CN101360647B - 内部可加压飞行器机身结构和最小化其机身重量的方法 - Google Patents

Abstract

一种飞行器机身，包括：具有中心轴线、相对端部以及具有半径和

的横截面和外周的管状壳体，其中

是柱状坐标系的角向坐标，是壳体表面的局部曲率半径的反比，该外周形状在沿着机身端和机尾端之间的中心轴线的基本每个位置处从椭圆形横截面的外周沿径向变化不超过±7％。壳体的重量通过“修整”而最小化，即优化，至少一个结构属性，表述为

的函数，与该壳体的每个元件关联，使得对每个元件上的设计载荷进行反作用所需的壳体的重量小于对其上具有相同设计载荷但是其中至少一个结构属性还没有被如此修整的进行反作用所需的量。

Description

内部可加压飞行器机身结构和最小化其机身重量的方法

技术领域

本发明总体涉及飞行器设计，尤其涉及具有椭圆形或者近似椭圆形横截面的可加压飞行器机身的轻量结构的设计。

背景技术

特定类型的内部可加压飞行器机身，诸如客机，可有益地采用近似椭圆的横截面。例如，授予M.K.V.Sankrithi的美国专利No.6,834,833公开使用一种具有机身10的飞行器，该机身具有准椭圆形或者近似椭圆形的横截面，且其宽度大于其高度。图1A和1B分别示出这种类型机身形状的代表性前端和俯视平面图，其中，该机身包括刚性、轻量的壳体12，具有相应的方向相反、封闭的机头端14和机尾端16。该横截面高效地封装主客舱18，一般设置成宽敞的、舒适的双过道、七条并排的座位，还在下部货舱20中设置有货物容器14(一般采用LD-3-46W或类似的标准类型的容器)。这种双过道机身横截面的形状也示出可相比于具有圆形或混合圆弧形横截面的对应单过道、六条并排座位的传统飞行器机身的周长/座位比(perimeter-per-seatratio)，因此，也可提供横截面寄生阻力/座位比(cross-section-parasite-drag-per-seat ratio)和零重量/座位比(empty-weight-per-seat ratio)，这些比值在零阶分析中可相比于对应的单过道机身横截面的比值，同时提供更好的乘客舒适度以及机主收益选择方案。

但是，实现用于这种近似椭圆形横截面机身的优化、轻量结构会带来工程设计方面的实质性挑战，因为从具有传统圆形横截面的机身设计改变至具有非圆形横截面的机身设计所需的结构和重量的不利影响会内在地作用于高空喷气式客机的设计。

因此，航空工业需要实现用于具有椭圆形或近似椭圆形横截面的可加压飞行器机身的轻量结构的设计方法和技术。

发明内容

根据这里所述的各种示例性实施例，本发明提供一种用于具有近似椭圆形状和重量的飞行器的内部可加压机身结构，其可通过“修整”而最小化，即，优化，该机身的基本上没有元件的结构性属性，表述为机身的柱状坐标系的角向坐标

的函数，从而反作用于，即，在无故障的情况下保持其上的所有设计载荷。

在本发明的优选示例性实施例中，该机身结构，包括：具有中心轴线x、相对方向的封闭机头和机尾端部以及非圆形横截面的细长管状壳体，该非圆形横截面在沿着所述两端之间的x轴线的基本上每个点处具有半径

其中，

是柱状角向坐标，即，围绕x轴线从0°变化为+360°的壳体滚动仰角。所述壳体的每个横截面的半径

从一椭圆横截面的半径

径向地变化不超过±7％，该椭圆横截面具有尺寸为2·r_max的长轴和尺寸为2·r_min的短轴，其中

由下述关系给出：

在优选实施例中，所述壳体的最大宽度大于其最大高度；以及，所述壳体的最大宽度和高度分别基本上对齐于所述真正椭圆横截面的长轴和短轴。限定为所述壳体表面的局部曲率半径的反比的曲率

与

关联，与

关联的对应曲率

由下式给出：

所述示例性壳体具有至少一个结构属性，所述结构住行已经作为所述仰角

的函数进行修整，使得对其上的设计载荷进行反作用所需的壳体重量小于对具有相同设计载荷但是其中至少一个结构属性还没有如此进行修整的进行反作用所需的量。在优选实施例中，

