CN102501965A - 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 - Google Patents
用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102501965A CN102501965A CN2011103498782A CN201110349878A CN102501965A CN 102501965 A CN102501965 A CN 102501965A CN 2011103498782 A CN2011103498782 A CN 2011103498782A CN 201110349878 A CN201110349878 A CN 201110349878A CN 102501965 A CN102501965 A CN 102501965A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- protrusion
- edge strip
- section bar
- inframarginal
- outer wing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Extrusion Of Metal (AREA)
Abstract
本发明提供了一种用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，包括位于中央的上突出部(11)、中间部(12)、下突出部(13)和分处于两侧的上缘板(21、22)、下缘板(31、32)，所述中间部(12)介于所述上缘板(21、22)和所述下缘板(31、32)之间，其中所述型材通过挤压一体成型，所述上突出部(11)的上表面、所述下突出部(13)的下表面和所述上缘板(21、22)、所述下缘板(31、32)各自的上下表面沿纵向方向(Y)具有相同的曲率(R)。根据本发明的飞机外翼翼肋上缘条的型材具有高的损伤容限性能、高强度、高的韧性、良好的疲劳性能。本发明还提供一种由根据本发明的型材加工制得的飞机外翼翼肋上缘条。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞机机翼上的零件，特别是涉及一种用于飞机机翼上缘条的挤压型材，型材的外形及尺寸设计、选材等与飞机的理论外形、飞机机翼上缘条受力和传力要求密切相关。
背景技术
一般来说，民用飞机上常用的挤压型材包括角形、T形、Z形、槽形等型材，这些形状的型材是飞机上通用的型材，为利用材料通过挤制改善其性能和减少零件的机加工量。
在飞机一些特殊的部位，如飞机机翼的上缘条，采用挤压型材进行少量的机加工制成，这是一种优良的设计选材方案。但这些型材与普通型材不同的是，这些型材与飞机结构设计参数、该部位受力和传力的要求有非常密切的关系。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中的缺陷，提供了一种用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其具有高的损伤容限性能、高强度、高的韧性、良好的疲劳性能。
根据本发明的一个方面，提供了一种用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其包括位于中央的上突出部、中间部、下突出部和分处于两侧的上缘板、下缘板，所述中间部介于上缘板和下缘板之间，其中型材通过挤压一体成型，上突出部的上表面、下突出部的下表面和上缘板、下缘板各自的上下表面沿纵向方向具有相同的曲率。
有利地，上突出部、中间部和下突出部各自沿横向方向的中性面共面，，而上缘板和下缘板各自的中性面分别处于在纵向方向具有相同曲率的曲面上。
有利地，型材上突出部的左侧面与机身侧壁蒙皮相贴合。上突出部(11)和下突出部的厚度为25mm，以保证型材机械加工以后与机身侧壁蒙皮贴合。
有利地，右上缘板的厚度为26～46mm，以保证机械加工后的上缘条在横向上的曲率与机翼上壁板一致。
有利地，上缘板的两端面离上突出部的距离和下缘板的两端面离下突出部的距离为70～100mm，上突出部和下突出部分别延伸出左上缘板上表面和左下缘板下表面的距离为50～100mm，左上缘板和左下缘板之间的距离为21～41mm，左下缘板的厚度为26～46mm，以保证由该型材机械加工而成的上缘条与中央翼壁板、外翼壁板的装配空间，以及与外翼上壁板、长桁和中央翼之间的传力需求。
有利地，型材采用的材料为7055-T76511铝合金，以使得该型材加工而成的上缘条具有高的损伤容限性能、高强度、高的韧性、良好的疲劳性能。
根据本发明的另一个方面，提供了一种飞机外翼翼肋上缘条，其由根据本发明所述的型材加工而成，上缘条的上突出部的上表面、下突出部的下表面和上缘板、下缘板各自的上下表面被加工成沿横向方向具有相同曲率的曲面，上缘条右上缘板的下表面与机翼上壁板的理论外形面平行，上缘条沿纵向方向的曲率(纵向曲率)与机翼上壁板纵向曲率相同，使得上缘条右上缘板的下表面与机翼上壁板贴合，上缘条的上突出部的左侧面与机身侧壁蒙皮相贴合。
有利地，上缘板在两侧端部具有多个齿状突起，下缘板为多块且彼此间隔开，下突出部的下表面具有多个齿状突起。
根据本发明的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，考虑了翼肋的布置，即支撑壁板的效果和对前缘缝翼、后缘襟翼、副翼及扰流板的支持；设计成纵向与飞机的理论外形一致，满足了飞机外形面要求、受力要求和加工工艺的可行性要求；选择高强高韧的铝合金7055-T76511材料满足了受力需求和环境需求。
附图说明
图1为型材的正视图；
图2为图1中沿A-A线的截面图；
图3为由型材机加而成的机翼上缘条的立体图；
图4为由型材机加而成的机翼上缘条与其它零件的装配关系示意图。
具体实施方式
下面本文将参照附图详细地提供本发明的优选实施方案的描述。
图1示出了根据本发明的飞机外翼翼肋上缘条的型材的正视图，图3为立体图。
在本实施例中，型材用于飞机的外翼1#肋的上缘条，要求具有高的损伤容限性能、高强度、高的韧性、良好的疲劳性能。用该型材加工而成的机翼1#肋的上缘条处于机翼根部，外形在此转折，因而在外翼一侧其缘板均为双曲面，其加工较为困难；用该型材加工而成的机翼1#肋的上缘条的一面是理论外形面，加工要求高；用该型材加工而成的机翼1#肋的上缘条向上的缘板是与机身侧壁蒙皮相连，而机身此处的蒙皮沿航向上各切面与机翼的1#肋平面的夹角是不断变化的，给加工带来困难；用该型材加工而成的机翼1#肋的上缘条为关键的传力构件，需将外翼的蒙皮和长桁的载荷传递给中央翼。
