結構部件的製作方法

2023-08-13 10:02:36 1

本發明涉及用於飛行器的結構部件並且涉及包括該結構構件的飛行器。本發明還涉及製造結構部件的方法。

背景技術：

在常規的商用飛行器機翼設計中，通常使用結構盒來承載通過提升裝置和其他高載荷裝置所產生的大部分載荷。在圖1的立體圖中示出了這種結構盒1的一部分的示例，從圖1可以看到結構盒1由多個不同的部段——包括形成機翼的主要承載結構部件的翼梁2、翼肋3以及桁條4在內——以及形成外蒙皮表面的下機翼蓋5和上機翼蓋(未示出)來構造。

桁條4附接至機翼蓋5的內側並且提供支撐。翼肋3橫向於桁條4延伸以定形飛行器機翼的截面並且提供對機翼蓋5的額外支撐。結構盒1內的空間可以形成燃料箱(未示出)，其中，機翼蓋5包圍燃料箱。翼肋3緊固至桁條4以防止翼肋3相對於機翼蓋5移動並且保持蓋5的位置使得蓋5不受由燃料箱中的燃料施加在其上的壓力而變形。

在常規的機翼結構中，翼肋3使用多個支架(未示出)緊固至桁條4和蓋5，多個支架螺栓連接至翼肋3並且穿過蓋5螺栓連接。在每個桁條4的本體中鑽出孔以使得支架能夠螺栓連接在每個桁條4的本體上從而使翼肋3相對於桁條4緊固。然而，已經發現，在桁條4的本體中鑽出孔減小了桁條4的強度和剛度。另外，螺栓頭從蓋5的外表面突出使得蓋5的空氣阻力增大。此外，如果螺栓孔鑽通蓋5的形成燃料箱的部分，則螺栓孔將需要仔細地密封以防止燃料通過螺栓孔洩漏。這種密封增大了機翼結構的製造複雜性。

每個支架必須製造成公差極其緊密以確保當支架安裝至桁條4 時，翼肋3、桁條4以及蓋5中的每一者準確地對準使得飛行器機翼的截面輪廓不被扭曲。替代性地，桁條4和支架的輪廓的差別可以通過墊隙來校正。然而，墊隙使得難以大量和/或低成本地製造結構盒。此外，桁條4必須設置有寬度增大的部分以提供支架螺栓連接所用的足夠的表面區域。然而，該寬度增大的部分增加了桁條4的重量。在一些構型中，支架粘結至桁條4。然而，出於在粘結失效的情況下的失效安全的原因，這種構型可能仍需要支架另外地螺栓連接至桁條4。

本發明力圖克服或實質性地減輕上面提及的常規組件的問題中的至少一些。

技術實現要素：

根據本發明的第一方面，提供了一種用於飛行器的結構部件，包括具有第一表面的本體和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本體和所述凸耳包含複合材料並且一體地形成。根據本發明的第二方面，提供了一種飛行器結構，包括第一結構部件和第二結構部件，所述第一結構部件包括具有第一表面的本體和延伸到所述第一表面外的凸耳，其中，所述本體和所述凸耳包含複合材料並且一體地形成，所述第二結構部件具有本體，其中，所述第一結構部件的所述凸耳安裝至所述第二結構部件的所述本體的外部。根據本發明的第三方面，提供了一種製造用於飛行器結構的結構部件的方法，其中，所述方法包括以下步驟：提供由複合材料製成的第一平面構件；在所述第一平面構件中形成切口以便形成材料第一折板；將所述材料第一折板摺疊到所述第一平面構件外以便使所述第一折板從所述第一平面構件突出；以及對所述複合材料進行固化使得所述材料第一折板形成凸耳。

