CN115379909A - 通过模切和机械加工制造一体式飞机门的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种制造具有一体式结构的飞机门的方法，包括以下步骤：生产锻造坯料(7)；在基本上平滑的下模(8)和界定多个单元格的一上模(9)之间模切锻造坯料(7)，并产生具有蜂窝结构的模切部件，所述蜂窝结构具有具有开口面和封闭面，所述封闭面由一壁封闭；加工所述蜂窝结构的内壁，以定义至少一个凹部，所述凹部由连接所述封闭面和所述开口面的腹板以及在所述模切部件的开口面上基本垂直于所述腹板突出的基部定义。

Description

通过模切和机械加工制造一体式飞机门的方法

技术领域

本发明涉及航空领域并且涉及用于制造飞机门的方法。这些门例如是乘客登机门、紧急出口门、货舱门或任何其他用于关闭飞机机身的开口门扇。

背景技术

考虑到航空领域特有的限制，飞机门的制造通常是复杂和麻烦的。例如，乘客登机门主要用于关闭飞机机身上的宽开口。作为飞机结构的延伸，这些门必须确保在关闭开口处具有足够的机械强度。这些门还必须确保一定的气密性，以便在飞行期间保持机舱内部和飞机外部之间的强大压差。此外，这些门包含许多组件，如安全装置、控制、引导和锁定机构或精加工组件，这使得组件沉重且复杂。

目前使用的大多数飞机舱门都是通过组装多个独立部件制造的。结构梁和加强框架被组装并固定到由金属板或材料片制成的外壳上。其他功能组件安装在所述组件上，例如可以锁定门的挡块。门的每个组件都是单独制造和检查的，然后通过安装铆钉或螺钉等固定装置进行艰难的组装。

例如，商业客机的乘客登机门通常由大约150个部件和1500个固定装置组成。

这些用于飞机舱门的常规制造方法能够满足特定于航空业的特定安全标准，特别是通过检查每个零件的选项和严格的监控，这在这种类型的工业中在这种复杂的装配过程中是允许的。这就是为什么这种类型的装配方法和相应的门目前在航空业中广泛使用的原因。

然而，这些方法特别具有以下缺点：

-它们需要苛刻的实施手段，特别是用于定位和楔入部件，以便用固定手段组装它们；

-准备安装固定装置(钻孔、埋头孔等)所涉及的大量操作导致零件不合规的可能方式很多，从而提高了生产运行的废品率；

-固定装置(例如铆钉)的安装耗时且繁重，尤其是对于内部零件和难以接近的角落；

-固定装置处的机械连接是整体机械性能的关键点。在静态条件下，固定装置的剪切现象和用于固定的孔的塑性变形，相对于这些临界点处的负载的处理必须得到修正。此外，用于固定的孔的存在对耐疲劳性产生不利影响，这与可能导致裂纹产生的过应力的存在有关。飞机门必须满足高安全标准，因此特别是关于固定装置的尺寸设计的目的，从而增加了门的质量。

因此，现有技术的这些方法是冗长、昂贵的，并且导致飞机门将受到质量的减少的影响。

尽管到目前为止，还没有一个真正脱颖而出的方式，但已经有许多尝试来改进飞机门的制造。

例如，美国专利申请US6817574提出通过砂型铸造法将由铝或镁合金制成的门铸造成一体。门的形状，特别是门框的形状，已经适应了这种方法，特别是允许取出铸件嵌入件。所述文件中描述的方法克服了上面提到的一些缺点，但是，由于需要进行大量操作，因此需要一种保持冗长和精细的方法，并且导致飞机门可以在机械特性和质量方面进行优化。

此外，美国专利申请US2007/0007390描述了一种一体式制造的飞机门，其完全由锻造坯料加工而成。类似地，所述文件描述了一种制造飞机门的方法，所述方法克服了上面列出的一些缺点，但是由于需要大量的机加工操作而导致方法繁琐，并且所述方法公开了门的生产，然而所述门需要在其框架中施用大量的加强件以达到足够的刚性。

发明内容

本发明的目的是改进用于制造飞机门的现有技术方法。

有鉴于此，本发明涉及一种用于制造飞机门的方法，所述飞机门具有一体式结构，所述一体式结构包括一体式的一外壳和一内框架，所述内框架具有至少一个部分，所述部分具有：一芯部，横向连接到所述外壳；以及与所述外壳相对的一凸缘，；所述方法具有以下步骤：

