CN106114818A - 结构部件 - Google Patents

结构部件 Download PDF

Info

Publication number
CN106114818A
CN106114818A CN201610301265.4A CN201610301265A CN106114818A CN 106114818 A CN106114818 A CN 106114818A CN 201610301265 A CN201610301265 A CN 201610301265A CN 106114818 A CN106114818 A CN 106114818A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flap
structure member
lug
stringer
composite
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201610301265.4A
Other languages
English (en)
Inventor
史蒂文·埃万斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Airbus Operations Ltd
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN106114818A publication Critical patent/CN106114818A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/185—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/187—Ribs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/24—Moulded or cast structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

本发明涉及用于飞行器的结构部件。该结构部件包括具有第一表面的本体和延伸到第一表面外的凸耳。该本体和凸耳包含复合材料并且一体地形成。

Description

结构部件
技术领域
本发明涉及用于飞行器的结构部件并且涉及包括该结构构件的飞行器。本发明还涉及制造结构部件的方法。
背景技术
在常规的商用飞行器机翼设计中，通常使用结构盒来承载通过提升装置和其他高载荷装置所产生的大部分载荷。在图1的立体图中示出了这种结构盒1的一部分的示例，从图1可以看到结构盒1由多个不同的部段——包括形成机翼的主要承载结构部件的翼梁2、翼肋3以及桁条4在内——以及形成外蒙皮表面的下机翼盖5和上机翼盖(未示出)来构造。
桁条4附接至机翼盖5的内侧并且提供支撑。翼肋3横向于桁条4延伸以定形飞行器机翼的截面并且提供对机翼盖5的额外支撑。结构盒1内的空间可以形成燃料箱(未示出)，其中，机翼盖5包围燃料箱。翼肋3紧固至桁条4以防止翼肋3相对于机翼盖5移动并且保持盖5的位置使得盖5不受由燃料箱中的燃料施加在其上的压力而变形。
在常规的机翼结构中，翼肋3使用多个支架(未示出)紧固至桁条4和盖5，多个支架螺栓连接至翼肋3并且穿过盖5螺栓连接。在每个桁条4的本体中钻出孔以使得支架能够螺栓连接在每个桁条4的本体上从而使翼肋3相对于桁条4紧固。然而，已经发现，在桁条4的本体中钻出孔减小了桁条4的强度和刚度。另外，螺栓头从盖5的外表面突出使得盖5的空气阻力增大。此外，如果螺栓孔钻通盖5的形成燃料箱的部分，则螺栓孔将需要仔细地密封以防止燃料通过螺栓孔泄漏。这种密封增大了机翼结构的制造复杂性。
