飞行器接头、飞行器组件、安装工具及结构部件接合方法技术

本公开提供了一种飞行器接头。该飞行器接头包括：设置有附接孔的第一结构部件，该附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，该可固化的复合衬套在第一部件安装至第二部件时被压缩并固化在附接紧固件的外径与附接孔之间，其中，可固化的复合衬套在固化时防止附接紧固件在附接孔内的径向移位。本公开还提供一种包括上述飞行器接头的飞行器组件、一种用于安装复合衬套的工具、一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法。

Joint Method of Aircraft Joints, Aircraft Components, Installation Tools and Structural Components

The present disclosure provides an aircraft joint. The aircraft joint includes: a first structural component with an attachment hole, which is constructed to accommodate the corresponding attachment fasteners provided by the second structural component; a solidified composite bushing, which is compressed and solidified between the outer diameter of the attachment fastener and the attachment hole when the first component is installed to the second component, wherein the solidified composite bushing is located between the outer diameter of the attachment fastener and the attachment hole. When curing, the radial displacement of the attachment fastener in the attachment hole is prevented. The present disclosure also provides an aircraft assembly comprising the above aircraft joints, a tool for installing a composite bushing, and a method for joining a first aircraft structural component to a second aircraft structural component.

【技术实现步骤摘要】
飞行器接头、飞行器组件、安装工具及结构部件接合方法
本技术涉及用于飞行器接头的可固化的复合衬套、飞行器接头、包括该飞行器接头的飞行器结构组件以及用于安装可固化的复合衬套的方法和工具。
技术介绍
在飞行器结构的组装期间，已知通过钻孔并在两个或更多个部件相对于彼此安装在固定的位置之后将一个或多个紧固件安装在预定的孔位置中而将所述两个或更多个部件在接头处附接在一起。一旦安装了紧固件，接头就被制成并且较大的结构组件被形成。已知的是在结构接头与组件的组装期间可以使用实心衬套。实心衬套在紧固件与供紧固件设置于其中的相应的孔之间存在不期望的偏心或间隙并且该不期望的偏心或间隙要被消除以确保紧固件的正确配装时使用。通常，实心衬套通过坯件来机加工或者选自一系列预先机加工的实心衬套，并且然后通过干涉配合配装在现有的孔内。实心衬套然后可以在期望的位置被进行钻孔以提供供螺栓进行安装的正确的孔。在飞行器结构的组装中，将定制的实心衬套部件机加工并钻孔至所需的精度是精确的过程，并且因此需要时间并且需要组件中的止挡件，因而增加了组装过程的总成本。有时，由于孔本身的表面中隐藏的不规则性，准备的实心衬套或孔可能不能完全对应于孔的尺寸，这导致在紧固件在安装于孔中时的不合适的坐置。紧固件在孔中的不正确坐置导致在飞行器操作时紧固件不能充分地传递所施加的载荷，从而导致静疲劳影响。因此，可以在保守假定结构组件中的某些数量的紧固件是不正确地坐置的紧固件的情况下来对飞行器结构进行设计。这种保守的方法最终导致传递给定的载荷需要更多数量的紧固件的设计，从而导致更高程度的冗余，然而，由于增多的附接部件数目，结构组件还会耗费更多成本来制造、会更重并且需要更多的维护。此外，在一些情况下，孔可能会不规则得使得冗余将不能弥补紧固件的不正确坐置的程度，导致孔和实心衬套需要再加工，或者甚至导致部件被报废。另外，使用各种尺寸的实心衬套需要存储和资产管理，这占用了组装地面和资源的空间。此外，将实心衬套装配到现有的孔中的过程可能本身会导致组件的损坏，特别是在复合材料的情况下，更是如此。这又可能需要重新加工，从而可能是耗时的并且因此可能增加成本。因此，本技术的目的在于提供一种更有效地构造、使用起来更廉价且不太可能造成损坏的衬套和包括该衬套的飞行器接头。另一目的在于提供一种包括一个或多个带衬套的接头的飞行器结构组件以减少结构组件的组装时间。本技术的另一目的在于提供一种构造成安装根据前述的本技术的目的的衬套的工具。最后，本技术的一个目的在于提供一种在不进行机加工的情况下能适配多种尺寸的孔的标准尺寸的衬套以及还提供一种比先前已知的那些衬套更快地安装且更容易储存的标准衬套。
