用于机翼翼板的肋支撑制造技术

本发明专利技术涉及一种用于飞行器结构的方法和装置，具体的说，本发明专利技术涉及一种用于机翼翼板的肋支撑。在一个优选实施例中，所述飞行器结构具有肋、多个纵梁以及一组剪切连接件。所述多个纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够紧固于飞行器结构的蒙皮。所述剪切连接件组从肋开始延伸并具有一组细长元件，其中所述细长元件组连接于所述多个纵梁。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术大体涉及飞行器，尤其涉及一种用于飞行器结构系统的方法和装 置。更具体地说，本专利技术涉及一种用于复合机翼翼板的肋结构和连接系统的 方法禾。装置。
技术介绍
在飞行器结构中，机翼翼板，其包括蒙皮和纵梁，可以抵抗机翼上的弯 曲载荷。这些载荷以及所产生的偏斜可导致上层机翼挤压弯曲和在支撑机翼 翼板的肋上产生断裂载荷。翼板的挤压弯曲能力取决于几何形状、肋的间隔 和纵梁的间隔。翼板的边界条件由肋对蒙皮/纵梁的支撑方法所决定。如图1所示的传统铝制翼板设计可以借助纵梁12的自由凸缘16和相关 的肋弦凸缘18之间的一系列肋螺栓14而将肋IO连接到纵梁12上来提供翼 板支撑。蒙皮20可以使用紧固件连接于纵梁外凸缘22。可供选择的方法是 在纵梁网格和肋弦(未示出)之间连接蝶形夹。这些连接件可以为翼板提供 受压杆稳定性而不会使得纵梁出现巻曲。但这些设计可都是不合要求的，因 为它们在翼盒制作过程中需要安装。而在封闭的翼盒中的钻孔需要面临很多 挑战。此外，将这种肋螺栓设计应用至复合机翼结构会导致在梁条的半径中产 生层间张力的问题。这种构造会造成复合结构的较差载荷路径，这将需要为 纵梁半径采用强化的方法，导致成本增加。除了肋和纵梁的连接，复合机翼 也可需要使共用于纵梁和蒙皮的制动(arrestment)紧固件脱开。因此需要提供结构部件，从而为机翼翼板的肋支撑提供一种改进的载荷 路径。该结构还要求无需在密闭的翼盒里面钻孔。
技术实现思路
不同的优选实施例为飞行器结构提供方法和装置。在一项优选实施例 中，飞行器结构具有肋，多个纵梁和一组剪切连接件。多个纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够被紧固于飞行器结构的蒙皮。该剪切连接件组可从肋开始 延伸并且具有一组延长元件，其中该延长元件组连接至多个纵梁。在另一优选实施例中，可使用制造飞行器结构的一种方法。可设置多个 肋并且剪切连接件延伸自所述多个肋。多个具有蒙皮凸缘的纵梁可连接至飞 行器结构的剪切连接件。在另一优选实施例中，飞行器结构包括多个肋、蒙皮翼板和用于将蒙皮 翼板连接到所述多个肋的结构装置。该结构装置提供从蒙皮翼板到多个肋的 载荷路径。这些特性、功能和优点可以在本专利技术的各个实施例中独立地实现，或者 也可以在其它实施例中被组合，其中进一步的细节可以参考下面的附图和说 明看出。附图说明被认为是本专利技术优选实施例的新特点在所附的权利要求中阐述。但是优 选实施例，以及优选的使用方式、进一步的目的和优点，通过参考下面本专利技术优选实施例的详细的说明和附图，将会非常好地理解。其中图1是公知机翼结构的正视图，示出可实现有利实施例的肋和机翼翼板连接元件；图2是根据本专利技术优选实施例的飞行器制造和服务方法的流程图； 图3是根据本专利技术优选实施例的飞行器的框图；图4是根据本专利技术优选实施例的用于为机翼翼板提供肋支撑的部件的视图.，图5是用于根据本专利技术优选实施例的飞行器的机翼的一部分的视图；图6是根据本专利技术优选实施例的机翼的 一部分的截面图；图7是根据本专利技术优选实施例的处于纵梁蒙皮凸缘的高度平面中的纵梁和肋结构构造的横截平面图；图8是根据本专利技术优选实施例的在纵梁穿过凸缘处的纵梁和肋结构的截面图；图9是根据本专利技术优选实施例的纵梁和肋结构构造的横截平面图； 图IO是根据本专利技术优选实施例的装配机翼过程的流程图；以及 图11是根据本专利技术优选实施例的安装蒙皮翼板的过程的流程图。具体实施方式更具体地参照附图，本专利技术的实施例可以采用如图2所示的飞行器制造和服务方法200和如图3中所示的飞行器302进行描述。在预生产过程中， 示例性方法200可包括飞行器302的规格和设计204及材料获得206。