CN102224070B - 飞机或航天器的结构部件和飞机或航天器的机身部件装置 - Google Patents

Abstract

在飞机或航天器的结构部件(2)的方案中，其包括：机身部分连接区域(10)，用于连接到相关的机身部分(5)并具有与所述相关的机身部分(5)近似相等的热膨胀系数；内部连接区域(11)，用于连接到相关的安装元件并具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数；以及分隔区域(12)，用于连接所述机身部分连接区域(10)和所述内部连接区域(11)，其中所述区域(10、12、11)中的至少一个具有高传热阻(R13、R14、R15)。

Description

飞机或航天器的结构部件和飞机或航天器的机身部件装置

技术领域

本发明涉及一种飞机或航天器的结构部件并涉及一种飞机或航天器的机身部件装置。

背景技术

尽管可应用到诸如框架、纵梁等任一所希望的结构部件，但本发明及其所基于的问题在下文中参照导轨状结构部件进行更详细的解释。

飞机或航天器以及机舱部件的内部中的安装元件和系统安装及其负载目前主要通过这种类型的飞机的机身的基本结构中的单独“支架”而被引入。这些支架通常被紧固到框架并紧固到机身部分，该框架和机身部分承受来自上述安装和部件的负载。

DE 10 2006 060 364 A1描述了一种机身部件装置，其包括由具有低热膨胀系数的碳纤维制成的蒙皮和具有高热膨胀系数的结构部件，具有低导热率的热阻挡器被提供，并且该结构部件通过热阻挡器被连接到蒙皮。这种机械构造具有作为热阻挡器的绝热层。所有的部件经由铆接结合在一起。在此情况下经受的缺点一方面是需要大量单独部件，另一方面是连接需要切削机加工，以及部分的现场相关安装时间和清理措施。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种改进的飞机或航天器的结构部件，上述缺陷在该结构部件中不再存在或者被显著降低，并且该结构部件提供进一步的优点。进一步的目的是提供一种飞机或航天器的机身部件装置。

根据本发明，该目的通过具有权利要求1的特征的结构部件以及具有权利要求10的特征的机身部件装置而实现。

因此，提供一种飞机或航天器的结构部件，其包括机身部分连接区域，所述机身部分连接区域用于连接到相关的机身部分并具有与所述相关的机身部分近似相等的热膨胀系数。所述结构部件还包括内部连接区域，该内部连接区域用于连接到相关的安装元件并具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数。分隔区域用于连接所述机身部分连接区域和所述内部连接区域。所述区域中的至少一个具有高传热阻。

本发明所基于的概念是，所述部分中的至少一个具有高传热阻，其它部分适合于待与其连接的材料，从而其热膨胀系数可与待与其连接的材料的热膨胀系数近似相等。

因而，本发明尤其具有优于开始所述的方法的优点在于，可应用到待连接到所述结构部件的部件的所有材料，而与所述部件的热膨胀系数无关。

所述机身部分连接区域、所述分隔区域和所述内部连接区域优选被一体地形成为结构部件。

在一体式结构部件中使用这种类型的整体式分隔层意味着，不再需要大量单独的部件以及诸如钻孔、修边、清理、铆接/螺纹连接的复杂的机械连接措施。

在此情况下，假设所述结构部件被形成为具有共同的基质材料的复合部件。因此，例如在机身部分也被制造成复合部件的情况下，可以通过简单的方式将所述结构部件连接到所述机身部分。在此情况下，所述机身部分连接区域可包括与所述机身部分相同或相似的用于所述机身部分复合物的材料，例如碳纤维。

如果所述机身部分由金属制造，则所述机身部分复合物可由金属箔组成。所述结构部件的所述内部连接区域的内部复合物通过相似的方式构造。在此情况下，可采取进一步的措施来通过额外的层增强连接部。

在一个实施例中，所述分隔区域包括具有高传热阻的分隔复合物以及所述基质材料。在此情况下，所述分隔复合物优选形成为例如玻璃布，所述玻璃布可例如以用于制造纤维复合部件的预浸料坯的形式构造。

在所述结构部件的优选构造中，非常有利的是，所有的复合物和部分由相同的基质材料，例如环氧树脂制造。在飞机构造中，例如，铺设不同层的复合材料是标准方法，可以使用相关的机加工设备。

所有功能被集成到根据本发明的所述结构部件中，也就是，与机身部分的连接部、绝热层和例如轨道结构的传送结构。所述结构部件可制造成一体。额外的连接元件的省略简化了装配。其可通过增强元件，例如纵梁的方式粘合地结合到相应的机身部分。根据本发明的所述结构部件可以具有材料的任一组合，而与所述机身部分或所述安装部件的热膨胀系数无关。到所述机身部分的连接部可由与所述机身部分的材料相同的材料制成。

