專利名稱：飛行器的機翼-機身段的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種根據權利要求1的前序部分所述的飛行器的機翼-機身段。
背景技術：
如今，飛行器的機翼—機身連接裝置包括在組裝期間接合的單獨部件。 例如，在不縮減客搶或貨艙中的空間的情況下通過配件附接于機身頂部或 下面的機翼。在通常的結構中，機翼是以兩部分的形式安裝，即所謂的兩 段式方案，或者以三部分的方案形式安裝，其中包括穿過貨艙的中間段翼 盒。所述安裝需要位于飛行器的最高載荷區域內的連接元件。
某些情況下在最后組裝期間進行M之前甚至可以在不同的工廠中開 發和生產的各種部件或組裝件(機翼、機翼的中間段、機身)導致了非常 可觀的構遽乂安裝費用，以便能夠安全地控制上述可能存在問題的接合區 域。例如，需要用于連接的大量配件，為了來滿足它們的公差則需要巨大 的花費，并且它們的安裝需要大量的手工作業。
發明內容
本發明的目的就是創建一種改進的飛行器的機翼-機身段。具體地， 該創建的機翼-機身段使得能夠降低生產飛行器的整體花費以及能夠減 小重量。
該目的通過一種具有權利要求1中的特征的機翼—機身段來實現。
本發明提供一種飛行器的機翼-機身段，該機翼-機身段包括翼根， 飛行器的機翼在翼根處連接于機身；帶有機身框架元件的機身區域，所述 機身框架元件以與飛行器的縱向相交的方式延伸；以及帶有翼梁的機翼區域，所述翼梁沿翼展方向延伸。在本發明中，機翼區域的翼梁和機身區域 的機身框架元件形成了整體組裝件的一部分，整體組裝件至少在包括翼根 的機翼的中間部分和機身區域上延伸。
在從屬權利要求中說明了根據本發明的機翼-機身段的有利的改進以 及實施方式。
下面，將參照附圖描述根據本發明的機翼—機身段的示例性實施方式。
附圖中
圖1示出了飛行器的主要部件的立體圖，其中實現了根據本發明的示 例性實施方式的機翼—機身段；
圖2示出了在圖1中所示的根據本發明示例性實施方式的飛行器的機 翼-機身段的立體圖，其包括由翼梁、框架元件、桁條以及其上施加的外 蒙皮所制成的內部加強結構；
圖3示出了在圖2中所示的根據本發明示例性實施方式的機翼-機身 段的內部加強結構的立體圖，其中為了進一步說明還示出了在圖1中所示 的飛行器發動機；
圖4a)至c)以等比例方式示出了在圖3中所示的機翼-機身段的內 部加強結構的前視圖、側視圖和俯視圖，其中示出了主起落架及其連接和 容置于根據本發明示例性實施方式的機翼—機身段的簡圖5a)至c)以等比例方式示出了在圖3中所示的機翼-機身段的內 部加強結構的前視圖、側視圖和俯視圖，其中示出了主起落架及其連接和 容置于根據本發明另 一示例性實施方式的機翼 一 機身段的簡圖6a)和b)示出了圖2中的機翼-機身段的仰視圖和俯視圖7示出了在圖3中所示的根據本發明示例性實施方式的機翼-機身 段的內部加強結構的俯視簡圖8至11示出了用來解釋關于根據本發明示例性實施方式的機翼—機 身段的生產方法的簡圖12a)和b)示出了如在根據本發明另 一示例性實施方式中所使用的用于生產機翼-機身段的交叉元件或者T形元件的簡圖13示出了為了生產根據本發明另一示例性實施方式的機翼-機身 段如在圖12a)中所示的交叉元件的布置簡圖14和15示出了用于解釋生產根據本發明另一示例性實施方式的機 翼-機身段的簡圖，其中使用了如圖12和13中所示的交叉元件和T形元 件；以及
圖16示出了包括交叉元件和T形元件的結構元件的簡圖，該結構元 件可以根據本發明的示例性實施方式通過紡織纖維材料以整體的形式生 產。
具體實施例方式
圖l示出了現代飛機的主要部件的立體圖，其中實現了根據本發明示 例性實施方式的機翼-機身段。飛行器包括機身2和機翼1，機翼1通過 翼根7、 8連接于機身2。在機翼1上，發動機31、 32通過托架元件37、 38 (吊架)進行連接。總體上由附圖標記40所指出的機翼-機身段包括 翼根7、 8，飛行器的機翼1在兩側上通過勤艮連接于機身2;帶有機身框 架元件11-15、 21-25的機身區域3，機身框架元件以與飛行器的縱向相 交的方式延伸；以及位于每一側上的機翼區域5、 6,其帶有位于飛行器一 側上的沿翼展方向延伸的翼梁16 一 19以及位于飛行器另一側上的翼梁26 -29。
機翼-機身段40是以整體組裝件的形式實現，其包括機翼區域5、 6
