CN103269950B - 飞机结构组件 - Google Patents

Abstract

一种飞机结构组件（10），包括具有核心（20）和外层（22）的区域元件（12）。所述区域元件（12）的第一表面（30）至少在某些分段中相对于所述区域元件（12）的延伸通过所述区域元件（12）的所述核心（20）的假想中心区域（Z）为凸出弯曲的。相反，所述区域元件（12）的与所述第一表面（30）相反定位的第二表面（32）至少在某些分段中平行于所述区域元件（12）的延伸通过所述区域元件（12）的所述核心（20）的所述假想中心区域（Z）被定向。所述区域元件（12）被构造为地面系统（14）的地面面板的形式。所述区域元件（12）的所述第一或第二表面（30，32）被设计为在所述飞机结构组件（10）安装在飞机中的状态下形成所述地板系统（14）的适于步行的地板表面。

Description

飞机结构组件

技术领域

本发明涉及一种具有包括核心和外层的区域元件的飞机结构组件，所述外层能够包括例如上下蒙皮。

背景技术

在现代商用飞机中，结构组件，例如诸如飞机的机身壳体、单独的机身壳体分段或地板系统，通常具有多部分的构造，其中一个或多个区域元件被连接到被形成为与区域元件分开的加固或支撑结构，以便使结构组件具有期望的结构刚度和屈曲稳定性。在机身壳体或机身壳体分段中，在此提及为区域元件的部件例如由限定飞机外皮的壳体元件形成，加固或支撑结构由飞机结构的肋和/或桁条形成。相反，传统的飞机地板系统包括例如区域元件，该区域元件被构造为安装在支撑结构上的地板面板的形式，该支撑结构包括多个彼此平行延伸并垂直于飞机的纵向轴线的横向支撑件。这种飞机地板系统例如在DE102007062111A1中被描述。

从DE102007062111A1中已知的并用于将客舱从设置在客舱下方的货物隔间分开的地板系统包括由金属或碳化纤维强化塑料（CFRP）组成的横向支撑结构。被设计为具有三明治构造的地板面板被安装在横向支撑结构上。穿过地板面板的螺钉用于将地板面板紧固到横向支撑结构的单独的横向支撑件。而且，货物隔间舱底的平行于地板面板延伸并且同样被设计为具有三明治结构的舱底面板被紧固到横向支撑结构。

相反，DE102005045181A1中公开了一种飞机地板系统，其具有由纤维复合材料形成并与具有横向或纵向支撑结构形成为一件的地板面板。该地板面板包括平面覆盖板，其在远离适于步行的地板表面的下侧区域中被粘合地联结到横向或纵向支撑结构的支撑元件。

发明内容

本发明的目的在于详细说明一种飞机结构组件，其特点在于低重量和简单安装性且同时具有足够的机械稳定性和刚度。

该目的通过具有权利要求1的特征的飞机结构组件和具有权利要求6的特征的飞机结构组件实现。

根据第一实施例，根据本发明的一种飞机结构组件，包括具有核心和外层的区域元件。所述外层能完全围绕所述核心。然而，可替代的是，也能想到区域元件这样的构造：其中外层仅覆盖核心的部分地带。所述区域元件的第一表面至少在某些分段中相对于延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的假想中心区域为凸出弯曲的，所述区域元件的延伸通过所述区域元件的所述核心的所述中心区域能够被构造为平面的形式或曲面的形式。相反，所述区域元件的与所述第一表面相反定位的第二表面被定向为至少在某些分段中平行于所述区域元件的延伸通过所述区域元件的所述核心的所述假想中心区域。所述区域元件由此具有在其整个表面上变化的横截面面积。

根据本发明的所述飞机结构组件的所述区域元件在其整个第一表面的地带中相对于所述区域元件的所述假想中心区域为凸出弯曲的。然而，替代于此，也能想到区域元件的构造，其中仅所述第一表面的分段相对于所述区域元件的所述假想中心区域为凸出弯曲的。相反，所述区域元件的所述第一表面的其它分段能平行于所述区域元件的所述假想中心区域延伸并因此平行于所述区域元件的所述第二表面延伸。所述区域元件被构造为地板系统的地板面板的形式，所述区域元件的所述第一或第二表面被设计为在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下形成所述地板系统的适于步行的地板表面。

构造有三明治结构的所述区域元件使得能够实现良好的热绝缘和声绝缘，并因此当其用作飞机地板系统的地板面板时增加飞机上乘客和机组成员的舒适性。同时，借助区域元件的构造（其中所述第一表面相对于所述区域元件的所述假想中心区域凸出弯曲）而产生机械稳定的地板面板。特别的，构造有凸出弯曲的第一表面的所述区域元件的特点在于对于冲击载荷的良好抵抗力。放置在飞机中的地板系统的地板面板上的所述区域元件由此满足强度、刚度和冲击抵抗力的要求，而不需要将所述区域元件安装在传统飞机地板系统中使用的横向支撑结构上。

