CN101848835B - 用于加强外壳的结构件和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于飞机或宇宙飞船的结构件，所述结构件具有外壳和第一加强件，所述第一加强件沿第一空间方向在所述外壳上延伸；第二加强件，所述第二加强件在第二空间方向于所述第一加强件上延伸；脚件，所述脚件支撑所述外壳上的所述第二加强件，所述脚件具有穿心开口，在所述穿心开口中，所述第一加强件被以主动方式保持。从另一方面说，提供一种加强飞机或宇宙飞船的外壳的方法，在所述方法中，沿着第一空间方向将第一加强件紧固于所述外壳；在所述第一加强件上紧固具有穿心开口的脚件，以便将所述第一加强件主动保持在所述穿心开口中；以及在第二空间方向上于所述第一加强件上将第二加强件紧固于所述脚件。

Description

用于加强外壳的结构件和方法
技术领域
本发明涉及一种用于飞机或宇宙飞船的结构件，还涉及一种用于加强飞机或宇宙飞船外壳的方法。
虽然本发明及其所基于的问题可适用于任何轻质部件，但将针对于飞机机舱外壳对所述部件进行更详细地说明。
背景技术
飞机的机舱壳体通常由外壳以所谓的轻质结构制造，所述外壳在内侧由二维结构加强，所述二维结构由在飞机纵向延伸的纵梁和作为加强件的、在横向延伸的辐板构成。纵梁常规的外形横截面为比如具有半圆边缘的Z形横截面、纯Z形或T形，所述T形可在形成“T”形的杆的腹部端设置加厚部。特别是在所述外壳纵向接缝或窗户的区域中，还使用特殊形状，例如具有称作手杖形，类似于颠倒的“J”外形的纵梁。
所述纵梁主要吸收在所述纵向上的荷载并通过锚接或粘接而与所述外壳相连。张拉荷载主要作用在飞机上部区域的纵梁上，而压缩荷载主要作用在下部区域。如果所述纵梁承受压力，其趋向于向侧向弯曲。这可由足够大的横截面弥补，但在飞机结构中，这对飞行重量具有及其不利的影响，因此是不合需要的。
常规上，所述纵梁以规则的间距由支撑架支撑以防止其在受压时弯曲。例如，支撑架以辐板设置在纵梁的每个交叉点上，其大体为构造成单独部件的纯粹支撑架或为以承受所述辐板的夹具整体构造的角件。每个此类支撑架在辐板和纵梁的共同交叉点上与其相互倚靠而支撑辐板和纵梁。然而，这样的支撑架也增加飞行重量，并要求相当大的结构和安装费用。因此，由于在飞机内辐板和纵梁的形状和交角不同，必须保证例如不同形状和尺寸的支撑架可用。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种改进的纵梁支撑，其重量轻，可靠地防止所属纵梁弯曲。
按照本发明，此目的由具有权利要求1特征的结构件、具有权利要求13特征的飞机或宇宙飞船或由具有权利要求14特征的加强飞机或宇宙飞船外壳的方法而获得。
本发明基于的主旨是省去支撑架，如同在常规的施工方法中，其在第一加强件和第二加强件的交叉点与第一和第二加强件彼此倚靠支撑，所述第二加强件在交叉点于所述第一加强件上延伸，所述第二加强件，例如辐板的足够支撑已经以另一方式在所述交叉点得到保证，例如所述第二加强件连接于另一部件并由其支撑。由于用于引导通过所述第二加强件下的所述第一加强件的穿心开口设置在底座部件内，在交叉点获得在所述第二加强件下延伸的所述第一加强件的支撑，所述底座部件在所述外壳上支撑所述第二加强件，所述穿心开口如此构造，从而以主动方式保持所述第一加强件。
由于通过主动锁定，以此方式可能减少在飞机中使用的支撑架数量，并且这样做可能可靠地支撑在所述外壳，例如纵梁上延伸的所述第一加强件，实现了飞机飞行重量的减轻而没有削弱其稳定性。此外，本发明使减少所需不同部件，即不同尺寸支撑架的数量成为可能，并因此降低了生产和存储成本。昂贵的安装步骤，比如将所述支撑架锚固于所述加强件也被省略。
本发明有利的实施例和改进提供在从属权利要求中。
按照优选的改进，所述穿心开口以主动方式固定所述第一加强件以防其横向弯曲。由于所述第一加强件可承受压力而没有横向弯曲，所以这是有利的。
按照优选的改进，所述脚件与所述第二加强件以例如所谓整体幅板的方式整体构造。这具有减少必须部件数量和安装成本的优点。可选地，所述脚件和所述第二加强件被共同锚固，这是有利的，因为以此方式，相同结构的幅板可例如凭借改进的脚件适用于不同的基础。
按照优选的改进，将分隔架插入所述第一加强件和所述脚件之间。此措施防止所述第一加强件和所述第二加强件的所述脚件在所述穿心开口的边缘彼此接触。这防止了对所述表面的破坏和此后的腐蚀。
按照优选的改进，所述分隔架包括塑性材料，特别是热塑性材料。这具有的优点是，所述第一加强件被以弹性方式保持，因而例如所述加强件的震动被吸收，这尤其导致了声音传播的减少。
