專利名稱：航空器或航天器殼體的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種根據(jù)權利要求1的前序部分所述的航空器或航天器殼體。本發(fā)明涉及用于支撐例如航空器機身尤其是通過內部超壓加載的航空器機身的機械結構的特定解決途徑。主要目的是替換已知的窗和門區(qū)域。從材料選擇方面來說，應用是不受限制的。本發(fā)明可同時擴展到任何平面支撐結構，例如其中切口中斷力流被認為是必要的不太復雜的加載情形。
背景技術：
下面列出的文獻形成本領域的現(xiàn)有技術/1/Pettit, R. G. /ffang, J. J. /Toh, C. ；"Validated Feasibility Study of integrally stiffened metallic Fuselage Panels for Reducing Manufacturing Costs，，-報告 CR-2000-209342 ；Boeing/NASA, 2000 年 5 月。/2/Hansen, L. U. / Hausler, S. Μ. /Horst, P. ；“ Potential Benefits of integralIy stiffened Aircraft Structures，，-Presentation ; 1st CEAS BerlinlO. -14. 09. 2007/3/The Boeing Company ； " Apparatus and Methods for Reinforcing astructural Panel" -EP1642826A1 ；優(yōu)先權2004 年 10 月 4 日(US958079)/4/The Boeing Company ； " Apparatus and Methods for Installing Aircraft Window Panel" -EP1642824A2 ；優(yōu)先權:2004 年 10 月 4 日(US958080)/5/McDonnell Douglas Corp. ； " Composite Shell formed as a Body of Rotation and Method and Mandrel for Making same" —US005814386A ·ΑΧ9ιΜ :1998^ 9 月 29 日(RU95120432 01. 12.1995)/6/McDonnell Douglas Corp. ； " Composite Shell shaped as a Body of Revolution and Panel Connection Joint" -US6068902 ；優(yōu)先權2000 年 5 月 30 日 (RU96121193 29.10.1996)/7/McDonnell Douglas Corp. ； " Composite Shell shaped as a Body of Revolution" -US6155450 ；優(yōu)先權:2000 年 I2 月 5 日(RU96I2H3529. 10. 1996)窗、門、通道等通常被視為在正交或至少幾乎正交的機械結構中的中斷部分。在這點上，“正交的”常常可譯成在不同結構情況下的“正交各向異性的外殼”。這些外殼的特征在于，采用正交應用的加強元件支撐準各向同性蒙皮，所述加強元件在縱向方向上稱為桁條，并且在外圍方向上稱為翼肋。開口對應于彎槽或帶有倒圓角部的矩形。從機械結構方面來說，能夠制成類似于帶有剛性角部的框架。特別是在門切口中，根據(jù)現(xiàn)有技術所使用的加倍層面結合翼肋和輔助翼肋說明了這一點。這個概念所基于的理解產生以下口號“保持盡可能小的切口！ ”。與此同時，在研究和開發(fā)中存在以反映力流的方式設計周圍環(huán)境的明顯的趨向，參見NASA/1/以及TU Braunsctiweig/2八然而，在這種情況下并未調查這種趨向所基于的理解。正如已經被廣泛引用的，即使在意味著定制使用和結構重思的使用纖維復合材料的首次開發(fā)的情況下，也并不存在任何典范轉移。波音公司只是提出了增加可用窗區(qū)域并且同時采用纖維復合材料技術以框架設計形式簡化制造的方法所有已知的對開發(fā)形狀或周圍機械結構的嘗試受到這種理念的限制在航空器機身圓柱中的窗構成破壞性的孔，該破壞性的孔應當保持成是小的。這種理念在機身暴露于 3000米以上的飛行高度的超壓的情況下尤其明顯。當觀察實際的例子時，處理這些切口的方式一般是基于帶有剛性角部的框架。這種處理方式明顯與機艙內部計劃和設計的相反目標中的一個不一致。