專利名稱：用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的配件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的配件。
背景技術(shù)：
通常，通過用一個或兩個樞轉(zhuǎn)點以及一控制點將可調(diào)整的水平穩(wěn)定器與飛機接合，來執(zhí)行飛機中所述穩(wěn)定器的裝配。為了允許水平穩(wěn)定器位于其中的飛機的調(diào)整，控制點必須能夠垂直地改變其位置，以允許穩(wěn)定器在一樞轉(zhuǎn)點或多個樞轉(zhuǎn)點上樞轉(zhuǎn)。為了允許控制點的位置的所述改變，通常提供借助于一配件固定的電機/心軸單元，以使得所述心軸在一個方向或另一個方向上的旋轉(zhuǎn)導致控制點的向上或向下的移動。用于固定上述電機/心軸單元的心軸的配件是通常與抗扭箱連接的金屬配件，所述抗扭箱又與飛機的兩個負載框架連接。用于驅(qū)動心軸的電機被固定在配件中，而經(jīng)由球窩接頭與電機連接的心軸相對于配件樞轉(zhuǎn)，以使得水平穩(wěn)定器的控制點處的力矩和為零， 實際上，負載是純垂直負載。典型地，金屬配件包括主緊固件和輔緊固件，以能夠滿足飛機的失效保險需求，以使得主緊固件失效的情況中，輔緊固件能夠支撐所產(chǎn)生的負載，而不會因此威脅飛機的完整性。主緊固件通常具有凹耳，而輔緊固件具有凸耳或凹耳。盡管近些年來具有在盡可能多的飛機部件中引入復合材料或“合成物”(例如 CFRP(碳纖維增強塑料))的趨勢(這是由于與鋁(最常使用的金屬材料)相比，此材料所包含的重量減小)，但大多數(shù)飛機制造商都不愿意使用碳纖維來制造所述配件，因為這些配件的復雜性會導致昂貴的制造成本。由于用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的電機/心軸單元的配件必須具有的相對大量的耳部和所述耳部的布置原因，在用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的電機/心軸單元的配件的情況中，此復雜性特別明顯。因此，希望能夠具有一種克服了上述缺點、并由此可以簡單且低成本的方式用復合材料制成的用于電機/心軸單元的配件，所述電機/心軸單元用來調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器。文獻US 2008/0001029A1描述了一種配件，其壁部構(gòu)成由復合材料制成的抗扭箱的一部分，所述配件旨在與用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的電機/心軸組件接合。根據(jù)US 2008/0001029A1所述的配件包括兩個側(cè)壁，所述側(cè)壁形成抗扭箱；用于將所述壁與飛機的尾部機身的兩個框架連接的連接裝置；以及用于接合樞轉(zhuǎn)的電機/心軸單元的主緊固件；和輔緊固件。此外，通過中心件將抗扭箱的側(cè)壁連接在一起，所述中心件形成輔緊固件， 布置于所述壁之間。根據(jù)US 2008/0001029A1所述的用于水平穩(wěn)定器的電機/心軸單元的配件導致的問題是，其具有非常復雜的幾何形狀，特別是關(guān)于其中心件，使得其制造困難且成本高昂， 而且需要額外的零件，以使配件穩(wěn)定并響應于負載而實現(xiàn)適當?shù)男阅?。本發(fā)明旨在解決上述缺點。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明涉及一種由復合材料(即，碳纖維增強塑料)制成的、用于電機/心軸單元的心軸的配件，所述心軸改變了飛機的水平穩(wěn)定器的緊固點的高度，以使其允許所述穩(wěn)定器相對于飛機尾部機身的調(diào)整，所述穩(wěn)定器布置于飛機尾部機身上。根據(jù)本發(fā)明的配件包括形成抗扭箱一部分的兩個側(cè)壁；和用于將所述側(cè)壁與飛機尾部機身的兩個框架連接的連接裝置。