该型材包括位于中央的上突出部11、中间部12、下突出部13和分处于两侧的上缘板21、22、下缘板31、32，中间部12介于上缘板21、22和下缘板31、32之间，其中型材通过挤压一体成型，上突出部11的上表面、下突出部13的下表面和上缘板21、22、下缘板31、32各自的上下表面各自沿横向方向X具有相同的曲率R，如图1所示。
上突出部11、中间部12和下突出部13各自沿横向方向X的中性面共面，即如图2所示，上突出部11、中间部12和下突出部13各自截面的中心线共线。而上缘板21、22和下缘板31、32各自的中性面沿纵向方向Y具有相同的曲率R。
上突出部11和下突出部13的厚度为25mm。右上缘板22的厚度为26～46mm。上缘板21、22的两端面离上突出部11的距离和下缘板31、32的两端面离下突出部13的距离为70～100mm，上突出部11和下突出部13分别延伸出左上缘板21和左下缘板31的距离为50～100mm，左上缘板21和左下缘板31的距离为21～41mm，左下缘板31的厚度为26～46mm。
型材采用铝合金材料7055-T76511，使得加工而成的1号肋上缘条具有高的损伤容限性能、高强度、高的韧性、良好的疲劳性能。
将上述型材在表面进行机械加工后，就得到了飞机外翼翼肋上缘条。上缘条的上突出部11的上表面、下突出部13的下表面和上缘板21、22、下缘板31、32各自的上下表面被加工成沿横向方向具有相同曲率的曲面，上缘条右上缘板22的下表面与机翼上壁板6的理论外形面平行，上缘条沿纵向方向Y的曲率R(纵向曲率)与机翼上壁板纵向曲率相同，使得上缘条右上缘板22的下表面与机翼上壁板6贴合，上缘条上突出部11的左侧面与机身侧壁蒙皮4相贴合。上缘板21、22在两侧端部具有多个齿状突起，下缘板31、32为多块且彼此间隔开，下突出部13的下表面具有多个齿状突起。
以上通过具体实施例对本发明进行了较为详细的说明，但不仅仅限于这些实施例，在不脱离本发明构思的前提下，还可以有更多变化或改进的其他实施例，而这些变化和改进都属于本发明的范围。
Claims (8)
1.一种用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，包括位于中央的上突出部(11)、中间部(12)、下突出部(13)和分处于两侧的上缘板(21、22)、下缘板(31、32)，所述中间部(12)介于所述上缘板(21、22)和所述下缘板(31、32)之间，其中所述型材通过挤压一体成型，所述上突出部(11)的上表面、所述下突出部(13)的下表面和所述上缘板(21、22)、所述下缘板(31、32)各自的上下表面沿纵向方向(Y)具有相同的曲率(R)。
2.根据权利要求1所述的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其特征在于，所述上突出部(11)、所述中间部(12)和所述下突出部(13)各自沿横向方向(X)的中性面共面，而所述上缘板(21、22)和所述下缘板(31、32)各自的中性面分别处于在纵向方向(Y)具有相同的曲率(R)的曲面上。
3.根据权利要求1或2所述的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其特征在于，所述上突出部(11)和所述下突出部(13)的厚度为25mm。
4.根据权利要求1至3之一所述的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其特征在于，所述右上缘板(22)的厚度为26～46mm。
5.根据权利要求1至4之一所述的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其特征在于，所述上缘板(21、22)的两端面离所述上突出部(11)的距离和所述下缘板(31、32)的两端面离所述下突出部(13)的距离为70～100mm，所述上突出部(11)和所述下突出部(13)分别延伸出所述左上缘板(21)和所述左下缘板(31)的距离为50～100mm，所述左上缘板(21)和所述左下缘板(31)的距离为21～41mm，所述左下缘板(31)的厚度为26～46mm。
6.根据权利要求1至5之一所述的用于飞机外翼翼肋上缘条的型材，其特征在于，所述型材采用的材料为7055-T76511铝合金。
7.一种飞机外翼翼肋上缘条，其特征在于，所述上缘条由根据权利要求1至6之一所述的型材加工而成，所述上缘条的上突出部(11)的上表面、下突出部(12)的下表面和上缘板(21、22)、下缘板(31、32)各自的上下表面被加工成沿横向方向具有相同曲率的曲面，所述上缘条的右上缘板(22)的下表面与机翼上壁板(6)的理论外形面平行，所述上缘条沿纵向方向(Y)的曲率(R)与机翼上壁板纵向曲率相同，使得所述上缘条右上缘板(22)的下表面与机翼上壁板(6)贴合，所述上缘条的上突出部(11)的左侧面与机身侧壁蒙皮(4)相贴合。
8.如权利要求7所述的飞机外翼翼肋上缘条，其特征在于，所述上缘板(21、22)在两侧端部具有多个齿状突起，所述下缘板(31、32)为多块且彼此间隔开，所述下突出部(13)的下表面具有多个齿状突起。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN2011103498782A CN102501965A (zh) | 2011-11-08 | 2011-11-08 | 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN2011103498782A CN102501965A (zh) | 2011-11-08 | 2011-11-08 | 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN102501965A true CN102501965A (zh) | 2012-06-20 |
Family
ID=46214120
