DE102014109983A1

DE102014109983A1 - Method for joining two components and an aircraft with a system for laminarizing the flow around an aircraft component

Info

Publication number: DE102014109983A1
Application number: DE102014109983.4A
Authority: DE
Inventors: c/o Airbus Operations GmbH Schradick Manuela
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2014-07-16
Filing date: 2014-07-16
Publication date: 2016-01-21

Abstract

Ein Verfahren zum Fügen von Bauteilen (4, 14), wobei ein erstes Bauteil (4) mehrere voneinander beabstandete erste Fügeflächen (12) zur Aufnahme eines zweiten Bauteils (14) aufweist, wobei das zweite Bauteil (14) mehrere voneinander beabstandete und mit den ersten Fügeflächen (12) korrespondierend angeordnete zweite Fügeflächen (20) aufweist, die als Endflächen von Ausstülpungen (18) realisiert sind, die ein Übermaß besitzen, das Verfahren aufweisend Erfassen der geometrischen Positionen der ersten Fügeflächen (12), Abtragen von Material von den Ausstülpungen (18) derart, dass die geometrischen Positionen der zweiten Fügeflächen (20) mit denen der ersten Fügeflächen (12) korrespondieren, in Kontakt bringen des ersten Bauteils (4) und des zweiten Bauteils (14) derart, dass zweite Fügeflächen (20) auf ersten Fügeflächen (12) aufliegen, und Verbinden des ersten Bauteils (4) und des zweiten Bauteils (20) durch Anordnen von Befestigungsmitteln im Bereich einander berührender erster Fügeflächen (12) und zweiter Fügeflächen (20). Damit kann ein spannungsfreies und formtreues Verbinden zweier Bauteile realisiert werden.A method for joining components (4, 14), wherein a first component (4) has a plurality of spaced first joining surfaces (12) for receiving a second component (14), wherein the second component (14) a plurality of spaced apart and with the first joining surfaces (12) correspondingly arranged second joining surfaces (20), which are realized as end surfaces of protuberances (18) having an excess, the method comprising detecting the geometric positions of the first joining surfaces (12), removing material from the protuberances (18) such that the geometric positions of the second joining surfaces (20) correspond to those of the first joining surfaces (12), bringing the first component (4) and the second component (14) into contact so that second joining surfaces (20) resting first joining surfaces (12), and connecting the first component (4) and the second component (20) by arranging fastening means in the region of each other first joining surfaces (12) and second joining surfaces (20). Thus, a tension-free and form-true connection of two components can be realized.

Description

TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Fügen von Bauteilen und ein Flugzeug mit einem System zum Laminarisieren der Umströmung einer Flugzeugkomponente, die aus gefügten Bauteilen besteht.The invention relates to a method for joining components and an aircraft with a system for laminarizing the flow around an aircraft component, which consists of joined components.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Zur Verringerung des aerodynamischen Widerstands und damit zur Erhöhung der Effizienz werden Komponenten eines Fahrzeugs, die in eine sie umgebende Luftströmung ragen, bevorzugt aerodynamisch günstig ausgestaltet. Allerdings ist die Gestaltung dieser Bauteile aufgrund damit verbundener Bauraum- oder Funktionseinschränkungen nicht vollkommen variabel. Es ist bekannt, an einem Strömungskörper entstehende turbulente Grenzschichten dadurch zu laminarisieren, dass zusätzlich Luft in eine stromabwärtige Richtung in diese Grenzschichten eingeblasen wird, oder dadurch, dass Luft aus den Grenzschichten abgesaugt wird. Eine betreffende Komponente eines Flugzeugs kann etwa in Form einer Leitwerks- oder Tragwerksvorderkante mit Absaug- oder Einblasöffnungen realisiert sein, die sich von einer stromaufwärts gerichteten vorderen Begrenzung, etwa einer Vorderkante, bis zu einem Vorderholm der Struktur des Leitwerks oder des Tragwerks erstreckt. In order to reduce the aerodynamic resistance and thus to increase the efficiency of components of a vehicle, which protrude into a surrounding air flow, preferably designed aerodynamically favorable. However, the design of these components is not completely variable due to the associated space or functional limitations. It is known to laminarize turbulent boundary layers formed on a flow body by additionally blowing air in a downstream direction into these boundary layers, or by aspirating air from the boundary layers. A related component of an aircraft may be realized in the form of a tailplane or structural leading edge with suction or injection openings extending from an upstream front boundary, such as a leading edge, to a front spar of the structure of the tail or structure.

