CN105129068A - 飞行器的地板结构与舱体结构之间的滑动连接 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器结构部，其包括地板结构部、舱体结构部和连接元件。根据本发明，连接元件包括：杆，该杆在其第一端部处附接至舱体结构部和地板结构部之中的一者；附接元件，该附接元件附接至舱体结构部和地板结构部之中的另一者并且设置有开口，杆的第二端部安装在该开口中，使得杆可以滑动；以及限位元件，该限位元件附接至杆并且设置成与附接元件接合，以限制杆在开口中的滑动幅度。当地板结构部与舱体结构部之间的连接被拉伸加载时，限位元件能够符合用于承受朝向飞行器的前部的加速度的标准。当所述连接被压缩加载时，杆在开口中自由地滑动，这限制了承受压缩应力的约束条件，并且因此，减轻了连接元件的重量。

Description

飞行器的地板结构与舱体结构之间的滑动连接

技术领域

本发明涉及飞行器中的地板结构与舱体结构之间的连接的领域。

背景技术

飞行器的结构10特别地包括舱体结构和地板结构。图1示出了根据现有技术的舱体结构11与地板结构12之间的连接的示例。

定义了正交参考系(Oxyz)。

轴线Ox与飞行器的纵向轴线Ox对应。沿着该轴线Ox定义了飞行器的前部和后部。飞行器的前部与驾驶舱所处的飞行器的头部对应。飞行器的后部与竖向尾翼通常所处的飞行器的尾部对应。在下文中，假定在正常飞行条件下，飞行器沿着轴线Ox以及沿着从飞行器的后部朝向飞行器的前部定向的航向而移动。

当飞行器位于地面上停机位置时，轴线Oz与竖向轴线对应。

当飞行器位于地面上停机位置时，轴线Oy与轴线Ox限定了水平面。轴线Oy与飞行器的横向轴线对应。

舱体结构11特别地包括一组机架11A和一组纵梁11B，其中，机架11A形成了相对于轴线Ox横向的加强件，纵梁11B形成了与轴线Ox平行的纵向加强件。舱体结构还包括称作蒙皮11C和根据期望的轮廓成形的一个或更多个金属或复合片材。蒙皮11C覆盖由机架11A和纵梁11B形成的网眼。

地板结构12包括一组横梁12A和导轨12B。导轨12B沿着轴线Ox延伸并且用于附接比如座椅的陈设元件。导轨12C是外部导轨，也就是说，接近舱体结构的导轨，或者换言之，接近飞行器的侧壁的导轨。横梁12A沿着轴线Oy延伸。

在图1中示出的示例中，地板结构12经由沿着轴线Oz延伸的作为中间件的支柱13而压靠舱体结构11。

为了使地板结构12稳定，抗坠毁连杆14在平面(xOy)中延伸。每个抗坠毁连杆为长形刚性部件，并且每个抗坠毁连杆在其端部处各自一方面固定安装至地板结构而另一方面固定安装至舱体结构。在图1中示出的示例中，每个抗坠毁连杆14在第一点14A处附接至外部导轨12C并且在第二点14B处附接至纵梁11B。第一点14A定位成靠近外部导轨12C与横梁12A之间的相交处。第二点14B定位成靠近纵梁11B与机架11A之间的相交处。每个抗坠毁连杆14相对于轴线Ox倾斜地、斜对地延伸。

抗坠毁连杆14可以保持地板结构12相对于舱体结构11基本固定，甚至在飞行器的急剧减速的情况下并且特别地在飞行器坠毁的情况下亦是如此。坠毁可以是飞行器的彻底坠毁或者飞行器的突然着陆或近似突然着陆的力的冲击。在这种情形下，地板结构的惯性力趋向于使地板结构移动离开舱体结构。特别地，抗坠毁连杆必须能够承受沿着轴线Ox朝向飞行器的前部的等于9g的加速度(其中，g为地球引力，约等于9.8m.s^‐2)。作用在抗坠毁连杆上的力与该加速度成比例并且与地板结构的质量以及由地板结构支承的载荷(飞行器的陈设、乘客等)成比例。为了承受这样的加速度，抗坠毁连杆具有非常大的截面，并且因此具有非常高的质量。朝向飞行器的前部的加速度也可以称作“减速度”。

