用于航空器或航天器的外壳部件制造技术

本发明专利技术涉及一种用于航空器或航天器的外壳部件（１００）。所述外壳部件包括蒙皮区域（１０２）；布置在所述蒙皮区域（１０２）上的多个桁条（１０４）；包括纤维复合材料并且被布置为跨过所述桁条（１０４）的框架（１０６）；以及包括延性材料和紧固到所述蒙皮区域的多个底脚部分（１１１－１２０）的框架连接结构（１４１－１４７）。每个底脚部分整体地过渡到通过相关联的紧固夹（１２１－１２７）被紧固到所述框架的台肩部分（１３１－１３７），与所述底脚部分相关联的所述紧固夹横跨所述桁条沿着所述框架基本没有缝隙地延伸。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种用于航空器或航天器的外壳部件。本专利技术进一步涉及一种航空器或航天器，并涉及包括这种类型的外壳部件的航空器或航天器的机身部分。
技术介绍
虽然可适用于任何包括增强外蒙皮的轻质构造，但本专利技术及其所基于的问题将参考航空器的机身外壳的各部件进行更详细地解释。在航空器构造中，机身结构通常由增强的蒙皮壁板、框架、用于客舱地板的横梁和用于货舱区域的横梁或格构制造。单独的部件通常由金属，例如由铝或铝合金制造，并经由铆钉或螺栓被连接。如果机身圆筒垂直地与地面碰撞，则冲击能量的很大一部分通过在冲击力作用下逐渐变形的金属部件的塑弹性特性被吸收，因而确保乘客的安全。然而，当制造承重机身机构时，由于在相同的强度和刚度的情况下可获得更轻的航空器总重量以及由此带来的飞行操作期间更低的能量消耗，金属材料越来越多地被纤维复合材料，特别是被碳纤维增强塑料材料(CFRP)取代。虽然金属材料在过载时弹性地逐渐变形并吸收能量，但在纤维复合材料，特别是 CFRP的情况下，材料突然断裂，而具有非常低的能量吸收。在机身圆筒与地面碰撞的情况下，这种脆性特性在已吸收的不足的冲击能量的情况下导致该结构的很大一部分的突然失效。
技术实现思路
因此，本专利技术的目的在于通过较低的总重量在过载情况下改进航空器机身结构的能量吸收特性，特别是在该结构基本由纤维复合材料制造时。根据本专利技术，该目的通过具有权利要求1各特征的用于航空器或航天器的外壳部件来实现。本专利技术所基于的想法在于，在包括由桁条增强的蒙皮壁板和包括纤维复合材料并因而具有低的固有重量的框架的外壳部件中，提供包括易延展材料的框架连接结构，该框架连接结构将所述框架连接到所述蒙皮壁板，在给定的长度范围内跨过所述桁条，并且以基本连续的方式在该长度范围内增强所述框架。为了将所述框架连接到所述蒙皮壁板，所述框架连接结构包括多个底脚部分，该多个底脚部分固定到所述蒙皮壁板并且例如分别在布置在两个桁条之间的区域中直接接触所述蒙皮壁板。可替换地或除了直接固定到所述蒙皮壁板之外，所述底脚部分还可间接固定到所述蒙皮壁板，例如通过固定到所述桁条的一部分或者通过插入到所述蒙皮壁板和所述底脚部分之间的连接件。所述底脚部分分别整体地过渡到横跨相关联的固定跨度地固定到所述框架的台肩部分。在这种情况下，术语“固定跨度”是指沿所述框架的延伸范围通过在所述台肩部分和所述框架之间的固定点被安装的部分。不同的底脚部分可以横跨相应不同的固定跨度过渡到不同的相关联的台肩部分，并且不同的底脚部分也可以过渡到通常与其相关联的相同的台肩部分。在此情形下，如果多个台肩部分与所述底脚部分相关联，则相关联的固定跨度通过彼此互搭或不带有任何实质缝隙地彼此邻接沿所述框架横跨所述长度范围基本连续地被补充。如果仅有一个共用台肩部分与所述底脚部分相关联，则其独自横跨所述长度范围，即横跨所述桁条延伸。在过载情况下(例如在航空器机身与地面碰撞的情况下)，如果所述框架的纤维复合材料在横跨其长度区域的任何点突然失效(其以这种方式基本连续地被增强)，则所述框架连接结构的延性材料进行弹性变形并因而可能在该点处进行冲击能量的吸收。所述框架连接结构因而实现双重功能将所述框架连接到所述蒙皮壁板并在过载的情况下吸收能量。这可以对所述外壳部件提供改进的能量吸收特性，而不会通过附加的增强部件增加其重量。在优选展开中，所述延性材料被形成为金属材料。这能实现高稳定性。所述金属材料优选为钛或钛合金，因而提供特别好的稳定性、延展性和抗腐蚀性。在进一步优选展开中，所述延性材料被形成为热塑性聚合物。这能实现特别轻的构造。所述热塑性聚合物优选为纤维增强，以获得增加的稳定性。纤维增强物可包括长纤维和短纤维(例如1-5厘米)。在进一步优选展开中，所述延性材料被形成为短纤维增强的热固性材料。这能实现所述外壳部件的轻质构造并具有良好热稳定性。例如，所述短纤维为大约1-5厘米长。