In Flugzeugen, bei denen eine derartige Absaugung von Luft aus einer turbulenten Grenzschicht über eine Fahrzeugrumpfkomponente mit Öffnungen erfolgt, wird die betreffende Fahrzeugrumpfkomponente üblicherweise als eine doppelwandige Struktur ausgeführt, die durch ein äußeres und ein inneres Blech, das aus Gewichtsgründen auch aus einem Verbundwerkstoff hergestellt sein kann, gebildet wird. Diese Bleche sind voneinander beabstandet und werden durch streifen- oder bandartige Stege miteinander verbunden. Dadurch entstehen mehrere Absaugkammern, aus denen durch aktives Anlegen eines Unterdrucks bzw. Sogs Luft über die Absaugöffnungen des äußeren Blechs eingesaugt werden kann. In aircraft that extract such air from a turbulent boundary layer via an apertured vehicle body component, the subject vehicle body component is typically implemented as a double-walled structure formed by outer and inner panels which, for reasons of weight, are also made of a composite material can, is formed. These sheets are spaced apart and are interconnected by strip or band-like webs. This creates a plurality of suction chambers from which air can be sucked in through the suction openings of the outer sheet by actively applying a negative pressure or suction.

EP1699686A1 und US20090020653A1 zeigen eine Einrichtung zur Absaugung einer Grenzschicht an der Oberfläche eines Flugzeugs, bei dem die abgesaugte Luft einer Klimaanlage zugeführt wird. EP1699686A1 and US20090020653A1 show a device for extracting a boundary layer on the surface of an aircraft, in which the extracted air is supplied to an air conditioner.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNGSUMMARY OF THE INVENTION

Das Ausbilden von Absaugkammern erfordert das Befestigen mehrerer Bauteile miteinander, etwa eines gekrümmten Hautblechs, das mit einer Vielzahl von Versteifungselementen ausgerüstet ist und eine nach aerodynamischen Kriterien exakt vorgegebene Form aufweist, sowie ebener innerer Bleche zum Abschließen von Luftabsaugkammern nach innen. Ist vorgesehen, innere Bleche direkt auf die Versteifungsbauteile des Hautblechs anzuordnen, kann einerseits eine gewisse Beweglichkeit des Hautblechs oder der inneren Bleche erfordern. Alternativ dazu könnte eine sehr geringe Maßtoleranz der Positionen geeigneter Fügeflächen auf den Versteifungselementen von Vorteil sein, wenn eine spannungsfreie Verbindung realisiert werden soll. Forming suction chambers requires attaching a plurality of components together, such as a curved skin sheet equipped with a plurality of stiffening elements and having an exact predetermined shape according to aerodynamic criteria, as well as planar inner sheets for closing off air suction chambers inwardly. It is envisaged to arrange inner panels directly on the stiffening components of the skin panel, on the one hand require a certain mobility of the skin panel or the inner panels. Alternatively, a very small dimensional tolerance of the positions of suitable joining surfaces on the stiffening elements could be advantageous if a stress-free connection is to be realized.

Bei großformatigen Blechen, die eine Außenhaut eines Strömungskörpers bilden, ist jedoch aus fertigungstechnischen Gründen bevorzugt, Versteifungselemente und insbesondere eine Anordnung aus mehreren länglichen Versteifungselementen auf eine noch unverformte Haut aufzubringen, um diese Anordnung anschließend in die gewünschte, gekrümmte Endform zu bringen. Bei diesem Vorgang ist es jedoch extrem aufwändig, geforderte Maßtoleranzen der Positionen von Fügeflächen der Versteifungselemente zu realisieren. Andererseits ist die nachträgliche Änderung einer vorgegebenen Form des Hautblechs eines Strömungskörpers zum bündigen Fügen mit einem inneren Blech nicht gewünscht, da sonst die aerodynamischen Eigenschaften leiden würden.In the case of large-sized sheets which form an outer skin of a flow body, however, it is preferred for manufacturing reasons to apply stiffening elements and in particular an arrangement of a plurality of elongate stiffening elements to a still undeformed skin in order to subsequently bring this arrangement into the desired, curved final shape. In this process, however, it is extremely complicated to realize required dimensional tolerances of the positions of joining surfaces of the stiffening elements. On the other hand, the subsequent change of a predetermined shape of the skin sheet of a flow body for flush joining with an inner sheet is not desired, otherwise the aerodynamic properties would suffer.