本发明的一个目的是提出一种用于将地板结构与舱体结构连接的解决方案，其可以减小飞行器的总质量同时仍然满足承受朝向飞行器的前部的9g的加速度的要求。

发明内容

该目的通过包括地板结构部、舱体结构部和连接元件的飞行器结构部来实现。

根据本发明，连接元件包括：

-杆，该杆在其第一端部处附接至舱体结构部和地板结构部之中的一者；

-附接元件，该附接元件附接至舱体结构部和地板结构部之中的另一者并且设置有开口，杆的第二端部安装在该开口中，使得杆可以沿着其纵向轴线滑动；以及

-限位元件，该限位元件附接至杆并且该限位元件设置成与附接元件接合，以限制杆在开口中的滑动幅度。

在飞行中，当连接元件被拉伸加载时滑动受到限位元件的限制，并且该元件被压缩加载时滑动不会受到限位元件的限制。因而，限位元件限定了舱体结构部与地板结构部之间的最大距离。最小距离不由限位元件限定而是仅由在飞行期间施加至连接元件的最大压缩应力限定。这些最大应力在飞行器的一组规范中被限定，这满足了建立飞行器必须能够承受的所有最大压缩和拉伸应力的标准。

特别地，当舱体结构部与地板结构部之间的连接被拉伸加载(飞行器的减速)时，杆相关性地在开口中滑动，然后，滑动被限位元件阻挡。在该位置中，根据本发明的连接元件能够满足对于承受朝向飞行器的前部的9g的减速度的当前标准。

当舱体结构部与地板结构部之间的连接被压缩加载(例如，侧向弯曲载荷)时，杆在开口中滑动而该滑动不被限位元件所阻挡。

凭借该自由滑动，杆并不需要足够坚固以承受压缩载荷。相反，在现有技术中，安装并固定至地板结构且安装并固定至舱体结构的刚性抗坠毁连杆的使用要求该连杆能够承受压缩应力，以避免屈曲现象(结构的不稳定性，该结构在被压缩加载时趋向于垂直于压缩的轴线而弯曲)。

因而，根据本发明的连接元件与根据现有技术的抗坠毁连杆相比可以具有较小的质量。

因而，在地板结构与舱体结构之间建立了连接，借助于该连接能够减小飞行器的总质量同时满足承受朝向飞行器的前部的9g的加速度的要求。例如，通过使用根据本发明的连接元件而不是根据现有技术的抗坠毁连杆，用于连接地板结构和舱体结构的装置的质量减小了20％。每次使用根据本发明的连接元件，质量的总增益约为15kg。该增益可以凭借由复合材料制成的杆进一步增加了约9kg。

可以认为，本发明在于用具有非常低的压缩模量(小于或等于100MPa)的连接装置代替具有较高的压缩模量——例如70000MPa数量级的压缩模量——的连接装置。

根据第一实施方式，杆在其第一端部处附接至舱体结构部，而附接元件附接至地板结构部。

根据该第一实施方式，附接元件可以附接至地板结构部的外部导轨。

优选地，根据该第一实施方式，杆附接至舱体结构部的机架和蒙皮。

根据本发明，限位元件有利地为围绕杆旋拧的螺母。

限位元件可以在与杆的纵向轴线正交的平面中具有矩形截面。

根据一个有利的实施方式，附接元件包括凹部，开口在该凹部中形成并且该凹部接纳限位元件，在杆滑动通过开口时限位元件被引导成在凹部内平移。

根据该有利的实施方式，凹部有利地包括具有U形截面的内部壁。

根据本发明的结构部优选地包括由弹性体材料制成并且附接至凹部的内部侧壁或附接至限位元件的外部侧壁的涂层。

根据本发明的结构部有利地包括下述涂层，即：该涂层由弹性体材料制成并且在与杆的纵向轴线正交的平面中、在凹部的围绕开口的内部壁上延伸。

根据该有利的实施方式的一种变型，附接元件在杆的第一端部与限位元件之间延伸。

优选地，杆在其第一端部处插入在中间部件中形成的开口中，该中间部件附接至舱体结构部和地板结构部之中的一者，杆通过围绕杆定位在所述开口的两侧的两个螺母而被保持紧固至中间部件。