根據(jù)本發(fā)明的配件的抗扭箱的兩個側(cè)壁具有U形橫截面，因此它們能夠不需要額外的零件便可與尾部機身的外殼連接。根據(jù)本發(fā)明的配件又包括主緊固件和輔緊固件，以能夠滿足飛機的失效保險需求。根據(jù)本發(fā)明，主緊固件由上述抗扭箱側(cè)壁以及與所述側(cè)壁連接的另兩個端部件組成，一個端部件與第一側(cè)壁連接，另一個端部件與第二側(cè)壁連接。每個端部件又包括平行于側(cè)壁延伸的第一部分、從第一部分中之一分別朝著相應的側(cè)壁延伸的第二部分，以及均與相應側(cè)壁抵靠地布置且與所述相應側(cè)壁連接的第三部分，所述兩個端部件由此形成 Ω (omega，歐米加)形狀的橫截面。兩個端部件的第一部分包括各自的第一主通孔，而抗扭箱的側(cè)壁包括各自的第二主通孔，所述第二主通孔與第一主通孔對準，由此形成主緊固件。根據(jù)本發(fā)明的配件的輔緊固件由具有I形橫截面的中心件形成，所述件在其中心部分中還包括第二通孔。具有側(cè)壁的U形橫截面的第二接頭的此幾何形狀改進了該配件響應于橫向負載的性能，這是因為所述I形橫截面對形成所述配件的抗扭箱的側(cè)壁提供更好的支撐，并且還因為U形橫截面提供了對于所述壁的外殼的直接連接。此外，此配件的幾何形狀比根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)已知的配件的幾何形狀更簡單且更易于制造(僅在其中心件方面)。根據(jù)本發(fā)明，每個端部件的所述部分可包括附加層壓板，其優(yōu)選地由與配件元件的其余部分相同的材料制成，以使得所述層壓板具有和所述部分相同的橫截面，由此組成所述Ω結(jié)構(gòu)。所述層壓板可通過端部件的頂部上的附加層形成，使得它們形成一體件。上述結(jié)構(gòu)允許用碳纖維增強塑料(S卩，復合材料)來形成抗扭箱的壁、配件的中心件和端部件，并同時允許作用在上述單元上的負載的最佳分布。因此，施加至配件的負載本質(zhì)上是垂直方向上的負載，雖然所述配件由于水平穩(wěn)定器的調(diào)整也受到較小的縱向負載， 以及較小的橫向負載分量。在配件的端部件與附加層壓板兩者之間的連接由粘結(jié)接頭組成的情況中，與配件的端部件的幾何形狀一致的附加層壓板，防止端部件的第三部分脫膠的可能問題，并減小了抗扭箱的側(cè)壁。主緊固件的垂直負載以及縱向負載均被施加至第一通孔(施加至位于端部件中以及抗扭箱的壁兩者中的耳部)。這些負載通過設置于端部件的各自的第三部分中的接被傳遞至抗扭箱的壁，然后被轉(zhuǎn)換成與所述壁相連接的框架的腹板(web)中的剪切流。第三部分和側(cè)壁之間的接頭可以是鉚接接頭或粘結(jié)接頭。在失效保險狀態(tài)(其中，負載被施加至輔緊固件)中，這些負載也是經(jīng)由鉚接接頭或粘結(jié)接頭被傳遞至抗扭箱的壁。為了制造根據(jù)本發(fā)明的具有抗扭箱的配件，可使用本質(zhì)上傳統(tǒng)的技術(shù)，所述技術(shù)允許進行零件的成形，并且，在考慮鉚接接頭的情況中，該技術(shù)允許所述零件的鉚接。因此， 可通過自動處理(用ATL和熱成型來預先處理)來獲得上述零件，或者，例如，可通過樹脂壓鑄模(RTM)處理來制造。在兩種情況中，均可分別制造零件，然后將其鉚接或粘結(jié)在一起，或可將其制造成為單個整體部分。根據(jù)本發(fā)明的具有抗扭箱的配件由于其更大的整體性和負載路徑的簡單性，所以制造簡單且便宜，并且比金屬設計輕，從而可滿足之前說明的目的。參考附圖，從對示出了其主題的一個實施方式的詳細描述中，將會看到本發(fā)明的其它典型特征和優(yōu)點。