每个支架必须制造成公差极其紧密以确保当支架安装至桁条4时，翼肋3、桁条4以及盖5中的每一者准确地对准使得飞行器机翼的截面轮廓不被扭曲。替代性地，桁条4和支架的轮廓的差别可以通过垫隙来校正。然而，垫隙使得难以大量和/或低成本地制造结构盒。此外，桁条4必须设置有宽度增大的部分以提供支架螺栓连接所用的足够的表面区域。然而，该宽度增大的部分增加了桁条4的重量。在一些构型中，支架粘结至桁条4。然而，出于在粘结失效的情况下的失效安全的原因，这种构型可能仍需要支架另外地螺栓连接至桁条4。
本发明力图克服或实质性地减轻上面提及的常规组件的问题中的至少一些。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供了一种用于飞行器的结构部件，包括具有第一表面的本体和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本体和所述凸耳包含复合材料并且一体地形成。根据本发明的第二方面，提供了一种飞行器结构，包括第一结构部件和第二结构部件，所述第一结构部件包括具有第一表面的本体和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本体和所述凸耳包含复合材料并且一体地形成，所述第二结构部件具有本体，其中，所述第一结构部件的所述凸耳安装至所述第二结构部件的所述本体的外部。根据本发明的第三方面，提供了一种制造用于飞行器结构的结构部件的方法，其中，所述方法包括以下步骤：提供由复合材料制成的第一平面构件；在所述第一平面构件中形成切口以便形成材料第一折板；将所述材料第一折板折叠到所述第一平面构件外以便使所述第一折板从所述第一平面构件突出；以及对所述复合材料进行固化使得所述材料第一折板形成凸耳。
附图说明
图1为现有技术的用于飞行器的翼盒结构的截面示意性侧视图；
图2为包括根据本发明的第一实施方式的结构部件的翼盒结构的截面示意性侧视图；
图3为图2中示出的翼盒结构的共同固化至桁条的结构部件的示意性立体图；
图4为根据本发明的第二实施方式的结构部件的示意性立体图；
图5为图4的结构部件的示意性俯视图；
图6为根据本发明的第三实施方式的结构部件的示意性立体图；以及
图7为包括图6的结构部件的飞行器的示意性立体图。
具体实施方式
现在将参照附图的图2至图7，仅以示例的方式对本发明的实施方式进行描述。
图2中示出了翼盒结构11并且该翼盒结构11包括接合在一起的多个部件。部件包括一对间隔开的翼梁12，其中，在翼梁12之间延伸有翼肋13。上盖16和下盖15附接至翼梁12和翼肋13并且形成机翼外蒙皮。多个桁条14粘结或共同固化至上盖16和下盖15并且横向于翼肋13沿机翼的纵向方向延伸。
桁条14的(横)截面呈大致“T”形，桁条14具有粘结或共同固化至上盖16和下盖15的表面的足部14A和从足部14A的中间直立的叶片部或翅片部14B。尽管桁条14示出为大致“T”形的截面轮廓，然而也可以设想其他轮廓。例如，桁条14可以替代性地呈“L”或“J”形的截面轮廓。
现在参照图3，示出了根据本发明的第一实施方式的结构部件。该结构部件包括支架17，该支架17用于将桁条14紧固至翼肋13。然而，应当认识到，支架也可以用于将其他类型的飞行器部件紧固在一起。
在每个桁条14上设置支架17以将桁条14紧固至翼盒结构11的相应的翼肋13。
支架17由复合材料例如任何预浸渍或者干纤维材料制造，其中，任何预浸渍或者干纤维材料形成为多层交织纤维或单向(UD)纤维——又被称为“复层(plys)”——它们最初被布置为大致平坦的复合板材。一种这样的复合材料是HEXCEL(TM)的HEXPLY(TM)M21E。支架17的材料可以使用自动铺带技术(ATL)或自动铺丝技术(AFP)来制造，并且随后被模切或者冲压出所需形状。平坦板材的一半包括第一附接部18A并且平坦板材的另一半包括第二附接部18B。
