專利名稱：飛行器或航天器的艙體以及使所述艙體主動隔絕的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器或航天器的艙體和一種具有所述搶體的飛行器 或航天器以及一種使所述艙體主動隔絕的方法。
背景技術(shù)：
這樣的搶體由多個部件制成。飛行器或航天器，例如飛機在運行過程中 不僅易遭受巨大的負載變化和應(yīng)力，還易遭受相當(dāng)大的溫度差異。例如，在
特定的巡航高度，所述搶體外側(cè)的外部溫度為大約-55。C,而加壓機艙區(qū) 域內(nèi)的內(nèi)部溫度卻保持在大約+20。C的數(shù)值。這憑借空調(diào)系統(tǒng)實現(xiàn)。在傳統(tǒng)
飛行器搶體的情況下，艙體內(nèi)側(cè)設(shè)置有隔熱層，所述隔熱層還形成隔音層。 搶體可為單層殼或多層殼形式，特別是雙層殼形式。
圖7示出基于申請人已知技術(shù)的單層殼艙體1的局部剖視圖，所述艙 體具有殼體元件2,在所述殼體元件內(nèi)側(cè)具有加強結(jié)構(gòu)15，例如被稱之為 縱梁。傳統(tǒng)的隔絕結(jié)構(gòu)18通常包含由玻璃棉構(gòu)成的絕緣層，該絕緣層位于 圍層17內(nèi)并與圍層17形成一整體，該圍層17例如為塑料薄膜。該隔絕結(jié) 構(gòu)18位于殼體元件2內(nèi)側(cè)與內(nèi)部結(jié)構(gòu)元件7之間，該內(nèi)部結(jié)構(gòu)例如為搶體 的襯層。所述襯層例如由GRP材料制成。其還可具有側(cè)面板16。這種布置 結(jié)構(gòu)起到內(nèi)部空間20與船體1外部的外界19隔熱和隔聲的功能。
然而，隔絕層額外的重量、對空間的需求和由此造成的必須的安裝需求 在這里被認為是不利的。此外，由于這樣的設(shè)置結(jié)構(gòu)，凝液的聚集可導(dǎo)致 重量增加和腐蝕的風(fēng)險，這意外著需要相當(dāng)?shù)木S修工作量。通過將所述隔
絕層18和所述圍層17烘干和調(diào)換來消除水汽積聚是必須的，這是不利的。 因此，已經(jīng)提出了雙層殼體型艙體結(jié)構(gòu)的概念，如DE10154063中所 述。對此，圖8示出現(xiàn)有技術(shù)的雙層殼搶體1的局部剖視圖，所述雙層殼 艙體由例如纖維增強材料制成。
艙體l的殼體元件2具有外殼體元件3和內(nèi)殼體元件4，兩者彼此相隔 設(shè)置并形成中空間隙5。所述中空間隙5設(shè)置有中空間隙構(gòu)件6，所述中空 間隙構(gòu)件包括例如玻璃鋼(GRP)、碳纖維增強塑料構(gòu)成的折疊蜂巢結(jié)構(gòu)或類 似結(jié)構(gòu)，形成在結(jié)構(gòu)力學(xué)方面有效的抗剪疊層(夾心結(jié)構(gòu))并穩(wěn)定所述艙體 結(jié)構(gòu)。同時，所述中空間隙構(gòu)件具有隔熱和隔聲層，并且由于其緊湊性，增 加了艙體的內(nèi)部空間?？諝饪梢约^所示的氣流10形式進入所述中空間隙 5，由此對于所述中空間隙5內(nèi)的冷凝水汽進行被稱之為排濕管理是可能的。所述內(nèi)殼體元件4的內(nèi)側(cè)朝向所述內(nèi)部空間20，襯層設(shè)置于其上，例 如裝飾層。
上述結(jié)構(gòu)缺點是還需要另外的隔絕工作，否則就不能實現(xiàn)將內(nèi)壁溫度
固定在例如+20。C的目標(biāo)。
