一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构(8)的方法，其特征在于，该方法包括下列步骤：a.提供至少未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、至少未固化的前翼梁(5)和未固化的后翼梁(6)；b.将未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁、未固化的翼梁(5、6)以与基部结构(8)的构型对应的构型定位在固化工具中；c.使结构(8)经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构(8)。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器结构的领域，并且更具体地属于用于制造抗扭盒的方法的领域。
技术介绍
飞机已大部分或完全由金属部件构成，该金属部件在机械性能方面提供良好的性能，但其缺陷是它们也提供过多的重量。随着航空公司之间的竞争的增加，机身制造商搜寻改善特定性能的新方法，从而意味着增加或保持结构特征以及降低针对金属构造的重量。一种最重要的解决方案是将复合纤维增强聚合物(CFRP)用于主要结构部件，从而实现了重大的重量的减轻和运行成本的节省。具有大量CFRP成分的第一种飞行器是具有超过20％的CFRP成分的空中客车(Airbus)320。总之，复合材料已被证实能够满足下列要求：-节约重量。-具有成本效益。-满足飞行器条件下的结构需求。-有益的成本/重量关系。用于飞行器升力面的主要结构由机翼前缘、抗扭盒、机翼后缘、根连接件和尖端构成。该抗扭盒由多个结构元件构成：一方面是由纵梁加强的上蒙皮和下蒙皮，另一方面是翼梁和翼肋。通常，形成抗扭盒的结构元件被分别制造并借助于复杂的工具连接以实现通过空气动力学、组装要求和结构要求给定的必要公差。目前，特别是在航空工业中，具有有机基质和连续纤维的复合材料、尤其是CFRP(碳纤维增强塑料)被广泛地用于多种结构元件。例如，事先列举的构成抗扭盒的所有元件(翼肋、纵梁、翼梁和蒙皮)可以使用CFRP来制造。通常，构成抗扭盒的不同部件被分别制造，其后使用铆钉或其他类型的连接装置进行组装。存在与部件的整合有关的几项专利：美国专利No.6,320,118B1(Adhesively bonded joints in carbon fibre composite structures (碳纤维复合材料结构中的粘合式接合部))、美国专利No.6,306,239B1(Method of fabricating a stringer-stiffened shell structure using carbon reinforced composites(使用碳增强复合材料制造纵梁加强外壳结构的方法))、美国专利No.4,749,155(Method of making wing box cover panel(制造翼盒盖板的方法))、美国专利No.5,454,895(Process of manufacturing fibre reinforced structures suitable for aerodynamic applications(制造适于空气动力学应用的纤维增强结构的方法))、美国专利No.5,817,269(Composite fabricating method and tooling to improve part consolidation(复合材料制造方法以及改善部件固结的工具))，这些专利中的所有专利都描述了具有一定程度的整合方法。描述了较大程度整合的另一专利是EP2153979A1(Integrated multispar torsion box composite material(整合的多翼梁抗扭盒复合材料))，该专利在由蒙皮、纵梁、前翼梁和后翼梁以及翼肋形成的抗扭盒的典型布置方面还提出了一种改变。但是，该专利文献涉及无翼肋的多翼梁抗扭盒的整合。这些现有技术的解决方案存在以下技术问题：与使用铆钉的结构有关的技术问题主要是：-对所得结构增加了重量；以及-组装时间比期望的组装时间更长。另一方面，整合结构还具有诸如以下问题：-整合结构需要非常复杂的工具，有时甚至使过程无效益。-希望在制造和组装抗扭盒、特别是包括翼肋的抗扭盒的不同部件方面节省更多的时间。需要一种在不进行整合与完全整合之间提供折衷的解决方案，从而可以解决上述问题。理想的是具有如下结构：用于该结构的铆钉的数目可以通过在可能的最小数目固化周期中整合构成该结构的不同部件而最小化。在现有技术中，即使可以找到打算这样做的解决方案，这些解决方案仍未能提供考虑复杂性的适当工具。在本文献中，词语“复合材料”应当被理解为包括两种或更多种物理上能够连区分的组成部分并且能够机械分离的任何类型的材料，例如CFRP(碳纤维增强聚合物)，所述两种或更多种组成部分不能相互溶解。在本说明书中，下列术语定义如下：-共固化(co-curing)：通过单个固化周期连接以未固化状态提供的两个复合材料层的过程。得到的连接件能够用于主要结构。-共结合(co-bonding)：通过固化周期以及沿着层间的连接表面应用粘合剂将以未固化状态提供的复合材料层连接至固化的复合材料层的过程。得到的连接件能够用于主要结构。-结合(bonding)：通过粘合材料连接两个固化的复合材料部分的过程。得到的连接件能够用于主要结构。-机械结合(mechanical bonding)：通过诸如铆钉或螺栓之类的固定装置连接两个部件的方法。得到的连接件能够用于主要结构。
