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原文传递用于飞行器的机翼-翼盒接合肋及用于制造使用这种肋的飞行器的方法

专利名称：	用于飞行器的机翼-翼盒接合肋及用于制造使用这种肋的飞行器的方法
摘要：	本公开提供了一种设计成用于机翼‑中央翼盒接合的接合肋(37)以为了能够减少飞行器最终组装所需的时间和成本，接合肋(37)包括主腹板(39)以及上凸缘(16A)和下凸缘(16B)，上凸缘(16A)和下凸缘(16B)在第一侧(C1)上从主腹板延伸，主腹板具有布置在与第一侧相反的第二侧(C2)上的接合表面(24)，主腹板包括在第一侧上和在接合表面中的第二侧上敞开的成排孔口(34)，所述成排孔口(34)包括在上凸缘的任一侧上形成在主腹板的上部部分中的第一排孔口(R1)和第三排孔口(R3)以及形成在主腹板的下部部分中的第二排孔口(R2)，成排孔口(34)中的每一者均包括处于空置状态的孔口。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	法国;FR
申请人：	空中客车运营简化股份公司
发明人：	弗兰克·巴塔拉;丹尼斯·苏拉;哈维尔·马克达拉奥斯
专利状态：	有效
申请日期：	2018-11-29T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-14T00:00:00+0800
申请号：	CN201811442247.3
公开号：	CN109878696A
代理机构：	北京集佳知识产权代理有限公司
代理人：	董敏;王艳江
分类号：	B64C3/18(2006.01);B;B64;B64C;B64C3
申请人地址：	法国图卢兹
主权项：	1.一种设计成用于飞行器的机翼-中央翼盒接合的接合肋(37)，所述接合肋(37)包括主腹板(39)以及上凸缘(16A)和下凸缘(16B)，所述上凸缘(16A)和所述下凸缘(16B)在相对于所述主腹板(39)的第一侧(C1)上从所述主腹板(39)延伸，其中，所述主腹板(39)具有布置在与所述第一侧相反的第二侧(C2)上的接合表面(24)，所述主腹板(39)包括在所述第一侧(C1)上和在所述接合表面中的第二侧(C2)上敞开的成排孔口(34)，所述成排孔口至少包括形成在所述主腹板(39)的上部部分中并从所述接合肋的前侧部朝向后侧部延伸的第一排孔口(R1)、形成在所述主腹板(39)的下部部分中并从所述接合肋的所述前侧部朝向所述后侧部延伸的第二排孔口(R2)以及形成在所述主腹板(39)的所述上部部分中并从所述接合肋的所述前侧部朝向所述后侧部延伸的第三排孔口(R3)，使得所述第一排孔口(R1)和所述第三排孔口(R3)分别布置在所述上凸缘(16A)的任一侧上，所述成排孔口(34)中的每一者均包括处于空置状态的孔口。 2.根据权利要求1所述的接合肋，包括相对于所述接合表面(24)倾斜的延伸部(14B)，并且所述延伸部(14B)在所述第二侧(C2)上从所述主腹板(39)的所述上部部分的上端部延伸，以与所述上凸缘(16A)在横截面中形成钝角。 3.根据权利要求1和2中的任一项所述的接合肋，还包括前凸缘(16C)和后凸缘(16D)，所述前凸缘(16C)和所述后凸缘(16D)在相对于所述主腹板(39)的所述第一侧(C1)上从所述主腹板(39)延伸，并且其中，所述成排孔口(34)还包括形成在所述主腹板(39)的前部部分中并从所述接合肋的下侧朝向上侧延伸的第四排孔口(R4)和形成在所述主腹板(39)的后部部分中并从所述接合肋的所述下侧朝向所述上侧延伸的第五排孔口(R5)。 4.一种用于制造根据权利要求1至3中的任一项所述的接合肋(37)的方法，所述方法包括至少下述步骤： a)提供芯部(10)和型材元件(12)，所述型材元件(12)均包括相应的基部(14)和延伸成从所述基部突出的相应的凸缘(16A至16D)；然后 b)将所述型材元件(12)的所述相应的基部(14)紧固至所述芯部(10)，使得所述型材元件(12)的所述相应的凸缘(16A至16D)在相对于所述芯部的第一侧上与所述第一侧(C1)相对应地延伸，所述芯部(10)和所述型材元件的所述相应的基部(14)一起形成所述主腹板(39)；并且其中，在所述方法结束时，所述主腹板(39)至少包括所述成排孔口(34)，所述成排孔口(34)至少包括形成在所述型材元件(12)的被称为上型材件(12A)的第一型材元件的基部(14)中的所述第一排孔口(R1)和形成在所述型材元件(12)的被称为下型材件(12B)的第二型材元件的基部中的所述第二排孔口(R2)，所述上型材件和所述下型材件布置在所述芯部的被称为上端部(10A)和下端部(10B)的两个相对端部处，使得所述上型材件(12A)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述上部部分且所述上型材件(12A)的凸缘形成所述上凸缘(16A)，并且使得所述下型材件(12B)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述下部部分且所述下型材件(12B)的凸缘形成所述下凸缘(16B)，其中，所述上型材件(12A)的基部(14)在所述上型材件的凸缘(16A)的任一侧上延伸并且包括所述第三排孔口(R3)，并且每排孔口(34)均包括处于空置状态的孔口。 