-由可冲压的金属合金制造具有基本恒定厚度的锻造坯料；

-在基本平滑的一下模和界定多个单元格的一上模之间对所述锻造坯料进行冲压操作，在所述下模和所述上模之间形成一间隙，并且获得具有一蜂窝结构的一冲压部件，所述蜂窝结构具有一开口面和一封闭面，所述封闭面由一壁封闭，所述壁具有与所述间隙对应的一厚度；以及

-加工所述冲压部件的所述蜂窝结构的多个内壁，以限定至少一个加强件，所述加强件由连接所述封闭面和所述开口面的一芯部界定；并且通过在所述冲压部件的所述开口面上形成基本上垂直于所述芯部突出的一凸缘来界定。

这种方法大大减少了生产飞机舱门所需的操作数量。此外，相对于上述专利申请的替代方法，根据本发明的方法同样减少了操作次数并导致制造成本更低。

此外，根据本发明的方法生产具有改进的机械特性的飞机门。飞机门的静态完整性、疲劳强度和刚度通过单个冲压部件的设计得到加强，具有：由所述外壳制成的外表面；由所述内框架的凸缘构成的内表面；这所述两个面之间的一连接件，由所述内框架的多个芯部形成。冲压技术可以使以这种配置中相互接合的共混物组件定向。

因此，可以通过在设计过程中限制过大尺寸和应用较低的安全系数来向下修改飞机门组件的尺寸。

除了改进的机械特性外，飞机舱门也更轻，因为在这种情况下，为了节省燃料和减少排放，飞机的质量被大大降低。

此外，根据本发明的方法可以利用冲压的参数，从而可以将冲压产生的机械特性调整到尽可能接近要求。

根据本发明的制造方法可以包括以下单独或组合的附加特征：

-所述上模具有由界定多个所述单元格的多个凹部包围的多个压孔件；

-所述下模和所述上模沿限定飞机门曲率的曲率拱起(飞机门可以具有单曲率或双曲率)；

-所述冲压部件的所述蜂窝结构由交叉的多个肋形成；

-一些肋基本上垂直于曲率方向，并且，从这些基本上垂直于曲率方向的肋中，那些在曲率方向上靠近所述冲压部件的中心的肋的厚度比那些远离所述冲压部件的中心的肋的厚度小；

-在与曲率方向基本垂直的所述肋中，在曲率方向上靠近所述冲压部件的中心的肋的侧壁形成的角度小于远离所述冲压部件的中心的肋的侧壁所形成的角度；

-锻造坯料基本上是平面的，并且通过冲压操作形成拱形；或锻造坯料沿与模具拱起相同的曲率预拱起；

-所述加工的步骤包括使用一侧-面铣刀同时加工所述凸缘的底部和所述芯部的对应部分的加工操作；

-所述加工的步骤包括使用锥形铣刀加工位于所述凸缘下方的所述芯部的一部分的加工操作，所述铣刀的轴线相对于所述芯部的平面倾斜；

-在所述冲压操作期间，多个块体形成在所述冲压部件的所述蜂窝结构上，并且还包括一额外的加工步骤，将所述多个块体进行加工，以形成用于所述飞机门的多个锁定止动件。

附图说明

为让本发明的上述内容能更明显易懂，下文特举优选实施例，并配合所附图式，作详细说明如下：

图1是通过根据本发明的方法获得的飞机门的内表面示意图。

图2是图1的飞机门的外表面的示意图。

图3是根据本发明的制造方法的冲压操作示意图。

图4是通过图3的冲压操作获得的冲压部件的截面视图。

图5是图4冲压部件的透视示意图。

图6是图3的冲压部件及其加工轮廓示意图。

图7是图1中穿过所述飞机门的一水平面的剖面视图。

图8是图1中穿过所述飞机门的一垂直平面的截面放大图。

图9是根据本发明的方法的一加工操作示意图。

图10是根据本发明的方法的另一加工操作示意图。

图11是图1中所述飞机门的另一实施方式示意图。

具体实施方式

图1和图2显示了通过根据本发明的方法获得的飞机门的透视图。在本实施例中，所述飞机门是商业客机的乘客登机门，其尺寸约为两米高，一米宽。图1显示了所述飞机门的内表面，也就是说，面向飞机客舱内部的表面。图2显示了所述飞机门的外表面。图中所示的飞机门是一个完整的机械结构，不需要其他结构组件，并且可以接收其功能所需的各种附加设备和机构。