圖9示出飛機空調(diào)系統(tǒng)(未示出)的管路系統(tǒng)12a的常規(guī)系統(tǒng)。在此僅 作為舉例，圖中簡要地示出了搶體la局部，其中具有管路系統(tǒng)的橫向 管^各部分。坐標(biāo)系統(tǒng)以方向表示為飛才幾的縱向x、 4黃向y以及豎向z。在 x方向，延伸有底部X管線13a以及上部X管線14a，兩者通過基本在z方向 上延伸的Z管線15a相連。在中部示出的是另兩條在x方向延伸的中部管 線16a。所述空調(diào)系統(tǒng)(未示出)與該管路系統(tǒng)12a相連并控制艙體的通風(fēng)和 溫度，同時保持搶體內(nèi)壓。此外，所述空調(diào)系統(tǒng)還用于使所述機搶外側(cè)，例 如貨艙、航空電子設(shè)備架等區(qū)域通風(fēng)和冷卻。所述空調(diào)系統(tǒng)流入管路系統(tǒng) 12a，所述管路系統(tǒng)被設(shè)計成壓縮空氣系統(tǒng)并延伸到整個飛機。暖空氣從底 部/人所述底部X管線13a經(jīng)所述Z管線15a向上，到達所述上部X管線14a 和所述中部管線16a并進入機艙。所述Z管線15a在機搶襯層背后走線。
這樣的供氣線具有以下缺點。取決于橫截面，需要相對較大的安裝空 間。管線具有一定重量，這增加了飛機的重量。這樣的管路系統(tǒng)需要一定 數(shù)量的安裝工作。此外，由于所述管線具有很薄的壁厚，容易損壞。

發(fā)明內(nèi)容
不同于此背景技術(shù)，本發(fā)明的目的是提供一種不再具有前述缺點的搶 體、飛行器或航天器以及主動隔絕的方法。
按照本發(fā)明，此目的通過具有權(quán)利要求1或12特征的一種艙體和/或 具有權(quán)利要求10或20特征的一種飛行器或航天器和/或具有權(quán)利要求11 特征的一種方法而實現(xiàn)。
因此，提供一種飛行器或航天器的艙體，所述艙體具有至少一殼體元 件和一結(jié)構(gòu)元件，在兩者之間具有間隙，空氣可借助氣流可以進入所述間 隙。使空氣進入所述間隙的所述氣流形成所述搶體的加壓內(nèi)部空間例如機 艙的流出和流入氣流。因此，所述間隙與所述內(nèi)部空間相應(yīng)的流出/流入空 氣連接管線相連。
憑借來自所述艙體的加壓內(nèi)部空間的氣流在所述間隙中的流動，提供 了增強的、或者至少持續(xù)的隔絕效果。該氣流通常釋放到圍繞飛機的大氣
中。在運4亍過程中，例如，這才羊的氣流恒定地從所述加壓才幾搶經(jīng)由#:稱之
為流出控制閥流入圍繞飛^/L的大氣中。供給所述內(nèi)部空間的所述氣流，例
如，已經(jīng)由在飛行器中的空調(diào)系統(tǒng)加熱到一定溫度。額外的熱交換器雖然 仍然可以提供，但已經(jīng)不再需要。
5本發(fā)明的另 一個優(yōu)點是所述的強迫氣流由構(gòu)成所述空調(diào)系統(tǒng)的設(shè)備產(chǎn) 生，因此不需要為了實現(xiàn)這種主動隔絕/通風(fēng)而使用額外的能量。
由于所述氣流進入到所述搶體的所述間隙構(gòu)成了主動隔絕層，使常規(guī) 安裝隔絕層厚度減小，與現(xiàn)有技術(shù)相比，減少了隔絕所需要的空間。此外，與 現(xiàn)有技術(shù)相比，重量同樣得以減輕。這還導(dǎo)致更輕的重量和所述才幾搶內(nèi)部 空間的增加。
由于隔絕層的取消或減少，還減少了安裝工作量。
在通風(fēng)區(qū)域中，還具有的優(yōu)點是降低了冷凝點或至少減少了由于冷
凝導(dǎo)致的水積聚。
本發(fā)明還提供一種飛行器或航天器的艙體，所述艙體具有至少一殼體 元件和一結(jié)構(gòu)元件，在兩者之間具有空隙，空氣可以借助進入所述間隙。所 述間隙形成空調(diào)系統(tǒng)管^^系統(tǒng)的至少一部分。
因此，憑借所述空調(diào)系統(tǒng)的加熱氣流在所述間隙中的流動，獲得了增 強的、或者至少持續(xù)的隔絕效果的優(yōu)點。由于該間隙形成所述空調(diào)系統(tǒng)管