圖1是飛機的尾部機身和尾翼的示意性側(cè)視圖。圖2是根據(jù)本發(fā)明的具有抗扭箱的配件的示意性透視圖，所述配件用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器。圖3是根據(jù)圖2所示的本發(fā)明的具有抗扭箱的配件的一個實施方式的示意性側(cè)視圖，包括用于與負載框架連接的件。圖4是根據(jù)圖2所示的本發(fā)明的具有抗扭箱的配件的示意性前透視圖，也示出了配件與外殼的連接。圖5是根據(jù)圖2所示的本發(fā)明的具有抗扭箱的配件的沿著圖4的截面A-A截取的示意性平面圖。圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式的具有抗扭箱的配件的沿著圖4的截面A-A截取的示意性平面圖，示出了和端部件的形狀一致的附加層壓板。
具體實施例方式圖1示出了飛機的尾部機身1，帶有升降舵Ic的水平穩(wěn)定器Ia和帶有方向舵Id 的垂直穩(wěn)定器Ib布置于該尾部機身上?？赏ㄟ^與控制點10連接的電機/心軸機構(gòu)以傳統(tǒng)的方式調(diào)整水平穩(wěn)定器la，該機構(gòu)的啟動導致水平穩(wěn)定器Ia樞轉(zhuǎn)，從而同樣以傳統(tǒng)的方式使得水平穩(wěn)定器Ia和升降舵Ic能夠分別采用位置la’，lc’和la”，lc”，如所述圖1所示。圖2至圖6示出了根據(jù)本發(fā)明的用于調(diào)整水平穩(wěn)定器Ia的配件30的一個優(yōu)選實施方式，所述配件30包括抗扭箱的側(cè)壁2a和2b。所述配件30包括角度件形式的第一連接裝置3a，以使得可將壁2a和2b鉚接至飛機的尾部機身1的第一框架(圖中未示出)。此外，配件30包括第二連接裝置3b (也是角度件的形式)，以使得可將側(cè)壁2a和2b鉚接至尾部機身1的第二框架。件3a或3b可包含在相應的側(cè)壁2a或2b中，而不需要額外的零件。 可通過上部2c將側(cè)壁2a，2b連接在一起，從而使得配件部件的橫截面(由2a+2b+2c連接在一起組成)是U形，其允許通過上部2c將所述側(cè)壁2a，2b與尾部機身1的外殼直接連接 (圖 4)。另一方面，通過布置于所述側(cè)壁2a、2b之間的中心件4將側(cè)壁2a，2b連接在一起。 如果需要的話，在中心件4的每側(cè)上，每個壁2a或2b可具有旨在防止所述壁2a、2b彎曲的大區(qū)域(swaggered zones) 0中心件4包括與第一壁2a連接的第一端部4a、與抗扭箱的第二側(cè)壁2b連接的第二端部4b，以及將所述端部4a、4b連接在一起的中心部分4c。將端部件5a、5b與側(cè)壁2a、2b連接。抗扭箱的側(cè)壁2a和2b、以及部分2c、端部件5a和5b、中心件 4以及連接裝置3a和3b均可由碳纖維增強塑料制成。每個端部件5a、5b均包括平行于側(cè)壁2a、2b延伸的相應的第一部分5d、5e ；分別從第一部分5d、5e中的一個朝著相應側(cè)壁2a、2b延伸的相應的第二部分5f、5g ；以及相應的第三部分5h、5i，每個均與相應側(cè)壁2a、2b連接。可以看到，分別構(gòu)成端部件5a和5b 的部分5d、5f、5h和5e、5g、5i具有整體上Ω形狀的橫截面，使得可在這些部分5d、5e、5f、 5g、5h、5i上布置層壓板6，所述層壓板6具有與所述部分的橫截面相似的Ω形狀橫截面， 并且，可通過添加附加CFRP層壓板來獲得層壓板6，使得后者與每個端部件5a、5b形成一體件。在5a和5b的兩側(cè)上，通過鉚釘或通過粘結(jié)接頭，將相應的第三部分5h、5i和附加層壓板6的部分連接至相應的側(cè)壁2a，2b。端部件5a、5b的第一部分5d、5e包括相應的第一主通孔7a、7b，而側(cè)壁2a、2b包括第二主通孔7c、7d(圖4)。將這些主通孔7a、7b、7c和7d對齊，并且其分別位于主耳部8a、 8b,8c和8d中，所述主耳部從端部件5a、5b的第一部分5d、5e的相應底部邊緣以及壁2a、 2b的相應底部邊緣凸出，以由此形成主緊固件?？捎酶蠛穸鹊膮^(qū)域或具有混合鈦-CFRP層壓板的區(qū)域來加固所述耳部8a、8b、 8c、8cL依次地，中心件4包括具有兩個輔通孔9的區(qū)域，其形成根據(jù)本發(fā)明的配件的輔緊固件，也可用更大的厚度或具有混合鈦-CFRP的層壓板來加固所述區(qū)域。通過粘結(jié)或鉚接將端部件5a、5b的第三部分5h、5i和中心件4兩者連接至相應的壁2a，2b，盡管中心件4、壁2a、2b、2c、件3a和3b以及端部件5a、5b也可以是單塊部件。