CN102481973A - 航空器或航天器壳体 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空器或航天器壳体，包括复合外壳(1)，复合外壳由第一杆元件(111，112)或夹层核心元件和第一蒙皮元件(12)构成，所述第一蒙皮元件连接到第一杆元件或夹层核心元件，使得所有外部荷载由第一杆元件或夹层核心元件和第一蒙皮元件共同接收，复合外壳具有至少一个用于窗、门等的开口，其特征在于，在复合外壳中的开口中布置由至少两组第二杆元件(211，212，213)构成的杆支撑结构(2)，其中属于同一组的第二杆元件相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件相互非平行布置，第二杆元件在开口的边缘处连接到复合外壳，并且在由第二杆元件定界的每个局部开口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从第二杆元件重定向到复合外壳中。

Description

航空器或航天器壳体
技术领域
本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的航空器或航天器壳体。
本发明涉及用于支撑例如航空器机身尤其是通过内部超压加载的航空器机身的机械结构的特定解决途径。主要目的是替换已知的窗和门区域。从材料选择方面来说，应用是不受限制的。
本发明可同时扩展到任何平面支撑结构，例如其中切口中断力流被认为是必要的不太复杂的加载情形。
背景技术
下面列出的文献形成本领域的现有技术：
/1/Pettit，R.G./Wang，J.J./Toh，C.；“Validated Feasibility Study ofintegrally stiffened metallic Fuselage Panels for Reducing ManufacturingCosts”-报告CR-2000-209342；Boeing/NASA，2000年5月。
/2/Hansen，L.U./S.M./Horst，P.；“Potential Benefits ofintegrally stiffened Aircraft Structures”-Presentation；1st CEAS Berlin10.-14.09.2007
/3/The Boeing Company；″Apparatus and Methods for Reinforcing astructural Panel″-EP1642826A1；优先权：2004年10月4日(US958079)
/4/The Boeing Company；″Apparatus and Methods for InstallingAircraft Window Panel″-EP1642824A2；优先权：2004年10月4日(US958080)
/5/McDonnell Douglas Corp.；″Composite Shell formed as a Body ofRotation and Method and Mandrel for Making same″--US005814386A；优先权：1998年9月29日(RU95120432 01.12.1995)
/6/McDonnell Douglas Corp.；″Composite Shell shaped as a Body ofRevolution and Panel Connection Joint″-US6068902；优先权：2000年5月30日(RU96121193 29.10.1996)
/7/McDonnell Douglas Corp.；″Composite Shell shaped as a Body ofRevolution″-US6155450；优先权：2000年12月5日(RU9612143529.10.1996)
窗、门、通道等通常被视为在正交或至少几乎正交的机械结构中的中断部分。在这点上，“正交的”常常可译成在不同结构情况下的“正交各向异性的外壳”。
这些外壳的特征在于，采用正交应用的加强元件支撑准各向同性蒙皮，所述加强元件在纵向方向上称为桁条，并且在外围方向上称为翼肋。开口对应于弯槽或带有倒圆角部的矩形。从机械结构方面来说，能够制成类似于带有刚性角部的框架。特别是在门切口中，根据现有技术所使用的加倍层面结合翼肋和辅助翼肋说明了这一点。这个概念所基于的理解产生以下口号“保持尽可能小的切口！”。