的翼梁16-19、 26-29以及機身區域3的機身框架元件11-15、 21-25
作為主要結構元件。在將機身蒙皮卯和機翼蒙皮80也施加到加強結構的
情況下，這些結構元件(即，作為整體的一部分)形成了機翼-機身段的 整體內部加強結構。
圖2和3示出了在帶有或者不帶有機翼蒙皮80和機身蒙皮90的情況 下以所述整體組裝件40的形式生產的機翼-機身段。連同形成整體組裝件 40的其它部件的機翼蒙皮80和機身蒙皮90，機翼—機身段能夠吸收和分 散出現在飛行器該區域上的所有靜態和動態載荷。
在圖1-3中所示的示例性實施方式中的整合的機翼-機身段從設置 用于連接前機身段4的前界面104沿飛行器的縱向延伸至設置用于連接后機身段9的后界面109,并且在分別設置用于將形成機翼1外側部分的外 側機翼10和20連接至機翼—機身段40的兩個界面110或120之間沿翼展 方向延伸。用于前機身段4和后機身段9的連接裝置104、 109可以設計成 使得它們能夠對根據本領域現有狀態的所述機身段提供簡易連接。
如在圖3中所示，在機翼區域5、 6內設置用于連接發動機31、 32的 接合區域131、 132。發動機31、 32利用它們相應的托架元件或者吊架37、 38連接于所述掩^區域。在圖3所示的示例性實施方式中，設置用于連接 發動機31、 32的接合區域131、 132以及設置用于連接外側機翼10、 20 的界面U0、 120是由共用的機翼連接元件33、 34形成，所a翼連接元 件33、 34沿翼展方向結束并界定機翼-機身段40。
如在圖7中的整體機翼-機身段40的內部加強結構的俯視簡圖所示， 在當前所描述的示例性實施方式的情況下，各個機翼區域5、 6的翼梁16 -19或26 - 29在翼根7、 8處以整體的方式延續到機身區域3的機身框架 元件ll-15或21-25中。換句話說，如在圖3中清楚示出，在募限7和 8上，在機翼平面中延伸的翼梁16 - 19和26 - 29形成對于機身框架元件 11 - 15和21 - 25的整體過渡或者一件式過渡；其中，在所示的示例性實 施方式中，所述機身框架元件11 - 15和21 - 25圍繞飛行器機身2的整個 周邊延伸，并且同時形成了機身區域3的 1組裝件30以及中間甲板托架 結構30a (對比圖2和3),
特別如在圖3和7中所示，分別沿飛行器縱向延伸的托架元件35和 36設置在翼根7和8處，其中一個機翼區域5的翼梁16 一 18以及另一個 機翼區域6的翼梁26 - 28——所述翼梁延續到機身框架元件11 - 15和21 -25中一一在i^l組裝件30內分別延伸至相應另一側的托架元件36和 35，并且連接至所述托架元件36或35。在這種方式中，形成機翼-機身 段的整體組裝件40的內部加強結構能夠導入、吸收并M在該區域所經受 的所有載荷，而同時具有輕型構造。
如在圖7中進一步示出，沿機翼或者機翼區域5、 6的翼展方向延伸的 翼梁16-19或26-29以相對于飛行器的縱向軸線不等于卯。的角度追隨 機翼1的后掠角。在機身區域3中，翼梁過渡到機身框架元件11 - 15或 21-25或者形成了所述機身框架元件11-15或21-25，它們因此如圖7 的俯視圖中所示通過交叉點相互連接。如已參照附圖2和3進行解釋，機身框架元件11 - 15和21 - 25設計成使得它們在整個機身周i^伸，并且
30a。因此每個機身框架元件11-15、 21-25本身是以整體單元的形式設 述結^部件。 … "、
下面，參照附圖8至11說明如何以所述整體組裝件40的形式生產根 據示例性實施方式的機翼—機身段。
如在圖9中所示，翼梁16 - 19和26 - 29或者才匡架元件11 - 15或21 -25由結構元件46、 46a、 47、 48、 49形成，結構元件沿翼展方向從一個 機翼區域5延續至另一個機翼區域6,或者更精確地表達成從一個機翼界 面110延續至另一個機翼界面120,即，結構元件沿翼展方向在整體機翼 -機身段的整個范圍上延續。為了能夠更好地區分各個結構元件46-49， 后者在圖9中以不同的方式一一即虛線、點線或者實線一一示出。
