CN107031818A - 用于抗扭盒的复合式翼肋及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于飞行器抗扭盒的结构的翼肋的构型和制造过程。在方法中，复合材料的平坦层堆被叠置，其随后被切割以形成具有外轮廓和内轮廓的平坦预制件，其中，外轮廓构造凸缘，内轮廓构造两个或更多个斜桁架以及位于相对两侧处的凸缘。平坦预制件被按压成形以折叠外轮廓的凸缘和内轮廓的凸缘进而形成翼肋预制件，该翼肋预制件最终被固化。本发明还涉及一种通过使层堆的单个预制件成型、作为整体式本体而获得的复合式翼肋。本发明允许以整合其所有部件的一步法制造翼肋，使得翼肋的组装时间和成本被降至最低。

Description

用于抗扭盒的复合式翼肋及其制造方法
技术领域
本发明涉及用于构造抗扭盒的翼肋的构型和制造方法，该抗扭盒用于飞行器机翼、垂直尾翼(VTP)或水平尾翼(HTP)。
本发明的目的是提供一种抗扭盒翼肋，该抗扭盒翼肋可以作为整合其所有部件的单个本体而获得，使得该抗扭盒翼肋的重量、组装时间和成本被降至最低。
本发明的另一目的是一种基于复合材料的制造过程，该制造过程允许以一步法、即通过仅一个固化周期来制造抗扭翼肋。
背景技术
通常，多翼肋式抗扭盒由前翼梁、后翼梁和多个翼肋形成，所述多个翼肋沿横向布置并且配装至前翼梁和后翼梁，使得一起形成盒状构型。例如，HTP的其他部件、比如前缘和后缘以及通过纵梁从内部增强的上蒙皮面板和下蒙皮面板配装至抗扭盒。通常，所有的这些部件由复合材料比如碳纤维增强塑料(CFRP)制造。
翼肋的主要功能是提供抗扭刚度，由此纵向地限制蒙皮和纵梁以使屈曲载荷离散，维持空气动力表面的形状，并且支持由致动器配件、支承轴承以及直接紧固至前翼梁和后翼梁的类似装置所引起的局部载荷引入。
通常，抗扭盒翼肋的构型为C形翼肋、L形翼肋、平坦腹板式翼肋、双C形翼肋和桁架式翼肋。
图1示出了由C形截面的一体式翼肋构成的C形翼肋1，该C形翼肋1具有腹板2和分别位于C形翼肋1的上边缘和下边缘中的凸缘3。该C形翼肋1通过其凸缘3连接至蒙皮，并且该C形翼肋1借助于附加部件比如托架(未示出)连接至翼梁。该翼肋1设置有用以接纳上盖的纵梁和下盖的纵梁的多个“鼠”洞5。
图2示出了由L形截面的一体式翼肋构成的L形翼肋，该L形翼肋具有腹板2和仅位于L形翼肋的上边缘和下边缘中的一者中的凸缘3。该L形翼肋通过其凸缘3连接至一个蒙皮，并且该L形翼肋通过使用托架4固定至其他蒙皮。该翼肋也通过托架连接至翼梁。
图3示出了由不具有凸缘的平坦腹板2构成的平坦腹板式翼肋。该翼肋借助于角形件或T形成型件或者经由连续凸缘6(所谓的成型件)固定至蒙皮。该翼肋1通过托架5连接至翼梁。
图4示出了双C形翼肋，该双C形翼肋是通过将腹板与腹板、即两个C形部分1、1’联接在一起而获得的。该类型的翼肋至蒙皮的附接通过整体式凸缘3、3’来实现。该翼肋通过托架(未示出)连接至翼梁。
图5示出了桁架式翼肋，该桁架式翼肋包括上成形件和下成形件7、7’、若干斜支柱8以及前T形成型件和后T形成型件9、9’，其中，借助于机械连接件(通常通过螺栓连接或铆接)来连接成形件。支柱由碳纤维增强塑料制成，成形件是碳纤维增强塑料的或金属的。从图中可以看出需要大量紧固连接件的此类型翼肋的复杂性。
此外，不同的翼肋腹板构型比如多重加强的平坦腹板或孔减轻型腹板可以用于图1至图5的先前所描述的翼肋中的任何翼肋。
