纤维复合部件、小翼和具有纤维复合部件的飞行器 |
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| 申请号 | CN201280019245.8 | 申请日 | 2012-04-18 | 公开(公告)号 | CN103648906A | 公开(公告)日 | 2014-03-19 |
| 申请人 | 空中客车德国运营有限责任公司; | 发明人 | 托比亚斯·克雷默; | ||||
| 摘要 | 一种由 纤维 复合材料 制成的纤维复合部件（12），包括至少一个第一表面区段（14）、至少一个第二表面区段（16）和至少一个过渡区域（18）。第一表面区段（14）和第二表面区段（16）设置成相对于彼此成 角 度并且与过渡区域（18）结合。过渡区域（18）包括平均 曲率 不同于彼此的至少一个第一弯曲区段（20）和至少一个第二弯曲区段（22），这些弯曲区段以在切向方向上连续的方式连接至彼此。在各种情况下，第一表面区段（14）以在切向方向上连续的方式连接至过渡区域（18）以及过渡区域（18）以在切向方向上连续的方式连接至第二表面区段（16）。优选地，第一弯曲区段（20）的 曲率半径 小于第二弯曲区段（22）的曲率半径。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种由纤维复合材料制成的纤维复合部件（12、24、54、70、93），包括： |
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| 说明书全文 | 纤维复合部件、小翼和具有纤维复合部件的飞行器[0001] 相关申请 [0002] 本申请要求2011年4月20日提交的德国专利申请No.102011017460.5的申请日的优先权以及2011年4月20日提交的美国临时专利申请No.61/477494的申请日的优先权，这些申请的公开内容在此通过参引合并到本文中。 技术领域[0003] 本发明涉及一种纤维复合部件、一种具有加强部件和壳体的小翼、以及一种具有纤维复合部件的飞行器。 背景技术[0004] 纤维复合部件的使用在许多应用领域中引人关注，最重要的是因为其具有特别高的比强度。这种部件由包括嵌入在基体材料中的纤维层的层状件制成。为了实现特别高的强度，各纤维层的纤维可以以与负载相关的方式对齐。在纤维复合部件的成层的复合之后，在热量的影响下、以及如果适用的话也在压力的影响下发生基体材料的固化。可以借助于纤维复合材料实施任何需要的部件形状是特别有利的。 [0005] 由于通常定向的纤维和由于成层的结构，纤维复合部件具有各向异性的材料特征。特别在弯曲的纤维复合部件——该纤维复合部件具有设置成彼此成角度的两个表面区段和位于两个表面区段之间的过渡区域——的情况下，可以检测到挠曲应力与张力在厚度方向上的强耦合。通过张力、横向力或者力矩对纤维复合部件加载导致部件在过渡区域被拉伸以及另外被逆着过渡区域的曲率方向弯曲。这导致所谓的层间展开应力（“Aufzieh-Spannungen”），层间展开应力具有挠曲应力的径向分量，该挠曲应力由于曲率不再作用在一条线上。该展开应力可以导致纤维复合部件的层状件内的各个层变得在过渡区域相对于彼此以不可逆的方式分离。 [0006] 在现有技术中，通过使区域局部地变厚并且尤其是通过应用附加的局部层压层来减少这些现象。从生产工程角度来看这是非常昂贵的，尤其是在较小的纤维复合部件的情况下，因此为了达到设计方面所要求的破坏载荷，整体轮廓将不得不增厚。然而，这导致重量上的不期望的增加、尤其是在飞行器中使用的情况下。 