负荷接口、特别是用于嵌入式飞行器机门的负荷接口制造技术

一种负荷接口（1）、特别是飞行器结构的负荷接口（1），该负荷接口具有边框（13）、外蒙皮（15）和梁（14）。负荷传递凸缘（11）设计成传递横向力、周向力和/或纵向力，设有用于使负荷分布在边框（13）、外蒙皮（15）和梁（14）内的至少三个凸缘（18,19,20）。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种用于将集中负荷引入格栅加强的壳体状纤维增强复合结构的接口，特别是用于具有权利要求I前序部分特征的插入式飞行器机门的负荷接口。
技术介绍
具体地，飞机机门的门配件用于将负荷从机门传递到飞机机身。所谓门配件是典型飞机机门的主要结构的一部分。在飞行状况下，内部压力作用于飞机机门，且所述内部压力导致在飞机机门与机身侧之间的对应接触位置处的横向负荷是集中且显著的负荷。由于摩擦和倾斜的机门止挡件产生与接触位置上的所述横向负荷垂直的附加负荷。因此，在门 配件处，特别是在负荷引入接触位置处存在集中的多轴载荷状态，且所述集中的多轴载荷状态需要传递到飞机机门的基础结构。文献DE 102006054431 Al公开了一种用于将机门和翼片安装到飞行器的机身结构和/或机翼结构的门配件，该飞行器具有保持用于机门或翼板的支承元件的保持部件以及用于固定到机门结构或机翼结构的凸缘，门保持件和凸缘形成为呈平坦表面的板状部件形式的单个部件。这种现有技术是有效的，但不提供抵抗受负荷最大的门止挡件处的过应力的足够安全裕度。此外，所述现有技术集中在纯横向负荷，而在任何实际的飞行器应用场合中出现的沿周向和纵向的负荷不能充分传递到下置的复合结构内。文献US 2010294888 Al公开一种面板，该面板沿其横向侧部包括多个保持件，这些保持件意在面板的关闭位置与位于此面板框架结构上的对应保持件配合。面板包括至少一根梁，该梁的纵向端部具有形成于梁端面内的槽，该槽位于用于将保持件直接安装在此梁上的合适位置。保持件包括保持部和由基座构成的安装部，该安装部与保持部形成一体。安装部和槽成形为使安装部紧密地配合到槽内，且安装部通过特别是螺母和螺栓的紧固构件紧固到梁，这些紧固构件大致垂直于梁的基本方向定位。US 2010294888 Al仅考虑由于加压作用而产生的力。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种负荷接口、特别是用于插入式飞行器机门的负荷接口，为了接纳多轴集中负荷而优化该负荷接口。解决方案设有负荷接口、特别是用于插入式飞行器机门的负荷接口，如具有权利要求I所述特征。借助从属权利要求来表明本专利技术的较佳实施例。根据本专利技术，负荷接口、特别是飞行器结构的负荷接口包括基础结构、特别是加强的壳体状基础结构，该基础结构包括梁、边框部件和壳体状外蒙皮，所述梁、边框部件和壳体状外蒙皮较佳由纤维增强塑料制成，所述边框适应于所述梁和所述外蒙皮。所述梁相对于所述外蒙皮和所述边框状部件成角度，且所述外蒙皮相对于所述边框状部件成角度。负荷传递凸缘适应于并安装于所述边框状部件、所述梁和所述外蒙皮。所述负荷传递凸缘设计成传递横向力和由所述横向力的所述传递所造成的弯曲力矩。所述负荷传递凸缘还设计成传递周向/纵向力和由所述横向力的所述传递造成的扭转/弯曲力矩。所述负荷传递凸缘设有至少三个凸缘。所述边框部件设有与负荷传递凸缘的所述三个凸缘的边框凸缘相互作用的边框传递部段。所述梁设有与所述负荷传递凸缘的所述三个凸缘的至少一个梁腹凸缘相互作用的至少一个梁腹传递部段，而所述外蒙皮设有与所述负荷传递凸缘的所述三个凸缘的外蒙皮凸缘相互作用的外蒙皮传递部段。本专利技术的负荷接口允许通过将拉伸和扭转载荷引入外蒙皮并将平面内的载荷传递到梁和边框内将来自例如金属门配件的集中负荷传递到飞机插入式机门结构，该机门结构由壳体状外蒙皮和格栅状弯曲梁结构的边框构成。本专利技术的负荷接口使多轴集中负荷尽可能多地分布在诸如所述外蒙皮的多个元件中，这些元件是根据现有技术还未用于承载来自门止挡件的任何负荷的结构部件。本专利技术的负荷接口允许容易地接近和更换所述负荷传递凸缘。由于通过平面内的作用而引入负荷，可以移除用于现有技术(C)FRP ((碳)纤维强化塑料)飞机机门设计的金属悬架结构和支架或者将其减少到最少程度，从而致使制造步骤、时间、成本和结构重量的减少。此外，由于沿周向和纵向的力产生的任何转矩和/或弯曲力矩将自动地通过引入边框内的平面内负荷和引入外蒙皮内的拉伸、挤压和扭转负荷的相反作用来补偿，这些转矩和/或弯曲力倾向于使本专利技术的负荷接口相对于其基础结构和凸缘扭转。与目前的门配件设计类似地，能通过 由金属简单地机加工或锻造或者通过碳纤维增强的塑料注模来生产本专利技术的负荷配件。根据本专利技术的较佳实施例，所述梁朝向外蒙皮倾斜和/或所述边框朝向外蒙皮和梁倾斜，而为了更多构造方面的可能性，弯曲梁相对于边框倾斜小于90°，较佳地为约45。。根据本专利技术的另一较佳实施例，梁包括与至少一个梁腹凸缘、较佳是两个梁腹凸缘相互作用的两个梁腹传递部段，所述两个梁腹传递部段彼此平行。根据本专利技术的另一较佳实施例，梁包括至少一个单个搭接剪切接头。根据本专利技术的又一较佳实施例，边框设有至少一个通道，该通道用于所述负荷传递凸缘的朝向梁腹传递部段的至少一个梁腹凸缘。根据本专利技术的另一较佳实施例，所述负荷传递凸缘的刚度可针对基础结构部件内期望的负荷分布来调节。根据本专利技术的另一较佳实施例，用于从结构构件传递的集中负荷/将集中负荷传递到结构构件内的负荷接口应用于飞机机门和舱门、像机身侧门框的飞机门围结构、直升机机身或直升机结构部件、飞机机舱底板格栅、车体工件和其它加强的壳体状结构。附图简述将参照下述说明和附图来描述本专利技术的较佳实施例。图I示出根据本专利技术的负荷接口的多方位图，图2示出根据本专利技术的负荷接口的侧视图，图3示出根据本专利技术的负荷接口的另一多方位图，以及图4示出根据本专利技术的负荷接口的又一多方位图。具体实施例方式根据图I，负荷接口 I包括机门侧负荷传递凸缘11，即，门止挡件，该负荷传递凸缘由飞行器结构(未示出)的机身侧负荷传递凸缘12、即机身止挡件上的接触位置16可拆卸地支承。负荷传递凸缘11借助螺栓/螺钉安装到具有圆柱形或球形外蒙皮15的插入式飞行器机门的基础结构10上。在飞行器机门关闭时和/或由于机身变形以及在飞行中当内部压力使飞行器机门偏置抵 靠机身止挡件12上的任一对应接触位置16时，横向的集中负荷经由负荷传递凸缘11传递到飞行器机门。周向和/或纵向的集中负荷由于螺纹装置5与机身止挡件12之间的摩擦以及由于配件相对于外蒙皮倾斜而经由负荷传递凸缘11传递到飞行器机门内，因此，横向、周向和/或纵向集中负荷形成多轴负荷。由加压的机身上关闭的飞行器机门而造成的横向集中负荷产生弯曲力矩，而由于摩擦造成的周向和/或纵向集中负荷产生飞行器机门的基础结构10处的扭转力矩。螺纹装置5设置在所述负荷传递凸缘11内，而负荷传递凸缘11相对于所述接触位置16的距离可通过螺纹装置5来调节。所述距离可通过使所述螺纹装置5相对于负荷传递凸缘11转动来调节成相对于外蒙皮15垂直。边框13设有用于将所述负荷传递凸缘11的两个梁腹凸缘19引向梁14的两个梁腹传递部段3的两个通道7，所述梁腹传递部段3在梁14的相对两侧上基本上彼此平行。负荷传递凸缘11包括彼此成约90°的三个连结的凸缘18、19、20。三个凸缘18、19,20都设有孔，以允许负荷传递凸缘11借助螺栓、铆钉或对应的紧固件(未示出)固定到边框13、梁14和外蒙皮15。负荷传递凸缘11由金属或复合材料制成。边框13相对于外蒙皮15和梁14成约90°。边框13、外蒙皮15和梁14由纤维复合材料制成，其中纤维沿它们对应的传递部段2本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种负荷接口（1）、特别是飞行器结构的负荷接口（1），所述负荷接口包括？基础结构、特别是加强的壳体状基础结构，所述基础结构包括梁（14）、边框部件（13）和壳体状外蒙皮（15），所述梁（14）、边框部件（13）和壳体状外蒙皮（15）较佳地由纤维增强塑料制成，所述边框（13）适应于并连接于所述梁（14）和所述外蒙皮（15），以及？负荷传递凸缘（11），所述负荷传递凸缘适应于并安装于所述梁腹（14），其特征在于：？所述负荷传递凸缘（11）设计成传递所述负荷传递凸缘（11）内的横向力以及由于传递所述横向力而产生的弯曲力矩和/或设计成传递所述负荷传递凸缘（11）内的周向力和/或纵向力以及由于传递所述周向力和/或纵向力而产生的扭转/弯曲力矩，？所述负荷传递凸缘（11）设有至少三个成角度的凸缘（18,19,20），？所述边框（13）设有与所述负荷传递凸缘（11）的所述三个凸缘（18,19,20）的边框凸缘（18）相互作用的边框传递部段（2），？所述梁（14）设有与所述负荷传递凸缘（11）的所述三个凸缘（18,19,20）的至少一个梁腹凸缘（19）相互作用的至少一个梁腹传递部段（3），以及？所述边框（15）设有与所述负荷传递凸缘（11）的所述三个凸缘（18,19,20）的外蒙片凸缘（20）相互作用的外蒙皮传递部段（4）。...

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：T·罗泽尔，K·拉赫，C·施特皮希，
申请(专利权)人：尤洛考普特德国有限公司，
类型：发明
国别省市：