图6示出了多重加强的腹板构型，该腹板构型由下述腹板2构成，该腹板2通过位于腹2的平坦表面上的竖向加劲件10而增强。腹板允许可变的厚度尺寸，加劲件被单独制造并且随后结合或铆接至腹板2。
图7示出了孔减轻型翼肋腹板构型，该孔减轻型翼肋腹板构型由具有带啮合式凸缘的减轻孔11的腹板2构成。平坦腹板可以根据需要通过位于位于每两个孔之间的竖向加劲件10(图7B)而增强。该构型还允许每两个加劲件之间的不同的腹板厚度。
可以注意到，现有技术的翼肋的经典构型包括不同的部件，这些不同的部件必须单独制造且随后组装在一起，因此当前的制造方法是耗时且昂贵的。
发明内容
在所附的独立权利要求中限定了本发明，并且本发明通过提供下述抗扭盒翼肋设计克服了现有技术的上述缺点，该抗扭盒翼肋设计允许制造作为整合其所有元件的单个本体的过程，使得晶格结构和凸缘可以以一步法由单个碳纤维增强塑料预制件制造。
因此，本发明的一方面涉及一种复合式翼肋，该复合式翼肋通过使层堆构成的单个预制件成型为单个本体而获得。该翼肋包括具有大致矩形构型的外框架，该外框架具有外框架轮廓和内框架轮廓，该外框架轮廓具有凸缘使得该翼肋优选地具有C形截面形状、I形截面形状或平坦的截面形状。
优选地，该翼肋包括多个斜桁架，所述多个斜桁架在由内框架轮廓限定的区域内形成Z字形式样，该翼肋还包括位于桁架的相对两侧处的凸缘以及位于所述内框架轮廓处的凸缘。
本发明的翼肋可以以一步法(仅一个固化周期)制造为单个件，从而将翼肋的所有元件——比如桁架、翼肋脚部和翼梁接合凸缘以及桁架稳定凸缘——整合为同一单个件的一部分。
与现有技术不同，本发明的翼肋的所有元件在同一制造过程中获得，因此避免了辅助部件的制造和组装。此外，针对将翼肋固定至抗扭盒的翼梁和纵梁而言，没有必要提供托架或类似部件。
本发明的另一方面涉及一种制造用于抗扭盒的复合式翼肋的方法，其中，首先通过将复合材料的多个层叠置在平坦表面上来形成平坦的层堆。该平坦的层堆随后被切割以形成具有预定构型的平坦预制件，该平坦预制件包括外轮廓，外轮廓构成了限定有凸缘的城垛式样。
在该切割过程中，还在由外轮廓限定的区域内形成了内轮廓，使得该内轮廓构成了呈条带形式的两个或更多个斜桁架以及位于每个桁架的相对两侧处的凸缘。
在该阶段，外轮廓的凸缘和内轮廓的凸缘是平坦的并且与预制件的其余部分共平面。在随后的方法步骤中，平坦预制件被按压成形以折叠外轮廓的凸缘和内轮廓的凸缘进而形成翼肋预制件。
最后，该工件被固化和修整为单独的件，并且然后共结合或铆接至抗扭盒的其他部件。替代性地，该工件与抗扭盒的其他部件被共固化。
附图说明
以下参照附图对本发明的优选实施方式进行描述，其中：
图1示出了现有技术的C形翼肋，其中，图A为截面图，图B为立体图。
图2示出了现有技术的L形翼肋，其中，图A为翼肋与托架的立体图，图B为翼肋与托架的立体图。
图3示出了现有技术的平坦腹板式翼肋，其中，图B为翼肋的立体图，图A为翼肋与角形件或T形成型件的立体图，并且图C为翼肋与托架的立体图。
图4示出了现有技术的双C形翼肋的立体图。
图5示出了现有技术的桁架式翼肋的立体图。
图6示出了现有技术的多重加强腹板式L形翼肋的立体图。
图7示出了孔减轻型翼肋构型，其中，图A为没有加劲件的翼肋，图B为具有加劲件的翼肋。
图8示出了根据本发明的通过图9中示出的方法或过程而获得的抗扭盒翼肋的从不同角度观察的两个立体图(图A和图B)，其中，示出为：翼肋的轮廓(剖切线A-A’)可以是C形或I形的，在翼肋的轮廓为I形的情况中，使用了两个对称的预制件。
