用于飞行器机身的复合材料机身结构和装配有该机身结构的飞行器

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用于飞行器机身的复合材料机身结构和装配有该机身结构的飞行器
申请号	CN200880110726.3	申请日	2008-09-29	公开(公告)号	CN101821161B	公开(公告)日	2013-02-13
申请人	空中客车运作股份公司;			发明人	纪尧姆·加朗; 劳伦特·朱塞平; 达米安·阿格拉;
摘要	本发明涉及用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)以及包括此结构的飞行器。本发明的目的是获得一种机身结构(10)，该机身结构具有减小的质量，同时允许电系统接地，且允许保证大刚性的机械特性。该目的是通过使用提供组装功能和电功能的固定组件(20)来实现的。
权利要求	1.一种用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其包括： -至少一个由第一材料制成的结构框架(13)， -至少一个由复合材料制成的外覆板(11)， -沿着所述结构框架(13)的圆周分布的多个固定组件(20)，所述固定组件(20)允许将所述外覆板(11)固定在所述框架(13)上，其特征在于，所述固定组件(20)由第二材料制成，所述第二材料的电导率明显高于所述复合材料和第一材料的电导率，所述固定组件(20)彼此接触地安装以便串联连接。 2.根据权利要求1所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述第二材料是金属材料。 3.根据权利要求1至2中任一项所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述第二材料是被附加纤维层的金属材料。 4.根据权利要求1至2中任一项所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述固定组件(20)中的每个都包括：沿所述机身(10)的圆周方向(II-II)延伸的、基本平面的主部分(30)，位于所述主部分(30)的圆周外部边缘上并基本垂直于所述主部分(30)延伸的副部分(31)，和至少一个连接部分(33，40)，所述连接部分位于所述主部分(30)的侧边(34，34’)上并沿着所述机身(10)的圆周方向(II-II)延伸以便将所述多个固定组件(20)两两串联连接。 5.根据权利要求3所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述固定组件(20)中的每个都包括：沿所述机身(10)的圆周方向(II-II)延伸的、基本平面的主部分(30)，位于所述主部分(30)的圆周外部边缘上并基本垂直于所述主部分(30)延伸的副部分(31)，和至少一个连接部分(33，40)，所述连接部分位于所述主部分(30)的侧边(34，34’)上并沿着所述机身(10)的圆周方向(II-II)延伸以便将所述多个固定组件(20)两两串联连接。 6.根据权利要求4所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的连接部分(33，40)的区域(41，43)是优先变形区域。 7.根据权利要求5所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的连接部分(33，40)的区域(41，43)是优先变形区域。 8.根据权利要求4所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的所述主部分(30)的至少一个侧边(34，34’)包括具有适于纵梁(12)通过的形状的区域(36)，所述纵梁固定于所述外覆板，并且所述纵梁沿所述机身(10)的纵向方向(I-I)设置。 9.