在交叉點上，翼梁或者框架11-15、 16-19、 21-25、 26-29以上面 所描述的方式在機身區域3中相互連接，在兩個交叉點之間，所述結構元 件46-49交替地以一側相應翼梁ll、 12、 13、 14、 15的角度以及以相應 另一側的相應翼梁26、 27、 28、 29的角度延伸，并且在交叉點處連接于分 別形成相鄰的或交叉的翼梁或者框架元件的連續的結構元件，形成相鄰的 或交叉的翼梁或者框架元件的連續的結構元件依次地在兩個交叉點之間 交替地以一側翼梁16 — 19的角度以及以另一側翼梁26 — 29的角度延伸。 在圖8中，所述結構元件46-49仍以伸展的形式示出。
如在圖9中進一步示出，在機身區域3中，設置另外的結構元件51-58，它們形成了機身框架元件11-15和21-25的一部分，所述另外的結 構元件51 一 58的范圍限制于機身區域3。除了前面所描述的從一個機翼區 域5連續地延伸至另一個機翼區域6的結構元件46 — 49之夕卜,設置這些另 外的結構元件51 — 58或者作為一種補充。
如在圖10中所示，翼梁16-19、 26-29以及機身框架元件11-15、 21-25中的一些通it^本上沿飛行器的縱向延伸的翼肋61-64、 71-74 相互連接。在所示的示例性實施方式中，外部翼肋64、 74在機翼界面110、 120處同時形成了機翼連接元件33、 34。
如在圖14和15中所示，結構元件46-49、 51-58可以通過額外的交叉元件41或者T形元件42相互連接，或者它們可以通過所iiiL件進行增 強。這種交叉元件41以及T形元件42分別在圖12 (a)和(b)中示出， 而圖13示出了它們所布置的位置。
形成機翼—機身段的整體組裝件40可以是金屬結構、纖維增強塑料結 構(玻璃纖維增強復合材料GFRP、碳纖維增強復合材料CFRP)或者復 合結構。在最后所提到的情況下，例如圖3中所示的內部加強結構可以是 纖維增強塑料結構，而機翼蒙皮80和機身蒙皮90可以制成為金屬結構或 者結合了金屬和纖維增強塑料的復合結構，該結構置于內部加強結構上。
機翼蒙皮80和機身蒙皮90包括平行板或者平行料，如參照圖11中的 板81 - 83以及91 - 93的示例所示。
在纖維增強的塑料結構中，形成翼梁16-19、 26-29和機身框架元件 11-15、 21-25的結構元件46-49、 51 -58能夠以纖維織物或者織造纖 維織物的形式提供。這些織物可以在交叉點處縫合到一起和/或通過交叉元 件41和T形元件42進行增強。
如在圖12a)和b)中所示，結構元件46-49、 51-58或者上面提到 的交叉元件41或T形元件42可以由織造纖維織物制成，而且可以以相應 的方式織造到一起。圖16示出了幾個這種交叉元件41或T形元件42，該 交叉元件41或T形元件42被織造到例如其中一個結構元件46-49、 51 -58的結構元件中。
在施加機翼蒙皮80和機身蒙皮90之后，纖維增強塑料結構的機翼-機身段在熱壓工藝中通過固化而完成。
圖4和5示出了如下方式的兩個示例性實施方式，在該方式中，主起 落架可以連接于機翼-機身段40,并且可以容置在機翼-機身段40中。 在圖4a)至c)的等比例圖中所示的示例性實施方式中，主起落架400能 夠以傳統的方式縮進到機身區域3中。為此，設置機身段410，該機身段 410形成了起落架搶，該起落搶容置處于縮進狀態的起落架。它包括龍骨 梁440，該龍骨梁在機身段區域中沿機身的縱向傳遞力。
在圖5a)至c)中所示的可替代的示例性實施方式中，起落架500能 夠在機翼區域5、 6的下面以朝前的方式4^接。在該方式中，機身2的結構 設計能夠以最佳的方式進行，因為其結構不會M落架搶干擾，并且因此還無需提供龍骨梁。在這種思想下，在起落架500的區域中也可以實現連 續的貨搶。在這種布置中，提供用來容置處于縮進狀態的起落架500的整 流革(圖5中未示出)。附圖標記列表 1機翼
2機身 3機身區域 4前機身段 5機翼區域 6機翼區域 了翼根 8翼根 9后機身段
10外側機翼 11機身框架元件 12機身框架元件 13機身框架元件 14機身框架元件 15機身框架元件 16翼梁 17翼梁 18翼梁 19翼梁20外側M 21機身框架元件 22機身框架元件 23機身框架元件 24機身框架元件 25機身框架元件 26翼梁 27翼梁 28翼梁 29翼梁
30 AMl組裝件
30a中間甲板托架結構
31發動機
32發動機
33機翼連接元件
34機翼連接元件
35托架元件
36托架元件
37吊架
38吊架
39發動機支架40總體組裝件41交叉元件42 T形元件46連續結構元件46a連續結構元件47連續結構元件48連續結構元件49連續結構元件