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2011103498782A Pending CN102501965A (zh) | 2011-11-08 | 2011-11-08 | 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN102501965A (zh) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105143040A (zh) * | 2013-04-18 | 2015-12-09 | 空中客车营运有限公司 | 编织的复合的翼梁 |
| CN105620718A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种整体翼梁止裂筋条 |
| CN108583848A (zh) * | 2018-07-09 | 2018-09-28 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种曲线肋缘条、具有曲线肋缘条的翼肋及机翼 |
| CN110525631A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-12-03 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种可预设间隙的密封结构及紧固方法 |
| CN110979634A (zh) * | 2019-11-20 | 2020-04-10 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060018710A1 (en) * | 2004-07-22 | 2006-01-26 | Jean-Marc Durand | Device for joining composite structure elements with metallic structure elements |
| EP1669288A1 (de) * | 2004-12-07 | 2006-06-14 | Airbus Deutschland GmbH | Flugzeugflügel, Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugflügels und Verwendung eines Schweissverfahrens zum Verschweissen eines Flügelholms |
| CN101104242A (zh) * | 2007-09-11 | 2008-01-16 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 飞机机翼肋缘条零件的数控加工方法 |
| CN101306722A (zh) * | 2007-04-30 | 2008-11-19 | 空中巴士西班牙有限公司 | 用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构 |
| US20100044511A1 (en) * | 2008-08-19 | 2010-02-25 | Airbus Operations Limited | Aircraft structure |
| GB2466993A (en) * | 2009-01-20 | 2010-07-21 | Airbus Uk Ltd | Aircraft Wing-Box |
| CN101987658A (zh) * | 2009-07-31 | 2011-03-23 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机翼肋下缘条用型材 |
-
2011
- 2011-11-08 CN CN2011103498782A patent/CN102501965A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060018710A1 (en) * | 2004-07-22 | 2006-01-26 | Jean-Marc Durand | Device for joining composite structure elements with metallic structure elements |
| EP1669288A1 (de) * | 2004-12-07 | 2006-06-14 | Airbus Deutschland GmbH | Flugzeugflügel, Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugflügels und Verwendung eines Schweissverfahrens zum Verschweissen eines Flügelholms |
| CN101306722A (zh) * | 2007-04-30 | 2008-11-19 | 空中巴士西班牙有限公司 | 用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构 |
| CN101104242A (zh) * | 2007-09-11 | 2008-01-16 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 飞机机翼肋缘条零件的数控加工方法 |
| US20100044511A1 (en) * | 2008-08-19 | 2010-02-25 | Airbus Operations Limited | Aircraft structure |
| GB2466993A (en) * | 2009-01-20 | 2010-07-21 | Airbus Uk Ltd | Aircraft Wing-Box |
| CN101987658A (zh) * | 2009-07-31 | 2011-03-23 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机翼肋下缘条用型材 |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105143040A (zh) * | 2013-04-18 | 2015-12-09 | 空中客车营运有限公司 | 编织的复合的翼梁 |
