CN103803054A - 复合机翼的接头 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种机翼接头，其包括连接内侧机翼面板装配件和外侧机翼面板装配件的T-弦和拼接板。机翼面板装配件包括与机翼蒙皮共同粘结或者共同固化的纵梁。纵梁的腹板和帽梁可经修整后暴露条形件和基体凸缘。条形件和基体凸缘与T弦底面交界，机翼蒙皮与拼接板交界。被暴露条形件可以与被修整纵梁的基体凸缘是不齐平的。T弦底面可包括用于容纳非齐平式条形件的凹槽，以便T弦和基体凸缘之间不存在空隙。可选地，垫片可用于补偿非齐平式条形件或者基体凸缘，腹板可包括牺牲层，其中该层允许基体凸缘和腹板经修整与条形件齐平。
Description
技术领域
本文所述配置涉及复合机翼的接头。接头可适于飞行器的较低体侧接头。
背景技术
可使用螺栓连接的体侧接头将飞行器机翼连接至机身。图12示出目前用于将机翼连接至机身的体侧接头200的一个设计。接头200包括双倍附加弦210，其包括竖直部分211、上内侧部分212、下内侧部分213、上外侧部分214以及下外侧部分215。内侧机翼面板装配件220被连接至双倍附加弦210的内侧面，而外侧机翼面板装配件230被连接至双倍附加弦210的外侧面。
内侧机翼面板装配件220包括连接至内侧机翼蒙皮240的纵梁260，而外侧机翼面板装配件230包括连接至外侧机翼蒙皮250的纵梁260。纵梁260包括纵梁260底部上的基体凸缘261和位于顶部分的帽梁263，其中由腹板262连接帽梁263和基体凸缘261。纵梁260的基体凸缘261连接至内侧机翼蒙皮240。基体凸缘261可以粘结至内侧机翼蒙皮240。
帽梁263通过多个紧固件281，被连接至双倍附加弦210的上内侧部分212。切割纵梁260的腹板262和基体凸缘261的一部分，以便纵梁260的基体凸缘261不会与双倍附加弦210的下内侧部分213重合。半径填板291被放置在基体凸缘261上方。紧固件290将半径填板291连接至基体凸缘261和内侧机翼蒙皮240，这样夹紧了内侧机翼蒙皮240和基体凸缘261，从而形成破裂阻止机构。仅内侧机翼面板装配件220的内侧机翼蒙皮240被放置在双倍附加弦210的下内侧部分213的下方。内侧机翼蒙皮240被放置在双倍附加弦210的下内侧部分213和拼接板270之间。紧固件280将拼接板270连接至双倍附加弦210的下内侧部分213，从而将内侧机翼蒙皮240固定至接头200。
外侧机翼面板装配件230按与内侧机翼面板装配件220相同的方式构成。使用紧固件281将纵梁260的帽梁263连接至双倍附加弦210的上外侧部分214。紧固件280将外侧机翼蒙皮250连接至拼接板270和双倍附加弦210的下外侧部分215。将机翼面板装配件的一部分连接至接头的第一部分、以及将机翼面板装配件的第二部分连接至接头的第二部分可产生待被施加至装配件不同部分的不同的力。
鉴于上述情况，本领域需要这样的一种体侧接头，该接头使用具有单个界面的夹紧配置固定机翼面板装配件的两个部分。
发明内容
有利地是提供这样的接头，即该接头使用具有单个界面的夹紧配置固定机翼面板装配件的两个部分。
一个配置是包含T-弦、拼接板、内侧机翼面板装配件以及外侧机翼面板装配件的机翼接头。T-弦包括内侧部分、外侧部分以及竖直部分。拼接板具有内侧部和外侧部。机翼接头包括至少一个内侧纵梁，其被连接，例如粘结至内侧机翼蒙皮，从而形成内侧机翼面板装配件，以及至少一个外侧纵梁，其被连接，例如粘结至外侧机翼蒙皮，从而形成外侧机翼面板装配件。内侧机翼面板装配件部分被放置在T-弦的内侧部分和拼接板的内侧部分之间。外侧机翼面板装配件部分被放置在T-弦的外侧部分和拼接板的外侧部分之间。第一多个紧固件连接T弦的内侧部分和拼接板的内侧部分，从而将内侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。第二多个紧固件连接T弦的外侧部分和拼接板的外侧部分，从而将外侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。
机翼接头的外侧纵梁和内侧纵梁中的每个可包括基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件。外侧纵梁和内侧纵梁可以是刀片纵梁。外侧纵梁和内侧纵梁可以是I纵梁。I纵梁可包括帽梁。内侧纵梁和外侧纵梁中的每个可经修整暴露至少一个条形件。内侧机翼面板装配件可包含内侧机翼蒙皮部分、内侧纵梁的基体凸缘部分、以及至少一个暴露的条形件部分。外侧机翼面板装配件可包含外侧机翼蒙皮部分、外侧纵梁的基体凸缘部分、以及至少一个暴露的条形件的一部分。
接头的T弦可包括内侧部分的第一凹槽，从而容纳至少一个内侧纵梁的被暴露条形件，以及外侧部分的第二凹槽，从而容纳至少一个外侧纵梁的被暴露条形件。接头可包括被放置在内侧纵梁的基体凸缘和T弦内侧部分之间的第一垫片，以及被放置在外侧纵梁的基体凸缘和T弦外侧部分之间的第二垫片。第一和第二垫片可被放置在邻接至少一个暴露的条形件的地方。接头可以是复合机翼装配件的下体侧接头。
T弦的内侧部分可包括至少一个缺口，T弦的外侧部分可还包括至少一个缺口。内侧纵梁的腹板部分可延伸至T弦内侧部分上的缺口，外侧纵梁的腹板部分可延伸至T弦外侧部分上的缺口。T弦的内侧和外侧部分可包括至少三个纵排的紧固件，该紧固件将机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。T弦内侧和外侧部分上的缺口可在至少一排紧固件的紧固件之间延伸。T弦内侧和外侧部分上的缺口可在至少一排紧固件的紧固件之间延伸。接头的T弦和拼接板可包含钛或者铝。
一种配置是形成机翼接头的方法。本方法包含形成内侧机翼面板装配件和形成外侧机翼面板装配件。内侧机翼面板装配件包含连接至内侧机翼蒙皮的至少一个内侧纵梁，其中纵梁包括基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件。外侧机翼面板装配件包含连接至外侧机翼蒙皮的至少一个外侧纵梁，其中纵梁包括基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件。本方法包括修整内侧纵梁的腹板，从而暴露至少一个条形件和修整外侧纵梁的腹板，从而暴露至少一个条形件。本方法包括在T弦内侧部分和拼接板内侧部分之间放置内侧机翼面板装配件部分，以及使用多个紧固件将内侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。内侧机翼面板装配件部分包括内侧机翼蒙皮部分、内侧纵梁的基体凸缘部分、以及至少一个暴露的条形件。本方法包括在T弦外侧部分和拼接板外侧部分之间放置外侧机翼面板装配件部分，以及使用多个紧固件将外侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。外侧机翼面板装配件部分包括外侧机翼蒙皮部分、外侧纵梁的基体凸缘部分、以及至少一个暴露的条形件。