路系統(tǒng)的一部分或一分，其省去了對另外的Z管線15a的需要，因為所述 間隙在z方向延伸，如與圖8相關(guān)的上述說明所示。還可整合所述X管線 13A、 14A,以便通過減少這些部件的數(shù)量而獲得特別有利的重量減輕。
上述這些設(shè)計方案對于如上所述的單層殼艙體的情況是可能的，對于 具有外殼體元件和內(nèi)殼體元件的多層殼體元件的情況也是可能的。其中，可
以將所述可借助氣流送入空氣的所述間隙設(shè)置于所述內(nèi)殼體元件和結(jié)構(gòu)元 件之間。然而，所述間隙還可設(shè)置成能夠?qū)⒖諝馑腿胨鰵んw元件之間，所
述結(jié)構(gòu)可包括例如具有任何芯材和面板材的夾層型結(jié)構(gòu)并且可以具有也可 以不具有另外的隔絕層。所述殼體元件可由金屬、纖維復(fù)合材料或由金屬 與纖維復(fù)合材料的組合構(gòu)成。
本發(fā)明有利的改進和進步可在從屬權(quán)利要求中找到。
用于送入空氣或主動隔絕的所述氣流可通過閥門，例如控制閥進行調(diào) 節(jié)和控制。該閥門可設(shè)置于通向所述間隙的入口、在其內(nèi)部或在其出口。當(dāng) 然其出現(xiàn)多個閥門也是可能的。
在這方面特別有利的是，憑借至少一個閥門至少部分地控制所述加壓 內(nèi)部空間的內(nèi)部壓力是可能的。
可在所述艙體上裝配額外的隔絕層，例如具有隔絕特性的襯層。因而 獲得了所述主動隔絕層的改進效果。在這方面，另一優(yōu)點是改進的隔音性。
將所述間隙內(nèi)的隔絕部件裝配于所述殼體元件上也是可能的。然而，由 于所述主動隔絕層的緣故，所需要的隔絕材料厚度比現(xiàn)有技術(shù)小很多。因 此，獲得了整個隔絕部件改進的效果。這里，另一優(yōu)點是改進的隔音性。
本發(fā)明還提供一種飛行器或航天器，其形成有上述的搶體。一種使飛行器或航天器的上述艙體主動隔絕的相應(yīng)方法具有的特征
是所述主動隔絕由氣流實現(xiàn)，所述氣流為所述搶體加壓內(nèi)部空間的流出/ 流入氣流。
基于示意性附圖所示出的優(yōu)選實施例，在下文中將更為詳細地說明本 發(fā)明。


圖1示出按照本發(fā)明的艙體的一實施例的局部剖視圖。
圖2示出按照本發(fā)明的搶體的另一實施例的局部剖視圖。 圖3示出按照本發(fā)明的搶體的又一實施例的局部剖視圖。 圖4示出按照本發(fā)明的艙體的又一實施例的局部剖視圖。 圖5示出按照本發(fā)明的搶體的又一實施例的局部剖視圖。 圖6示出按照本發(fā)明的搶體的又一實施例的局部剖視圖。 圖7示出按照現(xiàn)有技術(shù)的單層殼艙體的局部剖視圖。 圖8示出按照現(xiàn)有技術(shù)的雙層殼艙體的局部剖視圖。 圖9示出按照現(xiàn)有技術(shù)的具有空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)的搶體的部分示意 性牙見圖。
1艙體2:殼體元件
3外殼部4:內(nèi)殼部
5中空間隙6:中空間隙構(gòu)件
7結(jié)構(gòu)元件8:隔絕部^牛
9間隙10氣流
11入口12出口
13入口閥14出口閥
15支撐16側(cè)部面板
17圍層18隔絕
19夕卜側(cè)20內(nèi)部空間
la艙體2a殼體元件
外殼部4a內(nèi)殼部
5a結(jié)構(gòu)元件6a中空間隙
7a中空間隙構(gòu)件8a隔絕部件
9a間隙10a:氣流
lla: 第二氣流12a:管路系統(tǒng)
13a: 底部X管線14a:上部X管線
15a: Z管線16a中部管線
17a: 隔絕18a:圍層19a: 加強結(jié)構(gòu) 21a: 外側(cè) x， y, z: 坐標(biāo)
具體實施例方式
在下文中，除非另外指出，在所有附圖中，相同的或功能相同的部件 都具有相同的附圖標(biāo)記。
