CN108116652B - 飞行器组件 - Google Patents

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Abstract

为了允许在结构元件(42)与自加强面板(44)间的鲁棒组装，所述自加强面板包括蒙皮(46)和加强结构(48)，所述加强结构形成有从所述蒙皮的第一面(46A)延伸出来的肋(50)的网络，所述结构元件(42)包括至少一个端部(52)，所述端部形成有末端接片(54)，所述末端接片通过由所述末端接片(54)界定的切口(56)分开并且被在所述蒙皮的端部部分(46B)处施加到所述蒙皮的所述第一面上。另外，所述加强结构(48)包括至少一个端部，所述至少一个端部形成有相应地延伸穿过所述切口(56)的若干末端肋(58)。最后，所述末端接片(54)中的每一个末端接片都借助于贯穿固定元件(60)固定到所述蒙皮的所述端部部分(46B)。

Description

飞行器组件
技术领域
本发明涉及飞行器结构的领域，并且更具体地涉及自加强面板与结构元件之间的结构连接。
背景技术
在传统的飞行器中，共同之处是使用由蒙皮以及固定在该蒙皮上的加强件构成的面板，以便使其具有必要的硬度。蒙皮通常厚若干毫米。至于加强件，存在例如T形截面或I形截面的加强件，每个加强件都具有凸缘(基部)，加强件借助于凸缘通常通过铆接与蒙皮组装在一起。
这些加强件具有腹板，其高度足以允许加强件借助于固定在加强件的腹板上的鱼尾板而彼此组装并与环绕结构组装。
图1展示了这种常规面板10的一个实例，在这种情况下，面板在飞机的挡风玻璃12之上延伸并且连接至挡风玻璃的上部环绕物14并连接至周围机身框架15。这种面板有时被称为“挡风玻璃遮护板”。
图1示出了面板10的蒙皮16和其加强件18，所述加强件有时被称为“立柱”。这些加强件通过鱼尾板彼此连接、连接至环绕物14、或连接至周围框架15。
图2因此展示了面板10的两个加强件18A和18B之间借助于鱼尾板20的连接。
然而，在飞行器构造方面的近期发展倾向于推动使用自加强面板，这意思是说面板由蒙皮以及结合到蒙皮中的加强结构构成。使用自加强面板通常可以减少部件的数量和组装操作的次数，可以减少固定元件的数量且因此减少面板的质量，并且提高面板的刚度。
然而，构成这种面板的加强结构的肋的相对短的高度以及这些肋的相对高的密度并不允许使用鱼尾板来将加强结构与环绕结构组装。
发明内容
本发明具有的具体目的是针对此问题提供简单、经济和有效的解决方案。
为此，提出了一种飞行器组件，所述飞行器组件包括结构元件和自加强面板，所述自加强面板包括蒙皮和加强结构，所述加强结构结合到所述蒙皮中并且形成有从所述蒙皮的第一面延伸出的肋的网络。
根据本发明，所述结构元件包括至少一个端部，所述至少一个端部形成有若干末端接片，所述若干末端接片通过切口彼此分开并在所述蒙皮的端部部分处施加到所述自加强面板的所述蒙皮的所述第一面上。
另外，所述自加强面板的所述加强结构包括至少一个端部，所述至少一个端部形成有相应地延伸穿过所述切口的若干末端肋。
最后，所述末端接片中的每一个末端接片都借助于贯穿固定元件固定到所述自加强面板的所述蒙皮的所述端部部分上。
总体上，结构元件的末端接片与加强结构的末端肋的这种交错定位允许在自加强面板与结构元件之间逐渐传递惯性。
本发明因此允许在自加强面板与相邻结构元件之间的高效组装。
在飞行器的面板与挡风玻璃相邻的特定情况下，使用自加强面板尤其允许更好的经受鸟撞击或经受与可能撞击飞行器机头的其他抛射物的碰撞的能力。
应该注意，末端接片和末端肋的布局意味着每个切口因此具有闭合端，对应的末端肋的自由端面向该闭合端延伸。
优选地，末端接片包括相应的加强肋。
在这种情况下，所述结构元件有利地包括主要肋，所述末端接片的相应的加强肋连接至所述主要肋。
另外，有利地所述末端接片的相应的加强肋中的每一个加强肋所具有的高度在对应的所述末端接片的自由端的方向上减小。
此外，有利地所述末端肋中的每一个末端肋所具有的高度在对应的所述切口的闭合端的方向上减小。
优选地，所述自加强面板的所述加强结构包括封闭肋，所述末端肋连接至所述封闭肋。
在这种情况下，所述末端肋中的每一个末端肋都优选连接至所述加强结构的、至少一个其他肋连接至所述封闭肋的区域上，所述其他肋安排在所述末端肋的所述封闭肋相对于所述末端肋的另一侧上。
此外，在本发明的一个优选实施例中，所述固定元件共同穿过所述自加强面板的所述蒙皮的所述末端接片和所述端部部分。
所述固定元件例如是铆钉。
作为替代方案，固定元件可以被结合到末端接片中并且穿过自加强面板的蒙皮的端部部分，或者可以被结合到自加强面板的蒙皮的端部部分中并且穿过末端接片。
优选地，所述末端接片以相对于所述主要基部的表面偏置的方式延伸成所述结构元件的主要基部的延续部，使得所述蒙皮的所述端部部分具有在所述主要基部的所述表面的延续部中延伸的第二面，即与所述第一面相反的面。
在本发明的一个优选实施例中，所述结构元件是挡风玻璃环绕物，并且所述自加强面板形成遮护板或机身导流器，或者其中，所述结构元件是门或窗环绕物，并且所述自加强面板是机身面板，或者其中，所述结构元件是密封舱壁环绕物，并且所述自加强面板形成飞行器机身前部或后部密封舱壁。
附图说明
通过阅读以非限制性实例的方式并且参照附图给出的以下描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的其他细节、优点和特征将变得显而易见，在附图中：
-已经描述的图1是传统飞行器机头的上部的从下方的局部示意图，展示了挡风玻璃环绕物的一部分以及传统面板，所述传统面板配备有组装到其上的加强件；
