本发明专利技术涉及一种航空器或航天器壳体，包括复合外壳(1)，复合外壳由第一杆元件(111，112)或夹层核心元件和第一蒙皮元件(12)构成，所述第一蒙皮元件连接到第一杆元件或夹层核心元件，使得所有外部荷载由第一杆元件或夹层核心元件和第一蒙皮元件共同接收，复合外壳具有至少一个用于窗、门等的开口，其特征在于，在复合外壳中的开口中布置由至少两组第二杆元件(211，212，213)构成的杆支撑结构(2)，其中属于同一组的第二杆元件相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件相互非平行布置，第二杆元件在开口的边缘处连接到复合外壳，并且在由第二杆元件定界的每个局部开口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从第二杆元件重定向到复合外壳中。
【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根据权利要求1的前序部分所述的航空器或航天器壳体。本专利技术涉及用于支撑例如航空器机身尤其是通过内部超压加载的航空器机身的机械结构的特定解决途径。主要目的是替换已知的窗和门区域。从材料选择方面来说，应用是不受限制的。本专利技术可同时扩展到任何平面支撑结构，例如其中切口中断力流被认为是必要的不太复杂的加载情形。
技术介绍
下面列出的文献形成本领域的现有技术/1/Pettit, R. G. /ffang, J. J. /Toh, C. ；Validated Feasibility Study of integrally stiffened metallic Fuselage Panels for Reducing Manufacturing Costs，，-报告 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 ；优先权2004 年 10 月 4 日(US958079)/4/The Boeing Company ； Apparatus and Methods for Installing Aircraft Window Panel -EP1642824A2 ；优先权: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 ；优先权2000 年 5 月 30 日 (RU96121193 29.10.1996)/7/McDonnell Douglas Corp. ； Composite Shell shaped as a Body of Revolution -US6155450 ；优先权:2000 年 I2 月 5 日(RU96I2H3529. 10. 1996)窗、门、通道等通常被视为在正交或至少几乎正交的机械结构中的中断部分。在这点上，“正交的”常常可译成在不同结构情况下的“正交各向异性的外壳”。这些外壳的特征在于，采用正交应用的加强元件支撑准各向同性蒙皮，所述加强元件在纵向方向上称为桁条，并且在外围方向上称为翼肋。开口对应于弯槽或带有倒圆角部的矩形。从机械结构方面来说，能够制成类似于带有刚性角部的框架。特别是在门切口中，根据现有技术所使用的加倍层面结合翼肋和辅助翼肋说明了这一点。这个概念所基于的理解产生以下口号“保持尽可能小的切口！ ”。与此同时，在研究和开发中存在以反映力流的方式设计周围环境的明显的趋向，参见NASA/1/以及TU Braunsctiweig/2八然而，在这种情况下并未调查这种趋向所基于的理解。正如已经被广泛引用的，即使在意味着定制使用和结构重思的使用纤维复合材料的首次开发的情况下，也并不存在任何典范转移。波音公司只是提出了增加可用窗区域并且同时采用纤维复合材料技术以框架设计形式简化制造的方法所有已知的对开发形状或周围机械结构的尝试受到这种理念的限制在航空器机身圆柱中的窗构成破坏性的孔，该破坏性的孔应当保持成是小的。这种理念在机身暴露于 3000米以上的飞行高度的超压的情况下尤其明显。当观察实际的例子时，处理这些切口的方式一般是基于带有刚性角部的框架。这种处理方式明显与机舱内部计划和设计的相反目标中的一个不一致。在波音 787型(梦幻客机)的情况下，虽然该机型被大胆地广告为具有高出20%……30%的窗，但是窗区域的尺寸并未改变。对将窗整体形成到机身的支撑结构中的尝试可以理解为延续/3，4八先前的透明材料可能适合于承受应力的问题仍无定论。现在，提出包括在窗组件中的非透明框架作为解决途径。本专利技术旨在克服上述对航空器设计的重要限制。本专利技术的目的在于，使用尤其是航空器的窗区域作为支撑结构/机体的充分有效的部件。根据设计愿望，本专利技术揭露了整合窗等的可能性。本专利技术的主要思路在于，实现对从平面支撑结构到杆支撑结构并且再返回的支撑结构的拓扑结构的改变。支撑结构的构造是不相关的。形成在杆支撑结构中的开口由非支撑而压力密封的元件封闭。这些开口可以是窗，并且因此是透明的，但也可以是通道或门。在任何情况下，本专利技术在整个支撑结构的单独的区域之间提供适应性也就是说过渡。在对轻质结构的支撑上无需大量的投资，从现有技术开始改进已知的航空器或航天器壳体到平面支撑结构中的开口能够更加自由地形成的程度的目的，能够采用下文中更详细地描述的本专利技术实现。
技术实现思路
为了实现上述目的，提出了一种航空器或航天器壳体，所述航空器或航天器壳体包括复合外壳，所述复合外壳由第一杆元件或夹层核心元件和第一蒙皮元件形成，所述第一蒙皮元件连接到第一杆元件或夹层核心元件，使得所有外部荷载由所述第一杆元件或所述夹层核心元件和所述第一蒙皮元件共同接收，其中复合外壳具有至少一个用于窗、门等的开口，并且其中在所述复合外壳中的开口中布置由至少两组第二杆元件构成的杆支撑结构，其中属于同一组的第二杆元件相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件相互非平行布置，第二杆元件在开口的边缘处连接到复合外壳，并且在由第二杆元件界定的每个局部开口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从第二杆元件重定向到复合外壳中。所描述的解决方案提供了以下优点消除在平面支撑结构内的刚性角部，几乎无限制地增加开口所形成的区域的范围，对于航空器窗、替代门和通道切口的新的非常受欢迎的设计选项，以及非正交的加强平面支撑结构的技术准备的可能性。在一个实施例中，杆支撑结构是独立的杆支撑结构，所述独立的杆支撑结构通过将杆支撑结构的第二杆元件连接到复合外壳、具体连接到第一杆元件和/或所述蒙皮元件而插入到复合外壳中的开口中。在这种背景下，独立的杆支撑结构为封闭组件，与杆支撑结构的第二杆元件被设计成完全或部分地与复合外壳的第一杆元件整体形成的解决方案相比，所述封闭组件能够以分离的方式预制，并且仅在组装好的状态下插入到复合外壳内中开口中并且连接到所述开口。可替代地或此外，所述杆支撑结构的至少两个第二杆元件可以通过节点元件互相连接。这样的节点元件本身是本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2009.12.30 DE 102009060876.11.一种航空器或航天器壳体，所述航空器或航天器壳体包括复合外壳(1)，所述复合外壳(1)由第一杆元件(111,11 或夹层核心元件和第一蒙皮元件(1 形成，所述第一蒙皮元件(1 连接到所述第一杆元件(111,11 或夹层核心元件，使得所有外部荷载由所述第一杆元件(111,11 或夹层核心元件和所述第一蒙皮元件(1 共同接收，其中，所述复合外壳(1)具有至少一个用于窗、门等的开口，其特征在于，由至少两组第二杆元件011， 212,213)构成的杆支撑结构(2)布置在所述复合外壳(1)中的所述开口中，其中属于同一组的第二杆元件(211，212，213)相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件011，212， 213)相互非平行布置，所述第二杆元件(211，212，21；3)在所述开口的边缘处连接到所述复合外壳(1)，并且第二蒙皮元件0 布置在由第二杆元件(211，212，21 定界的每个局部开口中，使得所述第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从所述第二杆元件011，212，213)重定向到所述复合外壳中。2.如权利要求1所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)是独立的杆支撑结构0)，通过将所述杆支撑结构(2)的第二杆元件(211，212，213)连接到所述复合外壳(1)、特别地所述第一杆元件(111,11 和/或蒙皮元件(1 而将所述独立的杆支撑结构(2)插入到所述复合外壳(1)中的所述开口中。3.如权利要求1或权利要求2所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构的至少两个第二杆元件011，212，213)通过节点元件03)互连。4.如权利要求1至3中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构( 包括星形部分，所述星形部分各包括在一侧互连的至少三个第二杆元件011，212， 213)，并且所述星形部分通...
【专利技术属性】
技术研发人员：马蒂亚斯·格茨，
申请(专利权)人：IMA材料研究与科技应用有限公司，
类型：发明
国别省市：
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