| US9896186B2 (en) | 2013-04-18 | 2018-02-20 | Airbus Operations Limited | Braided composite spar |
| US10011345B2 (en) | 2013-04-18 | 2018-07-03 | Airbus Operations Limited | Braided composite spar |
| US10023292B2 (en) | 2013-04-18 | 2018-07-17 | Airbus Operations Limited | Braided composite spar |
| US10029779B2 (en) | 2013-04-18 | 2018-07-24 | Airbus Operations Limited | Winglet |
| CN105620718A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种整体翼梁止裂筋条 |
| CN108583848A (zh) * | 2018-07-09 | 2018-09-28 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种曲线肋缘条、具有曲线肋缘条的翼肋及机翼 |
| CN110525631A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-12-03 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种可预设间隙的密封结构及紧固方法 |
| CN110525631B (zh) * | 2019-08-22 | 2021-06-01 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种可预设间隙的密封结构及紧固方法 |
| CN110979634A (zh) * | 2019-11-20 | 2020-04-10 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼 |
| CN110979634B (zh) * | 2019-11-20 | 2021-08-13 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种辅助支撑结构、主起连接区翼梁及机翼 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102501965A (zh) | 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材 | |
| EP2842867B1 (en) | Composite control surfaces for aircraft | |
| CN105392620B (zh) | 复合材料加筋板及其制造方法 | |
| US9623956B2 (en) | High-lift device of flight vehicle | |
| US9381991B2 (en) | Highly integrated structure including leading and trailing edge ribs for an aircraft lifting surface | |
| US8800924B2 (en) | Aerofoil structure | |
| EP2907652B1 (en) | Composite filler | |
| EP2735502B1 (en) | An optimized torsion box for an aircraft | |
| CN204383588U (zh) | 车辆子组件 | |
| EP2046639B1 (en) | A stringer for an aircraft wing and a method of forming thereof | |
| CN111268092B (zh) | 一种提高柔性机翼后缘结构抗扭刚度的结构 | |
| CA2940463C (en) | Composite material structure, aircraft wing and aircraft fuselage provided with same, and method for manufacturing composite material structure | |
| JP2015155290A (ja) | 連続的に湾曲した桁および製造方法 | |
| CN104417749A (zh) | 飞行器结构及制造方法 | |
| EP2671793B1 (en) | Torsion box for an aircraft stiffened with non-parallel stringers | |
| CN202079306U (zh) | 一种壁板蒙皮外形钻模 | |
| CN202622876U (zh) | 用于橡胶精密预成型机的切割刀片 | |
| CN204937457U (zh) | 一种加筋壁板及具有其的翼面及飞行器 | |
| CN203549350U (zh) | 一种新型瓦楞板 | |
| EP3130456A3 (en) | Honeycomb core for dimensionally stable sandwich components | |
| CN101987658A (zh) | 飞机翼肋下缘条用型材 | |
| CN115303470A (zh) | 一种新型的可变形翼肋 | |
| US10392132B2 (en) | Curved aircraft substructure repair systems and methods | |
| EP3241742B1 (en) | Aircraft empennage | |
| WO2010130863A3 (es) | Método asistido por ordenador para la optimización de superficies de estructuras de material compuesto |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20120620 |