固化的所述附加的蒙皮通过铆钉连接至所述固化的基部结构。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤d3包括将未固化的所述附加的蒙皮通过另一固化周期连接至所述固化的基部结构。
7.一种用于通过根据权利要求1至3中的任一项所述的方法制造航空抗扭盒(1)的基部结构的工具，所述工具包括：
基部模块(18)，所述基部模块(18)适于借助于至少一个第一凹槽(15)来容置至少一个未固化的纵梁(4)、并且适于容置所述航空抗扭盒(1)的所述固化的翼肋(2)，所述基部模块(18)包括位于不同的基部模块(18)之间的第二凹槽(19)；
隔板(22)；
至少两个块(20)，所述至少两个块(20)用于安装至少一个固化的翼肋(2)；以及
用于所述固化的翼肋的至少一楔形元件(21)。
8.根据权利要求7所述的工具，其特征在于，所述工具包括基板(23)和工具元件，所述工具元件为定位至所述基板(23)的销。
9.根据权利要求7所述的工具，其中，所述基部模块(18)由钢制成。
10.根据权利要求8所述的工具，其中，所述基部模块(18)由钢制成。
11.一种航空抗扭盒(1)的基部结构，其特征在于，所述航空抗扭盒(1)的基部结构通过根据权利要求1至3中的任一项所述的方法制造。
12.一种飞行器，所述飞行器包括航空抗扭盒(1)，所述航空抗扭盒(1)通过根据权利要求4至6中的任一项所述的方法制造。
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