CN112498713A - 旨在用于飞机的故障安全系统 - Google Patents

Abstract

该故障安全系统(2)用于机械地紧固两个飞机部件(6、8)。故障安全系统(2)包括第一组(14)、第二组(16)，该第二组由与第一组(14)的材料不同的材料制成，堆叠第一组(14)和第二组(16)，其中第一组和第二组(14、16)中的至少一个包括至少一层复合材料。

Description

旨在用于飞机的故障安全系统

技术领域

本发明涉及旨在用于飞机的故障安全系统的技术领域。

背景技术

故障安全系统用于机身架构中，以提高嵌入飞机内的系统的可靠性，比如紧固飞机的两个部件的可靠性。在后一种情况下，典型的故障安全系统并行使用由不同材料制成的两个不同部分，每个部分的两端分别固定至两个部件。传统上，一部分由铝构成，而另一部分由钛构成。

由两个部件的紧固所带来的机械负载分布在故障安全系统的两个部分上。因此，一个部分是主要负载路径，而另一部分是次要负载路径。主要负载路径通常是在系统正常运行期间承受负载的路径。

如果作为主要负载路径的那部分断裂，例如由于过大的静态负载或疲劳，则另一部分会代替第一部分承受负载。因此，主要负载路径的故障不会导致系统严重故障。

这种传统的故障安全系统的显著缺点是可能发生腐蚀或疲劳并降低系统的可靠性。此外，这些系统需要相当大的重量并且制造成本高。

发明内容

本发明旨在克服上述缺点。

更具体地，本发明旨在获得一种故障安全系统，其将在不显著沉重的情况下更好地应对腐蚀和疲劳。

根据本发明的第一方面，提出了一种用于机械地紧固两个飞机部件的故障安全系统，所述故障安全系统包括第一组、第二组，该第二组由与第一组的材料不同的材料制成，堆叠第一组和第二组，其中，所述第一组和第二组中的至少一个包括至少一层复合材料。

这种布置允许利用复合材料在疲劳中的强度和复合材料的非常好的比重。因此，根据本发明的故障安全系统更耐疲劳和腐蚀，而其比现有技术的故障安全系统更轻。

有利地，每组包括分别适于固定到两个飞机部件的两个区域。

在一实施例中，第一组和第二组的材料例如通过胶合、焊接或任何连接技术彼此机械地结合。在替代实施例中，第一组和第二组的材料在机械上没有紧固。

优选地，第一组和第二组中的一个包括金属板。

在一实施例中，每组包括复合材料层，第一组的层的材料组成和第二组的层的材料组成不同。

这样的特定布置允许获得作为单个多层零件的故障安全系统，其中第一组和第二组中的一个构成第一负载路径，而另一组构成第二负载路径。因此，可以在避免零件数量加倍的同时获得故障安全效果，从而大大限制了重量、笨重和制造成本的增加。

有利地，第一组和第二组同时固化。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，第一组和第二组可以制成两个不同的部分。

优选地，第一组的层的复合材料包括具有第一刚度的纤维，第二组的层的复合材料包括具有第二刚度的纤维，第一刚度和第二刚度不同。

因此，第一组和第二组中的一个的纤维可能断裂，而第一组和第二组中的另一个的纤维保持不断裂。因此，故障安全效果得到进一步改善。

还可以预见插入在第一组和第二组之间的分隔片。

复合材料的纤维的破坏会释放大量能量，并成为脆性破坏，容易传播到随后的组。因此，分隔片用作故障传播断路器，以进一步提高故障安全效果。

有利地，分隔片由断裂伸长率至少等于最小断裂伸长率的材料制成，并且：

e_min＝2*max(e₁，e₂)

其中，e_min是最小断裂伸长率，e₁是第一组的纤维的断裂伸长率，e₂是第二组的纤维的断裂伸长率。

这种材料的选择显著提高了用作故障传播断路器的分隔片的效率。

优选地，分隔片包括弹性体。

这种材料特别适合用作在包括复合材料层或层片的组与包括金属板或复合材料层的组之间的故障传播断路器。

根据本发明的另一方面，一种制造故障安全系统的方法包括以下步骤：

-至少部分地制造第一组，

-至少部分地制造第二组，该第二组由与第一组的材料不同的材料制成，

-堆叠第一组和第二组，

-其中，制造第一组的步骤和/或制造第二组的步骤包括使用至少一层复合材料。

优选地，制造第一组的步骤包括堆叠多层第一复合材料，制造第二组的步骤包括堆叠多层第二复合材料，所述第一复合材料和第二复合材料是不同的，该方法还包括在制造第二组的步骤之后，同时进行固化第一组和第二组的步骤。