按照优选的改进，所述分隔架的长度至少为所述脚件脚部的宽度。这样一来，如果例如由于重载而使所述第二加强件略微倾斜，所述分隔架被牢固地保持，因此所述第一加强件也被间接地牢固保持。
按照优选的改进，所述分隔架的厚度至少为所述第一加强件的厚度。这确保所述分隔架足够的固有稳定性。
按照优选的改进，将所述分隔架以主动方式保持在所述第一加强件上。这是特别有利的，因为这样一来，无需通过锚固或其它紧固装置将所述分隔架紧固于所述第一加强件或所述脚件上。
按照优选的改进，所述分隔架具有突起，所述突起位于所述第一加强件上相应形成的开口中。此措施防止所述分隔架沿所述第一加强件滑动并因此防止其离开所述穿心开口。
按照优选的改进，所述第一加强件具有外形臂。所述分隔架具有钩状模制部，所述钩状模制部钩住所述外形臂。此措施防止所述分隔架横向滑动至所述第一加强件并因此防止其离开所述穿心开口。
按照优选的改进，所述分隔架具有槽，所述脚件插入所述槽中。这防止所述分隔架沿所述第一加强件移动。
附图说明
以下将参照附图根据实施例详细说明本发明，其中：
图1是按照本发明一实施例的结构件透视图；
图2是图1所述结构件的侧视图；以及
图3是按照另一实施例的结构件分解图。
在图中，除另外说明，相同的附图标记表示相同或功能相同的部件。
100：结构件                        102：外壳
104：第一加强件                    106：分隔架
108：脚件                          110：第二加强件
112：第一空间方向                  114：第二空间方向
116：穿心开口                      118：锚钉
120：脚部                          122：凸起
200：外形臂                        202：钩状模制部
300：开口                          302：槽
304：辐板安装线                    306：主结构件
具体实施方式
图1是飞机结构件100的透视图，向外壳102内看，所述结构件包括一段飞机机舱的所述外壳102。在所述飞机纵向112上于所述外壳上延伸的是作为第一加强件104的纵梁104，所述第一加强件在所述纵向112上加强所述外壳。所述纵梁104具有所谓的手杖外形，所述外形以平脚部124粘接或锚接于所述外壳102上，其上端像手杖的把手一样弯曲。纵梁104和/或外壳102可由相同或不同材料，例如铝、碳纤维增强塑料或其他合成材料制成。
长度b1的分隔架106在所述纵梁外形104的上端主动紧固于所述纵梁104。所述分隔架例如由耐用塑料材料制成注模成型部并具有下侧遵循于所述纵梁104上侧曲率的外形。在所述分隔架106外形一端上的钩状模制部202钩住所述纵梁104所述手杖的自由端200。所述分隔架从所述钩状模制部202延伸过所述手杖外形的曲率，到达背离于观察者的所述纵梁104的相对侧。这里，其遵循所述纵梁104进一步向下垂直延伸的外形并终止于所述纵梁脚部124之上而不与其接触。构造于遵循所述手杖外形垂直向下的所述分隔架区域中、面对所述纵梁104一侧的是圆柱突起122，所述突起位于构造于所述纵梁104的合适位置上的孔中。钩住所述纵梁104所述手杖外形的所述钩状模制部和位于所述孔中的所述圆柱突起122将所述分隔架主动紧固于所述纵梁104上并防止其在任何方向上移动。
以基本垂直于所述飞机纵向112的方向114在所述纵梁104上延伸的是具有Z外形、作为第二加强件110的辐板110，所述辐板加强所述外壳102。所述辐板110由单独的脚件108或夹具108连接于所述外壳102。所述脚件108具有脚部120，所述脚部以合适的角度弯曲，具有宽度b2，且在所述宽度上其锚固于所述外壳102。在所述脚件108的上端，锚钉118将所述脚件108连接于所述辐板110。
在所述脚件108上，构造于所述辐板110与所述纵梁104间交叉点上的是门状穿心开口116，通过所述穿心开口，所述纵梁104被引导于所述脚件108和由所述脚件108支撑的所述辐板110下。在其上部，所述穿心开口116具有对应于所述分隔架106外部轮廓形成的内部轮廓，以便所述分隔架106的外表面与所述门状穿心开口116的内边以及其相配的方式彼此接触。因此，所述纵梁104被所述脚件108上的所述穿心开口116主动保持，以便在飞机的所述纵向112上承受压力时，其不会在横向114上弯曲。在这方面，由于彼此的摩擦和振动，所述分隔架106防止所述纵梁104的表面和脚件可能地遭受破坏。
