CN110615118A - 用于制造飞行器后部区段的方法和飞行器后部区段 - Google Patents

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费尔南多·伊涅斯塔洛扎诺
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Abstract

一种用于制造飞行器后部区段的方法和飞行器后部区段，所述后部区段包括尾锥和垂直尾翼，其特征在于，所述方法包括以下步骤：提供多个预固化的框架(1)，每个预固化的框架(1)包括所述尾锥(2)的区段和所述垂直尾翼(3)的区段；提供多个预固化的桁梁(4)；将所述多个预固化的桁梁(4)放置于它们在所述预固化的框架(1)中的位置；在所述预固化的框架(1)的外表面周围放置蒙皮(5)；并且固化所述预固化的框架(1)、所述预固化的桁梁(4)、以及所述蒙皮(5)，从而形成最终的飞行器后部区段。本发明提供了一种利用连续蒙皮解决方案将尾锥和垂直尾翼与集成到一起的方法，从而形成一次性制造方法，从而降低了组装成本。

Description

用于制造飞行器后部区段的方法和飞行器后部区段
技术领域
本发明涉及一种用于制造飞行器的后部区段的方法，特别是用于同时制造飞行器的尾锥和垂直尾翼的方法。本发明还涉及通过所述方法制造的飞行器后部区段。
背景技术
常规地，为了构建飞行器机身，呈机身横截面形状的一系列框架在刚性固定件上被固持在位。然后通过机身蒙皮面板连结这些框架，这些机身蒙皮面板包括增加蒙皮的屈曲抗性的轻量级纵向元件(称为桁梁)。这些桁梁通过铆接、通过固化树脂或通过使用特殊粘合剂粘合而附接至蒙皮。蒙皮面板和框架的联结借助于有角度的接口部分(称为剪切结系件)进行，这些有角度的接口部分连结框架连接板和机身蒙皮，以适形完整的机身。在一些情况下，这些有角度的部分可以是框架的作为整合的凸缘的部分。
垂直尾翼(也称为尾部)常规地由结构性主抗扭箱、前缘、后缘和可移动表面形成。主箱由蒙皮、两个或更多个翼梁和内部肋形成。当翼梁的数量足够时，可以移除整个肋部分。
在已知飞行器中，垂直尾翼与机身后部区段之间的联结借助于接口装配件进行，以形成尾锥区段。这些装配件负责将尾部的抗扭箱的蒙皮上的连续载荷分布转成传递至机身的框架的点状(punctual)载荷。框架然后将载荷分布至机身蒙皮。
在那些接口装配件处的载荷非常高，这是由于它们集中于结构的点状区域，从而导致装配件和周围元件的显著加强和增加重量。另外，装配件需要被空气动力学导流件遮盖，该空气动力学导流件产生阻力和组件交付周期的显著损失。
因此，所希望的是一种至少包括具有连续蒙皮的尾锥区段和垂直尾翼(此外还有水平尾翼)的、解决了前述缺点的飞行器的尾部的新组件以及一种用于该新组件制造的方法。
可选地，在飞行器的具有安装在后部机身上的发动机的某些构型中，需要在垂直尾翼中集成护罩，以阻止发动机之间潜在的碎片交叉。
在离散接口中，出于安全目的，需要考虑某种水平的故障，使得降低了联合体的整体效率。
因此，本发明的一个目的是提供一种用于制造飞行器后部区段的方法，该方法用于利用连续蒙皮解决方案将尾锥和垂直尾翼与集成到一起，从而形成一次性制造方法，使得消除了在最终组装中接合两个主要部件的操作，从而降低了组装成本。
发明内容
利用根据本发明的方法和飞行器后部区段，可以改善所述缺点，从而提供下面描述的其他优点。
根据第一方面，本发明涉及一种用于制造飞行器后部区段的方法，所述后部区段包括尾锥和垂直尾翼，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-提供多个预固化的框架，每个预固化的框架包括所述尾锥的区段和所述垂直尾翼的区段；
-提供多个预固化的桁梁；
-将所述多个预固化的桁梁放置于它们在所述预固化的框架中的位置；
-在所述预固化的框架的外表面周围放置蒙皮；并且
-固化所述预固化的框架、所述预固化的桁梁、以及所述蒙皮，从而形成最终的飞行器后部区段。
使用诸如热塑性塑料的材料允许存在若干固化循环。
根据优选实施例，所述固化步骤在(例如通过放置在尾锥区段内的可膨胀腔室)施加内部压力的情况下进行。
为了允许在若干部件中拆卸和局部重新设计，优选地以模块形式提供所述预固化的桁梁。
有利地，所述固化步骤在模具中进行，其中，所述模具优选地提供有内部模块化模具，并且还有外部模具，所述外部模具由两个半模制成，从而在空气动力.学侧上提供光滑表面。
