飞行器结构的制造方法以及由此得到的结构 【技术领域】
本发明涉及飞行器结构的制造方法以及用所述方法得到的结构。背景技术 众所周知， 飞行器机身包括一个主要用来确保力的恢复作用的结构， 在该结构上 有下面称之为空气动力外壳的外壳， 它将其空气动力性能提供给飞行器。 这样， 该结构包括 彼此间组合在一起的大梁、 加强肋、 加固件等。这些元件可以是金属和 / 或复合材料。
众所周知， 空气动力外壳为多块板并列或多个整段金属板并列的形状， 利用铆钉 或所有合适的方式将这些板连接到所述结构上。根据变型， 这些板可以是复合材料。
在图 1 中示出了飞行器机身的一部分， 该机身包括表皮 12， 处在该表皮的内壁上 并沿飞行器的纵向设置的一些加强肋 14， 以及上面装有这些加强肋 14 和表皮 12 的一些框 架 16， 这些框架处在与纵向方向基本垂直的平面中。
每个框架确保轨道加固件的作用， 而加强肋确保纵向加固件的作用。
众所周知， 如图 2 所示， 利用夹件或角材 18 将框架 16 与表皮 12 连接。此外， 每一 个框架 16 通过一个稳定器 20 与加强肋 14 连接。通常， 框架的截面形状为 J 型， I 型， Z 型， C 型或 L 型， 其中心部分 22 处在与表皮或与纵向方向垂直的平面中。这种截面可以在含有 中心部分的平面中得到很大的硬度。 需要补充的是， 稳定器 20 使框架在垂直于中心部分 22 的平面中的硬度得到提高。
每一个夹件或角材 18 包括贴紧加强肋 14 的内壁的第一翼 18a， 以及与框架 16 连 接的第二翼 18b。 同时， 稳定器 20 包括一个与框架的中心部分垂直的板形中心部分， 其第一 端与加强肋 14 连接， 第二端与框架 16 连接。
上述组装件的缺陷之一在于， 这些元件两两组装， 因此两个元件就有四个连接件。 由于每个连接件会将几何尺寸应力施加到两个表面上， 即每个连接的元件一个表面， 所以 组装件一共施加八个几何尺寸应力， 这些应力被添加到表皮的外表面处和没有与稳定器 20 接触的框架的外表面处的几何尺寸应力上。
另一个缺陷在于， 每一个框架都有一个由在理论上形成 90°角的壁板构成的开口 型面， 在加工以后或在焙烧以后， 就会在各壁板之间出现角度误差， 这样在它们之间形成与 理论角度不同的角度。这种几何误差作用于楔 24 的连接处， 用于补偿和保证不同组装元件 的精确定位。
这些公知元件的组装方法在于提供至少四组工具。 因此， 根据第一个操作方式， 将 加强肋 14 固定到第一组工具上的表皮 12 上。然后， 表皮 12 和加强肋 14 在第二组工具上 成形， 在表皮成形时， 为保证力的恢复， 该第二组工具应当足够坚硬。在第三组工具上添加 夹件 18 以后， 通过调节由框架 16 和夹件 18 构成的系统 ( 框架 16 和夹件 18) 与加强肋 14 的相对位置， 利用楔 24 将该系统固定到加强肋 14 上。 最后， 可以配备第五工具对稳定器 20 进行定位。
需要组装的构件以及工具的增加， 几何尺寸的应力以及楔的定位都增加了生产时
间和成本。
在飞行器机翼的领域中， 文献 US2010/0025529 提出一种将两个加固件进行组装 的方法， 利用一个三角形中空型材形式的连接元件可以将这两个加固件以 90°方式连接， 该连接元件代替 T 形角材， 用以将每一个需要连接的加固件固定到确保这两个加固件之间 连接的中空型材的外表面上。
为了确保表皮和框架之间的连接， 可以考虑用一个与文献 US2010/0025529 中描 述的型材类似的三角形中空型材， 用于代替夹件或角材 18。 但是， 使用这种连接元件并未减 少需要组装的元件的数量， 也未减少几何尺寸应力的数量， 使用这种连接元件也未省略用 于补偿框架的几何误差而添加的楔。
就飞机结构而言， 根据文献 DE-10.2006.002248 和 WO-2009/037006 得知的框架确 保两个功能， 即结构功能和管道功能。 根据文献 WO-2009/037006， 框架为通过支撑件与表皮 连接的管道的形状。因此， 除了框架外， 这种组装还需要在框架和表皮之间有连接元件。这 些元件使组装复杂化。根据另一个缺陷， 如上所述， 要在一个专用工具上使表皮成形， 所以 其形状并不十分适合于框架的形状， 还是要在支撑件和表皮之间插入楔。