为了制造支架17，在第一附接部18A和第二附接部18B中的每一者中穿过平坦板材的整个厚度切割有切口，使得在第一附接部18A和第二附接部18B中分别形成有复合材料制的第一折板19A和第二折板19B。第一折板19A和第二折板19B最初分别与第一附接部18A和第二附接部18B的主表面共平面。复合材料制的第一折板19A随后被折叠成使得第一折板19A以与第一附接部18A的主表面垂直的方式延伸。类似地，复合材料制的第二折板19B被折叠成沿与第一折板19A相同的方向延伸，从而使得第二折板19B以与第二附接部18B的主表面垂直的方式延伸。切穿第一附接部18A和第二附接部18B的切口呈“U”形，使得所形成的复合材料制的第一折板19A和第二折板19B也呈“U”形。
第一折板19A和第二折板19B均为大致平坦的并且形成从相应的第一附接部18A和第二附接部18B突出的板状突出部。第一折板19A和第二折板19B各自具有相向的主平面表面。第一折板19A和第二折板19B布置成使得它们的主表面平行。
当第一折板19A和第二折板19B折叠到第一附接部18A和第二附接部18B外时，分别形成有穿过第一附接部18A和第二附接部18B的第一孔口18C和第二孔口18D。
在第一折板19A和第二折板19B被折叠成使得其与第一附接部18A和第二附接部18B垂直之后，平坦板材被折叠成使得第一附接部18A和第二附接部18B定位成相互垂直并且共同构成大致“L”形截面。
当平坦板材被折叠时，第一折板19A的主表面与第二折板19B的主表面邻接。支架17的复合材料随后被固化，这使得第一折板19A和第二折板19B变为一体地形成从而形成凸耳19。由于凸耳19包括材料制的第一折板19A和第二折板19B，因而与凸耳19仅包括材料制的单个折板的情况相比，凸耳19具有增大的固有刚度，并且因此凸耳19能够在变形之前承受更大的载荷。
支架17紧固至桁条14的足部14A。桁条14的足部14A包括具有减小的宽度W1的部段和具有增大的宽度W2的部段，其中，具有增大的宽度W2的部段形成桁条向外延伸部20。桁条向外延伸部20与桁条14的足部14A一体地形成。
桁条14由复合材料例如任何预浸渍或者干纤维材料制造，任何预浸渍或者干纤维材料形成为又被称为“复层(plys)”的多层交织纤维或单向(UD)纤维。为了将支架17紧固至桁条14，支架17在支架17和桁条14的复合材料被固化之前定位在桁条14上。支架17定位成使得第一附接部18A在桁条向外延伸部20上安放成与足部14A的部段齐平，并且第二附接部18B安放成与翅片部14B的部段齐平。
当支架17已定位在桁条14上时，通过对桁条14与支架17进行共同固化而将支架17紧固至桁条14。在共同固化之后，桁条14与支架17一体地形成从而使得凸耳19与桁条14一体地形成。
设置有穿过凸耳19的螺栓孔(未示出)。螺栓孔沿与凸耳19的主表面垂直的方向延伸穿过凸耳19。在翼肋13的要与桁条14紧固的部分中设置有对应的螺栓孔(未示出)。
翼肋13定位成使得翼肋13的表面安放成与支架17的凸耳19的主表面齐平，以使支架17的螺栓孔与翼肋13的螺栓孔对准。翼肋13可以随后螺栓连接至支架17以将翼肋13紧固至桁条14。
与单独的支架螺栓连接/粘结至翼肋和桁条两者的结构相比，支架17与桁条14一体地形成有利地减少了必须螺栓连接或粘结在一起来形成飞行器结构的部件的数量。因此，本发明的支架17减少了构造飞行器结构的螺栓的数量和/或粘合剂的量并且因此减小了飞行器结构的重量。另外，由于本发明的支架17与桁条14一体地形成，因此不需要在桁条14的足部14A和/或翅片部14B中直接钻出任何螺栓孔。这是有利的，因为否则这样的螺栓孔会使桁条14变弱。另外，由于支架17与桁条14一体地形成，因此不需要提供穿过桁条14，盖15、16以及支架17以将这些部件紧固在一起的螺栓。这是有利的，因为否则螺栓中的一些螺栓会穿入燃料箱——随后将需要对此进行单独地密封，并且螺栓头会从盖15、16突出——这将增大盖15、16的空气阻力。