所述短纤维增强的热固性材料展示出准易延展特性，这是由于短纤维在过载情况下从聚合体基体中被拔出并且可吸收能量，这改进了过载情况下的能量吸收。在优选展开中，所述固定跨度沿着所述框架彼此互搭。首先，这增大了所述框架与所述框架连接结构之间的连接部的稳定性。在优选展开中，所述台肩部分沿着所述框架彼此互搭。因而，相邻的台肩部分以特别刚性的方式互相连接，通过这样的方式，即使所述框架在所述互搭区域中失效，相邻的台肩部分也保持互相连接并可吸收冲击能量。在优选展开中，至少两个台肩部分经由共用固定元件被固定到所述框架。给定连接稳定性所需要的固定元件的数量因此特别低，这减小了所述外壳部件的重量。在进一步优选展开中，至少两个底脚部分整体地被连接到相同的台肩部分。因此获得特别高的强度水平。在优选展开中，所述多个桁条包括至少五个桁条。所述框架连接结构因而能够以易延展的方式在宽区域上变形，通过这样的方式，所述外壳部件可吸收大量冲击能量。在优选展开中，与所述底脚部分相关联的所述固定跨度沿着所述框架基本连续地延伸横跨至少1米。因此，所述框架连接结构还可以易延展的方式在宽区域上变形，通过这样的方式，所述外壳部件可吸收大量冲击能量。在优选展开中，航空器或航天器的机身部分被提供有这种类型的外壳部件。所述框架连接结构优选沿所述机身部分的周界方向横跨所述机身部分的下半外壳的主要部分延伸。由于在来自低空的坠落中机身非常有可能不扭曲且下半外壳将碰撞地面，因而可以低的成本改进在最有可能的碰撞情形中的能量吸收。例如，下半外壳的主要部分包括由所述机身部分的任一侧上的货舱底部的连接点限定的区域。这是在坠落中最有可能碰撞地面4的区域。 附图说明在下文中，将基于各实施例参照附图对本专利技术进行更加详细的描述，其中图1为根据本专利技术第一实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图；图2为根据第二实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图；以及图3为根据第三实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图。在附图中，除非另外指明，相似的附图标记表示相似或功能等同的部件。具体实施例方式图1为用于航空器机身的外壳部件100的示意性剖视侧视图。外壳部件100包括由碳纤维增强塑料材料形成的蒙皮壁板102，其在外壳部件100的安装状态下形成航空器机身的外蒙皮的一部分。若干桁条104彼此平行且垂直于附图平面地以近似恒定距离横跨蒙皮壁板的内表面巧4延伸。桁条104也由碳纤维增强塑料材料组成，在这种情况下例如具有L形轮廓，并且被附着地粘结到例如蒙皮壁板的内表面154。桁条104的方向基本对应于航空器的纵向轴线的方向。在传统的近似圆柱形机身中，蒙皮壁板102的外表面156朝外凸曲，即在图1中朝下弯曲，但是在这种情况下为了简单被示出为平坦的。外壳部件100进一步包括同样由碳纤维增强塑料材料组成的框架106。如果蒙皮壁板102的内表面巧4作为底部表面，则框架106在附图平面中在桁条104上方延伸，即横贯于航空器的纵向方向，并在不接触桁条104的情况下跨过桁条104。外壳部件100进一步包括框架连接结构，该框架连接结构由多个框架连接段 141-147构成，将框架106连接到蒙皮壁板102并包括延性材料。“延性材料”将被理解为指的下述材料在过载下不会突然失效，而是在它们失效之前通过弹性变形或其他准易延展过程，例如从基体抽出纤维来吸收能量。例如，延性材料可本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航空器或航天器的外壳部件（１００），包括：蒙皮壁板（１０２）；布置在所述蒙皮壁板（１０２）上的多个桁条（１０４）；包括纤维复合材料并且布置在所述桁条（１０４）上方以跨过所述桁条（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个底脚部分（１１１－１２０）的框架连接结构（１４１－１４７），所述底脚部分中的每一个整体地过渡到横跨相关联的固定跨度（１２１－１２７）固定到所述框架的台肩部分（１３１－１３７），与所述底脚部分（１１１－１２０）相关联的所述固定跨度（１２１－１２７）横跨所述桁条（１０４）沿着所述框架（１０６）基本连续地延伸。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：斯蒂芬·塔克，
申请(专利权)人：空中客车作业有限公司，
类型：发明
国别省市：DE