一种用于制造飞机机身隔间的机身隔间部分目的的壳体段

摘要

本发明涉及用于制造飞机机身隔间的机身隔间部分的壳体段(19)，包括至少一个蒙皮区域(20)及许多布置在其上的纵向加劲构件，特别是纵梁(21-24)和至少一个横向加劲元件，特别是至少一个框架(26)，其基本横向于纵向加劲构件地延伸。因为所述至少一个横向加劲元件同所述至少一个蒙皮区域(20)的连接是由至少一个连接支架(1，27-29)实现，其中所述至少一个连接支架(1，27-29)包括至少一个起皱(9)，所以在先前已知的壳体段实施例中要求的用于吸收框架的倾斜力矩的角度支架可以被略去。通过此方法，显著的重量减少以及显著的生产复杂度的降低是可能的。

说明书

本发明涉及用于制造飞机机身隔间的机身隔间部分目的的壳体段，带有至 少一个蒙皮区域及许多布置在其上的纵向加劲构件，特别是纵梁；还有至少一 个横向加劲元件，特别是至少一个框架，其相对于纵向加劲构件基本上是横向 地延伸。

在现代飞机结构中，铝形式结构的机身隔间是通过将许多近似桶形的机身 部分一个接一个地串联放置而形成的，这种结构会继续广泛地应用。机身部分 自身通常由至少两段壳体段构成，该壳体段沿着纵向缝结合成一体以形成机身 部分。壳体段自身有许多纵向的加劲构件，特别是纵梁，其在相关蒙皮区域上 与飞机机身隔间的纵向轴线平行地延伸，用以加劲目的。环形框架，或环形框 架段，相对这些纵向加劲构件是横向地延伸。环形框架与蒙皮区域及纵向加劲 构件的机械连接通过采用连接支架以及许多支撑支架来完成。支撑支架，优选 地设置于纵向加劲构件和环形框架之间的交叉点处，特别地防止了在高载荷下 的环形框架的倾斜或弯曲。。

根据例如DE 10 2007 044 386 A1，已知一种用于加固飞机或宇宙飞船的外 蒙皮的结构性部件和方法。此处，环形框架到蒙皮区域的连接是采用一种成形 为有角的底脚元件实现的，其设置在框架轮廓和纵梁轮廓之间的交叉区域，其 具有近似U形的切口，以允许纵梁轮廓可以通过。底脚元件的切口被支撑在塑 性材料制成的隔板上，而该隔板进而在至少一些区域中以配装在纵梁的头部区 域的形式被定位在环形框架和纵梁轮廓之间的交叉区域中。然而这种方法的缺 点在于以下事实：所披露的设计仅实现了对纵梁的支撑，因此，像以前一样还 需要提供单独的框架支撑(所谓的“固着楔子”)来支撑框架。

本发明的目的是创造相对先前已知技术而言结构设计更加简单的壳体段， 用于飞机机身隔间的生产中机身部分的制造，并同时确保抵抗环形框架倾斜或 弯曲的足够安全性。

本目的通过带有权利要求1的特征的壳体段来实现。

因为至少一个横向加劲元件同至少一个蒙皮区域的连接是采用至少一个连 接支架实现的，其中连接支架具有至少一个起皱，所以与先前已知的技术方案 相比，该壳体段的结构设计更加简单，因为在交叉区域中，在任何情况下，纵 向加劲构件和横向加劲元件之间仅需一个本发明设计的连接支架。除了其将框 架机械地连接到蒙皮区域形式的主要功能外，连接支架还确保负载下的环形框 架的任何倾斜或弯曲都将被可靠地阻止。本发明配置的连接支架可在以传统的 铝构造形式制造的壳体段和在至少一些区域采用纤维增强复合材料制造的壳体 段中都可以应用。