Es ist somit eine Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zum Fügen von Bauteilen vorzuschlagen, bei dem sich die Form der Bauteile durch den Fügeprozess nicht ändert und gleichzeitig eine spannungsfreie Verbindung erfolgt. It is therefore an object of the invention to propose a method for joining components, in which the shape of the components does not change as a result of the joining process and at the same time a stress-free connection takes place.

Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren mit den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1. Vorteilhafte Weiterbildungen und Ausführungsformen sind den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung zu entnehmen. This object is achieved by a method having the features of independent claim 1. Advantageous developments and embodiments can be taken from the subclaims and the following description.

Es wird ein Verfahren zum Fügen von Bauteilen vorgeschlagen, wobei ein erstes Bauteil mehrere voneinander beabstandete erste Fügeflächen zur Aufnahme eines zweiten Bauteils aufweist, wobei das zweite Bauteil mehrere voneinander beabstandete und mit den ersten Fügeflächen korrespondierend angeordnete zweite Fügeflächen aufweist, die als Endflächen von Ausstülpungen realisiert sind, die ein Übermaß besitzen, das Verfahren aufweisend das Erfassen der geometrischen Positionen der ersten Fügeflächen, das Abtragen von Material von den Ausstülpungen derart, dass die geometrischen Positionen der zweiten Fügeflächen mit denen der ersten Fügeflächen korrespondieren, das in Kontakt bringen des ersten und des zweiten Bauteils derart, dass zweite Fügeflächen auf ersten Fügeflächen aufliegen, und das Verbinden des ersten und des zweiten Bauteils durch Anordnen von Befestigungsmitteln im Bereich einander berührender erster und zweiter Fügeflächen.It is proposed a method for joining components, wherein a first component has a plurality of spaced apart first joining surfaces for receiving a second component, wherein the second component has a plurality of spaced apart and with the first joining surfaces correspondingly arranged second joining surfaces, which realized as end surfaces of protuberances are having an excess, the method comprising detecting the geometric positions of the first joining surfaces, the removal of material from the protuberances such that the geometric positions of the second joining surfaces correspond to those of the first joining surfaces, bringing the first and the second component such that second joining surfaces rest on first joining surfaces, and connecting the first and the second component by arranging fastening means in Area of touching first and second joining surfaces.

Ausstülpungen sind als Vorsprünge zu verstehen, die ausreichend groß sind, um übliche Befestigungsmittel einsetzen zu können. Werden Niet- oder Bolzen eingesetzt, ist auf einen ausreichenden Rand um den Niet oder Bolzen zu achten, wodurch sich dessen erforderliche flächige Ausdehnung ergibt. Protuberances are to be understood as projections, which are sufficiently large to use conventional fasteners can. If rivets or bolts are used, ensure sufficient edge around the rivet or bolt, which results in its required areal expansion.

Da zum Anpassen der Bauteile aneinander das Abtragen von Material notwendig ist, sind die Ausstülpungen bevorzugt aus einem Vollmaterial gefertigt. Das zweite Bauteil kann durch ein Fräs- oder Ätzverfahren derart hergestellt werden, dass Ausstülpungen resultieren. Andererseits können die Ausstülpungen auch lokal an ein zweites Bauteil aufgebracht werden, etwa durch Kleben, Schweißen oder auch durch ein ALM- oder SLM-Verfahren, bei denen die Ausstülpungen lokal schichtweise auf das zweite Bauteil aufgetragen werden. Since the removal of material is necessary to adapt the components to each other, the protuberances are preferably made of a solid material. The second component can be manufactured by a milling or etching process such that protuberances result. On the other hand, the protuberances can also be applied locally to a second component, for example by gluing, welding or else by an ALM or SLM method, in which the protuberances are applied locally in layers to the second component.

