专利名称：安全梁、尤其是坚固的机身框架以及设有这种框架的飞机机身的制作方法
技术领域：
本发明涉及经受大牵引力和弯曲力的被称作梁的部分，例如安全机身框架，尤其是坚固的机身框架。其还涉及装有这种框架的飞机机身。
背景技术：
通常，当结构展示出用于承受机械载荷的多个可能的路径时，就说该结构是安全的，或者更具体地说是“自动防故障装置”(带有安全的加强件)。特别地，安全结构可由两个纵向金属翼梁构成，所述翼梁被连接在一起以作为飞机机身的坚固框架。由于所应用的力的高水平，以及与制造相关联的困难，这些框架通常是金属的。这种坚固的框架的验证要求，对于其两个翼梁来说，额定的机械阻力为框架遇到的最大可能力的150% (所谓的“极端”载荷)。当假设两个翼梁中的一个断裂时，必须证实有对所应用的最大力(所谓的“极限”载荷)的100%机械阻力。因为机身框架通常由金属制造，所以在标示这些框架的尺寸时的主要标准由于下列原因是损伤容限。根据这个标准，规定了在检查过程中没有被检测到的最大裂纹不能在本次检查和下次检查之间的时间间隔中传播到临界尺寸一其被定义为能够完全毁坏该结构。为了测量飞机机身框架的损坏容限，标准实践是遵循裂纹传播模型，该模型使得能够根据所进行的航班的数量来评估一个或多个裂纹的大小。机身自动防故障装置框架型结构由两个纵向翼梁构成，所述翼梁在侧壁上被连接在一起。建立该模型通常可接受的初始条件在于在自动防故障装置框架的翼梁的侧壁的每一个上生成不同大小的裂纹。考虑这些裂纹处于临界裂纹萌生位置。在我们尤其感兴趣的情况下，用于连接这两个翼梁的紧固件产生裂纹。实际上，由于例如与形状效应有联系的局部高应力集中系数，其中形状效应引起过应力，所以这些位置通常是临界裂纹萌生位置。现在，裂纹以依赖于这些裂纹的大小的速度被传播。因此，展现最大尺寸的初始裂纹的翼梁将受更大的裂纹传播速度的影响。当裂纹已经达到临界断裂大小时，对应的翼梁断裂并且另一个翼梁此时由于来自断裂的框架的力在另一框架中和在机身蒙皮中的重新分布而过载。在这些条件下，由其余框架经受的过载是约80%。这被称为“力的整体重新分布”。在未断裂的框架中的裂纹的传播此时非常迅速，这解释了为什么标示尺寸标准是损伤容限。通常，因此寻找能对安全(自动防故障装置)型金属结构在它们的疲劳阻力-对应于损伤开始-以及在它们的损伤容限行为，换句话说是损伤传播方面进行提高的装置。从US专利文献US2010/0316857中还已知的是包含金属加强层的多层复合材料。这种材料被打算用于例如通过螺钉或铆钉引入力的区域或连接区域。因此其被限制于在这些特定的区域中开始的裂纹，通常为这些裂纹提供了保护装置。为了限制裂纹的传播，传统的方案在于增加尺寸和/或使连接梁的数量翻倍。这些方案是昂贵的并且增加了框架的重量。
发明内容
本发明的目的在于改善被强有力地加载的自动防故障装置型部件的损伤容限行为并且尤其能实现显著改善的疲劳阻力，同时获得重量减轻。为此，本发明提出形成复合混合结构，该结构的构造使得能够兼具金属的和复合材料的优点。更具体地说，本发明的主题是安全梁，其包括至少一个结构部分或翼梁，所述结构部分或翼梁通过紧固装置沿纵向方向被固定到支撑件。所述梁包括至少两个翼梁，所述翼梁通过紧固装置连接在一起；其中一个翼梁是金属的并且装备有稳定分隔件，而第二翼梁由复合材料制成。这种混合方案使得能够对于结构整体来说得益于金属翼梁的分隔件的稳定性，并且能够得益于另一结构翼梁的复合材料中不存在损伤传播尤其是裂纹传播。而且，由复合材料制成的翼梁的存在允许与全金属方案相比重量减轻。根据优选实施例:-复合翼梁的纤维主要沿被预测的力的方向取向，使得这个翼梁展示出与金属翼梁的刚性等同的刚性；-所述翼梁都具有从“U”、“I”(也就是板)、“L”和“T”形中选择的轮廓结构；-第一金属翼梁具有“U”轮廓而第二翼梁由碳纤维复合材料制成；-翼梁具有同一的形状，具有“U”轮廓并通过它们的腹板连接在一起；-金属翼梁的材料基于铝或钛合金。本发明还涉及飞机机身的坚固框架。这个框架包括上面限定的带有根据可适合于飞机机身轮廓的几何形状构造的结构翼梁的结构。本发明的另一主题是飞机机身，其包括蒙皮，上面限定的至少一个框架壁固定到蒙皮。