圖7至9所示的現(xiàn)有技術(shù)在前面已經(jīng)描述過。
圖1示出按照本發(fā)明的單層殼體構(gòu)造的艙體1的第一實施例的局部剖 視圖。在此例中，所述搶體1為飛行器或航天器例如飛機的艙體(圖中未示 出)。
按照一實施例，在圖中左側(cè)的殼體元件2與外界19，例如大氣相連通。對 于所述殼體元件2的內(nèi)側(cè)，由例如在縱向(垂直于圖面方向)上的加強結(jié)構(gòu) 15加強并設(shè)置有隔絕部件8，所述隔絕部件具有一定的厚度并例如粘接于 所述殼體元件2的內(nèi)側(cè)。
另外，在所述搶體1的內(nèi)部空間20的方向上具有結(jié)構(gòu)元件7,所述結(jié) 構(gòu)元件例如為機搶的襯層，其與所述隔絕部件8隔開一定距離設(shè)置，從而 形成間隙9。
空氣可借助以箭頭表示的氣流10被送入該間隙9。其也可以相反的方 向流動。在此例中，所述氣流10不通過被所謂流出控制閥流出，而是作為 流出空氣通過入口 11從所述飛行器或航天器的加壓機艙流出，經(jīng)過進氣閥 13并流入所述間隙9，這里4又以舉例方式示出。所述進氣閥13可為例如流 出控制閥或這樣的改進閥。多個這樣的間隙可出現(xiàn)在所述飛行器中。所述 氣流10也可以類似形成為到所述艙體1加壓內(nèi)部空間的進入氣流。
所述氣流10例如已被所述機搶的空調(diào)系統(tǒng)加熱并將其余熱散發(fā)到所述 間隙9的表面，由此形成了主動隔絕。因此，增加了所述搶體l的從所述 內(nèi)部空間20到所述外界19的傳熱阻力。因而，引入到所述氣流10的能量 沒有通過泄出而散發(fā)到所述外界19，而是被有利地用作主動隔絕，從而還 減少了所述空調(diào)系統(tǒng)的能量需求。
只有用于主動隔絕的能量已經(jīng)散發(fā)，所述氣流10才會經(jīng)出口 12繼續(xù) 流動，用于進一步使用或處理。設(shè)置一入口閥13或出口閥14。還可能的是 將其設(shè)置在所述間隙9內(nèi)。在該例中示出兩閥13、 14的組合。不用說，多 個閥13平行連接也是可能的。
所述內(nèi)部機搶壓力可由所述閥13、 14調(diào)節(jié)或控制。為此，所述閥13、 14 形成例如空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)的控制閥。相關(guān)的控制結(jié)構(gòu)未示出，但也可 用于調(diào)節(jié)和控制所述氣流10。所述氣流10還可以作為所述機搶整個流出氣
8
20a: 側(cè)邵面一反 22a: 內(nèi)部空間流的一部分。還可能的是，將所述流入到所述機艙的氣流完全或部分用于
此目的。上述的組合也是可能的多個間隙9接受流出氣流且多個間隙9 接受流入氣流是可能的。
在圖2中，以多殼體，尤其是雙殼體構(gòu)造示出按照本發(fā)明的艙體1的 第二實施例。
所述搶體1的所述多殼體構(gòu)造在該例中構(gòu)建為雙殼殼體元件2。外殼部 3設(shè)置為一側(cè)朝向未示出的所述飛行器的外界19。其相反一側(cè)與內(nèi)殼部4 的一側(cè)隔開一定距離設(shè)置，形成中空間隙5，在所述中空間隙中設(shè)置有中空 間隙構(gòu)件6。所述中空間隙構(gòu)件6將所述外殼部3以非正配合的方式連接到 所述內(nèi)殼部4并具有相對于所述內(nèi)部空間20的隔絕和隔音性能。所述中空 間隙構(gòu)件6是可透的，也就是說空氣可進入到所述中空間隙5。
所述殼體元件2的內(nèi)側(cè)朝向所述內(nèi)部空間20，在此例中為所述內(nèi)殼部 4的內(nèi)側(cè)。在所述內(nèi)部空間20的方向上，所述結(jié)構(gòu)元件7與所述內(nèi)殼部4 間隔一定距離設(shè)置并與所述內(nèi)殼部4形成空氣可進入的所述間隙9。
在此例中，所述氣流10或其部分氣流流過所述中空間隙5與所述間隙 9(笫二、較小箭頭對應(yīng)的虛線)。所述氣流以前述方式被加熱并散發(fā)能量到 所述中空間隙5和所述間隙9,形成主動的隔絕。
此外，這里的所述氣流還流經(jīng)所述間隙9。在此情況下，所述結(jié)構(gòu)元件 7也具有隔絕作用是可能的，從而憑借所述氣流10與所述結(jié)構(gòu)元件7的被 動隔絕可獲得主動隔絕的特別有利的組合。
所述閥13、 14的功能正如圖1所述。在圖2所示的該例中，閥13、 14 可分別用于間隙5、 9。
只所述中空間隙5接受所述氣流10也是可能的。
圖3示出按照本發(fā)明的所述搶體1的一實施例，其與圖2所示的實施 例的不同之處僅僅在于，隔絕部件8設(shè)置于所述間隙9內(nèi)的所述內(nèi)殼部4 的內(nèi)側(cè)。在該結(jié)構(gòu)中，舉例來說，所述隔絕部件形成了與借助所述氣流10 形成的主動隔絕結(jié)合的^L動隔絕。這里，所述閥13、 14的功能也如前所述。
通過空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)的已知安裝技術(shù)，所述入口 ll連接到已經(jīng)存 在的通風(fēng)內(nèi)部空間20的流出/流入空氣連>^妻管。所述閥13、 14與間隙5和 9之間分別利用習(xí)知的飛行器內(nèi)通風(fēng)和空調(diào)系統(tǒng)的連接方法建立起各自的 連接。舉例來說，例如矩形或圓形截面的普通管線可從閥13開始以岐管分 支的形式連接到各個空隙或空隙組。這些連接例如可以被設(shè)計成使其以某 種合適的方式由所述進氣管的橫截面過渡到各個間隙的入口的橫截面。到 所述出口 12的連接以類似的方式完成。
在所述控制閥設(shè)置在所述間隙5、 9的內(nèi)部的實施例中，所述控制閥可 同樣相應(yīng)地根據(jù)飛行器的通風(fēng)和空調(diào)管線設(shè)置。這里，例如連接的相應(yīng)部分設(shè)置為用于導(dǎo)入所述各自的間隙5、 9部分之間的空氣是可能的。定義所 述各自間隙的所述殼體元件的側(cè)部也可設(shè)計為例如具有相應(yīng)的導(dǎo)管，以便 它們形成空氣導(dǎo)管和所述間隙部到控制鬧的連接。這樣的導(dǎo)管還可增加用 于所述主動隔絕的所述氣流與所述間隙之間的熱交換。
圖4示出按照本發(fā)明的單層殼構(gòu)造的艙體la的另一實施例的局部剖視 圖。所述搶體la在此例中為未示出的飛行器，例如飛機的搶體。
在該圖的左側(cè)，殼體元件2a與飛行器的外界21a相連。其在朝向所述 殼體元件2a的內(nèi)側(cè)縱向(垂直于圖面的方向)上被加強結(jié)構(gòu)19a加強并設(shè)置 有隔絕部件8a,所述隔絕部件具有一定厚度并一皮固定在所述殼體元件2a的 內(nèi)側(cè)。
此外，結(jié)構(gòu)元件5a，例如機艙的襯層與所述隔絕部件8a間隔一段距離 設(shè)置，由此形成間隙9a。多個這樣的間隙可出現(xiàn)在所述飛4亍器中。
空氣可通過箭頭所示的氣流10a進入該間隙9a。所述間隙9a與圖6所 示的飛機空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)12a的底部X管線13a和上部X管線14a相 連。由于所述間隙9a完全或部分形成所述Z管線15a(見圖9),所以其形 成所述管路系統(tǒng)12a系統(tǒng)的一部分。
