CN102372085B - 用于飞机和航天器的结构元件及制造这种结构元件的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种结构元件(1)，特别地用于飞机和航天器(10)，其包括芯部(2)，该芯部的刚度至少部分改变，以优化结构元件(1)的气动弹性特性。本发明还提供了一种制造尤其用于飞机和航天器(10)的结构元件(1)的方法，其具有如下步骤：提供包括芯部(2)的结构元件(1)；确定该结构元件(1)的气动弹性行为；以及，至少部分改变该结构元件(1)的芯部(2)刚度，由此优化该结构元件的气动弹性行为。本发明还提供了包括该类结构元件(1)的一种飞机和航天器(10)，以及一种特别是用于风力涡轮机的转子叶片(1)，包括该类结构元件(1)。

Description

用于飞机和航天器的结构元件及制造这种结构元件的方法

技术领域

本发明涉及一种结构元件，特别是用于飞机和航天器的结构元件，还涉及制造这种结构元件的方法、包括这种结构元件的飞机和航天器，以及包括这种结构元件的转子叶片。

背景技术

例如飞机和航天器的结构元件与气流之间的相互作用已知是气动弹性力学，并且结构元件在气流中的行为已知为结构元件的气动弹性行为(aeroelastic behaviour)。结构元件的气动弹性行为，特别是结构元件的振形(mode shape)尤其由结构元件的刚度所确定。术语“振形”可以被理解为假定例如处于振动负荷下的结构元件的形状。结构元件不仅承受结构动力效应，而且还承受由于气流而引起的弹性形变。弹性形变是结构元件的结构动力特性以及气动弹性特性的结果，并能够导致例如结构元件的不期望的振动。并且，这可导致所产生的噪声增加、损失结构元件的部分功能，比如在控制表面的摆动的情况下，或者甚至能导致结构元件断裂和解体。

本申请人在操作上熟悉影响结构元件的气动弹性特性的各种过程。附加质量通常被附接到受影响的结构元件上，其结果是例如能影响结构元件的自然振动频率。尽管该过程对于结构元件的振动行为(vibration behavior)产生好的结果，但缺点是在飞机和航天器操作过程中必须去除不需要的质量，即所谓的无作用质量(dead mass)或非支撑质量(unsupporting mass)。这尤其会导致由于过重而增加燃料消耗的缺陷。

可替换的，可以通过调节受影响结构的形状来调节刚度，或者在纤维复合材料构造方法的情况下，通过恰当地改变纤维取向和层结构来调节刚度。然而，已经发现此过程的缺点在于必须改变结构元件的形状，该形状关于轻质构造、强度和空气动力行为而被优化。改变纤维方向取向和/或层结构也意味着不期望地改变了可达到的机械性能并增加了调节相应部件形状的成本。

此外，可以改变所使用的材料。例如，具有不同刚度和/或强度特性的材料可被结合到结构元件中。然而，这大大增加了生产成本和支出。

还可以使用无源或有源阻尼元件。然而，使用阻尼元件意味着增加了结构元件的部件数量。这产生的缺点是额外的重量，并且不利地增加了结构元件的复杂度。

DE 698 05 302 T2描述了例如一种用于飞机和航天器的结构元件，其刚度可被有效地改变。为此，通过集成在该结构元件内的压电元件来改变结构元件的有效横截面及其刚度。布置在结构元件的凹槽内的该压电元件由非延展状态被移动到延展状态，该压电元件在延展状态下仅抵靠该凹槽的两个相对的壁，因此将力从一个壁传递到另一个上。该措施改变了结构元件的刚度，因此有效的影响了其气动弹性特性。然而，这种解决问题的方法需要使用附加部件，这除了增加重量之外，也会不利地增加结构元件的复杂度和失效概率。

发明内容

因此本发明的一个目标是提供一种改进的结构元件，特别是用于飞机和航天器的结构元件，其能够克服上述缺陷。

该目标由具有权利要求1的特征的结构元件和/或具有权利要求12特征的方法而实现。

因此，提供了一种特别是用于飞机和航天器的结构元件，其包括一个芯部，该芯部的刚度至少部分改变，以优化所述结构元件的气动弹性特性。

另外，提供了一种制造特别是用于飞机和航天器的结构元件的方法，其具有如下步骤：提供包含芯部的结构元件；确定该结构元件的气动弹性行为(aeroelastic behaviour)；以及，至少部分改变该结构元件的芯部刚度，由此优化该结构元件的气动弹性行为。

