CN101374721A - 用于飞行器机身的结构构架 - Google Patents
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Abstract
一种用于飞行器机身的结构构架(10)，包括外蒙皮(12)和多个横向于机身纵向并排间隔延伸的隔框(14)。根据本发明，至少一部分数量的隔框包括槽形截面的主隔框部分(18)，且槽的边缘邻近外蒙皮(12)。在一优选实施例中，主隔框部分(18)的槽形空间用于容纳至少一个空气供应管线，该管线可以由例如独立的管线(28)形成。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器机身的结构构架。
背景技术
在现今的商用飞行器中，飞行器机身的结构部件包括通常由多个层构成的外蒙皮和设置在蒙皮内侧的加强框架，所述加强框架由沿机身纵向和机身横向延伸的带或撑杆构成。纵向撑杆在专业术语中也被称作纵梁，而横向撑杆通常被称作隔框。
在考虑客机时，对于空中乘客来说良好的外部视野是舒适和理想的一种标准。因此舒适的机舱是客机最重要的销售条件之一。所以目标是在机身上尽可能多的配置窗户区域。窗户可以配置在隔框之间，使得窗户的宽度由隔框的间距决定。然而，相邻隔框之间的间距不能为任意尺寸，因为其对机身横向刚度有影响，其最大间隔由机身的强度需求来确定。
发明内容
本发明的目的是提出一种能够增加窗户宽度的用于飞行器机身的结构构架。
为了实现该目的，本发明提供了一种用于飞行器机身的结构构架，包括外蒙皮和多个横向于机身纵向并排间隔延伸的隔框，其中，根据本发明，至少一部分数量的隔框包括槽形截面的主隔框部分，且槽的边缘邻近外蒙皮。由于主隔框部分的槽形构造，所以该隔框具有两个相互隔开延伸的壁，在各种情况下其形成槽侧边之一，且在各种情况下在远离槽底部的端部区域处其可连接外蒙皮，例如通过焊接、铆接、胶粘或层压。这种“双壁”构造的隔框比传统的单壁隔框(例如Z形或I形截面)可以在很大程度上加固外蒙皮，其中传统的单壁隔框只能沿着一条线或一个隔框壁接合到外蒙皮上。由于具有更大的加固效果，所以可以增加相邻隔框之间的间隔，从而与传统的单壁隔框的情况相比，每给定机身长度上需要总数更少的隔框。由于可以增加相邻隔框之间的间距，所以为窗户提供了更大空间，因而窗户可以更宽，并且因此增加了飞行器乘客的舒适感。
由于主隔框部分的槽形构造，可以在槽形空间内另外提供容纳组件的空间，否则这些组件就必须容纳在隔框之间从而会减小装配窗户的可用空间。这里特别考虑空调系统的立管。空调系统通常包括庞大的空气管线系统，通过其将供应空气分配到飞行器并输送给不同的排气口，调温过的供应空气通过排气口吹入机舱。空气管线系统的一部分由安装在机身结构内的立管构成，所述立管沿隔框延伸并使得供应空气分布在横向于机身纵向的平面内，特别是从下向上，作为供应空气的主要部分通常在上机舱区域吹入机舱。根据本发明的一个优选实施例，至少在一部分数量的隔框由槽形主隔框部分构成的情况下，在主隔框部分和外蒙皮之间的空间内设置或形成有至少一个用于输送供应空气的空气管线。
空气管线可以由独立的管线形成或者至少部分由实际的隔框限定，特别是由隔框的槽形主隔框部分限定。当空气管线至少一部分由隔框限定时，至少一个限定管线的壁可以与隔框分开制造，而牢固地与隔框相接。甚至可以想到将空气管线的所有周边壁都与隔框整体成型。
为了减小飞行期间很冷的外蒙皮对空气管线内输送的供应空气合适温度的影响，建议在外蒙皮和空气管线之间设置至少隔热的材料结构。该材料结构也可以具有隔音性能，以减小噪音对乘客的困扰。
如果空气管线由独立的管线形成，可以在空气管线和隔框之间设置至少隔热的材料结构。然而，如果隔框由低传热性材料制成，则可以想到在隔框和管线之间省去另外的隔热材料。在这种情况下空气管线甚至可以至少部分地抵靠隔框。