机身部件装置可包括至少一个上述结构部件。

附图说明

在下文中，参照附图基于实施例详细描述本发明。

在附图中：

图1为根据本发明优选实施例的机身部件装置的示意性透视图；

图2为包括机身部分的根据本发明的结构部件的实施例的示意性透视截面图；以及

图3为图2所示视图的示意性横截面图。

在附图中，除非另有说明，相似的附图标记表示相似或者功能相同的部件。

具体实施方式

图1示出根据本发明的机身部件装置1的示意性透视图。机身部分5以飞机或航天器(未示出)的蒙皮的形式被示出。机身部分5是曲状的，内部空间6，例如飞机或航天器的机舱，被布置朝向曲率中心(附图中的右侧)，该内部空间通过外部空间7而与蒙皮分隔。机身部分5通过纵梁8沿纵向方向(在附图中近似为从左侧到右侧)被增强。框架9沿机身部分5的周界方向被附接。结构部件2在纵梁8之间延伸，在该示例中平行于纵梁8延伸，该结构部件被提供为将安装元件(未示出)，例如内壳、管系等附接到结构部件2的内部部分4。结构部件2通过机身部分连接部3被紧固到机身部分5。

在飞机或航天器的操作期间，内部空间6通常被空气调节，并且在此情况下被保持在近似20℃的恒温。外部空间可具有不同的温度。例如，近似18℃的机库温度、根据一年中的时间和位置可在例如-15℃的负温度到例如+40℃的正温度之间的机场上的外部温度以及在较高飞行高度时-55℃以上的外部温度。这些温度值不应被视为是绝对的，而是相反应显示，外部空间7与内部空间6之间的温度差可相对于内部空间6的内部温度变化很大。

图2是根据本发明的包括机身部分5的结构部件2的实施例的示意性透视截面图。在该示例中，机身部分为飞机或航天器(未示出)的蒙皮，并由例如CFRP的复合材料制成。结构部件2通过机身部分连接部3被附接到机身部分5的内表面，在此情况下机身部分连接部3包括上分支和下分支。在此情况下，这些分支基本垂直于机身部分5地朝向内部空间6延伸。机身部分连接部3被连接到机身部分连接区域10，机身部分连接区域10过渡到连接到内部连接区域11的分隔区域12。内部连接区域11为内部部分4的一部分，并被提供用于紧固安装元件。这些元件可粘合地结合、铆接或螺纹连接到内部连接部区域12或通过另一连接方式连接到内部连接区域12。

机身部分连接区域10包括机身部分复合物13，其在材料、热膨胀系数和传热阻方面与分隔区域12的分隔复合物15不同地形成。内部连接区域11的内部复合物14也不同于分隔复合物15。机身连接部3、机身连接部分10、分隔区域12和内部连接区域11作为复合部件或纤维复合部件被形成为一体。在此情况下，复合物13、14、15形成相应的纤维或层状半成型复合物，其在所有侧上被围绕并相应地充满基质16，例如环氧树脂。结构部件2例如通过预浸料坯被制造成纤维复合部件。当然，其他方法也是可以的。在此情况下，复合物13、14、15被铺设成预定形状，并形成半成形产品，充满基质16并且随后被固化。所有形式和形状都是可以的，增强层和安装部分的相应插入物也是可以的。

将参照图3进一步详细地描述结构部件2的传热特性。图3是根据图2的示意性横截面图。

单独的部分10、12、11通过竖直虚线分开。分别对应于部分10、12、11和机身部分5的串联传热阻R5、R5-3、R13、R14、R15被提供在该装置下方。

上述内部空间6与外部空间7之间的温度差导致热在这两个空间之间传递。如已知的，传热通过辐射、传导和对流而发生。只考虑传热，由此描述在此情况下的各个部分10、12、11和部件的传热阻R5、R5-3、R13、R14、R15。

在机身部分5由纤维复合材料(例如CFRP)制成的情况下，机身部分复合物13也由相应的纤维复合材料(例如CFRP)制成。如果机身部分5为金属，则机身部分复合物13因而包括金属丝和/或金属箔/层形式的相同或类似的金属。因此，机身部分5和结构部件2的机身部分连接部具有近似相等的热膨胀系数。分隔区域12的分隔复合物15为例如玻璃布，内部连接区域14为对应于安装元件(未示出)(例如金属和/或纤维复合物)的复合物。内部连接复合物14和安装元件的热膨胀系数近似相等。因而，在机身部分5与结构部件2之间以及在安装元件与结构部件2之间基本上不产生应力或者仅产生减小的应力。