与此同时，在研究和开发中存在以反映力流的方式设计周围环境的明显的趋向，参见NASA/1/以及TU Braunschweig/2/。然而，在这种情况下并未调查这种趋向所基于的理解。
正如已经被广泛引用的，即使在意味着定制使用和结构重思的使用纤维复合材料的首次开发的情况下，也并不存在任何典范转移。波音公司只是提出了增加可用窗区域并且同时采用纤维复合材料技术以框架设计形式简化制造的方法：
所有已知的对开发形状或周围机械结构的尝试受到这种理念的限制：在航空器机身圆柱中的窗构成破坏性的孔，该破坏性的孔应当保持成是小的。这种理念在机身暴露于3000米以上的飞行高度的超压的情况下尤其明显。当观察实际的例子时，处理这些切口的方式一般是基于带有刚性角部的框架。
这种处理方式明显与机舱内部计划和设计的相反目标中的一个不一致。在波音787型(梦幻客机)的情况下，虽然该机型被大胆地广告为具有高出20％……30％的窗，但是窗区域的尺寸并未改变。
对将窗整体形成到机身的支撑结构中的尝试可以理解为延续/3，4/。先前的透明材料可能适合于承受应力的问题仍无定论。现在，提出包括在窗组件中的非透明框架作为解决途径。
本发明旨在克服上述对航空器设计的重要限制。
本发明的目的在于，使用尤其是航空器的窗区域作为支撑结构/机体的充分有效的部件。根据设计愿望，本发明揭露了整合窗等的可能性。
本发明的主要思路在于，实现对从平面支撑结构到杆支撑结构并且再返回的支撑结构的拓扑结构的改变。支撑结构的构造是不相关的。形成在杆支撑结构中的开口由非支撑而压力密封的元件封闭。
这些开口可以是窗，并且因此是透明的，但也可以是通道或门。在任何情况下，本发明在整个支撑结构的单独的区域之间提供适应性也就是说过渡。
在对轻质结构的支撑上无需大量的投资，从现有技术开始改进已知的航空器或航天器壳体到平面支撑结构中的开口能够更加自由地形成的程度的目的，能够采用下文中更详细地描述的本发明实现。
发明内容
为了实现上述目的，提出了一种航空器或航天器壳体，所述航空器或航天器壳体包括复合外壳，所述复合外壳由第一杆元件或夹层核心元件和第一蒙皮元件形成，所述第一蒙皮元件连接到第一杆元件或夹层核心元件，使得所有外部荷载由所述第一杆元件或所述夹层核心元件和所述第一蒙皮元件共同接收，其中复合外壳具有至少一个用于窗、门等的开口，并且其中在所述复合外壳中的开口中布置由至少两组第二杆元件构成的杆支撑结构，其中属于同一组的第二杆元件相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件相互非平行布置，第二杆元件在开口的边缘处连接到复合外壳，并且在由第二杆元件界定的每个局部开口中布置第二蒙皮元件，使得第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从第二杆元件重定向到复合外壳中。
所描述的解决方案提供了以下优点：
消除在平面支撑结构内的刚性角部，几乎无限制地增加开口所形成的区域的范围，对于航空器窗、替代门和通道切口的新的非常受欢迎的设计选项，以及非正交的加强平面支撑结构的技术准备的可能性。
在一个实施例中，杆支撑结构是独立的杆支撑结构，所述独立的杆支撑结构通过将杆支撑结构的第二杆元件连接到复合外壳、具体连接到第一杆元件和/或所述蒙皮元件而插入到复合外壳中的开口中。在这种背景下，独立的杆支撑结构为封闭组件，与杆支撑结构的第二杆元件被设计成完全或部分地与复合外壳的第一杆元件整体形成的解决方案相比，所述封闭组件能够以分离的方式预制，并且仅在组装好的状态下插入到复合外壳内中开口中并且连接到所述开口。
可替代地或此外，所述杆支撑结构的至少两个第二杆元件可以通过节点元件互相连接。这样的节点元件本身是已知的，连接第二杆元件以形成杆支撑结构，其中能够实现高水平的总体强度。
在扩展中，杆支撑结构包括星形部分，所述星形部分各包括在一侧互相连接的至少三个第二杆元件，并且所述星形部分通过连接第二杆元件的自由端而互相连接。换言之，星形部分是这样的元件：其中至少三个第二杆元件各通过在公共中心点处的一端互相连接，并且第二杆元件从这个中心点向外延伸。星形部分的因此形成的辐条在它们的最外面的点处具有自由端，所述自由端能够连接到其它星形部分的自由端，从而形成了独立的杆支撑结构。