图1和图2的所述飞机门是一个整体飞机门，一体式制造，不需要任何结构组件组装。作为不同实施例(见图11和具体实施方式的后半部)，这种一体式结构可以是混合型的，并且可以容纳附加的结构组件。

所述飞机门包括一外壳，所述外壳将通过附加密封件和窗户对机身进行密封。在本实施例中，所述外壳的厚度范围从几毫米到大约一厘米。

外壳1的机械强度由一框架2提供，框架2由在本实施例中以多个直角相交的水平梁16和垂直梁18制成，没有任何附加的连接部件。

此外，所述飞机门还包括多个锁定止动件3，用于与所述飞机门的框架上的机构相互作用，将所述飞机门锁定在关闭位置。所述飞机门还包括其他设备项目，例如用于旋转地安装一横向轴的多个支撑件4，所述横向轴用于将由所述飞机门承载的机构。

构成所述框架2的梁16、18各自具有一芯部5，芯部5由从外壳1突出的预定厚度(约1毫米至半厘米)的一平面壁形成。在这个实施例中，芯部5基本上垂直于外壳1突出。梁16、18还具有在外壳1的相对侧上垂直于芯部5延伸的凸缘6。凸缘6优选地基本上垂直于外壳1延伸。

所述框架2因此具有连接到所述外壳1的一外表面和连接到凸缘6的一内表面。

此外，在这个实施例中，所述飞机门具有沿一水平轴弯曲的一曲率，以适应飞机机身的圆柱形。在不同实施例中，所述飞机门也可以具有双曲率，除了沿水平轴弯曲的一曲率外，还具有沿垂直轴弯曲的一曲率，以便适应锥形的飞机机身。

在梁16、18之间的连接处，梁的芯部5通过材料的连续性连接在一起，这同样适用于形成格子状结构的凸缘6。因此，可以获得具有显着静态和动态完整性的特别坚固的飞机门。

图3至图10说明了图1和图2的飞机门的制造方法。

第一步骤包括通过任何已知的锻造手段，例如通过冷轧、开模锻造或热轧来生产基本上平坦的坯料。此步骤在适用于航空的可冲压合金上执行，例如7050、7010或2050铝合金。锻造坯料可以是例如对应于飞机门的尺寸的长方体。所述坯料基本上是平面的，也就是说，它的厚度基本上是恒定的，可能在厚度上略有变化，以满足飞机门表面材料方面的局部需要。

在接下来的步骤中，如图3所示，锻造坯料7在一下模8和一上模9之间沿一冲压方向17冲压。图3是一个基本的示意图，其截面对应于穿过飞机门的垂直平面的截面，具有示意性的形状和比例。

在这个实施例中，锻造坯料7可以由在平面中延伸的形状形成(在这种情况下，坯料7是直角平行的)。在不同实施例中，坯料7虽然仍然具有基本恒定的厚度，但可以预先拱起以将相应的曲率形成为所述飞机门的最终曲率。

所述下模8具有光滑的一工作表面，所述工作表面对应于外壳1的外表面。所述上模9用于在坯料7中形成一蜂窝结构。为此，上模9通过多个压孔件29定义了蜂窝结构的多个单元格的背面，其形式对应于加工操作后成品的飞机门上的框架2的梁16、18之间的空隙。在多个压孔件29之间，上模9具有凹部10，用于形成与框架2的梁16、18相对应的多个肋。

图3示意性地示出了凹部10的宽度倾向于在方向25(其对应于飞机门的垂直方向)上从门的中间向边缘增加。

图4显示了与图1和图2的飞机门对应的冲压操作结果。实际上，通过一次或多次冲压操作就可以获得图4的结果，因为所需的形状可能需要多次冲压操作，并逐渐增加焊道的精细度。

冲压是通过将上模与下模移到靠近压力机的位置，在上模与下模之间留出一间隙来进行的，所述间隙对应于与所述外壳1的壁体的所需厚度。参考图4，所获得的冲压部件26是具有开口面(对应于飞机门的内表面的面)和闭合面(对应于飞机门的外表面的面)的蜂窝结构，其由具有对应于所述间隙的厚度且对应于所述外壳1的一壁闭合。

