CN109720584A - 两个半壳组装形成的飞行器动力装置箱形支撑支柱主结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种呈箱形的、飞行器动力装置的支撑支柱主结构。所述箱形结构具有包括第一自由边缘(21)的第一半壳(2)和包括第二自由边缘(31)的第二半壳(3)。通过连结所述第一自由边缘(21)和所述第二自由边缘(31)来将所述第一半壳(2)和所述第二半壳(3)组装在一起形成所述箱形。这种两个半壳的构造使得能够降低主结构和支柱的最终成本价格，并且潜在地提供了在生产飞行器动力装置支撑支柱的周期时间方面的节省。这使得能够获得非常刚性的箱形结构，这使得能够限制主结构中的肋(C1，C5，C10)的数量。本发明还涉及一种制造此类结构的方法。

Description

两个半壳组装形成的飞行器动力装置箱形支撑支柱主结构
本发明涉及飞行器动力装置的支撑支柱领域。
在飞行器(在图1中通过举例的方式表示出)中，支柱M是构成飞行器的推进组件或动力装置GP(包括发动机和短舱)与机翼V或机身之间的链接件的元件。
飞行器动力装置支撑支柱M包括主结构和副结构，该主结构使得能够承受和传递支柱所承受的力，该副结构基本上对应于没有结构功能的空气动力学导流件。导流件或副结构使得能够容纳将动力装置链接到飞行器的其余部分的电缆线路和管路。
如已知的，主结构包括总体上箱形的结构。特别地，主结构具有一定数量的基本上平行的肋。为了形成主结构，将(顶部和底部)翼梁和侧板固定到这些肋上，这使得能够获得箱形结构。这样的主结构箱形结构赋予支柱在动力装置与飞行器结构之间传递力所必需的大的刚度和大的强度，同时保证了低的重量。
支架的主结构M进一步包括结系件，这些结系件旨在一方面将支柱链接到飞行器的结构并且另一方面链接到动力装置GP。
例如，为了构造用于飞行器动力装置的支柱的主结构，如附图2中所展示的，通过将肋C1至C10添加到底部翼梁1来形成框架结构。更具体地，图2呈现了用于飞行器动力装置的支柱的主结构，其中已经省去了一侧的侧板，以使内部结构可见。
底部翼梁1包括底部表面11、并且可以包括纵向凸缘12，这些纵向凸缘赋予底部翼梁一定的刚性并且允许其用作生产支柱的框架结构的基础零件。
肋C1至C10被组装在底部翼梁1上，准守精确的几何形态。肋C1至C10纵向对齐，并且各自在与纵向方向正交的方向上横向地安装。因此，在底部翼梁1上，肋C1至C10的基部彼此平行。这些肋中的一些肋竖直地安装(在所表示的实例中为肋C5至C10)或相对于竖直方向稍微倾斜(肋C1至C4，水平方向是由底部翼梁1实现的)。
在适当构造的框架结构上，不同锚固装置或不同结系件(一方面用于链接到动力装置，并且另一方面用于链接到飞行器结构)被添加并固定到框架上、特别是添加并固定到这些肋上。添加了底部翼梁(一件式或两件式)，侧板也是如此。
这些不同构成元件通过铆接来组装。
因此，支柱的主结构具有总体上箱形的结构，并且包括与飞行器结构的链接结系件13和与飞行器动力装置的链接结系件14。
文献EP 1928741披露了一种用于飞行器动力装置的支柱主结构，该支柱主结构通过使用整体框架而具有简化的结构。然而，将这样的主结构产业化是复杂的。此外，可以甚至进一步增强此结构，以便提供优化飞行器架构的可能性。
因此，本发明的目的是提出一种用于飞行器动力装置的支撑支柱主结构的简单的且提供架构优化可能性的替代性结构。
因此，本发明涉及一种呈箱形的、飞行器动力装置的支撑支柱主结构。所述箱形结构具有包括第一自由边缘的第一半壳和包括第二自由边缘的第二半壳。通过连结所述第一自由边缘和所述第二自由边缘来将所述第一半壳和第二半壳组装在一起形成所述箱形。
这种两个半壳的构造使得能够降低主结构和支柱的最终成本价格，并且潜在地提供了在生产飞行器动力装置支撑支柱的周期时间方面的节省。这使得能够获得非常刚性的箱形结构，这使得能够限制主结构中的肋的数量。限制肋的数量还释放了该箱形结构内部形成的空间，这允许此空间被分配用于除紧固动力装置之外的功能，例如用于布放的电气导管、液压导管或燃料导管。通过调整这些肋的数量和位置，这些肋使之能够获得根据所考虑的实施例的并且根据侧壁的机械特性所希望的机械特性。
所述第一半壳和所述第二半壳可以是沿连结平面组装的。