Das erste Bauteil und das zweite Bauteils sind nicht auf eine bestimmte Art beschränkt. Vielmehr soll durch die Formulierung des Verfahrens zum Ausdruck gebracht werden, dass sich zwei Bauteile, die jeweils mehrere Fügeflächen insbesondere zur punktweisen Verbindung aufweisen, durch Integration der nachträglich zu bearbeitenden Ausstülpungen spannungsfrei und dennoch formtreu verbinden lassen. Das erste Bauteil und das zweite Bauteil können auch gleichartig sein und gemeinsam mit einem dritten Bauteil verbindbar sein, welches wiederum dem ersten oder zweiten Bauteil entsprechen könnte. Durch die Ausstülpungen können folglich Fügeflächen bereitgestellt werden, die exakt an eine toleranzbehaftete vorhandene Ausgangsgeometrie des ersten Bauteils anpassbar sind. Dies betrifft nicht nur die Höhe der jeweiligen Ausstülpung, sondern auch die individuelle Ausrichtung der Fügefläche relativ zu dem Bereich auf dem zweiten Bauteil, auf dem diese Ausstülpung aufliegt. The first component and the second component are not limited to a particular type. Rather, it should be expressed by the formulation of the method to express that two components, each having a plurality of joining surfaces in particular for point-to-point connection, connect stress-free yet dimensionally true by integration of the subsequently machined protuberances. The first component and the second component can also be similar and can be connected together with a third component, which in turn could correspond to the first or second component. By means of the protuberances, joining surfaces can therefore be provided which can be exactly adapted to a tolerance-present existing initial geometry of the first component. This not only affects the height of the respective protuberance, but also the individual orientation of the joining surface relative to the region on the second component on which rests this protuberance.

Das Abtragen kann durch vielfältige Verfahren realisiert werden, die sowohl mechanische, chemische und thermische Verfahren einschließen. Eine besonders schnelle und effiziente Bearbeitung der Ausstülpungen kann etwa durch ein CNC-gesteuertes Fräsverfahren erfolgen, welches direkt aus den erfassten Geometriedaten der Fügeflächen des ersten Bauteils die erforderlichen Abtragprozesse mit der erforderlichen Präzision ausführen könnte. Ablation can be accomplished by a variety of methods involving both mechanical, chemical and thermal processes. A particularly fast and efficient processing of the protuberances may be effected, for example, by a CNC-controlled milling method, which could execute the required ablation processes with the required precision directly from the detected geometric data of the joining surfaces of the first component.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform ist das zweite Bauteil flächig und das erste Bauteil besteht aus einer Anordnung von voneinander beabstandeten flächigen Körpern, die an einer Innenkontur eines gekrümmten Körpers angeordnet sind, wobei die ersten Fügeflächen einzelne, voneinander beabstandete Flächenbereiche auf den flächigen Körpern sind. Damit kann beispielsweise eine Versteifungsstruktur aus verschiedenen Versteifungselementen gemeint sein, die sich an einem gekrümmten Bauteil befinden, wobei die angepassten Ausstülpungen punktuell an den Versteifungselementen angebunden werden.In a particularly advantageous embodiment, the second component is planar and the first component consists of an array of spaced-apart planar bodies, which are arranged on an inner contour of a curved body, wherein the first joining surfaces are individual, spaced-apart surface areas on the flat bodies. Thus, for example, a stiffening structure of different stiffening elements may be meant, which are located on a curved component, wherein the adapted protuberances are selectively connected to the stiffening elements.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform sind die Ausstülpungen matrixartig angeordnet. Das heißt, es ist eine Vielzahl von Ausstülpungen vorhanden, die sich in zwei Raumrichtungen erstrecken. Dies erlaubt insbesondere, auch flächige und großformatige Körper an voneinander unabhängigen ersten Fügeflächen anzuordnen, welche für den Anwendungszweck ansonsten zu große Maßtoleranzen aufweisen. In a particularly advantageous embodiment, the protuberances are arranged like a matrix. That is, there is a plurality of protuberances extending in two spatial directions. This allows in particular to arrange also flat and large-sized body on mutually independent first joining surfaces, which otherwise have too large dimensional tolerances for the application.