附圖說明

圖1為現有技術的用於飛行器的翼盒結構的截面示意性側視圖；

圖2為包括根據本發明的第一實施方式的結構部件的翼盒結構的截面示意性側視圖；

圖3為圖2中示出的翼盒結構的共同固化至桁條的結構部件的示意性立體圖；

圖4為根據本發明的第二實施方式的結構部件的示意性立體圖；

圖5為圖4的結構部件的示意性俯視圖；

圖6為根據本發明的第三實施方式的結構部件的示意性立體圖；以及

圖7為包括圖6的結構部件的飛行器的示意性立體圖。

具體實施方式

現在將參照附圖的圖2至圖7，僅以示例的方式對本發明的實施方式進行描述。

圖2中示出了翼盒結構11並且該翼盒結構11包括接合在一起的多個部件。部件包括一對間隔開的翼梁12，其中，在翼梁12之間延伸有翼肋13。上蓋16和下蓋15附接至翼梁12和翼肋13並且形成機翼外蒙皮。多個桁條14粘結或共同固化至上蓋16和下蓋15並且橫向於翼肋13沿機翼的縱向方向延伸。

桁條14的(橫)截面呈大致「T」形，桁條14具有粘結或共同固化至上蓋16和下蓋15的表面的足部14A和從足部14A的中間直立的葉片部或翅片部14B。儘管桁條14示出為大致「T」形的截面輪廓，然而也可以設想其他輪廓。例如，桁條14可以替代性地呈「L」或「J」形的截面輪廓。

現在參照圖3，示出了根據本發明的第一實施方式的結構部件。該結構部件包括支架17，該支架17用於將桁條14緊固至翼肋13。然而，應當認識到，支架也可以用於將其他類型的飛行器部件緊固在一起。

在每個桁條14上設置支架17以將桁條14緊固至翼盒結構11的相應的翼肋13。

支架17由複合材料例如任何預浸漬或者幹纖維材料製造，其中，任何預浸漬或者幹纖維材料形成為多層交織纖維或單向(UD)纖維— —又被稱為「復層(plys)」——它們最初被布置為大致平坦的複合板材。一種這樣的複合材料是HEXCEL(TM)的HEXPLY(TM)M21E。支架17的材料可以使用自動鋪帶技術(ATL)或自動鋪絲技術(AFP)來製造，並且隨後被模切或者衝壓出所需形狀。平坦板材的一半包括第一附接部18A並且平坦板材的另一半包括第二附接部18B。

為了製造支架17，在第一附接部18A和第二附接部18B中的每一者中穿過平坦板材的整個厚度切割有切口，使得在第一附接部18A和第二附接部18B中分別形成有複合材料制的第一折板19A和第二折板19B。第一折板19A和第二折板19B最初分別與第一附接部18A和第二附接部18B的主表面共平面。複合材料制的第一折板19A隨後被摺疊成使得第一折板19A以與第一附接部18A的主表面垂直的方式延伸。類似地，複合材料制的第二折板19B被摺疊成沿與第一折板19A相同的方向延伸，從而使得第二折板19B以與第二附接部18B的主表面垂直的方式延伸。切穿第一附接部18A和第二附接部18B的切口呈「U」形，使得所形成的複合材料制的第一折板19A和第二折板19B也呈「U」形。

第一折板19A和第二折板19B均為大致平坦的並且形成從相應的第一附接部18A和第二附接部18B突出的板狀突出部。第一折板19A和第二折板19B各自具有相向的主平面表面。第一折板19A和第二折板19B布置成使得它們的主表面平行。

當第一折板19A和第二折板19B摺疊到第一附接部18A和第二附接部18B外時，分別形成有穿過第一附接部18A和第二附接部18B的第一孔口18C和第二孔口18D。

在第一折板19A和第二折板19B被摺疊成使得其與第一附接部18A和第二附接部18B垂直之後，平坦板材被摺疊成使得第一附接部18A和第二附接部18B定位成相互垂直並且共同構成大致「L」形截面。