另外，所述多个预固化的桁梁优选也放置于它们在所述模块化模具中的位置。
如果需要的话，根据本发明的用于制造飞行器后部的方法还可以包括用于预固化所述蒙皮的预固化步骤。
根据第二方面，本发明涉及一种利用如先前披露的方法而制造的飞行器后部区段，所述飞行器后部区段包括尾锥和垂直尾翼，其特征在于，所述飞行器后部区段还包括接合所述尾锥和所述垂直尾翼的外部连续蒙皮。
优选地，所述外部连续蒙皮由热塑性材料制成，即使它可以由任何合适的材料制成。
根据本发明的方法和飞行器后部区段具有至少以下优点：
载荷不仅传递到离散点，而且所传递的载荷由框架和蒙皮连续地支撑。
机身圆锥柱体与垂直尾锥轮廓之间的过渡表面允许这些表面之间的平滑过渡，使得垂直尾锥蒙皮载荷可以以连续的方式直接传送到机身蒙皮，而不需要使用传统的接口装配件和框架。
由于元件和结合部的数量减少，元件的联结更容易。
由于移除了尾锥和垂直尾翼中的装配件并且移除了导流件，重量大大减轻。
由于连续蒙皮概念中更少的元件和铆接接口，这允许屏蔽制造和组装简化。
根据本发明的方法的主要优点是消除或简化两个主要部件之间的、通常在A/C组装的最后阶段中执行组装。在这个阶段，由于生产了所有零件，固定的资本很大，并且任何交付周期缩短都是重要的成本节约。
在发动机碎片撞击的情况下，导流件对于声学疲劳、振动、以及碎片释放来说可能是问题。本发明消除了这个问题，因为这些导流件减少了。
连续蒙皮减少了传输至框架的点状载荷。这允许减少由于此类装配件的集成引起的对框架的尺寸限制。结果，可以优化框架高度和厚度，从而引起重量减轻。
附图说明
为了更好地理解以上说明并且仅为了提供实例的目的，将一些非限制性附图包括在内，这些非限制性附图示意性地描绘实际实施例。
图1是根据本发明的飞行器后部区段的透视图；
图2是根据本发明的方法中使用的模具的示意性透视图；并且
图3是根据本发明的制造方法的最后步骤的示意图。
具体实施方式
图1是利用先前描述的方法制造的根据本发明的飞行器后部区段的透视图。
如这个图中所示出的，此飞行器后部区段包括尾锥2(由尾锥区段制成)和垂直尾翼3(由垂直尾翼区段制成)，以及优选地由热塑性材料制成的外部连续蒙皮5，该外部连续蒙皮接合尾锥2和垂直尾翼3。
如图2中所示，提供了一组内部模块化模具8，可膨胀腔室7对这些内部模块化模具施加压力。向这些内部模具8和处于外部的模具6之间的外部蒙皮5提供压实。
所述模块化模具8用于将预固化的框架1定位在所述模块化模具8之间。
如图2中所示，在预固化的框架1以及至少一个模块化模具8中存在用于放置预固化的桁梁4的多个切口9，并且在两个相邻模块化模具8之间存在接头10，所述接头10允许热膨胀。
此外，模块化模具8中的至少一个模块化模具包括倾斜的狭缝11，该狭缝用于在固化后允许拆下最终产品。
在闭合的模具6中，内部结构由通过热膨胀保持在一起的多个模块化模具8以及可膨胀腔室7形成。
图3是在根据本发明的用于制造飞行器后部区段的方法的最后步骤期间放置在模具内部的预固化的框架1的示意图，如将在下文中描述的。
在根据本发明的方法中，首先提供多个预固化的框架(通常由附图标记1标识)，每个预固化的框架1包括尾锥2的区段和垂直尾翼3的区段。
在这个方法中，还提供了多个预固化的桁梁4，并且所述多个预固化的桁梁被放置于它们在预固化的框架中的位置。
然后竖直地组装预固化的框架1，并将外部蒙皮5放置在预固化的框架1的外表面周围。
图1中示出了预固化的桁梁4的位置(优选以模块形式提供)。
最后，预固化的框架1、预固化的桁梁4、以及外部蒙皮5被放置在模具6内，该模具可以由两个半模制成，并且预固化的框架1、预固化的桁梁4、以及外部蒙皮5被固化，从而形成最终的飞行器后部区段。
在这个固化步骤期间，例如通过内部可膨胀腔室7在尾锥区段2内提供内部压力。
在固化步骤之前，如果需要的话，可以将外部蒙皮5预固化。
图1是利用先前描述的方法制造的根据本发明的飞行器后部区段的透视图。
如这个图中所示出的，此飞行器后部区段包括尾锥2(由所述尾锥区段制成)和垂直尾翼3(由所述垂直尾翼区段制成)，以及优选地由热塑性材料制成的外部连续蒙皮5，该外部连续蒙皮接合尾锥2和垂直尾翼3。
尽管已经参考了本发明的特定实施例，但对本领域技术人员显而易见的是，本文描述的方法和飞行器后部区段易于进行多种变化和修改，并且提及的所有细节可以被其他技术的等同细节替代而不脱离所附权利要求限定的保护范围。

