CN101346275A - 加强的结构元件的尺寸设计和制造方法、结构状况传感器的应用和飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法。所述加强的结构元件包括至少一个罩壳元件(6)以及至少一个能够连接于所述罩壳元件(6)的加强元件(8)，其中，基于所述至少一个加强元件的完好无损的假设并考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔来进行所述罩壳元件(6)和所述至少一个加强元件(8)的尺寸设计，在所述预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，其中，采用该方法设计尺寸的所述结构元件的所述至少一个加强元件(8)装配有至少一个用于检测完好无损的结构状况传感器(30)。本发明还涉及结构状况传感器在飞行器中的应用，尤其是在客机中的应用。
Description
技术领域
本发明涉及一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法，该加强的结构元件包括至少一个罩壳元件以及至少一个能够连接于罩壳元件的加强元件，本发明还涉及结构状况传感器在探测结构元件的一个或多个加强元件的完好无损中的应用，以及涉及一种带有加强的结构元件的飞行器。
背景技术
在诸如飞行器的众多设备和装置中，特别是客机中，加强的结构元件得到了广泛地应用。在这些设备和装置中，加强的结构元件不仅用于决定飞行器的外形，还用于提供操作所必需的机械强度。这些结构元件的设计或尺寸设计往往依照严格的规定进行，例如在飞行器构造中，主要的规定包括：JAA(Joint Aviation Authority(联合航空局)，尤其是JAR 25)，FAA(Federal Aviation Administration(联邦航空局)，尤其是FAR 25)以及EASA(European Aviation Safety Agency，欧洲航空安全机构，尤其是CS 25)。
现代客机的基础外部结构由如下部分组成：罩壳元件，组成飞行器的蒙皮；一组加强元件，既可平行于飞行器机身纵向轴线安装在蒙皮的内侧(称之为纵梁)，也可绕纵向轴线沿径向安装在飞行器机身的蒙皮的内侧(称之为肋条)。为了抵抗在飞行过程中产生的应力，必须恰当地确定由罩壳元件以及纵梁和肋条形式的加强元件构成的机身的尺寸。
为了能够减轻重量并利用常规结构检修的好处，将结构设计为耐损结构。耐损尺寸设计可以得到非常可靠地接近设计目标(服务寿命、飞行次数等等)的结构，并且比显示出长期疲劳强度的结构具有更轻的重量。由于客机在固定的间隔进行彻底的维修，并且客机结构需要进行特殊损害的检查，例如裂纹检查或者层离现象检测，在两次检查的间隔内发生在结构上的损害，如裂纹进展或强度的损失，不超过给定值是十分必要的。
在尺寸设计方面，所采用的基础初始点为：机身结构中需要考虑的结构元件的加强元件是有缺陷的，以便以此为基础计算随同蒙皮破裂的裂纹进展，并因此定义一个检修的间隔，在此间隔中，可以在损害达到临界阶段之前将其发现。然而，由于有缺陷的加强元件的假设意味着罩壳元件需要承受所有的应力并且尺寸会设计得更大，所以用这种方式设计的结构都有相对保守的尺寸。然后，众所周知，在这种间隔内，具有常规结构类型的加强元件通常不会经受任何损害。
众所周知，传感器可以用来检测系统或结构的状况。因此，除了许多用于检测致动器或控制副翼的机能是否正常的传感器之外，还有多种用于检测结构元件状况的传感器。用于检测系统或结构状况的系统可以称之为“健康监测系统”，所谓的“结构健康监测”(SHM)系统用于监测结构。这种系统可以装配有多种用于发现损害的传感器，用于记录应力的局部变化和/或记录其他参数，例如撕裂线(tearing wires)，真空传感器或光纤。EP 1 353 252示出了SHM系统用于客机的示例。
发明内容
因此，本发明的目的是减少或全部消除其中一个特定缺点。特别地，本发明的目的是设计结构元件的尺寸，使得结构元件达到最轻的重量，同时可以检测完好无损和正确的机能。本发明的另一目的是提供一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法以及一种飞行器，特别是客机，该飞行器能达到较轻的结构元件重量，同时达到较高的飞行安全水平。