當平坦板材被摺疊時，第一折板19A的主表面與第二折板19B的主表面鄰接。支架17的複合材料隨後被固化，這使得第一折板19A和第二折板19B變為一體地形成從而形成凸耳19。由於凸耳19包括材料制的第一折板19A和第二折板19B，因而與凸耳19僅包括材料制的 單個折板的情況相比，凸耳19具有增大的固有剛度，並且因此凸耳19能夠在變形之前承受更大的載荷。

支架17緊固至桁條14的足部14A。桁條14的足部14A包括具有減小的寬度W1的部段和具有增大的寬度W2的部段，其中，具有增大的寬度W2的部段形成桁條向外延伸部20。桁條向外延伸部20與桁條14的足部14A一體地形成。

桁條14由複合材料例如任何預浸漬或者幹纖維材料製造，任何預浸漬或者幹纖維材料形成為又被稱為「復層(plys)」的多層交織纖維或單向(UD)纖維。為了將支架17緊固至桁條14，支架17在支架17和桁條14的複合材料被固化之前定位在桁條14上。支架17定位成使得第一附接部18A在桁條向外延伸部20上安放成與足部14A的部段齊平，並且第二附接部18B安放成與翅片部14B的部段齊平。

當支架17已定位在桁條14上時，通過對桁條14與支架17進行共同固化而將支架17緊固至桁條14。在共同固化之後，桁條14與支架17一體地形成從而使得凸耳19與桁條14一體地形成。

設置有穿過凸耳19的螺栓孔(未示出)。螺栓孔沿與凸耳19的主表面垂直的方向延伸穿過凸耳19。在翼肋13的要與桁條14緊固的部分中設置有對應的螺栓孔(未示出)。

翼肋13定位成使得翼肋13的表面安放成與支架17的凸耳19的主表面齊平，以使支架17的螺栓孔與翼肋13的螺栓孔對準。翼肋13可以隨後螺栓連接至支架17以將翼肋13緊固至桁條14。

與單獨的支架螺栓連接/粘結至翼肋和桁條兩者的結構相比，支架17與桁條14一體地形成有利地減少了必須螺栓連接或粘結在一起來形成飛行器結構的部件的數量。因此，本發明的支架17減少了構造飛行器結構的螺栓的數量和/或粘合劑的量並且因此減小了飛行器結構的重量。另外，由於本發明的支架17與桁條14一體地形成，因此不需要在桁條14的足部14A和/或翅片部14B中直接鑽出任何螺栓孔。這是有利的，因為否則這樣的螺栓孔會使桁條14變弱。另外，由於支架17與桁條14一體地形成，因此不需要提供穿過桁條14，蓋15、16以及支架17以將這些部件緊固在一起的螺栓。這是有利的，因為否則螺栓中的一些螺栓會穿入燃料箱——隨後將需要對此進行單獨地密 封，並且螺栓頭會從蓋15、16突出——這將增大蓋15、16的空氣阻力。

由於凸耳19包括從第一附接部19A延伸的第一折板19A和從第二附接部19B延伸的第二折板19B，因此施加在凸耳19上的任何載荷被均勻地分配至桁條14的足部14A和翅片部14B。

儘管在上述實施方式中，支架17與桁條14共同固化使得支架17與桁條14一體地形成，在替代性實施方式(未示出)中，支架未與桁條一體地形成，並且作為替代，支架是例如通過粘合劑或螺栓附接至桁條的獨立部件。由於這種替代性實施方式的支架未與桁條一體地形成，因此支架不提供與減少必須緊固在一起以形成飛行器結構的部件的數量相關聯的優勢。然而，與本領域中已知的傳統金屬支架相比，由複合材料製造的支架的這種實施方式仍然提供了輕量化的優勢。另外，由於支架的凸耳包括一體地形成的第一折板和第二折板，因此支架的凸耳仍然具有增大的固有強度。此外，由於支架的替代性實施方式未通過共同固化附接至桁條，因此支架能夠容易地改裝到包括未由複合材料製造的結構部件在內的現有結構部件中。