本方法可包括在T弦的内侧部分提供凹槽，从而容纳至少一个内侧纵梁的被暴露条形件，以及在T弦的外侧部分提供凹槽，从而容纳至少一个外侧纵梁的被暴露条形件。本方法可包括提供至少第一垫片，其被放置在内侧机翼面板装配件和T弦的内侧部分之间，以及提供至少第二垫片，其被放置在外侧机翼面板装配件和T弦的外侧部分之间。垫片可被放置在邻接至少一个暴露的条形件的地方。
纵梁或者方法可以是含有多个铺层的复合材料。本方法可包括在形成机翼面板装配件之前，将额外的牺牲层添加至纵梁，牺牲层允许移除至少一部分牺牲层，从而在不减少机翼面板装配件的负荷承载能力的情况下，使得被暴露条形件暴露。形成内侧机翼面板装配件可还包含共同固化内侧机翼蒙皮和内侧纵梁，以及形成外侧机翼面板装配件可还包含共同固化外侧机翼蒙皮和外侧纵梁。形成内侧机翼面板装配件可还包含共同固化内侧机翼蒙皮和内侧纵梁，以及形成外侧机翼面板装配件可还包含共同固化外侧机翼蒙皮和外侧纵梁。
一个配置是机翼接头，其包含第一压板、第二压板、以及机翼面板装配件。机翼面板装配件由连接至机翼蒙皮的纵梁构成。机翼面板装配件部分被固定在第一压板和第二压板之间。机翼面板装配件的纵梁经修整暴露条形件，其是被固定在第一压板和第二压板之间的机翼面板装配件部分的零件。
附图说明
图1示出复合机翼接头的配置；
图2示出纵梁的部分横截面，其粘结至机翼蒙皮，从而形成与复合机翼接头配置一起使用的机翼面板装配件；
图3示出复合机翼接头配置上的有势力（potential force）示意图；
图4示出这样的纵梁部分，其经修整用于复合机翼接头配置；
图5A示出复合机翼接头配置的俯视图；
图5B示出复合机翼接头配置的透视图；
图6示出T弦配置，其包括用于容纳纵梁的非齐平式暴露条形件的凹槽；
图7示出用于复合机翼接头配置的被修整纵梁的一个配置的一部分，其中接近纵梁的非齐平式暴露的条形件放置垫片；
图8示出可与被公开机翼接头一起使用的I纵梁；
图9示出具有可与被公开机翼接头一起使用的牺牲铺层的刀片纵梁；
图10是根据有利配置的飞行器生产和服务方式的流程图；
图11是根据有利配置的飞行器方框图；以及
图12示出复合机翼的现有技术接头。
虽然本发明易受各种修正和可选形式的影响，但是附图中通过示例示出特定配置，并在下文中进行详细描述。然而，应理解本公开不是要被限制于所公开的特定形式。而是，是要涵盖由所附权利要求所限定的本公开范围内的所有修正、等效物和替代。
图1-12附图标记表
1.机翼接头
10.T弦
11.T弦的竖直部分
12.T弦的内侧部分
13.T弦的外侧部分
14.T弦内的缺口特征
15.拼接板
16.拼接板的内侧部分
17.拼接板的外侧部分
18.T弦内的凹槽
20.内侧机翼面板装配件
30.外侧机翼面板装配件
40.内侧机翼蒙皮
50.外侧机翼蒙皮
60.纵梁
61.基体凸缘
62.腹板
63.帽梁
64.条形件
65.帽梁和腹板间隙
66.基体凸缘装料
67.垫片
68.帽梁装料
69.牺牲层
70.被修整水平
80.紧固件
81.第一排紧固件
82.第二排紧固件
83.第三排紧固件
85.机翼面板装配件上的张力
90.T弦和拼接板上的张力
200.现有技术机翼接头
210.双倍附加弦
211.双倍附加弦的竖直部分
212.双倍附加弦的上内侧部分
213.双倍附加弦的下内侧部分
214.双倍附加弦的上外侧部分
215.双倍附加弦的下外侧部分
220.内侧机翼面板装配件
230.外侧机翼面板装配件
240.内侧机翼蒙皮
250.外侧机翼蒙皮
260.纵梁
261.纵梁基体凸缘
262.纵梁腹板
263.纵梁帽梁
270.拼接板
280.紧固件
281.紧固件
282.紧固件291.半径填板
具体实施方式
图1示出机翼接头1的配置。机翼接头1包括第一压板10和第二压板15，其共同用于固定内侧机翼面板装配件20和外侧机翼面板装配件30。第一压板10可以是T弦，而第二压板可以是拼接板。以下，第一压板将被称为是T弦10，而第二压板将被称为是拼接板15。T弦10包括竖直部分11、内侧部分12、以及外侧部分13。拼接板15包括内侧部分16和外侧部分17。T弦10和拼接板15用于将内侧机翼面板装配件20和外侧机翼面板装配件30连接在一起。
内侧机翼面板装配件20由内侧机翼蒙皮40和纵梁60构成。内侧机翼蒙皮40和纵梁60可由复合材料构成，其可由粘结和/或固化在一起的多层材料构成。所述材料可由形成复合材料的各种材料构成。此类材料中的一个例子是碳纤维增强塑料。同样地，外侧机翼面板装配件30由外侧机翼蒙皮50和纵梁60构成。如上所述，也可共同粘结或者共同固化外侧机翼蒙皮50和纵梁60。所使用的纵梁60可以是用于加固复合零件的各种纵梁，例如I纵梁或者刀片纵梁。
纵梁60被粘结至机翼蒙皮40、50，从而形成机翼面板装配件20、30。可以共同固化纵梁60和机翼蒙皮40、50，以便在两组件之间形成粘结。在形成机翼面板装配件20、30之后，然后，可使用T弦和拼接板15将机翼面板装配件20、30连接在一起，从而形成机翼接头1。纵梁60可包括基体凸缘61和腹板62。如果纵梁60是I纵梁，如图8所示，则纵梁60可包括帽梁63。可修整纵梁60的帽梁63和腹板62，以便仅纵梁60的基体凸缘61延伸出来进入机翼接头1。可修整帽梁63和腹板62，从而暴露以下所述条形件64或者多个条形件。
内侧机翼面板装配件20的端部可被放置在T弦10的内侧部分12和拼接板15的内侧部分16之间。如上所述，可修整腹板62和帽梁63，以便在T弦10和拼接板15之间仅放置纵梁60的基体凸缘61，其粘结至内侧机翼蒙皮40。如下所述，纵梁60可还包括同样被放置在T弦10和拼接板15之间的暴露的条形件64。多个紧固件80将T弦10的内侧部分12连接至拼接板15的内侧部分16，从而将内侧机翼面板装配件20固定至机翼接头1。同样地，外侧机翼面板装配件30被连接至T弦10的外侧部分13和拼接板15的外侧部分17。
图2示出机翼面板装配件20的部分横截面图，其中机翼面板装配件20包括粘结至机翼蒙皮40的纵梁60。修整腹板62和帽梁63，从而在纵梁60的基体凸缘61上暴露条形件64。条形件64通常是用于填充图8所示纵梁60部分间的接头的单向纤维。例如，I纵梁可由背靠背连接在一起的两“c”形托架构成。空隙可能存在于面对托架背面的顶部和底部接头处。可以是单向纤维的条形件64可被用于填充空隙。条形件64可由各种材料构成，例如单向碳纤维增强塑料、层压碳纤维增强塑料、或者玻璃纤维增强塑料。如图2所示，条形件64可以不与基体凸缘61齐平。如果条形件64不与基体凸缘61齐平，则T弦10或者纵梁60可经修改容纳非齐平式条形件64，如下所述。