参照附图阅读下面的详细描述可易于理解本发明的其它方面和优点，附图分别表示:-图1和2，飞机机身的局部内部和后面视图，坚固的框架安装到机身上；-图3a和3b，根据本发明的自动防故障装置混合框架的示例的示意截面图，分别带有“U”轮廓和板轮廓的复合翼梁；-图4，根据本发明的混合坚固框架的几何形状的侧视图，以及-图5和6，带有座舱加压变形的后机身视图和在加压之后混合坚固框架经受弯曲力的示意截面图。
具体实施例方式在本文中，限定词“内部”或“外部”以及它们的变形分别涉及距离机身蒙皮更近或更远的元件并且分别涉及面向或背离这个机身蒙皮的元件。而且，相同的附图标记指示附图中的同一元件。
参照图1和2的前视图和后视图，安全飞机机身框架2由一个或多个翼梁构成，这些翼梁能对加压做出反应并且因此能在弯曲应力下工作(在示例中带有整体“U”轮廓)。翼梁2被紧固到飞机机身蒙皮3。它们可被结合或共同被结合，也就是说与机身一起烧制，和通过铆钉固定、焊接或以等同方式安装到蒙皮3的内部面3a。翼梁通过在它们的整个长度上分布的紧固件保持在一起。分隔件6也在它们的整个长度上分布以确保翼梁的机械稳定性。适当连接的翼梁的组件形成了自动防故障装置类型的安全框架2。根据本发明，这种梁2是一种整体上在形式上类似与先前使用的梁的梁并且由两个不同的部分2a和2b构成，每个部分由单一且独特的材料组成，这两个部分彼此不同:部分2a由金属材料制成而部分2b由复合材料制成。因此这被称为混合梁组件。通过附图3a的截面图更具体地示出的第一示例性混合坚固框架2。第一翼梁2a由钛制成而第二翼梁2b由复合材料制成。这种材料是基于由碳纤维加强的聚合物(通常为环氧树脂的)制造，例如已知为CFRP (碳纤维加强聚合物)。预先使碳纤维沿着力的方向取向以增加翼梁的刚性从而匹配金属翼梁的刚性。坚固的框架2的翼梁2a和2b中每一个在截面方面展示出相同的几何形状:-底部半凸缘或足部20a、20b，通过螺栓7结合并紧固到机身蒙皮3的内部面3a；-腹板22a、22b，其基本上以直角延伸到相应的半凸缘20a、20b并延伸到蒙皮3，以及-半翼24a、24b，其平行于内部的半凸缘20a、20b延伸比这些内部的半凸缘的宽度略小的宽度。翼梁2a和2b沿着它们的腹板22a、22b通过金属紧固件5被连接在一起。这些翼梁因此通过它们的腹板被“背对背”地连接在一起并且每一个都具有“U”轮廓形式，其侧面由内部的半凸缘20a、20b和半翼24a、24b形成，由腹板22a、22b形成的“U”的基部。内部的半凸缘20a和20b形成框架2的凸缘20并且两个半翼24a和24b形成翼24。根据图3b中图示的变型，框架2采用了相同的构造，除了第二翼梁由复合材料制成。实际上，复合翼梁2b’此时是板的形式，也就是说，它仅包括腹板22b，既没有翼也没有凸缘。这个变型允许节省成本并且自适应环境，但不在损伤容限做出让步。混合坚固框架2使得能够停止裂纹的传播。实际上，在金属翼梁2a中开始的缺陷将被传播直到这个翼梁断裂，这将产生力在第二翼梁2b或2b’中重新分布的机制。不过，损伤传播被停止，因为裂纹不在复合部分中传播。通过保留金属作为翼梁2a的材料，利用分隔件6的存在来保证框架2作为整体的稳定性，分隔件6传统上被用于装备金属框架。翼梁2a和2b (或2b’ )两者使得能够在所述翼梁都完整的情况下承受应用到坚固框架2的弯曲力。