CN101631716A - 以泡沫层作为隔热层的飞机或飞船的机身结构部件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞机或飞船的机身结构部件(1)，具有不承载的外壳(2)和承载的内部框架结构(3)，其中，在所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间设置有泡沫层(4)，所述泡沫层用作隔热和/或冲击保护。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞机或飞船的机身结构部件，其中至少设置一泡沫层，所述泡沫层形成隔热层。
背景技术
在巡航飞行中，周围环境温度通常为约-50℃。先前的用于机身结构的建筑材料随着时间吸收该温度而在机身内侧具有相应的表面温度。所以，为保护乘客而在所述内侧设置隔热层。然而，这暴露于空气循环。结果，温暖的舱内空气被不断地冷却于所述机身结构的冷的内表面上。这样一来，无法避免大量冷凝水的出现。该结构迫使定期对所述隔热层重新干燥，其拦截了400千克的水分。此外，必须采取用于防腐蚀的保护措施以，且必须定期对所述保护措施进行检查。就此而论，还必须消除在所述机身结构上的尽管有保护措施但还可出现的腐蚀破坏。
为了限制这些十分重大的后果，通常舱体内空气的相对湿度被降低至大约15％。在生理上，这不是最适宜的范围。因此，在长途飞行中，机身空间内非常干燥的空气可导致乘客和乘务员的不适。
因此，现有技术无法允许阻止更大量水的冷凝。在此情况下，CFK机身结构表现类似金属，但对腐蚀敏感。然而由于CFK部件与金属部件对与电解液，例如冷凝水相互作用的结果，这些部件组合在其中的复合结构表现出最不利的电腐蚀结果。因此，必须采取相应的保护措施以将所述CFK部件与金属部件彼此分隔，以便它们不会彼此直接接触。为了此目的，将例如分隔层，例如玻璃纤维垫置于所述CFK部件与金属部件之间，此外，使用涂覆有例如GFK材料的相应连接装置。另外，必须定期检查所述保护措施。
按照现有技术的CFK结构，还有的事实是：必须保护它们免受冲击应力。这通常通过更大的壁厚而实现，虽然从纯粹的结构力学角度看这些不是绝对必需的。此外，这导致重量的增加，与金属部件相比，应仅通过使用CFK部件节省重量。这导致在已知的机身内CFK结构的实际重量优势被极大地减小。整个情况表现为其单个部件的相互依靠，因此，改进可仅通过一种新的没有这些依靠的基本概念而实现。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种用于飞机或飞船的机身结构部件，所述部件一方面形成隔热层，另一方面提供冲击力保护层。
按照本发明，此目的由具有按照权利要求1所述的特征的用于飞机或飞船的机身结构部件、或由按照权利要求15所述的特征的机身以及按照权利要求16所述的特征的飞机或飞船而实现。
本发明的第一方面涉及一种用于飞机或飞船的机身结构部件，其中，至少一用作隔热和/或冲击力保护的泡沫层设置于不承载的外壳或外壳板与承载的内部框架结构之间，泡沫层填满所述外壳与所述内壳或内部框架结构之间的空隙，以这种方式使得所述泡沫层基本上不暴露于空气循环中。这具有的优点是：所述泡沫层一方面用作隔热或绝热层，另一方面形成另外的冲击保护，因此可相应减小所述外壳的厚度。因此，还可节省重量并降低制造成本。此外，可阻止腐蚀的发生，同时凭借机身内生理上最适的空气相对湿度而改善乘客的舒适感。
凭借所述泡沫层，可实现有效的隔热，其基本不会出现现有的冷凝过程。因此，所述机身壁的内表面可保持干燥状态。此外，由于基本没有冷凝水形成因而所述泡沫层保持干燥，不需要对隔热层定期再干燥。所以，机舱空气也不需要与现有技术一样单独保持干燥。这样一来，按照本发明的所述机身结构部件特别适合于具有CFK-金属复合型结构的机身结构。然而，按照本发明的所述机身结构部件原则上也可用于纯粹的CFK或金属机身结构。
此外，对于CFK型结构的机身结构的情况，所述泡沫层还承担着冲击保护的作用。
另一优点是：所述隔热层包括更简单的部件并可轻松应用，且与现有技术相比还是以自动化的方式。在此情况下，如现有技术一样，所述泡沫层不磨损系统部件或影响系统控制运行。这样一来，在飞机安装与飞机维护方面可获得可观的简化和成本节省。
在按照本发明的一实施例中，框架紧固在所述内部框架结构或所述内壳面对飞机的内部的内侧，而纵梁紧固在所述内壳的外侧。在此情况下，纵梁和框架都不紧固于所述外壳上。这具有的优点是：所述内壳可形成为承载的结构部件，而所述外壳不形成承载结构且例如作为预制部件能与所述泡沫层一起制造。
在另一优选实施例中，所述外壳和/或所述内壳或所述内部框架结构可以CFK型结构构建。这具有的优点是：凭借所述CFK材料，尤其还凭借用作附加的冲击保护的泡沫可实现重量的减轻。因此，不必多余地增加例如由CFK材料构成的外壳的厚度。另一优点是：如果例如将纵梁和/或由金属或金属合金构成的框架紧固于所述外壳和/或由CFK材料构成的所述内壳上，可基本阻止电腐蚀。因此，由于可基本上防止冷凝水的形成，CFK-金属复合结构的优点可比先前现有技术开拓得更多。