一个或多个纵梁可以穿过主隔框部分的槽侧边上的孔。在这种情况下有利于确保纵梁与空气管线不接触，特别是当纵梁由高传热性材料如铝基材料制成的情况下。
为了减轻重量，有利地，至少主隔框部分由纤维增强特别是碳纤维增强塑料材料制成。这类材料还以特别低的传热性而与众不同，这符合在隔框附近容纳输送调温供应空气的空气管线的理念。为了在空气管线和隔框之间实现良好的隔热性，也可以用高传热性的基材例如铝基材料制造隔框，而在其上至少局部涂覆纤维增强特别是碳纤维增强塑料材料。特别地，这种涂层可以设置在槽形主隔框部分的内侧。
空气管线可以具有大致圆形的截面。当然同样也可以想到空气管线具有非圆形的截面形状。特别是可以使用截面至少大致适应于主隔框部分的槽侧边和/或槽底部的轮廓线的空气管线。通过与主隔框部分的轮廓的这种紧密适配，其可以在管线截面面积和隔框宽度及高度之间达到良好的折中。在隔框中，需要一定的最小管线尺寸以保证足够的流量，而这当然并非一定产生过大的隔框尺寸。通过使管线的截面形状与主隔框部分的轮廓线相适应可以最优利用可用的槽形空间。
在主隔框部分的槽边缘处方便地设置有朝向相互远离的紧固部分以将隔框紧固到外蒙皮上。
主隔框部分可以包括底壁和接合到底壁的两个相对的侧壁，截面类似于U形。当然也可以想到不同形状的主隔框部分，例如大致V形，在这种情况下没有实际的底壁，槽底部由V形的尖部构成。一般来说，在本发明范围内可以想到能提供槽形截面的任何截面形状的主隔框部分。例如，除了上述U形和V形截面形状外，半圆形、梯形或者矩形截面形状的主隔框部分都是可以想到的。
可以在主隔框部分的至少其中一个壁面上形成至少一个边界闭合的开口。这类开口可以用于例如穿过空气管线，而它们也可以作为隔框的槽形空间的入口用于维修或测试。不用的开口可以用可拆卸的盖封闭。
附图说明
下面基于附图详细说明本发明，附图中：
图1表示根据本发明的用于飞行器机身的结构构架的第一实施例，
图2表示根据本发明的结构构架的第二实施例，以及
图3表示根据本发明的结构构架的第三实施例。
具体实施方式
图1示出具有根据本发明第一实施例的结构构架的飞行器机身的局部细节剖面透视图。总体上由10表示的机身部分具有外蒙皮12、隔框14和纵梁16。在图1所示的各种情况下仅示出其中一个隔框14和纵梁16；可以理解飞行器机身在各种情况下总共可以包括多个并排间隔布置的隔框14和纵梁16。隔框14横向于机身纵向延伸，而纵梁16沿机身纵向设置。外蒙皮12、隔框14和纵梁16可以用例如铝、铝合金、碳纤维增强塑料材料制造。可以想到，外蒙皮12可以用铝基材料制造，而至少某些由隔框14和纵梁16构成的加强撑杆可以由碳纤维增强塑料材料制成。至少隔框14优选由这类塑料材料制造。隔框14和纵梁16通过例如铆接或焊接等未示出的方式结合到外蒙皮12上。如本身公知的那样，未详细示出的夹具可以将隔框14和纵梁16结合到一起。
至少一部分数量的隔框14是如图1所示形式。不需要机身上所有的隔框都是这种形式；可以想到一部分数量的隔框可以以不同形式构造。
图1所示隔框14具有槽形的主隔框部分18，槽的开口部分朝向外蒙皮12，槽的边缘与外蒙皮12相邻。从横截面看，主隔框部分18形状近似U形，包括底壁20和与底壁20连接的两个相对的侧壁22。底壁20相对较平，侧壁22略微相互向外呈弧形。分别从槽内部向外伸出的整体接合的紧固部分24设置在侧壁22的远离底壁的端部，该紧固部分用于将隔框14固定到外蒙皮12上。例如，将隔框14牢固地连接到外蒙皮12上的铆钉可以插入到该紧固部分24中。