在一个实施例中，杆支撑结构包括多边形部分，所述多边形部分各包括互相连接的至少三个第二杆元件，并且所述多边形部分通过连接所述多边形部分的角部而互相连接。例如，独立的杆支撑结构可以由多个三角形部分或多边形部分构成，并且三角形部分或多边形部分各在它们的角部处连接到邻接的三角形部分或多边形部分的角部。这些多边形部分中的每一个的内侧形成开口，第二蒙皮元件可以布置在所述开口中。多个多边形部分的外表面也一起形成这样的开口，第二蒙皮元件能够布置在所述开口中。
根据本发明的另一个实施例，杆支撑结构也可以包括多边形部分，所述多边形部分各包括互相连接的至少三个第二杆元件，并且所述多边形部分通过连接所述多边形部分的侧边而互相连接。例如，独立的杆支撑结构可由多个三角形部分或多边形部分组成，并且三角形部分或多边形部分各在第二杆元件的外表面上连接到另一个三角形部分或多边形部分的邻接的第二杆元件的外表面。这些多边形部分中的每一个的内侧形成开口，第二蒙皮元件能够布置在所述开口中。
在本发明的另一个实施例中，杆支撑结构由连续的第二杆元件构成，所述第二杆元件各在开口的两个边缘之间不间断地延伸并且在交叉点处互相连接。出于这个目的，第一组的第二杆元件可以包括间隙，第二组的第二杆元件延伸穿过所述间隙。通过诸如金属片支架等的适当的连接方式，第一组和第二组的第二杆元件在交叉点处互相连接从而增加强度。
在上述实施例的任何一个中，至少三个第二杆元件可以形成开放节点，所述开放节点是紧凑结构，所述紧凑结构被用作加强元件和/或以加强元件代替。换句话说，第二杆元件相互相关布置使得它们在公共点处交叉，但稍微偏移地布置，从而形成多边形节点。因此形成独立的杆支撑结构，所述独立的杆支撑结构包括两种类型的开口：例如加强元件(“开放节点”)的较小的开口，所述开口能够由相对较小的第二蒙皮元件封闭，以及例如窗的较大的开口，所述开口能够由相对较大的第二蒙皮元件封闭。
如上所述，这种类型的独立的杆支撑结构例如可以由多边形部分形成，所述多边形部分各包括互相连接的至少三个第二杆元件，并且通过连接所述多边形部分的角部或连接所述多边形部分的侧边、或通过连续的第二杆元件而互相连接，所述连续的第二杆元件各在开口的两个边缘之间不间断地延伸并且在交叉点处互相连接。
在独立的杆支撑结构和/或第二蒙皮元件中的开口和/或附接在所述开口中的加强元件也可以具有倒圆角部和/或可以是卵形的，例如椭圆形和/或圆形的。
而且，复合外壳的第一杆元件可以形成正交格栅(orthogrid)或等格栅(isogrid)。同样，杆支撑结构的第二杆元件可以相互相关布置，使得所述第二杆元件形成正交格栅或等格栅。
如果在复合外壳中的开口以及布置在所述开口中的杆支撑结构具有不是矩形而是多边形的外部轮廓，那么从窗或门切口的可能性方面来说，提供了特定优势。
附图说明
在下文中，将在示例性实施例和相关附图的基础上更详细地解释本发明，其中：
图1示出了第一示例性实施例；
图2示出了第二示例性实施例，以及
图3示出了根据本发明的航空器或航天器壳体的第三示例性实施例。
具体实施方式
图1是复合外壳1的细节的透视图。复合外壳1由两组第一杆元件111、112和连接到所述第一杆元件111、112的第一蒙皮元件12组成。沿后部航空器机身的纵向方向延伸的第一杆元件112也称为桁条；并且横向于桁条且周向延伸的第一杆元件111也称为翼肋。
杆支撑结构2布置在复合外壳1中矩形开口中，并且由三组第二杆元件211、212、213组成。第一组的第二杆元件211横向于后部航空器机身的纵向方向延伸，类似于复合外壳的翼肋111。然而，第二杆元件布置成使得第二杆元件的相互间距只是第一杆元件的相互间距的一半。
在杆支撑结构2的边缘处接触复合外壳1的第一杆元件111(翼肋)的第一组的那些第二杆元件211通过配合元件24刚性连接到所述第一杆元件。布置在其之间的第一组的第二杆元件211在杆支撑结构2的边缘处接触复合外壳1的第一蒙皮元件12，并且通过配合元件24连接到所述第一蒙皮元件。因此，配合元件24可以通过不同的方式设计，这取决于它们是否产生从杆支撑结构2的杆元件到复合外壳1的杆元件或蒙皮元件或另一结构元件的过渡。
相比之下，第二组的第二杆元件212和第三组的第二杆元件213对角延伸，也就是说，它们跟随绕后部航空器机身的螺旋线。然而，第二组的第二杆元件212和第三组的第二杆元件213相互垂直地延伸，使得它们相互交叉，更具体地，恰好在第一组的第二杆元件211处相互交叉。
因此，三组中的每一组的第二杆元件211、212、213均在杆支撑结构2内的每个交叉点处被涉及。第二杆元件211、212、213通过处于这些交叉点处的节点元件23互相连接。