在上述實施方式中，形成穿過相應的第一附接部18A和第二附接部18B的整個厚度的切口，從而形成第一折板19A和第二折板19B。因此，當第一折板19A和第二折板19B摺疊到第一附接部18A和第二附接部18B外時，在相應的第一附接部18A和第二附接部18B中形成第一孔口18C和第二孔口18D。然而，在替代性實施方式(未示出)中，僅形成部分地穿過第一附接部18A和第二附接部18B的厚度的切口。因此，當第一折板19A和第二折板19B摺疊時，第一附接部18A和第二附接部18B的僅一部分厚度摺疊到第一附接部18A和第二附接部18B的對應的主表面的平面外使得形成有延伸至第一附接部18A和第二附接部18B的厚度中但未完全穿過第一附接部18A和第二附接部18B的厚度的凹部。

儘管在上述實施方式中，凸耳19包括第一折板19A和第二折板19B，然而在替代性實施方式(未示出)中，省略了第一折板19A和第二折板19B中的一者，並且作為替代，凸耳19僅包括第一折板19A和第二折板19B中的一者。

儘管在上述實施方式中，支架17用於將翼肋13緊固至桁條14，然而應當認識到，支架17適用於將其他結構部件緊固在一起。例如，支架17可以替代性地用於將支板12緊固至翼肋13，其中，支架17共同固化至支板12或翼肋13中的一者並且在支板12或者翼肋13中的另一者中設置有螺栓孔以與支架17的螺栓孔對準。另外，儘管支架17描述為用於將飛行器部件緊固在一起，然而應當認識到，支架還適用於將在其他應用例如太空飛行器、建築物或船舶中使用的結構部件緊固在一起。

現在參照圖4和圖5，示出了根據本發明的第二實施方式的結構部件。該結構部件包括桁條24並且緊固至呈翼肋形式的第二結構部件。然而，應當認識到，結構部件可以包括除了桁條之外的飛行器部件並且可以緊固至除了翼肋之外的飛行器部件。

桁條24形成為大致『T』形截面、具有粘結至飛行器結構的上蓋和下蓋的表面的足部24A和從足部24A的中間直立的葉片部或翅片部24B。儘管桁條24示出為具有大致『T』形的截面輪廓，然而還可以設想其他輪廓。

桁條24的足部24A包括形成桁條向外延伸部30的具有增大的寬度W3的部段。桁條向外延伸部30與桁條24的足部24A一體地形成。

桁條24由複合材料例如任何預浸漬纖維或者幹纖維材料製造，其中，任何預浸漬或者幹纖維材料形成為又被稱為「復層(plys)」的多層交織纖維或單向(UD)纖維。在對桁條24的複合材料進行固化之前，由桁條24的複合材料形成第一凸耳25和第二凸耳26。

為了形成第一凸耳25和第二凸耳26，在翅片部24B的相反兩側上的向外延伸部30處，形成穿過桁條24的足部24A的厚度的第一切口和第二切口，從而使得在足部24A中形成複合材料制的第一折板25A和第二折板26A。另外，在翅片部24B的相反的主表面上，形成部分地穿過桁條24的翅片部24B的厚度的第三切口和第四切口，從而使得在翅片部24B中形成複合材料制的第三折板25B和第四折板26B。

第一折板25A和第二折板26A最初與足部24A共平面並且第三折板25B和第四折板26B最初與翅片部24B共平面。第三折板25B和第四折板26B摺疊成使得其垂直於翅片部24B的主表面延伸並且沿相反 的方向延伸。另外，第一折板25A和第二折板26A摺疊成使得其垂直於足部24A的主表面延伸並且沿與翅片部24B從足部24A直立的方向相同的方向延伸。第一折板25A和第二折板26A分別與第三折板25B和第四折板26B相接觸。

第一切口、第二切口、第三切口以及第四切口各自延伸成「U」形使得所形成的第一折板25A、第二折板26A、第三折板25B以及第四折板26B呈「U」形。第一切口和第二切口的端部沿桁條24的足部24A的縱向方向對準並且第三切口和第四切口的端部沿桁條24的翅片部24B的縱向方向對準。

