[發(fā)明專(zhuān)利]具有可變橫截面的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)元件

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310325543.6
• 申請(qǐng)日: 2013-07-30
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN103569347A
• 公開(kāi)（公告）日: 2014-02-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 海倫妮·卡澤納夫;法布里斯·蒙泰耶;揚(yáng)·馬爾基蓬特
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 空中客車(chē)營(yíng)運(yùn)有限公司
• 主分類(lèi)號(hào): B64C1/06
• 分類(lèi)號(hào): B64C1/06
• 代理公司: 北京集佳知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11227
• 代理人: 魏金霞;吳煥芳

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)框架元件。

背景技術(shù)

通常，飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由蒙皮構(gòu)成，除了它方面之外，元件固定至蒙皮，所述元件包括被公認(rèn)為剛性元件或者框架的結(jié)構(gòu)元件。

通常，這種結(jié)構(gòu)元件呈沿由一系列曲率半徑限定的曲面延伸的輪廓的形狀，使得這些結(jié)構(gòu)元件符合機(jī)身蒙皮的特定曲率。

基本上恒定的所述輪廓的橫截面通常是L、U或者Z形或者總是包括至少一個(gè)板和在板的一端或者兩端處的一個(gè)或者兩個(gè)凸緣的其它或多或少?gòu)?fù)雜的形狀。

當(dāng)結(jié)構(gòu)材料由金屬材料（鋁或者鈦合金）制成時(shí)，框架通過(guò)使用擠壓的輪廓，繼而通過(guò)例如拉伸或者軋制的塑性形變成形生成框架。

但是，基本上經(jīng)濟(jì)有效的這些生產(chǎn)方法僅可應(yīng)用在在其整個(gè)長(zhǎng)度上具有恒定橫截面的輪廓上。

為了減小機(jī)身的質(zhì)量，可取的是，在除了所受的應(yīng)力局部上很大的特定點(diǎn)處以外，橫截面的尺寸盡可能地小。

為此，已知通過(guò)擠壓和塑性成形生產(chǎn)中間產(chǎn)品，中間產(chǎn)品具有比最終零件更大的橫截面和/或厚度，然后通過(guò)切削來(lái)機(jī)加工所述產(chǎn)品從而局部地調(diào)整其橫截面和厚度。

可替代地，還已知通過(guò)從較厚的板上切削來(lái)獲得結(jié)構(gòu)元件。

但是，獲得輪廓的這些方法不是經(jīng)濟(jì)有效的，因?yàn)檫@些方法需要將大量材料變小成金屬屑。

為了更進(jìn)一步地減小機(jī)身質(zhì)量，還已知用纖維增強(qiáng)復(fù)合材料替代金屬材料。

因此，由所限定的定向堆疊的纖維和根據(jù)限定的堆疊順序特定地獲得輪廓。

此輪廓的示例描述在FR2970743中。

通過(guò)將具有限定的方向（層片）的多層干纖維安置在具有零件的橫截面和彎曲部的形狀的模具中來(lái)生成所述輪廓。然后通過(guò)樹(shù)脂傳遞或灌注將纖維浸入樹(shù)脂中。

對(duì)于彎曲的輪廓例如機(jī)身框架而言，此生產(chǎn)方法需要制造隨著彎曲的橫截面無(wú)塑性變形能力的纖維，無(wú)塑性變形必須不發(fā)生褶皺或者形成波浪，因?yàn)檫@將不利于所獲得的產(chǎn)品的機(jī)械性能。

用手實(shí)施此操作并且此操作需要操作者對(duì)零件的一定熟練度，因此產(chǎn)生高生產(chǎn)成本。

可替代地，能夠由通過(guò)纖維安置將預(yù)浸的纖維沉積在模具上來(lái)生成輪廓。

此操作包括例如通過(guò)使用與纖維安置頭配合的機(jī)器人實(shí)施窄帶的三維懸垂。

對(duì)于航空應(yīng)用而言，纖維由碳和熱固性樹(shù)脂的基底組成。

通常，通過(guò)使用此生產(chǎn)方法制成的輪廓根據(jù)損傷容限的主要標(biāo)準(zhǔn)，換言之，沖擊后的殘余機(jī)械強(qiáng)度來(lái)定尺寸。

這通常由于下列事實(shí)：在輪廓的延伸方向上的凸緣的基本上平的幾何尺寸促使所述輪廓的局部扭曲，由此在沖擊后使層壓部分層擴(kuò)散并且造成所述輪廓的損壞。

假定上述描述，因此，需要生產(chǎn)具有減輕的質(zhì)量和沖擊后高殘余壓應(yīng)力的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)元件。

發(fā)明內(nèi)容

為此，本發(fā)明涉及一種為長(zhǎng)形輪廓的總體形狀的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)框架元件，其包括板和至少一個(gè)凸緣，至少一個(gè)凸緣具有在除了在輪廓的至少一個(gè)端部上之外的整個(gè)輪廓長(zhǎng)度上的弧形橫截面，在至少一個(gè)端部上，所述橫截面變化從而具有垂直于所述板的直橫截面。

由與板相切的彎曲的形狀限定的凸緣的幾何形狀使得能夠減小結(jié)構(gòu)元件的局部褶皺，并且由此減小在沖擊后層壓部分層的擴(kuò)散。

凸緣的橫截面從彎曲幾何形狀到平幾何形狀的變化使得能夠保持在連接端處的結(jié)構(gòu)元件之間的連接區(qū)域中的最佳體積和質(zhì)量。

因此，結(jié)構(gòu)框架元件具有板，板局部上很高從而承受在元件之間的連接點(diǎn)處的錘擊和疲勞應(yīng)力。

假設(shè)商務(wù)旅客飛機(jī)機(jī)身的較大尺寸，框架由形成機(jī)身的圓周的部分的多個(gè)結(jié)構(gòu)元件構(gòu)成。

通過(guò)接合板，即，通過(guò)使用鉚釘固定至框架的板條組裝所述元件。

這種連接必須包括足夠的緊固件以傳遞它們之間所承受的機(jī)械載荷。

因此，除了損傷容限的標(biāo)準(zhǔn)之外，因?yàn)樗x的材料不能塑性變形，錘擊應(yīng)力（在沖擊過(guò)程中，應(yīng)力流在與組裝區(qū)域接觸的兩個(gè)零件的表面之間傳遞）的抗性也起作用。

最后，使得緊固件承受疲勞和錘擊，必須遵從關(guān)于其間距的規(guī)則。

為了安裝多個(gè)能夠承受在連接部處的各種載荷同時(shí)遵從關(guān)于所述緊固件的間隔規(guī)則的緊固件，輪廓的板必須足夠高（即，在輪廓的橫截面的平面中足夠長(zhǎng)）。

但是，所述高度必須不能太大，否則結(jié)構(gòu)的質(zhì)量將增加并且機(jī)身內(nèi)用于商業(yè)有效載荷和系統(tǒng)的安裝的可利用容積將減小。

因此，在連接端處垂直于板的直橫截面能夠獲得最好解決方法，其包括：盡可能增加板的高度，同時(shí)將輪廓的總高度限制在最小，即將在凸緣與板之間的曲率半徑限制在最小。