-已经描述的图2是图1的细节II的较大比例的视图；
-图3至图5分别是根据本发明优选实施例的、包括自加强面板以及与其组装的结构元件的飞行器组件的从前部的、以透视方式的、和以截面方式的局部示意图。
在所有这些附图中，相同的附图标记可以指明相同或相似的元件。
具体实施方式
图3至图5展示了飞行器组件40，包括结构元件42(在这种情况下，是挡风玻璃上部环绕物)和自加强面板44，该自加强面板包括蒙皮46以及结合到蒙皮46中的加强结构48。这种加强结构总体上形成有从蒙皮的第一面46A延伸出的肋50的网络，这面旨在被定位在装备有组件40的飞行器的内侧。
在下面的描述中，方向X、Y和Z形成正直的正交参照系，并且分别对应于飞行器组件40的纵向、横向和竖直方向，这些方向分别对应于装备有组件40的飞行器的纵向、横向和竖直方向。纵向方向X指向这种飞行器的行进方向。
在所展示的实例中，面板44在挡风玻璃12之上延伸，并且因此是有时被称为“遮护板”的类型。
另外，肋50的网络是“等网格”型的，也被称为“等网格网络”，这意思是说形成有肋36的三角形网络。当然在本发明的范围内可以有网络的其它构型，例如“正交”类型的网络，这意思是说矩形或正方形网络，或者甚至是具有可变三角形网格单元的网络，这意思是说是形成有尺寸根据所考虑的面板的区域而变化的三角形。更一般来说，所有可能的网络的构型都可与本发明兼容。
如图3和图4所示，结构元件42具有形成有末端接片54的后上端52，这些末端接片通过椭圆形切口56而彼此分开。末端接片54在自加强面板44的蒙皮46的端部部分46B处被施加到蒙皮的第一面46A上(图5)。
另外，自加强面板的加强结构48包括前下端，该前下端形成有分别延伸穿过切口56的末端肋58。
每个切口56因此具有闭合端72，对应的末端肋58的自由端面向该闭合端延伸。
如在图4和图5中更清楚地显示的，末端接片54中的每一个末端接片都借助于贯穿固定元件60固定到自加强面板的蒙皮46的端部部分46B上。在所展示的实例中，这些固定元件60共同穿过末端接片54以及蒙皮的端部部分46B。这些固定元件60优选地是铆钉。作为替代方案，这些贯穿固定元件60可以结合到末端接片54中并且穿过蒙皮46的端部部分46B，或者反之亦然。
固定元件60主要在剪切下工作并且因此将自加强面板44固定到结构元件42上。
总体上，结构元件42的末端接片54与加强结构48的末端肋58的这种交错定位允许在自加强面板44与结构元件42之间逐渐传递惯性。
固定元件60允许这两个部件固持在一起，并且还可以保证这些部件之间结合处的密封。
在本发明提出的组装模式中所涉及的自加强面板44的结构元件42和加强结构的相应端部的数量可以大于一个，尤其是在结构元件42和自加强面板44在所组装的这些部件各侧上展现出至少一个拐角的情况下。
在本发明的优选实施例中，末端接片54以相对于结构元件42的主要基部62的表面62A(图5)偏置的方式延伸成主要基部62(图3和图5)的延续部，在这种情况下所述表面为外表面，这意思是说旨在定位在装配有组件40的飞行器的外侧上的表面。
末端接片54相对于表面62A的偏置使得蒙皮46的第二面46C在蒙皮的端部部分46B处延伸在结构元件的主要基部62的表面62A的延续部中，该第二面是与第一面46A相反的面。
在所展示的实例中，结构元件42的主要基部62具有台阶62B(图5)，并且以固定基部63的形式从台阶62B延伸，所述固定基部因此以相对于表面62A偏置的方式延伸。末端接片54形成固定基部63(图3和图5)的延伸部。固定基部63被施加到自加强面板44的蒙皮46的第一面46A上，并且借助于类似于固定元件60的固定元件60A固定到蒙皮46的端部部分46B上。
此外，末端接片54中的每一个末端接片都包括相应的加强肋64(图3至图5)，该加强肋从结构元件42的主要肋68朝末端接片的自由端66的方向延伸。更具体来说，每个加强肋64朝与主要肋68(图3)局部基本正交的相应方向D延伸，并且具有高度H3(图5)，该高度在从主要肋68朝向末端接片的自由端66(图3)延伸的局部方向D1上减小。
加强肋64因此插在末端肋58之间。
在所展示的实例中，切口56在与主要肋68局部正交的方向上是椭圆形的。因此，末端肋58以与主要肋68基本上正交的方式局部地延伸。
另外，结构元件42包括次要肋69，每个次要肋在对应的加强肋64的延续部中并在主要肋68的另一侧上延伸。
结构元件42的肋64、68、69的集合优选地被生产成具有主要基部62、固定基部63和末端接片54的整合部分。作为替代方案，这些元件可以彼此组装而不偏离本发明的范围。
类似地，自加强面板的加强结构48包括封闭肋70，加强结构48的末端肋58连接至该封闭肋。
另外，末端肋58各自具有高度H4(图5)，该高度在从封闭肋70朝向对应的切口56的闭合端72(图3和图4)延伸的局部方向D2上减小。高度H4优选地逐渐减小到零，使得末端肋58各自具有在蒙皮46的第一面46A上逐渐消失的倒斜角轮廓。
在本发明的优选实施例中，各末端肋58在加强结构48的其他肋50A、50B(例如这些其他肋中的两个肋)连接至其上对应的连接区域74(图3和图4)处连接至封闭肋70。
在飞行器的面板与挡风玻璃相邻的特定情况下，使用自加强面板尤其允许更好的经受鸟撞击或经受与可能撞击飞行器机头的其他抛射物的碰撞的能力。
当然，根据本发明的飞行器组件当然也可以同样有利地涉及其它类型的面板和结构元件，例如连接至挡风玻璃下部环绕物的下面板或“导流器”、连接至门或窗环绕物的机身面板、或者甚至连接至密封舱壁环绕物的机身前部或后部密封舱壁。
总体上，本发明因此使得自加强面板与相邻结构元件的鲁棒组装，并且因此可以充分享受飞行器内的自加强面板的固有优点。

Claims (10)

1.一种飞行器组件(40)，所述飞行器组件包括结构元件(42)和自加强面板(44)，所述自加强面板包括蒙皮(46)和加强结构(48)，所述加强结构结合到所述蒙皮中并且形成有从所述蒙皮的第一面(46A)延伸出的肋(50)的网络，其特征在于：
-所述结构元件(42)包括至少一个端部(52)，所述端部形成有若干末端接片(54)，所述若干末端接片通过切口(56)彼此分开并在所述蒙皮的端部部分(46B)处施加到所述自加强面板的所述蒙皮的所述第一面(46A)上，所述末端接片(54)界定所述切口(56)，
-所述自加强面板的所述加强结构(48)包括至少一个端部，所述至少一个端部形成有分别延伸穿过所述切口(56)的若干末端肋(58)，并且
-所述末端接片(54)中的每一个末端接片都借助于贯穿固定元件(60)固定到所述自加强面板的所述蒙皮的所述端部部分(46B)上。
2.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述末端接片(54)包括相应的加强肋(64)。
3.根据权利要求2所述的飞行器组件，其中，所述结构元件(42)包括主要肋(68)，所述末端接片的相应的加强肋(64)连接至所述主要肋(68)。
4.根据权利要求2或3所述的飞行器组件，其中，所述末端接片的相应的加强肋(64)中的每一个加强肋所具有的高度(H3)在对应的所述末端接片(54)的自由端(66)的方向上减小。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述末端肋(58)中的每一个末端肋所具有的高度(H4)在对应的所述切口(56)的闭合端(72)的方向上减小。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述自加强面板的所述加强结构(48)包括封闭肋(70)，所述末端肋(58)连接至所述封闭肋。
7.根据权利要求6所述的飞行器组件，其中，所述末端肋(58)中的每一个末端肋都连接至所述加强结构(48)的、至少一个其他肋(50A，50B)连接至所述封闭肋(70)的区域(74)上，所述其他肋安排在所述末端肋(58)的所述封闭肋(70)相对于所述末端肋(58)的另一侧上。
8.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述固定元件(60)共同穿过所述自加强面板的所述蒙皮的所述末端接片(54)和所述端部部分(46B)。
9.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述末端接片(54)以相对于所述结构元件(42)的主要基部(62)的表面(62A)偏置的方式延伸成所述主要基部(62)的延续部，使得所述蒙皮的所述端部部分(46B)具有在所述主要基部(62)的所述表面(62A)的延续部中延伸的第二面(46C)，即与所述第一面(46A)相反的面。
10.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述结构元件(42)是挡风玻璃环绕物，并且所述自加强面板(44)形成遮护板或机身导流器，或者其中，所述结构元件是门或窗环绕物，并且所述自加强面板是机身面板，或者其中，所述结构元件是密封舱壁环绕物，并且所述自加强面板形成飞行器机身前部或后部密封舱壁。
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