CN109927930A - 飞行器后机身部段和该飞行器后机身部段的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器后机身部段的下机身壳体，其中，该下机身壳体由复合材料制成，并且包括至少一个下蒙皮、桁条以及框架段，桁条与下蒙皮一体形成，并且框架段相对于桁条交叉延伸。剪切带与下蒙皮共固化或共粘合并且相对于桁条交叉延伸。框架段被紧固至剪切带，例如使得框架段与下蒙皮间隔开。本发明还涉及一种飞行器后机身部段，该飞行器后机身部段包括上机身壳体和先前限定的下机身壳体。上机身壳体具有用Omega形桁条加强的上蒙皮，并且下壳体具有用T形桁条加强的下蒙皮。本发明还涉及一种用于制造后机身部段的方法。

Description

飞行器后机身部段和该飞行器后机身部段的制造方法

技术领域

本发明整体上涉及飞行器机身。更具体地，本发明涉及由复合材料获得的后机身部段的设计和制造。

本发明的目的是在后机身部段的制造中提高生产与装配的速度，并因此降低制造成本。

本发明的另一目的是提高后部部段的部件的生产精度，从而满足总装配公差。

背景技术

飞行器机身通常由复合材料制成并且包括通过诸如以下结构部件在内部被加强的蒙皮：接合至蒙皮并且沿飞行器的纵向方向布置的桁条，以及相对于桁条横向布置的框架。通常，桁条在一次成型(一个固化周期)中与蒙皮共固化或共粘合，因此通常认为桁条与蒙皮一体形成。

众所周知，飞行器机身是分成几个部分生产的，即：机头、机尾、中间部段和后部部段，多个部段在总装线上被组装在一起。特别地，如图1所示，后机身部段1是用来安装竖向尾翼2和水平尾翼3的机身部段。

根据飞行器的尺寸，后部段的蒙皮由围绕机身延伸并且经一次成型获得的单个面板形成，或者由单独生产并且在后续阶段组装在一起的若干面板或壳体形成。在这两种情况中，习惯上只有一种类型的桁条被用于整个后机身部段以加强蒙皮，通常，在仅由一个面板的形成蒙皮的情况下采用Omega形桁条，或者在由若干面板形成蒙皮的情况下采用T形桁条。

框架也是同理，这些框架分别成段地制造。在某些情况下，框架直接紧固至蒙皮上。在其他情况下，使用被称为剪切带或剪切栓(shear-cleats)的附加部件将框架附接至蒙皮。剪切带被紧固至蒙皮上，并且框架紧固至剪切带，考虑到这些框架能够相对于蒙皮分离，因此可以将这些框架看作浮动框架。将剪切带紧固至蒙皮以及将框架紧固至剪切带的过程是耗时的。

美国专利公开US 2010/0308172 A1是上述机身结构的一个示例。

其他的机身结构部件是梁，梁用作加强蒙皮的开口区域的框架，所述开口区域例如为进入面板或蒙皮切口。

一种已知类型的后机身部段具有用于接纳水平尾翼并且允许对水平尾翼进行配平的侧向切口。美国专利US-7810758B2示出了这种类型的后部部段的示例。

现在，飞行器机身由诸如碳纤维增强塑料(CFRP)或其它复合材料等复合材料制成。

在航空工业中，总是希望能够提高生产率并且降低制造成本。

发明内容

在所附的独立权利要求中对本发明进行了限定，并且本发明基于以下认识：后机身部段的不同部件具有不同的几何形状并且必须符合不同的负载要求。更具体地，由于竖向尾翼和水平尾翼附接至上机身壳体，因此上机身壳体是高负载的，而下机身壳体所必须承受的负载通常低于上壳体。

根据本发明，后机身部段的设计和制造过程在上壳体与下壳体之间是分开进行的，例如，鉴于上壳体与下壳体各自的几何形状和负载要求而使这些壳体的每一者的制造过程最优化。

因此，本发明的一方面涉及用于飞行器后部部段的复合下机身壳体，其中，该壳体包括至少一个下蒙皮面板和桁条，该桁条与下蒙皮一体形成并(在该后部部段与完整的机身组装时)沿飞行器的纵长方向纵向延伸。

下机身壳体还包括框架段和剪切带，框架段相对于桁条交叉延伸，剪切带与一个或多个下蒙皮面板一体形成并且也相对于桁条交叉延伸。框架段被机械地固定至剪切带，例如，使框架段与所述一个或多个下蒙皮面板间隔开，以便免除将框架铆接至蒙皮的耗时任务。

关于术语“一体形成”，其意指桁条和剪切带与所述一个或多个蒙皮面板共固化或共粘合。

本发明还涉及一种后机身部段，该后机身部段包括复合上机身壳体和先前限定的下机身壳体，其中，上壳体和下壳体附接至彼此以共同构成用于飞行器的后机身部段。上机身壳体的蒙皮通过在其内部一体形成的Omega形桁条而在内部被加强，同时下机身壳体的蒙皮通过在其内部一体形成的T形桁条而在内部被加强。

Omega形桁条适合用于高负载的上壳体。而承受较低应力的下壳体可以用T形桁条来加强，T形桁条更易于制造并且通常比Omega形桁条轻。

优选地，上壳体和下壳体的蒙皮作为单个面板制造。

本发明还涉及用于制造飞行器的后机身部段的方法，其中，该方法包括以下步骤：制造下机身壳体，该下机身壳体包括具有内部加强结构的下蒙皮；以及制造上机身壳体，该上机身壳体包括具有内部加强结构的上蒙皮；并且其中，下蒙皮通过分层复合材料的第一技术制造；并且其中，上蒙皮通过与第一技术不同的分层复合材料的第二技术制造，该方法还包括组装下壳体和上壳体以共同形成后机身部段的步骤。

优选地并根据本发明，分层复合材料的第一技术是纤维铺放技术，该纤维铺放技术适合用于制造几何形状复杂的复合面板，而第二技术包括模块化技术，该模块化技术在例如ATL(自动铺带)机器中实施。

制造下壳体和上壳体的步骤包括将T形桁条共固化或共粘合至下蒙皮，以及将Omega形桁条共固化或共粘合至上蒙皮。此外，制造下壳体的步骤包括将剪切带共固化或共粘合至下蒙皮，例如将剪切带布置成与桁条交叉，并且将框架段铆接或栓接至剪切带，例如使得框架段与蒙皮间隔开。

本发明一些优点如下:

-可以以不同的制造工艺、工具等生产两种不同的机身壳体；允许每一种工艺的最优化；

-减少将下框架段铆接至下蒙皮面板的操作；

-简化子装配例如下框架段至下蒙皮面板的预装配的操作，；

-提高总装配公差的精度；

-使上壳体和下壳体的生产和预装配分开，这将简化整体工艺并且将来可根据需要进行单独的修改。

附图说明

下面参照附图描述本发明的优选实施方式，其中：

图1示出了根据现有技术的飞行器的侧视立面图，其中，后机身部段被标记为暗部区域。

图2示出了根据本发明的后机身部段的立体图。图中标出了上壳体和下壳体。在图的右侧以放大细节图示出了桁条、框架段和剪切带。框架段和剪切带的扩展视图是根据纵向平面的截面图。

具体实施方式

图2示出了优选实施方式的后机身部段1，该后机身部段1由上机身壳体1a和下机身壳体1b形成，该上机身壳体1a和下机身壳体1b组装至彼此以共同构成后机身部段1。上机身壳体1a具有上蒙皮4a和Omega形(Ω形)桁条5，该Omega形桁条5与上蒙皮4a一体形成并且纵向延伸。框架段6a相对于桁条5交叉延伸并且直接固定至蒙皮。

下机身壳体1b包括下蒙皮4b和T形桁条7，该T形桁条7与下蒙皮4b一体形成并且纵向延伸。框架段6b相对于T形桁条7交叉延伸。下机身壳体1b还包括复合材料的剪切带8，该剪切带8与下蒙皮4b一体地形成并且相对于T形桁条7交叉延伸。框架段6b被机械式地紧固(铆接或栓接12)至剪切带8，比如使框架段6b与下蒙皮4b间隔开。

优选地，框架段6b是Z形的。

上壳体1a的桁条5和下壳体1b的桁条7与上蒙皮4a和下蒙皮4b共固化或共粘合。类似地，剪切带8与下蒙皮4b共固化或共粘合。

上壳体1a具有用于接纳水平尾翼3并且允许对水平尾翼3进行配平的两个侧向切口11、11’(如图1所示)。这些侧向切口11、11’中的每一者限定U形边缘，该U形边缘具有上边缘和下边缘以及竖向边缘。如图2所示，下壳体1b通常从一个侧向切口的下边缘延伸至另一个切口的下边缘。

下蒙皮4b具有进入开口9以及两个纵向延伸的梁10，该梁10接合至蒙皮以对进入开口9周围的区域进行加强。

Claims (12)

1.一种用于飞行器后机身部段(1)的下机身壳体(1b)，其中，所述下机身壳体(1b)由复合材料制成并且包括至少一个下蒙皮(4b)和桁条(7)以及框架段(6b)，所述桁条(7)与所述下蒙皮(4b)一体地形成并且所述桁条(7)在所述后机身部段(1)的纵向方向上纵向延伸，所述框架段(6b)相对于所述桁条(7)交叉延伸，其特征在于，所述下机身壳体(1b)还包括复合的剪切带(8)，所述剪切带(8)与所述下蒙皮(4b)一体形成并且相对于所述桁条(7)交叉延伸，并且其中，所述框架段(6b)被紧固(12)至所述剪切带(8)，例如使得所述框架段(6b)与所述下蒙皮(4b)间隔开。

2.根据权利要求1所述的下机身壳体，其中，所述桁条和/或所述剪切带与所述下蒙皮共固化或共粘合。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的下机身壳体，其中，所述框架段被铆接或栓接至所述剪切带。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的下机身壳体，其中，所述框架段呈Z形。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的下机身壳体，其中，所述桁条呈T形。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的下机身壳体，其中，所述下蒙皮具有进入开口和用于对所述进入开口周围的区域进行加强的两个梁，其中，所述梁接合至所述蒙皮并且纵向延伸。

7.一种飞行器后机身部段，所述飞行器后机身部段包括：上机身壳体和如前述权利要求中任一项所述的下机身壳体，其中，所述上壳体和所述下壳体附接至彼此以共同构成所述后机身部段，并且其中，所述上机身壳体具有上蒙皮和Omega形桁条以及框架段，所述Omega形桁条与所述上蒙皮一体形成并且所述Omega形桁条纵向延伸，所述框架段相对于所述桁条交叉延伸。

8.根据权利要求7所述的飞行器后机身部段，其中，所述上壳体具有用于接纳水平尾翼并且允许对水平尾翼进行配平的两个侧向切口，并且其中，所述侧向切口(11，11′)中的每一个均限定出具有上边缘、下边缘以及竖向边缘的U形边缘，并且其中，所述下壳体(1b)大体上从一个所述侧向切口的下边缘延伸至另一个所述侧向切口的下边缘。

9.一种用于制造飞行器的后机身部段的方法，所述方法包括以下步骤：制造下机身壳体，所述下机身壳体包括具有内部加强结构的下蒙皮；以及制造上机身壳体，所述上机身壳体包括具有内部加强结构的上蒙皮；并且其中，所述下蒙皮通过分层复合材料的第一技术制造；并且其中，所述上蒙皮通过与所述第一技术不同的分层复合材料的第二技术来制造；并且其中，所述方法还包括组装所述下壳体和所述上壳体以共同形成所述后机身部段的步骤。

10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述分层复合材料的第一技术是纤维铺放技术，并且其中，所述第二技术包括模块化制造技术。

11.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，其中，制造所述下壳体和制造所述上壳体的步骤包括：将T形桁条共固化或共粘合至所述下蒙皮，以及将Omega形桁条共固化或共粘合至所述上蒙皮。

12.根据权利要求11所述的方法，其中，制造所述下壳体的步骤包括：将剪切带共固化或共粘合至所述下蒙皮，例如将所述剪切带布置成与所述桁条交叉，以及将所述框架段铆接或栓接至所述剪切带，例如使得所述框架段与所述蒙皮间隔开。