在按照本发明的另一实施例中，所述外壳和/或所述内壳或所述内部框架结构具有金属型结构。在此情况下，通过所述泡沫层同样可防止冷凝水的形成，还可以省去按照现有技术的、对设置有隔离层的金属机身情形的所述泡沫层的再干燥。
按照本发明的另一实施例，所述框架和/或纵梁可由CFK材料或具有CFK材料的特征的材料形成，或者可选择性地由金属或金属合金、或具有金属或金属合金的特征的材料形成。这样的纵梁和框架例如可用于CFK-金属复合结构的情形，在此情况下，它们固定于由CFK或金属构成的壳板上。如前所述，因为可阻止电腐蚀，所述机身结构部件用于CFK-金属复合结构是特别有利的。
在按照本发明的另一实施例中，所述泡沫层固定在所述外壳的朝向飞机的内部的内侧。在此情况下，所述泡沫层可通过粘结剂紧固于所述外壳上。这具有的优点是：可将所述泡沫层非常简单地紧固于所述外壳上，尤其是如果其不形成为结构部件并因此具有连续的光滑表面时。
在另一优选实施例中，所述泡沫层由不可燃材料制成。所述泡沫层可例如由酚醛泡沫或PMI泡沫制成。在此情况下，所述泡沫层具有的优点是：其用于防火并进而用于隔热和冲击保护。
在按照本发明的另一实施例中，所述泡沫层具有切口，以便设置在所述泡沫层相对侧上的所述纵梁和框架可被轻松容纳于所述泡沫层中而无需挤压或硬塞。这具有的优点是：所述泡沫层可基本上填满所述外壳与所述内壳或所述内部框架结构之间的空隙而没有更大的空气隙形成在它们之间。
原则上，所述机身结构部件可以壳体部件或机身筒体的形式形成。因此，其即可用于在其整个外周上使用壳体部件的机身，又可用于在其整个长度上使用机身筒体的机身。
本发明的另一方面涉及具有按照本发明的机身结构部件的机身，以及具有由按照本发明的机身结构部件形成的机身的飞机或飞船。
下面，基于实施例并参照相应附图对本发明进行更详细说明。
附图说明
图1详细的示出按照本发明的机身结构部件的立体图。
图2详细的示出按照本发明的机身结构部件的内壳内侧的立体图。
1：机身结构部件
2：外壳
3：内部框架结构/内壳
4：泡沫层
5：框架
6：框架
7：纵梁
8：切口(泡沫层)
具体实施方式
在图1中详细示出按照本发明的机身结构部件1。可例如形成为壳体部件或机身筒体的所述机身结构部件1具有外壳或外壳板2以及内部框架结构3，尤其具有内壳或内壳板3。如现有技术已知的，所述机身结构部件1而后通过铆钉或其他合适的紧固装置连接到飞机机身上。在此情况下，至少有一泡沫层4设置在所述外壳2和所述内壳3之间。所述泡沫层4通过例如粘结固定紧固在所述外壳2和/或所述内壳3上。
如图1所示，所述机身结构部件1具有形成框架5的内壳3。在此情况下所述内壳3可形成为整体衬里，其中所述内壳3例如可由单片CFK预浸料坯构成。可选择地，所述内壳3还可具有CFK夹层结构或其他合适的CFK型结构。所述内壳3还可由金属，例如钢、铝和/或钛或相应的金属合金构成以取代CFK材料。此外，所述内壳3例如还可以具备GFK材料和/或AFK材料特征。尤其是对于CFK-金属复合型结构的情况下，其中使用了金属或金属合金，其在与CFK材料以及电解液接触的过程中产生腐蚀，可设置相应的保护措施。为了此目的，可在所述CFK部件与所述金属部件之间设置例如由GFK或AFK材料或泰德拉(tedlar)薄膜构成的分隔层(未示出)。
在所述内壳3面向飞机内部的一侧上可固定框架6以支撑所述机身和/或用作传力部件，如图2所示。
此外，纵梁7可固定于所述内壳3的外侧，如图1所示。在此情况下，所述纵梁7例如可粘结固定和/或通过铆钉固定在所述内壳3上。这具有的优点是：需要更少的部件紧固所述纵梁7，而且可节省安装费用。夹具和/或所谓的夹板(未示出)也可选择性地用于紧固所述纵梁7。在此情况下，可以例如600毫米(600左右)的间距固定所述纵梁7，如图1所示。然而，原则上还可为所述纵梁7选择其他的间距，这取决于其使用目的。
例如以大量产品生产的通常外型可用于所述纵梁7。如图1所示，在此情况下所述纵梁7可在所述框架5的平面上一直充分延伸，在此过程中它们不与所述框架6交叉，因为所述框架6固定在所述内壳3的内侧。
按照图1，所述内壳3形成所述框架5，因而完全不必将所述外壳2也形成为结构部件。所以，纵梁7和框架6都不固定在所述外壳2上。然而，原则上将所述外壳2形成为结构部件并将纵梁7和/或框架6固定于其上也是可以想到的。与所述内壳3相似，所述外壳2可具有CFK型结构，即可形成为例如CFK预浸料坯或以CFK夹层型结构的形式。可选择地，如现有技术已知的，所述外壳2还可由金属，例如钢、铝和/或钛、或相应的金属合金形成。
所述外壳2优选为对来自外界的冲击具有最佳抵御能力。换句话说，所述外壳2形成合适的尺寸和结构类型以吸收来自外界的冲击和震动。此外，在外部的所述外壳2优选形成光滑的表面，即无内部框架复制于外部的齐柏林飞艇效应发生在所述外壳2上。