图3示意性示出可被施加至机翼接头1的有势力。因为内侧机翼蒙皮40和基体凸缘61在相同界面处被固定至T弦10和拼接板15，所以相同的张力均等地被施加至两组件，如箭头85所示。此外，T弦10和拼接板15上的张力（箭头90）基本相等并处于相同方向，因为与图12所示的双倍附加弦210的多个界面相比，两组件提供单一界面，以捕获机翼面板装配件20。
图4示出纵梁60部分，其可被连接至本公开的机翼接头1。纵梁60包括基体凸缘61和腹板62，其被修整后暴露条形件64。纵梁60可包括腹板和帽梁间隙65，在此处被修整腹板62与暴露的条形件64交界。如上所述，条形件64可由单向纤维构成，并且可填充纵梁60内的两界面之间的空隙。
图5A和图5B示出可用于机翼接头1的T弦10的配置。T弦10可包括扇贝形或缺口特征14，其允许纵梁60的腹板62，例如刀片纵梁的刀片在一个或更多排的紧固件80之间延伸，其中紧固件80连接T弦10至拼接板15。T弦10可包括多排紧固件80。例如T弦10可包括第一排紧固件81、第二排紧固件82、以及第三排紧固件83。缺口特征14可突出，所以其横穿第一和第二排紧固件81、82，如图5A和图5B所示。T弦10可包括多个缺口特征14。通过允许沿纵梁60的较长长度的腹板62，使用T弦10的缺口特征14可允许纵梁60变得更结实，缺口特征14的数量和取向仅用于说明的目的。如受益于本公开的本领域一般技术人员将明白，缺口特征14的配置、深度、以及位置，以及紧固件的排数和配置是可以改变的。例如，即使在单一T弦10内可以改变缺口特征14的个体长度。
图6示出T弦10配置的部分横截面图，其中T弦在T弦10内侧部分12的底侧上包括至少一个凹槽18。凹槽18可适于容纳在机翼面板装配件20、30上所呈现的非齐平式条形件64。将非齐平式条形件64***凹槽18可使T弦10和机翼面板装配件20之间的界面齐平。T弦10可包括内侧12和外侧13部分底部中的多个凹槽18，从而容纳多个被暴露条形件64。
图7示出包括垫板67的被修整纵梁60的配置，从而容纳非齐平式条形件64。垫板67位于邻接基体凸缘61和T弦10间的非齐平式条形件64的地方。由于条形件64是非齐平式的，所以垫板67填充机翼面板装配件20、30和T弦10之间的间隙。如受益于本公开的本领域一般技术人员能够明白的，因为可以改变垫板67的形状、数量、以及配置，示出垫板67仅用于说明。
图8示出粘结至机翼蒙皮40的I纵梁60的横截面。I纵梁60包括基体凸缘61、腹板62、以及帽梁63。对于共同粘结的机翼面板，基体凸缘61可包括基体凸缘装料66，这对于共同固化机翼面板是不需要的。帽梁63可包括共同粘结和共同固化的机翼面板的帽梁装料68。如图所示，条形件64填充腹板62和帽梁63之间的间隙以及腹板62和基体凸缘61之间的间隙。如上所述，可在纵梁60一端上修整帽梁63和腹板62以暴露条形件64。当机翼面板装配件20、粘结至机翼蒙皮40的纵梁60被固定至T弦10和拼接板15时，则暴露的条形件64和基体凸缘61可与T弦10的底面交界，如上所述。
图9示出刀片纵梁60的横截面，其包括额外的铺层或者分层，此处被称为牺牲层69，其允许在从纵梁60中移除材料的同时维持纵梁60的所需结构的完整性。如上所述，纵梁60的腹板62经修整暴露条形件64，以及提供纵梁60和T弦10之间的界面。在暴露条形件64的条件下，条形件64可以不与基体凸缘61齐平。为了容纳可能的非齐平式条形件64，将牺牲层69添加至纵梁60的腹板62和基体凸缘61。牺牲层允许腹板62和基体凸缘61经修整减小至这样的水平70，其与暴露的条形件64齐平，同时保留维持其预期结构完整性的纵梁60的材料厚度。
更具体参考附图，可在图10所示飞行器制造和服务方法100以及图11所示飞行器102的背景下，可描述本公开配置。在预生产过程中，示例性方法100可包括飞行器102的说明和设计104以及材料采购106。在生产过程中，进行飞行器102的组件和子装配件制造108以及***整合110。接下来，为了投入使用114，飞行器102将通过认证和交付112。在客户使用114的同时，安排飞行器102进行常规维修和服务116（其可还包括修改、重组、翻新、等等）。
可通过***整合商、第三方、和/或操作人员（例如，客户）执行或实行示例性方法100的每个过程。为了描述，***整合商可包括，并非限制，任何数量的飞行器制造商和主要***分包商；第三方可包括，并非限制，任何数量的供货方、分包商、和供应商；以及操作人员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构，等等。
如图11所示，由示例性方法100生产的飞行器102可包括带有多个***120和内部122的飞行器机身118。高水平***120的例子包括一个或更多推进***124、电气***126、液压***128、以及环境***130。可包括任何数量的其他***。尽管示出航天的例子，但是本公开原则可被应用至其他产业，例如汽车产业。
在飞行器制造和服务方法100的任何一个或更多阶段，可采用本文所采用的设备和方法。例如，可以类似于飞行器102在使用114中所产生的组件或者子装配件的方式，制作或者制造对应于生产过程108的组件和子装配件。同样地，根据加快飞行器102的装配或者降低飞行器102成本，在生产过程108和110中，可使用一个或更多设备配置、方法配置、或者其中的组合。类似地，在飞行器102投入使用114，例如并非限制，维护和服务116时，可使用一个或更多设备配置、方法配置、或者其中的组合。
此外，本公开包含根据以下项的实施例：
1.一种机翼接头，其包含：
T-弦，其具有内侧部分、外侧部分、以及竖直部分；
拼接板，其具有部和外侧部；
内侧机翼蒙皮；
外侧机翼蒙皮；
至少一个内侧纵梁，其被连接至内侧机翼蒙皮，从而形成内侧机翼面板装配件，内侧机翼面板装配件的一部分位于T弦内侧部分和拼接板内侧部分之间；
第一多个紧固件，其连接T弦的内侧部分和拼接板的内侧部分，从而将内侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板；
至少一个外侧纵梁，其被连接至外侧机翼蒙皮，从而形成外侧机翼面板装配件，外侧机翼面板装配件的一部分位于T弦外侧部分和拼接板外侧部分之间；以及
第二多个紧固件，其连接T弦的外侧部分和拼接板的外侧部分，从而将外侧机翼面板装配件固定至T弦和拼接板。
2.根据第1项机翼接头，其中接头是复合机翼装配件的较低体侧接头。