例如，所述氣流10a將熱空氣帶出所述底部X管線13a并將其余熱施 放到所述間隙9a的表面，由此形成主動隔絕。所以增加了所述搶體la從 所述內(nèi)部空間22a到所述外界21a的傳熱阻。引入所述氣流10a的能量有 利地用作主動隔絕，由此還可減少所述空調(diào)系統(tǒng)的能量需求。
爿f叉當(dāng)其用于主動隔絕的能量已經(jīng)散發(fā)，所述氣流10a流入所述上部X 管線14a或所述中部管線16a (見圖9)。
例如，所述X管線13a和/或所述X管線14a可以集成為所述間隙9a 的一部分，由此減小了管路系統(tǒng)12a的部件數(shù)量和重量。
圖5中示出本發(fā)明的多殼結(jié)構(gòu)、特別是雙殼結(jié)構(gòu)艙體la的另一實施例。
所述搶體1的多殼體構(gòu)造在本例中體現(xiàn)為雙殼殼體元件2a。外部殼體 件3a設(shè)置為一側(cè)朝向未示出的所述飛行器的外界21a。其相反側(cè)與內(nèi)部殼 體元件4a的一側(cè)間隔一段距離設(shè)置，形成中空間隙6a，在所述中空間隙內(nèi) 設(shè)置有中空間隙構(gòu)件7a。所述中空間隙構(gòu)件7a用非正配合的方式將所述外 部殼體元件3a與所述內(nèi)部殼體元件4a連接并具有對于所述內(nèi)部空間22a 隔熱和隔音的隔絕性能。所述中空間隙構(gòu)件7a是可透的，也就是說空氣可 進入到所述中空間隙6 a 。
所述殼體元件2a的內(nèi)側(cè)朝向所述內(nèi)部空間22a,在此例中為所述內(nèi)殼 部4a的內(nèi)側(cè)。在所述內(nèi)部空間22a的方向上，所述結(jié)構(gòu)元件5a與所述內(nèi) 殼部4a間隔設(shè)置并與所述內(nèi)殼部4a形成空氣可進入的所述間隙9a。
在此例中，所述氣流10a或其部分氣流(較小箭頭)流過所述中空間隙5a與所述間隙9a 0 。所述氣流10a以前述方式被加熱并散發(fā)能量到所述中空間隙6a和所述間隙9a,形成主動的隔絕。
此外，這里所述氣流10a還流經(jīng)所述間隙9a。在此情況下，所述結(jié)構(gòu)元件5a也具有隔絕作用是可能的，從而憑借所述氣流10a與所述結(jié)構(gòu)元件5a的被動隔絕可獲得主動隔絕的特別有利的組合。
如按照圖4所述，所述間隙9a與所述中空間隙6a連接到所述空調(diào)系統(tǒng)的所述管路系統(tǒng)12a，并形成與之相同部分。在圖5所示的該例中，為了將與之相同部分的集成，僅將所述間隙9a或所述中空間隙6a自身連接到所述管路系統(tǒng)12a當(dāng)然也是可能的。
圖6示出按照本發(fā)明的艙體la的另一實施例，其不同于按照圖5的第二實施例之處在于首先是僅中空間隙6a形成管路系統(tǒng)12a的Z管線15a。然而，所述間隙9a接受第二氣流lla，所述第二氣流用于將空氣送入所述結(jié)構(gòu)元件5a后面的區(qū)域，即所述間隙9a。該第二氣流lla也可以用作主動隔絕。這在某種程度上講是容易實現(xiàn)的，因為該第二氣流lla的安裝結(jié)構(gòu)經(jīng)常是存在的。通過例如增加該第二氣流lla的總吞吐量，在此實例中由此帶來的主動隔絕得到了增強。
為了進一步提高隔絕性，在該例中將隔絕部件8應(yīng)用于所述間隙9a內(nèi)的所述內(nèi)殼部4a的內(nèi)側(cè)。在該設(shè)置中，舉例來說，所述隔絕部件8a憑借所述第二氣流lla經(jīng)過所述間隙以及所述氣流10a經(jīng)過所述中空間隙6a侵_形成了與所述主動隔絕相結(jié)合的被動隔絕。然而，對空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)12a某部分的集成、對Z管線15a的集成以及以前述的連接方僅可能在中空間隙6a中實現(xiàn)。