的函数包括或

因此，用于重量优化的方法的示例性实施例，即最小化机身重量的方法，包括将该壳体的每个横截面的每个周向元件的至少一个结构属性限定为

或者的函数，即，作为函数性的，然后修整该元件的至少一个结构属性，使得对每个元件上的所有设计载荷进行反作用所需的壳体的重量小于对其上具有相同设计载荷但是其中至少一个结构属性还没有被如此修整的进行反作用所需的量。

有利地，该机身的壳体可作为其中的主要设计载荷包括内部加压载荷的压力容器。所述壳体可包括周向外蒙皮和邻近该蒙皮内表面设置的周向间隔的纵向桁架；以及，所述至少一个经修整的结构属性可包括桁架的横截面形状和尺寸、数量和材料的至少一个。周向蒙皮和桁架的至少一个的每个可包括多个板层的“复合物”，每个具有相对于其他板层的选定角向定向；以及，至少一个经修整的结构属性包括板层的数量、相对角向取向和材料的至少一个。

可选择地，该壳体可包括“夹层”结构，即连接至刚性芯部的内部蒙皮和周向蒙皮，其可包括连续的刚性泡沫或互联单元，至少一个经修整的结构属性可包括芯部厚度、芯部单元密度和芯部材料的至少一个。该蒙皮可采用热塑性或热塑料材料制成，手工叠置、机器叠置或树脂注入。

在另一实施例中，该壳体可包括具有连接至包括内部加固部件的格栅的至少一个外面板的“等格栅”结构，至少一个已修整的结构属性可包括格栅间隔、格栅几何尺寸、格栅材料和面板材料的至少一个。

在另一实施例中，该壳体可包括丝绕结构，其中至少一个经修整的结构属性可包括丝线横截面形状和尺寸、差绕间隔和/或丝线中的纤维数量。

在另一实施例中，所述结构的客舱部分中的所述结构的左侧和右侧区域中的每个周向框架的局部框架深度相对于平均框架深度而减小。

在另一实施例中，每个所述周向框架具有由基本上沿第一椭圆路径设置的框架的外边缘和基本上沿第二椭圆路径设置的内边缘限定的变化深度，其中，对于第二椭圆路径的长轴与短轴的比大于对于第一椭圆路径的长轴与短轴的比。

对于本发明的上述和许多其他特征和优势的更好理解可通过考虑下述示例性实施例的详细说明而得到，尤其是结合附图进行这种考虑，其中，类似的附图标记用于标示一个或多个附图中类似的元件。

附图说明

图1A和1B分别是根据现有技术的内部可加压飞行器机身的横截面前端和俯视平面图；

图2A和2B分别是根据本发明的内部可加压飞行器机身的示例性实施例的横截面前端和俯视平面图；

图3是采用柱状坐标系统表述的图2的机身的代表性横截面示意图；

图4是图2的机身的结构性部件的示例性实施例的代表性示意图，采用柱状坐标系统表述并且映射到二维平面内，示出桁架-框架类型的机身构架；

图5A-5D是图2的机身的结构性部件的备选实施例的平面图，示出复合-夹层机身构架的蜂窝单元的示例性实施例；

图6A-6G是图2的机身的结构性部件的备选实施例的平面图，示出复合等格栅机身构架的格栅的示例性实施例；

图7示出结构属性的示例性修整(tailoring)功能；

图8是示出示例性板层导向的机身结构的示意性平面图。

具体实施方式

图1A和1B分别示出具有客舱18和货舱20的现有技术可加压飞行器机身10的横截面前端和平面图。本发明提供一种用于这种飞行器的轻量机身壳体结构，其中，该壳体通过对该结构进行“修整”，即优化地调整，来作为围绕该横截面中心轴线测量的滚动(roll)仰角

的函数、更接近地匹配关键设计载荷而实现近似椭圆的横截面。图2A的前端横截面图示出具有根据本发明的近似椭圆形横截面的机身壳体20的示例性实施例。在图2A中，壳体的周向或者外周标示为28，窗口带31邻近具有主客舱地板32的客舱22设置。货舱26如图所示具有单元装载装置或者货物容器24。该壳体的拱顶区域27和底部区域(keel region)29限定该壳体的上下极限。