3.根据第1项机翼接头，外侧纵梁和内侧纵梁每个包含基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件。
4.根据第3项机翼接头，外侧纵梁和内侧纵梁是刀片纵梁。
5.根据第3项机翼接头，T弦的内侧部分包含至少一个缺口，T弦的外侧部分包含至少一个缺口，内侧纵梁的腹板的一部分延伸至T弦内侧部分上的缺口，外侧纵梁的腹板的一部分延伸至T弦外侧部分上的缺口。
6.根据第5项机翼接头，第一和第二多个紧固件中的每个包含至少三个纵排的紧固件，内侧部分上的至少一个缺口在至少一排紧固件的紧固件之间延伸，外侧部分上的至少一个缺口在至少一排紧固件的紧固件之间延伸。
7.根据第5项机翼接头，第一和第二多个紧固件中的每个包含至少三个纵排的紧固件，内侧部分上的至少一个缺口在至少两排紧固件的紧固件之间延伸，外侧部分上的至少一个缺口在至少两排紧固件的紧固件之间延伸。
8.根据第3项机翼接头，外侧纵梁和内侧纵梁是I纵梁。
9.根据第8项机翼接头，I纵梁还包含帽梁。
10.根据第3项机翼接头，外侧纵梁和内侧纵梁中的每个可经修整暴露至少一个条形件。
11.根据第10项机翼接头，其中内侧机翼面板装配件包含内侧机翼蒙皮的一部分、内侧纵梁的基体凸缘的一部分、以及内侧纵梁的至少一个暴露的条形件的一部分，其中外侧机翼面板装配件包含外侧机翼蒙皮的一部分、外侧纵梁的基体凸缘的一部分、以及外侧纵梁的至少一个暴露的条形件的一部分。
12.根据第11项机翼接头，T弦还包含内侧部分的第一凹槽，从而容纳内侧纵梁的至少一个被暴露条形件，以及外侧部分的第二凹槽，从而容纳外侧纵梁的至少一个被暴露条形件。
13.根据第11项机翼接头，还包含第一垫片和第二垫片，第一垫片被放置在内侧纵梁的基体凸缘和T弦内侧部分之间，第一垫片邻接内侧纵梁的至少一个被暴露条形件，第二垫片被放置在外侧纵梁的基体凸缘和T弦外侧部分之间，第二垫片邻接外侧纵梁的至少一个被暴露条形件。
14.一种形成机翼接头的方法，方法包含：
形成内侧机翼面板装配件，内侧机翼面板装配件包含连接至内侧机翼蒙皮的至少一个内侧纵梁，其中至少一个内侧纵梁包含基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件；
形成外侧机翼面板装配件，外侧机翼面板装配件包含连接至外侧机翼蒙皮的至少一个外侧纵梁，其中至少一个外侧纵梁包含基体凸缘、至少一个腹板、以及至少一个条形件；
修整内侧纵梁的至少一个腹板，从而暴露至少一个条形件；
修整外侧纵梁的至少一个腹板，从而暴露至少一个条形件；
在T弦内侧部分和拼接板内侧部分之间放置内侧机翼面板装配件部分，内侧机翼面板装配件部分包括内侧机翼蒙皮部分、内侧纵梁的基体凸缘部分、以及内侧纵梁的至少一个被暴露条形件；
使用多个紧固件将内侧机翼面板装配件固定至T弦的内侧部分和拼接板的内侧部分；
在T弦外侧部分和拼接板外侧部分之间放置外侧机翼面板装配件部分，外侧机翼面板装配件部分包括外侧机翼蒙皮的一部分、外侧纵梁的基体凸缘的一部分、以及外侧纵梁的至少一个被暴露条形件；以及
使用多个紧固件将外侧机翼面板装配件固定至T弦的外侧部分和拼接板的外侧部分。
15.根据第14项方法，还包含：
在T弦的内侧部分提供凹槽，从而容纳内侧纵梁的至少一个被暴露条形件；以及
在T弦的外侧部分提供凹槽，从而容纳外侧纵梁的至少一个被暴露条形件。
16.根据第14项方法，还包含：
提供至少第一垫片，其被放置在内侧机翼面板装配件和T弦的内侧部分之间，第一垫片邻接内侧纵梁的至少一个被暴露条形件；以及
提供至少第二垫片，其被放置在外侧机翼面板装配件和T弦的外侧部分之间，第二垫片邻接外侧纵梁的至少一个被暴露条形件。
17.根据第14项方法，其中形成内侧机翼面板装配件还包含共同固化内侧机翼蒙皮和内侧纵梁，其中形成外侧机翼面板装配件还包含共同固化外侧机翼蒙皮和外侧纵梁。
18.根据第14项方法，其中形成内侧机翼面板装配件还包含共同固化内侧机翼蒙皮和内侧纵梁，其中形成外侧机翼面板装配件还包含共同固化外侧机翼蒙皮和外侧纵梁。
19.根据第14项方法，其中纵梁是由多个铺层构成的复合材料。
20.根据第19项方法，还包含：
在形成内侧机翼面板装配件之前，以及在形成外侧机翼面板装配件之前，将额外的牺牲层添加至内侧纵梁和外侧纵梁，额外的牺牲层允许移除牺牲层，从而在不减少内侧和外侧机翼面板装配件的负荷承载能力的情况下，使得被暴露条形件齐平。
21.一种机翼接头，其包含：
第一压板；
第二压板；以及
机翼面板装配件，机翼面板装配件由连接至机翼蒙皮的纵梁构成，机翼面板装配件的一部分被固定在第一压板和第二压板之间，其中被固定在第一压板和第二压板之间的机翼面板装配件的纵梁的一部分经修整暴露条形件。
虽然以某些优选实施例的方式描述了本公开，但本领域一般技术人员应明白其他配置，其包括并未提供此处所阐述的所有特征和优势的配置，同样位于本公开范围内。因此，本公开范围仅由所附权利要求和其等效物来限定。
Claims (15)
1.一种机翼接头（1），其包含:
T-弦（10），其具有内侧部分（12）、外侧部分（13）以及竖直部分（11）；
拼接板（15），其具有内侧部分（16）和外侧部分（17）；
内侧机翼蒙皮（40）；
外侧机翼蒙皮（50）；
至少一个内侧纵梁（60），其被连接至所述内侧机翼蒙皮（40），从而形成内侧机翼面板装配件（20），所述内侧机翼面板装配件（20）的一部分位于所述T弦（12）的内侧部分和所述拼接板（16）的内侧部分之间；
第一多个紧固件（80），其连接所述T弦（12）的所述内侧部分和所述拼接板（16）的所述内侧部分，从而将所述内侧机翼面板装配件（20）固定至所述T弦（10）和所述拼接板（15）；
至少一个外侧纵梁（60），其被连接至所述外侧机翼蒙皮（50），从而形成外侧机翼面板装配件（30），所述外侧机翼面板装配件（30）的一部分位于所述T弦的所述外侧部分和所述拼接板（17）的所述外侧部分之间；以及
第二多个紧固件（80），其连接所述T弦（13）的所述外侧部分和所述拼接板（17）的所述外侧部分，从而将所述外侧机翼面板装配件（30）固定至所述T弦（10）和所述拼接板（15）。
2.根据权利要求1所述的机翼接头（1），其中所述接头（1）是复合机翼装配件的较低体侧接头。
3.根据权利要求1所述的机翼接头（1），其中所述外侧纵梁（60）和所述内侧纵梁（60）是刀片纵梁，其每个均包含基体凸缘（61）、至少一个腹板（62）、以及至少一个条形件（64）。
4.根据权利要求1所述的机翼接头（1），所述T弦（12）的所述内侧部分包含至少一个缺口（14）并且所述T弦（13）的所述外侧部分包含至少一个缺口（14），所述内侧纵梁（60）的腹板（62）的一部分延伸至所述T弦（12）的所述内侧部分上的所述缺口（14）内，并且所述外侧纵梁（60）的所述腹板（62）的一部分延伸至所述T弦（13）的所述外侧部分上的所述缺口（14）。
