CN111605222A - 用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法及用该方法获得的中央机翼箱盒 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，该飞行器中央机翼箱盒从由复合材料制成的多个U形型材区段(44)和C形型材区段(46)并且从形成在所述U形型材区段和C形型材区段上的纤维增强物的外蒙皮(48)来制造。所述方法的特征在于，所述C形型材区段(46)和所述U形型材区段(44)通过涉及以大于或等于7巴的压力并且以小于或等于90℃的温度压缩经树脂浸渍的纤维增强物的步骤的方法获得。本发明还涉及采用上述方法制作的一种飞行器中央机翼箱盒。此解决方案使得可以优化所述型材区段的尺寸准确度和几何准确度以及其表面光洁度。

Description

用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法及用该方法获得的中央 机翼箱盒

技术领域

本申请涉及一种用于从通过高压、低温成形产生的型材区段制造中央机翼箱盒的方法，并且涉及一种通过应用所述方法获得的中央机翼箱盒。

背景技术

如图1中展示的，飞行器的结构包括由中央机翼箱盒14连接的机身10和机翼结构12。

根据图2中所展示的第一实施例，中央机翼箱盒14包括上部面板16、下部面板18、前部翼梁20、以及后部翼梁22。

对于本说明书的其余部分，内部表面或面与面向朝向中央机翼箱盒14内部的表面或面相对应。相反，外部表面或面与面向朝向中央机翼箱盒14外部的表面或面相对应。

每个面板或翼梁16至22被加强并且在其内部面上包括加强件24。

根据第一实施例，上部面板16和下部面板18以及前部翼梁20和后部翼梁22通过由铝合金制成的金属元件彼此独立地产生，这些金属元件以形成加强件24的方式被机加工。然后，使用L形支架26将上部面板16和下部面板18以及前部翼梁20和后部翼梁22一个接一个地组装以形成中央机翼箱盒14。

这些组装操作很长并且对中央机翼箱盒14的成本具有显著影响。

根据文件EP 2590856中描述的第二实施例，通过围绕核心或围绕模具铺放纤维增强物，由复合材料制成中央机翼箱盒，该模具具有与中央机翼箱盒的四个面和横截面完全相同的四个面和横截面。为了获得加强件，在模具的面的情况下由U形横截面的复合材料制成的型材区段以及在模具的每个边缘拐角处的由C形横截面的复合材料制成的型材区段被安排成完全围绕该模具。每个U形型材区段包括腹板和与该腹板近似垂直的两个凸缘。每个C形型材区段包括L形中心部分和两个凸缘，该L形中心部分的每一侧上有一个凸缘。

U形型材区段和C形型材区段是并置的，其方式为使得两个邻近的型材区段的凸缘牢固地抵靠彼此以形成加强件，并且其方式为使得型材区段的腹板和L形中心部分压靠模具。

为实现这个，对于每个加强件，该模具包括凹槽，在这些凹槽中的每个凹槽中定位了两个邻近的型材区段的两个压靠在一起的凸缘。

然后，例如通过卷绕在U形型材区段的腹板和C形型材区段的L形中心部分上铺放纤维增强物。

在放置纤维增强物结束时，由型材区段和纤维增强物构成的组件被聚合。

根据此第二实施例，上部面板16和下部面板18以及前部翼梁20和后部翼梁22的几何形状受到以下各项的掌控程度直接影响：

-每个型材区段的凸缘或L形中心部分的厚度，

-每个型材区段的腹板或L形中心部分的外部面的几何形状和表面光洁度。

此外，中央机翼箱盒的机械性质还与U形型材区段和C形型材区段的机械性质相关，这些型材区段不得具有多孔性。

文件EP 2334486提出了一种用于制造U形型材区段的方法。根据此文件，首先，通过在具有U形横截面的心轴上铺放纤维铺层来产生预成形件。然后，预成形件被定位在模具与反模具之间，使得该预成形件可以浸渍以树脂并且在高温下聚合。最终，预成形件在真空下、在100℃至150℃量级的高温下被压紧，以便避免型材区段的拐角处的缺陷。

在此制造方法期间，许多气泡被捕获在纤维铺层之间，使得型材区段多孔。

本发明力图克服现有技术的缺点。

发明内容

为此目的，本发明的一个主题是一种用于从由复合材料制成的多个U形型材区段和C形型材区段并且从形成在所述U形型材区段和C形型材区段上的纤维增强物的外蒙皮制造飞行器中央机翼箱盒的方法，所述U形型材区段各自具有腹板和与所述腹板近似垂直的两个凸缘，所述C形型材区段各自具有L形中心部分和两个凸缘，所述L形中心部分每一侧上有一个凸缘，