而且，在飞机地板系统中，其中被构造为地板面板的形式并具有相对于所述区域元件的所述假想中心区域凸出弯曲的第一表面的区域元件被用作地板面板，能省略另外的支撑结构。因此，根据本发明的飞机结构组件具有特别低的重量。而且，所述结构组件能简单且快速地安装，这是因为其不再需要首先安装横向支撑结构且随后将地板系统的地板面板紧固到横向支撑结构的单独的支撑元件。而是，仅仅安装根据本发明的飞机结构组件的在飞机的期望位置处被构造为地板面板形式的区域元件就足够了。

优选地，所述区域元件的被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述假想中心区域的所述第二表面被设计为在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下形成所述地板系统的适于步行的地板表面。优选地，在根据本发明的所述飞机结构组件的这种构造中，延伸通过所述区域元件的所述核心的所述假想中心区域和所述区域元件的被定向为平行于所述中心区域的所述第二表面至少在某些分段中为平面形式，以便形成所述地板系统的平坦的适于步行的地板表面。

相反，相对于所述区域元件的延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述假想中心区域为凸出弯曲的所述第一表面优选被设计为形成作为地板表面形式的区域元件的下侧，该下侧在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下背对所述地板系统的适于步行的地板表面。在所述飞机结构组件的优选实施例中，所述区域元件的所述第一表面此外被设计为使得其适合形成所述飞机的布置在所述地板系统下方的地带的舱底表面，从而在该飞机地带中可省略另外的舱底盖板。结果，能实现进一步的重量减轻和更容易地安装。

根据本发明的所述飞机结构组件的所述区域元件可包括用于将所述区域元件连接到支撑杆的第一端的连接设备。例如可被构造为Samer杆形式的所述支撑杆优选在其第二端被紧固到飞机结构的肋。所述支撑杆能由金属或纤维复合材料组成，例如，碳化纤维强化塑料。类似地，所述飞机结构的所述肋能由金属或纤维复合材料组成，例如，碳化纤维强化塑料。例如，所述连接设备能包括形成在所述区域元件的所述第一表面中的凹部，并且所述支撑杆的所述第一端接纳在所述凹部中。该凹部能内衬有由金属或例如碳化纤维强化塑料的纤维复合材料制成的加固结构。而且，所述连接设备能包括合适的紧固机构，例如，螺丝、铆钉或类似物，用于将所述区域元件紧固到所述支撑杆的所述第一端。优选地，所述区域元件包括在每种情况下将所述区域元件连接到支撑杆的第一端的至少两个连接设备，所述支撑杆的第二端被紧固到所述飞机结构的肋。

用于将座位或结构基座固定到所述区域元件的紧固轨道能被整合到所述区域元件的所述核心中。在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下，所述紧固轨道优选基本平行于所述飞机的纵向轴线延伸。如果需要的话，当然能够将多个紧固轨道整合到所述区域元件的所述核心中，所述轨道能被设置为彼此平行且彼此间隔期望的距离地。理解的是，所述紧固轨道的提供用于与座位或结构基座协作的接纳区域被设置在所述区域元件的所述第二表面的在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下形成所述地板系统的适于步行的地板表面的区域中。

整合到所述区域元件的所述核心中的所述紧固轨道能由同样整合到所述区域元件的所述核心中的支撑元件支撑。优选地，所述支撑元件平行于所述紧固轨道延伸，即在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下，所述支撑元件优选定向为平行于所述飞机的所述纵向轴线。所述支撑元件能被构造为，例如，H轮廓的形式。所述支撑元件能由金属或例如碳化纤维强化塑料的纤维复合材料组成。

根据本发明的第二实施例，一种飞机结构组件，包括具有核心和外层的区域元件，所述外层再次能够围绕所述核心或仅被应用到所述核心的部分地带。再次，所述区域元件的第一表面至少在某些分段中相对于延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的假想中心区域为凸出弯曲的。而且，所述区域元件的与所述第一表面相反定位的第二表面被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述假想中心区域。再次，延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述中心区域能被构造为平面形式或曲面形式。

然而，现在，所述区域元件被构造为外部结构元件的形式，即，作为飞机机身壳体、飞机箱式结构的飞机机身壳体片段的覆盖物（整流罩、流线型表面）。飞机箱式结构或飞机箱型梁结构能被构造为飞机翼片、飞机后挡板单元或类似物的形式，或形成飞机翼片、飞机后挡板单元或类似物的一部分。所述区域元件的第一或第二表面被设计为形成所述飞机机身壳体、所述飞机机身壳体片段或所述飞机箱式结构的内表面，从而在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下面对所述飞机机身壳体、所述飞机机身壳体片段或所述飞机箱式结构的内部空间。