根据本发明的第三方面，提出了如上所述的故障安全系统在飞机中的用途。

附图说明

通过研究由非限制性示例给出并由附图说明的具体实施例的详细描述，将更好地理解本发明及其优点，其中：

-图1是根据本发明第一示例的故障安全系统的透视图，

-图2是图1的故障安全系统的正视图，

-图3是图1和2的故障安全系统的剖视图，

-图4是根据本发明第二示例的故障安全系统的透视图，

-图5是图4的故障安全系统的剖视图，

-图6是根据本发明第三示例的故障安全系统的透视图，

-图7是图6的故障安全系统的剖视图，

-图8是根据本发明第四示例的故障安全系统的透视图，

-图9是图8的故障安全系统的剖视图，以及

-图10示出了制造故障安全系统的方法。

具体实施方式

参考图1，其示意性地示出了根据本发明第一示例的故障安全系统2。故障安全系统2旨在安装在飞机中，更具体地安装在机身架构中。然而，在飞机的另一部分中可以使用故障安全系统2，而不脱离本发明的范围。

定义了附接到故障安全系统2的正交直接向量基4。基4由向量X、向量Y和向量Z构成。

在本申请中，术语“下”和“上”或其变型将被理解为当向量Z竖直向上指向时相对于基4参照。

同样，单词“圆柱形”将根据其常规定义来理解，即圆柱形表面是由平行于给定线并通过在不平行于给定线的平面中的固定平面曲线的所有线上的所有点构成的表面。

在所示示例中，故障安全系统2旨在机械地紧固两个飞机部件6和8。在图1至9上，部件6和8示意性地描绘为具有围绕平行于向量X的轴线的圆形横截面的圆柱形零件。当然，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用飞机部件6和8的任何几何形状。

从图1和2可以看到，故障安全系统2具有细长形状，其纵向方向平行于向量Z。图3的剖视图是沿图2所示的平面III-III截取的且垂直于向量Y。故障安全系统2在上端10附近机械地固定到飞机部件6，并在下端12附近机械地固定到飞机部件8。在所示示例中，故障安全系统2通过分别容纳飞机部件6和8的一部分的圆柱形孔(未作标记)而机械地固定到飞机部件6和8。然而，可以在不脱离本发明的范围的情况下使用不同的固定装置。

现在参考图3，故障安全系统2可以分为中央组14和外围组16。外围组16由两个子组18和20构成。组14和子组18、20基本是平面的且垂直于向量X。堆叠组14和子组18、20，组14插入在子组18和20之间。

在第一示例中，组14和子组18、20每个由多层片或层复合材料构成。构成组14和子组18、20的复合材料包括环氧树脂和增强纤维。子组18、20的复合材料的增强纤维不同于组14的复合材料的增强纤维。更具体地，子组18、20的增强纤维的刚度s₁₆与组14的增强纤维的刚度s₁₄不同。

在本示例中，组14的增强纤维是碳纤维，而子组18和20的增强纤维是玻璃纤维。

使用由两种不同材料即增强纤维分别具有两种不同刚度的两种复合材料制成的两个不同组可以满足故障安全要求。例如，碳复合材料组14可以是主要负载路径，而玻璃复合材料组16可以是次要负载路径。在那些条件下，组14在正常运行期间承受负载。如果组14破裂，则组16将代替组14承受负载。也就是说，通过单个多层复合零件来确保故障安全功能。

尽管在该示例中已经假定中央组14是主要负载路径，而外围组16是次要负载路径，但可以在不脱离本发明的范围的情况下修改组14和16的组成和/或尺寸，使得外围组16成为主要负载路径而中央组14成为次要负载路径。

同样，可以在不脱离本发明的范围的情况下修改组16，使得其仅包括子组18和20之一。

在所描绘的示例中，组14、16各自由多层复合材料制成。然而，可以在不脱离本发明的范围的情况下想象组仅由一层复合材料制成。

本发明不限于上述增强纤维。特别地，在不脱离本发明的范围的情况下，碳纤维或玻璃纤维可以颠倒或被其他纤维代替，比如聚合物纤维、亚麻纤维、玄武岩纤维、钢纤维等。

图4和5示出了根据本发明第二示例的故障安全系统22。相同的元件具有相同的附图标记。图5的剖视图沿着与图3的剖视图相同的平面截取。

故障安全系统22与故障安全系统2的不同之处在于，中央组14被由金属板构成的中央组24代替。玻璃复合材料组18和20被包覆模制在金属板24上。

在该示例中，例如，金属板24用作主要负载路径，而玻璃纤维复合材料组16用作次要负载路径。

与在第一示例中一样，玻璃纤维复合材料组16可以用作主要负载路径，而金属板24可以用作次要负载路径。同样，在另一变型中，组24可以由多层复合材料构成，而组16可以由包围复合材料组24的两个金属板构成。

在图6和7中描绘了根据本发明第三示例的故障安全系统26。相同的元件具有相同的附图标记。图7的剖视图沿着与图3的剖视图相同的平面截取。

故障安全系统26与故障安全系统2的不同之处在于，它还包括在组14和16之间的分隔片28、30。即，分隔片28插入子组18和组14之间，并且分隔片30插入组14和子组20之间。