第一切口和第二切口沿桁條24的足部24A的相反縱向方向延伸。因此，當第一折板25A和第二折板26A摺疊到桁條24的足部24A的相應部段外時，形成穿過足部24A的厚度的第一孔口27A和第二孔口27B並且第一孔口27A和第二孔口27B沿足部24A的相反縱向方向延伸。第一孔口27A和第二孔口27B在足部24A的縱向方向上基本不交疊。第一孔口27A和第二孔口27B使足部24A變弱並且因此有利的是第一孔口27A與第二孔口27B在足部24A的縱向方向上不交疊從而使得由孔口27A、27B引起的桁條向外延伸部30的弱化未集中在沿著足部24A的長度的點處。足部24A的在桁條向外延伸部30處的增大的寬度W3提供了額外的複合材料以補償由第一孔口27A和第二孔口27B引起的足部24A的弱化。

類似地，第三切口和第四切口沿桁條24的翅片部24B的相反縱向方向延伸。因此，當第三折板25B和第四折板26B摺疊到翅片部24B的相應的主表面外時，在翅片部24B的相應的主表面中，形成部分地穿過翅片部24B的厚度的第一凹部28A和第二凹部(未示出)。第一凹部28A和第二凹部沿翅片部24B的相反縱向方向延伸。第一凹部28A和第二凹部在翅片部24B的縱向方向上基本不重疊。這是有利的，因為由第一凹部28A和第二凹部引起的翅片部24B的弱化未集中在沿著翅片部24B的長度的點處。

第一折板25A、第二折板26A、第三折板25B以及第四折板26B為大致平坦的並且包括從桁條24的相應足部24A和翅片部24B突出的板狀突出部。第一折板25A和第三折板26A具有鄰接的相對的主平面表面並且第二折板25B和第四折板26B具有鄰接的相對的主平面表 面。

在第一折板25A和第三折板25B摺疊成使得第一折板25A與第三折板25B鄰接並且第二折板26A和第四折板26B摺疊成使得第二折板26A與第四折板26B鄰接之後，桁條24的複合材料被固化。這使得第一折板25A和第三折板25B變為一體地形成從而形成第一凸耳25並且第二折板26A和第四折板26B變為一體地形成從而形成第二凸耳26。因此，桁條24包括一體地形成的第一凸耳25和第二凸耳26。由於第一凸耳25和第二凸耳26各自由複合材料制的兩個折板25A、26A、25B、26B形成，第一凸耳25和第二凸耳26各自具有增大的固有強度並且因此能夠在變形之前承受更大的載荷。

設置有穿過第一凸耳25和第二凸耳26中的每一者的螺栓孔(未示出)。螺栓孔沿與相應的第一凸耳25和第二凸耳26的主表面垂直的方向延伸穿過相應的第一凸耳25和第二凸耳26。在要與桁條24緊固的翼肋(未示出)中設置有對應的螺栓孔(未示出)。

翼肋包括接納桁條24的翅片部24B的槽使得翼肋能夠定位成使得翼肋的主表面安放成與第一凸耳24和第二凸耳26中的每一者的主表面齊平，其中，第一凸耳25和第二凸耳26的螺栓孔與翼肋中的螺栓孔對準。翼肋隨後螺栓連接至第一凸耳25和第二凸耳26以將翼肋緊固至桁條24。

與桁條24的足部24A和翅片部24B一體地形成的第一凸耳25和第二凸耳26不需要支架，支架否則將需要共同固化/螺栓連接/粘結至肋和桁條兩者。因此，部件的數量減少並且需要更少的螺栓/更少的粘合劑來構造飛行器結構，從而減小了飛行器結構的重量。另外，由於第一凸耳25和第二凸耳26與桁條24一體地形成，因此不需要在桁條24的足部24A和/或翅片部24B中直接鑽出任何螺栓孔。這是有利的，因為否則這樣的螺栓孔會使桁條24變弱。另外，由於第一凸耳25和第二凸耳26與桁條24一體地形成，因此不需要提供穿過桁條24和蓋15、16的螺栓。這是有利的，因為否則螺栓中的一些螺栓會穿入燃料箱，將需要在該燃料箱中對螺栓孔進行密封以防止燃料從燃料箱洩漏。此外，螺栓頭會從蓋15、16突出並且因此將增大蓋15、16的空氣阻力。