优选地，所述区域元件的被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述假想中心区域的所述第二表面被设计为形成所述飞机机身壳体、所述飞机机身壳体片段或所述飞机箱式结构的内表面，从而在所述飞机结构组件安装在飞机中的状态下面对所述飞机机身壳体、所述飞机机身壳体片段或所述飞机箱式结构的内部空间。延伸通过所述区域元件的所述核心的所述区域元件的所述中心区域和所述区域元件的定向为平行于所述中心区域的所述第二表面至少在某些分段能为平面和曲面形式。

相反，相对于所述区域元件的延伸通过所述区域元件的所述核心的假想中心区域为凸出弯曲的所述区域元件的所述第一表面优选被设计为形成飞机外皮。所述区域元件的相对于所述区域元件的所述假想中心区域为凸出弯曲的所述第一表面形成所述飞机外壳的外层。然而，替代于此，另一飞机外壳层能应用到所述区域元件的所述第一表面，从而所述区域元件的所述第一表面仅形成飞机外壳层。

正如被构造为地板面板形式的所述区域元件，被构造为飞机机身壳体、飞机机身壳体或飞机箱式结构的形式的所述区域元件，由于其三明治构造，也具有优良的隔音和隔热性能。而且，相对于所述区域元件的所述中心区域为凸出弯曲的所述区域元件的所述第一表面再次确保高的机械强度，特别是所述区域元件的高抗冲击性。结果，所述飞机机身壳体或所述飞机机身壳体分段能生产为不具有桁条或具有少量桁条。在飞机箱式结构中也能省略支撑结构部件。结果，能实现可观的重量减轻。而且，飞机机身壳体、飞机机身壳体或飞机箱式结构的安装被简化。至于其它，与被构造为地板面板形式的所述区域元件关联描述的所有可选特征和优点能应用到被构造为提供用于在飞机机身壳体、飞机机身壳体或飞机箱式结构中使用的外部结构元件形式的区域元件。

相对于所述区域元件的延伸通过所述区域元件的所述核心的假想中心区域为凸出弯曲的所述区域元件的所述第一表面的曲率根据所述区域元件的形状和尺寸而适合于由所述区域元件的所述第一表面形成的所述飞机外皮的期望曲率。

不考虑根据本发明的飞机结构组件的区域是否被构造为地板面板形式还是被构造为飞机机身壳体、飞机机身壳体或飞机箱式结构的外部结构元件的形式，用于接收电子线路、流体线路（例如，水线路、空气线路、燃料线路或其它线路）的接纳空间能形成在所述区域元件的所述核心中。整合到所述区域元件的所述核心的所述线路特别被保护为免受机械载荷。而且，用于接收诊断线路的接纳空间能形成在所述区域元件的所述核心中，所述线路用于诊断对于所述区域元件的所述核心的任意损坏并将所述区域元件的所述核心的指示损坏的相应信号传送到合适的控制设备。

所述区域元件的所述核心此外能具有由整合到所述核心中的加固元件加固的核心地带。所述加固元件能构造为由金属或纤维复合材料（例如碳化纤维强化塑料）制成的单独部件的形式。然而，替代于此，还能想到加固所述区域元件本身的核心材料。在所述区域元件被用作飞机机身壳体或飞机机身壳体分段的壳体元件的情况下，整合到所述核心的加固元件的使用在重载荷的区域元件中或在区域元件的薄弱地带中特别有利，例如在区域元件的提供有窗户开口的地带中。

所述区域元件的所述核心优选由泡沫材料组成。例如，能用作闭孔泡沫的聚甲基丙烯酰亚胺泡沫能用于生产所述区域元件的所述核心。所述区域元件的所述外层由纤维复合材料组成，例如碳化纤维强化塑料，结果能实现所述外层的高强度、高刚度和高冲击抵抗力且同时能实现低重量。所述外层优选经由界面层连接到所述核心。树脂层，特别是环氧树脂层或环氧胺树脂层，例如能用作界面层。

所述区域元件的所述核心能在所述区域元件的整个区域地带上延伸。然而，优选地，所述区域元件具有所述区域元件未被提供有核心的区域地带。在所述区域元件的未被提供有核心的区域地带中，所述区域元件的所述第一和第二表面优选彼此平行延伸并可选地平行于所述假想中心区域延伸。如果需要的话，所述区域元件的所述第一和第二表面能形成为在所述区域元件的未被提供有核心的区域地带中的平坦表面。

