[发明专利]具有可变横截面的飞机机身结构元件

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机机身结构框架元件。

背景技术

通常，飞机机身结构由蒙皮构成，除了它方面之外，元件固定至蒙皮，所述元件包括被公认为刚性元件或者框架的结构元件。

通常，这种结构元件呈沿由一系列曲率半径限定的曲面延伸的轮廓的形状，使得这些结构元件符合机身蒙皮的特定曲率。

基本上恒定的所述轮廓的横截面通常是L、U或者Z形或者总是包括至少一个板和在板的一端或者两端处的一个或者两个凸缘的其它或多或少复杂的形状。

当结构材料由金属材料（铝或者钛合金）制成时，框架通过使用挤压的轮廓，继而通过例如拉伸或者轧制的塑性形变成形生成框架。

但是，基本上经济有效的这些生产方法仅可应用在在其整个长度上具有恒定横截面的轮廓上。

为了减小机身的质量，可取的是，在除了所受的应力局部上很大的特定点处以外，横截面的尺寸尽可能地小。

为此，已知通过挤压和塑性成形生产中间产品，中间产品具有比最终零件更大的横截面和/或厚度，然后通过切削来机加工所述产品从而局部地调整其横截面和厚度。

可替代地，还已知通过从较厚的板上切削来获得结构元件。

但是，获得轮廓的这些方法不是经济有效的，因为这些方法需要将大量材料变小成金属屑。

为了更进一步地减小机身质量，还已知用纤维增强复合材料替代金属材料。

因此，由所限定的定向堆叠的纤维和根据限定的堆叠顺序特定地获得轮廓。

此轮廓的示例描述在FR2970743中。

通过将具有限定的方向（层片）的多层干纤维安置在具有零件的横截面和弯曲部的形状的模具中来生成所述轮廓。然后通过树脂传递或灌注将纤维浸入树脂中。

对于弯曲的轮廓例如机身框架而言，此生产方法需要制造随着弯曲的横截面无塑性变形能力的纤维，无塑性变形必须不发生褶皱或者形成波浪，因为这将不利于所获得的产品的机械性能。

用手实施此操作并且此操作需要操作者对零件的一定熟练度，因此产生高生产成本。

可替代地，能够由通过纤维安置将预浸的纤维沉积在模具上来生成轮廓。

此操作包括例如通过使用与纤维安置头配合的机器人实施窄带的三维悬垂。

对于航空应用而言，纤维由碳和热固性树脂的基底组成。

通常，通过使用此生产方法制成的轮廓根据损伤容限的主要标准，换言之，冲击后的残余机械强度来定尺寸。

这通常由于下列事实：在轮廓的延伸方向上的凸缘的基本上平的几何尺寸促使所述轮廓的局部扭曲，由此在冲击后使层压部分层扩散并且造成所述轮廓的损坏。

假定上述描述，因此，需要生产具有减轻的质量和冲击后高残余压应力的飞机机身结构元件。

发明内容

为此，本发明涉及一种为长形轮廓的总体形状的飞机机身结构框架元件，其包括板和至少一个凸缘，至少一个凸缘具有在除了在轮廓的至少一个端部上之外的整个轮廓长度上的弧形横截面，在至少一个端部上，所述横截面变化从而具有垂直于所述板的直横截面。

由与板相切的弯曲的形状限定的凸缘的几何形状使得能够减小结构元件的局部褶皱，并且由此减小在冲击后层压部分层的扩散。

凸缘的横截面从弯曲几何形状到平几何形状的变化使得能够保持在连接端处的结构元件之间的连接区域中的最佳体积和质量。

因此，结构框架元件具有板，板局部上很高从而承受在元件之间的连接点处的锤击和疲劳应力。

假设商务旅客飞机机身的较大尺寸，框架由形成机身的圆周的部分的多个结构元件构成。

通过接合板，即，通过使用铆钉固定至框架的板条组装所述元件。

这种连接必须包括足够的紧固件以传递它们之间所承受的机械载荷。

因此，除了损伤容限的标准之外，因为所选的材料不能塑性变形，锤击应力（在冲击过程中，应力流在与组装区域接触的两个零件的表面之间传递）的抗性也起作用。

最后，使得紧固件承受疲劳和锤击，必须遵从关于其间距的规则。

为了安装多个能够承受在连接部处的各种载荷同时遵从关于所述紧固件的间隔规则的紧固件，轮廓的板必须足够高（即，在轮廓的横截面的平面中足够长）。

但是，所述高度必须不能太大，否则结构的质量将增加并且机身内用于商业有效载荷和系统的安装的可利用容积将减小。

因此，在连接端处垂直于板的直横截面能够获得最好解决方法，其包括：尽可能增加板的高度，同时将轮廓的总高度限制在最小，即将在凸缘与板之间的曲率半径限制在最小。