CN221541950U - 用于飞行器的配件 - Google Patents

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鲁本·比瓦拉乔罗德里格斯
贡萨洛·拉米雷斯布朗科
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Airbus Operations SL
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Airbus Operations SL
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

一种用于飞行器的配件，该配件包括：彼此连结的两个角形件(1)，这两个角形件中的每个角形件均限定有第一部分(11)和第二部分(12)；与两个角形件(1)连结的外板(2)；以及连结至外板(2)的蒙皮(3)，蒙皮(3)独立于角形件(1)。该配件允许消除由角形件限定的配件角度的半径，消除两个角度，确保没有铆钉或类似的连结元件安装在角形件中，确保在标记区域中不存在层的连续性。

Description

用于飞行器的配件
技术领域
本实用新型涉及用于飞行器的配件，特别是涉及用于飞行器的水平升力表面比如机翼和水平尾翼平面的具有T形形状的配件。
背景技术
通常，飞行器水平升力表面，比如机翼和水平尾翼平面，包括由T形配件连结的至少两个侧向盒。
该T形配件通常由金属制成，例如由钛制成，基于应力假设，钛是目前优选的材料。
航空工业的一个目标是用碳纤维配件替代这种金属配件，并且已经采取了一些措施。
由碳纤维制成的T形配件是已知的，并且该T形配件包括限定行道(rowing)的结构外板和两个结构角形件，其在高压釜中固化。
然而，所进行的测试的结果是不能接受的，因为这些测试结果示出了在结构角形件与结构外板之间的界面以及行道区域中会出现脱层。
实用新型内容
因此，本实用新型的一个目的是提供一种用于飞行器的配件，该配件不是由金属制成的，去除这些脱层区域，以用于获得与传统钛配件等效的配件，该配件响应与传统配件相同的应力和设计要求。
本实用新型的一个目的是克服由碳制成的配件的缺点，对配件进行重新设计以提供一种改进的配件，其结果是在行道区域周围没有脱层，这是目前测试设计中存在的问题。
一种根据本实用新型的用于飞行器的配件被限定在本实用新型的实施方式中，并且可选的附加特征包括在优选实施方式中。
特别地，根据本实用新型的用于飞行器的配件包括：
连结至彼此的两个角形件，这两个角形件中的每个角形件均限定有第一部分和第二部分；
与这两个角形件连结的外板，以及
连结至外板的蒙皮，该蒙皮独立于角形件。
有利的是，角形件、外板和蒙皮都由碳纤维层制成。
此外，该配件还优选地包括中央肋部，该中央肋部连结至角形件中的至少一个的角形件。
根据可能的实施方式，根据本实用新型的配件还可以包括放置在外板与蒙皮之间的至少一个垫片，所述至少一个垫片独立于角形件。
有利的是，所述至少一个垫片由碳纤维层制成。
此外，在角形件和/或外板之间限定有行道，所述行道填充有纤维和/或密封剂。
根据优选实施方式，外板通过铆钉连结至蒙皮，所述铆钉相对于角形件移位，并且中央肋部也通过铆钉连结至一个或多个角形件。
优选地，中央肋部限定有纵向轴线，该中央肋部的纵向轴线相对于由角形件的第一部分限定的纵向轴线移位。
此外，在角形件与蒙皮或至少一个垫片(如果存在的话)之间限定有间隙，该间隙填充有密封剂。
有利的是，每个角形件的第一部分和第二部分限定了直角，并且每个角形件的第一部分比第二部分长，使得每个角形件均通过角形件的第二部分连结至外板。
通过根据本实用新型的配件获得的技术效果是消除(discharge)由角形件限定的配件角度的半径(radius)，从而消除两个角度，确保没有铆钉或类似的连结元件安装在角形件中，确保标记区域中不存在层的连续性(ply continuity)。
这两个角形件仅承受中央肋部的剪切载荷，对蒙皮的力没有任何贡献，位于中央位置中的行道中的脱层消失。
根据本实用新型的配件可以通过轻微修改来使用以适应任何特定的飞行器设计，比如在配件中包括二面角设计，或者将中央肋部与配件制成单个整体结构，或者该配件部分地包括两个部分，例如上侧部结合在下侧部处。
在尺寸方面，为了确保配件的强度，有必要确保以下几项：
-外板的堆叠件需要类似于蒙皮层压件，如果在设计中引入二面角，可能会稍微增加层的数量；
-垫片厚度需要等于L角的厚度，以确保平坦的表面；
-复合角形堆叠件以及角形件与外板之间的表面需要为普通肋部连接的尺寸。
从制造角度来看，这种设计与任何制造材料技术完全兼容，制造材料技术比如是共固化技术、共粘结技术或树脂传递模制技术。
此外，根据本实用新型的用于飞行器的配件提供了尤其以下优点：
-该配件为传统金属部件增加了复合结构，从而减少了对钛的依赖；
-该配件改善了配件的重量；
-与传统的金属结构相比，由于复合材料部件的认证，减少了飞行器的维护任务。
附图说明
为了更好地理解已经公开的内容，附加了一些附图，这些附图示意性地并且仅通过非限制性示例的方式示出了实施方式的实际情况。
图1是根据第一实施方式的本实用新型的用于飞行器的配件的示意性截面图；以及
图2是根据第二实施方式的本实用新型的用于飞行器的配件的示意性截面图。
具体实施方式
图1中示出了根据本实用新型的用于飞行器的配件的优选实施方式。