由于凸耳19包括从第一附接部19A延伸的第一折板19A和从第二附接部19B延伸的第二折板19B，因此施加在凸耳19上的任何载荷被均匀地分配至桁条14的足部14A和翅片部14B。
尽管在上述实施方式中，支架17与桁条14共同固化使得支架17与桁条14一体地形成，在替代性实施方式(未示出)中，支架未与桁条一体地形成，并且作为替代，支架是例如通过粘合剂或螺栓附接至桁条的独立部件。由于这种替代性实施方式的支架未与桁条一体地形成，因此支架不提供与减少必须紧固在一起以形成飞行器结构的部件的数量相关联的优势。然而，与本领域中已知的传统金属支架相比，由复合材料制造的支架的这种实施方式仍然提供了轻量化的优势。另外，由于支架的凸耳包括一体地形成的第一折板和第二折板，因此支架的凸耳仍然具有增大的固有强度。此外，由于支架的替代性实施方式未通过共同固化附接至桁条，因此支架能够容易地改装到包括未由复合材料制造的结构部件在内的现有结构部件中。
在上述实施方式中，形成穿过相应的第一附接部18A和第二附接部18B的整个厚度的切口，从而形成第一折板19A和第二折板19B。因此，当第一折板19A和第二折板19B折叠到第一附接部18A和第二附接部18B外时，在相应的第一附接部18A和第二附接部18B中形成第一孔口18C和第二孔口18D。然而，在替代性实施方式(未示出)中，仅形成部分地穿过第一附接部18A和第二附接部18B的厚度的切口。因此，当第一折板19A和第二折板19B折叠时，第一附接部18A和第二附接部18B的仅一部分厚度折叠到第一附接部18A和第二附接部18B的对应的主表面的平面外使得形成有延伸至第一附接部18A和第二附接部18B的厚度中但未完全穿过第一附接部18A和第二附接部18B的厚度的凹部。
尽管在上述实施方式中，凸耳19包括第一折板19A和第二折板19B，然而在替代性实施方式(未示出)中，省略了第一折板19A和第二折板19B中的一者，并且作为替代，凸耳19仅包括第一折板19A和第二折板19B中的一者。
尽管在上述实施方式中，支架17用于将翼肋13紧固至桁条14，然而应当认识到，支架17适用于将其他结构部件紧固在一起。例如，支架17可以替代性地用于将支板12紧固至翼肋13，其中，支架17共同固化至支板12或翼肋13中的一者并且在支板12或者翼肋13中的另一者中设置有螺栓孔以与支架17的螺栓孔对准。另外，尽管支架17描述为用于将飞行器部件紧固在一起，然而应当认识到，支架还适用于将在其他应用例如航天器、建筑物或船舶中使用的结构部件紧固在一起。
现在参照图4和图5，示出了根据本发明的第二实施方式的结构部件。该结构部件包括桁条24并且紧固至呈翼肋形式的第二结构部件。然而，应当认识到，结构部件可以包括除了桁条之外的飞行器部件并且可以紧固至除了翼肋之外的飞行器部件。
桁条24形成为大致‘T’形截面、具有粘结至飞行器结构的上盖和下盖的表面的足部24A和从足部24A的中间直立的叶片部或翅片部24B。尽管桁条24示出为具有大致‘T’形的截面轮廓，然而还可以设想其他轮廓。
桁条24的足部24A包括形成桁条向外延伸部30的具有增大的宽度W3的部段。桁条向外延伸部30与桁条24的足部24A一体地形成。
桁条24由复合材料例如任何预浸渍纤维或者干纤维材料制造，其中，任何预浸渍或者干纤维材料形成为又被称为“复层(plys)”的多层交织纤维或单向(UD)纤维。在对桁条24的复合材料进行固化之前，由桁条24的复合材料形成第一凸耳25和第二凸耳26。
为了形成第一凸耳25和第二凸耳26，在翅片部24B的相反两侧上的向外延伸部30处，形成穿过桁条24的足部24A的厚度的第一切口和第二切口，从而使得在足部24A中形成复合材料制的第一折板25A和第二折板26A。另外，在翅片部24B的相反的主表面上，形成部分地穿过桁条24的翅片部24B的厚度的第三切口和第四切口，从而使得在翅片部24B中形成复合材料制的第三折板25B和第四折板26B。