发明内容[0007] 本发明的目的是提供一种纤维复合部件和一种用于制造纤维复合部件的方法，其中，该纤维复合部件具有设置成相对于彼此成角度的表面区段和位于所述表面区段之间的过渡区域，在该方法中，可以减小过渡区域中的展开应力而无需使部件的轮廓过度地变厚。 [0009] 根据本发明的纤维复合部件包括至少一个第一表面区段和至少一个第二表面区段，该至少一个第一表面区段和该至少一个第二表面区段设置成相对于彼此成角度并且与过渡区域结合。在本文件中，术语“成角度的布置”指的是在相对于彼此不为零度的角度的不同平面中延伸的表面区段。过渡区域包括平均曲率不同于彼此的至少一个第一弯曲区段和至少一个第二弯曲区段，该至少一个第一弯曲区段和该至少一个第二弯曲区段的，并且第一弯曲区段和第二弯曲区段以在切向方向上连续的方式连接至彼此，其中，在各种情况下，第一表面区段以在切向方向上连续的方式连接至过渡区域，以及过渡区域以在切向方向上连续的方式连接至第二表面区段。 [0010] 平坦的和弯曲的部件彼此区别在于挠曲载荷，其导致在厚度方向上的、为展开应力σr形式的应力。通过小的载荷，与较大的半径相比，较小的半径会在厚度方向上产生较大的应力。在具有设置成相对于彼此成角度的表面区段的纤维复合部件中，为力矩、横向力或者法向力形式的载荷在不同的位置变化。因此，应力——即，展开应力——也在不同的位置变化。 [0011] 由于作为曲率半径的倒数值的曲率，因而显著地推动了由展开引起的破坏。与较小的曲率相比，较大的曲率是较早破坏的原因。在具有第一表面区段和设置成相对于该第一表面成角度的第二表面区段的纤维复合材料的结构中，由于通常仅存在可用于纤维复合部件的有限空间，因此不能随意地增加曲率半径。这种限制可以是在表面区段中连接装置——例如铆钉、螺栓等——的具体位置的形式；然而，它们也可以通过相邻地定位的纤维复合部件的延伸部或其他本体而预先设定。 [0012] 通过在设置成相对于彼此成角度的表面区段之间的过渡区域中使用至少两个弯曲区段，从表面区段直接地继续的具有相对大的曲率的较短弯曲区段（下文中称为“第一弯曲区段”）可以产生至弯曲程度显著地较小的弯曲区段（下文中称为“第二弯曲区段”）的在切向方向上的连续过渡，其中，前述的弯曲程度显著地较小的弯曲区段在一个实施方式中优选地延伸至设置成相对于其成角度的另一个表面区段并且形成在切向方向上的连续过渡。当与由第一表面区段与第二表面区段之间的恒定的但较大的曲率提供的可能性的情况相比，借助弯曲程度较小的区域，展开应力明显地减小。因此可以认为本发明的核心是提供从至少一个相对短的强烈弯曲区段继续的弯曲程度较小的区域，该弯曲程度较小的区域在第一表面区段上用作弯曲起始区段。 [0013] 优选地，该弯曲区段包括具有恒定曲率半径的圆形弯曲部分。该曲率称为“平均曲率”以便顾及制造误差。 [0014] 优选地，在使用单个更强烈地弯曲的弯曲区段的情况下，前述的单个更强烈地弯曲的弯曲区段应当设置在纤维复合部件的下述位置处：在该位置处，在使用中常常经历最小可能的挠曲力矩。例如，如果第二表面区段经受法向力，则将更强烈地弯曲的第一弯曲区段设置在第二表面区段上并且将弯曲程度较小的第二弯曲区段直接地设置在第一表面区段上是有意义的。由法向力造成的最大挠曲力矩可能之后仅位于具有较小曲率的弯曲区段中，并且因此与现有技术相比较时，通过不变的设计空间要求，将显著地减小展开应力。 [0015] 具有较小曲率的第二弯曲区段的位置应当定位在根据本发明的纤维复合部件的发生最大载荷的位置处。该位置可以通过借助FEM分析的实验性测试或者通过分析计算来确定。由于根据本发明的纤维复合部件的层状件的优选恒定的厚度，最大载荷的位置决定了提供足够的破坏载荷的所必需的最小曲率半径。