所述区域元件的未提供有核心的所述区域地带为单片结构且例如由单片纤维复合材料组成，例如碳化纤维强化塑料。然而，替代于此，所述区域元件的未提供有核心的所述区域地带也能由彼此平行延伸且通过界面层彼此连接的两个外层形成。

所述区域元件的未提供有核心的所述区域地带优选沿所述区域元件的周缘的至少部分延伸。未提供有核心且沿所述区域元件的周缘延伸的所述区域地带确保所述区域元件的刚度。而且，所述区域元件在其未提供有核心的区域地带的地带中能被连接到相邻的区域元件。

根据本发明的飞机结构组件能包括沿所述区域元件的未提供有核心的区域地带连接到相邻的区域元件的多个区域元件。相邻的区域元件的未提供有核心的区域地带能以交迭或邻接的方式定位并能借助合适的接合方法被连接。例如，通过粘合结合、螺钉、铆钉或类似物连接相互相邻的区域元件是可能的。然而，替代于此，还能想到将相互相邻的区域元件整体形成，从而用于将区域元件彼此连接的另外的连接能够被省略。而且，所述区域元件在其未提供有核心的区域地带的地带中能连接到另一飞机部件。例如，将所述区域元件连接到飞机结构部件（例如，飞机结构的肋）是可能的。

附图说明

现在将借助所附示意性图片更详细地解释本发明的优选实施例，其中：

图1a和图1b显示具有被构造为飞机地板系统的地板面板形式的区域元件的飞机结构组件；

图2a显示具有被构造为飞机机身壳体分段的外部结构元件形式的区域元件的飞机结构组件；

图2b至图2d显示构造为飞机机身壳体分段的外部结构元件形式的区域元件的不同实施例的详细例示图；

图3a至图3c显示根据图2a的飞机结构组件的两个相互相邻的区域元件的连接的三个替代方式；

图4a和图4b显示具有被构造为飞机箱体结构的外部结构元件形式的区域元件的飞机结构组件的两个不同实施例；

图5a和图5b显示从现有技术已知的区域元件的横截面例示图，其中冲击载荷作用在该区域元件上，以及

图5c显示提供用在根据图1a、图2a、图4a或图4b的飞机结构组件中的区域元件的横截面例示图，其中冲击载荷作用在该区域元件上。

具体实施方式

图1a和图1b显示飞机结构组件10的第一实施例。飞机结构组件10包括被构造为地板系统14的地板面板形式的区域元件12。在所示实施例中，地板系统14用于将客舱16与位于客舱16下方的货物隔间18隔离。然而，理解的是，地板系统14当然也能用于将宽体飞机中的一个布置在另一个之上的两个客舱甲板隔离。

如图1b的详细例示图中最佳可见，区域元件12被设计为至少在某些分段中具有三明治构造并包括由闭孔发泡材料组成的核心20。为了生产核心20，能使用例如聚甲基丙烯酰亚胺泡沫。提供有这种泡沫核心的区域元件12的特点在于优良的隔热和隔音特性。而且，区域元件12包括完全围绕泡沫核心20的外层22。外层22由碳化纤维强化塑料组成，其特点在于高机械强度、高刚度和高抗冲击性。外层22由此单在其材料特性的基础上即确保区域元件12总体具有优良的机械强度和高刚度。外层22经由界面层24被连接到核心20。在所述实施例中，界面层24由来自Hexcel的RTM6树脂组成。

然而，核心20不延伸区域元件12的整个区域。而是，区域元件12具有区域地带26，在区域地带26中，区域元件12未被提供有核心20。区域元件12的区域地带26沿区域元件12的周界边缘延伸并在所示实施例中由彼此平行延伸并通过界面层24彼此连接的两个外层22组成。然而，可替代的是，区域地带26还能为单片设计并例如由单片碳化纤维强化塑料材料构成。沿区域元件12的整个周界边缘延伸的区域地带26确保区域元件12的进一步加固。

而且，区域元件12能在其区域地带26的地带中连接到相邻的区域元件12。为此，相邻的区域元件的区域地带26能以交迭或邻接的方式被定位并借助合适的接合方法彼此连接。例如，可以通过粘合结合、螺钉、铆钉或类似物连接相互相邻的区域元件12。而且，区域元件12在其未提供有核心20的区域地带26的地带中能连接到另一飞机部件。例如，在图1a和图1b中例示的地板系统中，可以将区域元件12在其区域地带26的地带中连接到飞机结构部件，例如，飞机结构的肋28。

区域元件12具有第一表面30和与第一表面30相反定位的第二表面32。区域元件12的第一表面30在区域元件12的提供有核心20的区域地带中相对于延伸通过区域元件12的核心20的假想平面中心区域Z为凸出弯曲的（参见图1b）。相反，区域元件12的与第一表面30相反定位的第二表面32被定向为平行于区域元件12的延伸通过区域元件12的核心20的假想中心区域Z，即，区域元件12的第二表面32具有平坦的形式。