本发明的目的通过一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法实现。加强的结构元件包括至少一个罩壳元件以及至少一个与罩壳元件连接的加强元件，其中，基于至少一个加强元件的完好无损的假设，并考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔，来设计罩壳元件以及至少一个加强元件的尺寸。在所述结构检修间隔中，罩壳元件中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展，和/或结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，并且，采用该方法设计尺寸的所述结构元件的所述至少一个加强元件装配有至少一个用于检测完好无损的结构状况传感器。
所述方法的一个好处在于，用更少的保守尺寸设计结构，以及使用这种方法可能达到很大的重量节省甚至最大的重量节省。通过结构状况传感器的使用验证假设的正确性：加强元件-特别是客机中的纵梁或肋条-是完好无损的，使罩壳元件需要承受一小部分发生的应力，并确保适当的长期强度比传统方法具有相对较少的材料强度。由于尺寸设计操作只在完好无损的加强元件假设之上执行，有必要使用结构状况传感器探测完好无损，并且有必要在加强元件中探测到损害或类似情况后传递合适的或类似的警告，或者有必要故意缩短检修间隔。
依照本发明，这里提出一种全新的尺寸设计，包括摒弃迄今为止的常规使用方法。
该方法特别优选地包括以下步骤中的至少一步：
a.确定作用在所述结构元件上的应力值；
b.确定连接于所述罩壳元件的所述加强元件的安装位置和/或数量；
c.确定所述罩壳元件和所述至少一个加强元件的材料强度；
d.考虑所述应力值，和/或所述预定检修间隔，和/或所述加强元件的数量和固定位置，和/或所述罩壳元件和/或加强元件的材料强度，计算发生在所述罩壳元件上的裂纹进展；
e.计算需要的结构检修间隔，作为安全的能检修的裂纹长度的时间和临界的裂纹长度的时间之间的间隔与已确定的安全系数的商；
f.使用上述步骤，改变结构元件的加强元件的材料强度和/或固定位置和/或数量，用以使所述需要的结构检修间隔适应所述预定的检修间隔；
g.通过将已经依照上述步骤设计尺寸的所述加强元件连接到所述罩壳元件来制造所述结构元件，特别是通过铆钉固定、焊接、粘合、碾压和/或螺丝连接等连接；以及
h.为所述至少一个加强元件装配至少一个结构状况传感器。
获知作用于结构元件的应力值在计算结构元件方面具有最基本的意义。通过确定连接于罩壳元件的加强元件的安装位置和/或数量，如果那些加强元件的安装位置和/或数量并没有受到权威或者普通机构预定的标准的限制，很有可能通过改变这两个参数而影响结构元件需要的强度。有必要确定材料强度使得那些由特殊部分构成的元件可以服从强度计算程序。计算发生在罩壳元件上的裂纹进展对于评估所发生的损害是十分必要的，可以将所发生的损害限制在一个允许的范围内。观察允许损害公差的另一个必要性是：计算预期出现在结构检修间隔最后的强度。该残余强度不应低于一个预定值或者一个由规则确定的值。为刚刚达到可允许的裂纹进展或允许的裂纹强度的结构元件计算需要结构检修间隔是有好处的。改变材料强度、结构元件的加强元件的固定位置或者数量是有好处的，使得之前计算出的需要结构检修间隔适应预定的结构间隔。特定参数的变化直接影响裂纹进展或者预期的残余强度。通过以上途径可以最大程度减轻结构元件的重量。为了在提供最轻可能重量的结构元件的同时维持强度的预定水平，使用普通的连接方式将加强元件连接到罩壳元件上制造出来的结构元件是有好处的。为了能够经常校验加强结构完好无损的尺寸设计假设以达到适当的安全性，在这样的结构元件的一个或多个加强元件上安装至少一个结构状况传感器是十分必要的。将用这种方式进行尺寸设计的结构元件用于飞行器是特别有利的。一般地，在飞行器中尽量使用高强度及最低的重量的结构元件。依照本发明的方法便有可能提供具有这些特性的结构元件。
进一步地，依照本发明，这种结构元件可以应用于客机。当为客机设计元件时，需要考虑一系列的规则，这一系列的规则与不变预定失效概率是紧密相关的，不变预定失效概率在很多元件和系统中加以分级。为了提供一种用本发明的方法进行尺寸设计的结构元件安全的失效概率，在结构元件的加强元件中的可能缺陷均需要被可靠地检测到并可以因此而得到需要的维护方法。