因此，第一弯曲区段可以从以该方式配备的第二弯曲区段朝向外侧继续；可选地，实现向第一表面区段或者第二表面区段的在切向方向上连续过渡的两个第一弯曲区段具有较大的曲率。 [0016] 在本发明的有利实施方式中，该过渡区域包括两个第一弯曲区段，该两个第一弯曲区段以在切向方向上连续的方式结合有第二弯曲区段，并且该两个第一弯曲区段以在切向方向上连续的方式连接至第一表面区段和第二表面区段。以此方式，在整个过渡区域的相当短的距离上的两个端部上确定了连接角，第二弯曲区段可以在各种情况下以在切向方向上连续的方式从该连接角继续。这种纤维复合部件包括与在表面区段上的所有载荷具有低的展开应力相同的有利的展开行为，并且以此方式可以更普遍地使用。应当指出的是，两个第一弯曲区段并不一定需要具有相同的曲率半径；相反，它们可以稍微彼此不同，例如，在可利用的设计空间施加与制造技术相关的限制或者其他限制的情况下。 [0017] 在本文中，应当提及，有利地是，从制造技术的观点看，第一弯曲区段应当具有可能的最小的曲率半径，而从设计空间限制的观点看，第二弯曲区段应当包括可能的最大的曲率半径。考虑到普通的安全因素，可能的最小的曲率可以用实验方法确定和/或通过先前的制造试验确定；所述曲率大致地或者基本上对应于纤维复合材料中使用的纤维的最小曲率半径。纤维可以包括任何类型的纤维。特别地，提及与飞行器相关的碳纤维、玻璃纤维和凯夫拉尔纤维（Kevlar）。 [0018] 在本发明的有利地实施方式中，第二弯曲区段的曲率半径是第一弯曲区段的曲率半径的至少两倍。以此方式，可以实现在根据本发明的纤维复合部件内的展开应力的显著减小。 [0019] 在特别优选的实施方式中，第二弯曲区段的曲率半径是第一弯曲区段的曲率半径的至少五倍。在制造根据本发明的纤维复合部件期间，第一弯曲区段的曲率半径则需要以下述方式选择：使得可以实现第一表面区段经由过渡区域从至少一个第一弯曲区域和至少一个第二弯曲区域至第二表面区段的在切向方向上的连续过渡。由于第一弯曲区段的曲率半径与第二弯曲区段的曲率半径之间的明显区别，具有大曲率的相对短的起端可以提供连接角，其中，具有较小曲率的第二弯曲区段可以在该连接角处继续。因此过渡区域的最明显部分由于较小的曲率产生相当小的展开应力，使得可以容许相对薄的轮廓厚度，并且特别通过在飞行器中使用这种纤维复合部件实现了有利的轻量化。 [0020] 出于相同原因，如果第二弯曲区段的曲率半径是第一弯曲区段的曲率半径的至少十倍，则是特别有利的。 [0021] 在有利的实施方式中，纤维复合部件是在第一表面区段中具有至少一个紧固装置——例如安装孔——并且在第二表面区段中具有至少一个紧固装置的角形件。这种角形件可以用于将第一纤维复合部件紧固至第二纤维复合部件。在航空工程中，这可以例如提供将加强部件设置在由纤维复合材料制成的机身壁上的选择。通过根据本发明的设计可以将出现的展开应力减小至使得角形件具有特别轻量化结构的程度。 [0022] 在本发明的有利的实施方式中，纤维复合部件包括第三表面区段和至少一个第二过渡区域，其中，第二过渡区域还包括具有以上讨论的特性的至少一个第一弯曲区段和至少一个第二弯曲区段。因此，更复杂的部件可以紧固至彼此并且可以在所有过渡区域中引起有利的展开行为。以此方式，特别在形式为抗剪带、夹子、或者角形件——这些大体上用于在部件之间传递径向的载荷——的引入元件的结构方面可以实现重量减轻。同样的，在包括纤维复合部件的窗框的结构中——该窗框具有凸缘、设置成相对于凸缘成角度的安装表面以及位于凸缘与安装表面之间的过渡区域——可以以此方式设计该过渡区域。 [0023] 在有利的实施方式中，纤维复合部件可以设计成形式为一体式框架元件的加强部件，该一体式框架元件可以连接至交通工具本体的壁并且在至少一个第一表面区段上包括用于紧固至交通工具的本体壁的紧固装置，其中，第二表面区段从第一表面区段延伸，并且框架元件凸缘从第二表面区段继续。在第一表面区段与第二表面区段之间设置有根据本发明构造的过渡区域。在第二表面区段与框架元件凸缘之间同样设置有根据本发明的过渡区域。该设计使得可以通过至少一个这种框架元件实现封闭的本体的重量减轻的结构。该设计在设置于飞行器上的飘动体的情况下是尤其有意义的。例如，这种飘动体可以是小翼、鲨鳍小翼等。除了前述方面以外，可以考虑提升部件、控制表面、水平稳定装置、机翼机身过渡整流罩等。 [0024] 此外，本发明还涉及具有加强部件和壳体的小翼，其中加强部件包括第一表面区段和第二表面区段，该第一表面区段和该第二表面区段设置成相对于彼此成角度并且结合有过渡区域。该过渡区域包括平均曲率不同于彼此的至少一个第一弯曲区段和至少一个第二弯曲区段，并且这些弯曲区段以在切向方向上连续的方式连接至彼此，其中，在各种情况下,第一表面区段以在切向方向上连续的方式连接至过渡区域，以及过渡区域以在切向方向上连续的方式连接至第二表面区段。 [0025] 该设计是特别地令人关注的设计，因为这种小翼的结构弯曲成使得在小翼挠曲的情况下，在壳体的对置区段之间出现展开应力，该展开应力通过设置在小翼中的加强部件而被移除。因此，小翼中的加强部件经受着展开。由于加强部件具有连接至彼此的两个不同的曲率半径的这种设计使得展开应力基本上仅在相对大的曲率半径的情况下产生，因此可以通过有限的设计空间而使小翼承受相当大的载荷。 [0026] 通过小翼的这种构造，在过渡区域中设置三个弯曲区段也是有意义的，其中直接地从各个表面区段继续的第一弯曲区段非常强烈地弯曲，而被这些强烈地弯曲的弯曲区段包围的第二弯曲区段不太明显地弯曲。 [0027] 根据本发明的用于制造纤维复合部件的方法包括：在阳模或者阴模中铺设纤维，并且施加基体材料，其中，优选地，若干纤维层相继地铺设并且承受基体材料。接着是进行干燥。 [0029] 在示例性实施方式和附图的如下描述中公开了本发明的另外的特征、优点和应用选择。所有描述的和/或说明的特征自身及其任意组合形成本发明的主题，甚至与它们在各个权利要求中的构成或者它们的相互关系无关。此外，附图中相同的或者相似的部件具有相同的附图标记。这些附图仅仅是示意性而未按比例绘制。 [0030] 图1a和图1b示出根据现有技术的纤维复合部件（图1a）和根据本发明的纤维复合部件（图1b）的示意图。 [0031] 图2a示出作为根据本发明的纤维复合部件的角形件的三维立体图。 [0032] 图2b示出为加强部件形式的纤维复合部件。 [0033] 图2c示出作为纤维复合部件的延伸的角形件。 [0034] 图2d示出具有加强部件的飞行器的机身壁，其中，加强部件通过作为根据本发明的纤维复合部件的角形件而被安装。 [0035] 图3示出具有加强部件和壳体的小翼。 [0036] 图4示出具有纤维复合部件的飞行器。 [0037] 图5示出作为纤维复合部件的窗框。 具体实施方式[0038] 图1a是根据现有技术的纤维复合部件2的简化示意图，该纤维复合部件2包括第一表面区段4和第二表面区段6，第二表面区段6设置成相对于第一表面区段4成角度，在表面区段4、6之间设置有过渡区8。纤维的方向由端部区域中的线指示。在示例性实施方式中，第一表面区段4和第二表面区段6设置成基本上垂直于彼此，并且过渡区域8包括具有恒定曲率半径R0的弯曲。过渡区域8因此形成四分之一圆。 [0039] 在通过作为示例示出的力F1和F2对纤维复合部件2的上端10进行加载的期间，在过渡区域8可以产生强烈的所谓“展开应力”，由于该展开应力，过渡区域8的纤维基体复合材料的层可以彼此分开。