In einer bevorzugten Ausführungsform sind die Vorsprünge regelmäßig angeordnet. Die Abstände benachbarter Vorsprünge sind folglich bevorzugt gleich oder folgen einem bestimmten Muster. In a preferred embodiment, the projections are arranged regularly. The distances of adjacent protrusions are therefore preferably the same or follow a certain pattern.

In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform erfolgt das Erfassen der Geometriedaten des ersten Bauteils derart, dass insbesondere durch ein optisches Verfahren die Relativposition jeder ersten Fügefläche zu mindestens einem Referenzpunkt bestimmt wird. Hieraus ergibt sich eine Matrix mit Positionsdaten der ersten Fügeflächen, die durch entsprechende Transformation in Höheninformationen der Vorsprünge des zweiten Bauteils umgeformt werden können. Hiermit kann ein entsprechendes Abtragverfahren durchgeführt werden. In a particularly advantageous embodiment, the detection of the geometric data of the first component takes place in such a way that the relative position of each first joining surface to at least one reference point is determined in particular by an optical method. This results in a matrix with position data of the first joining surfaces, which can be reshaped by corresponding transformation in height information of the projections of the second component. Hereby, a corresponding removal process can be performed.

Die Erfindung betrifft ferner ein Flugzeug mit einem System zum Laminarisieren der Umströmung eines Strömungskörpers des Flugzeugs, aufweisend einen Strömungskörper, der eine zumindest bereichsweise perforierte äußere Oberfläche besitzt, welche mit einer im Innern des Strömungskörpers ausgebildeten Kammer in Fluidverbindung steht, wobei eine innere Begrenzung der Kammer aus mindestens einem Blech begrenzt ist, das mit Versteifungsbauteilen an einer Innenseite einer Außenhaut des Strömungskörpers verbunden ist, wobei an einer zu den Versteifungsbauteilen gewandten Seite des mindestens einen Blechs eine Vielzahl von Ausstülpungen angeordnet sind, an deren äußeren Begrenzungen jeweils eine zweite Fügefläche angeordnet ist, deren Erstreckung in Richtung der Versteifungsbauteile durch ein Abtragverfahren ausgehend von einer Übergröße der Ausstülpungen individuell auf damit korrespondierende erste Fügeflächen angepasst sind. The invention further relates to an aircraft having a system for laminarizing the flow around a flow body of the aircraft, comprising a flow body having an at least partially perforated outer surface, which is in fluid communication with a chamber formed in the interior of the flow body, wherein an inner boundary of the chamber is bounded by at least one metal sheet, which is connected to stiffening components on an inner side of an outer skin of the flow body, wherein a plurality of protuberances are arranged on a side facing the stiffening components of the at least one sheet, at the outer boundaries of each of which a second joint surface is arranged, whose extent in the direction of the stiffening components are individually adapted by a removal method, starting from an oversize of the protuberances, to corresponding first joining surfaces.

Bevorzugt ist der Strömungskörper ein Seitenleitwerk. Alternativ oder zusätzlich dazu kann der Strömungskörper auch ein Höhenleitwerk oder Teile des Flügels sein.Preferably, the flow body is a rudder. Alternatively or additionally, the flow body may also be a tailplane or parts of the wing.

KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES

Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele und den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbezügen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.Other features, advantages and applications of the present invention will become apparent from the following description of the embodiments and the figures. All described and / or illustrated features alone and in any combination form the subject matter of the invention, regardless of their composition in the individual claims or their back references. In the figures, the same reference numerals for identical or similar objects.

1a bis 2b zeigen Schritte des Verfahrens. 1a to 2 B show steps of the procedure.

3 zeigt einen Strömungskörper eines Flugzeugs mit einer basierend auf dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestellten Kammer für ein System zum Laminarisieren der Umströmung des Strömungskörpers. 3 shows a flow body of an aircraft with a chamber prepared based on the inventive method for a system for laminarizing the flow around the flow body.

DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMENDETAILED DESCRIPTION OF EXEMPLARY EMBODIMENTS

1a zeigt ein Formwerkzeug 2 mit einem darin angeordneten ersten Bauteil 4, welches aus einem Hautblech 6 mit an einer Seite angeordneten länglichen Versteifungsbauteilen 8, die auch als Stringer bekannt sind, ausgestattet ist. Das erste Bauteil 4 wird üblicherweise derart hergestellt, dass ein anfangs im Wesentlichen ebenes Hautblech 6 mit Versteifungsbauteilen 8, beispielsweise durch Verschweißen oder Vernieten, ausgestattet wird, um anschließend durch Einpressen oder Biegen dieser Anordnung in das Formwerkzeug 2 durch eine darin präzise geformte Ausnehmung 10 die gewünschte, exakte Form zu erzielen. 1a shows a mold 2 with a first component arranged therein 4 which is made of a skin sheet 6 with arranged on one side elongated stiffening components 8th which are also known as stringers. The first component 4 is usually made such that an initially substantially flat skin sheet 6 with stiffening components 8th , For example, by welding or riveting, is equipped to subsequently by pressing or bending this arrangement in the mold 2 by a precisely shaped recess therein 10 to achieve the desired, exact shape.

Es ist bekannt, zum Beeinflussen einer Grenzschichtströmung an einem Strömungskörper über Perforationen der Luft aus der Grenzschicht abzusaugen oder in die Grenzschicht einzublasen. Dazu werden bevorzugt im Innern des Strömungskörpers geschlossene Kammern gebildet, die über die genannten Perforationen mit der Umgebung des Strömungskörpers in Verbindung stehen und nach innen über geeignete Öffnungen, die sogenannten „metering holes“, mit einer Luftzu- oder Abfuhrleitung verbindbar sind.It is known to suck in order to influence a boundary layer flow on a flow body via perforations of the air from the boundary layer or to blow it into the boundary layer. For this purpose, closed chambers are preferably formed in the interior of the flow body, which communicate with the environment of the flow body via the said perforations and can be connected to the inside via suitable openings, the so-called "metering holes", with an air supply or discharge line.

Zum Ausbilden einer entsprechenden Kammer an einer Innenseite des Strömungskörpers werden an einer von dem Hautblech 6 abgewandten Seite von Versteifungsbauteilen 8 an ersten Fügeflächen 12 Bleche angeordnet. Aufgrund der nach Anordnen von Versteifungsbauteilen 8 erfolgten Formgebung des Hautblechs 6 weisen die Positionen der ersten Fügeflächen 12 jedoch eine so große Toleranz auf, dass nicht garantiert werden kann, ein spannungsfreies Verbinden eines insbesondere ebenen Blechs mit den ersten Fügeflächen 12 durchzuführen. To form a corresponding chamber on an inner side of the flow body are at one of the skin sheet 6 opposite side of stiffening components 8th at first joining surfaces 12 Sheets arranged. Due to the arrangement of stiffening components 8th done shaping the skin sheet 6 have the positions of the first joining surfaces 12 However, such a large tolerance that can not be guaranteed, a tension-free connection of a particular flat sheet with the first joining surfaces 12 perform.

Ein Ansatz zum spannungsfreien Verbinden des ersten Bauteils 4 mit einem zweiten Bauteil wird anhand der nachfolgenden Figuren näher erläutert.An approach for stress-free connection of the first component 4 with a second component will be explained in more detail with reference to the following figures.

In 2a wird ein zweites Bauteil 14 dargestellt, welches als ein ebenes Hautblech ausgeführt ist und einen Endfalz 16 besitzt, der als schmaler Rand ausgeführt ist und sich winklig zu dem Rest des Hautblechs 14 erstreckt. Auf einer dem Endfalz 16 abgewandten Seite des zweiten Bauteils 14 ist eine Anordnung einer Vielzahl von noppenartigen Ausstülpungen 18 vorhanden, die sich von dem zweiten Bauteil 14 nach außen erstrecken und zur harmonischen Spannungsverteilung bzw. zur Vermeidung übermäßiger Kerbspannungen eine abgerundete Basis 19 aufweisen. In 2a becomes a second component 14 shown, which is designed as a flat skin panel and a Endfalz 16 which is designed as a narrow edge and at an angle to the rest of the skin sheet 14 extends. On one of the final fold 16 opposite side of the second component 14 is an arrangement of a variety of knob-like protuberances 18 present, different from the second component 14 extend to the outside and for harmonious stress distribution or to avoid excessive notch stresses a rounded base 19 exhibit.

Bei Bereitstellung des zweiten Bauteils 14 weisen die Ausstülpungen 18 ein gewisses Übermaß auf, das derart gewählt ist, dass sich die Ausstülpungen 18 so weit von ihrer Basis nach außen erstrecken, dass das zweite Bauteil 14 zu weit von den Fügebereichen 12 des ersten Bauteils 4 angeordnet sein würde. Das Übermaß ist in 2a schraffiert gezeigt. Ziel ist, insbesondere durch ein optisches Verfahren die geometrischen Abmessungen der ersten Fügeflächen 12 des ersten Bauteils 4 vollständig zu erfassen, um dann die notwendigen Höhen der Ausstülpungen 18 durch selektives Abtragen derart anzupassen, dass bei Beibehaltung der Form des ersten Bauteils 4 eine bündige Berührung sämtlicher zweiter Fügeflächen 20 mit den Fügeflächen 12 erfolgt. When providing the second component 14 have the protuberances 18 a certain excess, which is chosen so that the protuberances 18 extend so far from its base to the outside, that the second component 14 too far from the joining areas 12 of the first component 4 would be arranged. The excess is in 2a hatched shown. The aim is, in particular by an optical method, the geometric dimensions of the first joining surfaces 12 of the first component 4 completely grasp, then the necessary heights of the protuberances 18 adapted by selective removal such that, while maintaining the shape of the first component 4 a flush touch of all second joining surfaces 20 with the joining surfaces 12 he follows.

Es resultiert somit eine flächige Berührung sämtlicher erster und zweiter Fügeflächen 12, 20, so dass durch diese Paare von Führungsbereichen Befestigungsmittel zur spannungsfreien Verbindung des ersten Bauteils 4 und des zweiten Bauteils 14 einsetzbar sind. Dies kann beispielsweise zu der in 2b gezeigten Oberfläche des zweiten Bauteils 14 führen. This results in a surface contact all first and second joint surfaces 12 . 20 such that through these pairs of guide portions fastening means for stress-free connection of the first component 4 and the second component 14 can be used. For example, this can be done in the 2 B shown surface of the second component 14 to lead.

Die Befestigungsmittel können als separate Komponenten ausgeführt sein, wie etwa Bolzen oder Niete. Alternativ oder zusätzlich dazu können auch Filmklebeverfahren oder Schweißverfahren zum Einsatz kommen, beispielsweise in Form eines sogenannten Breitnahtschweißens. Hierbei kann von einer den Ausstülpungen 18 abgewandten Seite des zweiten Bauteils 14 eine Erwärmung der aufeinanderliegenden Fügeflächen 12, 20 erreicht werden. The attachment means may be implemented as separate components, such as bolts or rivets. Alternatively or additionally, film gluing methods or welding methods may also be used, for example in the form of so-called wide-seam welding. Here can of one of the protuberances 18 opposite side of the second component 14 a heating of the superimposed joining surfaces 12 . 20 be achieved.

In der gezeigten Ausführungsform ist das erste Bauteil 4 als Vorderkante eines umströmten Körpers ausgeführt und weist eine gebogene Vorderkante 22 auf, an der ein Versteifungsbauteil 8 liegt. Dieses kann mit dem Endfalz 16 verbunden werden, auf den ein weiterer Endfalz 16 platzierbar ist. 3 zeigt beispielhaft die Ausführung einer Vorderkante 24 eines Strömungskörpers mit einer Außenhaut 6, einer Reihe von Versteifungsbauteilen 8 sowie im Innern der Vorderkante 24 angeordnete Bleche 14, welche über individuell angepasste Ausstülpungen 18 bündig sämtliche Versteifungsbauteile 8 berühren. Endfalze 16 liegen an einem Versteifungsbauteil 8 in einem Punkt maximaler Krümmung der Vorderkante 24 auf. In the embodiment shown, the first component is 4 designed as a leading edge of a body flowing around and has a curved front edge 22 on, at the a stiffening component 8th lies. This can with the Endfalz 16 connected to the another Endfalz 16 is placeable. 3 shows an example of the execution of a leading edge 24 a flow body with an outer skin 6 , a series of stiffening components 8th as well as inside the front edge 24 arranged sheets 14 , which have individually adapted protuberances 18 flush with all stiffening components 8th touch. end folds 16 lie on a stiffening component 8th at a point of maximum curvature of the leading edge 24 on.