在波音 787型(夢幻客機)的情況下，雖然該機型被大膽地廣告為具有高出20%……30%的窗，但是窗區(qū)域的尺寸并未改變。對將窗整體形成到機身的支撐結構中的嘗試可以理解為延續(xù)/3，4八先前的透明材料可能適合于承受應力的問題仍無定論?，F(xiàn)在，提出包括在窗組件中的非透明框架作為解決途徑。本發(fā)明旨在克服上述對航空器設計的重要限制。本發(fā)明的目的在于，使用尤其是航空器的窗區(qū)域作為支撐結構/機體的充分有效的部件。根據(jù)設計愿望，本發(fā)明揭露了整合窗等的可能性。本發(fā)明的主要思路在于，實現(xiàn)對從平面支撐結構到桿支撐結構并且再返回的支撐結構的拓撲結構的改變。支撐結構的構造是不相關的。形成在桿支撐結構中的開口由非支撐而壓力密封的元件封閉。這些開口可以是窗，并且因此是透明的，但也可以是通道或門。在任何情況下，本發(fā)明在整個支撐結構的單獨的區(qū)域之間提供適應性也就是說過渡。在對輕質結構的支撐上無需大量的投資，從現(xiàn)有技術開始改進已知的航空器或航天器殼體到平面支撐結構中的開口能夠更加自由地形成的程度的目的，能夠采用下文中更詳細地描述的本發(fā)明實現(xiàn)。

發(fā)明內容
為了實現(xiàn)上述目的，提出了一種航空器或航天器殼體，所述航空器或航天器殼體包括復合外殼，所述復合外殼由第一桿元件或夾層核心元件和第一蒙皮元件形成，所述第一蒙皮元件連接到第一桿元件或夾層核心元件，使得所有外部荷載由所述第一桿元件或所述夾層核心元件和所述第一蒙皮元件共同接收，其中復合外殼具有至少一個用于窗、門等的開口，并且其中在所述復合外殼中的開口中布置由至少兩組第二桿元件構成的桿支撐結構，其中屬于同一組的第二桿元件相互平行布置，并且屬于不同組的第二桿元件相互非平行布置，第二桿元件在開口的邊緣處連接到復合外殼，并且在由第二桿元件界定的每個局部開口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由邊緣不受彎曲力矩和切向力，使得所有外部荷載僅從第二桿元件重定向到復合外殼中。所描述的解決方案提供了以下優(yōu)點消除在平面支撐結構內的剛性角部，幾乎無限制地增加開口所形成的區(qū)域的范圍，對于航空器窗、替代門和通道切口的新的非常受歡迎的設計選項，以及非正交的加強平面支撐結構的技術準備的可能性。在一個實施例中，桿支撐結構是獨立的桿支撐結構，所述獨立的桿支撐結構通過將桿支撐結構的第二桿元件連接到復合外殼、具體連接到第一桿元件和/或所述蒙皮元件而插入到復合外殼中的開口中。在這種背景下，獨立的桿支撐結構為封閉組件，與桿支撐結構的第二桿元件被設計成完全或部分地與復合外殼的第一桿元件整體形成的解決方案相比，所述封閉組件能夠以分離的方式預制，并且僅在組裝好的狀態(tài)下插入到復合外殼內中開口中并且連接到所述開口。可替代地或此外，所述桿支撐結構的至少兩個第二桿元件可以通過節(jié)點元件互相連接。這樣的節(jié)點元件本身是已知的，連接第二桿元件以形成桿支撐結構，其中能夠實現(xiàn)高水平的總體強度。在擴展中，桿支撐結構包括星形部分，所述星形部分各包括在一側互相連接的至少三個第二桿元件，并且所述星形部分通過連接第二桿元件的自由端而互相連接。換言之， 星形部分是這樣的元件其中至少三個第二桿元件各通過在公共中心點處的一端互相連接，并且第二桿元件從這個中心點向外延伸。星形部分的因此形成的輻條在它們的最外面的點處具有自由端，所述自由端能夠連接到其它星形部分的自由端，從而形成了獨立的桿支撐結構。在一個實施例中，桿支撐結構包括多邊形部分，所述多邊形部分各包括互相連接的至少三個第二桿元件，并且所述多邊形部分通過連接所述多邊形部分的角部而互相連接。例如，獨立的桿支撐結構可以由多個三角形部分或多邊形部分構成，并且三角形部分或多邊形部分各在它們的角部處連接到鄰接的三角形部分或多邊形部分的角部。這些多邊形部分中的每一個的內側形成開口，第二蒙皮元件可以布置在所述開口中。多個多邊形部分的外表面也一起形成這樣的開口，第二蒙皮元件能夠布置在所述開口中。根據(jù)本發(fā)明的另一個實施例，桿支撐結構也可以包括多邊形部分，所述多邊形部分各包括互相連接的至少三個第二桿元件，并且所述多邊形部分通過連接所述多邊形部分的側邊而互相連接。例如，獨立的桿支撐結構可由多個三角形部分或多邊形部分組成，并且三角形部分或多邊形部分各在第二桿元件的外表面上連接到另一個三角形部分或多邊形部分的鄰接的第二桿元件的外表面。這些多邊形部分中的每一個的內側形成開口，第二蒙皮元件能夠布置在所述開口中。在本發(fā)明的另一個實施例中，桿支撐結構由連續(xù)的第二桿元件構成，所述第二桿元件各在開口的兩個邊緣之間不間斷地延伸并且在交叉點處互相連接。出于這個目的，第一組的第二桿元件可以包括間隙，第二組的第二桿元件延伸穿過所述間隙。通過諸如金屬片支架等的適當?shù)倪B接方式，第一組和第二組的第二桿元件在交叉點處互相連接從而增加強度。在上述實施例的任何一個中，至少三個第二桿元件可以形成開放節(jié)點，所述開放節(jié)點是緊湊結構，所述緊湊結構被用作加強元件和/或以加強元件代替。換句話說，第二桿元件相互相關布置使得它們在公共點處交叉，但稍微偏移地布置，從而形成多邊形節(jié)點。 因此形成獨立的桿支撐結構，所述獨立的桿支撐結構包括兩種類型的開口 例如加強元件 (“開放節(jié)點”)的較小的開口，所述開口能夠由相對較小的第二蒙皮元件封閉，以及例如窗的較大的開口，所述開口能夠由相對較大的第二蒙皮元件封閉。如上所述，這種類型的獨立的桿支撐結構例如可以由多邊形部分形成，所述多邊形部分各包括互相連接的至少三個第二桿元件，并且通過連接所述多邊形部分的角部或連接所述多邊形部分的側邊、或通過連續(xù)的第二桿元件而互相連接，所述連續(xù)的第二桿元件各在開口的兩個邊緣之間不間斷地延伸并且在交叉點處互相連接。在獨立的桿支撐結構和/或第二蒙皮元件中的開口和/或附接在所述開口中的加強元件也可以具有倒圓角部和/或可以是卵形的，例如橢圓形和/或圓形的。而且，復合外殼的第一桿元件可以形成正交格柵(orthogrid)或等格柵 (isogrid)。同樣，桿支撐結構的第二桿元件可以相互相關布置，使得所述第二桿元件形成正交格柵或等格柵。如果在復合外殼中的開口以及布置在所述開口中的桿支撐結構具有不是矩形而是多邊形的外部輪廓，那么從窗或門切口的可能性方面來說，提供了特定優(yōu)勢。


在下文中，將在示例性實施例和相關附圖的基礎上更詳細地解釋本發(fā)明，其中圖1示出了第一示例性實施例；圖2示出了第二示例性實施例，以及圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的航空器或航天器殼體的第三示例性實施例。
具體實施例方式圖1是復合外殼1的細節(jié)的透視圖。復合外殼1由兩組第一桿元件111、112和連接到所述第一桿元件111、112的第一蒙皮元件12組成。沿后部航空器機身的縱向方向延伸的第一桿元件112也稱為桁條；并且橫向于桁條且周向延伸的第一桿元件111也稱為翼肋。桿支撐結構2布置在復合外殼1中矩形開口中，并且由三組第二桿元件211、212、 213組成。第一組的第二桿元件211橫向于后部航空器機身的縱向方向延伸，類似于復合外殼的翼肋111。然而，第二桿元件布置成使得第二桿元件的相互間距只是第一桿元件的相互間距的一半。在桿支撐結構2的邊緣處接觸復合外殼1的第一桿元件111 (翼肋)的第一組的那些第二桿元件211通過配合元件M剛性連接到所述第一桿元件。布置在其之間的第一組的第二桿元件211在桿支撐結構2的邊緣處接觸復合外殼1的第一蒙皮元件12，并且通過配合元件M連接到所述第一蒙皮元件。因此，配合元件M可以通過不同的方式設計，這取決于它們是否產生從桿支撐結構2的桿元件到復合外殼1的桿元件或蒙皮元件或另一結構元件的過渡。相比之下，第二組的第二桿元件212和第三組的第二桿元件213對角延伸，也就是說，它們跟隨繞后部航空器機身的螺旋線。然而，第二組的第二桿元件212和第三組的第二桿元件213相互垂直地延伸，使得它們相互交叉，更具體地，恰好在第一組的第二桿元件 211處相互交叉。因此，三組中的每一組的第二桿元件211、212、213均在桿支撐結構2內的每個交叉點處被涉及。第二桿元件211、212、213通過處于這些交叉點處的節(jié)點元件23互相連接。第二組和第三組的第二桿元件212、213彼此相隔一定的距離布置，使得在桿支撐結構2的橫向邊緣處，所述第二組和第三組的第二桿元件212、213每隔兩個沿著復合外殼 1(桁條)的縱向方向延伸的第一桿元件112匯合，并且連接到所述第一桿元件112。由于三組第二桿元件211、212、213的相關布置，桿支撐結構2被劃分成三角形區(qū)域，所述三角形區(qū)域由第二蒙皮元件22封閉。在示例性實施例中，第二蒙皮元件22附接到桿支撐結構2的內表面，而復合外殼1的第一蒙皮元件12附接到復合外殼1的外表面。第二蒙皮元件22被安裝成使得它們在它們的邊緣處不受彎曲力矩和切向力。圖2是復合外殼1的細節(jié)的簡化平面圖。復合外殼1由兩組第一桿元件111、112 和連接到所述第一桿元件111、112的第一蒙皮元件12組成。桿支撐結構2布置在位于復合外殼1中的矩形開口中，并且由兩組第二桿元件 212,213 組成。