5.根据权利要求1至4任一项所述的机翼接头（1），所述第一和第二多个紧固件（80）中的每个包含至少三个纵排的紧固件（81、82、83），其中所述T弦（12）的所述内侧部分上的至少一个缺口（14）在至少一排紧固件（80）中的紧固件（80）之间延伸，并且所述T弦（13）的所述外侧部分上的至少一个缺口（14）在至少一排紧固件（80）中的紧固件（80）之间延伸。
6.根据权利要求1至4任一项所述的机翼接头（1），所述第一和第二多个紧固件（80）中的每者包含至少三个纵排的紧固件（81、82、83），其中所述T弦（12）的所述内侧部分上的至少一个缺口（14）在至少两排紧固件中（80）的紧固件（80）之间延伸，并且所述T弦（13）的所述外侧部分上的至少一个缺口（14）在至少两排紧固件（80）中的紧固件（80）之间延伸。
7.根据权利要求1至4任一项所述的机翼接头（1），所述外侧纵梁（60）和所述内侧纵梁（60）是I纵梁，其每个具有帽梁（63）。
8.根据权利要求1至4任一项所述的机翼接头（1），其中所述外侧纵梁（60）和所述内侧纵梁（60）中的每个包含至少一个条形件（64），所述外侧纵梁（60）和所述内侧纵梁（60）中的每个经修整暴露所述至少一个条形件（64）。
9.根据权利要求1至4任一项所述的机翼接头（1），其中所述内侧机翼面板装配件（20）包含所述内侧机翼蒙皮（40）的一部分、所述内侧纵梁（60）的基体凸缘（61）的一部分、以及所述内侧纵梁（60）的至少一个被暴露条形件（64）的一部分，并且其中所述外侧机翼面板装配件（30）包含所述外侧机翼蒙皮（50）的一部分、所述外侧纵梁（60）的基体凸缘（61）的一部分、以及所述外侧纵梁（60）的至少一个暴露的条形件（64）的一部分，其中所述T弦（10）还包含所述内侧部分（12）中的第一凹槽（18），从而容纳所述至少一个所述内侧纵梁（60）的被暴露条形件（64），以及所述外侧部分（13）的第二凹槽（18），从而容纳所述至少一个所述外侧纵梁（60）的被暴露条形件（64），还包含第一垫片（67）和第二垫片（67），所述第一垫片（67）被放置在所述内侧纵梁（60）的所述基体凸缘（61）和所述T弦（12）的所述内侧部分之间，所述第一垫片（67）邻接至少一个所述内侧纵梁（60）的被暴露条形件（64），所述第二垫片（67）被放置在所述外侧纵梁（60）的基体凸缘（61）和所述T弦的所述外侧部分之间，所述第二垫片（67）邻接所述外侧纵梁（60）的至少一个被暴露条形件（64）。
10.一种形成机翼接头（1）的方法，所述方法包含：
形成内侧机翼面板装配件（20），所述内侧机翼面板装配件（20）包含连接至内侧机翼蒙皮（40）的至少一个内侧纵梁（60），所述至少一个内侧纵梁（60）包含基体凸缘（61）、至少一个腹板（62）以及至少一个条形件（64）；
形成内侧机翼面板装配件（30），所述外侧机翼面板装配件（30）包含连接至外侧机翼蒙皮（50）的至少一个外侧纵梁（60），所述至少一个外侧纵梁（60）包含基体凸缘（61）、至少一个腹板（62）以及至少一个条形件（64）；
修整所述至少一个内侧纵梁（60）的腹板（62），从而暴露所述至少一个条形件（64）；
修整所述至少一个外侧纵梁（60）的腹板（62），从而暴露所述至少一个条形件（64）；
在T弦（12）内侧部分和拼接板（16）内侧部分之间放置所述内侧机翼面板装配件（20）的一部分，所述内侧机翼面板装配件（20）的所述一部分包括内侧机翼蒙皮（40）的一部分、所述内侧纵梁（60）的所述基体凸缘（61）的一部分以及所述内侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）；
使用多个紧固件（80）将所述内侧机翼面板装配件（20）固定至所述T弦（12）的所述内侧部分和所述拼接板（16）的所述内侧部分；
在T弦（13）外侧部分和拼接板（17）外侧部分之间放置所述外侧机翼面板装配件（30）的一部分，所述外侧机翼面板装配件（30）的所述一部分包括外侧机翼蒙皮（50）的一部分、所述外侧纵梁（60）的所述基体凸缘（61）的一部分、以及所述外侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）；以及
使用多个紧固件（80）将所述外侧机翼面板装配件（30）固定至所述T弦（13）的所述外侧部分和所述拼接板（17）的所述外侧部分。
11.根据权利要求10所述方法，还包含：
在所述T弦（12）的所述内侧部分提供凹槽（18），从而容纳所述内侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）；以及
在所述T弦（13）的所述外侧部分提供凹槽（18），从而容纳所述外侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）。
12.根据权利要求10所述方法，还包含：
提供至少第一垫片（67），其被放置在所述内侧机翼面板装配件（20）和所述T弦（12）的所述内侧部分之间，所述第一垫片（67）邻接所述内侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）；以及
提供至少第二垫片（67），其被放置在所述外侧机翼面板装配件（30）和所述T弦（13）的所述外侧部分之间，所述第二垫片（67）邻接所述外侧纵梁（60）的所述至少一个被暴露条形件（64）。
13.根据第10至12任一项所述的方法，其中形成内侧机翼面板装配件（20）还包含共同固化所述内侧机翼蒙皮（40）和所述内侧纵梁（60），并且其中形成外侧机翼面板装配件（30）还包含共同固化所述外侧机翼蒙皮（50）和所述外侧纵梁（60）。
14.根据第10至12任一项所述的方法，其中形成内侧机翼面板装配件（20）还包含共同固化所述内侧机翼蒙皮（40）和所述内侧纵梁（60），并且其中形成外侧机翼面板装配件（30）还包含共同固化所述外侧机翼蒙皮（50）和所述外侧纵梁（60）。
15.根据权利要求10至12任一项所述的方法，还包含：
在形成所述内侧机翼面板装配件（20）之前，以及在形成所述外侧机翼面板装配件（30）之前，将额外的牺牲层（69）添加至所述内侧纵梁（60）和所述外侧纵梁（60），所述额外的牺牲层（69）允许移除所述牺牲层（69），从而在不减少所述内侧和外侧机翼面板装配件（20、30）的负荷承载能力的情况下，使得所述被暴露条形件（64）齐平；其中所述纵梁（60）是由多个铺层构成的复合材料。