额外地，罩壳元件用作客机蒙皮或蒙皮的一部分是十分需要的。客机的蒙皮不仅代表了将机舱和外部的空气相分割的壁体，更同时具有作为机身的承重结构的所有加强元件。蒙皮也正好作为飞行器最大的粘着元件，依照本发明的尺寸设计和制造方法，蒙皮的固有重量是优化的。
对于加强元件还有一个好处是：在本方法中加强元件装配有结构状况传感器，加强元件作为客机蒙皮的纵向加强件(纵梁)。纵梁充分地分布式地延伸覆盖外围并覆盖蒙皮内侧的整个长度。纵梁还为飞行器机身的加强作了充分的贡献。为了检测完好无损，加强元件装配有结构状况传感器是十分有好处的。
进一步地，优选客机的蒙皮的横向加强件(肋条)也装配这种结构状况传感器，因为肋条也是加强客机蒙皮的横截面的基础元件。
使用电撕裂线(electrical tearing wires)、真空传感器和/或光纤形式或类似形式的结构状况传感器是有好处的。这种结构状况传感器是在结构上相对地机械简单并相应地可以保证高水平的检测可靠性。
在一个或多个加强元件的不同部位安装很多结构状况传感器是有好处的，不仅因为有可能探测到这种加强元件的整体缺陷，而且因为有可能探测到例如缺陷的进展及方向。
如果结构状况传感器与用于记录、评估和/或传送加强元件状况的装置相连接是有好处的。单独这些结构状况传感器不能通知它们检测到的加强元件的缺陷。
另外，用于记录、评估和/或传送加强元件状况的装置优选为一个或多个数据处理设备，特别是航空电子设备。这些数据处理设备能够从一系列结构状况传感器的抽象信号中产生一个可理解的被监测结构的状况的图像、记录和/或传送该图像。为了确保通知检测到的缺陷，这些装置是必不可少的。
如果检测一个或多个加强元件缺陷的数据处理设备以数据的形式在数据载体中存储缺陷和/或将缺陷发送给另外的数据处理设备是非常有好处的。例如，以这种方式有可能在一段操作之后，通过以电子数据形式的协议的方法确定结构的哪个元件是有缺陷的，为了能够在操作阶段结束后取替它们。
通过合适的输出装置输出已经存储的和/或已经传送的数据，以通知飞行器的机组人员和/或地勤人员所述缺陷也是有好处的，特别是视觉地或听觉地通知。在不断减少的用于地面的时间段内，有必要尽可能立即通知发生的缺陷以使得当客机着陆时已经准备好了备用件。
在缺陷发生之后立即或稍后时刻及时通知飞行器机组人员和/或地勤人员是非常有好处的。信息既可以由数据处理设备直接制作一个合适的对于控制舱内的飞行员有用的信号，也可以在协议评估之后以可用的数据提供给地勤人员。
附图说明
下面将结合附图对本发明优选的实施方式做进一步地详细描述，其中：
图1为客机的结构元件的三维视图；
图2为常规尺寸设计的结构元件的裂纹长度曲线图；
图3对比了常规尺寸设计的结构元件与使用本发明的方法尺寸设计的结构元件的裂纹长度；
图4为装配有结构状况传感器的加强元件；
图5A和图5B示出了与罩壳元件相连的加强元件；
图6示出了涉及对于期望裂纹进展特性的结构元件的尺寸设计和制造方法框图；
图7为客机。
具体实施方式
图1显示了客机的一般构造的部分2，该部分2包括大量罩壳元件和加强元件。以示例方式显示的是结构元件4的一部分，其安装在构造部分2内。结构元件4包括罩壳元件6、两根代表了平行于飞行器机舱的纵向轴线的加强元件的纵梁8、以及构成加强元件并绕飞行器机舱的纵向轴线沿径向延伸的肋条10。纵梁8和肋条10主要通过铆钉、粘合和焊接固定地连接于罩壳元件6，因此图1显示了为了将纵梁8固定到罩壳元件6的铆钉连接12和为了将肋条10固定到罩壳元件的铆钉连接14。通常纵梁8或者肋条10以相互间隔的关系装配于蒙皮的内侧，以便与诸如厂家标准或类似标准的给定的预先设定相一致。
在本说明书的开始部分所描述的关于结构元件4的设计或尺寸设计的技术现状中，通常假定纵梁8或者肋条10是有缺陷的，所以罩壳元件6的尺寸设计必须设计为能够承担其出现的全部载荷。假设结构元件8和/或10中的至少一个有缺陷是因为机身结构的受限的内部检修。
民用金属飞行器结构的尺寸设计的标准取决于所考虑的元件的性质或位置而有所不同。因此有这样的尺寸设计标准：例如依据静强度和稳定性、变形、材料疲劳度、裂纹进展和残余强度进行设计。本发明主要涉及在飞行器结构领域，其中根据裂纹进展或残余强度的标准进行尺寸设计。
在诸如机身的上侧罩壳和机翼下侧的罩壳的飞行器结构的区域，裂纹进展一般代表了尺寸设计的标准。裂纹进展标准的探测依照由国际规则产生的要求并通过许多裂纹进展计算来起效，在裂纹进展计算中，在整体上被称之为应力集合的在飞行的操作中产生的载荷，组成计算程序的基础。
图2以示例性方式显示了后机身的上侧罩壳的曲线表16，其中曲线18显示了上侧罩壳的裂纹长度取决于飞行次数或飞行小时数。
介于安全检测裂纹长度20和临界裂纹长度22之间的间隔ΔN(24)除以已经确定的或常规的安全系数，决定了结构检修的间隔。检修间隔是预定的或者由维护时间表来决定的，检修间隔不能大于ΔN(24)。因此必须证实结构的尺寸设计能够获得一个足够缓慢的裂纹进展特性。这样才有可能确保在任何情况下，在裂纹达到临界尺寸之前，在常规的检修间隔的界限内将裂纹探测出来。
如前面所提到的，目前依照技术现状，当涉及裂纹进展时，假设裂纹下面的诸如纵梁8或者肋条10的加强元件是有缺陷的。因为根据技术现状内部加强件是不能被系统规律地检测或监测的，所以正式批准的规则要求这一假设。裂纹进展曲线18与该假设相符。
图3显示了曲线图26，其示出了两条不同的裂纹进展曲线18和28，其中第一条裂纹进展曲线18与图2中所示的曲线18相同。第二条裂纹进展曲线28是以完好的加强元件为基础来确定的。依照这一假设，由结构元件计算确定的强度超过了常规尺寸设计的元件的强度。
与加强元件有缺陷的假设相比，在采用相同的元件尺寸和相同的结构重量的情况下，变缓的裂纹进展将导致更长的维修间隔。这一好处可用于将结构尺寸设计得更轻，使得达到最初需要的结构检修间隔，但与常规尺寸的结构(进展曲线18)相比这种结构在重量上有优势。因此基本上在设计飞行器结构的时候，就已经假设在后续的飞行器操作中，纵梁8和肋条10的状况总是已知的。更改的设计可以基于知识的获得被证明是正确的。
这些方面不仅应用于裂纹进展的标准，也应用于残余强度。根据完好的加强元件的假设，采用同样尺寸和同样重量，使用本发明的方法进行尺寸设计的结构元件，计算出具有较高的残余强度，因此也具有更长的必要结构检修间隔。在结构的某些区域，关于残余强度，需要假设并检测意外导致的损害。在那些区域中，在个别情况下，由于结构状况传感器的使用，尺寸设计不可能具有更少的保守特性。
为了在飞行器后续的操作中使加强元件的状况总是已知的，加强元件有必要装配结构状况传感器。基于对加强元件中的缺陷的探测，可以产生一个信号，使得包括结构元件在内的检修都可以安排在合适的时间。
图4以示例性方式显示了装配有结构状况传感器30的纵梁8。该结构状况传感器设置在纵梁8的纵向侧并位于该纵梁的横截面32上的一致的点。这使得探测到纵梁8的破裂成为可能。例如，如果结构状况传感器采用撕裂线形式，当纵梁8破裂时该撕裂线全部撕裂并将用于记录传感器数据的设备处之前存在的接触分离，那么纵梁8的破裂便可被探测到。图4显示了结构状况传感器30设置在纵梁8的横截面32的中间高度位置附近。根据这样的布置，在其总体失效之前，即当裂纹从横截面的一端(例如基部)传播到横截面的另一端(例如顶部)之前，就可以检测到纵梁8或类似结构的破裂。
此外，对于纵梁8，能够装配许多这样的结构状况传感器30，这些结构状况传感器30以互相移位的关系设置在纵梁8的一侧表面的不同高度。这使得能够检测裂纹或破裂的方向和进展。依照本发明，将要被监测的加强元件沿着其整个长度充分地被监测，以确定加强元件的横截面上的给定点在整个长度上是否完好无损。
加强元件的实际横截面可以不同于图中所示的那样，例如可以采用只有一行铆钉并且横截面与图4所示不同的纵梁8。进一步，纵梁8的横截面32所监测的位置不需要与图4所示的位置相同，而是可以更靠近横截面32的基部或者顶部。
这里以纵梁的形式对加强元件进行的描述，只是示例性地解释而非限制。所有其他的加强元件，特别是肋条，也都能够很好的装配结构状况传感器。
图5A显示了与罩壳元件6相连的纵梁8，示出了关于结构状况传感器30设置的多种选择。图5B也显示了通过连接部分36与罩壳元件6相连的具有Z形横截面34的肋条10。这里也示出了关于结构状况传感器30的设置的多种选择，例如安装在外腹板、基部或类似的位置。
图6显示了一个方框图，示出了结构元件的尺寸设计和制造方法。