本发明所基于的构想是至少部分改变结构元件的芯部的刚度。因此，能够获得例如在芯部内的具有增加或者减少的刚度的区域，从而获得结构元件的各向异性。通过部分改变芯部的刚度，能够影响结构元件的气动弹性特性。

因此，与已经描述过的解决问题的方法相比，本方法不需要使用附加重量或者对结构元件的形状、纤维取向和/或纤维层结构进行改变和/或使用阻尼元件形式的附加部件。

本发明的有利构造和改进方案在从属权利要求以及与附图结合的说明书中具体描述。

根据所述结构元件的一优选改进方案，所述结构元件具有夹层结构，该夹层结构具有至少部分围绕所述芯部的覆盖层，特别是由碳素纤维形成的覆盖层。该覆盖层使得获得所需的结构元件的高刚度和机械特性成为可能。其还有利地允许将负荷引入结构元件。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述芯部具有用于改变部分刚度的集成加强件。因此，能够通过集成加强件精确地调整芯部的刚度并使其适应需求。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述集成加强件将所述结构元件的所述覆盖层的互相相对的覆盖蒙皮联接到一起。因此，结构元件的刚度部分增加，其结果是能够有利地影响结构元件的振形。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述集成加强件和所述覆盖层被整体地构造。这能够最优地将力从加强件传递到覆盖层，反之亦然。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述集成加强件包括加强销，结果实现芯部的大幅度加强。

根据结构元件的另一个优选改进方案，所述加强销以一倾斜角布置并被布置为沿相对于所述覆盖蒙皮中的至少一个倾斜的方向。通过改变加强销的倾斜角和倾斜方向，可在很大范围内调整芯部刚度的部分改变。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述集成加强件具有大量的加强销，所述加强销具有不同的倾斜角和/或不同的倾斜方向。这能够以灵活的方式调整芯部的刚度。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述集成加强件具有加强成型部件，从而实现芯部的线性增强。因此，结构元件在弯曲载荷下可能产生扭转变形。这有利地允许影响结构元件的振形。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述加强成型部件被构造为双T形成型部件、T形成型部件、I形成型部件、C形成型部件、Z形成型部件、圆形成型部件、盒形成型部件或类似部件。因此，能够有利地使用标准半成品来制造集成加强件，从而降低结构元件的制造成本。

根据结构元件的另一优选改进方案，所述芯部的材料密度至少部分改变，以优化所述结构元件的自然振动行为，所述芯部具有特别是不同材料密度的芯段。因此，能够有利地改变结构元件的自然振动行为。