在上述實施方式中，第一切口和第二切口延伸穿過足部24A的整個厚度並且第三切口和第四切口僅部分地延伸穿過翅片部24B的厚度，這通過在形成桁條24的主要部段之前從複合材料制的平坦板材切割出輪廓並且隨後形成凸片而實現。在替代性實施方式(未示出)中，第一切口和第二切口僅部分地延伸穿過足部24A的厚度和/或第三切口和第四切口延伸穿過翅片部24B的整個厚度。

儘管在上述實施方式中，第一凸耳25包括複合材料制的第一折板25A和第二折板26A並且第二凸耳26包括複合材料制的第三折板25B和第四折板26B，然而在替代性實施方式(未示出)中，省略了第一折板25A和第二折板26A中的一者和/或第三折板25B和第四折板26B中的一者。此外，可以完全地省略第一凸耳25和第二凸耳26中的一者。

儘管在上述實施方式中，形成複合材料制的第一折板19A、25A、第二折板19B、26A、第三折板25B以及第四折板26B的切口為「U」形，在替代性實施方式(未示出)中，切口為另一形狀，例如「V」形、「C」形或「方U」形。

現在參照圖6，示出了根據本發明的第三實施方式的結構部件。與本發明的第二實施方式一樣，結構部件包括桁條34。桁條34緊固至包括翼肋的第二結構部件。然而，應當認識到，結構部件可以包括除了桁條之外的飛行器部件並且可以緊固至除了翼肋之外的飛行器部件。

桁條34形成為大致「T」形截面，具有粘結或共同固化至飛行器結構的上蓋或下蓋的表面的足部34A和從足部34A的中間直立的葉片部或翅片部34B。儘管桁條34示出為具有大致「T」形的截面輪廓，然而還可以設想其他輪廓。

桁條34的足部34A包括形成桁條向外延伸部40的具有增大的寬度W4的截面。桁條向外延伸部40與桁條34的足部34A一體地形成。

向外延伸部40包括複合材料制的第一折板35A和第二折板36A，複合材料制的第一折板35A和第二折板36A摺疊成使得其垂直於向外延伸部40的主表面。在第一折板35A和第二折板36A被摺疊之後，向外延伸部40的複合材料被固化以使得第一折板35A和第二折板36A 分別形成第一凸耳35和第二凸耳36。凸耳35、36設置在桁條34的翅片部34B的相反兩側上。

已經發現，如果翼肋使用粘結或共同固化至桁條的支架而緊固至桁條，則在桁條例如因機翼蓋在飛行期間的折曲而彎曲的情況下，在桁條與支架之間的接合部處會經受較大的剪切應力從而會需要在結構上增強該接合部。這個問題在本發明的第二實施方式、第三實施方式以及第四實施方式中得以減輕，因為凸耳由桁條的複合材料形成並且因而可以與桁條一起折曲。

現在參照圖7，示出了包括機身51和第一機翼52、第二機翼53的飛行器50。第一機翼52和第二機翼53各自包括翼盒結構，該翼盒結構包括根據本發明的第三實施方式的多個結構部件。

在本文中，已經在飛行器機翼的盒狀部段的接合部件的背景中描述了本發明的結構組件接頭。然而，應當理解的是，本發明的結構組件接頭可以在許多其他應用比如機動車輛、太空飛行器、衛星或其他飛行器類型和結構中使用。

應當理解的是，前述說明僅以示例的方式給出並且可以在不脫離所附權利要求的範圍的情況下對本發明進行修改。