方法开始于应力值的确定(由方框38确定)，然后确定加强元件40的安装位置和/或数目并且确定材料强度42，考虑罩壳元件上的预定载荷，考虑预定损害探测能力44能够计算出裂纹进展到临界裂纹长度，如方框46所示。以此为基础，如标号48处，能够确定需要的结构检修间隔，如标号50处，该结构检修间隔与预定的结构检修间隔相比较。如果上述两个间隔之间的差异超出了通常的公差范围，将导致本方法从方框38重新开始。如果上述两个间隔之间的差异在允许的公差范围内，接下来的程序为制造结构元件52并将结构状况传感器54装配在结构元件上。
与常规地或保守地设计的结构元件相比，用此方法制造的结构元件具有更轻的重量，却满足裂纹进展不过度的先决条件，尽管加强元件需要装配结构状况传感器。
最后的图7显示了依照本发明的飞行器，以客机的形式，并装配有如图1示例性示出的结构元件，所有结构元件均依据本发明设计尺寸和制造。
前面所描述的方法和设备仅是本发明的示例性的实施方式，并非将本发明限制于此。可以很容易获得许多其他的实施例，不仅仅限制于安装在飞行器的结构元件上的纵梁和肋条，而是扩展到其他设备的其他结构元件中。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法，所述加强的结构元件包括至少一个罩壳元件(6)以及至少一个能够连接于所述罩壳元件(6)的加强元件(40)，
其中，所述罩壳元件(6)和所述至少一个加强元件(40)的尺寸设计要考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔，在所述预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件(6)中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，
其特征在于，所述结构元件的尺寸设计是基于所述至少一个加强元件(40)完好无损的假设，并且，为了检测所述完好无损，所述至少一个加强元件装配有至少一个结构状况传感器(30)。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述方法包括以下步骤中的至少一个：
a.确定作用在所述结构元件上的应力值；
b.确定连接于所述罩壳元件(6)的所述加强元件(40)的安装位置和/或数量；
c.确定所述罩壳元件(6)和所述至少一个加强元件的材料强度(42)；
d.考虑所述应力值，和/或所述预定检修间隔，和/或所述加强元件(40)的数量和固定位置，和/或所述罩壳元件(6)和/或加强元件(40)的材料强度(42)，计算发生在所述罩壳元件(6)上的裂纹进展；
e.计算需要的结构检修间隔，作为安全的能检修的裂纹长度的时间和临界的裂纹长度的时间之间的间隔与已确定的安全系数的商；
f.使用上述步骤，改变结构元件的加强元件(40)的材料强度(42)和/或固定位置和/或数量，用以使所述需要的结构检修间隔适应所述预定的检修间隔；
g.通过将已经依照上述步骤设计尺寸的所述加强元件(40)连接到所述罩壳元件(6)来制造所述结构元件，特别是通过铆钉固定、焊接、粘合、碾压和/或螺丝连接等连接；以及
h.为所述至少一个加强元件装配至少一个结构状况传感器(30)。
3.如权利要求2所述的方法，其中，权利要求2中的步骤e由如下步骤代替：
e′.计算需要的结构检修间隔，作为达到临界残余强度的持续时间和已确定的安全系数的商。
4.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构元件应用于飞行器。
5.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构元件应用于客机。
6.如权利要求5所述的方法，其中，所述罩壳元件(6)用作客机的蒙皮或部分蒙皮。
7.如权利要求6所述的方法，其中，所述至少一个加强元件为客机的所述蒙皮的纵向加强件(纵梁(8))。
8.如权利要求6所述的方法，其中，所述至少一个加强元件为客机的所述蒙皮的横向加强件(肋条)。
9.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构状况传感器为电性撕裂线、真空传感器和/或光纤等。