所述部件相对彼此的尺寸设置进一步由图2示出，图2是从图1所示的平行于飞机纵向的右手侧观看图1所述结构件的侧视图。该图清楚地示出所述分隔架106主动安装于所述纵梁104上而没有其他的紧固件，所述安装由所述钩状模制部202与所述突起122间的配合实现。如果所述分隔架106由弹性塑料材料制成，其可通过将所述钩状模制部钩于所述纵梁104的所述手杖外形中、然后将所述突起122弹性咬合于先前在所述纵梁104与所述辐板110间的交叉点上制作的孔中而以及其简单和快速的方式安装。
如可看到的，所述分隔架106以恒定厚度d1遵循所述纵梁外形104的形状，所述厚度选择为与所述纵梁外形104的厚度d2大体相同的尺寸或比其更大。所述脚件108上的所述穿心开口116的形状依次遵循所述分隔架106的外部轮廓。可选地，槽302可选择性地构造于所述分隔架106中，槽302容纳所述穿心开口116的边缘。
下面将参照图3说明此类结构件的安装方法，图3是按照另一实施例的结构件的分解图。首先，由于所述纵梁104锚接或粘接于所述外壳102，故此飞机机舱部的所述外壳102内部被所述纵梁104加强，所述纵梁以规则的间距在飞机的纵向上延伸。还可能的是，所述外壳102和所述纵梁104整体构造，例如构造为合成纤维件102，104。
随后，沿着基本垂直于飞机的所述纵向112延伸的线304在所述纵梁104上分别作孔300。所述分隔架106悬挂于每个纵梁104中。在所述各分隔架上的轻压使其弹性变形，直到所述模制突起122咬合于所述各孔300内。
在另一步骤中，如图所示，将可构造为单独的夹具或在多个纵梁104上延伸的插入翼片的脚件108推入所述分隔架106上。如果所述分隔架具有此处所示的槽口302，设置在所述脚件108中的所述穿心开口的边缘插入所述各槽口302中。然后，将所述脚件108通过其各自的脚部120锚接在所述外壳102上。在最后的步骤中，通过锚固而将所述辐板110紧固于所述脚件108。
特别地，可以所示方式使纵梁104支撑在所述外壳102的区域内。在所述区域中，所述幅板110连接于另一主结构件306并支撑于其上，从而在此处不再需要所述幅板单独的支撑。此类主结构件306可例如为横杆、地板支撑杆、舱体地板或其中的各种支撑。
虽然目前已根据优选实施例描述了本发明，但其并不局限于此，而是可以多种不同方式修改。
例如，可使用不同外形类型的纵梁，在此情况下，所述分隔架可按照各中外形形状构造并可以钩状模制部和突起在合适的位置设置。

Claims (19)

1.一种用于飞机或宇宙飞船的结构件(100)，包括：外壳(102)；第一加强件(104)，所述第一加强件沿第一空间方向(112)在所述外壳(102)上延伸并构成开环轮廓；第二加强件(110)，所述第二加强件在第二空间方向(114)上沿所述第一加强件(104)延伸；脚件(108)，所述脚件支撑所述外壳(102)上的所述第二加强件(110)，所述脚件(108)具有穿心开口(116)，在所述穿心开口中，所述第一加强件(104)被分隔架(106)以主动方式保持，其中分隔架(106)防止所述第一加强件(104)以主动方式横向弯曲。
2.根据权利要求1所述的结构件，其特征在于：将所述脚件(108)与所述第二加强件(110)整体构造。
3.根据权利要求1或2所述的结构件，其特征在于：所述脚件(108)与所述第二加强件(110)被铆在一起。
4.根据权利要求1或2所述的结构件，其特征在于：将分隔架(106)插入所述第一加强件(104)与所述脚件(108)之间。
5.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述分隔架(106)包括塑性材料。
6.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述分隔架(106)的长度(b1)不小于所述脚件(108)脚部(120)宽度(b2)。
7.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述分隔架(106)的厚度(d1)不小于所述第一加强件(104)的厚度(d2)。
8.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：将所述分隔架(106)确定的保持在所述第一加强件(104)上。
9.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述分隔架(106)具有突起(122)，所述突起位于所述第一加强件(104)上相应形成的开口(300)中。