在图1a中例示的区域元件12安装在飞机中的状态下，区域元件12的被定向为平行于平坦中心区域Z的平坦的第二表面32形成地板系统14的适于步行的地板表面。相反，区域元件12的相对于中心区域Z为凸出弯曲的第一表面30形成的地板系统14的下侧，其背对区域元件12的形成地板系统14的适于步行的地板表面的第二表面32。仅在区域元件12的未提供有核心20的区域地带26中，区域元件12的第一和第二表面30，32彼此平行且平行于假想中心区域Z延伸，即，区域元件12的第一和第二表面30，32被构造为在区域元件12的未提供有核心20的区域地带26中的平坦表面。

从图5a至图5c中的示意性例示图可见，区域元件12的相对于中心区域Z为凸出弯曲的第一表面30的特点在于与平坦表面相比显著改善的抗冲击性。弯曲表面的改善的抗冲击性是由于抵消冲击力F1的抗冲击力具有与冲击力F1方向直接相反的分量的事实而导致的。第一表面30相对于中心区域Z为凸出弯曲的构造的结果是，与被构造为具有两个平面表面的区域元件相比，损坏容差和特别是区域元件12的抗冲击力于是能被可观地改善。

而且，提供有相对于中心区域Z为凸出弯曲的第一表面30的区域元件12以及因此变化的横截面面积和变化的核心厚度在冲击载荷的情况下展现出变形行为，该变形行为显著地不同于具有恒定横截面面积和恒定核心厚度的三明治结构的变形行为。具有恒定横截面面积和恒定核心厚度的三明治结构在冲击载荷的情况下仅轻微变形，即，仅一小部分冲击能转变为弯曲变形能量。取而代之，作用在三明治结构上的大部分冲击能被转变为“破碎能”，导致核心的塑性变形，根据冲击载荷的高度，也可能导致核心的剪切破裂。

相反，在区域元件12提供有凸出弯曲的第一表面30并因此具有变化的横截面面积和变化的核心厚度的情况下，冲击载荷导致整个结构的大面积、可能的覆盖全区域的变形。因此，作用在区域元件12上的大部分冲击能能转化为弯曲变形能（参见图5c中的区域元件的点划轮廓线），即，具有相应的支撑区域元件12比具有恒定横截面面积和恒定核心厚度的三明治结构更柔韧。虽然，作用在区域元件12上的未转化为弯曲变形能的部分冲击能仍然能导致核心20的小区域的破碎或塑性变形V，但是能基本上避免损害区域元件12的强度和稳定性，或至少尽可能保持比具有恒定横截面面积和恒定核心厚度的已知三明治结构影响小。地板系统14于是能被设计为不具有另外的主载荷承受横向支撑结构并因此具有特别低重量和简单的可安装性的特点。

在所示实施例中，区域元件12的相对于中心区域Z为凸出弯曲的第一表面30被设计为使得其适合于形成货物隔间18的舱底表面。结果，能省略货物隔间18的另外的舱底覆盖物。这使得能够进一步减轻重量并更容易安装。

如从图1a中所见，区域元件12被提供有用于将区域元件12连接到支撑杆36的第一端的连接设备34。连接设备34被整合到区域元件20的核心20中并包括用于接纳支撑杆36的第一端的接纳设备。支撑杆36的第二端被紧固到飞机结构的肋28。而且区域元件12或区域元件12的未提供有核心20的区域地带26经由连接元件37固定到肋28。虽然图1a显示仅一个连接设备34、仅一个支撑杆36和仅一个连接元件37，但是可以理解区域元件12能提供有其它连接设备且能存在其它支撑杆36以便确保区域元件12在飞机结构的肋28上的广大的支撑。而且，区域元件12能经由其它连接元件37连接到肋28的与图1a中所示的肋28的分段相反定位的分段。

而且，在区域元件12的核心中形成用于接纳电子线路、流体线路等的多个接纳空间38。而且，诊断线路穿过接纳空间38中的至少一个，所述线路被设计为监控区域元件12的核心20的结构整体性。由诊断线路传送的信号被供应到控制设备（图中未例示），从而控制设备能基于通过诊断线路传送到它的信号而检测区域元件12的核心20的任意结构损坏。

最终，紧固轨道40被整合到区域元件12的核心20中用于将座位或结构基座固定到区域元件12。可以理解，紧固轨道40被设置在区域元件12的在地板系统14安装在飞机中的状态下形成适合步行的地板表面的第二表面32的地带中。紧固轨道40在地板系统14安装在飞机中的状态下基本平行于飞机的纵向轴线延伸。