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Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107539459A (zh) * | 2016-06-24 | 2018-01-05 | 波音公司 | 结构组件 |
| CN108799274A (zh) * | 2017-04-28 | 2018-11-13 | 波音公司 | 为连接表面提供防腐保护的方法和设备 |
| CN109114079A (zh) * | 2018-09-21 | 2019-01-01 | 中国五冶集团有限公司 | 一种钢板结构的连接机构 |
| CN109592002A (zh) * | 2018-11-02 | 2019-04-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机复合材料壁板对接方法 |
| CN110406657A (zh) * | 2019-07-31 | 2019-11-05 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 民用飞机机翼上壁板根部连接角盒、连接结构及机翼 |
| CN110498036A (zh) * | 2019-08-07 | 2019-11-26 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种尾翼壁板连接结构、尾翼和飞机 |
| CN112109918A (zh) * | 2019-06-19 | 2020-12-22 | 波音公司 | 经由腹板安装的紧固件附着到纵梁的拼接配件 |
| CN112591073A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-04-02 | 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 | 一种翼身结合接头及无人机 |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9580164B2 (en) * | 2013-07-10 | 2017-02-28 | The Boeing Company | Apparatus and methods for joining aircraft composite structures |
| RU2613661C1 (ru) * | 2016-01-11 | 2017-03-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ сборки крыла из полимерного композиционного материала |
| US10696373B2 (en) | 2016-09-13 | 2020-06-30 | The Boeing Company | Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings |
| US10773787B2 (en) | 2017-06-14 | 2020-09-15 | The Boeing Company | Wing-to-fuselage joints and aircraft including the same |
| US10766598B2 (en) | 2017-06-14 | 2020-09-08 | The Boeing Company | Wing-to-fuselage joints and aircraft including the same |
| IL259149B (en) | 2018-05-03 | 2022-09-01 | Israel Aerospace Ind Ltd | Structural elements made of composite materials |
| US11433990B2 (en) * | 2018-07-09 | 2022-09-06 | Rohr, Inc. | Active laminar flow control system with composite panel |
| US10786955B2 (en) | 2018-07-16 | 2020-09-29 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for fabricating a composite structure and reacting to a placement force |
| US11230072B2 (en) | 2018-07-16 | 2022-01-25 | The Boeing Company | Apparatuses for fabricating a composite structure and reacting to a placement force |
| FR3092269A1 (fr) | 2019-02-04 | 2020-08-07 | Airbus Operations | Procédé de fabrication à partir de préformes d’éléments de liaison d’une aile d’aéronef à un caisson central de voilure |
| CN110027696A (zh) * | 2019-04-30 | 2019-07-19 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机下壁板的对接结构 |
| WO2021157672A1 (en) * | 2020-02-04 | 2021-08-12 | Hapsmobile Inc. | Trailing edge spar connection for an unmanned aerial vehicle |
| CN111392028A (zh) * | 2020-04-13 | 2020-07-10 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法 |