在第一实施例中，飞行器动力装置的支撑支柱主结构包括底部翼梁和基本上与所述底部翼梁正交的两个侧壁，并且所述连结平面与所述底部翼梁正交并且纵向地将所述底部翼梁一分为二，从而将所述箱分成两个对称部分。
在第二实施例中，飞行器动力装置的支撑支柱主结构包括底部翼梁和基本上与所述底部翼梁正交的两个侧壁，并且所述连结平面与所述侧壁正交，所述连结平面将每个所述侧壁分成两个部分。
所述侧壁可以具有蜂窝结构。
这样的主结构可以进一步精确地包括三个肋，所述肋横向地插入在所述箱形中。
在第一连结模式中，所述第一自由边缘与所述第二自由边缘对接。
在第二连结模式中，所述第一自由边缘和所述第二自由边缘具有重叠区域。
飞行器动力装置的支撑支柱主结构可以包括至少一个舌片，所述舌片覆盖所述第一自由边缘与所述第二自由边缘之间的连结部，所述舌片被链接到所述第一半壳和所述第二半壳。
本发明还涉及一种用于制造飞行器动力装置的支撑支柱主结构的方法，该方法包括以下步骤：
-形成包括第一自由边缘的第一半壳和包括第二自由边缘的第二半壳；
-通过连结所述第一自由边缘和所述第二自由边缘来将所述第一半壳和所述第二半壳组装成箱形结构。
本发明的其他特征和优点将从下面的描述中变得更加清楚。
在作为非限制性实例给出的附图中：
-图1通过三维示意图表示了包括动力装置的支撑支柱的飞行器；
-图2通过三维示意图表示了根据现有技术的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图3通过三维示意图表示了根据本发明的第一实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图4通过分解视图表示了图1的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图5A和图5B通过示意性截面视图表示了本发明的第一实施例中可以采用的两个半壳的替代性组装方法；
-图6通过三维示意图表示了根据本发明的第二实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图7通过分解视图表示了根据第二实施例的第一变体的图的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图8通过分解视图表示了根据第二实施例的第二变体的图的飞行器动力装置的支撑支柱主结构；
-图9A、图9B和图9C表示了本发明的第二实施例中可以采用的两个半壳的替代性组装方法；
-图10通过示意性截面视图表示了根据第二实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的第一构造实例；
-图11通过示意性截面视图表示了根据第二实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的第二构造实例；
-图12通过示意性截面视图表示了根据第二实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的第三构造实例。
上文已经描述了展示一般元件或与现有技术相对应的元件的图1和图2。
图3示意地表示了根据本发明的第一实施例的飞行器动力装置的支撑支柱主结构。图3中所表示的飞行器动力装置的支撑支柱主结构包括第一半壳2和第二半壳3，这些半壳通过组装形成箱形结构。
无论所考虑的实施例如何，每个半壳都对应于包括由自由边缘界定的开口区的三维件。与半壳的尺寸相比，开口区是宽的、并且可以对应于所述件的开口面。因此，每个半壳具有可通过开口区触及的内部容积。第一半壳2的第一自由边缘21应当至少大部分匹配第二半壳3的第二自由边缘31，以便允许所述第一自由边缘21和第二自由边缘31连结在一起，以形成主结构的箱。
一般地，箱形结构包括底部翼梁1、顶部翼梁4以及两个侧壁5。
在图3的实施例中，第一半壳2和第二半壳3是对称的。底部翼梁1和顶部翼梁4由这两个半壳2、3之间的连结部而一分为二。每个半壳包括侧面5，在这种特定情况下，该侧面构成各半壳的底部。
由于主结构具有在所谓的纵向方向上延伸的长形形状，因此半壳2、3在平行于纵向方向并与底部翼梁1正交的连结平面处连结在一起。当考虑在飞行器的机翼下方最终安装主结构时，该连结平面对应于竖直或基本上竖直的连结平面。
使用覆盖第一自由边缘21与第二自由边缘31之间的连结部的舌片6来确保或加强这些半壳的组装。舌片6一方面链接到第一半壳，并且另一方面链接到第二半壳。在这里表示的实例中，舌片6具有两个分开的部分，即确保或加强底部翼梁1上的组装的底部舌片部分61、以及确保或加强顶部翼梁4上的组装的顶部舌片部分62。
这对应于图5A中更详细地表示的组装方法。第一自由边缘21与第二自由边缘31对接。底部舌片部分61和顶部舌片部分62通过铆接而组装到第一半壳2和第二半壳3。
在第一实施例的其他变体中，可以采用其他组装方法。例如，图5B表示了可以设想到的第二组装方法。根据此组装方法，第一自由边缘21包括第一隆起凸缘22，并且第二自由边缘31包括第二隆起凸缘32。
可以使第一隆起凸缘22和第二隆起凸缘32彼此抵靠并彼此固定。这种固定可以通过比如穿过所述第一和第二隆起凸缘的铆钉等各种装置、或通过点焊来执行。
图4通过分解视图更详细地展示了图1所表示的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的构造。在这里表示的变体中，主结构仅包括三个肋，这些肋被插入在通过组装这两个半壳2、3而形成的箱中。实际上，本发明中提出的箱形构型使得能够减少该主结构中采用的肋的数量。
在本发明的所有实施例中，肋的数量、位置以及在某些情况下的构造可以根据待构造的主结构所寻求的机械特性来加以适配。
特别地，如果侧壁5具有足够的机械性能，特别是显著的抗弯曲性，则如在这里表示的示例中，仅需要三个肋：
-后肋C10和中央肋C5，这些肋尤其可以支承与飞行器结构的链接结系件或者承受来源于与飞行器结构的链接结系件的力；以及
-前肋C1，该肋可以部分地承受来源于与飞行器动力装置的链接结系件的力。
在中央肋C5处，与飞行器结构的链接结系件可以是与所述中央肋一体的、或者添加到中央肋上的(如图4的实例中)。
为了使形成侧壁5的面板与平坦面板相比展现出大大增强的刚性，这些形成侧壁的面板可以具有蜂窝结构。特别地，当面板在其至少一个面上包括小室或开口空腔时，则称该面板具有蜂窝结构。这些小室或开口空腔通常在面板的(至少)一个面上形成规则图案。
侧壁2因此可以具有蜂窝状内部面，即朝向主结构的箱的内部定向的面。
在本发明中更具体地设想了两种类型的蜂窝面板。因此，特别地，这些侧壁可以具有所谓的ISOGRID(等网格)结构或所谓的ORTHOGRID(正交网格)结构。
所谓的ISOGRID结构具有基本上为等腰三角形形式的小室。其中的三角形的角部优选地是圆化的，以增强面板的机械性能水平，并且限制应力集中。这样的结构赋予侧壁在所有方向上大的刚性，但是制造起来复杂。
所谓的ORTHOGRID结构具有基本上为方形的小室。这样的结构的机械特性、特别是刚性不如所谓的ISOGRID结构那么大，但是这样的蜂窝结构更简单，并且生产成本可能更低。
当侧壁5具有ISOGRID蜂窝结构等时，最终构造出的主结构可以仅具有三个肋。这三个肋典型地是后肋C10、中央肋C5以及前肋C1。会受到大应力的主结构可能需要应用更多的肋。当侧壁2具有ORTHOGRID蜂窝结构等时，一般需要多于三个的肋。下面参照展示了本发明第二实施例的图8来描述包括十个肋的主结构的实例，但是在图3和图4所示的第一实施例中也可以需要数量大于三个的肋。
图6表示本发明的第二实施例。正如第一实施例，飞行器动力装置(GP)的支撑支柱主结构是箱形结构，包括第一半壳2和第二半壳3。与第一实施例相比，第一半壳与第二半壳之间的组装是沿着连结平面进行的，该连结平面也纵向地、也就是说在主结构的延伸方向上延伸，但是与第一实施例的连结平面正交。换言之，根据第二实施例，连结平面平行于底部翼梁1。换言之，侧壁基本上与底部翼梁正交，连结平面与这些侧壁正交并且将它们中的每一者分成两个部分。
然而，第一翼梁可以不是完全平坦的，并且在这种情况下，连结平面可以平行于底部翼梁的平面部分，或者它可以平行于穿过底部翼梁1的末端的平面。
一般地，当考虑在飞行器的机翼下方最终安装主结构时，图6至图8中所表示的第二实施例具有基本上水平的连结平面。
连结平面被定位在所形成的箱的近似中间高度处。因此，这些侧壁各自被连结平面一分为二。
