CN101479098B - 飞机侧整流板 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机侧整流板，具有独立的空心腔(12、13、14)形式的部件(9)，它基本上以优选的弯曲平面设置，并且设置在两个覆盖层(1、2)之间，其中，设置有完全地围绕具有空心腔(12、13、14)的部件(9)的气密膜，当使用真空装置将空心腔(12、13、14)抽空后，以密封方式围绕具有空心腔的部件(9)。

Description

飞机侧整流板

技术领域

本发明涉及具有核心材料的一种飞机侧整流板，具体地，所述核心材料以独立的空心腔的形式大致地设置在平面中并且密封在两个覆盖层之间，具有朝向飞机外部的绝缘层和面对机舱的装饰层。

背景技术

现有的飞机侧整流板是由核心材料构成，具体地，所述核心材料以独立的空心腔的形式大致地设置在平面中并且密封在两个覆盖层之间，具有朝向飞机外部的绝缘层和面对机舱的装饰层。在这种情况下，所述核心材料由腔构成，具体地是树脂浸渍的非金属材料的蜂窝空心腔结构。在所述的这种类型的侧整流板中，覆盖层设置在所述蜂窝结构的上和下并且粘结到其上。覆盖层是由浸渍过合成树脂的玻璃纤维织物构成。这种类型的核心材料，其上层和下层通过覆盖层封闭，用在构建客机的内部板中作为半成品。所描述的用于飞机侧整流板的这种结构允许高强度的材料具有相对较轻的重量。其缺点在于：由于核心材料和位于二个覆盖层之间的空心腔的这种布置，产生了材料的特殊的热传导率，其在通常的侧整流板情况下，具有约为0.06W/mK的热传导率。

所述的这种类型的侧整流板的隔热效果通过“热传递系数”而确定，所述“热传递系数”大致从热传导率λ与所述部件厚度的商计算。由于侧整流板的厚度相对较薄，部件或所述侧整流板部件大致产生低的绝缘效果，并且因而，所述侧整流板的尾部或向外侧需要设置额外的隔热层。因此，为了实现必要的对于乘客的热舒适性具有关键影响的表面温度，在现有的侧整流板情况下，设置有主绝缘和附加的次绝缘。

在主绝缘和核心材料之间的次绝缘的安装意味着需要额外的结构空间，因而减少设置在乘客舱中的空间，并且增加飞机重量。额外的重量同时意味着飞机性能降低。另外，以次绝缘的形式安装附加的绝缘不利于在侧壁板的生产过程中，需要独立的制造步骤。

发明内容

此发明基于的目标是在避免现有材料的缺点并同时改善其隔热性能的基础上提供一种飞机侧整流板。

通过如下侧整流板的特征和方法特征而实现根据本发明的目的。

一种飞机侧整流板，其包括部件，所述部件限定独立的空心腔，所述独立的空心腔大致排列在优选的弯曲平面中，并且设置在两个覆盖层之间，飞机侧整流板还包括围绕所述部件的气密膜，其特征在于：

所述气密膜完全地围绕所述空心腔，而所述覆盖层设置在所述气密膜的外表面上，

其中，在应用真空装置以将所述空心腔抽真空后，所述气密膜以气密的方式围绕空心腔。

一种用于生产飞机侧整流板的方法，其使用具有空心腔的部件，其中，

具有空心腔的所述部件经受真空装置，

所述空心腔通过具有空心腔的所述部件经受真空装置而被抽真空，所述部件被气密膜密封，并且所述真空装置随后被移走，所述气密膜自身紧密地施加到所述部件。

根据本发明的侧整流板的进一步改进通过从属权利显示。

本发明提供了用于飞机的侧整流板，其中核心材料被抽真空，因而比现有技术大幅地改善了飞机侧整流板的绝缘性能。根据本发明的第一实施方式，空心腔经受真空装置，随后被覆盖层密封，因此，空心腔里的真空就被保持。围绕空心腔的气密膜和优选地覆盖层确保真空永久地保持在空心腔中。所述膜优选地密封整个部件，即，覆盖层和位于其中的核心材料，从而，全部空气保持从包括覆盖层及核心材料的所述部件中被抽出。

根据进一步的实施方式，覆盖层以多孔格的形式设置，以多孔格上的每个孔优选地指定在每个空心腔的中心点的方式。以这种方式，空心腔里中的空气通过多孔格被抽出，在所述孔或开口被以密封的方式密闭以后，当抽真空已经结束以后，通过优选地在其面对多孔格的侧面上浸渍树脂的膜密封多孔格的侧面。

根据本发明的侧整流板的进一步改进，真空隔热板VIP(vacuuminsulation panels)被应用。与上述实施方式相比，这些板具有蜂窝空心腔的核心材料的功能，并且例如通过粘连或层压的方式固定地连接到覆盖层。在此种情况下，覆盖层起到机械地保护真空膜防止相同的破坏的作用。在此情况下，所述部件优选地不是平面设计，而是具有稍微弯曲的设计。

在本发明的进一步完善中，侧整流板的尾部或前部被以具有高度的热辐射反射率的方式设计。这能通过后部表面的蒸汽沉积或通过在覆盖层上使用根据DE_10027925_C2的特殊的低发射的膜来实现。优点是能进一步减少侧整流板的辐射热的损失。

根据本发明，飞机侧整流板隔热层的厚度大幅度减少，故机舱能安装在飞机机身深度较浅处，得到更宽敞的机舱空间。作为空心腔处于真空下的结果，对于同样的重量，根据本发明的飞机侧整流板具有明显地提高的隔热效果，从而，也减少了生产成本和飞机重量，另外还节约了安装空间。

VIP板作为核心材料的应用的优点是由于它们含有微孔材料，比如二氧化硅，并具有良好的声学阻尼性能。

为了解释进一步特征，参照附图描述根据本发明的飞机整流板的优选的实施方式。

附图说明

图1显示已知的核心材料的示意性立体图；

图2显示与图1相对应的具有覆盖层位于核心材料上的示意图；

图3显示具有飞机外皮的飞机侧整流板的剖面示意图；

图4显示飞机侧整流板的部件的第一实施方式的爆炸详图；

图5a，5b显示在图4上修改的实施方式的剖面示意图；

图6显示发明的另一个实施方式；和

图7显示根据图6实施方式的透视图。

附图标记说明

1    第一覆盖层

2    第二覆盖层

3    核心材料

5    金属片外皮

6    主隔层

7    次隔层

8    装饰层

9    部件

11   气密膜

12，13，14    空心腔

17，18，19    开口

20            膜

22，23，24    孔

具体实施方式

在附图中，除非另有说明，相同的附图标记标注相同或功能上相同的部件。

图1至3显示了根据现有技术的侧整流板的剖面图，以供参考。根据图1，设置有用于飞机侧整流板的核心材料，其包括第一覆盖层1和第二覆盖层2，层间有空心腔形式的核心材料3，其位于平面上，如果合适，位于弯曲平面上，并具有蜂窝状结构。由空心腔组成的蜂窝结构3和空心腔是用经树脂浸渍的非金属材料做成的，而被粘在空心腔上的覆盖层1、2是用浸渍过合成树脂的玻璃纤维做成。图2显示了根据图1粘在一起后的部件1、2、3组成的结构，从中可以清楚地看出覆盖层1，2大致互相平行，并以三明治方式夹住空心腔3。覆盖层1、2和空心腔3位于稍弯曲的平面上。

图3显示了现有的飞机侧整流板的剖面示意图，它连接有以金属片形式或其它材料如碳纤维增强塑料形式的飞机外皮5。这个侧整流板是由主隔层6和次隔层7、覆盖层2、空心腔12-14、和另外的覆盖层1组成。装饰层8通常设置在侧壁整流板的内侧上。因而，侧整流板由部件2、6、7、8和通常总体标注为3的空心腔结构组成。

参照图4-6，以下描述根据本发明的飞机侧整流板的优选实施方式。与图1到3相比，相同的附图标记用于相同部件。

根据图4，主隔层6与飞机主体5的外皮或金属层相连。具有空心腔结构的部件9位于覆盖层2和1之间，所述空心腔大致与图1至3所描述的相符，但是在最终的状态具有被抽气的腔12-14。根据本发明，图4中仅部分地指示的独立的空心腔或蜂窝12，13，14等中的空气被吸出。为了保持在空心腔12，13，14中产生结果的真空，空心腔结构被气密膜11围绕，因而，所述膜紧密地挤压在空心腔结构9上，并确保空心腔12，13，14等的真空得以保持。在此实施方式中，覆盖层1、2随后设置，优先地粘贴在部件9上。图4显示了部件9以及完全围绕部件9的膜部分的横截面11a、11b视图。空心腔12、13、14中的真空产生并且用膜11或11a、11b围绕空心腔结构3以后，膜11因而紧密地靠着并密封住部件9，空心腔12、13、14中的真空就得以保持。这状态所图4所示。在此实施方式中，随后覆盖层1、2被粘贴在附有已被密封的膜部分11a、11b或膜11的部件9上，覆盖层1、2同时起到对膜11从外部的物理保护作用。

为了确保空心腔的抽气过程，即，真空渗透到空心腔12、13、14，空心腔可设置有能与达到外面并在被膜11所密封的开口17、18、19，具体地如图4右边所示的被膜部分11b所密封。在实施方式中，膜在膜部分11b朝向部件9的区域涂有树脂，结果，膜部分11b很容易地连接到设置有开口17、18、19的所述部件表面。

根据图5a所示的另一个实施方式，部件连接或者粘贴到覆盖层2。空心腔12、13、14等分别地在朝向覆盖层3的表面上预先确定的位置，优选地是中心位置，设置有开口如17、18、19等。在此实施方式中，空心腔12、13、14中的气体被抽出，到时，覆盖层1靠在核心材料上，以关闭开口17、18、19等。如图5b所示，覆盖层1直接放置在核心材料或部件9上。这种结构被气密膜11a、11b围绕，并确保部件9中的，即空心腔13、14中的真空得以保持。

图6显示本发明进一步修改的实施方式。在此实施方式中，与图5a、5b相比，覆盖层1被以空心腔12、13、14的每个开口17、18、19都指定相应的孔22、23、24的方式设计成多孔格结构。在这个情况下，开口17、18、19优选地于每个空心腔12、13、14的中心，并与孔22、23、24对齐。

在所有的实施方式中，气密膜以膜部分11a、11b完全围绕住部件9，在生产部件9时膜被引导以袋的形式围绕部件9在真空室中，如果合适，如前所述，覆盖层1、2被密封。当真空移除后，膜紧密地围靠在部件9上，并完全围绕部件9，如果合适，设置在部件9上的覆盖层1和/或2被密封。如上所述，覆盖层1、2可能也被横向地设置在膜11的外侧，这样具有优点，即，通过覆盖层1、2给膜提供机械保护。

图7显示了图6中所示的实施方式，在气密膜11或11a、11b使用前的立体示意图。

当部件9的抽气完成以后，与根据图6的位置相反，膜20a、20b紧密地靠在覆盖层1、2上，并且完全地以密封方式围绕住包含覆盖层1、2和核心材料组成的部件。

在所有本发明的实施方式中，当空心腔被抽空后，气密膜为了确保不漏气的密封，并且保持部件9的空心腔12、13、14的真空状态，提供核心材料和气密膜11之间紧密接触。

根据本发明，标注为9的部件，以优选地蜂窝状空心腔12、13、14形式被在真空室中抽成真空，空心腔具有至少一个开口17、18、19用于抽空空心腔的空间。在真空室中抽真空后，部件9被气密膜11围绕，并且然后从真空室移走以便进一步加工，一旦真空室通气，气密膜11密封空心腔12、13、14的开口17、18、19，结果是空心腔12、13、14保持真空。

根据进一步的实施方式，以覆盖层2已经固定在部件9，部件9通过在空心腔1、13、14中的开口17、18、19抽气。当真空装置被移走前，覆盖层1应用到部件9的具有开口17、18、19的相应表面上，并密封了从空心腔指向朝覆盖层1的方向的开口17、18、19(图6)。另外，以三明治方式围绕部件9的覆盖层1、2被气密膜11围绕，考虑到真空室的通风，所述气密膜11被靠近地应用到覆盖层1、2使覆盖层1、2被密封。(图5a、5b)

在进一步的实施方式中，覆盖层1优选地设置有与空心腔的开口17、18、19对齐的开口22、23、24，因而，空气可以通过多孔格栅形式的覆盖层1被吸出空心腔12、13、14。覆盖层2和覆盖层1与部件9一起随后被气密膜11围绕，作为真空室通风的结果，所述气密膜11紧密地应用到覆盖层1、2。(如图6)

根据进一步的实施方式，具有空心腔12、13、14的部件9暴露于真空装置，部件9设置至少一侧具有覆盖层，便如具有覆盖层2，然后，通过形成在空心腔中的开口17、18、19，空心腔12、13、14的真空形成。然后，部件9与覆盖层2一起被气密膜11围绕围绕，由于真空室通风，气密膜11膜紧密地应用到部件9的外表面，覆盖层2被密封，同时，空心腔12，13，14的开口17、18、19被密封。