第二组和第三组的第二杆元件212、213彼此相隔一定的距离布置，使得在杆支撑结构2的横向边缘处，所述第二组和第三组的第二杆元件212、213每隔两个沿着复合外壳1(桁条)的纵向方向延伸的第一杆元件112汇合，并且连接到所述第一杆元件112。
由于三组第二杆元件211、212、213的相关布置，杆支撑结构2被划分成三角形区域，所述三角形区域由第二蒙皮元件22封闭。在示例性实施例中，第二蒙皮元件22附接到杆支撑结构2的内表面，而复合外壳1的第一蒙皮元件12附接到复合外壳1的外表面。第二蒙皮元件22被安装成使得它们在它们的边缘处不受弯曲力矩和切向力。
图2是复合外壳1的细节的简化平面图。复合外壳1由两组第一杆元件111、112和连接到所述第一杆元件111、112的第一蒙皮元件12组成。
杆支撑结构2布置在位于复合外壳1中的矩形开口中，并且由两组第二杆元件212、213组成。
第一组的第二杆元件212和第二组的第二杆元件213对角延伸，也就是说，它们跟随绕后部航空器机身的螺旋线。然而，第一组的第二杆元件212和第二组的第二杆元件213相互垂直地延伸，使得它们相互交叉。
第一组和第二组的第二杆元件212、213彼此相隔一定的距离布置，使得在杆支撑结构2的横向边缘处，所述第一组和第二组的第二杆元件212、213与横向于复合外壳1(翼肋)的纵向方向延伸的杆元件111中的每一个汇合，而每隔仅一个沿复合外壳1(桁条)的纵向方向延伸的第一杆元件112，并且通过配合元件24连接到所述第一杆元件。
由于两组第二杆元件212、213的相关布置，杆支撑结构2被划分成四边形和三角形区域，所述区域各由第二蒙皮元件22封闭。在示例性实施例中，第二蒙皮元件22附接到杆支撑结构2的内表面，而复合外壳1的第一蒙皮元件12附接到复合外壳1的外表面。第二蒙皮元件22被安装成使得它们在它们的边缘处不受弯曲力矩和切向力。
图3是复合外壳1的细节的简化平面图。复合外壳1由两组第一杆元件111、112和连接到所述第一杆元件111、112的第一蒙皮元件12组成。
杆支撑结构2布置在位于复合外壳1中的矩形开口中，并且由三组第二杆元件211、212、213组成。第一组的第二杆元件211横向于后部航空器机身的纵向方向延伸，类似于复合外壳的模板111。然而，所述第一组的第二杆元件以相隔第一杆元件111之间的距离的仅三分之一的间距相互相关布置。
相比之下，第二组的第二杆元件212和第三组的第二杆元件213对角延伸，也就是说，它们跟随绕后部航空器机身的螺旋线。第二组的第二杆元件212和第三组的第二杆元件213相互相关延伸，并且相关于第一组的第二杆元件211延伸，使得它们不在公共点处相互交叉，而是形成开放节点。
在每个这样的开放节点处形成的小开口通过加强元件25封闭，加强元件25在示例性实施例中为三角形。因此，三组中的各组的第二杆元件211、212、213在处于杆支撑结构2范围内的每个开放节点处被涉及。
在开放节点之间形成的大开口由第二蒙皮元件22封闭，其在示例性实施例中是窗，并且在变型(a)中是六边形，但在变型(b)中是圆形。
第二组和第三组的第二杆元件212、213彼此相隔一定的距离布置，使得在杆支撑结构2的横向边缘处，所述第二组和第三组的第二杆元件212、213与沿着复合外壳1(桁条)的纵向方向延伸的第一杆元件112中的每一个汇合，并且连接到所述第一杆元件112中的每一个。
由于三组第二杆元件211、212、213的相关布置，杆支撑结构2被划分成三角形区域和六边形或圆形区域，所述区域由加强元件25或第二蒙皮元件22封闭。在示例性实施例中，第二蒙皮元件22附接到杆支撑结构2的内表面，而复合外壳1的第一蒙皮元件12附接到复合外壳1的外表面。第二蒙皮元件22被安装成使得它们在它们的边缘处不受弯曲力矩和切向力。
附图标记列表
1复合外壳
111第一杆元件(翼肋)
112第一杆元件(桁条)
12第一蒙皮元件
2杆支撑结构
211第二杆元件(外围的)
212第二杆元件(对角的)
213第二杆元件(对角的)
22第二蒙皮元件
23节点元件
24配合元件
25开放节点，加强元件

Claims (14)

