CN104724278A - 制造中央翼盒的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于制造中央翼盒的方法，所述中央翼盒包括上面板(32)、下面板(34)、前纵梁(36)、后纵梁(38)和四个角部(40至46)，其特征在于，至少一个面板和至少一个纵梁由单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿对应于将所述面板连接到所述纵梁的角部的弯曲线以大约90°弯曲。

Description

制造中央翼盒的方法
技术领域
本发明涉及一种用于制造中央翼盒的方法。
背景技术
如图1所示，飞机的结构包括两个子组件，一方面是机身10，另一方面是通过被称为中央翼盒的盒结构14相连的翼12。
如图2所示，中央翼盒14一方面包括上面板16和下面板18两个面板，另一方面包括前纵梁20和后纵梁22两个纵梁。如图3所示，每个面板或纵梁包括由加强件26加固的表皮24，加强件26被固定至表皮24的至少一个面。通常，加强件26设置在表皮的内表面上。
对于该说明书的其余部分，内表面或面对应于朝向中央翼盒内部的表面或面。相反，外表面或面对应于朝向中央翼盒外部的表面或面。
根据一个变化实施例，中央翼盒由铝合金制成的金属元件制备。
根据该变例，上面板16和下面板18或前纵梁20的表皮和加强件是不同的，并通过螺栓组装。根据一种制造方法，加强件26被挤出，然后用螺栓固定在面板上。
此外，后纵梁22通过加工由铝合金制成的厚板获得，以便形成单一部件的表皮和加强件。
根据该变例，上面板和下面板以及前纵梁和后纵梁被分别制造，然后使用角条彼此连接，如图2和图3所示，上面板16和前纵梁20之间的第一角条28.1以及下面板18和前纵梁20之间的第二角条28.2。
因此，该组件包括后纵梁22和上面板16之间、上面板16和第一角条28.1之间、第一角条28.1和前纵梁20之间、前纵梁20和第二角条28.2之间、第二角条28.2和下面板18之间、下面板18和后纵梁22之间的六个连接件29(示出于图3中)。
各个连接件29需要待组装的两个元件的定位阶段、例如通过销钉的预组装阶段、钻孔/镗孔阶段、清理碎片的阶段以及待添加到组件上用于将加强件连接到面板的数个附件排的铆接阶段。
考虑到组装的部件数量，该变例导致大量成本和生产时间。
根据另一个方面，如果中央翼盒被用作储存器，连接件29必须被密封。更重要的是，连接件越多，泄漏的风险越大。
发明内容
因此，本发明的目的是纠正现有技术的缺点。
为此目的，本发明涉及一种制造中央翼盒的方法，所述中央翼盒包括上面板、下面板、前纵梁、后纵梁和四个角部，所述上面板和下面板以及所述前纵梁和后纵梁被布置成形成封闭的周边，其中，至少一个面板和至少一个纵梁由单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿对应于将所述面板连接到所述纵梁的角部的弯曲线以大约90°弯曲。
这种解决方案通过消除面板和纵梁之间的螺栓连接件或铆钉连接件而减少了装配的时间和成本。此外，通过消除根据现有技术的将面板连接至纵梁的螺栓、铆钉以及角条而减少了板载质量。最后，因为壁在面板和纵梁之间是连续的，所以能够消除任何泄漏风险。
根据第一变例，上面板和下面板以及前纵梁和后纵梁通过单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿着多条弯曲线以大约90°弯曲，所述壁包括相互平行并且通过连接件连接的两个边缘，以便得到封闭的周边。
有利的是，根据该变例，所述壁沿四条弯曲线以大约90°弯曲，所述四条弯曲线形成中央翼盒的角部，并且所述连接件远离所述角部。
所述连接件优选地布置在前纵梁上。
根据一个实施例，所述连接件距离中央翼盒的上部前角部和下部前角部等距。
根据另一个变例，上面板和下面板以及前纵梁由单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿两条弯曲线以大约90°弯曲，所述壁包括两个相互平行的边缘，第一边缘通过连接件连接到后纵梁的上边缘，第二边缘通过连接件连接到后纵梁的下边缘。
有利的是，根据该变例，后纵梁通过加工板制得，以便形成单一部件的表皮和加强件。
优选地，所述连接件通过摩擦焊接形成。
根据一个优选的实施例，所述板在弯曲之前被加强。
本发明还涉及由上述方法制得的中央翼盒。
附图说明
其它的特征和优点将通过下面本发明的仅通过示例的描述而变得明显，该描述结合附图，其中：
-图1是示出了飞机的中央部分的透视图；
-图2是根据现有技术的中央翼盒的透视图；
-图3是根据现有技术的中央翼盒的示意性截面图；
-图4是示出本发明的第一变例的中央翼盒的截面图；
-图5是示出本发明的第二变例的中央翼盒的截面图；
-图6是示出本发明的第三变例的中央翼盒的截面图；
-图7A至7D是示出了本发明的第一变型实施例的各个步骤的截面图；
-图8是本发明的另一变型实施例的步骤的截面图；
-图9是本发明的另一变型实施例的步骤的截面图；
-图10是弯曲加工机的示意图。
具体实施方式
对于该说明书的其余部分，纵轴对应于从飞机的前锥头延伸到尾锥的轴线。横向平面对应垂直于纵轴的平面。横向和水平方向垂直于纵向方向并且当飞机在地面上时平行于地面。
纵向和竖直平面对应于包含纵向方向的平面，并且当飞机在地面上时平行于竖直方向。
被认为是前部元件的元件比被认为是后部元件的另一个元件更靠近飞机的前锥头。