在图4中，冲压部件26具有八个材料肋11，对应于所述飞机门的八根水平梁16。

图5还以透视图显示了冲压部件。所述冲压部件26具有对应于所述飞机门的曲率的最终拱形并且包括对应于水平梁16的肋11和对应于垂直梁18的肋12。

此外，图5的冲压部件具有位于所述飞机门的止动件3位置处的材料块体13、位于支撑件4位置处的材料块体14，以及可能用于在所述飞机门上所提供的任何其他设备的其他附加材料块体。

所有的肋11、12和材料块体13、14相对于冲压操作具有锥角，例如在冲压方向的任一侧为7°。对于在平行于冲压方向17的平面中延伸的垂直肋12，门的曲率不会干扰冲压操作并且锥角将简单地应用于肋12的任一侧。

对于水平肋11，冲压会干扰所述飞机门的曲率。图6显示了冲压部件26与成品飞机门的外轮廓15的迭加图。因此，外轮廓15具有飞机门的外壳1和八个水平梁16。所述图考虑了每个肋11上要移除的材料，以形成梁16。

在图6中，肋11的每种形式(以及因此上模9的每个凹部10的形式)是基于所需梁16的取向而提供的。肋11的每种形式对应于上模9的一凹部10的形式。

就冲压方向17而言，最靠近所述飞机门的一中心的水平轴的梁实际上与冲压方向17平行，因此相应的肋11基本对称地围绕未来形成的梁16，因此肋11基本上对称。

随着肋距离所述飞机门的顶部和底部的距离增加，肋的厚度11变得更厚，因为未来水平梁16的倾斜会导致不对称，其中：

-在一侧缘，肋11最靠近未来形成的梁16，基本上平行于芯部5；

-在另一侧缘，肋11距离未来形成的梁16更远，其角度接近从未来形成的梁16测得的锥形角的两倍。

因此，位于最靠近所述中心(在曲率25的方向上)的肋11相对于位于更远离所述中心的肋11，即更靠近所述飞机门的顶端和底端包括下列特征：

-厚度较小；

-彼此之间形成较小角度的侧壁。

然后对冲压部件26进行机械加工，从而通过去除肋11和12上的材料来得到梁16、18。

图7是图1和图2的所述飞机门在中间水平面上的剖面视图。图7显示了形成梁16、18所需的各种加工区域。这些加工区域是：

-对应于梁的芯部5的侧面的区域19；

-对应于凸缘6下方的区域20；

-与梁16、18的芯部5之间的接合处相对应的区域21；

-区域22对应于框架2和外壳1之间的接合处。

这些区域对于飞机门的所有梁16、18都是相同的。

图8是显示加工区域的放大视图，这次是通过飞机门的一部分的垂直截面。在一个特别有利的实施例中，加工区域20在凸缘6的底部和芯部5的一部分侧面上延伸。所述区域的机械加工操作根据图9使用具有适合相应凸缘6的宽度的直径的一侧-面铣刀23进行。因此，侧-面铣刀23一次加工凸缘6的底部和芯部5的上部，即使在角落中进行此操作，也具有良好的可接近性。

因此，这种机械加工操作使得可以在单程中限定在一侧由芯部5界定而在另一侧由凸缘6界定的加强件。

然后以区域19为目标的另一个机械加工操作涉及对芯部5侧面的精密机械加工。所述机械加工操作根据图10由锥形铣刀30执行，这同样促进了本文中的可接近性。锥形铣刀30加工位于凸缘6下方的芯部5的部分，铣刀的轴线相对于芯部5的平面倾斜。

图9和图10的加工操作使两种简单的加工操作能够产生飞机门的框架2的形状，这些形状是最难接近的，也是形成飞机门的最基本的形状。

凸缘6、止动件3和支撑件4的其他轮廓还可以通过铣刀、钻头和任何其他常规工具常规地加工。

机械加工区22可以优选地通过球面铣刀在芯部5和外壳1之间的接合处通过来产生。

区域21优选地由半球形铣刀加工，所述铣刀垂直操作并且具有适合于解决可接近性问题的主轴长度。

此外，根据表面光滑度和所需的尺寸公差，形成外壳1的内表面和外表面的表面可以通过冲压直接获得，或者也可以通过机加工获得。

图11显示了图1和2的飞机门的另一实施例。在另一实施例中，框架2的大部分是通过根据本发明的方法制成的。然而，附加的梁24通过已知的固定装置安装在框架上。因此，这样的飞机门将根据本发明获得的部分和常规安装的部分组合在一起。