图9按照从上到下的顺序示意性地示出了本发明的翼肋制造方法，其中，图A图示了复合层的平坦叠置，图B图示了平坦预制件的切割，图C图示了平坦的预制件的按压成形，图D图示了固化和修整最终过程，并且图E图示了最终的翼肋。图9C中的箭头指示凸缘的折叠运动。
图10示出了本发明的翼肋的另一优选实施方式，其中，图A为平坦预制件的俯视平面图，图B为图A的预制件已成型的正视图，并且图C为同一翼肋的立体图。在图10A中，虚线指示出将在按压成形过程期间被折叠以形成连续凸缘的区域。
具体实施方式
图8示出了用于抗扭盒的复合式翼肋22的优选实施方式，其中，已经根据本发明的制造方法通过使由堆叠的层构成的单个预制件14成型为单个本体的翼肋22而获得。
该示例的翼肋22包括具有大致矩形构型的外框架23，该外框架23具有外框架轮廓24和内框架轮廓25，外框架轮廓24具有凸缘15使得翼肋具有C形截面形状。翼肋22还包括：多个斜桁架16，所述多个斜桁架16在由内框架轮廓25限定的区域内形成Z字形式样；位于桁架16的相对两侧处的凸缘17；以及位于内框架轮廓25处的凸缘18。
该翼肋构型整合其所有元件，使得该翼肋可以在不需要托架或任何其他辅助元件的情况下直接组装在正被构造的抗扭盒中。翼肋22可以与抗扭盒部件共固化(在所有部件都被预浸渍的情况下)或者被共结合(在硬/湿预浸渍制备时或在树脂传递模塑/湿预浸渍时)。翼肋也可以通过传统手段比如铆接进行组装。
在本发明的其他优选实施方式中，翼肋可以具有平坦轮廓或者I形截面形状，并且构造成具有孔而不是桁架。
图9图示了本发明的制造方法的步骤的顺序，其中，首先若干层复合材料(优选地碳纤维增强塑料)例如借助于ATL机器层叠在平坦表面上，以形成大致平坦的层堆13(图9A)。层堆13的厚度不需要是恒定的，而是可以在叠置期间形成厚度变化。
在随后的制造步骤中(图9B)，平坦的层堆13的一些区域被从层堆13切掉以形成平坦的预制件14，该预制件14具有外轮廓15和内轮廓，其中，外轮廓15构成具有平坦凸缘15的城垛式样，内轮廓位于由外轮廓限定的区域内，内轮廓构成了两个或更多个斜桁架16以及位于桁架16的相对两侧处的平坦的凸缘17。在该平坦的预制件14中在内框架轮廓25处形成有附加凸缘18。
在本发明的该优选实施方式中，为了使平坦的凸缘17成型，在两个连续桁架16之间的拐角处形成有一些切口26，使得获得了作为单独的直部段的平坦凸缘17，并且平坦凸缘17可以在随后的步骤中被容易地折叠。
平坦预制件14随后被按压成形(图9C)以折叠外轮廓和内轮廓15、17、18的所有凸缘进而形成翼肋预制件21(图9D)。
翼肋预制件21随后被固化和修整，使得在仅一个固化周期中获得这种成品翼肋22(图9E)，并且这种成品翼肋22作为整合翼肋的所有元件(框架、凸缘、桁架等)的单个本体而获得，使得这种成品翼肋22可以直接附接至抗扭盒的其他元件，使得蒙皮覆盖纵梁以及前翼梁和后翼梁。
外部轮廓大致呈具有两个大的相对边和两个小的相对边的矩形。如图9C中图示的，凸缘15、17、18朝向翼肋的同一侧折叠，直到凸缘15、17、18处于相对于由翼肋限定的平面的正交位置处为止，使得翼肋具有C形截面形状。
如从图9中可以注意到的，内轮廓构成了斜桁架16以及三角形开口20，斜桁架16形成Z字形式样19，三角形开口20位于平坦预制件14中，其中，在每个三角形开口20的侧部处具有凸缘18。