技术实现思路
根据本技术的实施方式，提供了一种飞行器结构接头，该飞行器结构接头包括：第一结构部件，第一结构部件设置有附接孔，该附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，该可固化的复合衬套在第一部件安装至第二部件时被压缩并固化在附接紧固件的外径与附接孔之间，其中，可固化的复合衬套防止附接紧固件在附接孔内的径向移位。可固化的复合衬套可以包括由预浸渍有增强纤维的基体材料形成的大致中空的筒形本体。可固化的复合衬套的增强纤维可以绕着衬套的纵向轴线沿大致周向方向定向，其中，上述本体限定有在衬套的内径与外径之间延伸的多个波纹部，并且其中，波纹部提高了衬套在与衬套的纵向轴线大致共线的方向上的可压缩性。飞行器接头还可以包括位于第一结构部件与第二结构部件之间的第三结构部件，其中，第三结构部件构造成使第一结构部件相对于第二结构部件移位，并且第三结构部件还设置有构造成接纳突出的紧固件元件的一部分的孔。飞行器结构组件中可以设置有一个或更多个接头。飞行器结构可以包括作为前缘组件的第一部件和作为翼盒梁元件的第二部件。本技术的另一实施方式提供了一种用于安装复合衬套的工具，该工具包括压紧件，压紧件构造成将可固化的复合衬套压紧在附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得衬套大致依循间隙的尺寸。该工具还可以包括一个或更多个引导件，引导件构造成靠近孔或紧固件接合第一结构部件的外表面，并且引导件还构造成将可固化的复合衬套引导到间隙中。引导件还可以构造成将压紧件引导到压紧位置。工具还可以包括加热装置，加热装置构造成在可固化的复合衬套被进行引导或压紧时向可固化的复合衬套施加热能。加热装置可以安装在引导件或压紧件中。加热装置可以由电加热元件、由热气喷射装置、由超声能发射装置、或由电感应装置来提供。本技术的另一实施方式提供了一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法，该方法包括下述步骤：将设置有附接孔的第一部件相对于设置有附接紧固件的第二部件保持在安装位置，使得附接紧固件插入附接孔中，从而在紧固件与孔之间形成间隙；将可固化的复合衬套的第一端部放置在上述间隙中；提供用于安装衬套的工具，该工具包括一个或更多个引导件和压紧件；将引导件靠近衬套定位成使得引导件将衬套封围在内表面内；将压紧件定位在引导件内，并且在压紧件的另一端部处将可固化的复合衬套压紧到附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得衬套大致依循间隙的尺寸，从而使得此后不存在间隙；将复合衬套保持在压缩状态下，直到复合衬套被固化为止。该方法还可以包括下述步骤：在压紧件朝向紧固件移动之前、或期间、或之后，用加热装置对可固化的复合衬套进行加热。该方法还可以包括下述步骤：设置第二引导件并使第二引导件可滑动地接合紧固件从而在第二引导件与压紧件之间形成径向通道，以及将可固化的复合衬套给送到通道中。该方法还可以包括下述步骤：将压紧件移动成与被压缩的可固化的复合衬套接合及脱开接合以确保可固化的复合衬套被充分地压缩到间隙中。现在，通过适当参照附图的详细描述，本技术的优点将变得明显。附图说明现在将参照下述附图仅通过示例的方式来描述本技术的实施方式，在附图中：图1示出了商用飞行器101的平面示意图。图2示出了在所示的截面A-A位置处穿过图1的机翼结构组件103的横截面视图，还示出了一对相同的飞行器接头200A和200B。图3示出了可固化的复合衬套207的等距立体图。图4A和图4B示出了图3的可固化的复合衬套207的实施方式的穿过衬套207的纵向轴线301截取的示意性截面图，其中，衬套207处于未压缩状态。图4C示出了图3、图4A和图4B的可固化的复合衬套207的实施方式的穿过衬套207的纵向轴线301截取的示意性截面图，其中，衬套207处于压缩状态。图5A和图5B分别示出了使用可固化的复合衬套207和安装工具的处于第一接合阶段和第二接合阶段的图2的飞行器接头200。图6A和图6B分别示出了使用另一种类型的可固化的复合衬套207和安装工具的处于第一接合阶段和第二接合阶段的图2的飞行器接头200。图7示出了形成结构组件103的飞行器接头200的方法。具体实施方式参照图1，示出了飞行器101，飞行器101具有大致水平地延伸穿过机身105的机翼103(机翼也被称为翼型件)。从机身105的后部部分的两侧大致水平地延伸有另一机翼107(也被称为水平尾翼)。从机身105的后上部部分竖向地延伸有又一机翼109(也被称为竖向尾翼)。机翼103、109、107和机身105可以由通过结构接头接合在一起的结构组件形成，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器接头，包括：第一结构部件，所述第一结构部件设置有附接孔，所述附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，所述可固化的复合衬套在所述第一部件安装至所述第二部件时被压缩并固化在所述附接紧固件的外径与所述附接孔之间，其中，所述可固化的复合衬套防止所述附接紧固件在所述附接孔内的径向移位。

