CN102177066B - 航空器内的升力表面半部的结合系统 - Google Patents

Abstract

升力表面由能够承受航空动力学载荷和惯性载荷的抗扭箱组成，并且构成该升力表面的半部（1，1’）通过连接装置连接在一起，所述连接装置通常由肋构成，所述肋在其对称平面中是单件式的，所述升力表面的最后装配需要一些检查开口或孔以用于能够接近相应连接处。本发明提供其它的连接装置，该连接装置避开了所述肋并且由以格子方式模块化地布置的多个棒材（2）组成，以便减少所述检查孔的所需数量并且有利于连接棒材（2）上端和下端的随后装配。

Description

航空器内的升力表面半部的结合系统

技术领域

如在这个描述性说明书的标题所陈述的，本发明涉及航空器内的升力表面的半部的结合系统，本发明的目的是提供航空飞机或航空器的升力表面的对称平面内的箱子的新附接系统。这是一种设计方案，其允许在无需在某些内衬中开设可进入的检查开口或孔的情况下组装箱子。

本发明在航空技术领域的范围内，并且尤其涉及构成航空飞机或航天器中的升力表面的半部的装配；本发明的基本目的是，减少用于装配、维护和检查操作所必需的检查开口或孔的数量。

根据本发明，解决了在半箱的最后结合中可进入性的问题，保持排列的结构效率并且简化组件的设计、制造和装配，随后最终节省经济资源。

背景技术

升力表面设计的结构核心由能够承受它所遭受的航空动力载荷和惯性载荷的抗扭箱组成。升力表面一般设计为两个在它们的对称平面内连接的半箱，如在水平尾翼的情况下，或设计为两个半箱和联结它们的第三中间箱，如在机翼或水平尾翼中。另一情况是由单个箱形成的结构，例如副翼、襟翼、方向舵、升降舵以及垂直尾翼。升力表面的最后装配需要用于足以进入附接区域的必要检查开口（窗口或小孔）。所述检查开口意味着在它们附近区域的结构效率的相当可观的下降。这进而意味着相对于理想结构构造的重量增加。

半箱的附接通常利用在其对称平面内作为一个整体件的肋来完成。如果设计考虑下面的方面，这种类型的安装是可行的：

- 升力表面具有燃料箱，这就意味着在内衬的下部中必须有进入孔（检修孔或观察孔）以便实施装配/维护任务。也由在翼梁内的检查开口的支撑件或由可去除的翼梁来保证进入。从设计、制造和装配的观点，每个检查开口或拆除元件的能力意味着较大的复杂性。并且，每个检查开口意味着结构重量的增加。

- 升力表面的尺寸是足够小的以允许从外部接触装配操作。

我们不知道现有技术中是否存在类似于已经提及过的那些结合系统的半部结合系统，其中上面提及的传统的单件式肋被用格子形式的棒材取代，如本发明实现的。

发明内容

为了实现上面所述的目的，本发明由航空器中的升力表面半部的结合系统组成，其中升力表面由能够承受航空动力载荷和惯性载荷的抗扭箱组成，并且构成升力表面的半部通过附接件连接在一起，所述附接件通常肋构成，所述肋在其对称平面中是单件式的，所述升力表面的最后装配需要一些检查开口或孔以用于能够获得到达相应附接件的入口。

作为新颖性，根据本发明，附接装置由以模块化方式设置成格子形式的棒材排列或多个棒材组成，以便减少所述检查开口的必要数量并且有利于连接棒材上端和下端的随后装配。

根据本发明的优选实施例，棒材呈现具有附接区域的某些纵向端和“T”形状的横截面。并且，在所述优选实施例中，所述的棒材由碳纤维、钛、或所述这两种材料的组合或其他具有高抗蚀能力的材料制成。

在本发明的优选实施例中，之前已经提及的格子形式的棒材在相应装配中被附接到由钛制成的中间支撑，择一地朝向对称平面的两侧，从而有利于在附接点处的准对称条件，所述准对称条件减少了所需支架的数量。

并且，根据本发明的优选实施例，在连接所述半部的格子形式的棒材布置中，可以设立与多个检查开口或小孔相似的单个宽阔入口区域，其可以是临时的，仅在装配阶段使用，并且其之后可以用设置有用作永久入口的窗口的部件封闭。