在壳体段优选实施例中，规定了至少一个连接支架具有框架附接面和蒙皮 附接面，两者以45°至135°的角度彼此相连。

通过此方法，特别是在静态载荷下，提供了横向加劲元件与相关蒙皮区域 的最佳连接。角度的值的范围优选地在70°至110°之间(≈90°±20°)。如果连 接支架安装在在机身隔间结构，即机身隔间蒙皮，的强烈球形弯曲的区域内， 也就是说，在至少一个维度弯曲的区域内，尤其还需要该范围以外的值。

在本发明进一步优选结构中，规定了在框架附接面的区域和在蒙皮附接面 的区域内形成至少一个起皱。

通过此方法，带来了连接支架的附接面间的高刚度，这样，可以可靠地阻 止借此附接在相关蒙皮区域上的环形框架的任何倾斜或弯曲。

根据壳体段进一步优选实施例，规定了至少一个起皱具有两个侧翼面，该 两个侧翼面以近似30°至120°之间的角度在顶点线区域内彼此相连。

该几何结构配置的结果是连接支架具有非常高承载能力。进一步地，该几 何结构允许连接支架以可接受水平的生产工程付出，采用金属材料和纤维增强 复合材料进行制造。

进一步规定了起皱的顶点线与蒙皮附接面呈95°至145°之间的角度。

该角度范围的结果是，由于形成的起皱，可获得连接支架的框架附接面和 蒙皮附接面间的最大支撑作用。

壳体段进一步优选配置为纵向加劲构件与至少一个蒙皮区域呈一体性设 计，并且横截面的几何形状近似梯形的。

通过此方法，蒙皮区域和纵向加劲构件都能以可接受水平的生产工程付出、 采用纤维增强复合材料，特别地采用碳纤维增强环氧树脂进行制造。对于传统 铝合金和/或钛合金应用在蒙皮区域和/或纵向加劲构件的制造中的情形而言，纵 向加劲构件可具有几乎任何合适的横截面几何形状。例如，已知技术中的纵梁 轮廓，有L形的、Z形的、T形的或Ω形的横截面几何形状，其可发展作为纵 向加劲构件。

根据壳体段的进一步配置，至少一个蒙皮区域和纵向加劲构件是采用碳纤 维增强塑料材料，特别地，采用碳纤维增强环氧树脂形成的。

该配置的结果是与传统的金属构造形式相比，该构造带来了重量优势。此 外在个别情形中可获得更高的强度。此外，壳体段对腐蚀的易受影响度降低， 因此，在整个服务寿命周期中，与由此生产的飞机机身隔间相关的检测和维护 付出的程度是显著地降低的。用于进一步加固壳体段必需的横向加劲元件可以 类似地采用纤维增强复合材料和/或采用金属材料，特别地采用铝合金材料和/ 或钛合金材料来形成。

根据本发明的进一步实施例，至少一个连接支架采用碳纤维增塑料材料， 特别地采用碳纤维增强环氧树脂材料和/或碳纤维增强热塑性塑料材料进行制 造。

由此带来了一个显著的潜在的整体重量节省，并且此外，腐蚀特征得以改 进，特别是如果布置在壳体段上的至少一个蒙皮区域和纵向加劲构件都采用此 类纤维增强复合材料进行制造的话。

在壳体段进一步优选实施例中，规定了至少一个连接支架通过连接元件， 特别地采用铆钉和/或螺栓，和/或借助于粘合接合，与至少一个横向加劲元件和 至少一个蒙皮区域进行连接。

该连接支架、其上布置有纵向加劲构件的蒙皮区域和相关的横向加劲元件 之间的这种机械复合的结果是，在与负载相关的所有空间方向上，产生了壳体 段的非常高的机械负载能力。

对于壳体段的其上布置有纵向加劲构件的蒙皮区域、连接支架和横向加劲 元件采用，例如，碳纤维增强环氧树脂或碳纤维增强热塑性塑料材料，进行制 造的情况而言，部署的连接元件通常应当采用钛合金进行制造，以阻止不希望 的腐蚀效果。