Durch Anlegen eines Unterdrucks oder eines Überdrucks in einer durch die Bleche 16 und die Außenhaut 6 gebildeten Kammer 26 kann Luft über geeignete Öffnungen 28 abgesaugt oder eingeblasen werden, was bei der gezeigten Darstellung dazu führt, dass Luft aus einer Grenzschicht an einer Außenseite der Vorderkante 24 über eine Perforation 30 ausgeblasen oder eingesaugt wird. By applying a negative pressure or an overpressure in one through the sheets 16 and the outer skin 6 formed chamber 26 can air through suitable openings 28 be sucked or blown, resulting in the illustration shown that air from a boundary layer on an outer side of the leading edge 24 via a perforation 30 blown out or sucked in.

Ergänzend sei darauf hingewiesen, dass „aufweisen“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt, und „ein“ oder „eine“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.In addition, it should be noted that "comprising" does not exclude other elements or steps, and "a" or "an" does not exclude a plurality. It should also be appreciated that features described with reference to any of the above embodiments may also be used in combination with other features of other embodiments described above. Reference signs in the claims are not to be considered as limiting.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

EP 1699686 A1 [0004]
US 20090020653 A1 [0004]

Claims

Method for joining components ( 4 . 14 ), wherein a first component ( 4 ) a plurality of spaced first joining surfaces ( 12 ) for receiving a second component ( 14 ), wherein the second component ( 14 ) a plurality of spaced apart and with the first joining surfaces ( 12 ) correspondingly arranged second joining surfaces ( 20 ), which are used as end faces of protuberances ( 18 ) are realized, which have an excess, the method comprising: - Detecting the geometric positions of the first joining surfaces ( 12 ), - removal of material from the protuberances ( 18 ) such that the geometric positions of the second joining surfaces ( 20 ) with those of the first joining surfaces ( 12 ), - bringing the first component into contact ( 4 ) and the second component ( 14 ) such that second joining surfaces ( 20 ) on first joining surfaces ( 12 ), and - connecting the first component ( 4 ) and the second component ( 20 ) by arranging fastening means in the area of contacting first joining surfaces ( 12 ) and second joining surfaces ( 20 ).

Method according to claim 1, wherein the second component ( 14 ) is planar and the first component ( 4 ) consists of an arrangement of spaced-apart flat bodies, which are arranged on an inner contour of a curved body, wherein the first joining surfaces ( 12 ) are individual, spaced-apart surface areas on the sheet-like bodies.

Method according to claim 1 or 2, wherein the protuberances ( 18 ) are arranged like a matrix.

Method according to one of the preceding claims, wherein the protuberances ( 18 ) are arranged regularly.

Method according to one of the preceding claims, wherein the detection of the geometric positions of the first joining surfaces ( 12 ) such that the relative position of each first joining surface ( 12 ) is determined to at least one reference point to a matrix with position data of the first joining surfaces ( 12 ) to obtain.

Method according to claim 5, further comprising a transformation of the matrix with position data in height information of the protuberances ( 18 ) of the second component ( 20 ).

Method according to one of the preceding claims, wherein the removal takes place by a CNC milling method.

An aircraft comprising a system for laminarizing the flow around a flow body of the aircraft, comprising a flow body which has an at least partially perforated outer surface which communicates with a chamber formed in the interior of the flow body (US Pat. 26 ) is in fluid communication, wherein an inner boundary of the chamber of at least one second component ( 14 ) is limited with stiffening components ( 8th ) on an inner side of an outer skin ( 6 ) is connected to the flow body, wherein at one of the stiffening components ( 8th ) facing side of the at least one second component ( 14 ) several protuberances ( 18 ) are arranged, at whose outer boundaries in each case a second joining surface ( 20 ) is arranged, whose extension in the direction of the stiffening components ( 8th ) by an ablation process based on an oversize of the protuberances ( 18 ) individually to corresponding first joining surfaces ( 12 ) are adjusted.

The aircraft of claim 8, wherein the flow body is a rudder.

The aircraft of claim 9, wherein the flow body is a horizontal stabilizer.