带有凹槽和/或凸起的支座的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本发明涉及带有翼片的连接件，所述翼片包括通孔。
[0002]以通常的方式，本发明涉及不同结构构件之间关于唯一固定方向的连接或附接的领域。本发明以非限制性的方式应用于飞机制造领域。
【背景技术】
[0003]通常，多个连接件被实施于航空领域，和更具体地被实施于飞机结构上，例如用于结构连接、配件、或发动机、起落架的附接……
[0004]以举例的方式，在飞机上使用多个支座，这些支座在飞机配件上安置有钩扣，又或现行使用的连杆被用于连接飞机结构构件。
[0005]虽然支座型号可以是多样的，典型地在这些支座上安置包括通孔的翼片，限定了垂直支座翼片的固定方向。固定方向例如对应于被在通孔中引导的螺钉或所有其它类型固定件(英文为“fasteners”)的轴线线。
[0006]考虑到支座承受的应力和作用力，在围绕通孔的周围区域上产生应力的集中.
[0007]应力在通孔边缘位置处最大且可能导致支座的过早疲劳。
[0008]更具体地，在通孔边缘位置处观察到裂纹或裂缝风险，这些裂纹可接下来在围绕通孔的周围区域、在位于通孔两侧的支座韧带上扩散。
[0009]已知在文件FR2 997 143中描述了一种解决方法，用于限定支座翼片通孔紧邻处的应力集中.
[0010]文件FR2 997 143还提供在支座翼片上实施通孔.通孔被沿翼片中间纵向轴线线安置。
[0011]另外，通口被加设在前述开孔和通孔之间，通口分布在翼片中间纵向轴线线两侧。
【发明内容】
[0012]本发明的目的在于改善连接件的结构，以加强抵抗零件上裂纹的显现和传播的强度.
[0013]为此，本发明涉及一种带有翼片的连接件，所述翼片包括通孔，所述通孔限定垂直于所述翼片的固定方向。
[0014]根据本发明，所述翼片包括至少一个非通开凹槽和/或至少一个凸起，非通开凹槽被构型用于减小通孔周围区域上的应力梯度，凸起被构型用于减小通孔的周围区域上的应力梯度，所述非通开凹槽在翼片厚度上形成腔体并在距通孔周缘一定距离处包括弯曲侧面.
[0015]通过加设非通开凹槽和/或凸起，可减小通孔周围的应力梯度，可能减小观测的峰值应力、以及延缓通孔周缘形成裂纹和裂纹在韧带上的传播.
[0016]应力梯度的减小使得在开孔周围区域上得到均匀应力值，且还限制了裂纹在连接件上的传播。
[0017]如此，在允许的损伤上，可得到同时对连接件的重量、其使用寿命和其尺寸的有益效果。
[0018]根据本发明的可独立或组合采用的不同特征和各种实施方式:
[0019]-所述非通开凹槽在翼片表面中形成腔体，所述腔体具有在基本平行于翼片平面的平面上延伸的底部；
[0020]-所述通孔被安置在所述翼片的一端部段中且被定中心于所述翼片的中间纵轴线与横轴线的交点上，其特征在于，所述至少一个非通开凹槽和/或所述至少一个凸起仅被安置于在所述横轴线的相同侧延伸的翼片的一段上，对立于翼片的自由端；
[0021 ]-所述至少一个非通开凹槽在所述中间纵轴线的两侧延伸；
[0022]-所述至少一个非通开凹槽和/或所述至少一个凸起具有平行所述翼片的纵向边缘延伸的侧面；
[0023]-所述至少一个非通开凹槽的所述弯曲侧面沿被包括在30°到180°之间的角扇区延伸；
[0024]-所述至少一个非通开凹槽的所述弯曲侧面沿与所述通孔同心的圆弧段延伸；
[0025]-所述至少一个凸起具有基本平行所述翼片的纵向边缘延伸的肋条部和所述肋条部形成包括在O到90°之间的角度的端部；
[0026]-所述至少一个非通开凹槽和/或所述至少一个凸起是相对所述翼片的中间纵轴线形状对称的；
[0027]-所述连接件构成飞机配件的支座。
【附图说明】
[0028]在接下来的描述中，本发明的其它【具体实施方式】和优点将变得明显。
[0029]在作为非限定性示例的附图中:
[0030]-图1为解释连接件上应力分布的示意图；
[0031]-图2为根据本发明第一实施方式的连接件的示意性俯视图；
[0032]-图3为图2沿II1-1II线的截面视图；和
[0033]-图4为包括根据本发明第二实施方式的支座的连接件的示意性俯视图。
【具体实施方式】
[0034]参照图1，首先注意到在带有翼片的连接件上的应力分布，所述翼片包括通孔。
[0035]在接下来的详细描述中，术语“包括”不排除其它构件或步骤，以及术语“一个”不排除多个。
[0036]如图1所示，连接件10包括翼片11，翼片11包括通孔12.
[0037]使用所述类型的连接件，以使不同的结构构件相互连接，要求仅有唯一连接点，由沿通孔12的轴线线的唯一固定件(未示出)实施.
[0038]由于通孔12呈现在连接件10上，垂直于在平面X、Y中延伸的翼片11定义固定方向
Z0
[0039]在尤其航空领域使用的不同类型连接件中发现有所述类型连接件.
[0040]实施飞机的不同结构的附接并且还被称为配件(英文为fittings)的连接件包括支座，支座带有一个或多个翼片，翼片的每一个设置有用于与固定件相配合的通孔。
[0041 ]估计，在飞机上对应于基础连接点的一千多个支座被实施在结构的不同点上。
[0042]因此，支座的性能和使用寿命的优化，以及重量的减轻，即使很小，表现为很关键。
[0043]可区别用于飞机的现行支座的不同类型:首先，由独立零件形成的、或通过支座的与支承件相隔开的一个端部连在一起的支座.