为了本发明的目的，术语“近似椭圆横截面”应该理解为形状大概为椭圆形的横截面，宽/高比(或者高/宽比)处于1.01与1.30之间，其横截面外周或者周向为“纯”椭圆形，即形状严格为椭圆形，或者与这种严格椭圆形形状偏离为±7％之间，该误差沿从机身壳体横截面的中心轴线径向向外延伸的方向在基本上每个点处测量，或者沿着其中心轴线的纵向位置处。

图2B示出图2A的实施例的平面图，示出细长的内部可加压的管状壳体21和相反方向的封闭机头端23和机尾端25，以及用于提升13(例如，机翼)壳体离开地面和相对于地面推进15(例如，发动机)的装置。

如图3示意性地示出，为了说明的目的，假定一柱状坐标系，具有基本上沿机身壳体30的纵向或者中心轴线的正向向前的x；其中，半径r离开x轴线沿正向径向向外，角向坐标

是从指向飞行器右边的基本水平矢量的

处向上正向旋转，向前指向，与x轴线成直角。因此，可见，柱状角向坐标

对应于从0度至+360度围绕x轴线变化的壳体的“滚动仰角”。对应的笛卡尔坐标系具有沿机身壳体横截面的中心轴线正向向前的x轴线，相对于飞行器中心轴线左侧正向的y轴线，以及从中心轴线正向向上的z轴线，如图3所示。

如果飞行器机身壳体30的横截面的外周或周向外围38的名义形状是“真正”的椭圆形，如图3的虚线轮廓所示，即，该椭圆具有等于2·r_max的直径D_maj(宽度)的基本水平长轴，以及具有等于2·r_min的直径D_min(高度)的基本垂直短轴，离心率e为

$e=\sqrt{(1-{(r_{\min }/r_{\max })}^2)},$

那么半径r，表述为

的函数，由下式给出

或者，通过限定A＝(r_min/r_maj)＝(D_min/D_maj)，由下式给出

“曲率”，

限定为该表面局部曲率半径的反比，通过下述等式给定，用于真正的椭圆形状38：

但是，如果壳体30的名义横截面外表面或者外周38不是真正的椭圆形，而是如上所述近似椭圆形，那么用于局部曲率半径的等式并非如上所述，而是会使用稍微不同的等式，或者更实际地，可包括数字化制定的曲线，可应用数字计算机建模技术。因此，为了本发明的目的，当机身壳体的半径函数

从真正椭圆横截面

的半径

径向变化不超过±7％时，如图3所示，那么机身壳体30被认为是具有近似椭圆形的横截面形状。类似地，近似椭圆形的局部曲率，这里限定为可与纯椭圆形状的曲率

对应地不同，仍然被视为具有根据本发明的近似椭圆的横截面形状。

如本领域技术人员所知道的那样，具有近似椭圆形横截面的机身壳体30的周向外周38周围的关键设计载荷的分布可在不同的纵向机身位置或部分处变化，不仅取决于压力导致的载荷，而且取决于这种加压载荷与其他机身弯折和扭转载荷的组合，例如，来自于水平和垂直尾部操作相关的载荷，或者阵风载荷，关键设计载荷还会受制于机身结构的选定部分的压力、张力、剪切力和纵向弯曲因素，以及最小材料尺寸或者厚度因素，冰雹或其他冲击造成的潜在损坏的直接可视冲击破坏(BVID)标准，以及疲劳和/或气动弹性设计因素和标准。

还可以理解的是，实现用于这种近似椭圆横截面机身的优化轻量结构或壳体会产生设计挑战，因为实现具有非圆形横截面的设计需要考虑结构和重量的不利因素，尤其是与压力作用相关的。但是，已经发现，可实现根据下述方法的重量优化的近似椭圆形的机身壳体。

首先，应当理解，示例性壳体30具有与其每个横截面的每个周向元件关联的至少一个结构属性，可作为仰角

的函数进行修整，使得对作用在其上的设计载荷进行反作用所需的壳体的重量，包括所需的任何安全因素，小于对具有相同设计载荷但是其中还没有如此修整相同的元件结构属性的进行反作用所必要的相同壳体的重量。在一项优选实施例中，

的函数包括

或者

或者其组合。因此，用于最小化机身壳体30的重量的方法的示例性实施例包括将该壳体的每个横截面的每个周向元件的至少一个结构属性限定为

或者的函数或者其组合，即，作为函数性的，然后修整该元件的至少一个结构属性，使得对每个元件上的所有设计载荷进行反作用所需的壳体的重量小于对其上具有相同设计载荷但是其中至少一个结构属性还没有被如此修整的进行反作用所需的量。

图4示意性地示出在典型飞行器机身壳体构架中使用的代表性“蒙皮-桁架”几何结构，图中所示仿佛沿纵向切开并且放平，或者“映射”到具有平行于壳体中心轴线x的横坐标和对应于距离横坐标的周向距离lc的纵坐标的二维平面(参见图3)，其中该壳体的结构部件包括至少一个外周蒙皮40，或者“飞机蒙皮”，附着至大体正交的格栅结构，该结构包括设置成大体彼此平行并且平行于壳体纵向x轴线的多个周向间隔的纵向“桁架”42，以及多个纵向间隔的成形件，或者“框架”44，设置成大体彼此平行并且垂直于桁架。该框架可包括周向凸缘46和径向腹板48。

根据本发明，诸如图4所示的用于蒙皮-桁架机身架构的结构的重量优化或修整可包括一项或多项下述操作：通过

来修整相关的结构属性，包括：蒙皮40的标准量度或厚度；框架42的径向深度；相应框架凸缘46的厚度；相应框架腹板48的厚度；以及修整作为的函数的属性，桁架42的横截面形状和/或尺寸(例如，“帽形”、“F”、“T”、“L”形等)，加上材料的属性，例如金属，诸如铝或非金属，例如在树脂基体中以规定取向、模式和层而嵌入的碳纤维，这些结构部件由此形成。

对于所谓的“复合体”蒙皮40，可修整作为

的函数的结构属性，例如，蒙皮中的板层或层的数量，和/或各层之间的相对角向取向角，和/或百分比分布，以特定

设置的板层的取向角。该蒙皮也可作为

的函数在不同于这里使用的材料类型和数量(即，复合的、金属的或者其组合)的情况下进行修整。

如所公知的，复合体飞行器机身壳体可有利地结合的蒙皮包括复合“夹层”，即，硬的、轻量的“芯部”结构50，包括叠置在两个周向蒙皮之间或者面板之间的连续泡沫或者蜂窝单元52。代表性的芯部蜂窝几何结构如图5A-5D所示，其中，应该理解的是，芯部夹置在内面板与外面板之间(未示出)。

对作为

和一个或多个其他变量的函数的机身壳体结构属性进行这种修整也可有利地应用至夹层复合结构的其他结构部件，包括其蒙皮，即，作为

的函数和内和外面板属性进行修整，包括其中的板层数，相应的板层相对和/绝对取向角，和/或以

的该特定值设置的板层的取向角的百分比分布，以及对夹层芯部厚度采用

进行修整，和/或单元密度，芯部材料和/或专用于夹层的局部设计和构造。因此，例如，芯部材料可通过改变例如芯部材料、类型和密度而在整个设计过程中进行修整。

修整作为

函数的机身结构属性也可实现在所谓的“等格栅”结构的情况下。等格栅板包括至少外部蒙皮，或者面板，如上所述，具有整体加固或桁架部件60，布置成单元62的模式，如图6A-6G所示，并且可使用公知的等格栅板建模技术进行分析。(参见，例如，Meyer，R.等，Isogrid DesignHandbook，NASA Center for Aerospace Information(CASI)，NASA-CR-120475；MDC-G4295A，1973年2月1日。)在飞行器机身壳体的情况下，这种等格栅结构可包括面板和整体桁架部件，在上述复合体结构中，其可例如通过公知的纤维设置或长丝缠绕技术而叠置起来。作为的函数的等格栅结构的结构属性的修整可采用类似于作为