10.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述第一加强件(104)具有外形臂(200)，所述分隔架(106)具有钩状模制部(202)，所述钩状模制部钩住所述外形臂(200)。
11.根据权利要求4所述的结构件，其特征在于：所述分隔架(106)具有槽，所述脚件(108)插入所述槽中。
12.一种具有按照前述至少一权利要求所述的结构件(100)的飞机或宇宙飞船。
13.一种加强飞机或宇宙飞船的外壳(102)的方法，包括以下步骤：沿着第一空间方向(112)将第一加强件(104)构成开环轮廓紧固于所述外壳(102)；在所述第一加强件(104)上紧固具有穿心开口(116)的脚件(108)，将所述第一加强件(104)被分隔架(106)以主动方式保持在所述穿心开口(116)中，以便分隔架(106)防止所述第一加强件(104)以主动方式横向弯曲；以及在第二空间方向(114)上于所述第一加强件(104)上将第二加强件(110)紧固于所述脚件(108)。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于：此外，设置将分隔架(106)插入所述第一加强件(104)与所述脚件(108)之间的步骤。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于：插入所述分隔架(106)的步骤包括将所述分隔架(106)的钩状模制部(202)钩住所述第一加强件(104)的外形臂(200)的子步骤。
16.根据权利要求14或15所述的方法，其特征在于：插入所述分隔架(106)的步骤包括将所述分隔架的突起(122)引入所述第一加强件(104)中的开口(300)的子步骤。
17.根据权利要求15所述的方法，其特征在于：此外，设置将所述开口(300)钻入所述第一加强件(104)中的步骤。
18.根据权利要求14或15所述的方法，其特征在于：此外，设置将所述脚件(108)引入所述分隔架(106)的槽(302)中的步骤。
19.根据权利要求13至15中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述第二加强件(110)通过将所述第二加强件(110)铆(118)于所述脚件(108)而被紧固。
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Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008012252B4 (de) * 2008-03-03 2014-07-31 Airbus Operations Gmbh Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund
US20090266936A1 (en) 2008-04-29 2009-10-29 Fernando Ferreira Fernandez Aircraft fuselage structural components and methods of making same
DE102008002117B4 (de) * 2008-05-30 2013-10-31 Airbus Operations Gmbh Verbund und Struktur
DE102008044229A1 (de) * 2008-12-01 2010-06-10 Airbus Deutschland Gmbh Schalenbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
DE102009033444A1 (de) * 2009-07-16 2011-01-27 Airbus Operations Gmbh Schalensegment zur Herstellung einer Rumpfzellensektion für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
FR2953158B1 (fr) * 2009-11-30 2012-01-20 Airbus Operations Sas Procede pour realiser une jonction etanche entre des pieces d'aeronef
ES2400771B1 (es) * 2011-03-30 2014-02-14 Airbus Operations S.L. Fuselaje de aeronave con cuadernas altamente resistentes.