5.根据权利要求4所述的方法，其中，除了所述上型材件(12A)之外的所述型材元件(12B、12C、12D)中的每一者还具有成角度的构型。 6.根据权利要求4和5中的任一项所述的方法，还包括下述步骤： c)提供被称为内框架支承件(28)的第一角配件，所述内框架支承件(28)均包括相应的基部(30)和肩部(2)；然后 d)在所述步骤b)之后，将所述内框架支承件(28)的所述相应的基部(30)紧固至所述主腹板(39)。 7.根据权利要求4至6中的任一项所述的用于制造根据权利要求3所述的接合肋(37)的方法，其中，所述成排孔口(34)还包括形成在所述型材元件中的被称为前型材件(12C)的第三型材元件中的第四排孔口(R4)和形成在所述型材元件中的被称为后型材件(12D)的第四型材元件中的第五排孔口(R5)，所述前型材件和所述后型材件布置在所述芯部(10)的分别被称为前端部(10C)和后端部(10D)的两个相对端部处，所述前端部(10C)和所述后端部(10D)中的每一者将所述芯部的所述上端部(10A)连接至所述下端部(10B)，使得所述前型材件(12C)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述前部部分且所述前型材件的凸缘(16C)形成所述前凸缘(16C)，并且使得所述后型材件(12D)的基部(14))形成所述主腹板(39)的所述后部部分且所述后型材件(12D)的凸缘形成所述后凸缘(16D)。 8.一种用于制造用于飞行器的中央机翼模块(64)的方法，所述方法包括至少下述步骤： A)潜在地借助于根据权利要求4至7中的任一项所述的方法制造至少一个根据权利要求1至3中的任一项所述的接合肋(37)； B)提供至少一个被称为上外部配件(44)的第二角配件，所述上外部配件(44)包括基部(46)和肩部(48)； C)提供至少一个带状件(50)； D)提供中央翼盒(52)，所述中央翼盒(52)至少包括上面板(54A)、下面板(54B)、前构件(54C)和后构件(54D)，所述前构件(54C)将所述上面板的前端部连接至所述下面板的前端部，所述后构件(54D)将所述上面板的后端部连接至所述下面板的后端部，使得所述上面板和所述下面板以及所述前构件和所述后构件界定所述中央翼盒(52)的内部空间(55)，所述内部空间(55)在所述中央翼盒的至少一个侧向端部(56)处敞开；然后 E)通过将所述凸缘(16A至16D)插入到所述中央翼盒的所述内部空间(55)中而将所述接合肋(37)布置在所述中央翼盒的所述侧向端部(56)处，使得所述上凸缘(16A)面向所述上面板(54A)并且所述下凸缘(16B)面向所述下面板(54B)；然后 F)使用第一贯穿安装式紧固部件(60)将所述上凸缘(16A)和所述至少一个上外部配件(44)的基部(46)一起紧固至所述上面板(54A)，并且使用第二贯穿安装式紧固部件(62)将所述下凸缘(16B)和所述至少一个带状件(50)的近端部分(50A)一起紧固至所述下面板(54B)，使得所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)沿相对于所述中央翼盒(52)的远离方向延伸超出所述接合表面(24)。 9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述接合肋(37)符合权利要求3，或者其中，所述步骤A)包括根据权利要求7所述的方法制造所述接合肋(37)，并且其中，所述步骤F)还包括将所述前凸缘(16C)和所述后凸缘(16D)分别紧固至所述前构件(54C)和所述后构件(54D)。 10.根据权利要求8或9所述的方法，其中，所述至少一个带状件(50)的所述远端部分(50B)相对于所述至少一个带状件的所述近端部分(50A)在横截面中形成角度(θ)。 11.