第一折板25A和第二折板26A最初与足部24A共平面并且第三折板25B和第四折板26B最初与翅片部24B共平面。第三折板25B和第四折板26B折叠成使得其垂直于翅片部24B的主表面延伸并且沿相反的方向延伸。另外，第一折板25A和第二折板26A折叠成使得其垂直于足部24A的主表面延伸并且沿与翅片部24B从足部24A直立的方向相同的方向延伸。第一折板25A和第二折板26A分别与第三折板25B和第四折板26B相接触。
第一切口、第二切口、第三切口以及第四切口各自延伸成“U”形使得所形成的第一折板25A、第二折板26A、第三折板25B以及第四折板26B呈“U”形。第一切口和第二切口的端部沿桁条24的足部24A的纵向方向对准并且第三切口和第四切口的端部沿桁条24的翅片部24B的纵向方向对准。
第一切口和第二切口沿桁条24的足部24A的相反纵向方向延伸。因此，当第一折板25A和第二折板26A折叠到桁条24的足部24A的相应部段外时，形成穿过足部24A的厚度的第一孔口27A和第二孔口27B并且第一孔口27A和第二孔口27B沿足部24A的相反纵向方向延伸。第一孔口27A和第二孔口27B在足部24A的纵向方向上基本不交叠。第一孔口27A和第二孔口27B使足部24A变弱并且因此有利的是第一孔口27A与第二孔口27B在足部24A的纵向方向上不交叠从而使得由孔口27A、27B引起的桁条向外延伸部30的弱化未集中在沿着足部24A的长度的点处。足部24A的在桁条向外延伸部30处的增大的宽度W3提供了额外的复合材料以补偿由第一孔口27A和第二孔口27B引起的足部24A的弱化。
类似地，第三切口和第四切口沿桁条24的翅片部24B的相反纵向方向延伸。因此，当第三折板25B和第四折板26B折叠到翅片部24B的相应的主表面外时，在翅片部24B的相应的主表面中，形成部分地穿过翅片部24B的厚度的第一凹部28A和第二凹部(未示出)。第一凹部28A和第二凹部沿翅片部24B的相反纵向方向延伸。第一凹部28A和第二凹部在翅片部24B的纵向方向上基本不重叠。这是有利的，因为由第一凹部28A和第二凹部引起的翅片部24B的弱化未集中在沿着翅片部24B的长度的点处。
第一折板25A、第二折板26A、第三折板25B以及第四折板26B为大致平坦的并且包括从桁条24的相应足部24A和翅片部24B突出的板状突出部。第一折板25A和第三折板26A具有邻接的相对的主平面表面并且第二折板25B和第四折板26B具有邻接的相对的主平面表面。
在第一折板25A和第三折板25B折叠成使得第一折板25A与第三折板25B邻接并且第二折板26A和第四折板26B折叠成使得第二折板26A与第四折板26B邻接之后，桁条24的复合材料被固化。这使得第一折板25A和第三折板25B变为一体地形成从而形成第一凸耳25并且第二折板26A和第四折板26B变为一体地形成从而形成第二凸耳26。因此，桁条24包括一体地形成的第一凸耳25和第二凸耳26。由于第一凸耳25和第二凸耳26各自由复合材料制的两个折板25A、26A、25B、26B形成，第一凸耳25和第二凸耳26各自具有增大的固有强度并且因此能够在变形之前承受更大的载荷。
设置有穿过第一凸耳25和第二凸耳26中的每一者的螺栓孔(未示出)。螺栓孔沿与相应的第一凸耳25和第二凸耳26的主表面垂直的方向延伸穿过相应的第一凸耳25和第二凸耳26。在要与桁条24紧固的翼肋(未示出)中设置有对应的螺栓孔(未示出)。
翼肋包括接纳桁条24的翅片部24B的槽使得翼肋能够定位成使得翼肋的主表面安放成与第一凸耳24和第二凸耳26中的每一者的主表面齐平，其中，第一凸耳25和第二凸耳26的螺栓孔与翼肋中的螺栓孔对准。翼肋随后螺栓连接至第一凸耳25和第二凸耳26以将翼肋紧固至桁条24。
与桁条24的足部24A和翅片部24B一体地形成的第一凸耳25和第二凸耳26不需要支架，支架否则将需要共同固化/螺栓连接/粘结至肋和桁条两者。因此，部件的数量减少并且需要更少的螺栓/更少的粘合剂来构造飞行器结构，从而减小了飞行器结构的重量。另外，由于第一凸耳25和第二凸耳26与桁条24一体地形成，因此不需要在桁条24的足部24A和/或翅片部24B中直接钻出任何螺栓孔。这是有利的，因为否则这样的螺栓孔会使桁条24变弱。另外，由于第一凸耳25和第二凸耳26与桁条24一体地形成，因此不需要提供穿过桁条24和盖15、16的螺栓。这是有利的，因为否则螺栓中的一些螺栓会穿入燃料箱，将需要在该燃料箱中对螺栓孔进行密封以防止燃料从燃料箱泄漏。此外，螺栓头会从盖15、16突出并且因此将增大盖15、16的空气阻力。
在上述实施方式中，第一切口和第二切口延伸穿过足部24A的整个厚度并且第三切口和第四切口仅部分地延伸穿过翅片部24B的厚度，这通过在形成桁条24的主要部段之前从复合材料制的平坦板材切割出轮廓并且随后形成凸片而实现。在替代性实施方式(未示出)中，第一切口和第二切口仅部分地延伸穿过足部24A的厚度和/或第三切口和第四切口延伸穿过翅片部24B的整个厚度。
尽管在上述实施方式中，第一凸耳25包括复合材料制的第一折板25A和第二折板26A并且第二凸耳26包括复合材料制的第三折板25B和第四折板26B，然而在替代性实施方式(未示出)中，省略了第一折板25A和第二折板26A中的一者和/或第三折板25B和第四折板26B中的一者。此外，可以完全地省略第一凸耳25和第二凸耳26中的一者。
尽管在上述实施方式中，形成复合材料制的第一折板19A、25A、第二折板19B、26A、第三折板25B以及第四折板26B的切口为“U”形，在替代性实施方式(未示出)中，切口为另一形状，例如“V”形、“C”形或“方U”形。
现在参照图6，示出了根据本发明的第三实施方式的结构部件。与本发明的第二实施方式一样，结构部件包括桁条34。桁条34紧固至包括翼肋的第二结构部件。然而，应当认识到，结构部件可以包括除了桁条之外的飞行器部件并且可以紧固至除了翼肋之外的飞行器部件。
桁条34形成为大致“T”形截面，具有粘结或共同固化至飞行器结构的上盖或下盖的表面的足部34A和从足部34A的中间直立的叶片部或翅片部34B。尽管桁条34示出为具有大致“T”形的截面轮廓，然而还可以设想其他轮廓。
桁条34的足部34A包括形成桁条向外延伸部40的具有增大的宽度W4的截面。桁条向外延伸部40与桁条34的足部34A一体地形成。
向外延伸部40包括复合材料制的第一折板35A和第二折板36A，复合材料制的第一折板35A和第二折板36A折叠成使得其垂直于向外延伸部40的主表面。在第一折板35A和第二折板36A被折叠之后，向外延伸部40的复合材料被固化以使得第一折板35A和第二折板36A分别形成第一凸耳35和第二凸耳36。凸耳35、36设置在桁条34的翅片部34B的相反两侧上。
已经发现，如果翼肋使用粘结或共同固化至桁条的支架而紧固至桁条，则在桁条例如因机翼盖在飞行期间的折曲而弯曲的情况下，在桁条与支架之间的接合部处会经受较大的剪切应力从而会需要在结构上增强该接合部。这个问题在本发明的第二实施方式、第三实施方式以及第四实施方式中得以减轻，因为凸耳由桁条的复合材料形成并且因而可以与桁条一起折曲。
现在参照图7，示出了包括机身51和第一机翼52、第二机翼53的飞行器50。第一机翼52和第二机翼53各自包括翼盒结构，该翼盒结构包括根据本发明的第三实施方式的多个结构部件。
在本文中，已经在飞行器机翼的盒状部段的接合部件的背景中描述了本发明的结构组件接头。然而，应当理解的是，本发明的结构组件接头可以在许多其他应用比如机动车辆、航天器、卫星或其他飞行器类型和结构中使用。
应当理解的是，前述说明仅以示例的方式给出并且可以在不脱离所附权利要求的范围的情况下对本发明进行修改。

Claims (25)

1.一种用于飞行器的结构部件，包括具有第一表面的本体和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本体和所述凸耳包含复合材料并且一体地形成。
2.根据权利要求1所述的结构部件，其中，所述凸耳以与所述第一表面大致垂直的方式延伸。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述本体包括与所述第一表面成角度的第二表面。
4.根据权利要求3所述的结构部件，其中，所述本体的所述第二表面大致垂直于所述第一表面。
5.根据权利要求3所述的结构部件，其中，所述凸耳包括从所述本体的所述第一表面成角度地延伸的第一元件和从所述第二表面成角度地延伸的第二元件，以及，所述第一元件和所述第二元件一体地形成。
6.根据权利要求5所述的结构部件，其中，所述第一元件以大致垂直于所述本体的所述第一表面的方式延伸，并且所述第二元件以大致垂直于所述本体的第二表面的方式延伸。
7.根据权利要求5所述的结构部件，其中，所述凸耳包括材料第一折板和/或材料第二折板，所述材料第一折板折叠到所述第一表面外以形成所述第一元件，所述材料第二折板折叠到所述第二表面外以形成所述第二元件。
8.根据权利要求7所述的结构部件，其中，所述材料第一折板从所述第一表面切出和/或所述材料第二折板从所述第二表面切出。
9.根据权利要求5所述的结构部件，其中，所述第一元件与所述第二元件大致共平面。
10.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述复合材料包括形成为多层交织或单向(UD)纤维的预浸渍或干纤维材料，并且优选地包括HEXCEL(TM)的M21E。
11.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述凸耳与所述本体共同固化。
12.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述凸耳和所述本体的延伸出所述凸耳的部分由单件材料制造。
13.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述凸耳包括螺栓孔。
14.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述本体包括翅片部和足部。
15.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述结构部件包括用于飞行器的桁条、翼肋或翼梁。
16.根据权利要求1或权利要求2所述的结构部件，其中，所述结构部件包括支架。
17.根据权利要求16所述的结构部件，其中，所述支架构造成紧固至用于飞行器的桁条、翼肋或支板。
18.根据权利要求17所述的结构部件，其中，所述支架构造成共同固化至用于飞行器的所述桁条、翼肋或支板。
19.一种飞行器结构，包括第一结构部件和第二结构部件，所述第一结构部件包括具有第一表面的本体和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本体和所述凸耳包含复合材料并且一体地形成，所述第二结构部件具有本体，其中，所述第一结构部件的所述凸耳安装至所述第二结构部件的所述本体的外部。
20.一种制造用于飞行器结构的结构部件的方法，其中，所述方法包括以下步骤：
提供由复合材料制成的第一平面构件；
在所述第一平面构件中形成切口以便形成材料第一折板；
将所述材料第一折板折叠到所述第一平面构件外以便使所述第一折板从所述第一平面构件突出；以及
对所述复合材料进行固化使得所述材料第一折板形成凸耳。
21.根据权利要求20所述的方法，还包括以下步骤：提供由复合材料制成的第二平面构件；在所述第二平面构件中形成切口以便形成材料第二折板；以及在对所述结构部件的复合材料进行固化之前将复合材料第二折板折叠到所述第二平面构件外以便使所述第二折板从所述第二平面构件突出并且使所述第二折板接触所述材料第一折板。
22.根据权利要求21所述的方法，其中，使所述第一平面构件以垂直于所述第二平面构件的方式延伸，以及，使所述第一折板以垂直于所述第二折板的方式延伸。
23.根据权利要求21或权利要求22所述的方法，其中，使所述第一折板和所述第二折板共同固化，使得所述第一折板和所述第二折板形成为一体从而形成所述凸耳。
24.根据权利要求21或权利要求22所述的方法，其中，提供所述第一平面构件和所述第二平面构件的步骤包括：将复合材料板材关于纵向延伸的折叠线折叠，使得所述第一平面构件和所述第二平面构件设置在所述折叠线的相反两侧。
25.根据权利要求21或权利要求22所述的方法，其中，所述第一折板与所述第二折板大致共平面。
CN201610301265.4A 2015-05-07 2016-05-09 结构部件 Pending CN106114818A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1507843.9A GB2538098A (en) 2015-05-07 2015-05-07 A structural component
GB1507843.9 2015-05-07