因此，根據(jù)本發(fā)明的由復合材料制成的、用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器Ia的配件包括作為主要件的側(cè)壁2a，2b，所述側(cè)壁2a和2b通過中心件4連接在一起，中心件4包括與第一壁2a連接的第一端部4a，與第二壁2b連接的第二端部4b，以及將所述端部4a、4b連接在一起的中心部分4c (圖5)。此外，所述配件包括端部件5a和5b，它們優(yōu)選地是Ω形狀的(雖然它們也可具有I形或其它形狀的橫截面)，并且它們與側(cè)壁2a和2b連接(圖 5)。這些端部件5a和5b位于側(cè)壁2a和2b的外部，如可在圖5中看到的。此外，如可在圖6中看到的，配件30可包括附加的層壓板6，其可布置于端部件 5a、5b的頂部上，每個層壓板6具有與所述件的橫截面相似的Ω形狀橫截面，并與后者形成一體件?？赏ㄟ^附加的部件將根據(jù)本發(fā)明的配件的壁2a、2b與尾部機身1的外殼連接。類似地，配件構(gòu)造還可包括上部或壁，以使得通過所述上部2c將側(cè)壁2a和2b連接在一起，由此構(gòu)成單個U形集成部分，其允許通過所述上部2c將側(cè)壁2a、2b直接連接至尾部機身1的外殼，不需要附加的部件，使得根據(jù)本發(fā)明的配件在響應于橫向負載時的性能更加有利，歸因于與外殼的直接連接以及具有I形橫截面的中心件，所述配件響應于外部荷載應力具有更堅固的結(jié)構(gòu)。因此，與已知配件相比，根據(jù)本發(fā)明的配件具有以下優(yōu)點-該配件(主要在中心件4a，4b，4c方面)更易于制造，因為，由于端部件5a和5b 位于側(cè)壁2a和2b的外表面上，所以中心件4具有I形橫截面；-除了更簡單的制造以外，所述I形橫截面具有這樣的效果該配件響應于邊緣荷載或試圖關(guān)閉壁2a和2b的垂直方向負載而更加堅固，該配件響應于所述應力具有更好的結(jié)構(gòu)性能；-此外，當不需要附加的部件而通過上部2c將配件直接連接至尾部機身1的外殼時，根據(jù)本發(fā)明的配件的性能比已知解決方案好得多。 可對上述實施方式進行包括在由以下權(quán)利要求限定的范圍內(nèi)的那些改進。
權(quán)利要求
1.一種用于相對于飛機的尾部機身(1)調(diào)整所述飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件(30)包括抗扭箱的側(cè)壁(2a和2b)以及將所述配件(30)連接至所述飛機的尾部機身(1)的框架的連接裝置(3a，3b)，所述側(cè)壁(2a，2b) 通過中心件(4)連接在一起，所述中心件(4)包括與所述配件(30)的第一側(cè)壁(2a)連接的第一端部(4a)、與所述配件(30)的第二側(cè)壁(2b)連接的第二端部(4b)、以及將所述端部(4a、4b)連接在一起的中心部(4c)，所述配件(30)還包括連接至所述側(cè)壁(2a，2b)外表面上的端部件(5a、5b)，由于所述配件在響應于邊緣荷載和試圖關(guān)閉所述側(cè)壁(2a、2b)的垂直負載應力時具有的更大的堅固性、所述配件的更大的一體性和負載路徑的簡單性，所述配件(30)具有響應于飛機負載的最佳結(jié)構(gòu)性能。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件(30)的側(cè)壁(2a、2b)通過上部(2c)連接在一起，使得所述配件的該件的橫截面是U形的，其允許不需要附加的部件，通過所述上部(2c)將所述側(cè)壁 (2a、2b)直接連接至所述飛機的尾部機身(1)的外殼，并改進了所述配件(30)響應于邊緣荷載時的性能，因為所述U形橫截面為所述配件(30)的側(cè)壁(2a、2b)提供了更好的支撐。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件(30)包括用于執(zhí)行所述側(cè)壁(2a、2b)與所述飛機的尾部機身(1)的外殼的連接的附加部件。