根据权利要求7所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的所述主部分(30)的至少一个侧边(34，34’)包括具有适于纵梁(12)通过的形状的区域(36)，所述纵梁固定于所述外覆板，并且所述纵梁沿所述机身(10)的纵向方向(I-I)设置。 10.根据权利要求4所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的所述主部分(30)的圆周外部边缘(32)包括具有适于纵梁(12)通过的形状的至少一个区域(37)，所述纵梁固定于所述外覆板，并且所述纵梁沿所述机身(10)的纵向方向(I-I)设置。 11.根据权利要求9所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)的所述主部分(30)的圆周外部边缘(32)包括具有适于所述纵梁(12)通过的形状的至少一个区域(37)。 12.根据权利要求4所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)包括至少一个第二副部分(35)，所述第二副部分基本垂直于所述主部分(30)延伸并基本平行于面向纵梁(12)的表面设置，所述纵梁固定于所述外覆板，并且所述纵梁沿所述机身(10)的纵向方向(I-I)设置。 13.根据权利要求11所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，每个固定组件(20)包括至少一个第二副部分(35)，所述第二副部分基本垂直于所述主部分(30)延伸并基本平行于面向所述纵梁(12)的表面设置。 14.根据权利要求12所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述第二副部分(35)连接在所述主部分(30)的侧边(34，34’)上。 15.根据权利要求13所述的用于飞行器机身的复合材料机身结构(10)，其特征在于，所述第二副部分(35)连接在所述主部分(30)的侧边(34，34’)上。 16.一种飞行器，其包括根据上述权利要求中任一项所述的机身结构(10)。
说明书全文	用于飞行器机身的复合材料机身结构和装配有该机身结构的飞行器技术领域 [0001] 本发明通常涉及用于飞行器机身的复合材料机身结构的领域。 [0002] 本发明还涉及一种包括此机身结构的飞行器。背景技术 [0003] 传统地，飞行器的机身包括安装并固定在内部结构周围的面板，以便这些面板组装完成后形成空气动力学的外覆板(revêtementextérieur)。该内部结构尤其包含结构框架，该结构框架均匀地分布在机身的整个长度上并横向于机身的纵向轴线设置。结构框架具有基本圆形的形状(例如环形的或椭圆形的形状)，或者具有两个或三个圆形突出部(lobes)，或者是同种类型的任何其他形状。该内部结构还包括沿着机身的纵向轴线设置的纵梁。 [0004] 机身内部结构为机身提供所需的机械强度。因而，结构框架确保了机身圆周方向(即，沿着机身外围)的刚性加强，且纵梁确保了纵向的刚性加强。 [0005] 机身及其结构(面板，框架，纵梁)的部件通常由金属材料制成。这允许获得良好的机械强度，而且允许形成使飞行器的电系统接地的电网络。因而通过该结构的金属部件确保了功能电流和缺省电流(courant de défaut)的返回。 [0006] 目前，包括纤维和树脂的混合物的复合材料的应用在航空领域中的发展允许在保持或改善机身结构部件的机械性能的同时明显减小质量。例如，已由申请人提出的国际申请WO2007/071879描述了包括固定在内部金属结构上的复合材料外覆板的机身。为了更好地减小质量，外覆板(panneau de revêtement extérieur)、结构框架和纵梁可由复合材料制成，而不再由金属材料制成。固定组件(例如允许不同部件彼此组装的夹具)也可由复合材料制成。 [0007] 然而，已知地，复合材料的电导率低。由复合材料制成的机身结构部件尤其不再能够形成电流返回线路。因此，使用复合材料用于机身结构部件就需要加入特定的返回线路。因而，添加专用于电流回路的装置削弱了由使用复合材料所获得质量的收益。与所有机身结构部件相关的质量的收益也就不再显著。 [0008] 鉴于以上所述，现有技术的实现方式不能在减小质量、机身所需机械刚度以及电系统的接地之间获得令人满意的折衷。发明内容 [0009] 因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器机身的复合材料机身结构，其克服了与现有技术的实施方式相关的上述缺点，本发明还提供了一种包括该机身结构的飞行器。 [0010] 为此，本发明的目的是提供一种用于飞行器机身的复合材料机身结构，该机身结构包括： [0011] -至少一个由第一材料制成的结构框架， [0012] -至少一个由复合材料制成的外覆板， [0013] -多个沿着所述结构框架的圆周分布的固定组件，所述固定组件允许将所述外覆板固定在所述结构框架上。 [0014] 根据本发明，所述固定组件由第二材料制成，所述第二材料的电导率明显高于所述复合材料和第一材料的电导率。所述固定组件彼此接触地安装，以便串接连接。 [0015] 因而，多个固定组件允许将一个或多个外覆板安装到一个或多个结构框架上，同时能够为电系统提供额外的电流返回功能。本发明导致结构部件数目的减少，因为没有特别专用于返回线路的部件，该返回线路通过前述固定组件实现。因此这允许优化机身结构的总体质量。换而言之，本发明的原理是新颖的，与现有技术不同的是，固定组件同时确保组装功能和电功能，这能够避免依靠特别专用于电流返回的部件。 [0016] 有利地，第二材料为金属材料。实际上，金属具有相当高的电导率，对实现返回线路有利。因而，在除了外覆板外，结构框架例如由包括纤维和树脂的混合物的复合材料制成的情况下，因为复合材料通常是不良电导体，由固定组件确保电流返回。因此，质量上的收益是显著的。 [0017] 有利地，第二材料是被附加纤维层的金属材料。因而，这种类型的材料通过它的相当高的电导率可确保电流返回，同时由于增强纤维的存在，对机械应力具有高耐受性。 [0018] 在本发明的实施例中，固定组件中的每个都包括沿着机身的圆周方向延伸的、基本平面的主部分，位于主部分的圆周外部边缘上并基本垂直于主部分延伸的副部分，和至少一个连接部分，所述连接部分位于主部分的侧边上并沿着机身的圆周方向延伸，以便将所述多个固定组件两两串联连接。 [0019] 因而，主部分和副部分允许外覆板和结构框架的组装，并且连接部分允许实现固定组件之间的电接触以便允许缺省电流和功能电流的流动。 [0020] 有利地，每个固定组件的连接部分的区域是优先变形区域。在固定组件之间在圆周方向产生相对位移的情况下，这个区域能够变形。该相对位移发生在温度显著变化期间。当固定组件的制造材料与外覆板和框架的不同时，膨胀系数也因此不同。为了避免固定组件与外覆板和框架之间的差异膨胀导致相对位移和由此产生机械应力，提供了优先变形区域。因此，该区域变形以便避免会使机身结构部件变得脆弱的任何机械应力。 [0021] 在本发明的实施例中，外覆板固定在至少一个沿机身纵向方向设置的纵梁上。每个固定组件的主部分的至少一个侧边的区域具有适于所述纵梁通过的形状。 [0022] 有利地，每个固定组件的主部分的圆周外部边缘的至少一个区域具有适于所述纵梁通过的形状。因此，沿着固定组件的圆周长度，可为每个固定组件提供多个通道空间。 [0023] 在本发明的实施例中，每个固定组件包括至少一个第二副部分，该第二副部分基本垂直于主部分延伸并基本平行于面向所述纵梁的表面设置。第二副部分连接在主部分的侧边上。因而，固定组件允许将纵梁安装到外覆板和结构框架上。 [0024] 本发明还涉及一种飞行器，其包括上述机身结构。 [0025] 在以下非限制性的详细描述中，本发明的其它优点和特征将会显现出来。附图说明 [0026] 现在将参照附图，以非限制性实例的方式对本发明优选的实施方式进行描述，其中： [0027] 图1是示出了集成有根据本发明机身结构的一段飞行器机身的透视图； [0028] 图2a是根据本发明的机身结构的一部分的透视图，该机身结构包括外覆板，该外覆板固定于纵梁且通过固定组件连接于框架； [0029] 图2b是图2a中示出的机身部分的横截面图； [0030] 图3a和3b示出了实现根据本发明的机身结构的固定组件的不同方式； [0031] 图4a，4b，和4c示出了尤其在固定组件上应用优先变形区域的本发明的实施例。具体实施方式 [0032] 如图1所示，飞行器的机身10包括多个固定在内部结构上的外覆板11。在本发明的优选实施例中，外覆板11由包括纤维和树脂的混合物的复合材料制成。在不超出本发明范围的情况下，机身10可根据飞行器类型具有可变的形状和大小。机身10的内部结构主要由纵梁12和结构框架13组成。结构框架13规则地分布在机身10的整个长度上。每个结构框架沿着机身10的横断面、垂直于机身的纵向轴线I-I设置，并且每个结构框架在整体上具有基本圆形的形状(环形的或椭圆形的形状)，或者具有两个或三个圆形突出部，或者具有同种类型的任何其他形状。 [0033] 按照惯例，在以下的所有描述中，使用了在图1中示出的柱面坐标(eL，eR，eC)的直角坐标系。将eL称为机身的纵向方向，其与基本对应于机身旋转轴线的纵向轴线I-I重合，eR是位于机身结构部件上的点的径向，eC是该点的圆周或切线方向。 [0034] 图2a示出机身结构部分10，该机身结构部分包括外覆板11，该外覆板固定于纵梁12并通过根据本发明的固定组件20(或夹具)连接于框架13。纵梁沿着纵向方向eL设置并确保机身的纵向刚性加强。结构框架设置在基本垂直于纵向方向eL并沿着圆周方向II-II延伸的平面中，以便于确保机身圆周方向的刚性加强。圆周方向II-II被定义为线，该线的方向ec是该线上每点的切线。图2a和2b示出了具有T-形横截面的纵梁12，但是也可以是其他的截面形状，例如，Z，I，J，omega或者具有梯形部分的任何形状。 [0035] 图2b示出了图2a所示的机身结构部分10的横截面图。外覆板11固定在至少一个纵梁12上。夹具20允许将外覆板11安装在径向地位于纵梁12之上的结构框架13上。图2b所示的结构框架具有Z-形截面，但也可以是其他形状的截面，例如J或C形，或任何其他同种类型的形状。 [0036] 图3a详细地示出了根据本发明的第一可替换的实施例的夹具20。夹具20包括基本平面的主部分30。主部分30位于横向于纵向轴线I-I的平面中。此外，主部分30的平面的形状为基本环形，因为主部分跟随着圆周的方向II-II。副部分31在主部分30的圆周外部边缘32处连接在主部分30上。术语“外部的”应该理解为径向远离机身纵向轴线I-I的方向。副部分31基本上垂直于主部分30延伸。主部分30特别适合于固定在结构框架13上，例如通过铆钉固定或任何其他传统的技术。副部分31适合于固定在外覆板11上，例如通过用铆钉固定或任何其他传统的技术。夹具20包括连接部分33，该连接部分位于沿着圆周轴线II-II延伸的主部分30的侧边34上。在沿着框架13(即，沿着圆周方向II-II)安置多个夹具20的过程中，每个连接部分33将与邻近的夹具20的任一部分接触，以便将夹具20两两串联连接。该接触例如也可通过铆钉固定或任何其他传统技术或者通过挤压(appui sous pression)来实现。因此，夹具20可彼此连在一起地或单独地制造。 [0037] 在这个实施例中，夹具20确保将外覆板11安装到结构框架13上的结构功能。为了确保电流返回的额外功能，使用比外覆板11和结构框架13的材料的电导率高很多的材料来制造夹具20。因而，由于夹具20的电导率高于外覆板11和框架13的电导率，由多个通过连接部分33串联连接的夹具20形成的网络能够确保电流返回的电功能。因为金属的相当高的电导率，制造夹具20的材料可为任何金属材料。夹具20间的串联连接形成基本沿着圆周方向的电流返回线路。所述返回线路可互相连接。 [0038] 与使用金属夹具20有关的另外的优点涉及它们沿主应力方向的良好的机械性能。通过对金属板进行冲压然后折叠以便形成主部分30和至少一个副部分31，35，夹具20优选地被制造为单一部件。在展开时，夹具20主要在主部分30和副部分31，35之间承受压力。现在，在展开时(en dépliage)，金属夹具20的机械性能超过由纤维和树脂的混合物的复合材料制成的夹具20的机械性能。此外，与用复合材料制造夹具20相比，用金属材料制造夹具具有效率高和成本低的优点。 [0039] 夹具20也可用包括至少一层增强纤维的金属材料制成，例如GLARE，或“纤维-金属叠层(fiber metal laminates)”类型的任何其他材料。后者有如下优点，即具有足够的电导率以便确保电流返回，以及增强纤维的存在导致的高抗变形性。 [0040] 在图3a所示出的本发明的实施例中，夹具20包括第二副部分35，该第二副部分基本上垂直于主部分30和副部分31延伸，且基本上平行于面向纵梁12的表面设置。这三个部分30，31，35一起形成一个角，例如箱式角(coin de malle)。该第二副部分35特别适合于固定在与纵梁12相对的表面上，该第二副部分位于主部分30的侧边34’上，侧边34’与支撑连接部分33的侧边34相对。侧边34和34’都优选地位于主部分30在圆周方向上的端部上。然而，第二副部分的其他设置是有可能的。因而，第二副部分可能位于连接部分33的侧边42上，如图4a所示。第二副部分也可位于侧边34上，连接部分33位于该侧边 34上，如图4c所示。我们要注意的是每个夹具当然可包括多个连接部分33以及多个第二副部分35。 [0041] 图3b示出本发明的实施例，其中主部分30的侧边34的区域36适合于纵梁12的横向几何结构从而允许纵梁通过。区域36因此形成开放的半凹口。在将夹具20安装到外覆板11和框架13上的时候，侧边34将基本上紧靠面向纵梁12的表面。提供侧边34的区域36是为了让纵梁12通过，并且减少由于纵梁12的存在而使所考虑夹具20的连接部分33与邻近夹具20分开的距离。在本发明的实施例中，圆周外部边缘32也包括适合于纵梁 12的横向几何结构的区域37，从而允许纵梁通过。区域37因此形成开放的凹口。在这种情况下，夹具具有对应于两个纵梁间距离(deux distancesinter-lisses)的圆周长度。该区域37因而限定了允许纵梁12垂直地通过夹具20的区域。沿着夹具20的圆周长度、沿着圆周外部边缘32，可提供多个区域37。 [0042] 因此，区域36和37以及整个夹具的几何结构适合于相关的纵梁的形状，然而还可以适于局部的特殊性，例如连接杆或地板(planchers)的横向部件。 [0043] 图4a，4b和4c示出了本发明的实施例，其中连接部分33包括优先变形区域43。在夹具20包括两个连接部分33，40的情况下，每个连接部分可分别包括优先变形区域43和41。变形区域41和43可具有不同的形状。图4a示出连接部分40的优先变形区域41，其呈圆弧形，具有常量曲率并沿着径向方向eR延伸。在这种情况下，如果曲率半径小，变形区域41仍然基本上包含于夹具20的主部分30的中间平面中。图4b示出了夹具20包括两个连接部分33和40，分别具有优先变形区域43和41。变形区域41的曲率半径小，如前所述。变形区域43的曲率半径大。这两个变形区域可用传统的冲压(soyage)技术或任何其他的技术制造。图4c示出夹具20，该夹具的连接部分33包括U-形的优先变形区域43，即，变形区域43的形状具有连续的基本平面的部分和弯曲的部分。每个弯曲部分可通过折叠来实现以便获得U形。 [0044] 因此，因为夹具20具有不同于外覆板11和框架13的膨胀系数，温度的改变会引起夹具20相对于外覆板11和框架13的不同的膨胀。夹具20沿着圆周轴线II-II延伸，夹具20的圆周膨胀可引起对框架13和外覆板11的机械应力，这使得机身结构10变得脆弱。提供连接部分33，40的优先变形区域41，43，以便在膨胀差异期间变形。因而，夹具20的差异膨胀所产生的能量传输到优先变形区域41，43，并且没有对机身结构10产生不利的机械应力。 [0045] 上述的优先变形区域43，41通过冲压(soyage)或折叠来实现，但其他形状也许也是合适的，例如沿着径向eR实现的指状金属片类型或缝隙类型(type fente)的区域。 [0046] 包括或不包括优先变形区域43，41的连接部分33，40的存在的额外优点在于在机身结构10中安置夹具20的过程中，安置夹具的公差更大。