51另外的結構元件52另外的結構元件53另外的結構元件54另外的結構元件55另外的結構元件56另外的結構元件57另外的結構元件58另外的結構元件
61翼肋62翼肋63翼肋64翼肋
71翼肋72翼肋73翼肋74翼肋
80機翼蒙皮81蒙皮板82蒙皮板83蒙皮板
90機身蒙皮91蒙皮板92蒙皮板93蒙皮板
104前界面109后界面110機翼界面120 #^區域131掩^區域132 "^區域
400起落架410機身段440龍骨梁
500起落架
權利要求
1.一種飛行器的機翼-機身段，該機翼-機身段包括翼根(7、8)，飛行器的機翼(1)在所述翼根(7、8)處連接于機身(2)；帶有機身框架元件(11-15、21-25)的機身區域(3)，所述機身框架元件(11-15、21-25)以與飛行器的縱向相交的方式延伸；以及帶有翼梁(16-19、26-29)的機翼區域(5、6)，所述翼梁(16-19、26-29)沿翼展方向延伸，其中，所述機翼區域(5、6)的翼梁(16-19、26-29)和所述機身區域(3)的機身框架元件(11-15、21-25)形成了整體組裝件(40)的一部分，所述整體組裝件(40)至少在包括所述翼根(7、8)的所述機翼(1)的中間部分和所述機身區域(3)上延伸。
2. 如權利要求1所述的機翼—機身段，其中所述整體組裝件(40 )從設置用于連接前機身段(4)的前界面(104)沿飛行器的縱向延伸至設置用于連接后機身段(9)的后界面(109)。
3. 如權利要求1或2所述的機翼-機身段，其中所述整體組裝件(40 )在分別設置用于將外側機翼(10、 20 )連接至所述機翼-機身段的兩個界面(110、 120)之間沿翼展方向延伸。
4. 如權利要求l、 2或3所述的機翼-機身段，其中所述整體組裝件(40)在所述機翼區域(5、 6)中包括用于連接發動機(31、 32)的接合區域(131、 132)。
5. 如權利要求3和4所述的機翼-機身段，其中設置用于連接所述發動機(31、 32)的接合區域(131、 132)以及設置用于連接所述外側機翼(10、 20)的界面(110、 120)是由共用的機翼連接元件(33、34)形成，所述機翼連接元件(33、 34)沿翼展方向界定所述整體組裝件(40 )。
6. 如權利要求1至5中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機翼區域(5、 6)的翼梁(16-19、 26-29)在所述翼根(7、 8)處以整體的方式延續到所述機身區域(3 )的機身框架元件(11 — 15、 21 - 25 )中。
7.如權利要求6所述的機翼-機身結構，其中在所述翼根(7、 8)處分別設置沿飛行器的縱向延伸的托架元件(35、 36),并且其中位于一側的機翼區域(5、 6)的翼梁(16-19、 26-29)延伸至位于另一側該翼梁(16 — 19、 26 - 29 )延續到所述機身框架元件(11 — 15、 21 - 25 )中。
8. 如權利要求1至7中任一項所述的機翼-機身段，其中沿所述機翼區域(5、 6)的翼展方向延伸并基本上追隨所述機翼(1)的后掠角的所述翼梁(16 - 19、 26 - 29 )以相對于飛行器的縱向軸線不等于90°的角度延伸，并且在所述機身區域(3)中通過交叉點相互連接并形成所述機身框架元件(11-15、 21-25)的一部分。
9. 如權利要求1至8中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機身框架元件(11-15、 21-25)形成所述機身區域(3)的地板組裝件(30 )。
10. 如權利要求l至9中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機身框架元件(11-15、 21-25)形成中間甲板托架結構(30a)。
11. 如權利要求1至10中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機身框架元件(11 - 15、 21 - 25 )設計成使得該機身框架元件在整個機身周邊延伸。
12. 如權利要求9、 10或11所述的機翼-機身段，其中所述機身框架元件(11-15、 21 - 25 )形成整體地包括地板組裝件(30 )和中間甲板托架結構(30a)的單元。
13.如權利要求8至12中任一項所述的機翼-機身段，其中所述翼梁或框架元件(11-15、 16-19、 21-25、 26-29)是由連續的結構元件(46-49)形成，所述連續的結構元件(46-49)從一個機翼區域(5)沿翼展方向延伸至另一個機翼區域(6)，該結構元件(46-49)在兩個交叉點之間交替地以一側翼梁(16-19)的角度以及以另一側翼梁(26-29)的角度延伸，并且在所述交叉點處連接于分別形成相鄰的翼梁或者框架元件(11-15、 16-19、 21-25、 26-29)的連續的結構元件(46-49)，所述形成相鄰的翼梁或者框架元件的連續的結構元件依次地在兩個交叉點之間交替地以一側翼梁(16-19)的角度以及以另一側翼梁(26-29)的角度延伸。
14. 如權利要求13所述的機翼-機身段，其中在所述機身區域(3)中設置另外的結構元件(51-58),所述另外的結構元件(51-58)補充了從一個機翼區域(5)連續地延伸至另一個機翼區域(6)的結構元件(46-49)，所述另外的結構元件(51-58)形成所述機身框架元件(11-15、 21-25)的一部分并且其范圍限制于所述機身區域(3)。
15. 如權利要求13或14所述的機翼-機身段，其中所述結構元件(46-49、 51-58)通過額外的交叉元件(41)或T形元件(42)相互連接。
16. 如權利要求1至15中任一項所述的機翼-機身段，其中相鄰的翼梁(16 - 19、 26 - 29 )和/或框架元件(11 - 15、 21 - 25 )通過沿飛行器的縱向延伸的翼肋(61 - 64、 71 - 74 )相互連接。
17. 如權利要求1至16中任一項所述的機翼-機身段，其中在所述翼梁(16 一 19、 26 - 29 )和框架元件(11 一 15、 21 - 25 )或翼肋(61-64、 71-74)上設置外蒙皮(80、卯)，牢固地連接于所述翼梁和框架元件或翼肋的外蒙皮形成所述整體組裝件(40)的一部分。
18. 如權利要求1至17中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機翼-機身段是金屬結構。
19. 如權利要求1至17中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機翼—機身段是纖維增強塑料結構。
20. 如權利要求1至17中任一項所述的機翼-機身段，其中所述機翼-機身段是復合結構。
21. —種如權利要求17或19中任一項連同權利要求8至16中任一項所述的機翼-機身段，其中所述結構元件(46-49、 51-58)是以在所述交叉點處縫合到一起的纖維織物或者織造纖維織物的形式提供。
22. —種如權利要求21連同權利要求15所述的機翼-機身段，其中所述結構元件(46 - 49、 51 - 58 )在所述交叉點處通過交叉元件(41)或T形元件(42)進行增強。
23. —種如權利要求17或19連同權利要求8至16中^f壬一項所述的機翼-機身段，其中所述結構元件(46-49、 51-58)是以在所述交叉點處織造到一起的纖維織物或者織造纖維織物的形式提供。
24. —種如權利要求21連同權利要求15所述的機翼-機身段，其中所述結構元件(46 - 49、 51 - 58 )在所述交叉點處通過交叉元件(41)或T形元件(42)進行增強。
全文摘要
一種飛行器的機翼-機身段，該機翼-機身段包括翼根(7、8)，飛行器的機翼(1)在翼根(7、8)處連接于機身(2)；帶有機身框架元件(11-15、21-25)的機身區域(3)，所述機身框架元件(11-15、21-25)以與飛行器的縱向相交的方式延伸；以及帶有翼梁(16-19、26-29)的機翼區域(5、6)，所述翼梁(16-19、26-29)沿翼展方向延伸。根據本發明，機翼區域(5、6)的翼梁(16-19、26-29)和機身區域(3)的機身框架元件(11-15、21-25)形成了整體組裝件(40)的一部分，整體組裝件(40)至少在包括翼根(7、8)的機翼(1)的中間部分和機身區域(3)上延伸。
文檔編號B64C1/26GK101668679SQ200880013054
公開日2010年3月10日 申請日期2008年4月21日 優先權日2007年4月26日
發明者京特·帕爾 申請人:空中客車營運有限公司