航空器升力表面的抗扭箱的高度集成內部結構的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種用于制造航空器升力表面的單體抗扭箱內部結構（40）的方法，所述方法包括以下步驟：a）提供一組復合材料的層壓預成型件，用于形成所述抗扭箱內部結構（40），每個層壓預成型件被配置用于構成抗扭箱內部結構（40）的一個部件的部分；b）在固化工具中布置所述層壓預成型件，并且使組件經受高壓釜一段時間以共同固化或共固化所述層壓預成型件；c）在垂直方向上脫模的固化工具。本發(fā)明還提供一種航空器的升力表面，其中每個抗扭箱（13）的內部結構（40）由所述方法制造，并且上蒙皮和下蒙皮（31、33）使用機械連接裝置連接到抗扭箱內部結構（40）。
【專利說明】航空器升力表面的抗扭箱的高度集成內部結構
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種航空器升力表面的抗扭箱，并且更具體地，涉及一種具有高度集成內部結構的航空器升力表面的抗扭箱。
【背景技術】
[0002]航空器升力表面(參見圖1a)通常由前緣11、抗扭箱13、具有控制面(襟翼、升降舵、方向舵等)的后緣15、根接頭17和尖端18構造。
[0003]抗扭箱13是負責支撐所涉及的所有負載(空氣動力學、燃料、動態(tài)等)的主要結構，并且包括一些結構元件。在示于圖1b中的已知配置中，所述結構元件是由縱向桁條、前翼梁19、后翼梁20和橫向肋37強化的上蒙皮和下蒙皮31、33，所述橫向肋37連接到前和后翼梁19、20以及上蒙皮和下蒙皮31、33，以便保持抗扭箱形狀和加強負載引導區(qū)域，負載引導區(qū)域將結構布置鏈接至結構的其余部分和用于處理控制面的致動器。
[0004]前緣和后緣11、15是負責保持航空器升力表面的整體空氣動力學的形狀的結構。
[0005]一方面，現(xiàn)有技術的前緣11 (參見圖1c)包括連接到抗扭箱13的前翼梁19的若干個肋21，被稱為前緣肋，以及，另一方面，包括空氣動力學輪廓25，其連接到前緣肋21和前翼梁19的凸緣。
[0006]類似地，后緣15包括連接到后翼梁20的后緣肋，和連接到后緣肋和后翼梁20的凸緣的空氣動力學輪廓。
[0007]如今，并且特別是在航空業(yè)中，在大范圍的結構元件中廣泛使用具有有機基體和連續(xù)纖維的復合材料，尤其是CFRP (碳纖維強化塑料)。具體而言，可以使用碳纖維強化塑料制造構成上述抗扭箱13的所有元件。
[0008]通常情況下，分開地制造形成抗扭箱(上蒙皮和下蒙皮31、33、前和后翼梁19、20和肋37)的所有結構元件，隨后借助復雜的工具通過鉚釘接合，以實現(xiàn)由空氣動力學給出的必要的公差裝配和結構要求。
[0009]制造所述元件的熟知的方法采用預浸料技術。在第一步驟中，準備用于每個元件的復合預浸料板層的平坦層疊(lay-up)。然后，通過傳統(tǒng)熱成形過程獲得具有所需要形狀的元件的層壓預成型件，在某些情況下，由于高曲率，由沖壓成形過程取代熱成形過程。得到所需要形狀以后，在陽模或陰模工具中固化層壓預成型件，這取決于所需的公差和整體制造成本。在包括分開地固化的子組件的某些元件的情形中，諸如肋37和它的垂直加強筋，需要第二固化一段時間用于共同結合所述子組件。最后，在所有固化一段時間以后，元件輪廓被修整，從而得到最終的幾何形狀，并且然后，通過超聲波系統(tǒng)檢查元件，以確保其質量。
[0010]使用所述方法制造抗扭箱的內部結構的成本是高的，因為對于每個元件(翼梁19、20及肋37)所述步驟應獨立地進行。
[0011]此外，由于長的長度和需要將諸如翼梁19、20及肋37的全部內部元件安裝并配合在一起的任務的高復雜性，與抗扭箱的裝配有關的成本也很高。首先，前和后翼梁19、20被定位在裝配夾具中，確保與前緣和后緣11、15連接界面。然后，使用定位在兩個翼梁19、20上的垂直加強筋定位所有肋37作為參照，并且通過螺栓連接它們。由于許多肋需求，這個肋組裝費時。在組裝抗扭箱的內部結構以后，上蒙皮和下蒙皮31、33都定位在內部結構之上，使用鉚釘將它們接合到翼梁19、20和肋37，最后階段，封閉整體抗扭箱。