| CN113664530B (zh) * | 2021-09-06 | 2022-09-13 | 上海航天精密机械研究所 | 一种助推尾段型架尾翼对接接头的定位装置及装配方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060204364A1 (en) * | 2005-03-08 | 2006-09-14 | The Boeing Company | Disbond resistant composite joint and method of forming |
| WO2011086222A1 (es) * | 2010-01-15 | 2011-07-21 | Airbus Operations S.L. | Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos |
| WO2011117454A1 (es) * | 2010-03-25 | 2011-09-29 | Airbus Operations, S.L. | Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos |
| CN101674929B (zh) * | 2007-04-30 | 2014-03-05 | 空中客车英国运营有限责任公司 | 包括具有嵌入板的凹部中的衬垫的桁条的组合结构和传递力的方法 |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4606961A (en) * | 1984-10-09 | 1986-08-19 | The Boeing Company | Discretely stiffened composite panel |
| US5348602A (en) | 1993-06-08 | 1994-09-20 | General Electric Company | Method for making a bonded laminated article bend portion |
| US5538589A (en) | 1994-08-31 | 1996-07-23 | The Boeing Company | Composite stringer assembly machine |
| US6513757B1 (en) | 1999-07-19 | 2003-02-04 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| US6605201B1 (en) * | 1999-11-15 | 2003-08-12 | Therasense, Inc. | Transition metal complexes with bidentate ligand having an imidazole ring and sensor constructed therewith |
| US6562436B2 (en) | 2000-02-25 | 2003-05-13 | The Boeing Company | Laminated composite radius filler |
| FR2863324B1 (fr) * | 2003-12-04 | 2007-12-14 | Airbus France | Procede de realisation d'une structure stratifiee et avion muni d'une telle structure |
| FR2873347B1 (fr) | 2004-07-22 | 2006-11-17 | Airbus France Sas | Dispositif d'eclissage d'elements de structure composite avec des elements de structure metallique |
| FR2883548B1 (fr) * | 2005-03-23 | 2007-06-15 | Airbus France Sas | Dispositif et procede d'eclissage mixte carbone-metal dissymetrique |
| US7837148B2 (en) | 2006-06-13 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Composite wing-body joint |
| DE102007019692B4 (de) | 2007-04-26 | 2011-06-01 | Airbus Operations Gmbh | Flügel-Rumpf-Sektion eines Flugzeugs |
| GB0901228D0 (en) * | 2009-01-26 | 2009-03-11 | Airbus Uk Ltd | Aircraft joint |
| GB0912015D0 (en) * | 2009-07-10 | 2009-08-19 | Airbus Operations Ltd | Stringer |
| FR2948099B1 (fr) * | 2009-07-16 | 2012-05-11 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication d'un aeronef a voilure fixe |
| RU2428352C1 (ru) * | 2010-02-16 | 2011-09-10 | ООО "Прогресстех" | Устройство соединения панелей крыла и центроплана |
| FR2957795B1 (fr) | 2010-03-25 | 2012-06-15 | Oreal | Procede de coloration mettant en jeu un derive d'iridoide glycosyle |
| US8408493B2 (en) | 2010-05-19 | 2013-04-02 | The Boeing Company | Composite stringer end trim |
| ES2396327B1 (es) | 2010-06-10 | 2014-02-06 | Airbus Operations, S.L. | Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes |
| GB201009922D0 (en) | 2010-06-14 | 2010-07-21 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing box joint |