根据结构元件的另一优选改进方案，通过仿真或振动试验来确定所述结构元件的气动弹性行为。这允许简单便捷地改变芯部刚度，从而简化结构元件的制造方法。

附图说明

下文中，将基于实施例参照所附附图更详细地描述本发明，其中：

图1为结构元件的优选实施例的局部剖视图；

图2为根据图1的结构元件的透视图；

图3为结构元件的另一优选实施例的局部剖视图；

图4A为根据图3的结构元件的透视图；

图4B为根据图3的结构元件的侧视图；

图5为结构元件的另一优选实施例的透视图；

图6为结构元件的另一优选实施例的透视图；

图7为结构元件的另一优选实施例的透视图；以及

图8为结构元件的使用方案实例。

图中，相同的附图标记表示相同或功能相同的部件，除非另外指明。

具体实施方式

在下文中同时参照的图1和图2示出了特别是用于飞机和航天器的结构元件1的优选实施例的局部剖视图和透视图。结构元件1被构造为例如空气动力有效表面或设置为飞机和航天器的机身元件。结构元件1优选具有夹层结构，该夹层结构具有芯部2和包围至少部分芯部2的覆盖层3。覆盖层3优选完全包围芯部2。覆盖层3例如由纤维增强塑料材料形成，特别是由碳纤维增强塑料材料形成。覆盖层3优选具有由纤维增强塑料材料构成的大量层压层。因此，纤维增强塑料材料的纤维取向和纤维路径因此适应于作用在结构元件1上的负荷。覆盖层3沿增强塑料材料的纤维取向是各向异性的。覆盖层3优选具有小厚度，从不足一毫米(fractions of a millimetre)直到几个毫米。覆盖层3确保了结构元件1必需的机械稳定性和刚度。例如，覆盖层3用于将负荷引入结构元件1。覆盖层3形成例如结构元件1的空气动力表面。覆盖层3例如具有第一覆盖蒙皮25，特别是上覆盖蒙皮25，和第二覆盖蒙皮26，特别是下覆盖蒙皮26。

芯部2被构造为例如泡沫芯部2。为了提供更清晰的视图，图2中所示的结构元件没有覆盖层3。例如，泡沫芯部2被构造为用塑料材料，特别是聚甲基丙烯酰亚胺形成的闭孔发泡料芯部2。芯部材料的特征在于例如用于芯部2的泡沫材料的容重或材料密度。容重优选定义为每容积单元的质量，例如kg/m³。因此，具有高容重的泡沫材料比起每容积单元低质量的泡沫材料具有更高的塑料材料的质量分率和/或容积率。可替换的，任何其他塑料材料、金属泡沫，例如铝泡沫或钛泡沫，或者塑料材料泡沫和金属泡沫的组合物可被用于芯部2。芯部2优选具有大量的芯段，其中仅有芯段4-7被提供有附图标记。芯段4-7具有例如不同的材料密度。芯段4-7也可以全部具有相同的材料密度。其中可任意数量的芯段4-7，芯段4-7可具有任意形状。芯部2可以任意所需方式沿结构元件1的横向X、纵向Y和/或竖直方向Z分段。芯部2也可被均匀地构造，即不分段。

在结构元件1的一替换实施例中，芯部2被构造为例如实心芯部2。例如，作为塑料材料芯部2，特别是作为实心塑料材料芯部2，优选具有由不同密度的塑料材料形成的芯段4-7。整体金属材料，例如铝合金或钛合金，也可用做实心芯部2或芯部的段4-7的材料。此外，芯部2也可被构造为木质芯部2，特别是实心木质芯部2。木质芯部2优选具有任意期望数量的芯段4-7，芯段4-7优选由具有不同容重的木质材料，例如白杨木或橡木，形成。在结构元件1的另一优选实施例中，芯部2被构造为所谓的蜂窝状芯部2，特别是折叠的蜂窝状芯部2或类似物。蜂巢状芯部2例如包括具有不同的蜂窝单元密度的芯段4-7。此外，芯部2可由所谓的机织间隔织物或编织间隔织物形成。芯部2还被构造为管状芯部2或具有起绒蜂窝结构(naphoneycombs)的芯部2。可替换地，芯部2或芯部2的段4-7可被构造为例如所谓的成型芯部2(“波状芯部”)。芯部2还可被构造为陶瓷芯部2。芯部2的单独的芯段4-7可以由陶瓷材料形成。芯部2还可被构造为所谓的飞行制造模型(flying production model)2，即芯部2最终仅被需用于结构元件1的制造，而不具有支撑功能。例如在这种情况下，在已经制造结构元件1之后，芯部2可以从结构元件1移除，特别是从结构元件1分离。在下文中，被结构元件1的覆盖层3特别是覆盖蒙皮25、26围绕的内部2或空腔2也被称为芯部2。换言之，被结构元件1的覆盖层3特别是覆盖蒙皮25、26围绕的内部2或空腔2也被理解为意味着结构元件1的芯部2或芯部2的单独的段4-7。特别地，芯部2可被构造为上述芯部形式和芯部材料和/或任何所需芯部形式和芯部材料的组合，例如被构造为组合芯部2。组合芯部2包括例如泡沫材料、实心塑料材料/木质材料和/或蜂窝状材料或类似材料。

为了优化结构元件1的自然振动行为，芯部2的材料密度或容重至少部分改变。例如，飞机和航天器的以其自然频率振动的结构部件也会激励邻近的结构部件震动。相邻且相互联接的结构部件互相激励，可导致结构部件的不期望的变形，并且在最坏情况下可导致结构部件的不可操作性。根据本发明，通过至少部分改变芯部的材料密度，结构元件的自然振动频率被改变，由此防止该类型的多个结构元件1之间互相激励。通过改变芯部2的材料密度，结构元件1内的质量分布被构造为例如使得结构元件1的自然振动频率降低。芯部2的材料密度例如沿结构元件1的横向x、纵向y和/或竖直方向z变化。芯部2的变化的材料密度优选由于芯部2具有芯段4-7而获得，所述芯段4-7优选具有不同的材料密度或容重。芯段4-7可例如沿结构元件1的横向x、纵向y和/或竖直方向z将芯部2分段。芯段4-7优选被布置为，作为芯部2的质量分布的结果，结构元件1的自然振动频率以预定方式被改变，例如降低。例如，与均匀芯部2相比，通过芯段4-7的布置获得较低的自然振动频率。每个芯段4-7优选具有相应的均匀的材料密度或容重。例如，芯部2的材料密度从前缘8到后缘9，例如从结构元件的前缘8到结构元件1的后缘9，连续地增加或减小。可替换地或者附加地，芯部2的材料密度可例如从结构元件的根部12到结构元件的梢部32，例如结构元件1的翼梢(wing tip)32，增加或减小。结构元件1的增加或减小的材料密度还可以在中心处被提供在在结构元件1的下侧面和/或上侧面上。可以根据需求，例如通过CNC加工机器由半成品泡沫制品制造芯段4-7。

结构元件1优选还具有集成加强件27，例如线性加强件27。集成加强件27优选被集成在芯部2内。例如，集成加强件27被布置在芯段4-7之间。集成加强件27优选与结构元件1的覆盖层3的相对覆盖蒙皮25，26联接在一起。加强件27和覆盖层3优选被整体地构造。加强件27优选由与覆盖层3相同的材料形成。例如，集成加强件27由碳纤维加强塑料材料形成。芯部2优选具有大量的集成加强件27。集成加强件27被构造为例如加强成型部件27或其包括加强成型部件27。加强型件27被构造为例如双T形加强部件、T形加强部件、I形加强部件、z形加强部件、圆形加强部件、盒形加强部件或类似部件。芯部2可包括具有不同横截面形状的加强成型部件27。加强成型部件27可被布置在例如芯部2的芯段4-7之间，或者例如可围绕芯段4-7中的一个的至少一部分。例如，加强成型部件27可被构造为盒形成型部件27，芯段4-7中的一个被布置在盒形成型部件27中。

根据图1和图2，加强成型部件27被构造为例如双T形成型部件27，具有与覆盖蒙皮30相关联的凸缘29、与覆盖蒙皮26相关联的凸缘30以及连接凸缘29、30的腹板28。凸缘29、30优选一体地联结到覆盖蒙皮25、26。芯部2优选具有大量集成加强成型部件27，集成加强成型部件27可以以任意期望的方式沿着横向x、纵向y和/或竖直方向z延伸。根据其在芯部2中的取向，加强成型部件27吸收了弯曲载荷和/或扭转载荷。加强成型部件27用于部分改变芯部2的刚度，以优化结构元件1的气动弹性特性。芯部2的刚度例如通过用于加强成型部件27的纤维的类型、凸缘28和/或腹板29和30的厚度、两个加强成型部件27之间特别是两个加强成型部件27的两个腹板28之间的距离a或者栅距a、和/或加强成型部件27在芯部2内沿x和y以及z方向的取向而改变。例如，图2中左手边所示的加强成型部件27与结构元件1的前缘8平行地延伸，而右手边所示的加强成型部件27与前缘成一角度延伸。例如当负载作用在结构元件的梢部32上时，平行于前缘8延伸的加强成型部件27实质上影响了结构元件1的挠曲强度。当加强成型元件27例如沿纵向y和横向x倾斜地延伸时，结构元件1的挠曲强度和抗扭强度都被改变。至少部分改变芯部2的强度优化了结构元件1的气动弹性特性，而不需要改变覆盖层3的层压结构。例如，当负载被施加在结构元件的梢部32时，在图2中的右手边示出切在芯部2中倾斜地延伸的加强成型部件27将导致结构元件2扭曲。例如，通过适当地布置加强成型部件27，能够有目的地影响在负荷下，例如在空气动力负荷下的结构元件1的振形或固有模式(eigenmode)。如果结构元件1例如被构造为飞机和航天器的机翼，当结构元件的梢部32承受负荷时，其可被用于使前缘8沿着机翼的压力侧方向向下扭曲。这已知为“俯冲”。这可靠地防止前缘8向上扭曲。如果前缘9以不期望的方式扭曲，空气将逆着机翼的压力侧或下侧流动，这意味着前缘8甚至会进一步扭曲。这种自增强效应会导致机翼的解体。然而，这通过根据本实施例的结构元件1而被防止。部分改变芯部2的刚度有利地产生了结构元件1的各向异性，特别是刚度的各向异性。

为了制造结构元件1，例如在可具有变化的或均匀的材料密度的芯段4-7之间放置加强成型部件27或大量加强成型部件27，，然后芯段4-7被覆盖层3覆盖。覆盖层3和加强成型部件27被注入例如具有基质材料(matrixmaterial)的模制工具中。此方法可例如通过树脂灌注过程(resin infusionprocess)来实现。当基质材料固化后，结构元件1可从模具中移除。可替换地，加强成型部件27可例如以已预固化形式被使用。

将在下文中同时参考的图3、图4A和图4B例示出结构元件1的另一优选实施例的局部剖视图、透视图和侧视图，下文将同时说明。根据图3、图4A和图4B的结构元件1与根据图1和图2的结构元件1的区别仅在于集成加强件27的构造。集成加强件27被构造为二维加强件27。在这方面，集成加强件27具有加强销31，优选具有大量加强销31。芯部2可具有一个集成加强件27或大量集成加强件27，集成加强件27在每种情况下具有一个或在每种情况下具有大量加强销31。加强销31或销31优选由纤维增强塑料材料形成，特别是由碳纤维增强塑料材料形成。例如，销31由与覆盖层3相同的材料形成。销31具有例如圆形、椭圆、带状、矩形、多边形或任何期望的横截面。芯部2可包括具有不同横截面形状的销31。销31优选将覆盖层3的互相相对的覆盖蒙皮31联接到一起。集成加强件27，特别是销31或大量销31优选与覆盖层3整体地构造。销31以倾斜角α布置并被布置为沿相对于覆盖蒙皮25、26中的至少一个倾斜的方向。销31还可垂直地站立在覆盖蒙皮25、26上或站立在一个覆盖蒙皮25、26上。销31优选穿过芯部2或芯段4-7中的一个。图4A中所例示的不具有覆盖蒙皮25、26的结构元件1的单元构架(unit cell)33优选具有大量加强销31，加强销31优选具有不同的倾斜角α和/或不同的倾斜方向。为了部分改变芯部2的刚度，可以调整例如销31的纤维类型、直径d、横截面形状、倾斜角α、销31之间的距离、每单元构架33的销31的数量和/或倾斜方向。销31在单元构架33内可以是规则或不规则的布置和/或取向。图4B是带有三个单元构架33的结构元件的一部分的侧视图，例如在每种情况下带中有四个加强销31。每单元构架33可具有任意所需数量的加强销31。销31实质上提高了芯部2的剪切强度。结构元件1可具有芯部2，芯部2包括加强成型部件27以及加强销31。

为了制造结构元件1，销31被插入例如芯部2中或者芯部2的段4-7中，然后它们被覆盖层3覆盖。当覆盖层3和销31被注入树脂基质后，结构元件1固化并从模具中移除。注入发生在例如树脂灌注过程中。如果在操作结构元件1的过程中芯部2不执行功能，芯部2可以在基质材料固化后被移除。

图5例示出结构元件1的另一优选实施例。结构元件1被构造为例如翼梁盒(spar box)1或者弯扭盒(flexural-torsional box)1。翼梁盒1形成例如飞机和航天器的尾部表面1、机翼盒(wing box)1或者尾部单元1，例如如水平尾部平面1，方向舵单元1，着陆襟翼1或类似部件。该实施例中，结构元件1具有例如两个翼梁13、14，所述两个翼梁13、14沿结构元件1的横向x互相隔开并沿着纵向y延伸。翼梁13、14优选由纤维增强塑料材料形成，特别是由碳纤维增强塑料材料形成。例如，翼梁13、14由与结构元件1的覆盖层3相同的材料形成。翼梁13、14具有近似U形的横截面，结构元件1的衬板元件15、16优选在每种情况下座落在相应U形的侧翼21-24上。结构元件1具有例如上衬板元件15和下衬板元件16。在本实施例中，结构元件1具有两个芯部2，一个芯部2与各衬板元件15、16相关联。芯部2优选被构造为具有集成加强件27，以根据图1至图4的结构元件1的实施例来部分改变芯部2的刚度。经由实例，图5在每个芯部2中示出一作为集成加强件27的双T形成型部件27，其沿着纵向y延伸并以虚线表示。芯部2优选以任意期望的方式分段，并仅具有例如芯段4-7(用虚线表示)。双T形成型部件27延伸穿过例如芯段4-7。芯部2在每种情况下至少部分被覆盖层3围绕，覆盖层3优选由碳纤维增强塑料材料形成，并一体地结合到集成加强件27。覆盖层3优选完全围绕相应的芯部2。衬板元件15、16以其周界区域17-20被结合到例如翼梁13、14，所述周界区域17-20与翼梁13、14相关联并沿着结构元件1的纵向y延伸。翼梁13、14和衬板元件15、16例如通过铆接或粘合结合到一起。所述粘合过程可以通过例如所谓的相互粘结过程来实施。在该过程中，例如未固化的衬板元件15、16以湿的在硬的之上(wet onhard)的方式结合到已经固化的翼梁13、14。相应的芯部2优选不延伸到相应的周界区域17-20中。这意味着周界区域17-20和翼梁13、14的侧翼21-24优选在每种情况下形成一体的连接区域。一体的连接区域优选被构造为一体的碳纤维增强连接区域。这些区域仅由碳纤维增强塑料材料构成。芯部2的刚度的部分改变优选导致各向异性，特别是结构元件1和衬板元件15、16的刚度的各向异性。根据图5的结构元件1的实施例优选用于大型飞机，例如客机中。

图6例示出结构元件1的另一优选实施例。结构元件1被构造为例如滑翔机的机翼1、螺旋桨叶片1、直升机的转子叶片1或者风力涡轮机叶片1或者风力涡轮机的转子叶片1。结构元件1通过实心泡沫夹层处理法构造，芯部2优选完全填充结构元件1的内部区域。芯部2的外部轮廓可大致对应于结构元件1的外部轮廓。芯部2也可以仅填充结构元件1的部分内部区域，例如，在覆盖层3优选不接触芯部2的整个表面，而例如仅接触芯部的部分表面或者以线性和/或点状形式接触芯部表面的情况下。芯部2优选被构造为具有集成加强件27，以根据图1至图4的结构元件1的实施例来改变芯部2的部分刚度。图6例示出沿纵向y(如虚线所示)延伸的双T形成型部件27，作为芯部2内的集成加强件27。芯部2优选以任意期望的方式分段，并仅具有例如段4-7(如虚线所示)。双T形成型部件27例如延伸穿过段4-7。覆盖层3优选完全围绕芯部2。覆盖层3形成结构元件1的外蒙皮，特别是结构元件1的空气动力表面。覆盖层3优选由碳纤维增强塑料材料形成。特别地，覆盖层3与集成加强件27一体地结合。根据图6的结构元件1的实施例可被用于例如小型飞机。该构造方法也优选用于螺旋桨叶片1、转子叶片1或者风力涡轮机叶片1中。

图7例示出结构元件1的另一优选实施例。结构元件1被构造为例如用于飞机的机身框架的泡沫夹层机身1、轨道车辆的车身结构1或者火箭的级1。根据图1至图4的结构元件1的实施例优选由覆盖层3围绕的芯部2以任意期望的方式分段并使用任意芯部材料形成，其具有用于改变芯部2的部分刚度的集成加强件27。图7通过实例例示出沿着结构元件1的纵向y延伸的加强成型部件27。芯段在图7中以虚线示出。根据实例，仅芯段4-7被提供有附图标记。

图8例示出根据图1-7的结构元件1的一种使用实例。结构元件1被构造为例如飞机和航天器10的机翼1。两个机翼1结合到飞机和航天器10的机身框架11。仅例示出结构元件1的以点状线示出的部分覆盖层3，以提供清晰的视图。结构元件1的芯部2具有例如芯段4-7，并且被布置在构造为机翼梢部32的结构元件1的梢部32上的芯段5、7比布置被构造为机翼根部12的结构元件的根部12上的芯段4、6具有更高的，特别是显著地更高的容重。相应芯段的容重优选从机翼根部12到机翼梢部32连续地增加。此外，芯部2具有集成加强件27，集成加强件27被构造为例如从机翼根部12延伸到机翼梢部32的两个加强成型部件27。加强成型部件27被布置在例如芯段4-7之间。

用于制造飞机和航天器的该类型的结构元件1的过程例如如下所述。首先，对于相应使用情况，优化结构元件1的部件重量、刚度和机械特性。结构元件1的外形、设计因此通过空气动力要求预先确定。然后，通过仿真来计算或者通过台架试验特别是振动试验来确定该结构元件的气动弹性特性，例如其振形。之后，通过集成加强件27至少部分改变结构元件1的芯部2的刚度，由此改进或优化结构元件1的气动弹性特性。例如，集成加强件27，特别是芯部2内集成加强件27的位置和路径影响结构元件1的振形或固有模式。这是例如结构元件1在空气动力负荷下所呈现的形状。结果，结构元件1的静态适用性被改变，特别是被改进。为此，不需要改变覆盖层3的层取向和层结构。用于制造结构元件1所需的模具不必以复杂且成本密集的方式来修改。另外，结构元件1的芯部2的材料密度可以部分改变，由此优化结构元件1的自然振动行为。根据结构元件1的静态布局(static layout)可引入集成加强件27，其结果是可以在不与结构元件1的关于覆盖层3的层取向或叠层结构静态布局不一致的情况下改变芯部2的刚度。芯部2的刚度变化产生了各向异性，特别是结构元件1的刚度各向异性。其结果是，在不改变结构元件1的静态强度或者甚至几何形状的情况下优化结构元件1的气动弹性特性。结构元件1的效率基本上从振形，即结构元件1在负荷下的形状，的影响中看出。

通过改变芯部2的部分刚度来操纵结构元件1的气动弹性特性，而不需要改变层压结构，即覆盖层3的层压层数量或纤维取向。与层压结构的这种改变相比，由于通过芯部2的刚度变化产生的结构元件1的各向异性，实质上没有损害结构元件1的可制造性和可维修性。结构元件1的这种各向异性设计意味着与各向同性设计情况相比，所述结构元件1在负荷下呈现出不同的振形。在优化气动弹性行为时，最重要的是避免结构元件1的颤振(fluttering)和静态发散(static divergence)。

当部件的两个振形与特别是具有相同或相似自然频率的弯曲模式和扭转模式一致时，颤振现象发生。结果，这样两种模式叠加，在最坏的情况下，该部件断裂。通过根据本发明的结构元件1，芯部2的刚度的相应的部分改变例如改变特定频率下结构元件1的弯曲振形，并使其远离例如扭转振形。在这方面，自然频率即使改变0,1Hz也会产生颤振或无颤振。

术语“静态发散”被理解为例如在由于结构元件1与作用在该结构元件上的气流之间的气动弹性相互作用而产生的空气动力负荷下的结构元件1的变形。在这方面，结构元件1避免了负荷，且被弯折和扭转，结构元件1的这种变形可以导致所述结构元件的分解。此外，例如由于结构元件1的气动弹性特性的优化，结构元件1振形在负荷下被改变，由此呈现出其中结构元件1的空气动力负荷不会施加自增强效应的振形。如上所述，例如在使用飞机机翼作为结构元件1的特定实例中，这意味着通过适当布置集成加强件27，例如机翼的前缘8在空气负荷下应该向下而不是向上扭转。如果机翼前缘8向上翻转，气流将沿着机翼的下侧流动，并且将使得前缘8进一步向上翻转，换句话说会发生最后会导致机翼从飞机和航天器分解的自增强效应。