根据权利要求8至10中的任一项所述的方法，其中，所述接合肋(37)符合权利要求2，或者其中，所述步骤A)包括根据权利要求6所述的方法制造所述接合肋(37)，并且其中，所述至少一个上外部配件(44)的肩部(48)包括分别与所述第三排孔口(R3)中的孔口(34)对准的孔口(58)。 12.一种用于制造用于飞行器的机身部分(81)方法，所述方法包括至少下述步骤： i)根据权利要求8至11中的任一项所述的方法制造用于飞行器的中央机翼模块(64)； ii)提供机身结构件(66)； iii)将所述至少一个上外部配件(44)紧固至所述机身结构件(66)。 13.根据权利要求12所述的方法，其中， -所述步骤i)的所述步骤A)包括根据权利要求6所述的方法制造所述接合肋(37)； -所述机身结构件(66)包括周向框架，所述周向框架设置有被称为外框架支承件(72)的相应的第三角配件，所述外框架支承件(72)均包括相应的基部(74)和肩部(76)；并且 -所述步骤iii)包括使用第三贯穿安装式紧固部件(78)将所述外框架支承件(72)的相应的肩部(76)分别紧固至所述内框架支承件(28)的相应的肩部(32)。 14.根据权利要求12或13所述的方法，其中， -所述接合肋(37)符合权利要求2； -所述机身结构件(66)包括蒙皮(70)；并且 -所述步骤iii)包括使用第四贯穿安装式紧固部件(80)将所述蒙皮(70)紧固至所述延伸部(14B)。 15.一种用于制造飞行器(120)的方法，所述方法包括至少下述步骤： I)根据权利要求12至14中的任一项所述的方法制造机身部分(81)； II)提供至少一个机翼(82)，所述至少一个机翼(82)包括界定内部空间(85)的侧向翼盒(84)；然后 III)将所述侧向翼盒(84)的端部(86)定位成面向所述接合表面(24)，使得所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)定位在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)的外部；然后 IV)使用在张紧/压缩下工作的分别接合在所述成排孔口中的孔口(34)中的紧固部件(110、112、114)将所述侧向翼盒(84)紧固至所述接合肋(37)，并且使用第五贯穿安装式紧固部件(116)将所述侧向翼盒(84)紧固至所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)。 16.根据权利要求15所述的方法，其中， -所述侧向翼盒(84)包括上面板(84A)和下面板(84B)以及至少一个第四角配件(88)和至少一个第五角配件(94)； -所述至少一个第四角配件和所述至少一个第五角配件均包括相应的基部和相应的肩部； -所述至少一个第四角配件(88)的基部(90)在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)内紧固至所述侧向翼盒的所述上面板(84A)； -所述至少一个第五角配件(94)的基部(96)在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)内紧固至所述侧向翼盒的所述下面板(84B)； -在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第六贯穿安装式紧固部件(110)，所述第六贯穿安装式紧固部件(110)穿过形成在所述至少一个第四角配件(88)的肩部(92)中的孔口(106)和所述第一排孔口(R1)中的孔口(34)安装；并且 -在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第七贯穿安装式紧固部件(112)，所述第七贯穿安装式紧固部件(112)穿过形成在所述至少一个第五角配件(94)的肩部(98)中的孔口(107)和所述第二排孔口(R2)中的孔口(34)安装。 17.根据权利要求16所述的方法，其中， -所述步骤I)的所述步骤i)包括根据权利要求11所述的方法制造所述中央机翼模块(64)； -所述侧向翼盒(84)包括至少一个第六角配件(100)，所述至少一个第六角配件(100)包括基部和肩部； -所述至少一个第六角配件(100)的基部(102)在所述侧向翼盒的所述内部空间外紧固至所述上面板(84A)；并且 -在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第八贯穿安装式紧固部件(114)，所述第八贯穿安装式紧固部件(114)穿过形成在所述至少一个第六角配件(100)的肩部中(104)的孔口(108)、所述第三排孔口(R3)中的孔口(34)以及所述至少一个上外部角配件(44)的肩部(48)的孔口(58)安装。
所属类别：	发明专利