不过，每个翼梁有利地提供不同的功能:混合坚固框架2作为整体的稳定性由金属翼梁2a确保并且复合翼梁2b或2b’使得能够停止裂纹在混合坚固框架2中传播。这个复合翼梁因此提供了在金属框架在裂纹的萌生和传播影响下断裂的情况下的残余阻力的额外功能。根据本发明的混合坚固框架2的几何形状由图4的侧视图更具体地图示。该复合翼梁2b具有两个不同构造的连续部分:“U”轮廓的部分21b，带有如由图3a以截面表示的半凸缘20b和半翼24b，以及板或腹板22b形式的部分21b’，如图3b所示，既没有翼也没有凸缘。由钛制造的翼梁2a在其整个长度上保持“U”轮廓。参照图5和6，混合框架被图示为处于其弯曲行为。在示意性的后视图(图5)中，座舱加压将机身3从连续的曲率Cl改变到带有反向的双曲率CII (带有拐点“I”)的轮廓，相对于中心对称平面PS对称。框架2此时由于曲率从Cl变化到CII的变化并且在显著的长度上经历与座舱加压有关的偏转F。在示意的截面图中(图6)，可以更具体地看到，框架2的翼梁2a的金属半翼24a经受了牵引应力亍，金属半凸缘2Oa经受了压缩应力S，而框架2的腹板Ma和Mb经受了弯曲应力F。金属半翼24a、并且因此整个框架2与全金属框架相比改善了其疲劳阻力，这是因为复合翼梁2b的屈曲，并且在牵引力大于压缩力时更是如此。本发明不限于描述和示出的示例性实施例。例如，对于金属翼梁的一部分来说可以由复合材料制成的部分代替，而不会损害框架的混合本质。而且，根据本发明的梁可与其它翼梁相关联，从而形成一体的部分，例如带有两个“U”形金属翼梁的结构，这两个翼梁连接在复合壁的两侧上。而且，复合材料可基于碳纤维、玻璃纤维或等同物。
权利要求
1.一种安全梁，其包括至少一个结构部分或翼梁，所述结构部分或翼梁用于通过紧固装置沿纵向方向被固定到支撑件，所述梁包括第一翼梁，所述第一翼梁是金属的并且装备有稳定性分隔件， 其中这个梁包括至少两个翼梁，所述至少两个翼梁通过紧固装置连接在一起，并且其中第二翼梁由复合材料制成。
2.如权利要求1所述的混合梁，其中复合翼梁的纤维主要沿被预测的力的方向取向，使得这个翼梁展示出与金属翼梁的刚性等同的刚性。
3.如权利要求1所述的混合梁，其中所述翼梁都具有从“U”、“I”、“L”和“T”形中选择的轮廓结构。
4.如权利要求1或2所述的混合梁，其中第一金属翼梁具有“U”轮廓而第二翼梁由碳纤维复合材料制成。
5.如前述权利要求中任一个所述的混合梁，其中翼梁都是同一形状，具有“U”轮廓并通过它们的腹板连接在一起。
6.如前述权利要求中任一项所述的混合梁，其中金属翼梁的材料是基于铝或钛合金。
7.一种飞机机身的坚固框架，其中这个框架包括如前述权利要求中任一项所述的混合结构，带有根据可适合于飞机机身轮廓的几何形状构造的结构翼梁。
8.一种飞机机身，包括蒙皮，如前述权利要求中任一项所述的框架的至少一个凸缘被固定到所述蒙皮。
全文摘要
本发明涉及安全梁、尤其是坚固的机身框架以及设有这种框架的飞机机身。本发明的目标是从损伤容限标准解放自动防故障装置型结构并允许显著改善的疲劳阻力，同时产生重量减轻。为此，本发明提出形成复合混合结构，该结构的构造使得能够兼具金属的和复合材料的优点。在安全混合结构中，至少两个纵向结构翼梁(2a、2b)通过紧固装置(5)被背对背(22a、22b)地连接。根据本发明，其中一个翼梁(2a)是金属的并且装备由稳定性分隔件，而另一个翼梁(2b)是由带有碳纤维的复合材料制成的，碳纤维沿着被预测的力的方向取向，使得这个翼梁(2b)展示出等同于金属翼梁(2a)刚性的刚性。
文档编号B64C1/06GK103158855SQ20121059899
公开日2013年6月19日 申请日期2012年12月15日 优先权日2011年12月15日
发明者J·吉耶莫, G·加朗, J·科尔马格罗 申请人:空中客车运营简化股份公司