例如，从近似20℃的作为热源的内部空间6到近似-55℃的作为热沉的外部空间的传热经由结构部件2发生，这显示在作为等效图绘制在下方的传热阻系列中。传热阻值仅以相对项的形式给出，特定值应根据相关的表格得出。内部连接区域11具有传热阻R14，其在金属复合物的情况下相对较低，而在纤维复合物的情况下相对较高。分隔复合物15的传热阻R15从R14继续下去，其同样根据玻璃布示例而非常高。因而，分隔复合物形成抵抗向外流动的热的屏障。传热阻R13对应于机身部分连接部复合物13及其材料，因而在CFRP材料的情况下可相对较高，而在金属的情况下相对较低。热阻R5-13表征机身部分连接部3与机身部分之间的过渡，热阻R5对应于机身部分5的材料，并且在CFRP的情况下相对较高，而在金属的情况下相对较低。

由此可见，与安装元件和机身部分5的构造无关，总是存在分隔复合物15的高传热阻R15形式的热屏障，因而可以在很大程度上消除结构部件2上的冷凝。

一体式结构部件2提供下述部件，其具有较高自由样式，与其他作为复合部件的交通工具部件具有相同或相似的生产方法，并具有结构部件内部整体地高绝热以及上述同时地集成功能的优点。

尽管在此已基于优选实施例对本发明进行了描述，但其不限于此，而是可通过多种不同方式进行组合和修改。

例如，部分10、12、11在其装置中可具有不同的长宽比。其还可连续重复布置。

在飞机或航天器的结构部件2的方案中，其包括：机身部分连接区域10，用于连接到相关的机身部分5并具有与相关的机身部分5近似相等的热膨胀系数；内部连接区域11，用于连接到相关的安装元件并具有与相关的安装元件近似相等的热膨胀系数；以及分隔区域12，用于连接机身部分连接区域10和内部连接区域11，部分10、12、11中的至少一个具有高传热阻R13、R14、R15。机身部件装置1包括至少一个这种类型的结构部件2。

附图标记列表

1  机身部件装置

2  结构部件

3  机身部分连接部

4  内部部分

5  机身部分

6  内部空间

7  外部空间

8  纵梁

9  框架

10 机身部分连接区域

11 内部连接区域

12 分隔区域

13 机身部分复合物

14 内部复合物

15 分隔复合物

16 基质材料

R5 机身部分的传热阻

R5-3机身部分与机身部分连接部之间的过渡部的传热阻

R13 机身部分复合物的传热阻

R14 内部复合物的传热阻

R15 分隔复合物的传热阻

Claims (6)

1.一种飞机或航天器的机身部件装置，包括机身部分和结构部件，该结构部件包括：

机身部分连接区域，用于连接到所述机身部分，该机身部分连接区域具有与所述机身部分近似相等的热膨胀系数，从而在所述机身部分连接区域与所述机身部分之间不产生应力或者仅产生减小的应力；

内部连接区域，用于连接到相关的安装元件，该内部连接区域具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数，从而在所述内部连接区域与所述相关的安装元件之间不产生应力或者仅产生减小的应力；以及

分隔区域，用于连接所述机身部分连接区域和所述内部连接区域，其中所述区域中的至少一个具有包括高传热阻以形成抵抗热的屏障的材料结构，

其中所述机身部分连接区域、所述分隔区域和所述内部连接区域彼此形成为一体，

其中所述结构部件被形成为具有共同的基质材料的复合部件，并且其中所述分隔区域包括分隔复合物和所述基质材料，所述分隔复合物具有高传热阻以形成抵抗热的屏障，其中所述机身部分连接区域的机身部分复合物和所述内部连接区域的内部复合物在材料、热膨胀系数和传热阻方面与所述分隔复合物不同。

2.根据权利要求1所述的机身部件装置，其特征在于，所述分隔复合物被形成为玻璃布。

3.根据权利要求1所述的机身部件装置，其特征在于，所述机身部分连接区域包括所述机身部分复合物和所述基质材料，所述机身部分复合物由与所述机身部分相同或相似的材料制成。

4.根据权利要求3所述的机身部件装置，其特征在于，如果所述机身部分(5)由复合材料组成，则所述机身部分复合物包括与所述机身部分相同的复合材料。

5.根据权利要求3所述的机身部件装置，其特征在于，如果所述机身部分由金属材料组成，则所述机身部分复合物包括金属箔。

6.根据权利要求1所述的机身部件装置，其特征在于，所述内部连接区域包括所述内部复合物和所述基质材料，所述内部复合物具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数，从而在所述内部复合物与所述相关的安装元件之间不产生应力或者仅产生减小的应力。