在生 产过程中，进行飞行器302的部件和子组件制造208和系统集成210。然后， 飞行器302经过检验和运送212以将其投入使用214。当其由客户使用时， 为飞行器302设定计划进行常规维护和检修216 (这也可包括修理，重新配 置和整修等等)。方法200的每个步骤可由系统集成者、第三方和/或运营者(例如客户) 执行或实施。出于本说明的目的，系统集成者可包括不受限制的任何数量的 飞行器制造厂商和主系统分包商；第三方可包括不受限制的任何数量的售卖 者、分包商和供应商；并且运营者可是航空公司、租赁公司、军队和服务组 织等等。如图3所示，按照图2中的示例性方法200生产的飞行器302可包括具 有多个系统320的机身318和内部部件322。高级系统320的实例包括一个 或多个推进系统324、电气系统330、液压系统328和环境系统326。也可包 括任何数量的其它系统。尽管示出了航空的实例，但本专利技术的原理可以应用 于其它行业，例如汽车工业。这里所实现的装置和方法可以用在图2中的生产和服务方法200中的任 何或多个阶段。例如，相应于图2中的生产步骤208的组件或部件可以以一造。同样， 一个或多个装置实施例、方法实施例，或它们的组合可以在图2 中的生产阶段208和210中被利用，例如，基本上通过加速组装飞行器302 或降低飞行器302的成本。类似地，例如且没有任何限制地， 一个或多个装 置实施例、方法实施例，或它们的组合可以当飞行器302使用时用于图2中 的维护和检修216。在不同的优选实施例中， 一种方法和装置可用于制造相 应于机身318中机翼的结构组件。再次转到图4，其描绘了根据优选实施例用于为机翼翼板提供肋支撑的 组件的图解实例。在这个所述实例中，示出了可以实现不同的优选实施例的 机翼。其它优选实施例可以在其它结构中实现，例如但并不局限于平衡器、 操纵面、机身和抢门。在这个实例中，肋400包括结构部件402。这些结构部件可包括，例如 但不限于，加强构件404。另外，肋400也可包括剪切连接件406。在这些 例子中，剪切连接件406可包括结构部件408。这些结构部件可包括，例如 但不限于，角撑板410。剪切连接件406可以被整合于肋400。在这些例子 中，剪切连接件406可以通过结构部件408连接于纵梁412和蒙皮414,例 如角撑板410。这样，载荷路径，例如但不限于，载荷路径416,该载荷路 径可通过结构部件408从肋400到纵梁412和蒙皮414而形成。这种类型的结构与现在使用的纵梁412可直接连接于肋400的构造相 反。采用当前的结构，纵梁412是载荷路径416的一部分。因此，不同的优选实施例提供载荷路径416，其中剪切连接件406直接 连接于纵梁412和蒙皮414。这样，在采用不同优选实施例提供的结构的情 况下，可避免例如何时对纵梁中的纵梁半径施加力的问题。因此，典型的'T 型截面纵梁在压力下可以是稳定的并且不需要机械结构或方法来防止纵梁 412翻巻。不同的实施例可以应用于具有其它结构的纵梁，例如但不限于，J、 T、 Z和帽形结构。现在参照图5,其说明了根据优选实施例用于图3中飞行器302的机翼 的一部分实例。在这个例子中，机翼500包括前翼梁502、后翼梁504、肋 506、肋508和肋510。纵梁512、 514、 516、 518、 520和522连同蒙皮524 一起构成蒙皮板526。图5中所描述的组件是图4中所描述的块组件的实际 例子。这些组件可以形成飞行器机翼结构。组件中的复合材料可以是，例如 但不限于，石墨、凯夫拉尔(Ke本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器结构，包括：　　　　肋；　　　　多个纵梁，所述纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够固紧至飞行器结构的蒙皮；　　　　一组剪切连接件，其从所述肋延伸且具有一组细长元件，其中该组细长元件连接至所述多个纵梁的蒙皮凸缘。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：理查德B坦纳，伊恩C伯福德，托马斯V金兹威尔，格雷戈里B多蒂，詹姆斯R赫克，迪安E威尔逊，布赖恩H科里内加，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]