10.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在所述至少一个加强元件的不同位置布置多个结构状况传感器。
11.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构状况传感器与用于记录、评估和/或传送所述加强元件的状况的装置相连。
12.如权利要求11所述的方法，其中，所述用于记录、评估和/或传送所述加强元件的状况的装置为一个或多个数据处理设备，特别是航空电子设备。
13.如权利要求12所述的方法，其中，当检测一个或多个加强元件的缺陷时，所述数据处理设备以数据的形式在数据载体中存储所述缺陷和/或将所述缺陷传送给另外的数据处理设备。
14.如权利要求13所述的方法，其中，通过采用合适的输出装置输出已经存储的和/或已经传送的数据，能够向飞行器的机组人员和/或地勤人员通知所述缺陷，特别是视觉地或听觉地通知。
15.如权利要求14所述的方法，其中，在所述缺陷发生之后立即或稍后时刻及时通知飞行器机组人员和/或地勤人员。
16.结构状况传感器在探测结构元件的一个或多个加强元件(40)的完好无损中的应用，所述一个或多个加强元件(40)能够连接于罩壳元件(60)，
其中，所述结构元件的尺寸设计使得在预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件(40)中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，
其特征在于，所述结构元件的尺寸设计是基于所述加强元件(40)完好无损的假设，并且，为了检测所述完好无损，所述至少一个加强元件装配有至少一个结构状况传感器(30)。
17.如权利要求16所述的应用，其中，所述结构状况传感器应用于飞行器，特别是客机，所述飞行器的结构元件的尺寸设计和制造至少部分依照如权利要求1至15中的至少一项所述的方法进行。
18.一种带有加强的结构元件的飞行器，特别是客机，所述加强的结构元件包括能够与至少一个加强元件(40)相连接的罩壳元件(6)，
其中，所述罩壳元件和所述至少一个加强元件的尺寸设计要考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔，在所述预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，
其特征在于，所述结构元件的尺寸设计是基于所述至少一个加强元件(40)完好无损的假设，并且，为了检测所述完好无损，所述至少一个加强元件装配有至少一个结构状况传感器(30)。
19.如权利要求18所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器的结构元件是依照如权利要求1至15中的至少一项所述的方法制造的。
Claims (19)
1.一种加强的结构元件的尺寸设计和制造方法，所述加强的结构元件包括至少一个罩壳元件(6)以及至少一个能够连接于所述罩壳元件(6)的加强元件，
其中，所述罩壳元件(6)和所述至少一个加强元件的尺寸设计是基于所述至少一个加强元件的完好无损的假设，并考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔，在所述预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件(6)中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，以及
其中，采用该方法设计尺寸的所述结构元件的所述至少一个加强元件装配有至少一个用于检测完好无损的结构状况传感器(30)。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述方法包括以下步骤中的至少一个：
a.确定作用在所述结构元件上的应力值；
b.确定连接于所述罩壳元件(6)的所述加强元件(40)的安装位置和/或数量；
c.确定所述罩壳元件(6)和所述至少一个加强元件的材料强度(42)；
d.考虑所述应力值，和/或所述预定检修间隔，和/或所述加强元件(40)的数量和固定位置，和/或所述罩壳元件(6)和/或加强元件(40)的材料强度(42)，计算发生在所述罩壳元件(6)上的裂纹进展；