技术实现思路
本专利技术提供了一种通过根据权利要求1所述的用于制造航空抗扭盒的基部结构的方法、根据权利要求7所述的用于制造航空抗扭盒的方法、根据权利要求10所述的工具、根据权利要求14所述的航空抗扭盒结构以及根据权利要求15所述的飞行器来解决前述问题的改进的解决方案。在本专利技术的第一方面中，提供了一种用于制造用于飞行器的航空抗扭盒的基部结构的方法，其特征在于该方法包括下列步骤：a.提供至少未固化的蒙皮、至少一个未固化的纵梁以及至少两个未固化的翼梁；b.将未固化的蒙皮、至少一个未固化的纵梁以及未固化的翼梁以与基部结构的构型对应的构型定位在固化工具中；c.使该结构经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构。根据本专利技术的用于航空抗扭盒的基部结构包括步骤a.-中描述的部件。在步骤b中，基部结构的构型使得至少一个纵梁以及至少两个翼梁定位在下蒙皮上并且沿它们的凸缘连接至下蒙皮。在步骤c中，定位好的部件例如在高压釜中经历固化周期。在本专利技术的第二方面中，提供了一种用于制造用于飞行器的航空抗扭盒的方法，其特征在于该方法包括下列步骤：d1.提供根据本专利技术的第一方面制造的固化的结构，d2.提供附加的蒙皮，以及d3.将该附加的蒙皮连接至固化的结构。根据本专利技术的第二方面的方法允许将通过根据本专利技术的第一方面的方法获得的结构与可以包括纵梁的附加的蒙皮或上蒙皮组装，以制造和组装抗扭盒，这有利地提本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构(8)的方法，其特征在于，所述方法包括下列步骤：a.提供至少未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、至少未固化的前翼梁(5)和未固化的后翼梁(6)；b.将所述未固化的蒙皮(3)、所述至少一个未固化的纵梁、所述未固化的翼梁(5、6)以与基部结构(8)的构型对应的构型定位在固化工具中；c.使所述结构(8)经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构(8)。
【技术特征摘要】
2013.09.23 EP 13382366.61.一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的基部结构(8)
的方法，其特征在于，所述方法包括下列步骤：
a.提供至少未固化的蒙皮(3)、至少一个未固化的纵梁(4)、至少未
固化的前翼梁(5)和未固化的后翼梁(6)；
b.将所述未固化的蒙皮(3)、所述至少一个未固化的纵梁、所述未固
化的翼梁(5、6)以与基部结构(8)的构型对应的构型定位在固化工具
中；
c.使所述结构(8)经历单个固化周期，从而获得固化的基部结构(8)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在步骤a中，进一步提供至少一个翼肋(2)；
在步骤b中，使所述至少一个翼肋(2)与其余部件一起定位，所述
至少一个翼肋(2)在其边缘(26)上具有至少一层粘合剂。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤c之后执行额
外的步骤c1，其中，步骤c1包括通过固定装置、优选地通过铆钉连接至
少一个翼肋(2)。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法，其特征在于，所述
至少一个翼肋(2)为由干纤维制成的固化的翼肋(2)。
5.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法，其特征在于，所述
至少一个翼肋(2)为由预浸材料制成的固化的翼肋(2)。
6.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法，其特征在于，所述
至少一个翼肋(2)由金属制成。
7.一种用于制造用于飞行器(11)的航空抗扭盒(1)的方法，其特
征在于，所述方法包括下列步骤：
d1.提供根据权利要求1至6中的任一项制造的固化的基部结构(8)，
d2.提供以至少一...
【专利技术属性】
技术研发人员：迭戈·加西亚马丁，卡洛斯·罗蒙巴诺贡，帕布洛·塞沃利亚加罗费，弗朗西斯科·哈维尔·奥诺拉托鲁伊斯，阿基利诺·加西亚加西亚，弗朗西斯科·哈维尔·查莫罗阿隆索，朱利奥·努涅斯德尔加多，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：西班牙;ES
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