| US8578609B2 (en) | 2010-10-27 | 2013-11-12 | Airbus Operations S.L. | Manufacturing procedure of a part made out of a composite material introducing a geometric change in one of its faces |
| US8974886B2 (en) * | 2012-04-25 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Disbond resistant composite stiffener runout |
-
2012
- 2012-11-13 US US13/675,809 patent/US9272769B2/en active Active
-
2013
- 2013-10-15 AU AU2013245438A patent/AU2013245438B2/en active Active
- 2013-10-25 KR KR1020130128067A patent/KR20140061237A/ko active Application Filing
- 2013-10-30 JP JP2013225969A patent/JP5808379B2/ja active Active
- 2013-11-12 RU RU2013150275A patent/RU2654270C2/ru active
- 2013-11-12 BR BR102013029090-4A patent/BR102013029090B1/pt active IP Right Grant
- 2013-11-12 EP EP13192586.9A patent/EP2730498B1/en active Active
- 2013-11-12 ES ES13192586T patent/ES2738790T3/es active Active
- 2013-11-13 CN CN201310571164.5A patent/CN103803054B/zh active Active
-
2016
- 2016-05-04 KR KR1020160055068A patent/KR101790439B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060204364A1 (en) * | 2005-03-08 | 2006-09-14 | The Boeing Company | Disbond resistant composite joint and method of forming |
| CN101674929B (zh) * | 2007-04-30 | 2014-03-05 | 空中客车英国运营有限责任公司 | 包括具有嵌入板的凹部中的衬垫的桁条的组合结构和传递力的方法 |
| WO2011086222A1 (es) * | 2010-01-15 | 2011-07-21 | Airbus Operations S.L. | Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos |
| WO2011117454A1 (es) * | 2010-03-25 | 2011-09-29 | Airbus Operations, S.L. | Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107539459A (zh) * | 2016-06-24 | 2018-01-05 | 波音公司 | 结构组件 |
| CN107539459B (zh) * | 2016-06-24 | 2022-06-03 | 波音公司 | 结构组件 |
| CN108799274A (zh) * | 2017-04-28 | 2018-11-13 | 波音公司 | 为连接表面提供防腐保护的方法和设备 |
| CN108799274B (zh) * | 2017-04-28 | 2021-04-23 | 波音公司 | 为连接表面提供防腐保护的方法和设备 |
| CN109114079A (zh) * | 2018-09-21 | 2019-01-01 | 中国五冶集团有限公司 | 一种钢板结构的连接机构 |
| CN109592002A (zh) * | 2018-11-02 | 2019-04-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机复合材料壁板对接方法 |
| CN109592002B (zh) * | 2018-11-02 | 2022-03-15 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机复合材料壁板对接方法 |
| CN112109918A (zh) * | 2019-06-19 | 2020-12-22 | 波音公司 | 经由腹板安装的紧固件附着到纵梁的拼接配件 |
| CN110406657A (zh) * | 2019-07-31 | 2019-11-05 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 民用飞机机翼上壁板根部连接角盒、连接结构及机翼 |
| CN110406657B (zh) * | 2019-07-31 | 2021-06-01 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 民用飞机机翼上壁板根部连接角盒、连接结构及机翼 |
| CN110498036A (zh) * | 2019-08-07 | 2019-11-26 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种尾翼壁板连接结构、尾翼和飞机 |
| CN112591073A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-04-02 | 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 | 一种翼身结合接头及无人机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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