【技术特征摘要】
2017.11.28 GB 1719790.61.一种飞行器接头，包括：第一结构部件，所述第一结构部件设置有附接孔，所述附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，所述可固化的复合衬套在所述第一部件安装至所述第二部件时被压缩并固化在所述附接紧固件的外径与所述附接孔之间，其中，所述可固化的复合衬套防止所述附接紧固件在所述附接孔内的径向移位。2.根据权利要求1所述的飞行器接头，其中，所述可固化的复合衬套包括由预浸渍有增强纤维的基体材料形成的大体中空的筒形本体。3.根据权利要求2所述的飞行器接头，其中，所述可固化的复合衬套的所述增强纤维绕着所述衬套的纵向轴线沿大致周向方向定向，其中，所述本体限定有在所述衬套的内径与外径之间延伸的多个波纹部，并且其中，所述波纹部提高了所述衬套在与所述衬套的纵向轴线大致共线的方向上的可压缩性。4.根据任一前述权利要求所述的飞行器接头，还包括位于所述第一结构部件与所述第二结构部件之间的第三结构部件，其中，所述第三结构部件构造成使所述第一结构部件相对于所述第二结构部件移位，并且所述第三结构部件还设置有构造成接纳突出的紧固件元件的一部分的孔。5.一种飞行器组件，包括一个或更多个根据任一前述权利要求所述的飞行器接头。6.根据权利要求5所述的飞行器组件，其中，所述第一部件是前缘组件，并且所述第二部件是翼盒梁元件。7.一种用于安装根据任一前述权利要求所述的复合衬套的工具，所述工具包括压紧件，所述压紧件构造成将所述可固化的复合衬套压紧在附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得所述衬套大致依循所述间隙的尺寸。8.根据权利要求7所述的工具，还包括一个或更多个引导件，所述引导件构造成靠近所述孔或所述紧固件接合所述第一结构部件的外表面，并且所述引导件还构造成将所述可固化的复合衬套引导到所述间隙中。9.根据权利要求8所述的工具，其中，所述引导件还构造成将所述压紧件引导到压紧位置。10.根据权利要求7至9中的任一...

【专利技术属性】
技术研发人员：弗洛里安·洛伦茨，达斯廷·沙皮，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE