[发明专利]航空器升力表面的抗扭箱的高度集成内部结构

摘要

本发明公开一种用于制造航空器升力表面的单体抗扭箱内部结构（40）的方法，所述方法包括以下步骤：a）提供一组复合材料的层压预成型件，用于形成所述抗扭箱内部结构（40），每个层压预成型件被配置用于构成抗扭箱内部结构（40）的一个部件的部分；b）在固化工具中布置所述层压预成型件，并且使组件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化所述层压预成型件；c）在垂直方向上脱模的固化工具。本发明还提供一种航空器的升力表面，其中每个抗扭箱（13）的内部结构（40）由所述方法制造，并且上蒙皮和下蒙皮（31、33）使用机械连接装置连接到抗扭箱内部结构（40）。 1

主权项

1.一种用于制造航空器升力表面的抗扭箱内部结构(40)的方法，所述抗扭箱内部结构(40)包括至少如下部件：前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加强筋(49)的内部加强元件(45、47)和能够与航空器升力表面的前缘和后缘连接的沿垂直方向延伸的外部元件(51、53)，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

a)提供一组复合材料的层压预成型件，用于形成所述抗扭箱内部结构(40)，每个层压预成型件被配置用于构成抗扭箱内部结构(40)的一个部件的部分；

b)在固化工具中布置所述层压预成型件，并且使所述固化工具和所述层压预成型件经受高压釜一段时间以共同固化或共固化所述层压预成型件；

c)沿垂直方向脱模所述固化工具。

2.根据权利要求1所述的方法，其中层压预成型件包括配置有连结板(71)和两个主要凸缘(72、72’)的至少C形层压预成型件(61)和下列层压预成型件中的一个或多个：

‑L形层压预成型件(63)，配置有连结板(73)和一个主要凸缘(74)；

‑双C形层压预成型件(65)，配置有连结板(75)、两个主要凸缘(76、76’)和两个次要凸缘(77、77’)；

‑双L形层压预成型件(67)，配置有连结板(78)、主要凸缘(79)和两个次要凸缘(81、81’)。

3.根据权利要求2所述的方法，其中所述层压预成型件(61、63、65、67)的结构还包括与抗扭箱(13)的上蒙皮和下蒙皮(31、33)连接的连接元件。

4.根据权利要求2或3所述的方法，其中所述抗扭箱内部结构(40)形成有：

‑C形层压预成型件(61)和L形层压预成型件(63)的子组，配置用于用它们的连结板(71、73)构成前翼梁和后翼梁(41、43)的外部，并用它们的主要凸缘(72、72’；74)构成所述外部元件(51、53)；

‑双C形层压预成型件(65)的子组，配置用于用它们的连结板(75)构成前翼梁和后翼梁(41、43)的内部部分，用它们的主要凸缘(76、76’)构成内部加强元件(45、47)的部分，并用它们的次要凸缘(77、77’)构成所述垂直加强筋(49)的部分；

‑C形层压预成型件(61)的子组，配置用于用它们的连结板(71)构成所述内部加强元件(45、47)的部分，并用它们的主要凸缘(72、72’)构成所述垂直加强筋(49)的部分；

‑双L形层压预成型件(67)的子组，配置用于用它们的连结板(78)和主要凸缘(79)构成所述内部加强元件(45、47)的部分，并且用它们的次要凸缘(81、81’)构成所述垂直加强筋(49)的部分。

5.一种航空器升力表面，包括前缘(11)、抗扭箱(13)和后缘(15)；抗扭箱(13)包括上蒙皮(31)、内部结构(40)和下蒙皮(33)；前缘和后缘(11、15)包括与所述上蒙皮和下蒙皮(31、33)保持空气动力学连续性的前缘和后缘轮廓，其特征在于：

‑每个抗扭箱(13)的内部结构(40)是单体结构，所述单体结构包括前翼梁(41)、后翼梁(43)、具有垂直加强筋(49)的内部加强元件(45、47)和用于连接所述前缘和后缘轮廓的沿垂直方向延伸的外部元件(51、53)，所述内部结构(40)通过根据权利要求1‑4中任何一项所述的方法制造；

‑上蒙皮和下蒙皮(31、33)使用机械连接装置连接到抗扭箱内部结构(40)；

‑前缘和后缘的空气动力学轮廓使用机械连接装置连接到所述外部元件(51、53)。

6.根据权利要求5所述的航空器升力表面，其中：

‑前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)配置有凸缘/脚(85、86)；

‑上蒙皮和下蒙皮(31、33)被连接到抗扭箱内部结构(40)的所述凸缘/脚(85、86)。

7.根据权利要求5所述的航空器升力表面，其中：

‑上蒙皮和下蒙皮(31、33)在它们的内面中配置有盖(37)，作为与前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)连接的部件；

‑上蒙皮和下蒙皮(31、33)连接到抗扭箱内部结构(40)，由此结合所述盖(37)与前翼梁(41)、后翼梁(43)和内部加强元件(45、47)的连结板。

8.根据权利要求5‑7中任一项所述的航空器升力表面，其中所述内部加强元件包括从前翼梁(41)延伸到后翼梁(43)的肋(47)，和沿着整个抗扭箱(13)或沿着抗扭箱(13)的区域延伸的一个或多个内部翼梁(45)。

9.根据权利要求8所述的航空器升力表面，其中所述内部翼梁(45)与前翼梁(41)或后翼梁(43)不平行。

10.根据权利要求5‑7中任何一项所述的航空器升力表面，其中所述内部加强元件进一步包括在两个所述内部加强元件之间延伸的对角的肋。