[0012]在抗扭箱組裝以后和前緣和后緣空氣動力學輪廓的安裝之前，使用定位在前緣和后緣肋上的外部加強筋作為參照，前緣和后緣肋被分別地定位并用螺栓分別固定到前翼梁和后翼梁19、20。這些前緣和后緣肋的組裝包括與主要抗扭箱裝配過程相關的額外成本。

【發(fā)明內容】

[0013]本發(fā)明的目的在于提供一種用于制造航空器升力表面的抗扭箱的單體內部結構的方法，以便減少待制造和安裝的抗扭箱的不同的元件的數量。
[0014]本發(fā)明的另一個目的在于提供用于航空器升力表面的抗扭箱的單體內部結構，適用于傳統(tǒng)體系結構和具有優(yōu)化針對所涉及負載的優(yōu)化結構的新的體系結構兩者。
[0015]在第一方面中，通過一種用于制造給定配置的升力表面的抗扭箱內部結構(40 )的方法滿足上述目的，所述方法包括以下步驟:a)提供一組復合材料的層壓預成型件用于形成所述抗扭箱內部結構(40)，每個層壓預成型件被配置用于構成抗扭箱內部結構(40)的一個部件的部分山)在固化工具中布置所述層壓預成型件，并且使組件經受高壓釜一段時間以共同固化或共固化所述層壓預成型件；c)沿垂直方向脫模所述固化工具。
[0016]在第二方面，上述目的通過航空器升力表面達到，其中每個抗扭箱的內部結構是根據上述方法制造的單體結構，上蒙皮和下蒙皮連接到抗扭箱內部結構，并且前緣和后緣空氣動力學輪廓連接到抗扭箱。所述單體內部結構包括前翼梁、后翼梁、具有垂直加強筋的內部加強元件，和用作用于連接所述前緣和后緣輪廓的肋的外部元件。
[0017]在一個實施例中，前翼梁、后翼梁和內部加強元件配置有上下凸緣/腳。上蒙皮和下蒙皮通過螺栓接頭沿著所述上和下凸緣/腳連接到抗扭箱內部結構。
[0018]在另一個實施例中，上蒙皮和下蒙皮在它們的內面中配置有蓋，作為與前翼梁、后翼梁和內部加強元件連接的部件。上蒙皮和下蒙皮連接到抗扭箱內部結構，由此結合所述蓋與前翼梁、后翼梁和內部加強元件的連結板。
[0019]由于上述制造方法，航空器的升力表面的抗扭箱內部結構的單體性質允許優(yōu)化的抗扭箱結構，而沒有涉及通過連接大量部件制造的抗扭箱中的限制。
[0020]根據本發(fā)明的航空器升力表面的其他適宜的特征和優(yōu)點從結合附圖的本發(fā)明的隨后的詳細描述和所附權利要求中將變得顯而易見。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0021]圖1a是示出具有控制面的抗扭箱、前緣和后緣的已知的水平尾翼的透視圖。
[0022]圖1b是已知的抗扭箱的透視圖，其中上蒙皮已經向上移動以有利于看到箱內。
[0023]圖1c是圖1a的水平尾翼的一側的透視圖，其中剖開以有利于看到前緣結構，示出前緣肋和前緣輪廓。
[0024]圖2a是根據本發(fā)明的抗扭箱內部結構的示意性透視圖，包括前翼梁、后翼梁、沿著抗扭箱的一半延伸的中間翼梁、肋以及內部和外部垂直加強筋。[0025]圖2b是用于制造根據本發(fā)明的圖2a的抗扭箱內部結構的層壓預成型件的示意性平面圖。
[0026]圖3a、3b、3c和3d用于在成形工具中制造圖2a的抗扭箱內部結構的層壓預成型件的示意橫截面。
[0027]圖4是具有作為加強件的中間層壓體的垂直加強筋的示意性平面圖。
[0028]圖5是在翼梁連結板和集成在抗扭箱的下蒙皮中的蓋之間的鉚接接頭的橫截面示意圖。
[0029]圖6是用于制造根據本發(fā)明的抗扭箱內部結構的層壓預成型件的組件的局部示意性橫截面，顯示在翼梁/肋中的凸緣/腳。
[0030]圖7是根據具有沿對角方向延伸的肋的根據本發(fā)明的抗扭箱內部結構的示意性透視圖。
[0031]圖8是根據本發(fā)明的從升力表面的一個尖端延伸到另一個尖端的抗扭箱內部結構的示意性平面圖，包括對角肋和內部翼梁，并且由于空氣動力學的要求二面角和掠角變化。