在图10的替代性实施方式中，没有切口26，并且与单独的直部段相反，平坦的凸缘17形成为连续凸缘17a-17e，该连续凸缘在图10的情况下具有三角形构型，或者该连续凸缘具有任何其他适当的构型例如圆形。连续凸缘17a-17e同样在按压成形过程中通过使用合适的成型工具而被折叠。由于没有切口26，因此简化了切割过程。
可以基于指定的翼肋载荷以及每个特定应用的需求使厚度变化、桁架形翼肋腹板的几何布置、以及内部凸缘宽度最优化。
通过预限定具有标准形状的桁架晶格孔的内部构型，本发明的该翼肋制造过程也可以允许可互换的加工零部件，因而甚至更大程度地降低了制造成本以及设定给定的飞行器翼肋的时间。
在所附的从属权利要求及其多个组合中对本发明的其他优选实施方式进行了描述。

Claims (13)

1.一种用于抗扭盒的复合式翼肋，其中，所述翼肋通过使由堆叠的层构成的单个预制件成型为单个本体而获得。
2.根据权利要求1所述的复合式翼肋，其中，所述翼肋包括具有大致矩形构型的外框架，所述外框架具有外框架轮廓和内框架轮廓，所述外框架轮廓具有凸缘。
3.根据权利要求2所述的复合式翼肋，其中，所述凸缘布置成使得所述翼肋具有平坦的截面形状、C形截面形状或I形截面形状。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的复合式翼肋，其中，所述翼肋还包括多个斜桁架，所述多个斜桁架在由所述内框架轮廓限定的区域内形成Z字形式样，所述翼肋还包括位于所述桁架的相对两侧处的凸缘以及位于所述内框架轮廓处的凸缘。
5.根据权利要求4所述的复合式翼肋，其中，位于所述桁架的相对两侧处的所述凸缘为单独的直部段。
6.根据权利要求4所述的复合式翼肋，其中，位于所述桁架的相对两侧处的所述凸缘为连续凸缘的一部分。
7.一种制造用于抗扭盒的复合式翼肋的方法，所述方法包括下述步骤：
叠置多个复合材料层以形成大致平坦的层堆，
切割所述层堆以形成具有外轮廓和内轮廓的平坦预制件，其中，所述外轮廓构成凸缘，所述内轮廓位于由所述外轮廓限定的区域内，所述内轮廓构成两个或更多个桁架以及位于所述桁架的相对两侧处的凸缘，
按压成形所述平坦预制件以折叠所述外轮廓的所述凸缘和所述内轮廓的所述凸缘进而形成翼肋预制件，
以及使所述翼肋预制件固化。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述内轮廓构成了形成Z字形式样的斜桁架以及位于所述平坦预制件中的开口，其中，在每个开口的侧部处具有凸缘。
9.根据权利要求7所述的方法，其中，所述开口呈三角形或圆形。
10.根据权利要求7或8所述的方法，其中，所述外轮廓大致呈具有两个大的相对边和两个小的相对边的矩形，并且其中，所述凸缘朝向所述翼肋的同一侧被折叠，使得所述翼肋具有C形截面形状。
11.根据权利要求7至10中的任一项所述的方法，其中，层为干层，并且所述翼肋预制件在树脂传递模塑(RTM)过程中被固化。
12.根据权利要求7至10中的任一项所述的方法，其中，层为树脂预浸渍的层。
13.根据权利要求7所述的方法，还包括下述步骤：形成两个对称的C形翼肋预制件，将所述两个C形翼肋预制件布置在一起以形成I形翼肋预制件，以及将所述两个C形翼肋预制件固化在一起。
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