在所有的实施方式中，已达到的效果是空心腔12、13、14被抽空，在空心腔12、13、14中的真空以气密膜11的方式被保持。

与图3所示的从金属片外皮向内到机舱的内侧的侧整流板相比，应用根据本发明的结构部件9可能避免至少次隔层7。

传统的侧整流板的热传导率约为0.04至0.06W/mK，而使用具有抽真空的腔的新型结构的部件9的侧整流板的热传导率约为0.008W/mK。

根据真空隔热板VIP的发明代替具有真空空心腔的部件9，根据现有技术取得蜂窝核心材料所需要的静态强度，并且通过胶粘结或层压在覆盖层1、2上获得他们的强度。在这个情况下，覆盖层1、2同时也机械地防止膜被破坏的作用。这种VIP板优选地具有非平面形式，即，其作为整体使用在稍弯曲的内层部件。

这种形式的VIP结构元件由能承受压力及能被抽真空的多孔填充芯组成。所述填充芯以压缩粉末、玻璃纤维或具有开口孔的泡沫塑料展示在这里，其在真空中焊趤气密膜里面，即，这种类型的板已经被气密膜围绕，并且，根据本发明，为了生产部件9而设置有覆盖层1、2。

如有需要，为了防止当真空装置被移走后空气进入气密膜内部，气密膜11被置于部件9周围后通过热密封而密封。

因此，根据发明的部件9，其在图4以下等等中显示为大致平面的部件，也可以具有根据外皮5的曲率而弯曲或稍稍弯曲的形状。

在本发明的进一步完善中，侧整流板的尾部或前部被设计成具有高度的热辐射反射率。例如，通过后部表面的蒸汽沉积或根据DE_10027925_C2，在覆盖层上使用特殊的低发射的膜而实现。优点在于进一步减少侧整流板的辐射热的损失。

虽然参照优选的示例性实施方式，本发明已经被在这个情况下描述，其不限于此，而是可以以多种方式修改。

Claims (10)

1.一种飞机侧整流板，其包括部件(9)，所述部件(9)限定独立的空心腔(12、13、14)，所述独立的空心腔(12、13、14)大致排列在优选的弯曲平面中，并且设置在两个覆盖层(1、2)之间，飞机侧整流板还包括围绕所述部件的气密膜(11)，其特征在于：

所述气密膜(11；11a，11b)完全地围绕所述空心腔(12、13、14)，而所述覆盖层(1、2)设置在所述气密膜(11；11a，11b)的外表面上，

其中，在应用真空装置以将所述空心腔(12、13、14)抽真空后，所述气密膜(11；11a，11b)以气密的方式围绕空心腔(12、13、14)。

2.根据权利要求1所述的飞机侧整流板，其特征在于：

空心腔(12、13、14)具有蜂窝形状，并且具有用于抽真空的开口(17、18、19)。

3.根据权利要求1或2所述的飞机侧整流板，其特征在于：

气密膜(11)的面对所述部件(9)的至少一个表面浸渍树脂。

4.根据权利要求1或2所述的飞机侧整流板，其特征在于：

至少沿覆盖层(1)之一的方向在部件(9)中设置开口(17，18，19)。

5.根据权利要求1或2所述的飞机侧整流板，其特征在于：

气密膜(11)围绕部件(9)，并且，所述气密膜(11)被覆盖层(1，2)横向地密封。

6.根据权利要求1或2所述的飞机侧整流板，其特征在于：

整流板的后侧和/或前侧具有高度的热辐射反射性。

7.一种用于生产飞机侧整流板的方法，其使用具有空心腔的部件，其中，具有空心腔的所述部件经受真空装置，

所述空心腔通过具有空心腔的所述部件经受真空装置而被抽真空，所述部件被气密膜密封，并且所述真空装置随后被移走，所述气密膜自身紧密地施加到所述部件。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：

所述空心腔设置有开口，并且，在应用真空装置期间，在真空装置被移走以前所述开口被气密膜密封。

9.根据权利要求7或8所述的方法，其特征在于：

所使用的气密膜是至少在元件的设置有到空心腔的开口的区域处设置有树脂涂层的膜。

10.根据权利要求7或8所述方法，其的特征在于：

所述部件被以气密膜围绕以后，并且在所述真空装置释放后，横向的覆盖层被连接。

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