專利名稱：肋接頭的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機沖面抗扭箱的用于接收和分配局部負荷的部件。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)上，航空沖面的結(jié)構(gòu)在它們的阻力和負荷運送部件中由抗扭箱形成。熟知結(jié)構(gòu)中的一種是多肋結(jié)構(gòu)，根據(jù)該多肋結(jié)構(gòu)，抗扭箱由兩個加強桿形成，由外殼封閉，并由均勻分布的肋加強抵抗扭轉(zhuǎn)負荷。熟知結(jié)構(gòu)中的另一種是多加強桿結(jié)構(gòu)，根據(jù)該多加強桿結(jié)構(gòu)，抗扭箱由兩個加強桿形成，由外殼封閉，并由均勻分布的內(nèi)部加強桿加強抵抗扭轉(zhuǎn)負荷。源自結(jié)合至抗扭箱的結(jié)構(gòu)(如機身中的外掛架、操縱面或支架)的抗扭箱中的局部負荷密集度通常被通過接頭(通常由數(shù)個部件形成)引入抗扭箱的結(jié)構(gòu)中，該接頭將該負荷傳遞至背部接頭(在多肋箱情況中為肋)，背部接頭又將該負荷分配至箱結(jié)構(gòu)的剩余部分。這種引入負荷的方式要求大量部件，而且這些大量部件難以彼此連接，同時要求大量螺釘，這些大量螺釘必須具有精確的拉緊轉(zhuǎn)矩和非常低的公差，這導致消耗相當大量的組裝時間并在這種組裝中投入大量時間。在競爭日益更加激烈的市場中，需要以最低的可能成本并以最短的可能時間制造結(jié)構(gòu)。在這種框架內(nèi)，將希望減少所述接頭和背部接頭的組裝的部件的數(shù)量并簡化它們的組裝過程。本發(fā)明設(shè)法滿足這種要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目標是提供一種飛機沖面抗扭箱的用于接收和分配局部負荷的飛機沖面抗扭箱的部件，該部件被制成單個部件。本發(fā)明的另一個目標是提供一種飛機沖面抗扭箱的用于接收和分配局部負荷的部件，該部件具有最低的可能重量。本發(fā)明的另一個目標是提供一種用于飛機沖面抗扭箱的接收和分配局部負荷的部件，該部件可以被容易地組裝。本發(fā)明的另一個目標是用于所述部件的有效組裝工藝。在第一方面中，這些和其它目標由抗扭箱的部件(包括至少兩個前和后加強桿、 具有加強縱梁的兩個上和下外殼)實現(xiàn)，該部件由復合材料制成為單個部件，并且該部件的結(jié)構(gòu)包括大致平坦的連接板，具有突出部形式的第一部分和肋形的第二部分；兩個凸緣，將部件連接板連接至前或后加強桿的每個端部的連接板；凸緣，用于連接至上外殼和下外殼；間隙，位于與部件連接到的前或后加強桿蓋交叉并與加強縱梁交叉的區(qū)域中。
在所述部件的優(yōu)選實施方式中，用于連接至上外殼和下外殼的凸緣相對于用于上外殼和下外殼中的每一個的連接板的平面沿相反方向延伸。這實現(xiàn)了具有便于其在某種箱結(jié)構(gòu)中的組裝的Z形橫斷面的部件。在所述部件的另一種特定實施方式中，用于連接至上外殼和下外殼的所述凸緣在用于上外殼和下外殼中的每一個的連接板的平面的兩側(cè)延伸。這實現(xiàn)了雙T形橫斷面，其非常有效地將負荷傳遞至抗扭箱。在第二方面中，提供了一種用于將所述部件組裝在多加強桿抗扭箱中的組裝工藝，該組裝工藝包括下述步驟提供具有兩個外殼的預組裝抗扭箱；提供具有上述Z形剖面結(jié)構(gòu)的部件；將旋轉(zhuǎn)預定角度的所述部件引入抗扭箱；將所述部件移動至為其位置準備的部位，并旋轉(zhuǎn)它，直到它被正確地定位；將部件與連接該部件的前加強桿或后加強桿的端部連接在一起；將部件連接至兩個外殼并連接至連接該部件的前加強桿或后加強桿的端部。在第三方面中，提供了一種用于將所述部件組裝在多加強桿抗扭箱中的組裝工藝，該組裝工藝包括下述步驟提供具有兩個外殼的預組裝抗扭箱；提供具有所述T形剖面結(jié)構(gòu)的部件；將所述部件垂直地引入抗扭箱；將所述部件移動至為其位置準備的部位并正確地定位它；將部件與連接該部件的前加強桿或后加強桿的端部連接在一起；將部件連接至兩個外殼并連接至連接該部件的前加強桿或后加強桿的端部。根據(jù)本發(fā)明目標的說明性實施方式的接下來聯(lián)系附圖的詳細描述，將會理解本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點。


圖Ia示出了熟知的多肋結(jié)構(gòu)抗扭箱的透視圖，圖Ib示出了圖Ia的沿著平面A-A 的剖視圖。圖2示出了熟知的多肋抗扭箱的局部透視圖，在將負荷引入抗扭箱的點處具有接頭-背部-接頭組件。圖3a和北示出了熟知的用于將負荷引入多肋抗扭箱的接頭-背部-接頭組件的剖視圖。圖如示出了熟知的多加強桿結(jié)構(gòu)抗扭箱的透視圖，圖4b示出了這種類型的抗扭箱的典型的剖視圖。圖5示出了熟知的用于將負荷引入多加強桿抗扭箱的接頭-背部-接頭組件的剖視圖。圖6a示出了熟知的用于將接頭-背部-接頭組件連接至抗扭箱的連接裝置的示意性剖視圖。圖6b示出了根據(jù)本發(fā)明的用于接收和分配局部負荷的部件至抗扭箱的連接的示意性剖視圖。圖7a示出了根據(jù)本發(fā)明的用于接收和分配局部負荷到抗扭箱的部件的優(yōu)選實施方式的透視圖。圖7b示出了圖7a的組裝至抗扭箱的部件的示意性側(cè)面剖視圖。圖8圖示了用于將圖7a的部件組裝至抗扭箱的組裝工藝。圖9a示出了根據(jù)本發(fā)明的用于接收和分配局部負荷到抗扭箱的部件的另一個優(yōu)選實施方式的透視圖。圖9b示出了圖9a的組裝至抗扭箱的部件的示意性側(cè)面剖視圖。圖10圖示了用于將圖9a的部件組裝至抗扭箱的組裝工藝。
具體實施例方式將首先簡要地描述用于將局部負荷引導并分配至飛機沖面抗扭箱的已知技術(shù)。如圖1和Ib所示的多肋結(jié)構(gòu)抗扭箱1在結(jié)構(gòu)上基于前加強桿11和后加強桿 13(相對于飛機的飛行方向理解術(shù)語“前”和“后”)、具有多個加強縱梁25和多個橫肋27 的兩個上外殼19和下外殼21。如圖2所示的接頭5包括在這種類型的抗扭箱1中，該抗扭箱1用于接收被通過背部接頭7分配至該抗扭箱的剩余部分的局部負荷。在圖3a和北中看到這些接頭5、背部接頭7組件的兩種實施方式，其中背部接頭 7類似于橫肋27。此外，多個加強桿結(jié)構(gòu)抗扭箱3，諸如在圖如和仙中所示的一個，在結(jié)構(gòu)上基于前加強桿11和后加強桿13(相對于飛機的飛行方向理解術(shù)語“前”和“后”)、具有多個加強縱梁25和多個內(nèi)部中間縱向加強桿15的兩個上外殼19和下外殼21。圖5示出了用于接收和分配多加強桿抗扭箱3中的局部負荷的接頭5、背部接頭7 組件的實施方式。圖6a圖示了用在多肋抗扭箱1和多加強桿抗扭箱3中的接頭5、背部接頭7組件的熟知連接，該連接采用彎頭6以在不同的元件之間形成必要的平坦表面，以使得能夠通過螺釘(未示出)進行連接?，F(xiàn)在描述本發(fā)明，首先必須指出的是，本發(fā)明的基本思想是，代替現(xiàn)有技術(shù)的接頭 5、背部接頭7組件，提供用于將局部負荷引導并分配至飛機沖面抗扭箱的單個部件9。這在圖6b中示意性地示出，圖6b示出了被制成為單個部件的連接至后加強桿13 (或，在合適時連接至前加強桿11)的部件9。因此，單個部件9為能夠進行所述接頭5和背部接頭7的功能的單個結(jié)構(gòu)構(gòu)件，因此減少將被制造、組裝和安裝的部件的數(shù)量。在圖和7b中圖示的實施方式的結(jié)構(gòu)的下述構(gòu)件必須被指出大致平坦的連接板31，具有用于接收局部負荷的突出部33形式的第一部分和用于將該負荷分配至該抗扭箱的剩余部分的肋形連接板形式的第二部分。兩個凸緣39，用于將連接板31連接至后加強桿13 (或者，合適時，前加強桿11)的每個端部的連接板。必須注意到，在為部件9準備的位置處必須切掉后加強桿13。數(shù)個凸緣43，用于連接至上外殼19和下外殼21，凸緣43相對于連接板31的平面沿相反方向延伸，使得部件9獲得Z形橫斷面。
數(shù)個間隙45，位于與后加強桿蓋13 (或者，合適時，前加強桿11)和加強縱梁25交叉的區(qū)域中。這些間隙45必須避免部件9與后加強桿13(或者，合適時，前加強桿11)和 /或加強縱梁25之間在它們的最終位置和在組裝工藝期間的任何干擾。采用作為單個部件的部件9的這種結(jié)構(gòu)，局部負荷通過突出部33被引入抗扭箱， 并延伸穿過肋形連接板35，肋形連接板35通過凸緣39、43區(qū)域中的鉚釘式連接裝置(未示出)將該負荷分配至外殼19，21，并分配至后加強桿13 (或者，合適時，前加強桿11)的連接板。在圖9a、9b中示出的實施方式中，與剛剛描述的實施方式相比，結(jié)構(gòu)上的唯一差別是，用于連接至上外殼19和下外殼21的凸緣43在連接板31的平面的兩側(cè)延伸，使得部件9獲得雙T形橫斷面。在本發(fā)明的用于多加強桿抗扭箱3的優(yōu)選實施方式中，肋形連接板35從部件(9) 被組裝到其上的前或后加強桿(11，1 延伸至最近的中間加強桿(15)。在本發(fā)明的用于多肋抗扭箱1的優(yōu)選實施方式中，肋形連接板35從兩個前和后加強桿11、13上延伸。用于部件9的推薦制造工藝是RTM(樹脂轉(zhuǎn)移模制)，因為它允許獲得單個部件形式的完整結(jié)構(gòu)。部件9在多肋抗扭箱中的組裝類似于該抗扭箱的肋形成部分的組裝(在放置所述外殼中的一個之前進行)。后加強桿13(或者，合適時，前加強桿11)的兩個部分的安裝是部件9在抗扭箱組裝工藝內(nèi)的安裝的最后部分。在多加強桿箱中，接近該箱的內(nèi)部的限制條件限制和決定了部件9的幾何形狀。在圖7a和7b中示出并且如圖8所示的結(jié)構(gòu)的情況中，旋轉(zhuǎn)約40°的部件9被引入該箱中。它被旋轉(zhuǎn)至它的位于它將定位的箱的單元內(nèi)部的最終位置。一旦部件9被放置， 則后加強桿(或者，合適時，前加強桿11)的連接板的兩個部件將被組裝到其上。在圖9a和9b中示出并且如圖10所示的結(jié)構(gòu)的情況中，部件9被垂直地引入該箱中，在根部肋(該肋未被組裝)的區(qū)域中，并沿著該箱移動至其最終位置。一旦它被固定， 則后加強桿(或者，合適時，前加強桿11)的連接板的兩個部件將被組裝到其上。包括在由接下來的權(quán)利要求限定的范圍內(nèi)的任何修改可以被引入上述優(yōu)選實施方式中。
權(quán)利要求
1.一種飛機沖面抗扭箱(1，3)的用于接收和分配局部負荷的部件(9)，該抗扭箱(1， 3)包括至少兩個前加強桿和后加強桿(11，13)以及具有加強縱梁0 的兩個上外殼和下外殼(19，21)，其特征在于，該部件由復合材料制成為單個部件，并且其特征在于它的包括下述特征的結(jié)構(gòu)大致平坦的連接板(31)，具有突出部(3 形式的第一部分和肋形連接板(3 形式的第二部分；兩個凸緣(39)，用于將連接板(31)連接至連接部件(9)連接到的前加強桿或后加強桿 (11，13)的每個端部的連接板；凸緣(43)，用于連接至上外殼和下外殼(19，21)；間隙(45)，位于與部件(9)連接到的前加強桿蓋或后加強桿蓋(11，13)交叉并與加強縱梁0 交叉的區(qū)域中。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機沖面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，用于連接至上外殼和下外殼(19，21)的所述凸緣相對于用于上外殼和下外殼(19，21)中的每一個的連接板(31)的平面沿相反方向延伸。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機沖面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，用于連接至上外殼和下外殼(19，21)的所述凸緣在用于上外殼和下外殼(19，21)中的每一個的連接板(31)的平面的兩側(cè)延伸。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3所述的飛機沖面抗扭箱(1，3)的部件(9)，其特征在于，所述抗扭箱(3)為多加強桿箱，并且特征在于，肋形連接板(3 從部件(9)被組裝至其上的前加強桿或后加強桿(11，13)延伸至最近的中間加強桿(15)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-3所述的飛機沖面抗扭箱(1，；3)的部件(9)，其特征在于，所述抗扭箱(1)為多肋箱，并且特征在于，肋形連接板(35)從前加強桿和后加強桿(11，13)延伸。
6.一種用于將權(quán)利要求2的部件(9)目標組裝在多加強桿抗扭箱(3)中的組裝工藝， 其特征在于，其包括下述步驟a)提供具有兩個外殼(19，21)的預組裝抗扭箱(3)；b)提供根據(jù)權(quán)利要求2的部件(9)；c)將旋轉(zhuǎn)預定角度的所述部件(9)引入抗扭箱(3)；d)將所述部件(9)移動至為其位置準備的部位，并旋轉(zhuǎn)它，直到它被正確地定位；e)將部件(9)與連接該部件(9)的前加強桿或后加強桿(11，1 的端部連接在一起；f)將部件(9)連接至兩個外殼(19，21)并連接至該部件(9)連接到的前加強桿或后加強桿(11，13)的端部。
7.一種用于將權(quán)利要求3的部件(9)目標組裝在多加強桿抗扭箱(3)中的組裝工藝， 其特征在于，它包括下述步驟a)提供具有兩個外殼(19，21)的預組裝抗扭箱(3)；b)提供根據(jù)權(quán)利要求3的部件(9)；c)將所述部件(9)垂直地引入抗扭箱(3)；d)將所述部件(9)移動至為其位置準備的部位；e)將部件(9)與連接該部件(9)的前加強桿或后加強桿(11，1 的端部連接在一起；f)將部件(9)連接至兩個外殼(19，21)并連接至該部件(9)連接到的前加強桿或后加強桿(11，13)的端部。
全文摘要
作為飛機沖面的抗扭箱(1，3)的部件(9)的肋接頭由復合材料制成為單個部件，包括大致平坦的連接板(31)，具有突出部(33)形式的第一部分和肋形連接板(35)形式的第二部分；兩個凸緣(39)，用于將連接板(31)連接至其所連接到的前加強桿或后加強桿(11，13)的每個端部的連接板；凸緣(43)，用于連接至抗扭箱的上外殼和下外殼(19，21)；間隙(45)，位于與部件(9)連接到的前加強桿蓋或后加強桿蓋(11，13)交叉并與外殼(19，21)的加強縱梁(25)交叉的區(qū)域中。本發(fā)明還包括用于將肋接頭組裝在多加強桿抗扭箱中的組裝工藝。
文檔編號B64C3/18GK102282068SQ200980154780
公開日2011年12月14日 申請日期2009年12月17日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月17日
發(fā)明者埃斯波蘭薩·埃爾南多塞巴斯蒂安, 弗利克斯·多朗格斯艾斯克雷薩, 弗朗西斯科·喬斯·費爾南德斯桑切斯 申請人:復合材料研發(fā)應用中心, 空客運營有限公司