该配件具有T形形状，并且该配件用于飞行器的水平升力表面，比如机翼和水平尾翼平面。
特别地，这种用于飞行器的配件包括连结至彼此的两个角形件1，这两个角形件中的每个角形件均限定了第一部分11和第二部分12。
第一部分11比第二部分12长，并且两个部分11、12限定了直角，即，每个角形件1均具有L形形状。
这些角形件1优选地由碳纤维层制成，并且这些角形件通过任何合适的方式连结在一起。
根据本实用新型的配件还包括外板2，外板2与角形件1一起限定了配件的T形形状。
该外板2也优选地由碳纤维层制成，并且外板2通过任何合适的方式连结至角形件1，优选地连结至角形件1的第二部分12。
在角形件1和/或外板2之间限定有行道6，即位于配件的中央部分中的中空区域。该行道6优选地填充有纤维和/或密封剂。
根据本实用新型的配件还包括蒙皮3，蒙皮3也优选地由碳纤维层制成，并且蒙皮3连结至外板2而不连结至角形件1，即蒙皮3独立于角形件1，从而在蒙皮3与角形件1之间留有间隙8。
在图1中所示出的实施方式中，根据本实用新型的配件还包括垫片5，垫片5是可选的，并且垫片5也优选地由碳纤维层制成。该垫片5放置在外板2与蒙皮3之间，与外板2和蒙皮3两者连结，但不连结至角形件1，从而也在垫片5与角形件1之间留有间隙8。
角形件1与蒙皮3和/或垫片5之间的间隙8优选地填充有密封剂。
根据本实用新型的配件还包括中央肋部4，该中央肋部4仅连结至一个或两个角形件1。
如图1中所示的，该中央肋部4相对于角形件1移位，即中央肋部4的纵向轴线相对于角形件1的第一部分11的纵向轴线移位或偏移。
为了将根据本实用新型的配件的元件中的一些元件连结起来，优选地使用铆钉7，但是也可以使用其他连结元件。
如图1中所示的，铆钉7用于将外板2与蒙皮3和垫片5(如果存在的话)连结起来，铆钉7穿过外板2和蒙皮3以及垫片5(如果存在的话)。此外，铆钉7也用于将中央肋部4连结至角形件1。
图2示出了根据本实用新型的配件的第二实施方式。在该第二实施方式中，相同的附图标记用于相同的元件。
与图1中所示出的实施方式相比，唯一的区别在于，该配件不包括垫片5。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的配件，其特征在于，所述配件包括：
连结至彼此的两个角形件(1)，两个所述角形件(1)中的每个角形件均限定有第一部分(11)和第二部分(12)，
与两个所述角形件(1)连结的外板(2)，以及
连结至所述外板(2)的蒙皮(3)，所述蒙皮(3)独立于所述角形件(1)。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述角形件(1)、所述外板(2)和所述蒙皮(3)都由碳纤维制成。
3.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述配件还包括中央肋部(4)，所述中央肋部(4)连结至所述角形件(1)中的至少一个角形件(1)。
4.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述配件还包括放置于所述外板(2)与所述蒙皮(3)之间的至少一个垫片(5)，所述至少一个垫片(5)独立于所述角形件(1)。
5.根据权利要求4所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述至少一个垫片(5)由碳纤维制成。
6.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，在所述角形件(1)和/或所述外板(2)之间限定有行道(6)，所述行道填充有纤维和/或密封剂。
7.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述外板(2)通过铆钉(7)连结至所述蒙皮(3)，所述铆钉(7)相对于所述角形件(1)移位。
8.根据权利要求3所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述中央肋部(4)通过铆钉(7)连结至一个或多个所述角形件。
9.根据权利要求3所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述中央肋部(4)限定有纵向轴线，所述纵向轴线相对于由所述角形件(1)的所述第一部分(11)限定的纵向轴线移位。
10.根据权利要求4所述的用于飞行器的配件，其特征在于，在所述角形件(1)与所述蒙皮(3)或所述至少一个垫片(5)之间限定有间隙(8)。
11.根据权利要求10所述的用于飞行器的配件，其特征在于，所述间隙(8)填充有密封剂。
12.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，每个角形件(1)的所述第一部分(11)和所述第二部分(12)限定了直角。
13.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，每个角形件(1)的所述第一部分(11)比所述第二部分(12)长。
14.根据权利要求1所述的用于飞行器的配件，其特征在于，每个角形件(1)通过所述角形件的所述第二部分(12)连结至所述外板(2)。
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