現(xiàn)有的空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)12a與所述間隙6a、 9a之間分別的連接采用已知的飛行器或航天器空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)的安裝技術(shù)完成。舉例來說，將普通的具有矩形或圓形截面管線的底部X管線13a作為岐管以支管的形式連接到各個間隙或間隙組。這些連接例如可設(shè)計成使其以合適的方式從所述進氣管的橫截面形狀過渡到進入各個間隙開口的橫截面形狀。所述間隙6a、 9a與所述上部X管線14a以及中部X管線16a的連接以類似的方式形成。
本發(fā)明并不局限于上述的實施例。
例如，本發(fā)明可用于單或雙或多殼體構(gòu)造的情況，所述殼體元件由金屬、纖維復(fù)合材料或金屬與纖維復(fù)合材料的組合物形成。
還可能的是，所述氣流10不僅可被加熱，還可被冷卻。這可能的情況是，例如如果搶體1的一側(cè)暴露于高熱輻射，正如航天器例子的情況。所述搶體的另一側(cè)需要由氣流加熱，而被熱輻射的一側(cè)卻需要冷卻。例如憑借所述閥13、 14相應(yīng)的設(shè)置和切換以及所述空調(diào)系統(tǒng)采用不同的熱交換器，這是可能的。
將整體的部分分成所述間隙9a和6a也是可能的。在此情況下，可為這些分離的部分憑借合適的控制閥而使他們彼此獨立地加熱、冷卻、提供或切斷空氣供給。
此外，需要指出"一"不排除多個。另外，應(yīng)指出的是，已參照實施例描述的特征或步驟還可用于與所描述的其他實施例或改進的其他特征或步驟組合。
權(quán)利要求
1、一種飛行器或航天器的艙體(1)，所述艙體具有至少一殼體元件(2)和結(jié)構(gòu)元件(7)，間隙(5，9)設(shè)置在所述殼體元件(2)和所述結(jié)構(gòu)元件(7)之間，可借助氣流(10)向所述間隙(5，9)中送入空氣，其特征在于為了形成所述艙體(1)加壓內(nèi)部空間(20)的作為流出/流入氣流的送氣氣流(10)，所述間隙(5，9)與所述內(nèi)部空間(20)相應(yīng)的流出/流入氣流連接結(jié)構(gòu)相連接。
2、 如權(quán)利要求1所述的艙體(1)，其特征在于所述殼體元件(2)為多 個部分的形式并具有外殼部(3)和內(nèi)殼部(4)，可借助所述氣流(IO)送入空 氣的所述間隙(9)設(shè)置在所述內(nèi)殼部(4)和所述結(jié)構(gòu)元件(7)之間。
3、 如權(quán)利要求1或2所述的搶體(1)，其特征在于所述殼體元件(2) 為多個部分的形式并具有外殼部(3)和內(nèi)殼部(4)，所述外殼部(3)和內(nèi)殼部 (4)限定出 一可借助所述氣流(10)送入空氣的中空間隙(5)。
4、 如權(quán)利要求2或3所述的搶體(l)，其特征在于空氣可借助所述 氣流(10)被同時送入所述間隙(9)和所述中空間隙(5)。
5、 如前述至少一權(quán)利要求所述的艙體(l),其特征在于所述殼體元 件(2)設(shè)置有隔絕部件(8)。
6、 如前述至少一權(quán)利要求所述的艙體(l),其特征在于可借助至少 一閥(13, 14)對所述氣流(10)進行調(diào)節(jié)。
7、 如權(quán)利要求6所述的搶體(l)，其特征在于所述閥(13， 14)為控 制閥。
8、 如權(quán)利要求6或7所述的搶體(1),其特征在于所述閥(13, 14) 用于至少部分地控制所述加壓內(nèi)部空間(2 0)的內(nèi)部壓力。
9、 如前述至少一權(quán)利要求所述的艙體(l)，其特征在于所述殼體元 件(2)由金屬、纖維復(fù)合材料或金屬與纖維復(fù)合材料的組合形成。
10、 具有前述至少一權(quán)利要求所述的艙體(l)的飛行器或航天器。