第一組的第二桿元件212和第二組的第二桿元件213對角延伸，也就是說，它們跟隨繞后部航空器機身的螺旋線。然而，第一組的第二桿元件212和第二組的第二桿元件213 相互垂直地延伸，使得它們相互交叉。第一組和第二組的第二桿元件212、213彼此相隔一定的距離布置，使得在桿支撐結構2的橫向邊緣處，所述第一組和第二組的第二桿元件212、213與橫向于復合外殼1 (翼肋)的縱向方向延伸的桿元件111中的每一個匯合，而每隔僅一個沿復合外殼1(桁條)的縱向方向延伸的第一桿元件112，并且通過配合元件M連接到所述第一桿元件。由于兩組第二桿元件212、213的相關布置，桿支撐結構2被劃分成四邊形和三角形區(qū)域，所述區(qū)域各由第二蒙皮元件22封閉。在示例性實施例中，第二蒙皮元件22附接到桿支撐結構2的內表面，而復合外殼1的第一蒙皮元件12附接到復合外殼1的外表面。第二蒙皮元件22被安裝成使得它們在它們的邊緣處不受彎曲力矩和切向力。圖3是復合外殼1的細節(jié)的簡化平面圖。復合外殼1由兩組第一桿元件111、112 和連接到所述第一桿元件111、112的第一蒙皮元件12組成。桿支撐結構2布置在位于復合外殼1中的矩形開口中，并且由三組第二桿元件 211、212、213組成。第一組的第二桿元件211橫向于后部航空器機身的縱向方向延伸，類似于復合外殼的模板111。然而，所述第一組的第二桿元件以相隔第一桿元件111之間的距離的僅三分之一的間距相互相關布置。相比之下，第二組的第二桿元件212和第三組的第二桿元件213對角延伸，也就是說，它們跟隨繞后部航空器機身的螺旋線。第二組的第二桿元件212和第三組的第二桿元件213相互相關延伸，并且相關于第一組的第二桿元件211延伸，使得它們不在公共點處相互交叉，而是形成開放節(jié)點。在每個這樣的開放節(jié)點處形成的小開口通過加強元件25封閉，加強元件25在示例性實施例中為三角形。因此，三組中的各組的第二桿元件211、212、213在處于桿支撐結構2范圍內的每個開放節(jié)點處被涉及。在開放節(jié)點之間形成的大開口由第二蒙皮元件22封閉，其在示例性實施例中是窗，并且在變型(a)中是六邊形，但在變型(b)中是圓形。第二組和第三組的第二桿元件212、213彼此相隔一定的距離布置，使得在桿支撐結構2的橫向邊緣處，所述第二組和第三組的第二桿元件212、213與沿著復合外殼1 (桁條)的縱向方向延伸的第一桿元件112中的每一個匯合，并且連接到所述第一桿元件112 中的每一個。由于三組第二桿元件211、212、213的相關布置，桿支撐結構2被劃分成三角形區(qū)域和六邊形或圓形區(qū)域，所述區(qū)域由加強元件25或第二蒙皮元件22封閉。在示例性實施例中，第二蒙皮元件22附接到桿支撐結構2的內表面，而復合外殼1的第一蒙皮元件12附接到復合外殼1的外表面。第二蒙皮元件22被安裝成使得它們在它們的邊緣處不受彎曲力矩和切向力。附圖標記列表1復合外殼111第一桿元件(翼肋)112第一桿元件(桁條)12第一蒙皮元件2桿支撐結構211第二桿元件(外圍的)212第二桿元件(對角的)213第二桿元件(對角的)22第二蒙皮元件23節(jié)點元件24配合元件25開放節(jié)點，加強元件
權利要求
1.一種航空器或航天器殼體，所述航空器或航天器殼體包括復合外殼(1)，所述復合外殼(1)由第一桿元件(111,11 或夾層核心元件和第一蒙皮元件(1 形成，所述第一蒙皮元件(1 連接到所述第一桿元件(111,11 或夾層核心元件，使得所有外部荷載由所述第一桿元件(111,11 或夾層核心元件和所述第一蒙皮元件(1 共同接收，其中，所述復合外殼(1)具有至少一個用于窗、門等的開口，其特征在于，由至少兩組第二桿元件011， 212,213)構成的桿支撐結構(2)布置在所述復合外殼(1)中的所述開口中，其中屬于同一組的第二桿元件(211，212，213)相互平行布置，并且屬于不同組的第二桿元件011，212， 213)相互非平行布置，所述第二桿元件(211，212，21；3)在所述開口的邊緣處連接到所述復合外殼(1)，并且第二蒙皮元件0 布置在由第二桿元件(211，212，21 定界的每個局部開口中，使得所述第二蒙皮元件的自由邊緣不受彎曲力矩和切向力，使得所有外部荷載僅從所述第二桿元件011，212，213)重定向到所述復合外殼中。
2.如權利要求1所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構(2)是獨立的桿支撐結構0)，通過將所述桿支撐結構(2)的第二桿元件(211，212，213)連接到所述復合外殼(1)、特別地所述第一桿元件(111,11 和/或蒙皮元件(1 而將所述獨立的桿支撐結構(2)插入到所述復合外殼(1)中的所述開口中。