紧固轨道40各自由整合到区域元件12的核心20的支撑元件42支撑。在所示实施例中，支撑元件42被构造为H轮廓的形式。支撑元件42由碳化纤维强化塑料组成并因此确保区域元件12在紧固轨道40的地带中的加固，而不会不适当地增加区域元件12的重量。如果期望或要求的话，区域元件12的核心20能具有被整合到核心20中的加固元件加固的另外的核心地带。

图2a至图2d显示飞机结构组件10’的另一实施例，该飞机结构组件10’包括多个区域元件12’。区域元件12’的基本构造对应于如上描述的区域元件12的基本构造，即，区域元件12’与区域元件12一样包括经由树脂界面层连接到由碳化纤维强化塑料制成的外层22的泡沫核心20。而且，区域元件12’与区域元件12一样，沿它们的周界边缘具有区域地带26’，在区域地带26’中区域元件12’未提供有核心20’，但是区域元件12’由经由界面层24’彼此连接的两个外层22’组成。最终，每个区域元件12’与区域元件12一样包括在区域元件12’的提供有核心20’的区域地带中相对于区域元件12’的延伸通过区域元件12’的核心20’的假想中心区域Z’为凸出弯曲的第一表面30’。相反，区域元件12’的与第一表面30’相反定位的第二表面32’平行于中心区域Z’延伸，中心区域Z’和第二表面32’能为平面形式（参见图2b和图2c）或曲面形式（参见图2d）。

然而，与区域元件12不一样，区域元件12’为被构造为平面面板的形式，而是构造为飞机壳体分段44的壳体元件的形式。换言之，图2a中例示的飞机机身壳体44由彼此连接且被构造为壳体元件的形式的多个区域元件12’构成。在区域元件12’未提供有核心20’的区域元件12’的区域地带26’中实现相互相邻的区域元件12’之间的彼此连接。

区域元件12’的区域地带26’能如上所述地以交迭或邻接的方式被设置并借助合适的接合方法被连接，例如，通过粘合结合、螺钉、铆钉或类似物连接。图3a显示三个相互相邻的区域元件12’，其区域地带26’各自具有以与第二表面32’成大约90度角度延伸的分段47且通过粘合结合或铆钉连接48彼此连接在该分段47的地带中。相反，图3b显示邻接布置的借助T倍压器彼此连接的两个相邻的区域元件12’。密封件52在每种情况下用于密封相互相邻的区域元件12’之间的接合件。最终，图3c例示彼此整体形成的区域元件12’。图3c中显示的区域元件12’通过一次生产工艺生产并因此比根据图3a和图3b的单独的部件的区域元件12’更难于生产。然而，能省略用于连接相互相邻的区域元件12’的另外的连接元件。如果期望或需要的话，彼此整体形成的区域元件12’能在其区域地带26’或在其区域地带26’的分段中能提供有加固元件46确保相互相邻的区域元件12’之间的边界地带的加固。

每个区域元件12’的相对于区域元件12’的中心区域Z’为凸出弯曲的第一表面30’在飞机机身壳体分段44安装在飞机中的状态下形成飞机外壳。可以理解，区域元件12’的第一表面30’仅能形成飞机外壳层并且如果期望或需要的话能提供有另外的表面层。根据区域元件12’的形状和尺寸，第一表面30’的曲率在每种情况下被调节为由第一表面30’形成的飞机外壳的期望曲率。

用于接纳电子线路、流体线路或诊断线路的接纳空间38’再次形成在区域元件12’的核心20’中。而且，如果期望的话，加固元件46被整合到区域元件12’的核心20’中，借助该加固元件产生加固的核心地带。例如，特别适合用加固元件46来加固提供有窗户开口48并因此结构上被弱化的区域元件12’。

区域元件12’与区域元件12一样具有显著的高机械强度、高刚度以及特别是优秀的抗冲击性。提供有图2a重力式的飞机机身分段44的飞机因此能具有这样的飞机结构：不具有桁条（平行于飞机的纵向轴线延伸的纵向支撑件）或比提供有传统机身壳体分段的飞机的结构具有显著较少桁条。再次，因此能实现可观的重量减轻并且飞机机身分段44的安装能可观地简化。同时，优良的隔热和隔音性能由于区域元件12’的具有泡沫核心20’的三明治结构而实现。至于其它，针对被构造为地板面板形式的区域元件12所描述的所有可选特征和优点能够应用到被构造为提供用于在飞机机身壳体分段44的壳体元件形式的区域元件12’。