所述制造方法包括以下步骤：

-将并置的所述U形型材区段和C形型材区段放置成完全围绕模具，使得两个邻近的型材区段的所述凸缘牢固地抵靠彼此以形成加强件，所述加强件被定位在所述模具的凹槽之一中，并且使得所述U形型材区段的腹板和所述C形型材区段的L形中心部分压靠所述模具，

-将所述外蒙皮放置在所述U形型材区段的腹板和所述C形型材区段的L形中心部分的外部面上，

-聚合，并且

-脱模。

根据本发明，用于制造所述中央机翼箱盒的所述方法的特征在于，所述C形型材区段和所述U形型材区段通过涉及形成步骤的方法获得，所述形成步骤以大于或等于7巴的压力并且以小于或等于90℃的温度进行。

在固化之前，此形成步骤使得可以减小多孔性、控制C形型材区段和U形型材区段的厚度、并且最终改善所获得的中央机翼箱盒的机械性质。

根据另一个特征，所述C形型材区段和所述U形型材区段通过涉及形成步骤的挤拉成型方法获得，所述形成步骤包括以大于或等于7巴的压力并且以小于或等于90℃的温度压缩经树脂浸渍的纤维增强物的子步骤。

根据一个过程，所述压缩子步骤以包括在12巴与15巴之间的压力和/或以65℃量级的温度执行。

根据另一个特征，所述C形型材区段和所述U形型材区段是从预浸渍的纤维增强物获得。

本发明的另一个主题是一种飞行器中央机翼箱盒，所述飞行器中央机翼箱盒从根据前述特征之一所述的制造方法获得。

附图说明

进一步的特征和优点将从本发明的以下描述中变得明显，该描述单纯是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：

-图1是飞行器机身的包括中央机翼箱盒的部分，

-图2是根据现有技术的第一实施例的中央机翼箱盒在组装之前的透视图，

-图3是根据本发明的一个实施例获得的中央机翼箱盒的透视图，

-图4是穿过模具并且穿过添加至该模具的型材区段的横截面，展示了本发明的一个实施例，

-图5是U形型材区段的透视图，展示了本发明的一个实施例，

-图6是C形型材区段的透视图，展示了本发明的一个实施例，并且

-图7是描绘用于通过挤拉成型制造型材区段的装置的多个不同的工作站的图示。

具体实施方式

如图3中展示的，中央机翼箱盒30包括上部面板32、下部面板34、前部翼梁36、以及后部翼梁38。

上部面板32具有大致平行的前部边缘32.1和后部边缘32.2。下部面板34具有大致平行的前部边缘34.1和后部边缘34.2。上部面板32和下部面板34的前部边缘32.1和34.1由前部翼梁36连接，并且上部面板32和下部面板34的后部边缘32.2和34.2由后部翼梁38连接。

前部翼梁36和后部翼梁38是大致平坦且平行的、并且与纵向方向X垂直。上部面板32和下部面板34的前部边缘32.1、34.1和后部边缘32.2、34.2与水平横向方向Y平行。竖直方向Z与方向X和Y垂直。

元件的长度与元件的与水平横向方向Y平行地测量的尺寸相对应。

上部面板32和下部面板34以及前部翼梁36和后部翼梁38均具有大致相同的长度L。

上部面板32和下部面板34以及前部翼梁36和后部翼梁38各自具有分别参引为32I、34I、36I、和38I的内部面。

上部面板32和下部面板34以及前部翼梁36和后部翼梁38的内部面32I、34I、36I、和38I包括与水平横向方向Y平行的加强件40。

根据本发明，中央机翼箱盒30由复合材料制成。

如图4中展示的，中央机翼箱盒30通过由复合材料制成的多个型材区段44、46获得，外蒙皮48由纤维增强物形成在该多个型材区段上。由复合材料制成的该多个型材区段44、46被定位成围绕模具42(在图3中以点划线可见，并且在图4中以横截面可见)。

纤维增强物所指的是至少一个纤维、一系列纤维、一个或多个纤维微铺层或一个或多个铺层。

模具42包括四个面42.1至42.4，这四个面在四个边缘拐角42.A1至42.A4处一个接一个地连接、并且以与中央机翼箱盒30的上部面板32和下部面板34的和前部翼梁36和后部翼梁38的内部面32I、34I、36I、和38I相同的方式布置。根据一个配置，模具42具有枢转轴线A42，该枢转轴线与边缘拐角42.A1至42.A4平行、并且与水平横向方向Y平行，以便允许卷绕纤维增强物。