这导致对材料的不可逆性损伤。在最坏的情况下，这可能导致完全的结构破坏，从而不得不更换部件。 [0040] 根据本发明，提出了根据图1b的纤维复合部件12，该纤维复合部件12包括第一表面区段14和第二表面区段16，且在第一表面区段14与第二表面区段16之间延伸有过渡区域18。根据本发明的纤维复合部件12的特殊属性是由于包括第一弯曲区段20和第二弯曲区段22的过渡区域18，其中，弯曲区段20、22包括不同的曲率。第一弯曲区段20以半径R2弯曲，第二弯曲区段22以半径R1弯曲，半径R2显著地小于半径R1。总的来说，已经观察到的是随着曲率半径增加，由此产生的展开应力显著地降低。由于来自图1b的图示的R1已经显著地大于图1a的R0，与图1a中的过渡区域8相比，在被高度加载的第二弯曲区段22中可以期望显著降低的展开应力。 [0041] 为了避免由于屈曲、横截面的开裂等引起的附加载荷，需要实现第一表面区段14至第一弯曲区段20、从第一弯曲区段20至第二弯曲区段22以及从第二弯曲区段22至第二表面区段16的在切向方向上连续的过渡。这样做的结果是力的渐进很协调。由于R1应选择为尽可能地大，而R2应选择为尽可能地小，因而根据第一表面区段14与第二表面区段16之间的预定距离B的需求，产生了R1和延展角度α、R2和延展角度β、以及宽度B之间的明确的几何关系。R1比R2的比率大是特别有利的。这意味着R1应当例如是R2的至少两倍，使得被最大加载的第二弯曲区段22因为相对微小的弯曲仅承受很小的展开应力，并因此比图1a中的过渡区域经受较低的破坏倾向。 [0042] 根据本发明的设计原理可以随意延展至任何包括曲率的纤维复合部件，该纤维复合部件在下面作为示例进行描述。 [0043] 因此，例如，图2a示出角形件24，该角形件24包括可以如图1b中示出的那样设计的第一表面区段26、第二表面区段28和过渡区域30。该图示还示出：角形构件24包括作为第三表面区段的角形物32和另外的第二表面区段34，其中在第一表面区段26与第三表面区段32或者在第一表面区段26与角形物之间设置有过渡区域36，以及在第三表面区段32与另外的第二表面区段34之间定位有过渡区域38，其中，所有的过渡区域30、36和38如图1b中示出的那样设计以便提供最大可能的破坏载荷。 [0044] 在图2a的示例中，第一表面区段28、第二表面区段26和第四表面区段34在各种情况下形成具有紧固装置40的安装凸缘，该紧固装置40为例如用于螺栓或者铆钉的孔的形式。与上述形成相比，第三表面区段32是支柱或者支承件以便在垂直于第一表面区段28的平面上增加面积惯性力矩。尤其在飞行器中，由纤维复合材料制造加固机身壁的加强部件是有意义的。图2b示出为根据本发明的纤维复合部件形式的这种加强部件42，该加强部件42包括第一表面区段44、第二表面区段46和第三表面区段48，其中，第一表面区段44和第二表面区段46结合有过渡区域50，并且第二表面区段46和第三表面区段48结合有另外的过渡区域52。过渡区域50和52以下述方式设计：以尽可能与载荷相关的方式设计使得在被最大加载的截面中存在特别微小的弯曲以便产生更大的破坏载荷。 [0045] 作为示例，图2c示出对图2a中的角形件24的扩展、形式为角形件54，该角形件54具有形式为第一表面区段56的延伸的第一表面区段28和设置在延伸的第一表面区段 28上的第五表面区段58。其中，第五表面区段58与第一表面区段56包围过渡区域60，该过渡区域也根据本发明的方面进行设计。 [0046] 图2d示出包括纤维复合材料或者金属材料的机身壁62之间的相互配合，在机身壁62上设置有借助于角形件24而附接至机身壁62的加强部件42。