1.一种航空器或航天器壳体，所述航空器或航天器壳体包括复合外壳(1)，所述复合外壳(1)由第一杆元件(111，112)或夹层核心元件和第一蒙皮元件(12)形成，所述第一蒙皮元件(12)连接到所述第一杆元件(111，112)或夹层核心元件，使得所有外部荷载由所述第一杆元件(111，112)或夹层核心元件和所述第一蒙皮元件(12)共同接收，其中，所述复合外壳(1)具有至少一个用于窗、门等的开口，其特征在于，由至少两组第二杆元件(211，212，213)构成的杆支撑结构(2)布置在所述复合外壳(1)中的所述开口中，其中属于同一组的第二杆元件(211，212，213)相互平行布置，并且属于不同组的第二杆元件(211，212，213)相互非平行布置，所述第二杆元件(211，212，213)在所述开口的边缘处连接到所述复合外壳(1)，并且第二蒙皮元件(22)布置在由第二杆元件(211，212，213)定界的每个局部开口中，使得所述第二蒙皮元件的自由边缘不受弯曲力矩和切向力，使得所有外部荷载仅从所述第二杆元件(211，212，213)重定向到所述复合外壳中。
2.如权利要求1所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)是独立的杆支撑结构(2)，通过将所述杆支撑结构(2)的第二杆元件(211，212，213)连接到所述复合外壳(1)、特别地所述第一杆元件(111，112)和/或蒙皮元件(12)而将所述独立的杆支撑结构(2)插入到所述复合外壳(1)中的所述开口中。
3.如权利要求1或权利要求2所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)的至少两个第二杆元件(211，212，213)通过节点元件(23)互连。
4.如权利要求1至3中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)包括星形部分，所述星形部分各包括在一侧互连的至少三个第二杆元件(211，212，213)，并且所述星形部分通过连接所述第二杆元件(211，212，213)的自由端而互连。
5.如权利要求1至4中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)包括多边形部分，所述多边形部分各包括至少三个互连的第二杆元件(211，212，213)并且通过连接它们的角部而互连。
6.如权利要求1至5中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)包括多边形部分，所述多边形部分各包括至少三个互连的第二杆元件(211，212，213)并且通过连接它们的侧边而互连。
7.如权利要求1或权利要求2所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述杆支撑结构(2)由连续的第二杆元件(211，212，213)构成，并且所述第二杆元件(211，212，213)各在所述复合外壳(1)中的所述开口的两个边缘之间不间断地延伸并且在交叉点处互连。
8.如权利要求1至7中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，至少一个交叉点设计成开放节点，其中至少三个第二杆元件(211，212，213)相对于彼此布置成使得形成由所述第二杆元件(211，212，213)限定的多边形节点。
9.如权利要求1至8中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，至少一个第二蒙皮元件(22)具有倒圆的角部或者是椭圆形或圆形的。
10.如权利要求1至9中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述第一杆元件(111，112)形成正交格栅。
11.如权利要求1至9中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述第一杆元件(111，112)形成等格栅。
12.如权利要求1至11中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述第二杆元件(211，212，213)形成正交格栅。
13.如权利要求1至11中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述第二杆元件(211，212，213)形成等格栅。
14.如权利要求1至13中任一项所述的航空器或航天器壳体，其特征在于，所述复合外壳(1)中的所述开口和布置在所述开口中的所述杆支撑结构(2)具有不是矩形而是多边形的外部轮廓。
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