e.计算需要的结构检修间隔，作为安全的能检修的裂纹长度的时间和临界的裂纹长度的时间之间的间隔与已确定的安全系数的商；
f.使用上述步骤，改变结构元件的加强元件(40)的材料强度(42)和/或固定位置和/或数量，用以使所述需要的结构检修间隔适应所述预定的检修间隔；
g.通过将已经依照上述步骤设计尺寸的所述加强元件(40)连接到所述罩壳元件(6)来制造所述结构元件，特别是通过铆钉固定、焊接、粘合、碾压和/或螺丝连接等连接；以及
h.为所述至少一个加强元件装配至少一个结构状况传感器(30)。
3.如权利要求2所述的方法，其中，权利要求2中的步骤e可以由如下步骤代替：
e′.计算需要的结构检修间隔，作为达到临界残余强度的持续时间和已确定的安全系数的商。
4.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构元件应用于飞行器。
5.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构元件应用于客机。
6.如权利要求5所述的方法，其中，所述罩壳元件(6)用作客机的蒙皮或部分蒙皮。
7.如权利要求6所述的方法，其中，所述至少一个加强元件为客机的所述蒙皮的纵向加强件(纵梁(8))。
8.如权利要求6所述的方法，其中，所述至少一个加强元件为客机的所述蒙皮的横向加强件(肋条)。
9.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构状况传感器为电性撕裂线、真空传感器和/或光纤等。
10.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在所述至少一个加强元件的不同位置布置多个结构状况传感器。
11.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构状况传感器与用于记录、评估和/或传送所述加强元件的状况的装置相连。
12.如权利要求11所述的方法，其中，所述用于记录、评估和/或传送所述加强元件的状况的装置为一个或多个数据处理设备，特别是航空电子设备。
13.如权利要求12所述的方法，其中，当检测一个或多个加强元件的缺陷时，所述数据处理设备以数据的形式在数据载体中存储所述缺陷和/或将所述缺陷传送给另外的数据处理设备。
14.如权利要求13所述的方法，其中，通过采用合适的输出装置输出已经存储的和/或已经传送的数据，能够向飞行器的机组人员和/或地勤人员通知所述缺陷，特别是视觉地或听觉地通知。
15.如权利要求14所述的方法，其中，在所述缺陷发生之后立即或稍后时刻及时通知飞行器机组人员和/或地勤人员。
16.结构状况传感器在探测结构元件的一个或多个加强元件的完好无损中的应用，所述一个或多个加强元件能够连接于罩壳元件，
其中，所述结构状况传感器布置在所述加强元件上，并且
所述结构元件的尺寸设计是基于在预定的结构检修间隔内，所述加强元件完好无损、所述罩壳元件中的裂纹进展不超过预定最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定最小残余强度的假设。
17.如权利要求16所述的应用，其中，所述结构状况传感器应用于飞行器，特别是客机，所述飞行器的结构元件的尺寸设计和制造至少部分依照如权利要求1至15中的至少一项所述的方法。
18.一种带有加强的结构元件的飞行器，特别是客机，所述加强的结构元件包括能够与至少一个加强元件相连接的罩壳元件，
其中，所述罩壳元件和所述至少一个加强元件的尺寸设计是基于所述至少一个加强元件的完好无损的假设，并考虑预定的安全系数和/或预定的结构检修间隔，在所述预定的结构检修间隔中，所述罩壳元件中的裂纹进展不超过预定的最大裂纹进展和/或所述结构元件的强度不降低于预定的最小残余强度，以及
其中，所述加强元件上布置有用于检测完好无损的结构状况传感器。
19.如权利要求17所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器的结构元件是依照如权利要求1至15中的至少一项所述的方法制造的。
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