3.如權利要求1或權利要求2所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構的至少兩個第二桿元件011，212，213)通過節(jié)點元件03)互連。
4.如權利要求1至3中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構( 包括星形部分，所述星形部分各包括在一側互連的至少三個第二桿元件011，212， 213)，并且所述星形部分通過連接所述第二桿元件011，212，213)的自由端而互連。
5.如權利要求1至4中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構( 包括多邊形部分，所述多邊形部分各包括至少三個互連的第二桿元件011，212， 213)并且通過連接它們的角部而互連。
6.如權利要求1至5中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構( 包括多邊形部分，所述多邊形部分各包括至少三個互連的第二桿元件011，212， 213)并且通過連接它們的側邊而互連。
7.如權利要求1或權利要求2所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述桿支撐結構由連續(xù)的第二桿元件011，212，213)構成，并且所述第二桿元件011，212，213)各在所述復合外殼(1)中的所述開口的兩個邊緣之間不間斷地延伸并且在交叉點處互連。
8.如權利要求1至7中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，至少一個交叉點設計成開放節(jié)點，其中至少三個第二桿元件(211，212，21；3)相對于彼此布置成使得形成由所述第二桿元件011，212，213)限定的多邊形節(jié)點。
9.如權利要求1至8中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，至少一個第二蒙皮元件0 具有倒圓的角部或者是橢圓形或圓形的。
10.如權利要求1至9中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述第一桿元件(111，112)形成正交格柵。
11.如權利要求1至9中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述第一桿元件(111，112)形成等格柵。
12.如權利要求1至11中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述第二桿元件011，212，213)形成正交格柵。
13.如權利要求1至11中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述第二桿元件011，212，213)形成等格柵。
14.如權利要求1至13中任一項所述的航空器或航天器殼體，其特征在于，所述復合外殼(1)中的所述開口和布置在所述開口中的所述桿支撐結構(2)具有不是矩形而是多邊形的外部輪廓。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種航空器或航天器殼體，包括復合外殼(1)，復合外殼由第一桿元件(111，112)或夾層核心元件和第一蒙皮元件(12)構成，所述第一蒙皮元件連接到第一桿元件或夾層核心元件，使得所有外部荷載由第一桿元件或夾層核心元件和第一蒙皮元件共同接收，復合外殼具有至少一個用于窗、門等的開口，其特征在于，在復合外殼中的開口中布置由至少兩組第二桿元件(211，212，213)構成的桿支撐結構(2)，其中屬于同一組的第二桿元件相互平行布置，并且屬于不同組的第二桿元件相互非平行布置，第二桿元件在開口的邊緣處連接到復合外殼，并且在由第二桿元件定界的每個局部開口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由邊緣不受彎曲力矩和切向力，使得所有外部荷載僅從第二桿元件重定向到復合外殼中。
文檔編號B64C1/08GK102481973SQ201080032323
公開日2012年5月30日 申請日期2010年12月30日 優(yōu)先權日2009年12月30日
發(fā)明者馬蒂亞斯·格茨 申請人:Ima材料研究與科技應用有限公司