被认为是上部元件的元件比被认为是下部元件的另一个元件更远离地面。
图4至图6示出了中央翼盒30，其包括上面板32、下面板34、前纵梁36和后纵梁38。纵梁36和38基本上是平面的，并大致布置在间隔开的横向平面内。面板32和34通常不是平面的，而是稍微凸起。
上面板32和下面板34以及前纵梁36和后纵梁38被布置为形成在纵向和竖直平面中的封闭的周边。
中央翼盒包括对应于上面板32和前纵梁36之间的连接区域的上部前角部40、对应于上面板32和后纵梁38之间的连接区域的上部后角部42、对应于下面板34和前纵梁36之间的连接区域的下部前角部44以及对应于下面板34和后纵梁38之间的连接区域的下部后角部46。
所有的角部40至46平行于横向和水平方向。
所述面板和所述纵梁的每一个都包括表皮，所述表皮具有朝向中央翼盒的内部的内表面和朝向外部的外表面。
所述面板和所述纵梁的每一个都包括平行于横向和水平方向的在内表面上的加强件62。
根据本发明，面板32、34和纵梁36、38由金属制成。
有利的是，面板32、34和纵梁36、38由铝合金制成。更具体地，面板32、34和纵梁36、38由铝锂合金制成。
根据本发明的一个特征，至少一个面板和至少一个纵梁由单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿对应于将所述面板连接到所述纵梁的角部的弯曲线以大约90°弯曲。因此，所述壁形成所述纵梁和所述面板的表皮。这种解决方案通过消除面板和纵梁之间的螺栓连接件而减少了组装时间和成本。此外，它通过消除根据现有技术的将面板连接到纵梁的螺栓和角条而减少了板载质量。最后，它消除了泄漏的风险，因为所述壁在面板和纵梁之间是连续的。
根据图4、图5、图7C和7D所示的第一和第二变例，所有的面板32、34和纵梁36、38由单个扁平金属壁48构成，所述扁平金属壁沿着对应于角部40至46的数个弯曲线以大约90°弯曲。所述壁48形成所述面板和所述纵梁的表皮。
所述壁48大致为矩形的并包括两个相互平行的边缘50.1和50.2。一旦中央翼盒已经制成，边缘50.1、50.2平行于横向和水平方向，并通过连接件52连接。
优选地，壁48沿四条弯曲线以大约90°弯曲，四条弯曲线分别对应于角部40至46，并且边缘50.1和50.2之间的连接件52远离角部40至46。根据该结构，连接件52实质上经受剪切力或拉伸力，从而趋向于提高翼盒的机械性能。
根据一个实施例，连接件52被设置在前纵梁36上。连接件52距离上部前角部40和下部前角部44等距。
根据第一组装方法，所述连接件52包括至少一排螺栓或铆钉。
有利的是，连接件52通过焊接，尤其是摩擦焊接形成。这种解决方案有利于减少板载质量，因为它不需要用于面板和纵梁彼此组装的任何螺栓或铆钉。
根据图6和图9所示的第三变例，上面板32和下面板34以及前纵梁36由单个扁平金属壁54构成，扁平金属壁54沿着对应于上部前角部40和下部前角部44的两个弯曲线以大约90°弯曲。壁54形成上面板32和下面板34以及前纵梁36的表皮。
后纵梁38由现有技术中的相同的方法通过机械加工铝合金厚板制得，以便形成单一部件的表皮和加强件。
根据该变例，壁54具有大致矩形的外周并且包括两个相互平行的边缘56.1和56.2。第一边缘56.1被连接到后纵梁38的上边缘58.1，第二边缘56.2被连接到后纵梁38的下边缘58.2。
边缘56.1和56.2通过连接件60.1和60.2被连接到后纵梁38的上边缘和下边缘。
根据一个组装方法，连接件60.1和60.2通过至少一排螺栓或铆钉构成。
根据一个优选的组装方法，连接件60.1和60.2通过焊接，尤其是摩擦焊接形成。
该第三变例优选是这样的情况，后纵梁38的表皮的厚度不同于其它面板32、34和前纵梁36的表皮的厚度，和/或后纵梁38的加强件的高度不同于其它面板32、34和前纵梁36的加强件的高度。
不管变例如何，壁48或54使用大型弯曲加工机来弯曲。如图10所示的，该加工机至少包括两个部分，第一固定部64在弯曲线的一侧上保持壁48或54的第一区段；第二移动部66绕与所述弯曲线基本上重合的枢轴轴线枢转，并在弯曲线的另一侧上驱动壁48或54的第二区段。固定轮廓68被设置在弯曲线处，所述固定轮廓68具有与中央翼盒所需曲率半径匹配的曲率半径。
有利的是，所述弯曲线一个接一个地制得。
在弯曲步骤期间形成的角部具有适于力的传输的曲率半径。
有利的是，壁48和54在弯曲步骤之前被加强。
根据图4、图7A和7B所示的第一变例，面板和纵梁的表皮和加强件被形成为一体。
在这种情况下，每个壁48和54对应于图7A中示出的厚板，其中加强件如图7B所示在弯曲步骤之前加工。“厚”应被理解为是指该板的厚度至少等于表皮的厚度加上最高的加强件的高度。“高度”应理解为是指加强件在垂直于面板或纵梁的表皮的方向上的尺寸。
有利的是，根据该变例，所述加强件和表皮通过高速加工制成。
根据该第一变例，上面板32和下面板34的曲率通过冲压而获得。
根据图5和图8中所示的第二变例，加强件62使用附接元件例如螺栓或铆钉连接到壁48和54。在这种情况下，表皮的厚度基本上等于所述面板和所述纵梁的表皮的厚度。根据一个实施例，加强件被挤出。
优选地，根据该第二变例，上面板32和下面板34的曲率在安装加强件62之前通过辊轧成形获得。
根据该第二变例，厚度的任何变化在成形步骤之前通过加工产生。
第一变例相对于第二变例能够通过消除将加强件62连接到壁48和54的附接元件而减少板载质量。

Claims (10)

1.一种用于制造中央翼盒的方法，所述中央翼盒包括上面板(32)、下面板(34)、前纵梁(36)、后纵梁(38)和四个角部(40至46)，所述上面板(32)和下面板(34)以及所述前纵梁(36)和后纵梁(38)被布置为形成一个封闭的周边，每个所述上面板(32)或下面板(34)以及每个所述前纵梁(36)或后纵梁(38)包括表皮和加强件，其特征在于，至少一个面板和至少一个纵梁由单个扁平金属壁构成，所述扁平金属壁沿对应于将所述面板连接到所述纵梁的角部的弯曲线以大约90°弯曲。
2.根据权利要求1所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述上面板(32)和下面板(34)以及所述前纵梁(36)和后纵梁(38)由单个扁平金属壁(48)构成，所述扁平金属壁沿着数个弯曲线以大约90°弯曲，所述扁平金属壁(48)包括相互平行并通过连接件(52)连接的两个边缘(50.1，50.2)，以便得到封闭的周边。
3.根据权利要求2所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述扁平金属壁(48)沿形成所述中央翼盒的角部(40至46)的四条弯曲线以大约90°弯曲，并且所述连接件(52)远离所述角部(40，46)。
4.根据权利要求3所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述连接件(52)被布置在所述前纵梁(36)上。
5.根据权利要求4所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述连接件(52)距离所述中央翼盒的上部前角部(40)和下部前角部(46)是等距的。
6.根据权利要求1所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述上面板(32)和下面板(34)以及所述前纵梁(36)由单个扁平金属壁(54)构成，所述扁平金属壁沿两个弯曲线以大约90°弯曲，所述扁平金属壁(54)包括两个相互平行的边缘(56.1，56.2)，第一边缘(56.1)通过连接件(60.1)连接到所述后纵梁(38)的上边缘(58.1)，第二边缘(56.2)通过连接件(60.2)连接到所述后纵梁(38)的下边缘(58.2)。
7.根据权利要求6所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述后纵梁(38)通过加工板制成，以便形成单一部件的表皮和加强件。
8.根据权利要求2至7中任一项所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述连接件(52，60.1，60.2)通过摩擦焊接形成。
9.根据前述权利要求中任一项所述的用于制造中央翼盒的方法，其特征在于，所述扁平金属壁(48，54)在被弯曲之前被加强。
10.根据前述权利要求中任一项所述的方法制得的中央翼盒，所述中央翼盒包括上面板(32)、下面板(34)、前纵梁(36)、后纵梁(38)和四个角部(40至46)，所述上面板(32)和下面板(34)以及所述前纵梁(36)和后纵梁(38)被布置为形成一个封闭的周边，每个上面板(32)或下面板(34)和每个前纵梁(36)或后纵梁(38)都包括表皮和加强件，其特征在于，所述中央翼盒包括形成至少一个面板和至少一个纵梁的金属壁，所述金属壁沿弯曲线以大约90°弯曲，所述弯曲线对应于将所述面板连接到所述纵梁的角部。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107618653A (zh) * 2016-07-14 2018-01-23 波音公司 摩擦搅拌焊接的翼尖扭力盒

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201508375D0 (en) 2015-05-15 2015-07-01 Airbus Operations Ltd Method of forming composite structures
US10875625B2 (en) * 2017-08-23 2020-12-29 The Boeing Company Co-cured spar and stringer center wing box
CN111328792B (zh) * 2020-04-15 2023-06-30 徐州新南湖科技有限公司 一种植保无人机防风撒药器

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1176878A (zh) * 1996-09-13 1998-03-25 波音公司 热塑塑料板材的弯折
US20060145010A1 (en) * 2004-12-07 2006-07-06 Hans-Juergen Schmidt Airplane wing, method for manufacturing an airplane wing and use of a welding process for welding a wing spar
CN1826451A (zh) * 2003-02-24 2006-08-30 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于结构蒙皮的接触加强件
US20080156935A1 (en) * 2006-05-17 2008-07-03 Airbus France, Societe Par Actions Simplifiee Composite internal beam for reinforcing the structrue of an aircraft
CN102514708A (zh) * 2011-10-26 2012-06-27 中国商用飞机有限责任公司 一种整体式复合材料中央翼盒
CN103003146A (zh) * 2010-07-09 2013-03-27 空中客车运营简化股份公司 制造中心翼盒的方法
CN103303459A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 空中客车营运有限公司 立体框架结构

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4749155A (en) * 1985-09-30 1988-06-07 The Boeing Company Method of making wing box cover panel
WO1999061313A1 (de) * 1998-05-25 1999-12-02 Prospective Concepts Ag Adaptiver pneumatischer flügel für starrflügel-fluggeräte
JP2000006893A (ja) * 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
US6655633B1 (en) * 2000-01-21 2003-12-02 W. Cullen Chapman, Jr. Tubular members integrated to form a structure
US8515677B1 (en) * 2002-08-15 2013-08-20 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
JP4065156B2 (ja) * 2002-07-17 2008-03-19 本田技研工業株式会社 航空機用翼体の製造方法
WO2008132251A1 (es) * 2007-04-30 2008-11-06 Airbus España, S.L. Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto
RU2476348C2 (ru) * 2007-05-31 2013-02-27 Эйрбас Оператионс Гмбх Способ производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности
FR2948099B1 (fr) * 2009-07-16 2012-05-11 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'un aeronef a voilure fixe
GB201008186D0 (en) * 2010-05-17 2010-06-30 Airbus Operations Ltd A structural assembly for an aircraft
GB201103125D0 (en) * 2011-02-23 2011-04-06 Airbus Uk Ltd Composite structure
EP2785587A4 (en) * 2011-11-30 2015-08-19 Airbus Sas COMPONENT WITH A BOX STRUCTURE FOR AN AIRPLANE SURFACE

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1176878A (zh) * 1996-09-13 1998-03-25 波音公司 热塑塑料板材的弯折
CN1826451A (zh) * 2003-02-24 2006-08-30 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于结构蒙皮的接触加强件
US20060145010A1 (en) * 2004-12-07 2006-07-06 Hans-Juergen Schmidt Airplane wing, method for manufacturing an airplane wing and use of a welding process for welding a wing spar
US20080156935A1 (en) * 2006-05-17 2008-07-03 Airbus France, Societe Par Actions Simplifiee Composite internal beam for reinforcing the structrue of an aircraft
CN103003146A (zh) * 2010-07-09 2013-03-27 空中客车运营简化股份公司 制造中心翼盒的方法
CN102514708A (zh) * 2011-10-26 2012-06-27 中国商用飞机有限责任公司 一种整体式复合材料中央翼盒
CN103303459A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 空中客车营运有限公司 立体框架结构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN107618653A (zh) * 2016-07-14 2018-01-23 波音公司 摩擦搅拌焊接的翼尖扭力盒
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