壳体段的进一步实施例设想，在各种情况中，连接支架都被设置在每对纵 向加劲构件和相关的横向加劲元件之间。

通过此方式，提供了横向加劲元件到壳体段蒙皮区域的一致连接，从而与 力的分布相一致。

图中：

图1显示了根据本发明配置的连接支架的立体图，

图2显示了连接支架沿图1中的切线Ⅱ-Ⅱ的横截面图，

图3显示了连接支架沿图1中的切线Ⅲ-Ⅲ的横截面图，

图4显示了壳体段的透视图。

图中在各种情况下，相同的设计元件具有相同的附图标记。

图1显示了根据本发明配置的连接支架的立体图。

连接支架1的特征为框架附接面2和蒙皮附接面3，其以近似90°的角度与 框架附接面连接起来。框架附接面2和蒙皮附接面3都有近似矩形的基础(base) 几何形状，其中，与蒙皮附接面3相比，框架附接面2的特征为表面积至少是 蒙皮附接面的3倍大。

在框架附接面2的上部区域4有许多孔，以其中的一个孔作为所有的其它 孔的代表，其附图标记为5。相应地，蒙皮附接面3类似地拥有具有许多孔， 其中的一个孔作为所有的其它孔的代表，其附图标记为6。孔5、6用于借助连 接支架1，在部署了连接元件，诸如，例如，铆钉或螺栓的情况下，将壳体段的 框架(未示出)与蒙皮区域(同样未示出)连接在一起。对于采用粘合剂来实 现接合在一起的情况而言，孔有时可以省去。为了提高冗余级别，所述部件的 连接可同时采用连接元件和额外的粘合剂连接来实现。在上部区域4中，两个 近似四分之一圆的切口7、8被引入至框架附接面2。在各种情况下，切口7、8 均被布置在框架附接面2的、未标识的上部(预期的)角区域的区域中。根据 本发明，连接支架1的特征在于包括至少一个起皱9。该起皱9在框架附接面 2的区域中和蒙皮附接面3的区域中形成，并连接连接支架1的两个所述表面。 起皱9的表面几何形状近似对应于带有两个侧翼面10、11和顶点线12的半圆 锥的尖部的几何形状。在连接支架边缘13、14与起皱9的相应起始部之间，在 每个情况中都有一个小间隔距离15、16。

连接支架1可例如由最初的平面金属薄板坯料通过合适的成型工艺进行一 体成型制造。该薄板坯料可，例如，由铝合金、钛合金、不锈钢合金或任何这 些材料的合适的组合进行制造。可选地，连接支架1可以由纤维增强复合材料， 例如，采用碳纤维增强环氧树脂和/或碳纤维增强热塑性塑料，进行一体成型制 造。

图2显示了连接支架沿图1中的切线Ⅱ-Ⅱ的横截面图，

如图2所示，连接支架1的两个侧翼面10、11在起皱9的区域中呈优选地 为70°的角度17。通过此方法，在框架附接面2和蒙皮附接面3间获得最佳抗 扭刚度。在顶点线12的区域，起皱具有近似半圆形的横截面几何形状。角度17 的值的适合范围为60°至80°之间。

图3显示了连接支架沿图1中的切线Ⅲ-Ⅲ的横截面图。可以看出，起皱9 的顶点线12和蒙皮附接面3形式的水平面之间呈近似为100°的角18。与此不同 的在95°至145°角度范围的角度值也是可能的。此处，起皱9从框架附接面2 开始，以此角度延伸至蒙皮附接面3。此处，框架附接面2的边缘13和起皱9 的开始端之间的间隔距离15优选地大于到蒙皮附接面3的边缘14的对应间隔 距离16。

图4显示了根据本发明设计的带有上述连接支架的壳体段局部部分的透视 图。

除其它功能外，壳体段19还包括，其上布置有4个作为纵向加劲构件的纵 梁21至24的蒙皮区域20。纵梁21至24有利地彼此平行地安置，以均匀的距 离间隔位于其下方的蒙皮区域20上。它们在各种情况下都有近似梯形的横截几 何形状，并与蒙皮区域20呈一体设计。通常，至少两个，然而也可以是四个， 且其中每一个都是根据所示的壳体段19设计的壳体段，沿纵向缝结合以形成近 似桶状的机身部分，纵向缝与纵梁21至24平行。完整的飞机机身隔间最终通 过采用创建横向缝将多个机身部分连接在一起而形成。

坐标系统25阐述了在空间中的所示部件的位置。坐标系统25的x轴方向 对应于飞机机身隔间的纵轴线，即，飞机的飞行方向。Z轴方向对应于飞机机 身隔间的垂直轴线且总是指向背离地面或地板的方向。坐标系统25的y轴方向 近似地与未显示的飞机的翼面的轴线方向相平行。

横向于纵梁21至24的方向，框架26通过三个本发明配置的连接支架27 至29附接在壳体段19上作为横向加劲元件。图4中的3个连接支架27至29 的结构配置确切地对应于在图1至图3中已经阐述的连接支架1的结构设计配 置。3个连接支架27至29、框架26和蒙皮区域20间的机械连接可最佳地通过 使用粘合剂、铆钉或螺栓或所述各种连接的任意合适组合来实现。连接支架27 至29在各种情况下都位于彼此平行的两个纵梁之间。

部署本发明配置的连接支架27至29的结果是，框架26中关于坐标系25 的y轴方向的力矩被吸收和传递至蒙皮区域20，从而，框架26的任何倾斜或弯 曲，特别地在高载荷的情况下，被可靠地阻止。此外连接支架27至29具有不 再需要额外的支撑支架用于吸收框架26的倾斜力矩的优点。

相比先前已知的技术，通过这种方法，壳体段19的重量和所需生产付出可 显著地减少。除了其将框架26与蒙皮区域20相连接的单纯功能外，连接支架 27至29同时还允许将任何倾斜力矩从框架26转移至蒙皮区域20。

在壳体段19的优选实施例中，蒙皮区域20、纵梁21至24、框架26和连 接支架27至29都采用纤维增强塑料材料，特别地，采用碳纤维增强环氧树脂 进行制造。可选地，至少连接支架27至29，采用碳纤维增强热塑性塑料材料是 可能的。然而原则上，壳体段19还可以传统的金属形式的结构，例如，采用现 有技术的铝合金来进行制造。

通常，壳体段19的特征在于，包括多个框架和相应地明显更多数量的连接 支架。壳体段19的长度可达40米，而壳体段19的周向长度可达10米。采用4 个周向长度为，例如9米的壳体段，可制造例如现有技术中4壳体构造形式的 直径超过11米的飞机机身隔间的机身部分—假定所要形成的机身部分的横截面 几何形状是近似圆形，且在各种情况中，壳体段的周向长度近似相同。原则上， 壳体段周向长度可彼此不同，且甚至可以局部地变化，即，它们可以具有偏离 圆形或偏离圆形段的形状的曲率程度。可选地，机身部分还可以采用近似半圆 形壳体段的半壳体构造形式进行制造。

附图标记列表

1、连接支架

2、框架附接面

3、蒙皮附接面

4、上部区域(框架附接面)

5、孔(框架附接面)

6、孔(蒙皮附接面)

7、切口(框架附接面)

8、切口(框架附接面)

9、起皱

10、侧翼面

11、侧翼面

12、顶点线

13、边缘(框架附接面)

14、边缘(蒙皮附接面)

15、间隔距离(起皱/边缘)

16、间隔距离(起皱/边缘)

17、角(起皱侧翼面)

18、角(顶点线/蒙皮附接面)

19、壳体段

20、蒙皮区域

21、纵梁

22、纵梁

23、纵梁

24、纵梁

25、坐标系

26、框架

27、连接支架

28、连接支架

29、连接支架