分隔片28、30由具有断裂伸长率e₂₈₃₀的材料制成。伸长率e₂₈₃₀高于组14和16中最易延展的增强纤维的断裂伸长率的两倍。换句话说：

e₂₈₃₀≥2*max(e_carbon，e_glass)

其中，e_carbon和e_glass分别是碳纤维和玻璃纤维的断裂伸长率。

在该示例中，分隔片28和30由弹性体制成。

尽管已经参照其中每组由复合材料层制成的示例描述了分隔片28、30，但在图4和5的示例中，可以将分隔片插入由金属板构成的组24的旁边。

在后一种情况下，分隔片的断裂伸长率e₂₈₃₀可以例如高于复合材料组16的增强纤维的断裂伸长率的两倍。也就是说，在图4和5的示例中：

e₂₈₃₀≥2*e_glass

图8和9示出了根据本发明第四示例的故障安全系统32。相同的元件具有相同的附图标记。图9的剖视图沿着与图3的剖视图相同的平面截取。

故障安全系统32与故障安全系统2的不同之处在于，组14包括三个子组34、36和38。子组34、18、36、20和38以该顺序堆叠。

现在参考图10，现在将描述制造故障安全系统32的方法。

图10的方法包括制造子组34的第一步骤E01。在步骤E01中，堆叠多层碳复合材料。当子组34被制造时，步骤E01结束。

该方法包括制造子组18的第二步骤E02。在步骤E02中，将多层玻璃复合材料直接堆叠在先前步骤E01期间形成的子组34上。当子组18被制造并堆叠在子组34上时，步骤E02结束。

该方法还包括使各个子组36、20和38直接堆叠在先前制造的子组上的步骤E03、E04和E05。在每个步骤E03、E04和E05期间，通过将复合材料层堆叠在先前步骤中制造的子组上而直接形成所制造的子组。在步骤E03和E05期间，堆叠的复合材料层包括碳纤维，而在步骤E04期间，堆叠的复合材料层包括玻璃纤维。在步骤E05结束时，组14和16被制造并堆叠，如图8和9所示。

然后，图10的方法包括同时固化组14和16的第六步骤E06。在步骤E06结束时，将组14和组16堆叠以形成单个多层复合材料零件。

即，图10的方法没有包括比制造经典复合材料零件的方法更多的步骤。因此，本发明允许在不增加制造成本、不增加重量且不使部件变得更笨重的情况下制造故障安全系统。

Claims (10)

1.一种用于机械地紧固两个飞机部件(6、8)的故障安全系统(2、22、26、32)，所述故障安全系统(2、22、26、32)包括第一组(14、24)、第二组(16)，该第二组(16)由与第一组(14、24)的材料不同的材料制成，堆叠第一组(14、24)和第二组(16)，其中，所述第一组和第二组中的至少一个(14、16)包括至少一层复合材料。

2.根据权利要求1所述的系统(22)，其中，所述第一组和第二组中的一个(24、16)包括金属板。

3.根据权利要求1所述的系统(2、26、32)，其中，每组(14、16)包括复合材料层，所述第一组(14)的层的材料组成和所述第二组(16)的层的材料组成不同。

4.根据权利要求3所述的系统(2、26、32)，其中，所述第一组(14)的层的复合材料包括具有第一刚度的纤维，所述第二组(16)的层的复合材料包括具有第二刚度的纤维，所述第一刚度和第二刚度是不同的。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的系统(26)，还包括插入在所述第一组(14)和第二组(16)之间的分隔片(28、30)。

6.根据从属于权利要求4的权利要求5所述的系统(26)，其中，所述分隔片(28、30)由断裂伸长率至少等于最小断裂伸长率的材料制成，并且：

e_min＝2*max(e₁，e₂)

其中，e_min是最小断裂伸长率，e₁是第一组(14)的纤维的断裂伸长率，e₂是第二组(16)的纤维的断裂伸长率。

7.根据权利要求5或6所述的系统(26)，其中，所述分隔片(28、30)包括弹性体。

8.一种制造故障安全系统(2、22、26、32)的方法，包括以下步骤：

-至少部分地制造(E01)第一组(14、24)，

-至少部分地制造(E02)第二组(16)，该第二组(16)由与第一组(14、24)的材料不同的材料制成，

-堆叠(E02)第一组(14、24)和第二组(16)，

-其中，制造第一组(14、24)的步骤(E01)和/或制造第二组(16)的步骤(E02)包括使用至少一层复合材料。

9.根据权利要求8所述的方法，其中，制造第一组(14)的步骤(E01)包括堆叠多层第一复合材料，制造第二组(16)的步骤(E02)包括堆叠多层第二复合材料，所述第一复合材料和第二复合材料是不同的，该方法还包括在制造第二组(16)的步骤(E02)之后，同时进行固化(E06)第一组(14)和第二组(16)的步骤。

10.根据权利要求1至7中任一项所述的故障安全系统(2、22、26、32)在飞机中的用途。

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