用于飞行器的机身结构和飞行器制造技术

本发明专利技术描述了一种用于飞行器(100)的机身结构(1)，所述机身结构具有机身容器(2)和设置在所述机身容器(2)的末端区域(2B)中的压力隔框(4)，所述压力隔框具有平坦延伸的中部区域(41)和在径向方向(Q)上连接到所述中部区域(41)并且包围所述中部区域的连接区域(42)，所述连接区域紧固在所述机身容器(2)处。所述压力隔框(4)关于纵向(L)将所述机身容器(2)分成用于以内压力(P1)加载的第一区域(21)和用于以外压力(P2)加载的第二区域(22)，所述外压力小于所述内压力(P1)。所述压力隔框(4)的所述中部区域(41)具有朝向所述机身容器(2)的所述第一区域(21)的拱起部。

Fuselage structure and aircraft for aircraft

The present invention describes a fuselage structure (1) for an aircraft (100). The fuselage structure has a fuselage container (2) and a pressure compartment (4) arranged in the terminal area (2B) of the fuselage container (2), which has a flat extended central area (41) and a connecting area (42) connected to the central area (41) in the radial direction (Q) and surrounds the central area. The connecting area is fastened at the fuselage container (2). The pressure compartment (4) divides the fuselage vessel (2) into a first area (21) for internal pressure (P1) loading and a second area (22) for external pressure (P2) loading with respect to the longitudinal (L), and the external pressure is less than the internal pressure (P1). The middle area (41) of the pressure compartment (4) has an arch towards the first area (21) of the fuselage container (2).

