CN101631665B - 作为飞机机身部件的壳体部件 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种作为飞机机身部件的壳体部件(4)，其中所述壳体部件(4)形成为弯曲的薄片状部件并至少部分或全部为CRP结构。
Description
技术领域
本发明涉及一种壳体部件，所述壳体部件用于建造飞机机身，并部分或全部为CRP结构。
背景技术
申请人知晓飞机机身可通过将多个短的机身筒体连在一起来生产。在这种情况下，所述飞机机身在其圆周上是整体的。在另一可选结构中，飞机机身由机身壳体构成。与机身筒体相比，机身壳体具有更易制造且在机身设计中提供更大挠性的优点。
对于大型民用客运机和运输机，这种类型的机身壳体或机身筒体通常由金属或金属合金制成。但是，这些金属机身壳体或金属机身筒体具有许多缺点。特别是所述机身壳体或机身筒体的尺寸受到限制，例如由于半成品如金属薄片带来的限制、成型切刀或用于处理的化学电解槽尺寸带来的限制。因此，如果使用金属机身壳体，必须将较大数量的较小金属壳体装配成较大的部分并最终成为机身。另一个缺点是由金属制成的所述机身壳体或机身筒体具有相当大的重量。
发明内容
因此，基于提供一种用于飞机机身的壳体部件这一目的，本发明的壳体部件能够简便和廉价地制造飞机机身并能节省额外的重量。
本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的。按照本发明，该目的是藉由壳体部件和飞机机身而实现的。所述飞机机身的圆周由壳体部件形成，所述壳体部件一体集成在所述圆周上并且在它们的纵轴侧彼此连接，其中，壳体部件形成为弯曲的薄片状部件，并至少部分或全部为CRP结构，其中壳体部件的至少厚度在所述壳体部件面向机舱的一侧的所述壳体部件的宽度和/或长度上改变，其中壳体部件的长度从驾驶舱后一直延伸到后部耐压舱，其中壳体部件具有10m到至少60m的长度范围，以及其中壳体部件通过层压步骤或纤维喷涂步骤制造。
本发明的目的及解决其技术问题还可采用以下技术措施进一步实现。
前述的飞机机身，至少所述壳体部件4的外壳全部制造成CRP结构。
前述的飞机机身，所述壳体部件4具有35米至至少60米的长度范围。
前述的飞机机身，所述壳体部件4至少部分为整体CRP结构和/或混合CRP结构。
前述的飞机机身，所述壳体部件4至少部分为夹层CRP结构。
前述的飞机机身，在所述夹层GRP结构中，至少一个芯层设置于两CRP外层之间。
前述的飞机机身，所述芯层具有蜂巢结构或由板和/或轮廓部构成的加强结构。
前述的飞机机身，所述芯层包括纤维增强塑料、泡沫塑料、蜡纸，和/或金属合金。
前述的飞机机身，其中在夹层结构中使用按照材料和/或结构而改变的不同芯层。
前述的飞机机身，所述壳体部件4的纤维方向、强度、刚度和/或材料在所述壳体部件4的宽度和/或长度上改变。
前述的飞机机身，所述壳体部件4中设置有用于窗或门的切口，并且所述切口被形成或通过激光装置被切出。
前述的飞机机身，所述飞机机身的所述圆周两个、三个、四个或五个壳体部件4形成。
本发明的目的及解决其技术问题还采用以下技术方案来实现。依据本发明提出的一种飞机，其具有前述的飞机机身。
本发明的第一方面涉及一种用于飞机机身的壳体部件，所述壳体部件形成为弯曲的薄片状部件，并部分或全部由CRP结构制成。其具有如下优点：所述壳体部件能以任何所希望的尺寸简便和廉价地制造。与前述的与现有技术相关的尺寸受限的金属壳体部件相比，这是特别有利的。另一个优点是与金属壳体部件相比，所述CRP结构可节省重量。
在本发明的再一个实施例中，至少所述壳体部件的外壳为CRP结构。在这种情况下，所述外壳可形成为层压薄板或包括层压薄板。所述层压薄板优选具有一个或多个CRP材料层，并还可具有例如至少一个GRP和/或ARP材料层。与现有技术使用的、由金属制成的相同外壳相比，所述外壳的CRP结构的优点是可节省相当大重量。
在本发明的另一实施例中，所述壳体部件的长度范围为从至少10米到60米，或者其长度适合于使其在飞机中例如从驾驶舱后一直延伸到后部耐压舱。
从现有技术可知，与所述机身筒体和机身壳体相比，其具有的优点是：大量形成飞机机身所需的现有机身筒体和机身壳体可以按照本发明的壳体部件的形式组合而成。这样，由于之后不需要连接大量单独部件，可以节省大量成本。此外，由于与例如具有横向接缝的由现有机身筒体形成的机身相比，仅有少量所述壳体部件需要在纵向上彼此相连以形成机身，因而按照本发明的所述壳体部件可更好地吸收力。飞机机身可例如由两个、三个、四个或五个壳体部件形成，所述壳体部件在圆周上为整体并在纵向上彼此相连。
在本发明的又一实施例中，所述壳体部件至少部分或全部为整体CRP结构、混合CRP结构和/或夹层CRP结构。在所述夹层结构的情况中，例如将芯层设置于两CRP外层之间。所述夹层结构具有的优点是：与传统的整体结构情况相比，所述壳体部件具有更高的刚性。
在本发明的一实施例中，所述夹层结构所具有的芯层可例如为蜂巢结构和/或另一合适的加强结构，所述加强结构例如由板和/或可形成合适的支撑结构或支柱的轮廓部构成。这具有的优点是：允许形成具有高稳定性的壳体部件。在此情况下所使用的所述芯层的材料可为纤维增强塑料例如CRP、GRP或ARP以及泡沫塑料，蜡纸例如诺梅克斯纸，和/或合适的金属合金例如铝、钢和/或钛合金。
在本发明的另一实施例中，所述壳体部件的结构可在纵向和/或宽度方向例如按照其强度、刚度、其厚度、其纤维方向和/或其材料而改变，所述纤维方向是针对纤维增强材料，例如CRP、GRP或ARP的情况。在此情况下，所述壳体部件的结构例如按照不同的厚度等优选在面向机舱的所述壳体部件的侧面上改变。此类壳体部件具有的优点是：其可适合于在所述壳体部件的不同部位出现的很宽范围的荷载。例如，可在会出现特别高的压力的区域，例如在机翼与机身相连的区域，加强所述壳体部件。所述壳体部件的另一个优点是：例如如果单独区域需要增加厚度时，所述壳体部件与机身筒体相比容易进入，因为所述壳体部件的外侧位于模具中而面向飞机内部的内侧是暴露的，并因此可对其单独作业。如果制造由CRP材料制成的机身筒体代替所述壳体部件，则必须为使用的所述CRP材料提供芯层。因此，为了防止所述机身筒体后来在其外侧具有不一致的结构，在例如材料厚度上的改变将不得不相对表现在所述芯层中。然而，这涉及相当多的工作和额外成本。
在本发明的另一实施例中，所述壳体部件可直接设置有例如用于窗或门的切口，这些切口也可随后通过例如激光装置从所述壳体部件切出。随后从所述壳体部件切出切口的优点在于其在制造上特别便宜。
本发明的其他方面涉及一种飞机机身和一种飞机，所述飞机机身由按照本发明的所述壳体部件构成，所述飞机具有此种飞机机身。
下面，基于实施例并参照相应附图对本发明进行详细说明。
附图说明
图1为使用金属壳体的壳体结构的立体示意图。
图2为示出具有按照本发明的壳体部件制成的机身的飞机的立体示意图。
1： 机身筒体
2： 框架
3： 镶板
4： 壳体部件
5： 机身
6： 机翼
7： 纵向接缝
8： 驾驶舱
9： 后部耐压舱
具体实施方式
图1简要描述了硬壳式结构(monocoque construction)的机身结构，其中金属镶板3连接于框架2的栅格。这里，较大数量的较小金属壳体需要与所述框架栅格相连，且随后需要装配多个这样的机身筒体1以形成机身，所述机身筒体1藉由横向连接彼此相连。
相比而言，按照本发明的所述飞机机身至少由两个长的壳体部件4形成，如图2中的简化图示所示，其中建造机身的所述壳体部件4的位置同样仅简要示出。所述壳体部件4的数量和位置可根据例如功能、飞机类型等的设计而改变，并不局限于图2的简化图示。
所述壳体部件4为CRP结构，并可按照惯例通过例如铆钉方式(未示出)在纵向彼此相连。铆钉方式是多种可能的连接选择中仅提及的一种。所述CRP结构与金属壳体部件相比具有的优点是：由于可购买和使用CRP材料作为连续不断的(endless)半成品，可以说，所述壳体部件4原则上可以制造为任何所希望的尺寸和大小。
制造CRP复合部件的多个步骤是公知的。因此，下面将仅提及这些步骤的几个例子。在高压步骤中，制备树脂浸渍板坯(例如预浸料坯)的步骤发生在高压器中。标准的预浸料坯具有大约40％的树脂含量。如果使用蜂巢，使用所谓的胶粘预浸料坯(增加树脂含量)作为与所述蜂巢的直接连接件，以确保所述蜂巢的湿润而不损耗层压薄板。另一步骤是树脂转移浇铸(RTM)。这是一个注射树脂的步骤。单向注射(SLI)步骤也为公知技术。在SLI步骤中，不同于使用两个半模的所述传统RTM步骤，压制纤维材料的力不是由大型工具机械地实施，而是通过使用高压压力的相对柔性的半模实施。此外，还有层压步骤，此步骤包括提供形成随后部件表面的模具以及交替施加薄树脂层到纤维板坯。此类步骤尤其适合于制造按照本发明的壳体部件。还有公知的纤维喷涂步骤，此步骤使用纤维喷枪。在该步骤中，将树脂、药品、加速器和长纤维混合并施加于模具中。此步骤可同样用于制造按照本发明的壳体部件。冷压或热压法同样是公知的。在这种情况下，将预浸料坯或纤维增强树脂浇铸混合物冷压或提高温度加压以形成部件。
按照本发明的壳体部件4的制造不局限于一个具体步骤或一个具体结构。例如，除了整体结构之外，所述壳体部件4还可具有CPR/金属混合结构。在这种情况下，机身外壳可由CPR材料和纵梁组成，并且/或者框架可由金属或金属合金组成。如果所述纵梁或框架由与CPR和电解液接触时导致电解腐蚀的金属或金属合金制成，必须采取合适的保护措施以阻止腐蚀，例如在CPR部件与金属部件之间使用玻璃纤维板或聚氟乙烯板(tedlarsheets)以及使用合适的连接装置，所述装置例如由绝缘材料制成或者由GRP或设置有绝缘材料外套的杆封装。
所述壳体部件4还可选择性地具有夹层结构，在所述夹层结构中，例如至少有一芯层插入到两CRP外层(未示出)或两CRP层压薄板之间。在此情况下，所述芯层(未示出)可具有蜂巢结构或泡沫结构或例如由板和/或轮廓部装配。在此情况下，所述芯层材料可由至少一纤维增强塑料例如CRP、GRP和/或ARP、泡沫塑料，蜡纸例如诺梅克斯纸，和/或金属合金例如铝、钢和/或钛合金构成。
所述壳体部件4的结构还可在纵向和/或宽度方向改变。这具有的优点是：所述壳体部件4的面积或区域可单独适用于那里作用的荷载。通常，不是飞机机身的所有区域都承受相同的荷载或相同数量级的荷载；例如，与机翼6相接的机身5的区域以及机身5的后部区域比飞机机身的其他区域承受更重的荷载。为了使所述壳体部件4相对适应，所述壳体部件4可例如根据荷载或作用力的大小或类型而形成有不同厚度的区域。此外，如果使用纤维增强材料，其纤维方向可根据例如所述壳体部件4的不同区域的荷载或受力的作用而改变。另外，也可以改变材料，以便在所述壳体部件4的区域内可使用不同材料或彼此组合。作为例子，可以在承受特别高水平荷载的区域使用特别稳定或耐荷载能力强的材料，而其他的耐荷载能力弱的材料可用在其他不承受强荷载的区域。这样一来，就可以合适地适应所述壳体部件4单独区域的强度和/或刚度。
所述壳体部件4的结构改变的实行不仅要考虑所承受的力和荷载，而且要考虑多个其他因素的作用，包括节省重量和经济因素。其中的一个优点是所述壳体部件4的外侧可由模具或支撑(未示出)而固定，而内侧是暴露的，并因此容易进入。这样一来，就可以例如在不同纤维方向和厚度上将纤维增强材料非常轻松地应用到所述壳体部件4而无需例如预先在随后由所述纤维增强材料包裹的芯层中加入厚度的改变。此外，也可以在夹层结构中使用按照材料和/或结构而改变的不同芯层。由于不像所描述的具有芯层的环形部件，所述壳体部件4从其内侧可完全进入，因此可将此类芯层轻松用于所述壳体部件4上。
与现有金属技术相比，按照本发明的极长的纤维增强的机身壳体4的技术可减少约80％所需壳体和相应连接的数量。所述长的壳体部件4具有的优点是：其经纵向接缝7的连接比连接机身筒体时产生的横向接缝能够更好的传递荷载。原则上，仅按照本发明的所述壳体部件4的大长度允许实现更好的荷载传递，因为与必须彼此连接以形成机身并因此具有大量横向接缝且形成大量过渡段的多数机身简体相比，其仅出现非常少的接缝和过渡段。
按照本发明的所述壳体部件4能以任何所希望的尺寸制造。例如，所述壳体部件4可具有任意长度、宽度和厚度。特别地，所述壳体部件4可具有例如10-15米或10米-20米、20米-25米或20米-30米、30米-35米或30米-40米、40米-45米或40米-50米、50米-55米或50米-60米以及更大的长度。还可包括这些范围内的所有中间值。原则上，所述壳体部件4的尺寸也可小于10米。
所述壳体部件4的具体长度取决于特定飞机并被独立限定。所述壳体部件4的宽度和厚度也是一样。例如，按照本发明的所述壳体部件4可从驾驶舱后一直延伸到所述后部耐压舱9且机身可例如由其圆周2、3、4、5或更多壳体部件4制成。
按照现有技术，如图1的例子所示，取决于飞机，在筒形机身部之间有4、5或更多横向连接或横向接缝，所述筒形机身部最初已由更小的壳体装配而成。相比之下，在极长飞机的情况中，本发明可在典型的机身区域将横向连接的数量减少到0或1。前端和尾部可仍为独立部件并与机身相连。
本发明提供一种纤维复合或混合、整体结构的飞机机身，在所述机身中，由于迄今为止所需要的壳体部件的范围和功能可以以少量目前极长并为单独部件的机身壳体4而组合，这些部件的数量可被最小化，以便可减少所需横向连接的数量。
所述CRP结构以及连接数量的减少允许节省相当大的重量和减少制造成本。整体化是控制所述CRP结构成本以使其经济的方式之一。本发明更容易实现以纯粹的CRP结构和混合结构达到获得经济的目标，其中，例如机身镶板由CRP材料构成，而框架和/或纵梁由金属或金属合金制成。
本发明提供一种单独部件，在此情况下为所述壳体部件4，而以前不得不使用大量部件。这还消除了以前所需的连接。这依次相当大地减少了制造步骤并简化了后勤和步骤控制。制造装置和制造设备的范围可被降低和简化。此外，通过部件的急剧减少在装配和装置上实现简化是可能的。详言之，所述部件的尺寸也可包含程序上的改变，但所述程序上的改变决不是补偿性的因素。与例如CRP机身筒体的结构相比，以设计和/或材料的改变极大地减小制造风险并因而获得更高的挠性是可能的。
此外，与先前的分开壳体相比，按照本发明的机身结构和按照本发明的所述壳体部件4能够节省重量、节省成本和加快生产进度。