Claims (12)

1.一种用于制造飞行器后部区段的方法，所述后部区段包括尾锥和垂直尾翼，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-提供多个预固化的框架(1)，每个预固化的框架(1)包括所述尾锥(2)的区段和所述垂直尾翼(3)的区段；
-提供多个预固化的桁梁(4)；
-将所述多个预固化的桁梁(4)放置于它们在所述预固化的框架(1)中的位置；
-在所述预固化的框架(1)的外表面周围放置蒙皮(5)；并且
-固化所述预固化的框架(1)、所述预固化的桁梁(4)、以及所述蒙皮(5)，从而形成最终的飞行器后部区段。
2.根据权利要求1所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，在所述固化步骤之前竖直地组装所述多个预固化的框架(1)。
3.根据权利要求1所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述固化步骤在施加内部压力的情况下进行。
4.根据权利要求1所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，以模块形式提供所述预固化的桁梁(4)。
5.根据权利要求1所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述固化步骤在模具(6)中进行。
6.根据权利要求5所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述模具(6)提供有内部模块化模具(8)。
7.根据权利要求1和6所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述多个预固化的桁梁(4)也放置于它们在所述模块化模具(8)中的位置。
8.根据权利要求5所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述模具(6)由两个半模制成。
9.根据权利要求3所述的用于制造飞行器后部区段的方法，其中，所述内部压力由放置在所述尾锥区段(2)内部的可膨胀腔室(7)施加。
10.根据权利要求1所述的用于制造飞行器后部的方法，所述方法还包括用于预固化的所述蒙皮(5)的预固化步骤。
11.一种利用根据前述权利要求中任一项所述的方法而制造的飞行器后部区段，所述飞行器后部区段包括尾锥(2)和垂直尾翼(3)，其特征在于，所述飞行器后部区段还包括接合所述尾锥(2)和所述垂直尾翼(3)的外部连续蒙皮(5)。
12.根据权利要求11所述的飞行器后部区段，其中，所述外部连续蒙皮(5)由热塑性材料制成。
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