【具體實施方式】
[0032]圖2a示出根據本發(fā)明的單體抗扭箱內部結構40，包括:
[0033]-前翼梁41，具有外部元件51用于連接前緣11。
[0034]-后翼梁43，具有外部元件53用于連接后緣。
[0035]-內部翼梁45，具有垂直加強筋49用以提高其抗屈曲的結構性能。
[0036]-縱向肋47，具有垂直加強筋49用以提高其抗屈曲的結構性能。
[0037]這個單體抗扭箱內部結構40不包括與上蒙皮和下蒙皮連接的連接元件,使得它們將必須被包含在上蒙皮和下蒙皮中，如將在后面討論的。此外，將描述本發(fā)明的另一個實施例，其中單體抗扭箱內部結構包括與上蒙皮和下蒙皮連接的連接元件。
[0038]基于現(xiàn)在將描述的預浸料技術，通過根據本發(fā)明的方法可以制造圖2a的抗扭箱內部結構40。
[0039]該方法的基本步驟如下:
[0040]-準備將形成抗扭箱內部結構的一組層壓的預成型件，為它們的每一個層疊復合材料預浸料板層的平坦層疊，并且使平坦疊層(lay-up)在合適的工具上經受熱成型過程，以賦予其所需的形狀。本說明書中所用的術語“層壓的預成型件”指的是復合物件，該物件需要諸如熱成形、壓制成形等單獨的過程，以形成其某些特征，并且期望在其所屬的產品的制造過程中與其它元件形成一體。層壓預成型件也可以通過自動纖維鋪放機直接形成最終形狀，將碳纖維放置在將與整組形成一體的固化工具之上。
[0041]-在合適的工具上將全部層壓預成型件布置在一起，并且使組件經受高壓釜一段時間以共同固化或共固化層壓預成型件。
[0042]-在垂直方向上使工具脫模。
[0043]-修整和檢查組件。
[0044]用于制造圖2a所示的抗扭箱內部結構40的層壓預成型件如下:
[0045]-由連結板71和兩個凸緣72、72’配置的C形層壓預成型件61，其通過在工具91上彎曲初始平坦的疊層的兩個端部得到凸緣72、72’而形成(參見圖3a)。
[0046]-由連結板73和凸緣74構成的L形層壓預成型件63，其通過在工具93上彎曲初始平坦的疊層的一個端部得到主要凸緣74而形成(參見圖3b)。
[0047]-由連結板75、兩個主要凸緣76、76’和兩個次要凸緣77、77’構成的雙C形的層壓預成型件65，其通過在工具95上以兩個步驟的方式彎曲初始平坦的疊層的兩個端部得到主要凸緣76、76’和次要凸緣77、77’而形成(參見圖3c)。
[0048]-由連結板78、一個主要凸緣79和兩個次要凸緣81、81’構成的雙L形的層壓預成型件67，其通過在工具97上以兩個步驟的方式彎曲初始平坦的疊層的兩個端部得到主要凸緣79和次要凸緣81、81’而形成(參見圖3c)
[0049]圖2b示出用于制造如圖2a中所示的抗扭箱內部結構40的層壓預成型件的組件50:
[0050]-一組C形層壓預成型件61和L形層壓預成型件63，它們被配置和布置用于使用它們的連結板71、73構成前翼梁和后翼梁41、43的外部，并且用于使用主要凸緣72、72’、74構成外部元件51、53的部分。
[0051 ]- 一組雙C形層壓預成型件65，配置和布置成用于使用它們的連結板75構成前翼梁和后翼梁41、43的內部部分和中間翼梁45的多個部分，用于使用它們的主要凸緣76、76’構成肋47的部分，和用于使用它們的次要凸緣77、77’構成所述垂直加強筋49的部分。
[0052]-一組C形的層壓預成型件61，配置和布置用于使用它們的連結板71構成多個肋47的部分，并且用于使用它們的主要凸緣72、72’構成所述垂直加強筋49的部分和所述前翼梁和后翼梁41、43的內部部分。
[0053]-一組雙L形層壓預成型件67，配置和布置用于使用它們的連結板78構成中間翼梁45的部分，用于使用它們的主要凸緣79構成肋47的部分，用于使用它們的次要凸緣81、81’構成所述垂直加強筋49的部分。
[0054]在圖2b中，為了清楚起見，省略每個層壓預成型件(如圖3a_3d中顯示)的連結板和凸緣的參考編號。