图4a和图4b显示飞机结构组件10’的另一实施例，该飞机结构组件10’包括多个区域元件12’’。区域元件12’’的基本构造对应于如上描述的区域元件12，12’的基本构造，即，区域元件12’’与区域元件12，12’一样包括经由树脂界面层连接到由碳化纤维强化塑料制成的外层的泡沫核心。而且，区域元件12’’与区域元件12，12’一样，沿它们的周界边缘具有区域地带，在区域地带中区域元件12’’未提供有核心，但是区域元件由经由界面层彼此连接的两个外层组成。最终，每个区域元件12’’与区域元件12，12’一样包括在区域元件12’’的提供有核心的区域地带中相对于区域元件12’’的延伸通过区域元件12’’的核心的假想中心区域Z’’为凸出弯曲的第一表面30’’。相反，区域元件12’’的与第一表面30’’相反定位的第二表面32’’平行于中心区域Z’’延伸。

然而，与区域元件12或区域元件12’不一样，区域元件12’’不是被构造为地板面板的形式或机身壳体分段44的外部结构元件的形式，而是构造为飞机箱式结构50的外部结构元件的形式。飞机箱式或箱梁结构50能形成为翼片、后挡板单元或另一箱形状飞机结构部件或这种箱形状飞机结构部件的一部分。在图4a和图4b中所示的飞机箱式结构50的实施例中，区域元件12’’经由在区域元件12’’之间延伸的连接立柱52彼此连接。然而，如果期望或需要的话，连接立柱52也能由另一区域元件12’’替代。如上面结合区域元件12’描述的一样，相邻的区域元件12’’的连接也是可能的。

每个区域元件12’’的相对于中心区域Z’’为凸出弯曲的第一表面30’’在飞机箱式结构50安装在飞机中的状态下形成飞机外壳。再次理解，区域元件12’’的第一表面30’’能形成飞机外壳的仅一层，并且如果期望或需要的话，能提供有另一表面层。根据区域元件12’’的形状和尺寸，第一表面30’’的曲率在每种情况下被调节为由第一表面30’’形成的飞机外壳的期望曲率。用于接纳电子线路、流体线路或诊断线路的接纳空间再次形成在区域元件12’’的核心中。而且，如果期望的话，加固元件被整合到区域元件的核心中，借助该加固元件产生加固的核心地带。

区域元件12’’与区域元件12和区域元件12’一样具有显著的高机械强度、高刚度以及特别是优秀的抗冲击性。图4a或图4b中例示的飞机箱式结构50因此能不具有或具有更少桁条。再次，因此能实现可观的重量减轻并且能可观地简化飞机箱式结构50的安装。同时，优良的隔热和隔音性能由于区域元件12’’的具有泡沫核心20’的三明治结构而实现。至于其它，针对被构造为地板面板形式的区域元件12,12’所描述的所有可选特征和优点能够应用到形成飞机箱式结构50的外部结构元件的区域元件12’。

Claims (17)

1.一种飞机结构组件(10)，具有包括核心(20)和外层(22)的区域元件(12)，其中：所述区域元件(12)的第一表面(30)至少在某些分段中相对于延伸通过所述区域元件(12)的所述核心(20)的所述区域元件(12)的假想中心区域(Z)为凸出弯曲的，被定位为与所述第一表面(30)相反的所述区域元件(12)的第二表面(32)被定向为平行于延伸通过所述区域元件(12)的所述核心(20)的所述区域元件(12)的所述假想中心区域(Z)，所述区域元件(12)被构造为地板系统(14)的地面面板的形式，所述区域元件(12)的所述第一或第二表面(30，32)被设计为在所述飞机结构组件(10)安装在飞机中的状态下形成所述地板系统(14)的适于步行的地板表面，

其特征在于，

所述区域元件(12)具有至少一个区域地带(26)，在该至少一个区域地带(26)中，所述区域元件(12)未被提供有核心(20)，

所述区域元件(12)的未提供有核心(20)的所述区域地带(26)沿所述区域元件(12)的周缘的至少部分延伸，并且

所述区域元件(12)包括用于将所述区域元件(12)连接到支撑杆(36)的第一端的连接设备(34)，所述连接设备(34)被整合在所述核心(20)的邻接未提供有核心(20)的所述区域地带(26)的分段中。

2.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12)的被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件(12)的所述核心(20)的所述区域元件(12)的所述假想中心区域(Z)的所述第二表面(32)被设计为在所述飞机结构组件(10)安装在飞机中的状态下形成所述地板系统(14)的适于步行的地板表面，并且所述区域元件(12)的所述第一表面(30)被设计为形成所述地板系统(14)的下侧，该下侧背对在所述飞机结构组件(10)安装在飞机中的状态下形成所述地板系统(14)的适于步行的地板表面的所述区域元件(12)的所述第二表面(32)，所述第一表面(30)相对于延伸通过所述区域元件(12)的所述核心(20)的所述区域元件(12)的所述假想中心区域(Z)为凸出弯曲。

