CN103429492B - 用非平行的纵梁强化的抗扭箱外壳 - Google Patents
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Abstract
飞行器稳定面的抗扭箱，包括前翼梁(15)、后翼梁(17)、肋(21)以及上和下强化外壳，其中，至少一个所述外壳(31)被多个纵梁(33，43)强化，其中，所述纵梁优选为欧米伽形纵梁，沿所述外壳整个跨度延伸，优选地为“锥形”分布，并且具有朝向外壳外边缘(37)递减的横截面。
Description
技术领域
本发明涉及一种用非平行的具有变横截面的纵梁强化的抗扭箱(torsion box)外壳，并更特别地，涉及一种由复合材料制成的飞行器的水平或垂直安定面(tail plane)的抗扭箱外壳。
背景技术
飞行器浮升面的主结构由前缘、抗扭箱、后缘、根部接头和尖端构成。抗扭箱由多个结构元件组成：在一侧上的被纵梁强化的上和下外壳，和位于另一侧上的翼梁和肋。通常，形成抗扭箱的结构元件被单独地制造并且借助于复杂的工具连接起来以实现必要的公差，这些公差是由空气动力学、组装和结构要求规定的。
当前，尤其是在航空工业中，具有有机基体和连续纤维的复合材料，尤其是CFRP(碳纤维强化塑料)，被广泛地应用在各种结构元件中。例如，构成抗扭箱的之前列举的所有元件(肋，纵梁，翼梁和外壳)都可以使用CFRP制成。
构成抗扭箱的外壳被能够同时提高外壳的强度和抗弯(buckling)性能的翼展方向上的纵向纵梁强化，所述纵梁具有不同的横截面，诸如“T”、“I”、“J”或欧米伽形状的横截面。
纵梁沿外壳具有多种类型的分布，但最广泛地用于抗扭箱外壳的是这样的分布：纵梁平行于后翼梁并且介于它们之间。这一构造允许纵梁沿最大载荷方向定向，同时在具有最大结构任务的区域中增加它们的数目。
这种具有平行纵梁的构造，以及两个翼梁彼此不平行的事实，意味着最靠近后翼梁的纵梁沿着整个外壳跨度延伸，而最靠近前翼梁的纵梁则具有较小的长度，因为它们被前翼梁的存在所中断。
纵梁的终止，由于其与前翼梁相交或由于其他原因，是必须要避免的关键结构特征，这有两个主要原因。首先，由于被纵梁支撑的载荷必须被传递到产生力和动量的外壳，这将导致外壳与纵梁之间的物理连接点的断裂，结果，将危及浮升面的结构整体性。其次，由于在外壳的一个区域中没有纵梁，因此所述区域必须具有更大的厚度，以承受额外的负载和稳定所述区域，这意味着重量方面的不利。
本发明关注于解决这一问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器稳定面的抗扭箱，其具有在重量方面被优化的强化外壳。
本发明的另一目的是提供一种飞行器稳定面的抗扭箱，其具有被数目减少的纵梁强化的外壳。
这些和其他目的是通过一种飞行器稳定面的抗扭箱得以满足的，所述抗扭箱包括前翼梁、后翼梁、肋以及上和下强化外壳，其中，至少一个所述外壳被多个纵梁强化，所述纵梁全部沿整个外壳跨度延伸并且具有朝向外壳外边缘递减的横截面。
在本发明的实施例中，所有纵梁具有沿所述外壳跨度的轨迹，其中，外壳弦长与各弦向距离之间的比例保持基本恒定，所述弦向距离是每个纵梁的轨迹与前和后翼梁之间的距离。因此，纵梁在外壳上的分布是“锥形”分布(与现有技术的“平行”分布不同)，这与朝向外壳外边缘递减的横截面一起，允许减少所需的纵梁的数目，从而有助于重量优化。
在本发明的实施例中，所述纵梁的数目被定义为具有预定最小横截面、能够被设置在外壳外边缘中的纵梁的数目。因此，纵梁的数目取决于基于强化要求的所选择的纵梁几何形状及其最小横截面，从而允许作出不同的选择，如果在考虑了设计和/或制造约束条件的情况下这是便利的话。
在本发明的优选实施例中，所述纵梁是欧米伽形状的纵梁，这是因为欧米伽形纵梁具有良好的强化特性。然而，T形纵梁、I形纵梁或J形纵梁也是适合本发明的纵梁。
在本发明的优选实施例中，所述稳定面是水平安定面或垂直安定面。
在本发明的优选实施例中，所述外壳和所述纵梁由复合材料，尤其是CFRP制成。
通过下文中结合附图对示例了本发明目的的实施例的详细描述，本发明的其他特征和优点将变得更加清楚明了。
附图说明
图1示出除了上外壳之外的抗扭箱的典型的结构构造，其中，所述上外壳已被移除，以提高内部的可视性。
图2示出典型的抗扭箱的外壳的一部分，其中多个纵梁靠近前翼梁终止。
图3示出了根据本发明的、用“锥形”分布的可变横截面纵梁强化的抗扭箱外壳的平面示意图。
图4示出了出了根据本发明的、用“锥形”分布的可变横截面欧米伽形的纵梁强化的抗扭箱外壳的等距视图。
图5a和5b分别示出了内和外抗扭箱边缘内的根据本发明的纵梁的欧米伽形横截面。
图6示出了用平行的欧米伽形纵梁强化的抗扭箱外壳，其中突出显示了无纵梁支撑的外壳区域。
具体实施方式
在下面的本发明的详细描述中，我们将主要涉及由CFRP制成的飞行器水平安定面的抗扭箱。
水平安定面是基本上由两个抗扭箱沿飞行器的对称平面(两个侧向抗扭箱结构)或沿与机身的交界面(中央抗扭箱和侧向抗扭箱结构)连接在一起而组成。