DE102011085937B4 (de) * 2011-11-08 2017-06-01 Airbus Operations Gmbh Leichtbaustruktur, insbesondere Flugzeugprimärstruktur oder untergeordnete Baugruppe, sowie Verfahren zu deren Herstellung
FR3007735B1 (fr) * 2013-06-28 2015-08-07 Airbus Operations Sas Liaison d'un element de fuselage d'aeronef et d'un cadre par une entretoise et une cale
US9656319B2 (en) * 2013-11-13 2017-05-23 The Boeing Company Positioning system for electromagnetic riveting
EP2905221B1 (en) * 2014-02-10 2018-07-04 Airbus Operations GmbH Method and apparatus for manufacturing a shell component for an aircraft or spacecraft
USD777014S1 (en) * 2014-08-12 2017-01-24 Servi-Sure, LLC Integrated stiffener
USD762106S1 (en) * 2015-05-29 2016-07-26 The Monadnock Company Stringer clip
USD762456S1 (en) * 2015-05-29 2016-08-02 The Manadnock Company Stringer clip
USD762457S1 (en) * 2015-05-29 2016-08-02 The Monadnock Company Stringer clip
US10590615B2 (en) 2016-06-28 2020-03-17 Vigor Industrial Llc Orthotropic deck
US10392132B2 (en) * 2016-07-29 2019-08-27 The Boeing Company Curved aircraft substructure repair systems and methods
GB2565351A (en) * 2017-08-11 2019-02-13 Airbus Operations Ltd Panel assembly
GB2579216A (en) * 2018-11-26 2020-06-17 Airbus Operations Ltd Aircraft fuel tank aperture sealing
DE102020205840B3 (de) 2020-05-08 2021-06-10 Premium Aerotec Gmbh Verbinder und Verfahren zum Verbinden eines Spants und eines Stringers einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeugs, Rumpfstruktur und Luftfahrzeug

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
CN1305921A (zh) * 2001-02-26 2001-08-01 厦门航空有限公司 一种延长飞机货舱侧壁板寿命的方法及防撞型侧壁板结构
EP1216816A1 (en) * 2000-12-22 2002-06-26 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Composite material stiffened panel and manufacturing method thereof
US6766984B1 (en) * 1998-07-16 2004-07-27 Icom Engineering Corporation Stiffeners for aircraft structural panels
CN1906083A (zh) * 2004-01-05 2007-01-31 空中客车德国有限公司 用于将飞机机身内部隔离的隔离封装装置

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7410352B2 (en) 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6766984B1 (en) * 1998-07-16 2004-07-27 Icom Engineering Corporation Stiffeners for aircraft structural panels
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
EP1216816A1 (en) * 2000-12-22 2002-06-26 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Composite material stiffened panel and manufacturing method thereof
CN1305921A (zh) * 2001-02-26 2001-08-01 厦门航空有限公司 一种延长飞机货舱侧壁板寿命的方法及防撞型侧壁板结构
CN1906083A (zh) * 2004-01-05 2007-01-31 空中客车德国有限公司 用于将飞机机身内部隔离的隔离封装装置

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