由于在切向方向上连续的过渡，力的引入在所有的过渡区域中以非常协调的方式发生，其中，借助特别地微小的弯曲，可以显著地减小所产生的展开应力。 [0047] 图3示出小翼64，该小翼64从机翼66继续并且包括在空气动力学方面优化的弯曲形状。小翼设计成中空体，该中空体包括通过加强部件70加强的壳体68。 [0048] 截面图A-A示出：在一些区段中，小翼64设计成盒形结构，该盒形结构包括上覆盖层72和下覆盖层74，其中，上覆盖层72和下覆盖层74或者设计成彼此分离或者设计成能够相互连接以形成一体式壳体68。当小翼64经受到如图所示的力F时，小翼64被朝向外侧弯曲，使得由于所产生的剪切力而在小翼64的内部中出现对加强部件70的加载。整个力F或者由此产生的剪切应力借助加强部件70的方式得到释放。 [0049] 作为示例，加强部件设计成C形体，该C形体包括第一表面区段76、第二表面区段78和第三表面区段80。第一表面区段76和第二表面区段78设置成相对于彼此成角度并且结合有如图1b中示出那样设计的过渡区域82。同样地，第二表面区段78和第三表面区段80包围另外的过渡区域84，该另外的过渡区域84根据相同的设计原理设定形状并且包括两个不同的曲率。以此方式设计的小翼具有下述方面的优点：通过受空气动力效应影响的有限设计空间，显著地更大的力可以通过加强部件70承受，并且进而可以实现更纤薄的小翼64，或者可以实现表面区段76、78和80的层压件厚度的减小，并且因此可以实现重量的减轻。 [0050] 为了将加强部件70安装在覆盖层72和74上或者安装在壳体68上，使用了从第一表面区段76延伸至覆盖层74并且从第三表面区段80延伸至覆盖层72的紧固装置86。所述紧固装置86可以设计成铆钉、螺栓或者其他适合的装置。 [0051] 该设计原理还可以扩展至涵盖包围中空空间的承受剪切载荷或者挠曲载荷的其他本体。作为上述内容的示例，应当提到飞行器上的提升部件、控制表面、水平稳定装置、衬套元件等。 [0052] 图4示出包括机身壁88的飞行器86，作为示例，机身壁88包括借助角形件24附接至机身壁88的加强部件42。 [0053] 根据图3的图示，小翼90包括壳体68，壳体68通过加强部件70而被补充以形成承载的箱形结构。通过设计具有至少一个高度地弯曲的第一弯曲区段20和至少一个弯曲程度较小的第二弯曲区段22的加强部件70，产生了对承受小翼结构上的挠曲载荷明显提高的能力。 [0054] 此外，在图5中更加详细地示出的飞行器窗口92包括窗框93，该窗框93是纤维复合部件，其中，该纤维复合部件具有作为第一表面区段的凸缘94，凸缘94可以连接至壁62并且在一些区域中延伸至飞行器的内部并且在作为第二表面区段的安装表面96上延伸，使得可以接纳一对窗玻璃98和窗密封件100。位于连接至壁62的凸缘94与第二表面区段96之间的过渡区域102包括如图1b中所示的设计，在该设计中设置有具有显著不同半径的第一弯曲区段20和第二弯曲区段22。由于设计空间的局限性——该局限性由常规的窗口固定装置支配，因而不能随意地选择过渡区域102的尺寸，而是需要包括所陈述的、考虑了预期的载荷的设计。这同样应用至凸缘94的相反侧上的过渡区域104。 [0055] 此外，应当指出的是，“包括”不排除其他元件或者步骤，并且“一个”或“一”不排除多个。此外，应当指出的是，参照以上示例性实施方式中的一个示例性实施方式进行描述的特征或者步骤可以与以上描述的其他示例性实施方式的其他特征或者步骤结合使用。权利要求中的附图标记不应被解释成为限制性的。 |
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