再如图1所示，所述泡沫层4可固定于所述外壳2上。在此情况下，所述泡沫层4用作飞机、特别是与飞机外环境相关的飞机舱内部的隔绝层。在此情况下，所述泡沫层4填满所述外壳2和所述内壳3之间的空隙，以这样的方式使得所述泡沫层4基本上不暴露于空气循环中。
通过将所述泡沫层4设置于所述外壳2和所述内壳3之间或者所述外壳2和所述内部框架结构或所述框架5之间，所述隔热层被置于外部上。
在此情况下，可将用作隔热层的所述泡沫层4粘结固定于所述外壳2上，且因此可被用作预制部件。在随后的安装步骤中，将所述外壳2随所述隔绝层4一起固定于所述框架5上。所述泡沫层4优选为本质耐火或不易燃的。所述泡沫层4例如由酚醛泡沫或PMI泡沫构成。这通常为闭孔泡沫(增强的或未增强的)。在此情况下，所述泡沫层4还可用作隔音和防火保护。此外，所述泡沫层4可由一个或多个泡沫层压板构成，对于多个泡沫层压板的情况，不同泡沫还可组合。此外，如图1所示，所述泡沫层4还可设置有用于所述纵梁7的切口8。这具有的优点是：无需挤压就可将所述纵梁7轻松地容纳于所述泡沫层4内。然而，原则上所述泡沫层也可不设置这样的切口8。
如前所述，按照本发明的隔热层可以合适的方式固定于所述飞机机身的外侧。为满足空气动力特性和自然的稳定性，所述表面包括不具有涉及飞机荷载的结构承载功能的薄外壳2。因此，承载机身结构不再接触周围环境温度(零下50℃)。现如今在冷的内表面上导致机舱空气水分冷凝的结构不再出现。所以，如前所述，不需要降低相对空气湿度。其可被保持在有益于生理上的舒适范围内。另外，由于从此来源不再提供电解液，与先前结构相关的腐蚀保护和检查措施此时被省去。因此，凭借所述泡沫层4，冷凝和因而出现的腐蚀可被有效地阻止。
在日常运行中，在隔绝层中的湿气积聚不再出现。相应的例如多达400千克的重量增加以及对所述隔绝层再干燥的昂贵步骤被省去。
此外，在CFK机身结构情况下，所述外壳2与所述框架5之间的所述泡沫层4提供额外的冲击保护。这允许对所述机身壳最适宜的设计厚度，并且这样一来适合减轻重量，因为所述机身壳体的厚度不必须额外增加以获得冲击保护。
另外，如果所述外壳2不形成为结构部件或者外壳体不是飞机结构的承载部，对机身的所述外壳体的损坏是很容易修复的。同时，如同现有技术的情况一样，在此之前安装的隔绝部件不再阻碍对结构的必要进入且系统控制在内侧运行。这导致了维护保养的简化。
虽然本发明已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。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1、一种飞机或飞船的机身结构部件(1)，具有不承载的外壳(2)和承载的内部框架结构(3)，其中，所述外壳(2)具有CFK型结构，在所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间设置有泡沫层(4)，所述泡沫层用作隔热和/或冲击保护，所述泡沫层(4)填满所述外壳(2)与所述内壳(3)之间的空隙，以这样一种方式使得所述泡沫层(4)基本上不暴露于空气循环中，纵梁和/或框架设置在所述内部框架结构(3)的外侧。
2、如权利要求1所述的机身结构部件(1)，其特征在于：框架(6)和/或纵梁(7)设置于所述内部框架结构(3)的内侧，所述框架和/或纵梁朝向所述飞机的内部。
3、如权利要求1或2所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)由一个或多个泡沫层压板构成，在多个泡沫层压板的情况下，不同泡沫可以组合。
4、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)具有CFK型结构。
5、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述内部框架结构(3)具有金属型结构，其中，所述内部框架结构(3)例如由铝、钢和/或钛合金构成。
6、如权利要求2至5中至少一项所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述框架(6)和/或所述纵梁(7)由CFK材料或具有CFK材料特征的材料制成。
7、如权利要求2至6中至少一项所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述框架(6)和/或所述纵梁(7)由金属或金属合金，或具有金属或金属合金特征的材料制成。
8、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)固定在所述外壳(2)的朝向飞机的内部的内侧和/或固定在所述内部框架结构(3)的外侧，且所述泡沫层填满所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间的空隙。
9、如权利要求8所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)凭借例如粘结剂紧固在所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)上。