根据文献 DE-10.2006.002248， 框架为 U 字形加固件 ( 开口型面 ) 的形状， 有一根 管道处在该加固件中， 或者有一个壁与 U 形型面的一部分限定出一根管道。根据一个实施 方式， U 形型面和所述壁可以做成整块， 为使绝缘体定位， 壁与表皮不接触。因此根据该文 献， 框架为中空截面， 在外周有两个确保中空截面与表皮之间连接的腿部。 该解决方案由于 省略了可与框架分开的连接元件而使组装得到简化。 但是如上所述， 表皮是在一个专用工具上成形的， 所以其形状并不十分适合于框 架的形状， 还是要在框架和表皮之间插入楔。事实上， 在该文献中所述的框架， 特别是确保 中空截面与表皮连接的腿部没有足够的硬度能使框架用做工具。
发明内容 本发明旨在克服现有技术的这些缺陷。为此， 本发明的第一个目的在于飞行器结 构的制造方法， 该方法可以减少需要组装的元件的数量， 因而减少装载质量， 并且减少几何 尺寸的应力数量， 不需要用楔来调节它们之间的需要组装的元件。
本发明的第二个目的在于飞行器结构， 该结构包括沿两个方向用第一组加固件和 第二组加固件增强的表皮， 所述第一组加固件称作沿飞行器的纵向方向设置的加强肋， 所 述第二组加固件称作设置在垂直于纵向方向的平面中并确保轨道力的恢复的框架， 其特征 在于至少一个框架为由一个闭合型面限定的中空截面， 将所述型面制造成整块的给定截 面， 其一部分与表皮接触。
该几何结构使框架具有很大的强度， 所以在使表皮成形时能将框架用作支撑表 面。由于表皮在该框架上直接成形， 因此这些形状适合于框架的形状， 由此不再需要准备 楔。
附图说明
通过阅读下面结合附图对仅作为例子的实施例的描述将会更清楚本发明的其他 特征和优点， 其中 ：图 1 是现有技术的飞行器局部机身内部的透视图 ； 图 2 是现有技术的飞行器机身的局部结构的剖视图 ； 图 3 是说明本发明的飞行器机身的局部结构的剖视图 ； 图 4A-4C 是根据本发明的变型说明框架的不同制造步骤的剖视图 ； 图 5 是在形成本发明飞行器机身结构的一部分的机身内部第一位置处的透视图 ； 图 6 是在形成本发明飞行器机身结构的一部分的机身内部第二位置处的透视图 ； 图 7A 是表示形成本发明飞行器机身结构的制造方法的第一步骤的侧向示意图 ； 图 7B 是沿图 7A 的 AA 线的剖视图 ； 图 8A 是表示形成本发明飞行器机身结构的制造方法的第二步骤的侧向示意图 ； 图 8B 是沿图 8A 的 AA 线的剖视图 ； 图 9A 是表示形成本发明飞行器机身结构的制造方法的第三步骤的侧向示意图 ； 图 9B 是沿图 9A 的 AA 线的剖视图 ； 和 图 10 是形成飞行器机身内的地板的本发明结构的透视图。具体实施方式
在图 3、 5 和 6 中， 示出的是飞行器机身的一部分， 该机身包括沿两个方向用第一组 加固件和第二组加固件增强的表皮 28， 所述第一组加固件称作沿飞行器的纵向方向设置的 加强肋 30， 所述第二组加固件称作设置在垂直于纵向方向的平面中并确保轨道力的恢复的 框架 32。
加强肋 30 通过任何合适的方式设置在表皮 28 的内表面上。
众所周知， 表皮 28 为多块板并列或多个整段金属板并列的形状， 利用铆钉或所有 合适的方式将这些板连接到所述结构上。根据变型， 这些板可以是复合材料。
因为表皮 28 和加强肋 30 是本领域技术人员公知的， 所以不再对它们进行描述。
根据本发明， 至少一个框架 32 为由一个闭合型面限定的中空截面， 型面的一部分 与表皮接触。
将该闭合型面制造成整块的给定截面， 而不是多个部件的组装件。
根据一个实施方式， 该闭合型面为梯形截面。因此， 框架 32 包括与表皮 28 接触 的第一壁板 34， 在一个变型中， 第一壁板与对应于大底的加强肋 30 接触 ； 称作侧面的第二 壁板 36， 该壁板提供支撑面 ； 与第一壁板 34 平行且对应于小底的第三壁板 38 ； 以及称作侧 面的连接第一壁板和第三壁板的第四壁板 40， 该第四壁板相对于第一壁板 34 倾斜 ( 不垂 直 )。
闭合型面可以得到一个匣的形状， 这样就提高了框架的强度， 因此不再需要提供 稳定器。
根据另一方面， 对应于小底的第三壁板 38 可以提高与表皮垂直的平面中的惯性 矩。
可以意识到的是， 具有中空截面的闭合型面可以有厚度不同的壁板， 从而根据使 用时施加至其上的外力改善框架的机械性能。这样， 壁板 34、 40、 36 和 38 可以有不同的厚 度。
根据框架的截面， 梯形的大底和第二壁板 36 之间的角度可以为钝角或是锐角， 为的是使其适合于表皮 28 的曲率， 并使侧面壁板 36 与飞行器的纵轴保持垂直。
环绕形框架 32 可以由在整个周边延伸的单件制成， 也可以通过将多个区段头尾 相接地组装获得。
