專利名稱：飛行器的機身的加強框架的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛行器的機身的加強框架的設計，所述框架尤其以復合材料制造。
背景技術：
貫穿航空的歷史，所使用的材料有明顯的發(fā)展以便能提高它們的抗耐力，同時減輕它們的重量。符合這些要求的一種特定材料是碳纖維復合材料。作為其優(yōu)點的結果，當前在飛行器結構中復合材料的使用高達50%。假設形成飛行器的其余部件都直接或間接連接到機身上，機身是飛行器的主要組 件。機身的形狀隨著飛行器將要具有的主要目的而改變，因此有幾種類型的機身，例如衍架型、單殼型或者半單殼型，后者是今天最廣泛使用的機身類型。飛行器的機身包括相對于飛行器的縱向軸線的垂直衍架形式的部件，叫做框架，其用于賦予機身的結構以形狀和剛度，這些框架間隔設置在飛行器的機身的管狀結構的內部中。除了所述框架，機身包括其他加強部件，例如一般是Q形或類似形狀的縱梁，以優(yōu)化負荷和剛度的分布。通過沿機身的縱向軸線連接框架來放置縱梁，縱梁的存在允許機身結構的皮殼變薄，因而減輕該結構的組件的重量?？v梁依次執(zhí)行輔助加強功能，這些部件賦予機身形狀并且形成皮殼的主要連接點。因此，框架的整個構架、縱梁和皮殼被連接以形成完整和剛性結構。在機身的一些區(qū)域中，需要形成開口，例如乘客艙門、貨艙門或窗。在這行情況中，由于飛行器的結構被削弱，需要用例如門框架的其他部件局部地加強開口區(qū)域。這些部件一般稱為加強框架。除了不得不經受機艙加壓負荷以外，飛行器的機身還承受各種類型結構負荷。總的來說，機身承受彎曲、扭轉和慣性負荷，加壓負荷大多數由皮殼承受，縱梁承受機身在縱向方向上所經受的彎曲。另外，框架將負荷均勻地分布在機身結構的內部部分被分成的每個段中，皮殼、縱梁和框架作為單跨梁，最終支撐扭轉和慣性負荷。因此，對于當前的飛行器框架，主要在負荷沉重的結構或框架的情形中，期望借助于提供高剛度和慣性給所述結構同時又不增加重量的新設計被設計。對于負荷沉重結構的情形，形成飛行器的框架的輪廓必須包括提高框架的剛度的加強脊或加強筋。然而，這些部件會增加結構的總重量，同時還有消除機身結構內的空置或有用空間的缺點，而此類空間對于貨物或者放置設備在大飛行器內的目的來說是非常重要的，同時這些部件極大地妨礙縱梁通過框架以便沿機身的縱向軸線連接框架。本發(fā)明提供對上述問題的解決方案。

發(fā)明內容
因此，本發(fā)明涉及飛行器的機身的加強框架的設計，所述框架特別地以復合材料制造，所述框架包括結構部件和封閉的、內部中空的蜂巢部件，上面提到的結構部件依次包括下基部以及上加強部件，該下基部布置在飛行器的機身皮殼的內表面上，連接框架到機身的其他結構的縱梁通過該下基部，封閉的蜂巢部件布置在上加強部件上。本發(fā)明的框架的結構部件優(yōu)選為H形梁，使得下基部和上加強件通過腹板連接。封閉的蜂巢部件提供增大慣性及因此增大框架的剛度的優(yōu)點，因為蜂巢部件將對框架的輪廓的轉動慣量的計算做出貢獻的質量從框架的重心分開，同時由于所述蜂巢部件是中空的，蜂巢部件不會為結構增加明顯重量。因此，借助于本發(fā)明的框架的設計所獲得的最終形狀類似于Q形狀，Q形狀提供具有增大剛度而不增加重量的優(yōu)點的結構。在飛行器框架中，直到現在還沒有使用這種類型的結構。本發(fā)明的框架并不用來與圍繞乘客艙門或貨艙門或者圍繞飛行器的窗的必需的加強部件連接。通過樹脂傳遞模塑(RTM)工藝，本發(fā)明的框架物體的架構部件用復合材料制造，通過所述工藝被催化的樹脂被注入到先前已經布置加強件到其中的壓模中，所述模具和樹 脂都兩者被加熱或者不被加熱。封閉的蜂巢部件也用復合材料制造，能在新鮮狀態(tài)下連接到框架的結構部件的上加強部件上。因此，由于結構部件是柔性的，結構部件能夠適應并且以簡單的方式調節(jié)至其上將布置所述框架的機身皮殼的內表面上，因此在新鮮狀態(tài)下的封閉蜂巢部件能被放在先前結構部件的頂部上，同時結構部件布置在皮殼上。


參考附圖，從下面對本發(fā)明的目的起說明作用的實施例的詳細描述中可以得出本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點，在附圖中圖I示出飛行器的機身的斷面圖，根據本發(fā)明所述機身包括加強框架、縱梁、標準框架和加強框架。圖2示出組成根據本發(fā)明的飛行器的機身的加強框架的部件的細節(jié)。圖3示出組成根據本發(fā)明的飛行器的機身的加強框架的部件的生成。圖4示出根據本發(fā)明的飛行器的機身的加強框架的封閉的蜂巢部件的斷面細節(jié)。圖5示出根據本發(fā)明的飛行器的機身的加強框架的細節(jié)視圖。
具體實施例方式本發(fā)明涉及飛行器的機身2的加強框架I的設計，所述框架I優(yōu)選由復合材料制造，雖然這個框架I也可以用金屬制造?？蚣躀包括結構部件4和封閉的、內部中空的蜂巢部件5，其幾何形狀可以是可變的。結構部件4包括布置在飛行器的機身2的皮殼3的內表面上的下基部6以及蜂巢部件5布置在其上的上加強部件7，將框架I連接到機身2的其余結構的縱梁20穿過下基部6?？蚣躀的結構部件4優(yōu)選為H形梁，從而下基部6和上加強部件7通過腹板8連接。雖然已經描述了 H形輪廓，框架I的結構部件4可以具有不同于H形的另外的截面形狀，例如Z形，只要其包括布置在皮殼3的內表面上的下基部6以及蜂巢部件5可以布置在其上的上加強部件7即可。蜂巢部件5提供增大慣量的優(yōu)點，因此增大本發(fā)明的框架I的剛度，同時蜂巢部件不會增加明顯重量到所述框架I的結構。因而，借助于本發(fā)明的框架I的設計獲得的最終形狀類似于Q形狀，Q形狀提供具有增大剛度而不增加重量的優(yōu)點的結構。除了上面指出的這些優(yōu)點以外，除了固有的抗局部彎曲(buckling)的穩(wěn)定性以外，本發(fā)明的框架I在相對于所述框架I的橫向的方向上比傳統框架的剛度更高。此外，對于相同負荷要求，本發(fā)明框架I的高度30(看圖3)小于用于相同負載要求的傳統框架的高度，因此在飛行器的機身2內部留下更大的空置或有用的空間?？蚣躀所承受的負荷越大(例如，在飛行器翼的主框架情形中)，這些優(yōu)點甚至更加明顯當大負荷在框架I上時，傳統框架必須包括提高所述框架的剛度的加強脊或加強筋。本發(fā)明的框架I在機身2內提供更大的空置空間，因為在結構部件4中未加入腹板或高度的情況下就讓所述結構得到更大的轉動慣量蜂巢部件5穩(wěn)定并加強框架1，防止傳統框架的結構對加強脊或加強筋的必需使用。本發(fā)明的另一個優(yōu)點是基于下述事實框架I可以根據算出的需要在其側壁10(圖4)中改變和修改蜂巢部件5的加強性，這取決于框架I在保持其重量的同時需要增大多少剛度，或者所述重量不明顯增大。因而，蜂巢部件5的壁10可包括增大框架I的剛度的碳纖維加強層。本發(fā)明的框架I的另一優(yōu)點是縱梁20通行穿過所述框架以通過結構部件4的壁40的容易方式實現。此外，所述縱梁20通過膠合到結構部件4的所述壁40而固定，因此 鉚釘的使用(會提高成本并且使連接它們的過程復雜，同時還增加重量)將不再是必需的。另一方面，框架I穿過結構部件4的下基部6的組裝也更便利，因為存在到所述框架I將固定于其上的皮殼3的內表面的具有開口部分(通過壁40)的通路?？蚣躀的結構部件4通過樹脂傳遞模塑(RTM)工藝用復合材料制造。封閉的蜂巢部件5同樣用復合材料制造，并能夠在新鮮狀態(tài)下連接到框架I的結構部件4的上加強部件7。因此，由于本發(fā)明的框架I具有柔性(因為下述事實蜂巢部件5能以非僵硬的新鮮狀態(tài)布置在結構部件4上)，結構部件4能夠以簡單的方式適應并且調節(jié)至框架I將布置在其上的機身2的皮殼3的內表面，在新鮮狀態(tài)中的封閉的蜂巢部件5隨后能被放在先前的結構部件4的頂部上，同時所述結構部件4布置在皮殼3的內表面，包括結構部件4、蜂巢部件5和皮殼3的整個組件隨后被固化。在傳統框架中，很難調節(jié)框架的輪廓的部件，因為該部件通常是非柔性部件(由于這個部件在所述傳統框架的情況中固化和變硬)。在本發(fā)明框架I的情形中，由于蜂巢部件5是在非僵硬的新鮮狀態(tài)下，所述蜂巢部件5允許結構部件4僅靠自身更好地耦合到皮殼3的內表面上。在結構部件4和蜂巢部件5兩者均被固化的情況中，在傳統框架中存在的同樣的缺陷將會發(fā)生，在傳統框架中存在叫做彈回或形變的現象，所述彈回或形變與框架部件的布置或放置相反，使得飛行器的結構的其余部件的隨后組裝變得非常復雜?？蚣躀的結構部件4，其原則上不包括蜂巢部件5，因而比起被制成單件并且已經固化的傳統框架有更大的柔性(即，剛度或轉動慣量更小)，原因在前面已經討論過，根據本發(fā)明為框架I的結構提供更大剛度或慣量的是蜂巢部件5。因而作為其柔性的結果，更容易布置結構部件4在飛行器的機身2的內側皮殼3上。這個內側皮殼3在許多場合中可以具有雙曲線的形狀，由此很難將已經固化的并且非常不易彎曲的框架結構耦合到所述皮殼上。一旦(已經固化的)結構部件4已經布置在機身2的內表面3上，在非僵硬的新鮮狀態(tài)下的蜂巢部件5被放在結構部件4的上加強部件7上，整個組件隨后被固化。因此，蜂巢部件5給框架I的結構部件4提供慣量，可以在第一步驟中將結構部件4容易地布置在皮殼3的內表面上。
本發(fā)明框架I的設計的另一個優(yōu)點在于下述事實由于縱梁20是Q形，作為縱梁20穿過所述框架I的結構部件4的壁40的事實的結果，縱梁20能容易地穿過框架1，同時所述縱梁20能夠通過膠合到壁40而被固定，不需要使用鉚釘。為此，所述壁40的公差必須要足夠小?？v梁20可以具有不變的截面或可變截面。如圖I所示，在飛行器的機身2的一些區(qū)域中，需要做出諸如乘客艙門、貨艙門或窗的開口 50。在這種情況中，由于機身2的結構被削弱，需要用諸如加強框架51的其他部件局部地加強開口 50的區(qū)域。包括封閉的蜂巢部件5的本發(fā)明的框架I不用于與圍繞開口 50的必需加強框架51的加強部件52連接。如可以從圖I中推斷出的那樣，標準框架60與加強框架51中的加強部件52接合，而本發(fā)明的框架I可以是飛行器的機身2的結構的 所有其他框架。包括在由附后權利要求書限定的范圍內的變型可以引入在上面描述的優(yōu)選實施例。
權利要求
1.一種飛行器的機身(2)的加強框架(I)，所述機身(2)包括皮殼(3)和縱梁(20)， 其特征在于，所述加強框架包括 結構部件(4);和 封閉的內部中空的蜂巢部件(5)； 所述結構部件(4)包括 布置在機身(2)的皮殼(3)的內表面上的下基部￠)，將框架(I)連接到機身(2)的其余結構的縱梁(20)穿過該下基部； 上加強部件(7)，所述蜂巢部件(5)布置在上加強部件(7)上， 從而蜂巢部件(5)增大框架(I)的慣量和剛度并且不增加其重量，除了固有的抗局部彎曲的穩(wěn)定性以外，所述框架(I)在橫向方向上具有更高的剛度。
2.根據權利要求I所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中一旦所述結構部件(4)已經放置在皮殼(3)的內表面上，封閉的蜂巢部件(5)在新鮮的未固化的狀態(tài)下連接到結構部件(4)的上加強部件(7)，由結構部件(4)、蜂巢部件(5)和皮殼(3)形成的組件隨后被固化。
3.根據前述權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中縱梁(20)穿過框架(I)的結構部件(4)的壁(40)，壁(40)被布置使得縱梁(20)通過膠合到所述壁(40)而連接到所述框架(I)。
4.根據權利要求3所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中縱梁(20)所穿過的結構部件(4)的所述壁(40)的公差很小。
5.根據前述權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中縱梁(20)具有可變截面。
6.根據權利要求1-4中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中縱梁(20)具有不變截面。
7.根據前述權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中蜂巢部件(5)的側壁(10)包括提高框架(I)的剛度的碳纖維加強層。
8.根據前述權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中結構部件(4)由復合材料制成。
9.前述根據權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中蜂巢部件(5)由復合材料制成。
10.根據權利要求1-7中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中結構部件(4)是金屬的。
11.根據權利要求1-7中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中蜂巢部件(5)是金屬的。
12.根據前述權利要求中任一所述的飛行器的機身(2)的加強框架(I)，其中所述結構部件(4)具有H形梁截面。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器的機身(2)的加強框架(1)，所述機身(2)包括皮殼(3)和縱梁(20)，所述框架(1)包括結構部件(4)和封閉的內部中空的蜂巢部件(5)，所述結構部件(4)包括布置在機身(2)的皮殼(3)的內表面上的下基部(6)，將框架(1)連接到機身(2)的其余結構的縱梁(20)穿過該下基部，和所述蜂巢部件(5)布置在其上的加強部件(7)上，從而蜂巢部件(5)增大框架(1)的慣量和剛度并且不增加其重量，除了固有的抗局部彎曲的穩(wěn)定性以外，所述框架(1)在橫向方向上具有更高的剛度。
文檔編號B64C1/06GK102803067SQ201080028866
公開日2012年11月28日 申請日期2010年6月28日 優(yōu)先權日2009年6月29日
發(fā)明者弗朗西斯科·哈維爾·查莫羅阿隆索, 伊格納西奧·何塞·馬克斯洛佩斯, 何塞·昆卡·林孔, 佩德羅·諾格羅萊斯維涅斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司