[0055]根據抗扭箱內部結構40的部件的結構需要限定每個預成型件的厚度和復合材料:前翼梁和后翼梁41、43、肋47、內部翼梁45、垂直加強筋49和外部元件51、53。
[0056]在任何情況下，如果在例如使用兩個C形層壓預成型件61的主要凸緣構成的外部元件51 (參見圖4)中需要額外的加固，則在所述主要凸緣之間布置用作附加加強件的平坦層壓預成型件70。
[0057]在高壓釜內固化所有這些層壓預成型件之后，固化工具沿垂直方向上被脫模，并且獲得單體的抗扭箱內部結構40。
[0058]脫模過程完成以后，抗扭箱內部結構40被放置在修邊機中，以便得到最終幾何形狀，而不需要不同的單獨的修整過程以及與其相關聯(lián)的處理操作。以同樣的方式，可以在沒有任何個別操作的情況下執(zhí)行整個元件的自動超聲波檢查。
[0059]在根據本發(fā)明的抗扭箱13的制造過程中的下一個步驟是用肋47、內部翼梁45和前翼梁和后翼梁41、43將抗扭箱內部結構40連接至包括作為連接元件的蓋37的上蒙皮和下蒙皮31和3341、43。圖5示出下蒙皮33和前翼梁41之間的接頭。下蒙皮33包括鉚接到前翼梁41的蓋37。蓋37設置在前翼梁41外部，作為翼梁連結板的外表面的連接界面參考面，以避免由于在蓋中的肋連結板的任何鼠洞，其可能不利于蓋強度。
[0060]在本發(fā)明的另一個實施例中，根據本發(fā)明的單體抗扭箱內部結構包括與上蒙皮和下蒙皮31、33的連接元件，諸如凸緣/翼梁的腳/肋。
[0061]在這種情況下，如圖6中所示，翼梁/肋47將包括位于相鄰的翼梁/肋中具有不同取向的凸緣/腳85、86(并且在相同的翼梁/肋的連結板的相對側上)，使得相鄰工具88、88’可以沿箭頭所示的方向脫模。如果凸緣/相鄰翼梁的凸緣/肋不具有不同的取向，則工具88、88’應該為了可以在與翼梁凸緣和肋腳沒有任何碰撞的情況下使得沿垂直方向上脫?？尚蟹殖伤枰亩鄠€塊。
[0062]圖7示出根據本發(fā)明的抗扭箱內部結構42，包括相對于前翼梁和后翼梁沿對角線延伸的肋和不平行于外部翼梁的內部翼梁。該抗扭箱內部結構42的這些內部加強元件的結構性能由于它們朝向主負載方向取向而被提高，從而減少抗扭箱內部所需元件的數目，同時減少重量和整體升力表面的成本。
[0063]圖8示出根據本發(fā)明的抗扭箱內部結構44，具有與單個內部結構一體的兩個橫向內部結構，即通過高壓釜獲得從航空器升力表面的一端延伸到另一端的整個內部結構?？古は鋬炔拷Y構44包括二面角和掠角從航空器對稱面的一側到另一側變化方面的空氣動力學要求，并且包括中央肋本身。如果在中心區(qū)域中需要任何附加或額外的加強筋，則得益于可進入性可以安裝它們。如上面所述，上蒙皮和下蒙皮(無論是以單個部件的方式制造還是以兩個部件的方式分開)被連接到抗扭箱內部結構44。
[0064]雖然已經結合各種實施例描述本發(fā)明，將從說明書理解，元件的各種組合、其中的變型或改進在本發(fā)明的范圍之內。
【權利要求】
1.一種用于制造航空器升力表面的抗扭箱內部結構(40)的方法，所述抗扭箱內部結構(40)包括至少如下部件:前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加強筋(49)的內部加強元件(45、47)和能夠與航空器升力表面的前緣和后緣連接的外部元件(51、53)，其特征在于，所述方法包括以下步驟: a)提供一組復合材料的層壓預成型件，用于形成所述抗扭箱內部結構(40)，每個層壓預成型件被配置用于構成抗扭箱內部結構(40)的一個部件的部分； b)在固化工具中布置所述層壓預成型件，并且使組件經受高壓釜一段時間以共同固化或共固化所述層壓預成型件； c)沿垂直方向脫模所述固化工具。
2.根據權利要求1所述的方法，其中層壓預成型件包括配置有連結板(71)和兩個主要凸緣(72、72’)的至少C形層壓預成型件(61)和下列層壓預成型件中的一個或多個: -L形層壓預成型件(63)，配置有連結板(73)和一個主要凸緣(74)； -雙C形層壓預成型件(65)，配置有連結板(75)、兩個主要凸緣(76、76’ )和兩個次要凸緣(77、77，)； -雙L形層壓預成型件(67)，配置有連結板(78)、主要凸緣(79)和兩個次要凸緣(81、81，)。