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的机身结构和飞行器
本专利技术涉及一种用于飞行器的机身结构以及一种飞行器。
技术介绍
在飞行器的机身结构内部通常设置有压力舱或受压区域，在飞行过程中，在该压力舱或受压区域中几乎恒定的内压力占主导。这些受压区域，例如客舱或行李舱，借助于所谓的压力隔框(Druckspante)与相应存在的环境压力在其中占主导的非受压区域以压力密封的方式分离。通常，压力隔框设置在机身机构的后端区段中，并且借助于紧固设备紧固在机身结构处。因为依据飞行高度在受压的和非受压的区域之间出现的压力差可能相对较大，压力隔框自身以及相关联的紧固设备在机械上受到强烈负载。在此已经证明朝向非受压区域拱起的穹顶或拱顶形的压力隔框是有利的。例如EP3064430A1描述了具有此类压力隔框的飞行器的机身。因为在位于压力隔框之后的非受压区域中通常设置有飞行器的系统部件(例如用于操纵飞行器的控制面的运动装置)，所希望的是，压力隔框尽可能少地伸入这个区域中。此外希望的是，压力隔框尽可能远地设置在机身结构的末端处，以便获得尽可能大的、经济上可用的受压区域。在US5,899,412A中，对应地描述了呈平坦的盘形式的压力隔框。为了在机械上加固这个压力隔框，设置了多个径向延伸的腹板。
技术实现思路
本专利技术的目的是，以改进的且尤其节省空间的方式将压力隔框整合到飞行器的机身结构中。此目的分别通过根据本专利技术的一种用于飞行器的机身结构和一种飞行器实现。有利的设计和改进方案结合说明书得出。根据本专利技术的第一方面，提出一种用于飞行器(例如飞机)的机身结构。所述机身结构具有在纵向上延伸的机身容器以及设置在所述机身容器的末端区域中的压力隔框。所述压力隔框具有平坦延伸的中部区域和在径向方向上连接到所述中部区域并且包围所述中部区域的连接区域，所述连接区域紧固在所述机身容器处。所述压力隔框(也可以称为压力半球盖(Druckkalotte))关于所述纵向将所述机身容器分成用于以内压力加载的第一区域和用于以外压力加载的第二区域，所述外压力小于所述内压力。尤其所述压力隔框的所述中部区域具有朝向所述机身容器的所述第一区域的拱起部。即，根据本专利技术设置具有长形的、例如柱状的或部分圆锥形的机身容器，所述机身容器限定内部空间。内部空间的第一区域设置为受压区域，即在其中可以设定与飞行器的飞行高度无关的恒定内压力的区域。内部空间的第二区域设置为非受压区域，即其压力与相应的环境压力大致对应的区域，该环境压力在飞行器的飞行过程中典型地小于在第一区域中的压力。机身容器的第一和第二区域在纵向上通过拱起的、平坦延伸的压力半球盖或压力隔框划分。另外，压力隔框通过连接区域借助于紧固设备(例如铆钉、螺栓、夹具等)紧固在机身容器处。压力隔框尤其具有拱起的或弯曲地走向的、平坦延伸的中部区域，该中部区域在径向方向上被连接区域包围。根据本专利技术，压力隔框设置在机身容器内部，使得中部区域向第一区域内拱起或隆起。也就是说，从机身容器的第一区域看，压力隔框的中部区域凸出地弯曲。以此方式可以将压力隔框的连接区域与在通常的压力隔框组件(其中该连接区域从第一区域看凹形地弯曲)中的连接区域相比设置成关于纵向朝向机身容器的第二区域更远设置。这提供了扩大第一区域的优点。同时，由于压力隔框的有机械耐受性的拱起的形式，相对于盘状的压力隔框设计而言，为了机械加固可能需要的加固结构(如杆或肋)的数量减少。压力隔框具有中轴线，该中轴线延伸穿过压力隔框或压力半球盖的面中心，其中中轴线与径向方向彼此垂直。任选地，压力隔框可以设计为关于中轴线点对称的构件。压力隔框在机身容器中被设置为，使得中轴线沿着机身容器的纵向延伸。根据机身结构的一个实施方式提出，所述拱起方向在所述压力隔框的环周边缘的两个点之间两次改变，所述两个点在径向方向上彼此相反。于是，压力隔框具有凸出地弯曲的区域和凹入地弯曲的区域。由此在压力隔框沿着中轴线的节省空间的尺寸下实现了机械上有利的应力分布。尤其可以提出，所述压力隔框的所述中部区域在相对于所述径向方向而言的内部区域中朝向所述机身容器的所述第一区域拱起，即从所述第一区域看凸出地拱起，并且在相对于所述径向方向而言的外部区域中朝向所述机身容器的所述第二区域拱起，即从所述第一区域看凹入地拱起。在此任选地提出，所述压力隔框的所述中部区域的所述内部区域形成为平台。在此，所述中部区域的所述内部区域的曲率半径在径向方向上变小。以此方式，压力隔框的扩展范围沿着其中轴线进一步变小。根据机身结构的另一个实施方式，所述压力隔框的所述中部区域穹顶状地拱起。由此，中部区域总体上或者在中部区域的内部区域中具有恒定的曲率半径或是半球盖形地拱起的。这种设计具有特别大的机械稳定性。根据另一个实施方式可以提出，所述压力隔框的所述连接区域平坦地延续所述中部区域的走向。即，连接区域由此延续了中部区域的曲率走向。由此有利地降低了在连接区域与中部区域之间的过渡区域中的应力。替代于此，所述连接区域可以形成为楔形的。在此设置具有楔形横截面的、构成压力隔框的环周封闭部的结构作为连接区域。由此还可以有利地避免应力。根据机身结构的另一个实施方式，所述压力隔框的所述中部区域和连接区域一体式地形成。根据另一个实施方式，所述压力隔框由纤维复合材料或金属材料构成。作为金属材料可以考虑例如铝合金。作为纤维复合材料尤其可以使用纤维增强的塑料，例如用碳或玻璃纤维增强的热塑性或硬质材料。根据本专利技术的另一个方面，提出一种飞行器，所述飞行器具有根据上述实施方式之一的机身结构。压力隔框在此尤其可以设置在机身结构的末端区段中，例如在飞行器的尾部附近。在此，机身容器的第一区域尤其可以构成飞行器的客舱和/或货舱。根据飞行器的另一个实施方式，在所述机身容器的所述第二区域中设置有系统部件。系统部件尤其可以为用于操纵飞行器的空气动力学控制面的杆组件。关于方向信息和轴线，尤其涉及物理结构的走向的方向信息和轴线，在本文中轴线、方向或结构“沿着”另一条轴线、方向或结构的走向理解为，尤其在所述结构的相应位置中产生的切线分别以小于45度、优选小于30度的角度并且尤其优选彼此平行地走向。关于方向信息和轴线，尤其涉及物理结构的走向的方向信息和轴线，在本文中轴线、方向或结构“横向于”另一条轴线、方向或结构的走向理解为，尤其在所述结构的相应位置中产生的切线分别以大于或等于45度、优选大于或等于60度的角度并且尤其优选彼此垂直地走向。在本文中“一体式”、“单件式”、“整合地”或“一件式”形成的部件一般理解为，这些部件作为构成一个材料单元的单一部分而存在并且尤其如此制造，其中一个部件不能在没有消除材料内聚性的情况下从另一个部件脱开。附图说明下文中将参照附图阐释本专利技术。图中示出：图1示出根据本专利技术实施例的飞行器的示意图；图2示出根据本专利技术实施例的机身结构的示意性截面图；图3示出根据本专利技术实施例的机身结构的压力隔框的俯视图；图4示出压力隔框的一个实施例的示意性截面图，该截面图在沿着图3中标注的线A-A的截面处产生；图5示出压力隔框的另一个实施例的示意性截面图，该截面图在沿着图3中标注的线A-A的截面处产生；图6示出压力隔框的另一个实施例的示意性截面图，该截面图在沿着图3中标注的线A-A的截面处产生；图7示出压力隔框的另一个实施例的示意性截面图本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器(100)的机身结构(1)，具有：在纵向(L)上延伸的机身容器(2)和设置在所述机身容器(2)的末端区域(2B)中的压力隔框(4)，所述压力隔框具有平坦延伸的中部区域(41)和在径向方向(Q)上连接到所述中部区域(41)并且包围所述中部区域的连接区域(42)，所述连接区域紧固在所述机身容器(2)处；其中所述压力隔框(4)关于所述纵向(L)将所述机身容器(2)分成用于以内压力(P1)加载的第一区域(21)和用于以外压力(P2)加载的第二区域(22)，所述外压力小于所述内压力(P1)；并且其中所述压力隔框(4)的所述中部区域(41)具有朝向所述机身容器(2)的所述第一区域(21)的拱起部。