通过已经描述的结构，本发明具有以下优点：

本发明解决了在半箱的最后结合中的可进入性的问题，维持了排列的结构效率并且简化组件的设计、制造和装配，随后最终节省经济资源。而且，根据本发明，引入大量的棒材是可能的，因为减少了附接点的数量，增加了整体的抵抗力和刚性。并且，本发明的设计允许直接传递在棒材之间的载荷，而没有必要加载相应金属支撑或框架，从而减少集中在其上的不需要的弯曲效应。本发明的其他优点包括：对于装配来说不必制造以及使得由于腐蚀原因需要在航空器寿命中的必要检查的数量最小化。总之，本发明的主要优点在于使用格子形式的棒材作为用于箱子的附接系统，从而显著地减少了其装配所必须的检查开口的数量的事实。

下面为了有利于对本描述性说明书的更好理解和形成该说明书的不可分割的部分，附上了一些附图，在其中本发明的目的已经通过示图并且非限制性地示出。

附图说明

图1表示借助根据本发明所体现的系统实施的由一些格子形式的棒材连接的一些半部的局部立体视图。

图2表示更详细地示出在上面图1中提及的棒材的其中一个的立体图，示出它端部的附接区域。

图3表示示出在与上面图1的系统相似的系统内的相应半部的装配阶段时的入口的立体图。

图4表示与上面图3的立体图类似的立体图，其中在装配阶段中所述入口已经用包括永久进入窗口的部件封闭。

图5和6为属于现有技术的图，并且其表示具有平坦中心的传统肋的前和后立体图，肋目前用于航空器内的升力表面的半部的结合。

具体实施方式

现在参考在附图中所采用的标记对本发明的实例进行描述。

所以，本实例的航空器中升力表面半部的结合系统被应用到这样的升力表面中，该升力表面由抗扭箱组成并且该升力表面具有通过模块化方式设置的格子2形式的一些棒材连接在一起的第一半部1和第二半部1’，如图1所示。

格子2形式的所述棒材取代图5和6中所示的单件式的传统整个肋6。

由半部1、1’形成的升力表面的装配需要用于装配和维护的检查开口或小孔，通过格子2形式的棒材的所述布置使检查开口或小孔最少。所以，根据本实例，通过格子2形式的棒材的所述布置有利于单个并且宽阔入口区域4的设立，如图3所示。入口区域4可以是临时的，仅在装配阶段使用，以便之后用设置有用于永久入口5的窗口的部件封闭，如已经在图4中示出的。

另一方面，根据本实例，在相应装配中，格子2形式的棒材被附接到由钛制成的中间支撑，择一地朝向所述对称平面的两侧，从而有利于在附接点的准对称条件，这些条件减少了所需支架的数量。

在本实例中，棒材2的每一个具有带附接区域3的纵向端和“T”形状的横截面。此外，在本实例中，棒材2由具有高抗蚀能力的材料制成。具有特别抗蚀能力的这些材料的实例是碳纤维和钛，它们也是惊人地互相兼容的。

Claims (4)

1.航空器内的升力表面半部的结合系统，其中升力表面由能够承受航空动力载荷和惯性载荷的抗扭箱组成，并且组成该升力表面的半部（1，1’）通过附接装置连接在一起，所述附接装置通常由肋组成，所述肋在连接两个半抗扭箱的对称平面（6）内是单件式的，所述升力表面的最后装配需要多个检查开口以用于能够接近相应附接装置；其中附接装置由模块化地布置成格子形式的多个棒材（2）组成以取代单件式的所述肋，以便减少所需检查开口的数量并且有利于连接棒材（2）的上端和下端的随后装配；

其中，以格子形式模块化布置的棒材（2）在相应装配中被附接到由钛制成的中间支撑，择一地朝向对称平面的两侧，从而有利于在附接点的准对称条件，所述准对称条件减少了所需支架的数量。

2.根据权利要求1所述的航空器内的升力表面半部的结合系统，其中棒材（2）呈现具有附接区域（3）的纵向端和“T”形状的横截面。

3.根据权利要求2所述的航空器内的升力表面半部的结合系统，其中棒材（2）由选自由碳纤维、钛、或这两种材料的组合组成的组的材料制成。

4.根据上述权利要求任意一项所述的航空器内的升力表面半部的结合系统，其中在连接所述半部（1，1’）的格子形式的棒材（2）的布置中，设立与多个检查开口相似的单个并且宽阔的入口区域（4），所述入口区域是临时的，仅在装配阶段使用，并且之后用设置有用作永久入口（5）的窗口的部件封闭。