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，每個側(cè)壁(2a、2b)在所述中心件(4)的每側(cè)上具有旨在防止所述側(cè)壁(2a、2b)的彎曲的大區(qū)域。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述端部件(5a、5b)具有Ω形式的整體橫截面。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，具有與所述端部件(5a、5b)相同幾何形狀的附加層壓板 (6)被增加至所述端部件(5a、5b)，與所述端部件(5a、5b)形成一體件，使得避免所述端部件(5a、5b)與所述側(cè)壁(2a、2b)分開的可能問題。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件 (30)，其特征在于，所述附加層壓板(6)由復合材料制成。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件包括主緊固件，所述主緊固件又包括對齊的并分別位于主耳部(8a、8b、8c、8d)中的通孔(7a、7b、7c、7d)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述通孔(7a、7b)被布置在所述端部件(5a、5b)的加固區(qū)域中，所述通孔(7c，7d)被布置在所述側(cè)壁(2a、2b)的加固區(qū)域中。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述端部件(5a、5b)和所述側(cè)壁(2a、2b)的加固區(qū)域是更大厚度的區(qū)域。
11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述端部件(5a、5b)和所述側(cè)壁(2a、2b)的加固區(qū)域是設置有混合鈦-CFRP層壓板的區(qū)域。
12.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件包括輔緊固件，所述輔緊固件又包括位于所述中心件(4)中的通孔(9)。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件(30)的輔緊固件用混合鈦-CFRP層壓板來加固。
14.根據(jù)權(quán)利要求12所述的用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器(Ia)的、由復合材料制成的配件(30)，其特征在于，所述配件(30)的輔緊固件是更大厚度的區(qū)域。
全文摘要
本發(fā)明提供了用于調(diào)整飛機的水平穩(wěn)定器的、由復合材料制成的配件，所述配件(30)包括抗扭箱的側(cè)壁(2a和2b)以及將配件(30)與飛機的尾部機身(1)的框架連接的連接裝置(3a、3b)，所述側(cè)壁(2a、2b)通過中心件(4)連接在一起，所述中心件包括與配件(30)的第一側(cè)壁(2a)連接的第一端部(4a)、與配件(30)的第二側(cè)壁(2b)連接的第二端部(4b)、以及將所述端部(4a、4b)連接在一起的中心部分(4c)，配件(30)還包括連接至所述側(cè)壁(2a、2b)外表面的多個端部件(5a、5b)，所述配件(30)由于其在響應于邊緣荷載和趨向于關(guān)閉側(cè)壁(2a、2b)的垂直負載應力時具有的更大堅固性、所述配件的更大的一體性和負載路徑的簡單性，所述配件具有響應于飛機應力的最佳結(jié)構(gòu)性能。
文檔編號B64C1/26GK102202965SQ200980143657
公開日2011年9月28日 申請日期2009年10月29日 優(yōu)先權(quán)日2008年10月31日
發(fā)明者埃萊娜·阿萊瓦洛羅德里格斯 申請人:空中客車運作有限公司