另一方面， 根据截面在周边上的位置框架 32 可以有恒定或变化的截面。因此， 大 底 34 和小底 38 之间的距离可以由于两个侧面壁板 36、 40 之间的间距和 / 或侧面壁板 40 的倾斜度而改变。
根据一个实施方式， 框架 32 可以是金属， 并可以用拉丝模的型材制成， 然后将其 弯曲成形。
根 据 一 个 实 施 方 式， 可 以 借 助 公 知 方 法 例 如 挤 压 拉 伸 法、 织 造 法、 悬垂轨道 (drappage orbitaux) 法等用复合材料制造框架 32。
在将纤维定位以后， 使框架部分聚合， 以便得到半焙烧过的元件， 也可使其全部聚 合， 以便得到焙烧过的元件。
如图 5 和 6 所示， 框架 32 在对应于大底的壁板 34 处包括一些切口 42， 这些切口还 在侧面壁板 36 和 40 处延伸， 用于让加强肋 30 通过。
为了使加强肋变轻和 / 或为了保证用连接元件 44( 图 3) 例如铆钉将其固定在表 皮上， 相对于大底 34 倾斜的侧面壁板 40 包括一些切口 46。 这些切口 42 和 46 可以通过加工实现。制备一个具有中空型面的框架 32 可以不 产生几何误差 ( 与中空型面的制造有关或与切口 42 和 46 的加工有关 )， 并且消除了需要组 装的元件之间用于调节的楔。
当该结构是金属时， 它形成一个法拉第笼， 该笼保护其内的各元件， 并确保电流的 反射功能和喷镀金属的功能或电力系统施加相同电势的功能。
当该结构用复合材料构成时， 根据图 4A-4C 所示的实施方式， 可以将与金属框架 相同的功能集中在电路板上， 并且可以包括至少一个导电材料层。
这样， 在图 4A 所示的第一阶段， 用导电材料 ( 金属网、 连续板材、 展开的金属等 ) 制成一个外壳 48， 如图 4B 所示， 在该外壳上有涂层 50， 例如玻璃纤维层， 用于防止腐蚀。然 后， 如图 4C 所示， 再在该涂层 50 上涂敷用于构成框架 32 的增强纤维 52。
根据变型， 可以在框架的纤维皱褶之间插夹金属网状结构。
根据具有中空截面的框架提供的另一个优点， 可以用框架 32 来保证将形成表皮 的板进行成形。
根据一个完成的方式， 如图 7A 和 7B 所示， 将机身一部分的框架 32 设置在第一工 具 54 上。根据一个实施方式， 第一工具 54 包括一个具有一些立柱 56 的支座， 每个框架 32 有一个立柱， 每个立柱有框架的一些定位设备 58。为此， 立柱 56 可以包括一些作为定位设 备 58 的销子， 将这些销子穿到各个框架上的中心孔中。该第一工具 54 可以利用相同于需 要得到的部分机身的结构中的方法对框架定位。
通过任何合适的方法将利用加强肋 30 增强的表皮 28 固定到第二工具 60 上。
在这种情况下， 由于存在加强肋 30， 所以表皮 28 沿第一方向会难以发生柔性变 形， 但是在另一个与第一方向垂直的方向上可以发生变形， 这是因为它还没有被框架 32 增 强。
如图 8A 和 8B 所示， 将这两个工具 54 和 60 彼此相互定位。
然后如图 9A 和 9B 所示， 通过将表皮 28 平贴在框架 32 上使其变形， 从而使其适合 于所述框架 32 的曲率半径。根据本发明， 由于考虑了框架 32 的强度， 所以与现有技术的框 架不同的是， 能将这些框架用作工具来使表皮有一定的形状。
接着， 利用任何合适的方法， 即利用连接元件例如铆钉或通过聚合作用连接框架 32 和表皮 28。
本发明的框架 32 的特定截面可以省略卡夹和稳定器。由于考虑了需要组装的构 件的数量， 所以减少了组装时间， 将几何尺寸应力数量限定到框架 32 的表面 34 和 36， 以及 限定到表皮 28 的内表面。
根据变型， 框架 32 由所述结构的整个周面上的连续轨道型材 ( 无拼接 ) 构成。在 这些框架上， 将并列的板材平贴贴紧， 或是将开槽管形状的板材绕在由连续轨道框架形成 的支架上。
本发明的闭合型面的框架和组装方法不仅可以适用于与飞行器的各个截面基本 为圆形的板段对应的机身各部分， 而且也适用于机身的其他部分， 例如机头和尾锥。 如图 10 所示， 这种技术还可用于形成飞行器的地板。在这种情况下， 地板的横梁 62 可以像框架 32 一样为中空闭合型面。 这种技术可以提高横梁 62 的扭力强度。
有利地， 横梁 62 的各端进行特形铣加工， 以便得到斜边形状， 从而能将其固定到 框架 32 上。
优选地， 利用切口 64 将横梁 62 镂空， 以便使它们变轻或能够进入到横梁 62 内部。
框架 32 和横梁 62 可以与现有技术中的框架和横梁组合。
根据另一优点， 横梁 62 和框架 32 的中空截面可以用作电缆或管路的通道。