【技术特征摘要】
2017.10.25 DE 102017219073.61.一种用于飞行器(100)的机身结构(1)，具有：在纵向(L)上延伸的机身容器(2)和设置在所述机身容器(2)的末端区域(2B)中的压力隔框(4)，所述压力隔框具有平坦延伸的中部区域(41)和在径向方向(Q)上连接到所述中部区域(41)并且包围所述中部区域的连接区域(42)，所述连接区域紧固在所述机身容器(2)处；其中所述压力隔框(4)关于所述纵向(L)将所述机身容器(2)分成用于以内压力(P1)加载的第一区域(21)和用于以外压力(P2)加载的第二区域(22)，所述外压力小于所述内压力(P1)；并且其中所述压力隔框(4)的所述中部区域(41)具有朝向所述机身容器(2)的所述第一区域(21)的拱起部。2.根据权利要求1所述的机身结构(1)，其中拱起方向在所述压力隔框(4)的环周边缘(40)的两个点(X1，X2)之间两次改变，所述两个点在径向方向(Q)上彼此相反。3.根据权利要求2所述的机身结构(1)，其中所述压力隔框(4)的所述中部区域(41)在相对于所述径向方向(Q)而言的内部区域(43)中朝向所述机身容器(2)的所述第一区域(21)拱起并且在相对于所述径向方向(Q)而言的外部区域(44)中朝向所述机...

【专利技术属性】
技术研发人员：梅米什·蒂尔亚基，赫尔曼·本廷，沃尔夫冈·埃尔肯，
申请(专利权)人：空中客车德国运营有限责任公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE