專利名稱：用于航空器或航天器的外殼部件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于航空器或航天器的外殼部件。本發(fā)明進(jìn)一步涉及一種航空器或航天器，并涉及包括這種類型的外殼部件的航空器或航天器的機(jī)身部分。
背景技術(shù)：
雖然可適用于任何包括增強(qiáng)外蒙皮的輕質(zhì)構(gòu)造，但本發(fā)明及其所基于的問題將參考航空器的機(jī)身外殼的各部件進(jìn)行更詳細(xì)地解釋。在航空器構(gòu)造中，機(jī)身結(jié)構(gòu)通常由增強(qiáng)的蒙皮壁板、框架、用于客艙地板的橫梁和用于貨艙區(qū)域的橫梁或格構(gòu)制造。單獨的部件通常由金屬，例如由鋁或鋁合金制造，并經(jīng)由鉚釘或螺栓被連接。如果機(jī)身圓筒垂直地與地面碰撞，則沖擊能量的很大一部分通過在沖擊力作用下逐漸變形的金屬部件的塑彈性特性被吸收，因而確保乘客的安全。然而，當(dāng)制造承重機(jī)身機(jī)構(gòu)時，由于在相同的強(qiáng)度和剛度的情況下可獲得更輕的航空器總重量以及由此帶來的飛行操作期間更低的能量消耗，金屬材料越來越多地被纖維復(fù)合材料，特別是被碳纖維增強(qiáng)塑料材料(CFRP)取代。雖然金屬材料在過載時彈性地逐漸變形并吸收能量，但在纖維復(fù)合材料，特別是 CFRP的情況下，材料突然斷裂，而具有非常低的能量吸收。在機(jī)身圓筒與地面碰撞的情況下，這種脆性特性在已吸收的不足的沖擊能量的情況下導(dǎo)致該結(jié)構(gòu)的很大一部分的突然失效。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的在于通過較低的總重量在過載情況下改進(jìn)航空器機(jī)身結(jié)構(gòu)的能量吸收特性，特別是在該結(jié)構(gòu)基本由纖維復(fù)合材料制造時。根據(jù)本發(fā)明，該目的通過具有權(quán)利要求1各特征的用于航空器或航天器的外殼部件來實現(xiàn)。本發(fā)明所基于的想法在于，在包括由桁條增強(qiáng)的蒙皮壁板和包括纖維復(fù)合材料并因而具有低的固有重量的框架的外殼部件中，提供包括易延展材料的框架連接結(jié)構(gòu)，該框架連接結(jié)構(gòu)將所述框架連接到所述蒙皮壁板，在給定的長度范圍內(nèi)跨過所述桁條，并且以基本連續(xù)的方式在該長度范圍內(nèi)增強(qiáng)所述框架。為了將所述框架連接到所述蒙皮壁板，所述框架連接結(jié)構(gòu)包括多個底腳部分，該多個底腳部分固定到所述蒙皮壁板并且例如分別在布置在兩個桁條之間的區(qū)域中直接接觸所述蒙皮壁板?？商鎿Q地或除了直接固定到所述蒙皮壁板之外，所述底腳部分還可間接固定到所述蒙皮壁板，例如通過固定到所述桁條的一部分或者通過插入到所述蒙皮壁板和所述底腳部分之間的連接件。所述底腳部分分別整體地過渡到橫跨相關(guān)聯(lián)的固定跨度地固定到所述框架的臺肩部分。在這種情況下，術(shù)語“固定跨度”是指沿所述框架的延伸范圍通過在所述臺肩部分和所述框架之間的固定點被安裝的部分。不同的底腳部分可以橫跨相應(yīng)不同的固定跨度過渡到不同的相關(guān)聯(lián)的臺肩部分，并且不同的底腳部分也可以過渡到通常與其相關(guān)聯(lián)的相同的臺肩部分。在此情形下，如果多個臺肩部分與所述底腳部分相關(guān)聯(lián)，則相關(guān)聯(lián)的固定跨度通過彼此互搭或不帶有任何實質(zhì)縫隙地彼此鄰接沿所述框架橫跨所述長度范圍基本連續(xù)地被補(bǔ)充。如果僅有一個共用臺肩部分與所述底腳部分相關(guān)聯(lián)，則其獨自橫跨所述長度范圍，即橫跨所述桁條延伸。在過載情況下(例如在航空器機(jī)身與地面碰撞的情況下)，如果所述框架的纖維復(fù)合材料在橫跨其長度區(qū)域的任何點突然失效(其以這種方式基本連續(xù)地被增強(qiáng))，則所述框架連接結(jié)構(gòu)的延性材料進(jìn)行彈性變形并因而可能在該點處進(jìn)行沖擊能量的吸收。所述框架連接結(jié)構(gòu)因而實現(xiàn)雙重功能將所述框架連接到所述蒙皮壁板并在過載的情況下吸收能量。這可以對所述外殼部件提供改進(jìn)的能量吸收特性，而不會通過附加的增強(qiáng)部件增加其重量。在優(yōu)選展開中，所述延性材料被形成為金屬材料。這能實現(xiàn)高穩(wěn)定性。所述金屬材料優(yōu)選為鈦或鈦合金，因而提供特別好的穩(wěn)定性、延展性和抗腐蝕性。在進(jìn)一步優(yōu)選展開中，所述延性材料被形成為熱塑性聚合物。這能實現(xiàn)特別輕的構(gòu)造。所述熱塑性聚合物優(yōu)選為纖維增強(qiáng)，以獲得增加的穩(wěn)定性。纖維增強(qiáng)物可包括長纖維和短纖維(例如1-5厘米)。在進(jìn)一步優(yōu)選展開中，所述延性材料被形成為短纖維增強(qiáng)的熱固性材料。這能實現(xiàn)所述外殼部件的輕質(zhì)構(gòu)造并具有良好熱穩(wěn)定性。例如，所述短纖維為大約1-5厘米長。所述短纖維增強(qiáng)的熱固性材料展示出準(zhǔn)易延展特性，這是由于短纖維在過載情況下從聚合體基體中被拔出并且可吸收能量，這改進(jìn)了過載情況下的能量吸收。在優(yōu)選展開中，所述固定跨度沿著所述框架彼此互搭。首先，這增大了所述框架與所述框架連接結(jié)構(gòu)之間的連接部的穩(wěn)定性。在優(yōu)選展開中，所述臺肩部分沿著所述框架彼此互搭。因而，相鄰的臺肩部分以特別剛性的方式互相連接，通過這樣的方式，即使所述框架在所述互搭區(qū)域中失效，相鄰的臺肩部分也保持互相連接并可吸收沖擊能量。在優(yōu)選展開中，至少兩個臺肩部分經(jīng)由共用固定元件被固定到所述框架。給定連接穩(wěn)定性所需要的固定元件的數(shù)量因此特別低，這減小了所述外殼部件的重量。在進(jìn)一步優(yōu)選展開中，至少兩個底腳部分整體地被連接到相同的臺肩部分。因此獲得特別高的強(qiáng)度水平。在優(yōu)選展開中，所述多個桁條包括至少五個桁條。所述框架連接結(jié)構(gòu)因而能夠以易延展的方式在寬區(qū)域上變形，通過這樣的方式，所述外殼部件可吸收大量沖擊能量。在優(yōu)選展開中，與所述底腳部分相關(guān)聯(lián)的所述固定跨度沿著所述框架基本連續(xù)地延伸橫跨至少1米。因此，所述框架連接結(jié)構(gòu)還可以易延展的方式在寬區(qū)域上變形，通過這樣的方式，所述外殼部件可吸收大量沖擊能量。在優(yōu)選展開中，航空器或航天器的機(jī)身部分被提供有這種類型的外殼部件。所述框架連接結(jié)構(gòu)優(yōu)選沿所述機(jī)身部分的周界方向橫跨所述機(jī)身部分的下半外殼的主要部分延伸。由于在來自低空的墜落中機(jī)身非常有可能不扭曲且下半外殼將碰撞地面，因而可以低的成本改進(jìn)在最有可能的碰撞情形中的能量吸收。例如，下半外殼的主要部分包括由所述機(jī)身部分的任一側(cè)上的貨艙底部的連接點限定的區(qū)域。這是在墜落中最有可能碰撞地面
4的區(qū)域。


在下文中，將基于各實施例參照附圖對本發(fā)明進(jìn)行更加詳細(xì)的描述，其中圖1為根據(jù)本發(fā)明第一實施例的外殼部件的示意性剖視側(cè)視圖；圖2為根據(jù)第二實施例的外殼部件的示意性剖視側(cè)視圖；以及圖3為根據(jù)第三實施例的外殼部件的示意性剖視側(cè)視圖。在附圖中，除非另外指明，相似的附圖標(biāo)記表示相似或功能等同的部件。
具體實施例方式圖1為用于航空器機(jī)身的外殼部件100的示意性剖視側(cè)視圖。外殼部件100包括由碳纖維增強(qiáng)塑料材料形成的蒙皮壁板102，其在外殼部件100的安裝狀態(tài)下形成航空器機(jī)身的外蒙皮的一部分。若干桁條104彼此平行且垂直于附圖平面地以近似恒定距離橫跨蒙皮壁板的內(nèi)表面巧4延伸。桁條104也由碳纖維增強(qiáng)塑料材料組成，在這種情況下例如具有L形輪廓，并且被附著地粘結(jié)到例如蒙皮壁板的內(nèi)表面154。桁條104的方向基本對應(yīng)于航空器的縱向軸線的方向。在傳統(tǒng)的近似圓柱形機(jī)身中，蒙皮壁板102的外表面156朝外凸曲，即在圖1中朝下彎曲，但是在這種情況下為了簡單被示出為平坦的。外殼部件100進(jìn)一步包括同樣由碳纖維增強(qiáng)塑料材料組成的框架106。如果蒙皮壁板102的內(nèi)表面巧4作為底部表面，則框架106在附圖平面中在桁條104上方延伸，即橫貫于航空器的縱向方向，并在不接觸桁條104的情況下跨過桁條104。外殼部件100進(jìn)一步包括框架連接結(jié)構(gòu)，該框架連接結(jié)構(gòu)由多個框架連接段 141-147構(gòu)成，將框架106連接到蒙皮壁板102并包括延性材料?！把有圆牧稀睂⒈焕斫鉃橹傅南率霾牧显谶^載下不會突然失效，而是在它們失效之前通過彈性變形或其他準(zhǔn)易延展過程，例如從基體抽出纖維來吸收能量。例如，延性材料可為鈦T40、鈦T60或其它金屬、 長纖維增強(qiáng)的熱塑性聚合物(比如具有由玻璃纖維或碳纖維制成的機(jī)織織物或單層增強(qiáng)物的PPS基體)、短纖維增強(qiáng)的熱塑性聚合物或熱固性材料(比如HexMC)或其他合適的材料。從圖1中的觀察方向看，框架連接段141-147為基本平坦的，并被設(shè)置在下述平面中，該平面垂直于蒙皮壁板102延伸且直接在框架106前面并與其平行地延伸，由此該平面接觸框架106。每個框架連接段141-147包括在布置在兩個相鄰桁條104之間的相應(yīng)連接區(qū)域 158中連接到蒙皮壁板102的對應(yīng)的底腳部分111-117。例如，框架連接段141-147的底腳部分111-117各自包括部分160，該部分160平行于蒙皮壁板102彎曲并且例如通過鉚接或粘結(jié)連接到蒙皮壁板102?？蚣苓B接段141-147從它們相應(yīng)的連接區(qū)域158朝框架106延伸，在框架106的水平面上變寬并整體地過渡到相應(yīng)的臺肩部分131-137。每個框架連接段141-147的臺肩部分131-137在每種情形中如此之寬，以至于其沿框架106延伸直到延伸到設(shè)置相應(yīng)的連接區(qū)域158的任一側(cè)上的桁條104上方，并且相鄰框架連接段141-147的臺肩部分131-137在相應(yīng)的互搭區(qū)域152中互搭。為此，每個臺肩部分包括在沿其寬度方向的側(cè)面(在圖1中由觀察者看的左手邊的側(cè)面)的一個上的條形部分162，其高度相對于其它臺肩部分131-137 減小。條形部分162包括滲透部，這使得框架連接段，例如框架連接段146，可以在條形部分162的互搭部分162中靠在相鄰框架連接段145的臺肩部分135上，而臺肩部分136在互搭區(qū)域152外靠在框架106上。固定元件150中的每一個被布置在互搭區(qū)域152中，并將在相應(yīng)區(qū)域152中互搭的框架連接段141-147連接到框架106。例如，固定元件150為各自布置在孔中的鉚釘，所述鉚釘和孔以互搭的方式穿透框架連接段141-147和框架106。固定元件150之間的沿著框架106的距離將與相應(yīng)的框架連接段141-147或其底腳部分111-117相關(guān)聯(lián)的固定跨度121-127限定為沿著框架106長度的距離部分，利用固定元件150，每一個框架連接段141-147通過臺肩部分131-137在任一端部處固定到框架 106。在當(dāng)前實施例中，固定元件150各自同時形成固定跨度121-127之一的左手邊邊界和固定跨度121-127中的另一個的右手邊邊界，從而與相鄰底腳部分111-117相關(guān)聯(lián)的固定跨度121-127被接連地連續(xù)布置。因而所有固定跨度121-127作為整體連續(xù)地橫跨桁條 104延伸。為了制造外殼部件100，例如由多個桁條104增強(qiáng)的蒙皮壁板首先被制造?？蚣苓B接結(jié)構(gòu)141-147然后通過其底腳部分111-117被固定到蒙皮壁板，單獨的框架連接段由于分割而容易地被處理，且可以補(bǔ)償蒙皮壁板102的任何公差。最后，框架106在其裝配位置被布置在桁條104上方，臺肩部分131-137例如經(jīng)由相鄰的框架連接段141-147的互搭區(qū)域152中的共用固定元件橫跨相關(guān)聯(lián)的固定跨度121-127被固定到框架106。圖2同樣以側(cè)視圖形式示出進(jìn)一步的實施例中的用于航空器機(jī)身的外殼部件 100。如在圖1的實施例中一樣，若干桁條104彼此平行且垂直于附圖平面以近似恒定距離橫跨蒙皮壁板102的內(nèi)表面154延伸，桁條104在這種情況下例如具有Ω形輪廓。如在圖1所示的實施例中一樣，外殼部件100包括框架連接結(jié)構(gòu)，該框架連接結(jié)構(gòu)由多個框架連接段141-147構(gòu)成，將框架106連接到蒙皮壁板102并包括具有延展性或準(zhǔn)易延展特性的材料。與圖1中的實施例不同，每一個框架連接段141-147在其臺肩部分 131-137上包括上臺肩突出部200和下臺肩突出部202，上臺肩突出部200和下臺肩突出部 202在在每種情形下設(shè)置在任一側(cè)的相鄰桁條104上方以相反方向沿框架106橫跨蒙皮壁板102的內(nèi)表面154延伸不同的高度。條形突出部200、202的尺度和高度差在該情形下被選擇為使得相鄰框架連接段 141-147不在任一側(cè)接觸。這使得框架連接段141-147可以以簡單的例如無需形成滲透部或類似物的平面方式低成本地制造。與它們被裝配時類似，當(dāng)框架連接段141-147被制造時，公差要求特別低，這可以實現(xiàn)進(jìn)一步的成本節(jié)省。然而，由于橫跨蒙皮壁板102的相鄰臺肩部分131-137的寬度的突出部沿框架106彼此互搭，在相鄰框架連接段141-147之間有間接的互搭。固定元件150在每種情形下被設(shè)置在臺肩部分131-137的條形突出部200、202 上，所述臺肩部分131-137經(jīng)由固定元件被固定到框架106。例如，固定元件150為布置在孔中并且各自穿透條形突出部200、202之一和框架106的鉚釘。在當(dāng)前實施例中，最外的固定元件150之間的沿著框架106的距離也限定與相應(yīng)的框架連接段141-147或其底腳部分111-117相關(guān)聯(lián)的固定跨度121-127，利用固定元件 150，每一個框架連接段141-147在其臺肩部分131-137的兩個條形突出部200、202處固定到框架106。與圖1中的實施例不同，與相鄰底腳部分111-117相關(guān)聯(lián)的固定跨度121-127 互搭。因而所有固定跨度121-127作為整體橫跨桁條104連續(xù)地延伸。圖3同樣以側(cè)視圖形式示出根據(jù)又一實施例的用于航空器機(jī)身的外殼部件100。 如在圖1和圖2的實施例中一樣，若干桁條104彼此平行且垂直于附圖平面以近似恒定距離橫跨蒙皮壁板102的內(nèi)表面IM延伸，桁條104在此情況下例如具有矩形輪廓。