因此，飞机门可以通过上述操作步骤获得，使其能够受益于从原材料到成品的锻造所提供的良好机械性能。这是因为冲压部件26要进行这些加工操作，这些操作不会干扰材料纤维的方向。此外，可以通过影响冲压温度、坯料7的厚度和形状等参数或任何其他锻造技术参数来调整冲压操作，以改变整个飞机门的机械性能，例如屈服强度或抗拉强度。

在不脱离本发明的范围的情况下，可以实施用于制造飞行器舱门的方法的不同实施例。作为关于图9和10的不同实施例，凸缘6可以在芯部5上置中设置而不是悬臂设置。

Claims (11)

1.一种用于制造具有一一体式结构的一飞机门的方法，所述一体式结构包括一体式的一外壳(1)和一内框架(2)，所述内框架(1)具有至少一部分，所述至少一部分具有：一芯部(5)横向连接到所述外壳(2)；以及与所述外壳(1)相对的一凸缘(6)，其特征在于：所述方法包括以下步骤：

-由可冲压的一金属合金制造具有一基本恒定厚度的一锻造坯料(7)；

-在基本平滑的一下模(8)和界定多个单元格的一上模(9)之间对所述锻造坯料(7)进行一冲压操作，在所述下模(8)和所述上模(9)之间保持一间隙，并且获得具有一蜂窝结构的一冲压部件(26)，所述蜂窝结构具有一开口面(27)和一封闭面(28)，所述封闭面由一壁封闭，所述壁具有与所述间隙对应的一厚度；以及

-加工所述冲压部件(26)的所述蜂窝结构的多个内壁，以限定至少一个加强件，所述加强件由连接所述封闭面(28)和所述开口面(27)的一芯部(5)界定；并且通过在所述冲压部件(26)的所述开口面(27)上形成基本上垂直于所述芯部(5)突出的一凸缘(6)来界定。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述上模(9)具有由界定多个所述单元格的多个凹部(10)包围的多个压孔件(29)。

3.如前述任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述下模(8)和所述上模(9)沿一曲率拱起，所述曲率定义所述飞机门的一曲率。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于：所述冲压部件(26)的所述蜂窝结构由交叉的多个肋(11、12)形成。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于：所述多个肋(11)的一些基本上垂直于所述曲率(25)的方向，并且其中，基本上垂直于所述曲率的方向(25)的所述多个肋(11)的一些中，在所述曲率(25)的方向上靠近所述冲压部件(26)的一中心的肋的厚度比远离所述中心的肋的厚度小。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于：在基本上垂直于所述曲率(25)的方向的所述多个肋(11)中，在所述曲率(25)的方向上位于更靠近所述冲压部件(26)的所述中心的肋的侧壁形成的角度小于位于更远离所述中心的肋的侧壁所形成的角度。

7.如权利要求3至6任一项所述的方法，其特征在于：所述锻造坯料(7)基本上是平面的，并且通过冲压操作而弯曲。

8.如权利要求3至6任一项所述的方法，其特征在于：所述锻造坯料(7)沿着与所述下模(8)和所述上模(9)拱起相同的曲率预拱起。

9.如前述任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述加工的步骤包括使用一侧-面铣刀(23)同时加工所述凸缘(6)的底部和所述芯部(5)的对应部分的加工操作。

10.如前述任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述加工的步骤包括使用锥形铣刀(30)加工位于所述凸缘(6)下方的所述芯部(5)的一部分的加工操作，所述铣刀的轴线相对于所述芯部(5)的平面倾斜。

11.如前述任一权利要求所述的方法，其特征在于：在所述冲压操作期间，多个块体(13)形成在所述冲压部件(26)的所述蜂窝结构上，并且还包括一额外的加工步骤，将所述多个块体(13)进行加工，以形成用于所述飞机门的多个锁定止动件(3)。

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