[0044]所述类型的支座尤其设置在大长度连杆的端部上、又或在钩扣上。
[0045]另外类型的支座通过肋条板上的插件连在一起，或实施为能够通过组装螺钉固定在结构部分上的一个或多个边缘垫板.
[0046]图1的示意性图适用于任何类型的支座，这是由于通孔12被设置在翼片11上，以及通过唯一固定件(螺钉、轴、螺栓)保证连接功能。
[0047]在使用中可观测到通孔12的周围区域上的应力集中.
[0048]在通孔12的周缘12a处观测到应力峰值。
[0049]根据距通孔12的中心c的距离r，在曲线上示出切向应力σθθ的值，所述切向应力是在翼片11上观测的，更具体地是在围绕通孔12的周围区域上观测的。
[0050]在图1中，以举例的方式，以细线条曲线示出在通孔12的周围区域上观测的切向应力梯度，切向应力梯度为距通孔12a的中心c的距离r的函数。
[0051 ] 而且，最大切向应力OmaJi于通孔12的周缘12a处，即与通孔12的中心c相距距离D/2，其中D为通孔12的直径。
[0052]切向应力οθθ的值在通孔12的周缘12a与连接件10的翼片11的周缘Ila之间大幅度变化。
[0053]由于所述较大应力水平，可能出现在通孔12的周缘12a处的裂纹易于在翼片11上沿通孔12的半径方向上传播。
[0054]将参照图2和3描述连接件10的第一实施方式，其能够减少裂纹显现和传播的时间。
[0055]翼片11包括至少一个非通开凹槽21(英文为“pocket”)或至少一个凸起22，被构型用于减小应力梯度、以及在通孔12的周围区域上的最大切向应力omax值。
[0056]在图2所示的实施方式中，以非限制性的方式，翼片11包括一个非通开凹槽21和两个凸起22。
[0057]非通开凹槽21和凸起22被构型用于减小应力梯度，如图1粗曲线所示。
[0058]还观测到，应力梯度所呈现的切向应力σ’max峰值小于缺少凹槽和/或凸起的情况下观测的切向应力峰值.另外，切向应力σθθ的值在通孔12的周围区域上最均匀.
[0059]所述应力梯度的减小因此具有在通孔12的周缘12a处出现裂纹或裂缝之前延长使用寿命和减小通孔12的周围区域中裂纹的传播速度的效果。
[0060]非通开凹槽21和凸起22的位置、以及它们的尺寸被构型，用于得到应力梯度的减小、以及因此最大切向应力Omax值。
[0061]而且，连接件10的尺寸不仅涉及翼片11的宽度W、通孔12的直径D和翼片11的厚度T，还涉及非通开凹槽21处的厚度Tl以及凸起22的厚度T2，厚度Tl小于翼片11的厚度T，厚度T2大于翼片11的厚度T。这些参数的选择能够改变连接件10的机械性能以及因此减小通孔12的周围区域上的应力值，其对应于使用中的连接件10的最大激励区域.
[0062]如图2更精确地示出，在第一实施方式中，通孔12被设置在翼片11的一端部段lib上。
[0063]通孔12被定中心于翼片11的中间纵轴线X与垂直于中间纵轴线X的横轴线Y的交点
C_to
[0064]通孔12的中心点c与垂直于翼片11的对应于固定件(未示出)方向的固定方向Z重入口 ο
[0065]非通开凹槽21和凸起22仅位于在横轴线Y相同侧延伸的与翼片11的自由端Ilc相对的翼片11的一段上。
[0066]非通开凹槽21在中间纵轴线X的两侧延伸。
[0067]非通开凹槽21还在翼片11的表面中形成腔体，腔体的底部21’在基本平行于连接件10的翼片11的平面X、Y的平面中延伸。
[0068]将注意到，非通开凹槽21还可被设置在翼片11的每个表面上，优选关于连接件10的翼片11的平面Χ、Υ对称.
[0069]如图3所示，非通开凹槽21还在翼片11的厚度T上形成腔体，以使非通开凹槽21处的厚度Tl小于翼片11的厚度T.
[0070]换句话说，非通开凹槽21对应翼片11上的小厚度和非通开区域。
[0071]在本实施方式中，凸起22被安置在非通开凹槽21的两侧，在非通开凹槽21和翼片11的纵向边缘I Id之间。
[0072]如图3所示，凸起22于此处分别由肋条构成，肋条的厚度Τ2大于翼片11的厚度Τ.
[0073]另外，非通开凹槽21和凸起22每个具有平行于翼片11的纵向边缘Ild延伸的侧面。
[0074]更确切地，在图2所示的实施方式中，非通开凹槽21包括基本平行于中间纵轴线X延伸的两个纵向侧面21a.非通开凹槽21的两个纵向侧面21a分别平行于翼片11的两个纵向边缘lid。
[0075]在本实施方式中，非通开凹槽21的每个纵向侧面21a与翼片11的纵向边缘Ild之间的距尚基本相等.
[0076]另外，两个凸起22每个具有一肋条部22a，肋条部22a的侧面平行于翼片11的纵向边缘I Id延伸，和在此平行于翼片11的中间纵轴线X延伸.
[0077]在此，每个肋条部22a为直线型的和在沿翼片11的横向方向Y呈现宽度P.
[0078]在本实施方式中，