如在圖1所示的實施例中一樣，外殼部件100包括框架連接結(jié)構(gòu)141，其將框架 106連接到蒙皮壁板102并包括具有延展性或準(zhǔn)易延展特性的材料。然而，與圖1和圖2中的實施例不同，框架連接結(jié)構(gòu)141僅由單個的段141構(gòu)成，該單個的段141以推力梳狀部的方式包括多個整體模制的底腳部分111-120，多個整體模制的底腳部分111-120在設(shè)置在不同相鄰對的桁條104之間的連接區(qū)域158中各自被連接到蒙皮壁板102。相反地，底腳部分111-120整體地過渡到框架連接結(jié)構(gòu)141的單個臺肩部分131，該單個臺肩部分131沿著框架106在桁條104上方延伸并通過一排例如鉚釘?shù)墓潭ㄔ?50固定到框架106。固定元件150彼此分開的距離被選擇為使得框架連接結(jié)構(gòu)141在每一個底腳部分111-120的區(qū)域中以穩(wěn)定方式連接到框架。在當(dāng)前實施例中，最外的固定元件150之間的沿著框架106的距離也限定在這種情況下與一件式框架連接結(jié)構(gòu)141或其各個底腳部分111-120中的每一個相關(guān)聯(lián)的固定跨度121，利用固定元件150，一件式框架連接結(jié)構(gòu)141的臺肩部分131固定到框架106。所述固定跨度121橫跨桁條104連續(xù)地延伸。在航空器機(jī)身或航空器的機(jī)身部分中，參考附圖1-3所描述的框架連接結(jié)構(gòu)例如沿著框架的整個長度延伸，即圍繞航空器機(jī)身的整個周界環(huán)形地延伸?？商鎿Q地，只有框架的一部分可被提供有這種類型的框架連接結(jié)構(gòu)，從而可實現(xiàn)成本方面和/或附加重量方面的節(jié)省。例如，框架連接結(jié)構(gòu)橫跨機(jī)身部分的下半外殼或至少橫跨下半外殼的主要部分， 例如橫跨由在機(jī)身部分的任一側(cè)的地板支撐桿的連接點限定的區(qū)域，沿機(jī)身部分的周界方向延伸。因而，在下降且未扭曲的機(jī)身中，在地板支撐桿的連接點接觸地面之前，可通過框架連接結(jié)構(gòu)盡量完全地吸收沖擊能量，從而避免迫使地板支撐桿穿過乘客地板。如果框架連接結(jié)構(gòu)橫跨下半外殼的由航空器部分的任一側(cè)上的乘客地板的連接點限定的一部分延伸，則即使機(jī)身在沖擊時圍繞其縱向軸線相當(dāng)大地扭曲，也能實現(xiàn)高水平的能量吸收。雖然本發(fā)明參照各優(yōu)選實施例進(jìn)行了描述，但其并不限于此并且可以多種方式修改。例如，框架連接結(jié)構(gòu)的不同部分可以不同的方式設(shè)計，例如以具有互搭的框架連接段和/或不互搭的框架連接段的部件的形式和/或以一件式的形式?？稍谙噜徔蚣苓B接段之間保持小的縫隙，如果這些縫隙足夠小，則框架通過延性材料被基本連續(xù)地增強(qiáng)。附圖標(biāo)記列表100外殼部件102蒙皮壁板
104桁條
106框架
111--120底腳部分
121--127固定跨度
131--137臺肩部分
141--147框架連接結(jié)構(gòu)
150固定元件
152互搭區(qū)域
154內(nèi)表面
156外表面
158連接部分
160彎曲部分
162條形部分
200上臺肩突出部
202下臺肩突出部
權(quán)利要求
1.一種用于航空器或航天器的外殼部件(100)，包括蒙皮壁板(102)；布置在所述蒙皮壁板(10 上的多個桁條(104)；包括纖維復(fù)合材料并且布置在所述桁條(104)上方以跨過所述桁條(104)的框架(106)；以及包括延性材料和固定到所述蒙皮壁板的多個底腳部分(111-120)的框架連接結(jié)構(gòu)(141-147)，所述底腳部分中的每一個整體地過渡到橫跨相關(guān)聯(lián)的固定跨度(121-127)固定到所述框架的臺肩部分(131-137)，與所述底腳部分 (111-120)相關(guān)聯(lián)的所述固定跨度(121-127)橫跨所述桁條(104)沿著所述框架(106)基本連續(xù)地延伸。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的外殼部件，其特征在于，所述延性材料被形成為金屬材料，特別是鈦或鈦合金。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的外殼部件，其特征在于，所述延性材料被形成為特別是纖維增強(qiáng)的熱塑性聚合物。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的外殼部件，其特征在于，所述延性材料被形成為短纖維增強(qiáng)的熱固性材料。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，所述固定跨度 (121-127)沿著所述框架(106)彼此互搭。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，所述臺肩部分 (131-137)沿著所述框架(106)彼此互搭。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，至少兩個臺肩部分 (131-137)經(jīng)由共用固定元件(150)被固定到所述框架(106)。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，至少兩個臺肩部分 (131-137)互相連接成整體。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，所述多個桁條(104) 包括至少五個桁條。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件，其特征在于，與所述底腳部分 (111-120)相關(guān)聯(lián)的所述固定跨度(121-127)沿著所述框架(106)基本連續(xù)地延伸橫跨至少1米。
11.一種航空器或航天器的機(jī)身部分，包括根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的外殼部件(100)，其中，所述框架連接結(jié)構(gòu)(141-147)特別地沿所述機(jī)身部分的周界方向橫跨所述機(jī)身部分的下半外殼的主要部分延伸。
12.—種航空器或航天器，包括根據(jù)權(quán)利要求1至10中至少一項所述的外殼部件 (100)或根據(jù)權(quán)利要求11所述的機(jī)身部分。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于航空器或航天器的外殼部件(100)。所述外殼部件包括蒙皮區(qū)域(102)；布置在所述蒙皮區(qū)域(102)上的多個桁條(104)；包括纖維復(fù)合材料并且被布置為跨過所述桁條(104)的框架(106)；以及包括延性材料和緊固到所述蒙皮區(qū)域的多個底腳部分(111-120)的框架連接結(jié)構(gòu)(141-147)。每個底腳部分整體地過渡到通過相關(guān)聯(lián)的緊固夾(121-127)被緊固到所述框架的臺肩部分(131-137)，與所述底腳部分相關(guān)聯(lián)的所述緊固夾橫跨所述桁條沿著所述框架基本沒有縫隙地延伸。
文檔編號B64C1/06GK102227350SQ200980147814
公開日2011年10月26日 申請日期2009年11月25日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月1日
發(fā)明者斯蒂芬·塔克 申請人:空中客車作業(yè)有限公司