与CPR机身筒体的制造相比，除了减小制造风险的优点之外，其还具有的优点是：在制造装置和设备上需要更少的费用，并且经验曲线更加有利。更容易实现进一步的技术发展、局部设计改变、学习效果、可选材料，因为例如为形成机身筒体，不需要将芯层提供给使用所述CPR材料的部分。此类机身筒体例如通过缠绕步骤制造，在所述缠绕步骤中，增强纤维围绕旋转芯缠绕，根据几何学，其不利于所述旋转芯保持在部件中或再从部件移除。
虽然本发明基于前述优选实施例进行了说明，但其不局限于此，而是可以多种方式改变。
Claims (16)
1.一种飞机机身，所述飞机机身的圆周由壳体部件(4)形成，所述壳体部件一体集成在所述圆周上并且在它们的纵轴侧彼此连接，其中，壳体部件(4)形成为弯曲的薄片状部件，并至少部分或全部为CRP结构，其中壳体部件(4)的至少厚度在所述壳体部件(4)面向机舱的一侧的所述壳体部件(4)的宽度和/或长度上改变，其中壳体部件(4)的长度从驾驶舱(8)后一直延伸到后部耐压舱(9)，其中壳体部件(4)具有10m到至少60m的长度范围，以及其中壳体部件(4)通过层压步骤或纤维喷涂步骤制造。
2.如权利要求1所述的飞机机身，其特征在于：至少所述壳体部件(4)的外壳全部制造成CRP结构。
3.如权利要求1或2所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)具有35米至至少60米的长度范围。
4.如权利要求3所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)至少部分为整体CRP结构和/或混合CRP结构。
5.如权利要求3所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)至少部分为夹层CRP结构。
6.如权利要求5所述的飞机机身，其特征在于：在所述夹层CRP结构中，至少一个芯层设置于两CRP外层之间。
7.如权利要求6所述的飞机机身，其特征在于：所述芯层具有蜂巢结构或由板和/或轮廓部构成的加强结构。
8.如权利要求7所述的飞机机身，其特征在于：所述芯层包括纤维增强塑料、泡沫塑料、蜡纸，和/或金属合金。
9.如权利要求6至8中任一权利要求所述的飞机机身，其中在夹层结构中使用按照材料和/或结构而改变的不同芯层。
10.如权利要求1、2、4至8中任一权利要求所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)的纤维方向、强度、刚度和/或材料在所述壳体部件(4)的宽度和/或长度上改变。
11.如权利要求3所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)的纤维方向、强度、刚度和/或材料在所述壳体部件(4)的宽度和/或长度上改变。
12.如权利要求1、2、4至8中任一权利要求所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)中设置有用于窗或门的切口，并且所述切口被形成或通过激光装置被切出。
13.如权利要求3所述的飞机机身，其特征在于：所述壳体部件(4)中设置有用于窗或门的切口，并且所述切口被形成或通过激光装置被切出。
14.如权利要求1、2、4至8中任一权利要求所述的飞机机身，其特征在于：所述飞机机身的所述圆周两个、三个、四个或五个壳体部件(4)形成。
15.如权利要求3所述的飞机机身，其特征在于：所述飞机机身的所述圆周两个、三个、四个或五个壳体部件(4)形成。
16.一种飞机，其具有如权利要求1至15中任一权利要求所述的飞机机身。
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