图7通过分解视图展示了根据第二实施例的变体的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的构造。在这里表示的变体中，主结构仅包括三个肋，这些肋被插入在通过组装这两个半壳2、3而形成的箱中。侧壁5是蜂窝状(例如ISOGRID型)的，或者具有类似的加强结构。
图8表示了第二实施例的另一变体。与图7的变体相比，主结构包括更多数量的肋，与现有技术中采用的肋的数量相同或接近。在这种情况下，在这里呈现的变体中，主结构仅包括十个肋C1……C10，这些肋被插入在由这两个半壳形成的箱中。
在第二实施例中，这些肋在组装这些半壳之前有利地由第二半壳3支承，该第二半壳是包括顶部翼梁4的半壳。实际上，主结构可以有利地具有梯形截面，如在例如图10和图11中所呈现的。初始定位在第二半壳中允许在通过组装这两个半壳2、3来构造主结构的过程中将这些肋引入到第一半壳中，而没有机械干涉。然而，在一些实施例中，在其安装点处其高度不超过第一半壳的肋可以初始链接到第一半壳。
使用覆盖第一半壳2的第一自由边缘21与第二半壳3的第二自由边31之间的连结部的舌片6来确保或加强这些半壳的组装。舌片6一方面链接到第一半壳，并且另一方面链接到第二半壳。舌片6还可以链接到这些肋，特别是链接到中央肋C5。
在这里表示的实例中，舌片6在侧壁5处具有位于这些半壳之间的连结部上的若干部分。在所表示的实例中，舌片6由若干部分构成，以便不阻挡形成在侧壁5中的通道7从而允许触及主结构的箱的内部。可以在本发明的所有实施例中提供这样的通道7。
特别地，在通道7被主结构的连结平面切开时可以通过外围环8对其进行加强。
可以设想到采用舌片6来组装箱的两种可能性。舌片6可以被定位在箱的外侧，如图9A所表示的，或者被定位在箱的内侧，如图9B所表示的。
舌片6可以具有T形形状，如图9A和图9B所表示的，以增加其刚性，并且如果需要的话利于其正确定位。
为了保证这些半壳2、3之间的连结部的平滑和平整的表面，自由边缘21、31可以在允许放置舌片6的宽度上变薄。例如，这些自由边缘可以各自在相当于或略大于舌片6的一半宽度的宽度上变薄。这些自由边缘可以各自变薄到与舌片6的厚度相对应的深度。在第一实施例中，如果需要的话，可以采用允许正确放置舌片的对自由边缘的类似变薄。
图9C表示了第二实施例中可以采用的另一组装方法。根据这种组装方法，自由边缘21、31各自在相同宽度上变薄、并且变薄到与它们的一半厚度基本上对应的深度，一个自由边缘(在所表示的实例中为第二自由边缘31)是朝向其半壳和箱的外侧变薄，并且另一个自由边缘(在所表示的实例中为第一自由边缘21)是朝向其半壳和箱的内部变薄。因此在自由边缘21、31之间存在重叠区域，这些自由边缘可以彼此直接链接。
图10更详细地呈现了根据第二实施例的、并且根据图9C的组装方法的变体组装的飞行器动力装置的支撑支柱主结构的构造。以沿着与底梁1和侧壁5成直角的切割平面的横截面表示了主结构。第一半壳2是通过组装底部翼梁1和底部半侧壁51而形成的。可以通过将底部翼梁1铆接到形成在底部半侧壁51上或者添加到其上的凸缘53上来执行组装。第二半壳3是通过组装顶部部翼梁4和顶部部半侧壁52而形成的。可以通过将顶部翼梁4铆接到形成在顶部半侧壁52上或者添加到其上的凸缘53上来执行组装。
这些半壳2、3的组装是通过在重叠区域中链接自由边缘21、31来执行的。然而，在主结构内侧添加了加强舌片6。实际上，在这些半壳之间的链接区域中，在自由边缘21、31变薄的地方，这些侧壁5不能具有使它们坚固的蜂窝结构。舌片6(可以有利地具有T形轮廓)加强了链接并且使这些半壳之间的链接区域坚固。
图11和图12展示了第一半壳2与第二半壳3之间的链接方法的两个实例。图11和图12不预先判断每个半壳的构成方式，即一体式还是通过将半侧壁组装翼梁上。在图11中，第二半壳3具有允许引入第一半壳2的自由边缘21的开口顶面，尽管自由边缘未变薄。然后通过铆接将自由边缘21、31链接在一起。
在图12中，自由边缘21、31是对接的。使用例如通过铆接而链接到每个半壳2、3的舌片6进行组装。为了使主结构具有平整的外表面，自由边缘21、31具有朝向所形成的箱的内部的双重折叠，以便形成凹槽，舌片6容纳在该凹槽中。
虽然上述实施例呈现了沿连结平面的组装这些半壳，但是这些自由边缘可以具有更复杂的三维形式。例如，可以通过一系列连结平面或沿任何曲线来产生这种连结，只要第一半壳2的自由边缘21和第二半壳3的自由边缘31之间存在匹配。
无论实施例如何，都可以在本发明中设想到若干获得各个半壳的方法。每个半壳可以是通过将隔板组装在基础基板上(例如藉由铆接或焊接)而获得的。在第一实施例中，基板是侧壁5，并且半翼梁被添加到侧壁5的边缘以形成半壳。
在第二实施例中，基础基板是(底部或顶部)翼梁，两个半侧壁添加到该翼梁上。
为了允许在基板与所添加的隔板之间进行组装，所述基板或所述隔板可以包括与其一体或添加到其上的凸缘。
作为通过组装获得半壳的替代方案，这些半壳可以通过在基板上进行三维打印来获得。因此，在第一实施例中，可以通过在侧壁5上打印形成半翼梁来形成半壳。在第二实施例中，通过在翼梁上打印形成半侧壁来形成半壳。
因此，所开发的本发明使得能够获得呈箱形的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，该主结构简单并且允许降低所述支柱的组装的成本和/或时间及复杂性。这种半壳构造使得能够降低主结构和支柱的最终成本价格，并且潜在地提供了生产飞行器动力装置支撑支柱的周期时间方面的节省。
特别通过使用具有蜂窝结构的壁而允许的限制肋的数量还释放了该箱形结构内部形成的空间，这允许此空间被分配用于除紧固动力装置之外的功能，例如用于布放电气导管、液压导管或燃料导管。

Claims (10)

1.一种呈箱形的、飞行器动力装置(GP)的支撑支柱主结构，其特征在于，所述箱形结构包括
-第一半壳(2)，所述第一半壳包括第一自由边缘(21)；以及
-第二半壳(3)，所述第二半壳包括第二自由边缘(31)；
通过连结所述第一自由边缘(21)和所述第二自由边缘(31)来将所述第一半壳(2)和第二半壳(3)组装在一起形成所述箱形。
2.根据权利要求1所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，其中，所述第一半壳(2)和所述第二半壳(3)是沿连结平面组装的。
3.根据权利要求2所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，包括底部翼梁(1)和基本上与所述底部翼梁(1)正交的两个侧壁(5)，其中所述连结平面与所述底部翼梁(1)正交并且纵向地将所述底部翼梁一分为二，从而将所述箱分成两个对称部分。
4.根据权利要求2所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，包括底部翼梁(1)和基本上与所述底部翼梁(1)正交的两个侧壁(5)，其中所述连结平面与所述侧壁(5)正交，所述连结平面将每个所述侧壁分成两个部分(51，52)。
5.根据前述权利要求之一所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，其中，所述侧壁(5)具有蜂窝结构。
6.根据前述权利要求之一所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，进一步包括精确地三个肋(C1，C5，C10)，所述肋横向地插入在所述箱形中。
7.根据前述权利要求之一所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，其中，所述第一自由边缘(21)与所述第二自由边缘(31)对接。
8.根据权利要求1至6之一所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，其中，所述第一自由边缘(21)和所述第二自由边缘(31)具有重叠区域。
9.根据前述权利要求之一所述的飞行器动力装置的支撑支柱主结构，包括至少一个舌片(6)，所述舌片覆盖所述第一自由边缘(21)与所述第二自由边缘(31)之间的连结部，所述舌片(6)被链接到所述第一半壳(2)和所述第二半壳(3)。
10.一种用于制造飞行器动力装置的支撑支柱主结构的方法，包括以下步骤：
-形成包括第一自由边缘(21)的第一半壳(2)和包括第二自由边缘(31)的第二半壳(3)；
-通过连结所述第一自由边缘(21)和所述第二自由边缘(31)来将所述第一半壳(2)和所述第二半壳(3)组装成箱形结构。
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