3.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：所述支撑杆(36)的第二端被紧固到飞机结构的肋(28)。

4.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：用于将座位或结构基座固定到所述区域元件(12)的紧固轨道(40)被整合到所述区域元件(12)的所述核心(20)。

5.如权利要求4所述的飞机结构组件，其特征在于：所述紧固轨道(40)由整合到所述区域元件(12)的所述核心(20)中的支撑元件(42)支撑。

6.一种飞机结构组件(10’)，具有包括核心(20’)和外层(22’)的区域元件(12’；12”)，其中：所述区域元件(12’；12”)的第一表面(30’；30”)至少在某些分段中相对于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的，所述区域元件(12’；12”)的被定位为与所述第一表面(30’；30”)相反的第二表面(32’；32”)被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的所述假想中心区域(Z’；Z”)，

其特征在于，所述区域元件(12’；12”)被构造为飞机机身壳体片段(44)或飞机箱式结构(50)的外部结构元件的形式；

所述区域元件(12’；12”)的被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的所述假想中心区域(Z’；Z”)的所述第二表面(32’；32”)被设计为形成所述飞机机身壳体片段(44)或所述飞机箱式结构(50)的内表面，从而在所述飞机结构组件(10’)安装在飞机中的状态下面对所述飞机机身壳体片段(44)或所述飞机箱式结构(50)的内部空间，

相对于所述区域元件(12’；12”)的延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)被设计为在所述飞机结构组件(10’)安装在飞机中的状态下形成飞机外皮；并且

相对于所述区域元件(12’；12”)的延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)的曲率根据所述区域元件(12’；12”)的形状和尺寸而适合于由所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)形成的所述飞机外皮的期望曲率。

7.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：用于接纳电子线路、流体线路或诊断线路的接纳空间(38)形成在所述区域元件(12)的所述核心(20)中。

8.如权利要求6所述的飞机结构组件，其特征在于：用于接收电子线路、流体线路或诊断线路的接纳空间(38’)形成在所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)中。

9.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12)的所述核心(20)具有被整合到所述核心(20)中的加固元件(46)加固的核心地带。

10.如权利要求6所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)具有被整合到所述核心(20’)中的加固元件(46)加固的核心地带。

11.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12)的所述核心(20)由泡沫材料组成，所述区域元件(12)的所述外层(22)由纤维复合材料组成，所述外层(22)经由界面层(24)连接到所述核心(20)。

12.如权利要求6所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)由泡沫材料组成，所述区域元件(12’)的所述外层(22’)由纤维复合材料组成，所述外层(22’)经由界面层(24’)连接到所述核心(20’)。

13.如权利要求10所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12’；12”)具有至少一个区域地带(26’)，在该至少一个区域地带(26’)中，所述区域元件(12’；12”)未被提供有核心(20’)。

14.如权利要求1所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12)的未提供有核心(20)的所述区域地带(26)为单片结构或包括彼此连接的多个外层(22)。

15.如权利要求13所述的飞机结构组件，其特征在于：所述区域元件(12’；12”)的未提供有核心(20’)的所述区域地带(26’)为单片结构或包括彼此连接的多个外层(22’)。

16.如权利要求1或13所述的飞机结构组件，其特征在于：多个区域元件(12；12’；12”)沿所述区域元件(12；12’；12”)的未提供有核心(20；20’)的区域地带(26；26’)彼此连接。

17.一种飞机结构组件(10’)，具有包括核心(20’)和外层(22’)的区域元件(12’；12”)，其中：所述区域元件(12’；12”)的第一表面(30’；30”)至少在某些分段中相对于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的，所述区域元件(12’；12”)的被定位为与所述第一表面(30’；30”)相反的第二表面(32’；32”)被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的所述假想中心区域(Z’；Z”)，

其特征在于，所述区域元件(12’；12”)被构造为飞机机身壳体的外部结构元件的形式；

所述区域元件(12’；12”)的被定向为至少在某些分段中平行于延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的所述区域元件(12’；12”)的所述假想中心区域(Z’；Z”)的所述第二表面(32’；32”)被设计为形成所述飞机机身壳体的内表面，从而在所述飞机结构组件(10’)安装在飞机中的状态下面对所述飞机机身壳体的内部空间，

相对于所述区域元件(12’；12”)的延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)被设计为在所述飞机结构组件(10’)安装在飞机中的状态下形成飞机外皮；并且

相对于所述区域元件(12’；12”)的延伸通过所述区域元件(12’；12”)的所述核心(20’)的假想中心区域(Z’；Z”)为凸出弯曲的所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)的曲率根据所述区域元件(12’；12”)的形状和尺寸而适合于由所述区域元件(12’；12”)的所述第一表面(30’；30”)形成的所述飞机外皮的期望曲率。