可以让所涉及的纵梁16穿过的孔24在各自情况下形成在隔框14的侧壁22上纵梁16穿过隔框14的位置处。根据图1所示示例，纵梁16可以由大致Z形截面的异型钢带构成；其高度远小于隔框14的高度，从而在纵梁16上方的隔框14的槽形空间中能留有足够的设置空气管线的自由空间。这种空气管线在图1中形成为管线28，其横截面形状接近于主隔框部分18的底壁20和侧壁22的轮廓线。管线28可以置于纵梁16上；然而优选地，管线28和纵梁16不接触，在这种情况下可以通过插入在管线28和外蒙皮12之间的填充隔绝材料30保证相互不接触。填充材料30的隔绝特性至少包括隔热特性；填充材料30优选还具有隔音特性，其有助于保持飞行器机舱内的低噪音水平。如果纵梁16例如由高传热性材料例如铝或铝合金等制成，则管线28与纵梁16不接触是特别有利的。在这种情况下，建议防止纵梁16和管线28之间的冷桥，从而不影响管线28中运送的供应空气的适宜温度。填充材料30可以用作管线28的支撑并确保在管线28和纵梁16之间有足够间隔。
如果隔框14由低传热性材料制成，特别是由碳纤维增强塑料材料制成，则可以省去实现管线28与主隔框部分18的壁面隔热的专门措施。因此，在图1的实施例中，在管线28和主隔框部分18的侧壁22和底壁20之间没有填充材料30。根据该实施例，管线28可以直接抵住底壁20和/或侧壁22，在这种情况下填充材料30可以保证一定的系统压力，并且管线截面形状与主隔框部分18的轮廓线的这种接近可以保证管线28牢固定位而基本不会在隔框14的槽形空间中晃动。作为可替代方式，或者另外地，也可以设置将管线28固定到主隔框部分18的壁面上的紧固装置。可以想到，例如将管线28胶粘到底壁20和/或侧壁22上。
然而，如果不能保证飞行期间外部低温不会通过外蒙皮12传递给隔框14，则建议将填充材料30扩展到管线28和主隔框部分18的壁面20、22之间，使得管线28全部嵌入到填充材料30包围之中。
管线28构成了飞行器空调系统的立管。这类立管使得调温后的供应空气可以分布在横向于机身纵向的平面内。例如，图1所示管线28可以伸入到飞行器机舱的上机舱区域并在那儿与一个或多个机舱排气口相连，通过排气口可以将供应空气吹入机舱。可以理解不是所有的飞行器机身的槽形隔框14都要用于容纳空气供给管线。还应理解，在隔框14的槽形空间中，可以形成不止一条空气供应管线，而可以形成两条或更多的空气供给管线。为此，在图1的改型中，可以在槽形空间中容纳两条或更多的这种空气供给管线来替代一条管线28。下面结合图2解释另一种用于形成一个或多个空气管线而省去独立的管线的可替代方式。
侧壁22彼此之间的间隔以及底壁20与外蒙皮12之间的间隔适合于管线28形成的空气供给管线的最小必需截面尺寸。管线28不能太小，否则沿着管线28会产生过多压力损失。出于声学的考虑，管线28内输送的空气的流速也不能太高。然而，另一方面，管线28必须能够保证一定流量。这些要求导致管线28得具有一定的最小截面尺寸。底壁20和侧壁22之间的槽形空间的大小必须相应地设计以使其中能够容纳期望截面面积的一个或多个空气供给管线。在这种情况下，对于给定的机身外部尺寸，需要使隔框的宽度和隔框的高度之间最优化，隔框的高度太高会减小机舱可用空间，而隔框的宽度过宽会限制相邻隔框之间安装窗户的可用空间。
朝向机舱内部的机身构架通过内罩32封闭，其下设置有隔绝材料结构34，后者填充了罩32和外蒙皮12之间的空间。可以看到，在图1的示例中，类似于隔绝材料30的隔绝材料结构34至少保证隔热，如果需要的话还能隔音，其厚度在隔框14处减小，从而内罩32在隔框14的底壁20上以较小的间隔延伸。如果从外蒙皮12通过隔框14向内罩32传递的低温可以通过使用低传热性材料显著限制的话，则特别可以减小由例如绝热泡沫制成的这种隔绝材料结构34的厚度。如已经提到过的那样，为此隔框可以整个由碳纤维增强塑料材料制成；也可以想到用更高传热性的材料制造隔框14，而在至少局部设置低传热性涂层。这种涂层可以由例如碳纤维增强塑料构成。可以想到例如在隔框14的底壁20和至少部分侧壁22的内侧和/或外侧设置这种涂层。
由于如上文所述通过选择适当的材料来限制或防止寒冷通过隔框14传递到机舱内部，所以在隔框顶面即底壁20和内罩32之间相对较薄的隔绝材料层就足以实现机舱整体的隔热。其优点是使得机身壁面的最大厚度——在图1中用a表示——保持相对较小，这对机舱的可用空间也具有有益效果。
在图1中用36表示装配到机身上的窗户。
在图2和图3的实施例中，相同或等同的组件使用和图1相同的附图标记，仅增加了一个小写字母。除非下文另有指出，则上述声明涉及这些组件的解释说明。
在图2的变型中，隔框14a的槽形空间内形成有管线28a，其中该管线与图1的实施例不同，其不是由独立的管线构成，而是由主隔框部分18a的底壁20a和侧壁22a以及边界壁38a构成，边界壁38a在两个侧壁22a之间延伸，距外蒙皮12a一定间隔。在图2的示例中，边界壁38a是与主隔框部分18a分开制造并且通过例如胶粘或焊接牢固地、紧紧地接合在侧壁22a上的一个部件。可以想到边界壁38a可以与主隔框部分18a整体成型，特别是如果隔框14a通过拉拔工艺制成的话。
如果在隔框14a的槽形空间内不是仅设置一个管线28a而是两个或更多的话，可以考虑引入进一步的边界壁，其可以例如在底壁20a和边界壁38a之间延伸。
图2还示出了形成在底壁20a上的开口40a，其由盖42a紧紧封闭。空气管线28a可以通过该开口40a够到，例如在维修或组装时。可以理解，能够在底壁20a和/或一个或两个侧壁22a上设置多个开口40a。这种开口还可以用来将隔框14a的槽形空间内延伸的空气管线28a连接到空调系统的相邻部件。例如，可以通过这类开口实现与机舱排气口的连接，供应空气可通过该机舱排气口吹入机舱。
在图3的变型中，隔框14b包括大致V形截面的主隔框部分18b。在这类隔框构造中，槽的底部形成在V形的尖部区域，在图1和图2的实施例中设置的底壁在图3情况下的隔框14b中不存在。
图3还用虚线示出具有圆形横截面的管线28b，其可以由主隔框部分18b的侧壁22b支撑。侧壁22b之一上的开口40b同样由虚线示出。如果合适地确定开口40b的尺寸，其可以例如用于通过管线28b。也可以想到，使与管线28b接合的连接管穿过该开口40b。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于飞行器机身的结构构架，包括外蒙皮(12)和多个横向于机身纵向并排间隔延伸的隔框(14)，其中至少一部分数量的隔框包括槽形截面的主隔框部分(18)，且槽的边缘邻近外蒙皮，
其特征在于，至少在一部分数量的隔框(14)由槽形主隔框部分(18)构成的情况下，在主隔框部分和外蒙皮(12)之间的空间内设置或形成有至少一个用于输送供应空气的空气管线(28)。
2.根据权利要求1所述的结构构架，其特征在于空气管线由独立的管线(28)形成。
3.根据权利要求1所述的结构构架，其特征在于空气管线(28a)至少一部分由隔框(14a)限定。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的结构构架，其特征在于在外蒙皮(12)和空气管线(28)之间设置有至少隔热的材料结构(30)。
5.根据权利要求2或4所述的结构构架，其特征在于在隔框和空气管线之间设置有至少隔热的材料结构。
6.根据权利要求2或4所述的结构构架，其特征在于空气管线(28)至少部分抵靠隔框(14)。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的结构构架，其特征在于沿机身纵向延伸的至少一个纵梁(16)穿过主隔框部分(18)的两个槽侧边上的孔(26)并且不接触地横跨空气管线(28)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于至少主隔框部分(18)由纤维增强特别是碳纤维增强塑料材料制成，或者至少在局部涂覆有这类塑料材料。
9.根据权利要求1至8中任一项所述结构构架，其特征在于空气管线(28)具有非圆的横截面形状。
10.根据权利要求2和4至9中任一项所述的结构构架，其特征在于空气管线(28)的横截面至少大致适应于主隔框部分(18)的槽侧边和/或槽底部的轮廓线。
11.根据前述权利要求任一项所述的结构构架，其特征在于在主隔框部分(18)的槽边缘处设置有朝向相互远离的紧固部分(24)以将隔框(14)紧固到外蒙皮(12)上。
12.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于主隔框部分(18)包括底壁(20)和接合到底壁上的两个相对的侧壁(22)，主隔框部分(18)的截面类似于U形。
13.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于在主隔框部分(18a)的至少其中一个壁面(20a)上形成有至少一个边界闭合的开口(40a)。
Claims (14)
1.一种用于飞行器机身的结构构架，包括外蒙皮(12)和多个横向于机身纵向并排间隔延伸的隔框(14)，
其特征在于至少一部分数量的隔框包括槽形截面的主隔框部分(18)，且槽的边缘邻近外蒙皮。
2.根据权利要求1所述的结构构架，其特征在于至少在一部分数量的隔框(14)由槽形主隔框部分(18)构成的情况下，在主隔框部分和外蒙皮(12)之间的空间内设置或形成有至少一个用于输送供应空气的空气管线(28)。
3.根据权利要求2所述的结构构架，其特征在于空气管线由独立的管线(28)形成。
4.根据权利要求2所述的结构构架，其特征在于空气管线(28a)至少一部分由隔框(14a)限定。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的结构构架，其特征在于在外蒙皮(12)和空气管线(28)之间设置有至少隔热的材料结构(30)。
6.根据权利要求3或5所述的结构构架，其特征在于在隔框和空气管线之间设置有至少隔热的材料结构。
7.根据权利要求3或5所述的结构构架，其特征在于空气管线(28)至少部分抵靠隔框(14)。
8.根据权利要求2至7中任一项所述的结构构架，其特征在于沿机身纵向延伸的至少一个纵梁(16)穿过主隔框部分(18)的两个槽侧边上的孔(26)并且不接触地横跨空气管线(28)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于至少主隔框部分(18)由纤维增强特别是碳纤维增强塑料材料制成，或者至少在局部涂覆有这类塑料材料。
10.根据权利要求2至9中任一项所述结构构架，其特征在于空气管线(28)具有非圆的横截面形状。
11.根据权利要求3和5至10中任一项所述的结构构架，其特征在于空气管线(28)的横截面至少大致适应于主隔框部分(18)的槽侧边和/或槽底部的轮廓线。
12.根据前述权利要求任一项所述的结构构架，其特征在于在主隔框部分(18)的槽边缘处设置有朝向相互远离的紧固部分(24)以将隔框(14)紧固到外蒙皮(12)上。
13.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于主隔框部分(18)包括底壁(20)和接合到底壁上的两个相对的侧壁(22)，主隔框部分(18)的截面类似于U形。
14.根据前述权利要求中任一项所述的结构构架，其特征在于在主隔框部分(18a)的至少其中一个壁面(20a)上形成有至少一个边界闭合的开口(40a)。
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