模具42包括与边缘拐角42.A1至42.A4平行的凹槽50，这些凹槽形成在模具42的面42.1至42.4上，每个加强件40一个凹槽50。

中央机翼箱盒30由被定位成在模具42的面42.1至42.4处的与枢转轴线A42平行的U形型材区段44和被定位成在边缘拐角42.A1至42.A4中的每个边缘拐角处的与枢转轴线A42平行的模具42的C形型材区段46获得。

如图5中展示的，每个U形型材区段44包括腹板44.1和与腹板44.1近似垂直的两个凸缘44.2和44.3。

如图6中展示的，每个C形型材区段46包括L形中心部分46.1和两个凸缘46.2、46.3，L形中心部分46.1每一侧上有一个凸缘。

为了给出大小量级的概念，每个型材区段具有4mm至6mm量级的厚度，并且型材区段44、46的凸缘具有45mm量级的高度。

U形型材区段44和C形型材区段46并置而完全围绕模具42，使得两个邻近的型材区段的凸缘压靠彼此以形成被定位在模具42的凹槽50之一中的加强件40，并且使得腹板44.1和L形中心部分46.1的内部面压靠模具42。

在已经将U形型材区段44和C形型材区段46放置到模具42上之后，外蒙皮48被施加至腹板44.1和L形中心部分46.1的外部面。根据一种过程，外蒙皮48通过使用铺设纤维或纤维束的至少一个铺设头围绕模具42(该模具围绕枢转轴线A42枢转)缠绕纤维增强物获得。

在放置了外蒙皮48之后，放泄系统和流体密封包裹物(也称为袋体)被安装在外蒙皮48上，流体密封包裹物在外蒙皮48的每一侧上以流体密封的方式连接至模具42。

有利地，模具42是流体密封的、并且具有比中央机翼箱盒30的长度更大的长度，并且该模具在每一末端处延伸超过该中央机翼箱盒，以便在每个末端为该袋体提供接触表面。

根据第一替代形式，外蒙皮48由预浸渍的纤维元件制成。

根据第二替代形式，外蒙皮48由干燥的纤维元件制成。在这种情况下，树脂被注入或灌入由流体密封的模具42和袋体界定的腔室中。

由模具42、U形型材区段44和C形型材区段46、外蒙皮48、放泄系统、以及袋体形成的组件被置于7巴的高压釜中、并且经受聚合循环以通过使得外蒙皮48聚合来巩固中央机翼箱盒30。

根据替代形式，外蒙皮48与U形型材区段44的腹板44.1和C形型材区段46的中心部分46.1之间的内聚力可以通过粘合、共固化、或任何其它方式获得。

如此形成的中央机翼箱盒随后脱模。

将U形型材区段44和C形型材区段46放置在模具42上的步骤、放置纤维增强物以在U形型材区段44的腹板44.1和C形型材区段46的中心部分46.1上形成外蒙皮48的步骤、放置放泄系统和流体密封包裹物的步骤未进行进一步的描述，因为它们对本领域技术人员而言是已知的。

U形型材区段44和C形型材区段46通过挤拉成型方法获得。

为了产生具有所期望的横截面的型材区段51，挤拉成型制造方法包括涉及以下各项的形成步骤：

-连续成形和浸渍树脂干燥纤维增强物52的步骤，这些树脂干燥纤维增强物被以根据所期望的横截面的几何形状来安排，

-压缩经树脂浸渍的纤维增强物52以便减小多孔性的步骤，以及

-连续地固化以便获得型材区段51的步骤。

根据图7中可见的一个实施例，挤拉成型装置54包括：给送站56，在该给送站处给送纤维增强物52；成形和浸渍站58，该成形和浸渍站被配置成用于以具有所期望的横截面的几何形状安排纤维增强物52并且以树脂浸渍它们；压缩站60，该压缩站被配置成用于压缩经树脂浸渍的纤维增强物52；固化站62，该固化站被配置成用于使经浸渍的且经压缩的纤维增强物52固化；牵引站64，该牵引站被配置成用于连续拉动纤维增强物52；以及切割站66，该切割站被配置成用于将在固化站62出口处获得的型材区段切割至所期望的长度。

根据另一个实施例，纤维增强物52是预浸渍的。在这种情况下，挤拉成型方法不包括浸渍树脂的步骤，并且挤拉成型装置包括不包括浸渍站。

根据本发明的一个特定的特征，压缩步骤在大于或等于7巴的高压下并且以小于或等于90℃的低温执行。压力值和温度值根据材料加以调整。例如，当使用的纤维增强物52是参引

3911市售的纤维增强物时，压缩纤维增强物的步骤可以以包括在12巴与15巴之间的压力并且以小于或等于90℃的温度来执行。

有利地，压缩步骤以65℃量级的温度执行。

此解决方案使得可以在固化步骤之前减小多孔性，并且使得可以控制U形型材区段44和C形型材区段46的厚度。

在挤拉成型方法的末尾，U形型材区段和C形型材区段可以是完全聚合的或部分地聚合的。在后一个例子中，固化步骤需要足以确保U形型材区段和C形型材区段的尺寸稳定性和几何稳定性。

U形型材区段44和C形型材区段46通过挤拉成型产生的事实允许对以下各项的优良控制：

-U形型材区段44的腹板44.1和C形型材区段46的L形中心部分46.1的厚度，

-其外部面的几何形状和表面光洁度，

所有这些有助于掌控上部面板32和下部面板34以及前部翼梁36和后部翼梁38的几何形状。

此外，已经减小了U形型材区段44和C形型材区段46的多孔性的事实有助于改善所获得的中央机翼箱盒的机械性质。

根据本发明的替代形式，模具42上的聚合可以在处于环境温度的烤箱中执行。

根据本发明的另一个替代形式，U形型材区段44和C形型材区段46可以根据文件EP2334486中所描述的制造方法产生，该制造方法包括形成步骤，该形成步骤涉及压缩纤维增强物的子步骤，所述压缩子步骤以小于90℃的温度并且以大于或等于7巴、优选地在7巴与15巴之间的压力执行。

根据本发明的替代形式，U形型材区段44和C形型材区段46可以使用本领域技术人员已知的所谓的隔膜形成方法形成，所述方法包括形成步骤，在该形成步骤期间，U形型材区段44和C形型材区段46在高压釜中形成在隔膜上，所述形成步骤涉及压缩纤维增强物、并且在高压釜中执行的子步骤，该高压釜的温度被保持在小于或等于90℃的温度上，并且该高压釜的压力被保持在大于或等于7巴、优选地在7巴与15巴之间。

根据一个实施例，所述模具和/或所述隔膜是穿孔的，以允许气体逸出。

根据一个实施例，所述高压釜中压力的施加被迟滞以迟滞压力的启动并将该压力从7巴逐渐增大至9巴。

Claims (7)

1.一种用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，该飞行器中央机翼箱盒从由复合材料制成的多个U形型材区段(44)和C形型材区段(46)并且从形成在所述U形型材区段和C形型材区段上的纤维增强物的外蒙皮(48)来制造，所述U形型材区段各自具有腹板(44.1)和与所述腹板(44.1)近似垂直的两个凸缘(44.2，44.3)，所述C形型材区段各自具有L形中心部分(46.1)和两个凸缘(46.2，46.3)，所述L形中心部分(46.1)每一侧上有一个凸缘，所述用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法包括以下步骤：

-将并置的所述U形型材区段(44)和C形型材区段(46)放置成完全围绕模具(42)，使得两个邻近的型材区段的所述凸缘牢固地抵靠彼此以形成加强件(40)，所述加强件被定位在所述模具(42)的凹槽(50)之一中，并且使得所述U形型材区段(44)的腹板(44.1)和所述C形型材区段(46)的L形中心部分(46.1)压靠所述模具(42)，-将所述外蒙皮(48)放置在所述U形型材区段(44)的腹板(44.1)和所述C形型材区段(46)的L形中心部分(46.1)的外部面上，

-聚合，并且

-脱模，

所述用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法的特征在于，所述C形型材区段(46)和所述U形型材区段(44)通过涉及形成步骤的方法获得，所述形成步骤以大于或等于7巴的压力并且以小于或等于90℃的温度进行。

2.根据权利要求1所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，其特征在于，所述C形型材区段(46)和所述U形型材区段(44)通过涉及形成步骤的挤拉成型方法获得，所述形成步骤包括以大于或等于7巴的压力并且以小于或等于90℃的温度压缩经树脂浸渍的纤维增强物(52)的压缩子步骤。

3.根据权利要求2所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，其特征在于，所述压缩子步骤以包括在12巴与15巴之间的压力执行。

4.根据权利要求2所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，其特征在于，所述压缩子步骤以65℃量级的温度执行。

5.根据权利要求3所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，其特征在于，所述压缩子步骤以65℃量级的温度执行。

6.根据前述权利要求之一所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法，其特征在于，所述C形型材区段(46)和所述U形型材区段(44)是从预浸渍的纤维增强物(52)获得。

7.一种飞行器中央机翼箱盒，所述飞行器中央机翼箱盒从根据前述权利要求1－6之一所述的用于制造飞行器中央机翼箱盒的方法获得。

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