的函数变化的等格栅设计和构造属性的方式而用于等格栅结构。这可包括格栅类型、形状、间隔和材料的使用，包括格栅面板和等格栅整体桁架部件二者的混合材料类型。

图7示出作为

的函数绘制的结构属性的示例性修整函数。这种类型的示例性函数代表的情况为：结构属性随着增加或

而线性或单调增加。该结构属性可以是蒙皮标准量度、框架深度或者其他结构属性。如果该结构属性是框架深度，那么拱顶区域中(即，

接近90°)的局部框架深度相对于平均框架深度而增加，底部区域中(

接近270°)的局部框架深度也相对于平均框架深度而增加。应该理解的是，图7所示的修整函数仅仅是示例性的，专用于飞机的修整函数可按照需要在形状、特征和量值中进行变化，从而最小化可应用载荷的重量和阻力。

图8示出代表性复合纤维板层取向的平面图，包括零度板层81、九十度板层82以及加减四十五度板层83。

到这里，本领域技术人员应该理解，可在不脱离本发明的精髓和范围的情况下对本发明的近似椭圆飞行器机身结构的材料、设备、结构和实现以及重量优化方法进行许多改进、代替和改变。因此，本发明的范围不应该局限为这里所示和所述的特定实施例，因为它们的本质仅仅是示例性的，而是应该完全相称于后文所附的权利要求和它们的功能性等同内容。

Claims (8)

1.一种内部可加压的飞行器机身结构，包括：

具有中心轴线x、相对方向的封闭机头和机尾端部以及非圆形横截面的细长管状壳体，该非圆形横截面在沿着所述两端部之间的x轴线的基本上每个点处具有半径

其中，是围绕x轴线从0°变化为+360°的滚动仰角；以及

其中，所述壳体的每个横截面的半径

从具有尺寸为2·r_max的长轴和尺寸为2·r_min的短轴的椭圆横截面的半径径向地变化不超过±7％；

其中所述壳体具有至少一个结构属性，所述结构属性已经作为所述仰角

的函数进行修整，所述至少一个结构属性随着增加半径差或曲率差的绝对值

或

而线性或单调增加，其中所述

是壳体的局部曲率半径的平均值，所述

是壳体表面的局部曲率半径的反比，而所述

是所述

的平均值。

2.根据权利要求1所述的机身结构，其中：

所述壳体的最大宽度大于其最大高度；以及

所述壳体的最大宽度和高度分别基本上对齐于所述椭圆横截面的长轴和短轴。

3.根据权利要求1所述的机身结构，其中，

由下述关系给出：

4.根据权利要求1所述的机身结构，其中

与

关联，与

关联的对应曲率

由下式给出：

其中作为一种所述至少一个结构属性的蒙皮的厚度作为

与

至少一个的函数进行修整。

5.一种最小化一类可加压飞行器机身的重量的方法，该飞行器机身包括具有中心轴线X、相对方向的机头和机尾端部以及非圆形横截面的细长管状壳体，该非圆形横截面在沿着所述两端之间的X轴线的基本上每个点处具有半径

其中：

是围绕x轴线从0°变化为+360°的所述壳体的滚动仰角；

所述

从具有尺寸为2·r_max的长轴和尺寸为2·r_min的短轴的椭圆横截面的半径

径向地变化不超过±7％；

曲率

被定义为壳体表面的局部曲率半径的反比并且与

关联；以及

与

关联的曲率

由下式给出：

该方法包括：

限定所述壳体的至少一个结构属性作为仰角

的函数；以及

对作为仰角的函数的所述壳体的所述至少一个结构属性进行修整，其中，所述至少一个结构属性随着增加半径差或曲率差的绝对值

或

而线性或单调增加，其中所述是沿着X轴线的非圆形横截面的半径，所述

是壳体表面局部曲率半径的平均值，

是壳体表面的局部曲率半径的反比，

是

的平均值。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，由下述关系给出：

7.根据权利要求5所述的方法，其中所述壳体包括具有一厚度的周向蒙皮；以及所述方法进一步包括：

对所述至少一个结构属性中的所述蒙皮的厚度进行修整。

8.根据权利要求5所述的方法，其中：

所述壳体包括多个大体平行的纵向间隔的周向框架；以及所述方法进一步包括：

对所述至少一个结构属性中所述框架的径向深度进行修整。

Images