图1示出了由上外壳(未示出，以便于识别不同的部件)、用纵向纵梁13强化的下外壳11、前翼梁15、后翼梁17和肋21组成的典型的抗扭箱。
图2示出了用平行于后翼梁17的T-形纵梁13加强的外壳11的一部分，其中，区域22没有纵梁支撑，因为最靠近前翼梁15的纵梁被所述前翼梁15中断。
根据本发明，如图3所示，水平安定面抗扭箱的外壳31被以“锥形”分布(如前文之定义)并全部沿所述外壳的整个跨度延伸的多个纵梁33加强。
与本发明有关的优点在于：
-所需的纵梁的数目减少，以优化外壳的重量。
-无纵梁支撑的那些外壳区域的尺寸最小化，从而它们的厚度不必增加。
-没有纵梁被前翼梁中断的事实避免了图2中所示的有问题的结构特征。
次要方面，还存在着与在远离抗扭箱的连接部的结构的区域中所需的肋21的数目减少的可能性有关的其他优点，这是因为，当抗扭箱的尺寸减小并且纵梁数目保持不变时，由于结构的整体性能改进而导致肋21之间的间距增加。该事实还意味着水平安定面的重量和成本的降低；以及使所述外壳与其他元件在制造过程中集成起来的可能性最大化。
由于在最远离飞行器的对称平面的抗扭箱的边缘中存在稀有空间(scarcespace)，能够被设置在该区域中的纵梁的最大数目可能不足以强化所述抗扭箱被连接的区域，因此，该区域的厚度将不得不增加，从而影响结构的重量。因此，连同纵梁的“锥形”分布，纵梁的横截面必须是可变的，使得在抗扭箱的外边缘处较小，以限定可能的纵梁的最大数目，并且使得在具有最高结构任务的区域中较大，以承受该区域的载荷以及支撑更大的面板表面，补偿纵梁的较少的数目并避免对于增加该区域的厚度的需求。取决于所使用的纵梁的横截面形状，优化外壳重量所需的纵梁的数目会变化，每个纵梁提供的惯性越大或者必须被所述元件支撑和稳定的外壳部分越大，则所述纵梁的数目就越小。
在图4示出的优选实施例中，纵梁为欧米伽形的纵梁43。与外壳的内边缘35和外边缘37相对应的两个可能的欧米伽横截面如图5a和5b所示。
欧米伽形纵梁具有高惯性并且由于其几何形状，其可以向较大的外壳面板提供支撑和稳定性。这些特性及其与制造有关的优点(因为工具的简化和减少，因此成本降低)，使其在抗扭箱和机身的外壳强化方面非常引人关注。
虽然在过去几年中，欧米伽形状的纵梁被广泛地应用于机身中，但由于它们存在重量方面效率低的问题，因此还未被用在抗扭箱中。这是因为，这种类型的纵梁与现有技术中平行分布的组合，如图6所示，由于其几何形状(例如与T形纵梁相比)将导致纵梁23与前翼梁15汇合处的较大的外壳区域29没有支撑。由于已经提到的原因，这些区域29的厚度必须增加，这将增加结构的重量。
然而，本发明的抗扭箱不存在这些问题。相反，作为使用欧米伽横截面和减少纵梁数目的结果，外壳重量及其制造成本都降低，这些都是与纵梁的横截面和数目减少直接相关的。
在另一实施例中，可以使用T、I或J形纵梁，虽然比使用欧米伽形纵梁时需要更大数目的纵梁，并且因此与重量和成本有关的利益在一定程度上被降低，但其仍然能够获得与消除靠近前翼梁的纵梁终止有关的益处。
本发明可应用于任意抗扭箱并且优选地应用于水平或垂直安定面抗扭箱。
尽管本发明已经结合优选实施例作出了完整地描述，但显然可以在本发明的范围内引入修改，因此，不应当认为本发明是被这些实施例限定的，而是应当由权利要求的内容来限定。
Claims (7)
1.一种飞行器稳定面的抗扭箱，包括前翼梁(15)、后翼梁(17)、肋(21)以及上强化外壳和下强化外壳，其特征在于，至少一个所述外壳(31)被多个纵梁(33，43)强化，其中，所述纵梁全部沿整个外壳跨度延伸并且具有宽度朝向外壳外边缘(37)递减的横截面；
其中，所有纵梁(33，43)具有沿所述外壳跨度的轨迹，其中，外壳弦长与各弦向距离之间的比例保持基本恒定，其中，所述弦向距离是每个纵梁(33，43)的轨迹与前和后翼梁(15，17)之间的距离。
2.根据权利要求1所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述纵梁(33，43)的数目被定义为具有预定最小横截面、能够被设置在外壳外边缘(37)中的纵梁的数目。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述纵梁(43)是欧米伽形状的纵梁。
4.根据权利要求1或2所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述纵梁(33)是以下纵梁中的一种：
-T形纵梁；
-I形纵梁；
-J形纵梁。
5.根据权利要求1或2所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述稳定面是水平安定面。
6.根据权利要求1或2所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述稳定面是垂直安定面。
7.根据权利要求1或2所述的飞行器稳定面的抗扭箱，其中，所述外壳(31)和所述纵梁(33，43)由复合材料制成。
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