3.根據權利要求2所述的方法，其中所述層壓預成型件(61、63、65、67)的結構還包括與抗扭箱(13)的上蒙皮和下蒙皮(31、33)連接的連接元件。
4.根據權利要求2-3中·任何一項所述的方法，其中所述抗扭箱內部結構(40)形成有: -C形層壓預成型件(61)和L形層壓預成型件(63)的子組，配置用于用它們的連結板(71、73)構成前翼梁和后翼梁(41、43)的外部，并用它們的主要凸緣(72、72’;74)構成所述外部元件(51、53)； -雙C形層壓預成型件(65 )的子組，配置用于用它們的連結板(75 )構成前翼梁和后翼梁(41、43)的內部部分，用它們的主要凸緣(76、76’)構成內部加強元件(45、47)的部分，并用它們的次要凸緣(77、77’ )構成所述垂直加強筋(49)的部分； -C形層壓預成型件(61)的子組，配置用于用它們的連結板(71)構成所述內部加強元件(45、47)的部分，并用它們的主要凸緣(72、72’)構成所述垂直加強筋(49)的部分； -雙L形層壓預成型件(67)的子組，配置用于用它們的連結板(78)和主要凸緣(79)構成所述內部加強元件(45、47)的部分，并且用它們的次要凸緣(81、81’)構成所述垂直加強筋(49)的部分。
5.一種航空器升力表面，包括前緣(11 )、抗扭箱(13)和后緣(15);抗扭箱(13)包括上蒙皮(31)、內部結構(40)和下蒙皮(33);前緣和后緣(11、15)包括與所述上蒙皮和下蒙皮(31、33)保持空氣動力學連續(xù)性的前緣和后緣輪廓，其特征在于: -每個抗扭箱(13)的內部結構(40)是單體結構，所述單體結構包括前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加強筋(49)的內部加強元件(45、47)和用于連接所述前緣和后緣輪廓的外部元件(51、53)，所述內部結構(40)通過根據權利要求1-4中任何一項所述的方法制造； -上蒙皮和下蒙皮(31、33 )使用機械連接裝置連接到抗扭箱內部結構(40 ); -前緣和后緣的空氣動力學輪廓使用機械連接裝置連接到所述外部元件(51、53)。
6.根據權利要求5所述的航空器升力表面，其中: -前翼梁(41)、后翼梁(43)和內部加強元件(45、47)配置有凸緣/腳(85、86)； -上蒙皮和下蒙皮(31、33)被連接到抗扭箱內部結構(40)的所述凸緣/腳(85、86)。
7.根據權利要求5所述的航空器升力表面，其中: -上蒙皮和下蒙皮(31、33)在它們的內面中配置有蓋(37)，作為與前翼梁(41)、后翼梁(43)和內部加強元件(45、47)連接的部件； -上蒙皮和下蒙皮(31、33)連接到抗扭箱內部結構(40)，由此結合所述蓋(37)與前翼梁(41)、后翼梁(43)和內部加強元件(45、47)的連結板。
8.根據權利要求5-7中任一項所述的航空器升力表面，其中所述內部加強元件包括從前翼梁(41)延伸到后翼梁(43)的肋(47)，和沿著整個抗扭箱(13)或沿著抗扭箱(13)的區(qū)域延伸的一個或多個內部翼梁(45)。
9.根據權利要求8所述的航空器升力表面，其中所述內部翼梁(45)與前翼梁(41)或后翼梁(43)不平行。
10.根據權利要求5-9中任何一項所述的航空器的升力表面，其中所述內部加強元件進一步包括在兩個所述內部加強元件之間延伸的對角的肋。
【文檔編號】B64C3/00GK103587677SQ201310356571
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年8月15日 優(yōu)先權日:2012年8月16日
【發(fā)明者】弗蘭西斯科·哈維爾·奧諾雷托魯伊斯, 弗蘭西斯科·何塞·克魯茲多明古埃斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司