10、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)由不可燃材料形成。
11、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)由酚醛泡沫或PMI泡沫形成。
12、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)设置在所述泡沫层填满所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间，以这样一种方式使得其优选为基本上不暴露于空气循环中。
13、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)具有切口(8)，所述纵梁(7)和/或所述框架(6)可被容纳于其中。
14、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述的机身结构部件(1)形成为壳体部件或机身筒体的形式。
15、一种飞机或飞船的机身，具有按照前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)。
16、具有按照权利要求15所述的机身的飞机或飞船。
Claims (16)
1、一种飞机或飞船的机身结构部件(1)，具有不承载的外壳(2)和承载的内部框架结构(3)，其中，在所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间设置有泡沫层(4)，所述泡沫层用作隔热和/或冲击保护。
2、如权利要求1所述的机身结构部件(1)，其特征在于：框架(6)和/或纵梁(7)设置于所述内部框架结构(3)的内侧，所述框架和/或纵梁朝向所述飞机的内部。
3、如权利要求1或2所述的机身结构部件(1)，其特征在于：纵梁(7)和/或框架(6)设置在所述内部框架结构(3)的外侧。
4、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)具有CFK型结构。
5、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)具有金属型结构，其中，所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)例如由铝、钢和/或钛合金构成。
6、如权利要求2至5中至少一项所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述框架(6)和/或所述纵梁(7)由CFK材料或具有CFK材料特征的材料制成。
7、如权利要求2至6中至少一项所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述框架(6)和/或所述纵梁(7)由金属或金属合金，或具有金属或金属合金特征的材料制成。
8、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)固定在所述外壳(2)的朝向飞机的内部的内侧和/或固定在所述内部框架结构(3)的外侧，且所述泡沫层填满所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间的空隙。
9、如权利要求8所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)凭借例如粘结剂紧固在所述外壳(2)和/或所述内部框架结构(3)上。
10、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)由不可燃材料形成。
11、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)由酚醛泡沫或PMI泡沫形成。
12、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)设置在所述泡沫层填满所述外壳(2)与所述内部框架结构(3)之间，以这样一种方式使得其优选为基本上不暴露于空气循环中。
13、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述泡沫层(4)具有切口(8)，所述纵梁(7)和/或所述框架(6)可被容纳于其中。
14、如前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)，其特征在于：所述的机身结构部件(1)形成为壳体部件或机身筒体的形式。
15、一种飞机或飞船的机身，具有按照前述至少一权利要求所述的机身结构部件(1)。
16、具有按照权利要求15所述的机身的飞机或飞船。
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