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN106114818A true CN106114818A (zh) 2016-11-16

Family

ID=53489283

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610301265.4A Pending CN106114818A (zh) 2015-05-07 2016-05-09 结构部件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10364017B2 (zh)
EP (1) EP3090937A1 (zh)
CN (1) CN106114818A (zh)
GB (1) GB2538098A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109903681A (zh) * 2019-04-25 2019-06-18 京东方科技集团股份有限公司 支撑结构及其制造方法、显示装置及其装配方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201905857D0 (en) * 2019-04-26 2019-06-12 Airbus Operations Gmbh Aerostructure assembly
US11554561B2 (en) * 2019-10-21 2023-01-17 The Boeing Company Integrally stiffened bonded panel with machined pockets and methods of manufacture

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4875795A (en) * 1987-12-11 1989-10-24 Grumman Aerospace Corporation Structural connector utilizing tabbed support substructure
US4909655A (en) * 1989-02-06 1990-03-20 Grumman Aerospace Corporation Interleaved tab assembly for connecting structural members
JPH04334696A (ja) * 1991-05-09 1992-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材製補強パネル
GB0219451D0 (en) * 2002-08-21 2002-09-25 Bae Systems Plc A bracket
US20040231937A1 (en) * 2003-05-19 2004-11-25 Goodworth Alan Roy Aircraft structural components
ES2372828B1 (es) * 2008-12-17 2012-12-13 Airbus Operations, S.L. Costilla-herraje.
DE102009060689B4 (de) * 2009-12-29 2015-12-03 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Bauteils sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE102011017460A1 (de) * 2011-04-20 2012-10-25 Airbus Operations Gmbh Faserverbundbauteil, Flügelspitzenverlängerung und Flugzeug mit einem Faserverbundteil
EP2565117B1 (en) * 2011-08-29 2013-12-11 Airbus Operations (S.A.S.) A stiffening element for an aircraft
GB201301766D0 (en) * 2013-01-31 2013-03-20 Airbus Operations Ltd Structural assembly joint
US9463880B2 (en) * 2013-02-07 2016-10-11 The Boeing Company Method and system of making composite structures having gap fillers with chopped fiber material
EP2808156B1 (en) * 2013-05-28 2017-07-12 Airbus Operations GmbH A shell segment of an aircraft and a production method
FR3009274A1 (fr) * 2013-08-01 2015-02-06 Airbus Operations Sas Element de cadre de fuselage d'aeronef integrant des languettes pour la fixation de raidisseurs
JP6169465B2 (ja) * 2013-10-02 2017-07-26 三菱重工業株式会社 継手及び航空機構造
US9849967B2 (en) * 2015-04-01 2017-12-26 The Boeing Company Composite rib for an aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109903681A (zh) * 2019-04-25 2019-06-18 京东方科技集团股份有限公司 支撑结构及其制造方法、显示装置及其装配方法
CN109903681B (zh) * 2019-04-25 2021-09-21 京东方科技集团股份有限公司 支撑结构及其制造方法、显示装置及其装配方法
US11540404B2 (en) 2019-04-25 2022-12-27 Boe Technology Group Co., Ltd. Supporting structure, manufacturing method thereof, display apparatus and assembling method thereof

Also Published As

Publication number Publication date
US10364017B2 (en) 2019-07-30
GB2538098A (en) 2016-11-09
EP3090937A1 (en) 2016-11-09
US20160325820A1 (en) 2016-11-10
GB201507843D0 (en) 2015-06-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10308345B2 (en) Structure
US9862477B2 (en) Aircraft structure
EP2091811B1 (en) Composite shear tie
US10029780B2 (en) Stiffened composite panels
AU2013201545B2 (en) Bonded composite airfoil and fabrication method
US8267354B2 (en) Fitting
US8714485B2 (en) Method of fabricating a hat stringer
US8915471B2 (en) Bonded splice joint
CA2768957C (en) Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same
JP5808111B2 (ja) 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
US9382014B2 (en) Fluid dynamic vent dam
CN106184709A (zh) 具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法
US9463864B1 (en) Radius filler containing vertical ply stacks and thin plies
US11001363B2 (en) Composite spar for aircraft wing
CN106114818A (zh) 结构部件
US20200156759A1 (en) Shear ties for aircraft wing
US9868508B2 (en) Rib foot for aircraft wing
US20160311188A1 (en) Lightweight structure and method for producing a lightweight structure
EP3805095B1 (en) Enhanced design for stringer runout terminations on composite panels

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20161116