尽管已经基于优选实施例完整地描述了本发明，但本发明并不限于此，而是可以以多种不同方式进行修改。特别地，如果从技术层面上说，上述单独实施例的特征可以以任意期望的方式组合。

例如，结构元件被设置为飞机或航天器的尾部单元表面、控制面或机身段。

所述材料、所引用的数量和尺寸应理解为实例，并仅用于例示出本发明的实施例和改进方案。

当然，也可以想到将本发明应用于其他领域，特别是车辆制造或造船业。

附图标记列表

1    结构元件

2    芯部

3    覆盖层

4    芯段

5    芯段

6    芯段

7    芯段

8    前缘

9    后缘

10   飞机和航天器

11   机身

12   结构元件的根部

13   翼梁

14   翼梁

15   衬板元件

16   衬板元件

17   周界区域

18   周界区域

19   周界区域

20   周界区域

21   侧翼

22   侧翼

23   侧翼

24   侧翼

25   覆盖蒙皮

26   覆盖蒙皮

27  集成加强件

28  凸缘

29  腹板

30  腹板

31  加强销

32  结构元件的梢部

33  单元构架

a   距离

d   直径

x   横向

y   纵向

z   垂直方向

α  倾斜角

Claims (13)

1.结构元件(1)，用于飞机或航天器，包括芯部(2)，该芯部(2)的刚度至少部分改变，以优化所述结构元件(1)的气动弹性特性，其中所述芯部(2)具有用于改变部分刚度的集成加强件(27)，所述集成加强件(27)将所述结构元件(1)的覆盖层(3)的互相相对的覆盖蒙皮(25，26)联接到一起，所述覆盖层(3)的所述覆盖蒙皮(25，26)沿所述结构元件(1)的竖直方向(z)互相相对，并且所述集成加强件(27)与所述结构元件(1)具有基本相同的纵向长度，并且所述集成加强件(27)相对所述结构元件(1)的纵向(y)成一角度延伸。

2.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于所述覆盖层(3)至少部分围绕所述芯部(2)并由碳素纤维形成。

3.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于所述集成加强件(27)和所述覆盖层(3)被整体地构造。

4.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于所述集成加强件(27)包括加强销(31)。

5.根据权利要求4所述的结构元件，其特征在于所述加强销(31)以一倾斜角(α)布置并被布置为沿相对于所述覆盖蒙皮(25，26)中的至少一个倾斜的方向。

6.根据权利要求5所述的结构元件，其特征在于所述集成加强件(27)具有大量的加强销(31)，所述加强销(31)具有不同的倾斜角(α)和/或不同的倾斜方向。

7.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于所述集成加强件(27)具有加强成型部件(27)。

8.根据权利要求7所述的结构元件，其特征在于所述加强成型部件(27)被构造为双T形成型部件、T形成型部件、I形成型部件、C形成型部件、Z形成型部件、圆形成型部件或盒形成型部件。

9.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于所述芯部(2)的材料密度至少部分改变，以优化所述结构元件的自然振动行为，所述芯部(2)具有不同材料密度的芯段(4-7)。

10.制造结构元件(1)的方法，包括下列步骤：

提供包括芯部(2)的结构元件(1)；

确定结构元件(1)的气动弹性行为；

通过集成加强件(27)至少部分地改变所述结构元件(1)的所述芯部(2)的刚度，从而优化所述结构元件(1)的气动弹性行为，所述集成加强件(27)将所述结构元件(1)的覆盖层(3)的互相相对的覆盖蒙皮(25，26)联接到一起，所述覆盖层(3)的所述覆盖蒙皮(25，26)沿所述结构元件(1)的竖直方向(z)互相相对，并且所述集成加强件(27)与所述结构元件(1)具有基本相同的纵向长度，所述集成加强件(27)相对所述结构元件(1)的纵向(y)成一角度延伸。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于通过仿真或通过振动试验来确定所述结构元件(1)的气动弹性行为。

12.飞机或航天器(10)，包括如权利要求1所述的结构元件(1)。

13.转子叶片(1)，所述转子叶片(1)包括如权利要求1所述的结构元件(1)。