11、 主動隔絕飛行器或航天器的艙體(l)的方法，所述搶體(l)按照前 述權(quán)利要求1至9中至少一項形成，其特征在于所述主動隔絕以氣流(IO) 實現(xiàn)，所述氣流為所述艙體(l)的加壓內(nèi)部空間(20)的流入/流出氣流。
12、 一種飛行器或航天器的艙體(19),所述艙體具有至少一殼體元件 (2a)和結(jié)構(gòu)元件(5a),間隙(6a， 9a)-沒置在所述殼體元件(2a)和所述結(jié) 構(gòu)元件(5a)之間，可借助氣流(10a)向所述間隙(6a, 9a)中送入空氣，其 特征在于所述間隙(9a)形成一 空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)(12a)的至少 一部 分。
13、 如權(quán)利要求12所述的搶體(19)，其特征在于至少一殼體元件(2a) 為多個殼體的形式并具有外殼部(3a)和內(nèi)殼部(4a),形成所述空調(diào)系統(tǒng)的管路(12a)系統(tǒng)的一部分的所述間隙(9a)設(shè)置在所述內(nèi)殼部(4a)和所述結(jié) 構(gòu)元件(5a)之間。
14、 如權(quán)利要求12或13所述的艙體(1)，其特征在于所述殼體元件 (2a)為多個殼體的形式并具有外殼部(3a)和內(nèi)殼部(4a),所述外殼部(3a) 和內(nèi)殼部(4a)限定出形成所述空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)(12a)的至少一部分的 所述中空間隙(6a)。
15、 如權(quán)利要求13或14所述的艙體(l),其特征在于所述間隙(9a) 與所述中空間隙(6a)形成空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)(12a)的分離的多個部分。
16、 如權(quán)利要求13或14所述的艙體(l)，其特征在于所述中空間隙 (6a)形成所述空調(diào)系統(tǒng)的管路系統(tǒng)(12a)的一部分，且空氣可借助第二氣流 (1 la);故送入所述間隙(9a)。
17、 如權(quán)利要求12至16中至少一項所述的艙體(l)，其特征在于所 述殼體元件(2a)設(shè)置有隔絕部件(8a)。
18、 如權(quán)利要求12至17中至少一項所述的艙體(l),其特征在于所 述結(jié)構(gòu)元件(5a)具有隔絕性能。
19、 如權(quán)利要求12至18中至少一項所述的搶體(l),其特征在于所 述殼體元件(2a)由金屬、纖維復(fù)合材料或金屬與纖維復(fù)合材料的組合形成。
20、 具有權(quán)利要求12至19至少一項所述的搶體(1)的飛行器或航天器。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器或航天器的艙體(1)，所述艙體具有至少一殼體元件(2)和結(jié)構(gòu)元件(7)，可借助氣流(10)進入空氣的間隙(5，9)設(shè)置在至少一殼體元件(2)和所述結(jié)構(gòu)元件(7)之間。所述艙體不同之處在于為將所述使進入空氣的氣流(10)形成為所述艙體(1)的加壓內(nèi)部空間(20)的流出/流入氣流，所述間隙(5，9)與所述內(nèi)部空間(20)的相應(yīng)流出/流入氣流相連。本發(fā)明還涉及相應(yīng)的飛行器或航天器和主動隔絕這樣的艙體(1)的方法。
文檔編號B64C1/06GK101636314SQ200880005827
公開日2010年1月27日 申請日期2008年2月21日 優(yōu)先權(quán)日2007年2月23日
發(fā)明者鮑爾·約恩 申請人:空中客車德國有限公司