作为变型，杆的第一端部可以通过横向于杆延伸的夹持件而压靠中间部件中的凹口的底部，夹持件在杆的任一侧上附接至舱体结构部和地板结构部之中的一者。

根据另一变型，杆的第一端部可以通过横向于杆延伸的夹持件而压靠在中间部件中形成的孔口的内表面，夹持件仅在杆的一侧附接至舱体结构部和地板结构部之中的一者。

本发明还涉及一种用于制造根据本发明的杆的方法，该方法包括以下步骤：

-形成纤维束，使得在所述纤维束的每个端部处，在纤维之间设置有间隔件；

-在所述纤维束的每个端部处、围绕由间隔件和纤维形成的组件定位有夹持部件；

-将树脂施加至纤维束；以及

-对树脂进行聚合以在间隔件之间形成由复合材料制成的杆。

附图说明

通过阅读仅以指示的方式给出的并且绝不是限制性的示例性实施方式的描述以及参照附图将更好地理解本发明，在附图中：

-图1示意性地示出了根据现有技术的飞行器结构部；

-图2A示出了根据本发明的飞行器结构部的第一实施方式；

-图2B和图2C示出了图2A的实施方式的变型的两个细节；

-图2D至图2G示出了图2A的实施方式的各种详细视图；

-图3A示出了根据本发明的飞行器结构部的第二实施方式；

-图3B示出了图3A的实施方式的详细视图；

-图4A和图4B示出了在杆的附接至地板结构或舱体结构的一侧用于附接根据本发明的杆的两种变型；以及

-图5A至图5F示出了根据本发明的用于制造根据本发明的飞行器结构部的杆的方法。

具体实施方式

图2A示出了根据本发明的飞行器结构部100的第一实施方式。

图2A示出了地板结构部12，也就是说，地板结构的部分。图2A特别地示出了地板结构12的外部导轨12C的详细视图。图2A还示出了舱体结构部11，也就是说，舱体结构的部分。图2A特别地示出了机架11A的详细视图和蒙皮11C的详细视图。根据本发明的连接元件20连接地板结构部和舱体结构部。

连接元件20包括杆21。杆21可以由诸如铝、钛或钢之类的金属制成。铝由于其密度低而被有利地使用，或不锈钢由于其耐腐蚀性而被有利地使用。作为变型，杆21由包括诸如碳或聚(对苯二甲酰对苯二胺)的丝线之类的复合材料制成。杆21也可以由纤维构成，该纤维以柔性的方式连接并且放置在例如由钢制成的刚性鞘中。杆具有筒形形状。杆的直径可以在10mm与50mm之间，例如13mm或10mm。杆的长度可以在400mm与600mm之间，例如470mm。

杆21在比如背景技术中定义的平面(yOx)中延伸。人们仍然可以设想沿着轴线Oz的部件。杆21相对于轴线Ox和轴线Oy倾斜地放置，例如相对于轴线Ox以20°与80°之间的角度放置。该角度小于90°。杆的连接至舱体结构的端部朝向飞行器的前部定位，然而，杆的连接至地板结构的端部朝向飞行器的后部定位。

杆21在其第一端部21A处附接至舱体结构部11。“附接至元件”被解释为“相对于该元件被固定”。这里，杆的第一端部21A相对于舱体结构被固定。特别地，杆21的端部21A借助于中间部件22附接至机架11A和蒙皮11C两者。

连接元件20还包括附接至地板结构部12的附接元件23。在图2A中示出的示例中，附接元件23附接至外部导轨12C，接近于横梁(未示出)。作为变型，附接元件23附接至外部导轨12C和所述横梁两者。附接元件23设置成平移地接纳杆的第二端部21B。

在图2A中示出的示例中，杆附接至舱体结构并且安装成能够在附接至地板结构的附接元件中滑动。作为变型，杆附接至地板结构并且安装成能够在附接至舱体结构的附接元件中滑动。

图2B示出了根据本发明的飞行器结构部的实施方式的细节。图2B示出了：

-所述中间部件22，所述中间部件22设置成接纳杆的所述第一端部(未示出)并且设置成将其固定至舱体结构部(未示出)；以及

-附接元件23，该附接元件23附接至地板结构部、特别地附接至导轨12C并且该附接元件23设置成平移地接纳杆的另一端部(未示出)。

在图2B中示出的示例中，附接元件23与中间部件22相似。

中间部件22经由两个相应的连接部件22F和22E连接至舱体结构，特别地连接至机架11A和蒙皮11C。第一连接部件22E直接附接至机架11A和蒙皮11C之中的一者并且直接附接至中间部件22。第二连接部件22F直接附接至机架11A和蒙皮11C之中的一者并且直接附接至中间部件22。这些不同的附接借助于铆钉来实现。

根据图2C中示出的一种变型，两个连接部件22E和22F由单个连接部件22G来代替，该单个连接部件22G紧固至机架11A和蒙皮11C两者。单个连接部件22G可以避开障碍比如导管27。单个连接部件22G直接附接至机架11A和蒙皮11C两者并且直接附接至中间部件22。这些不同的附接借助于铆钉来实现。

杆21的端部21A也可以借助于中间部件22附接至机架11A和纵梁两者。

中间部件22特别地包括凹部和通孔，其中，凹部接纳杆的端部21A，铆钉可以穿过通孔以将中间部件22附接至舱体结构(或者附接至连接部件，该连接部件自身附接至舱体结构)。中间部件22可以与附接元件相似，如下面所描述。然而，杆相对于中间部件22安装并固定，然而，杆安装成使得其可以在附接元件23中滑动。

图2D示出了图2B和图2C中示出的附接元件23的详细视图。在此，以立体图示出了附接元件23。该附接元件23包括开口23A，杆21可以在其第二端部21B处滑动通过该开口23A。开口23A的直径略大于杆21的直径。杆21的滑动也称作“沿着其纵向轴线的平移”。开口形成在附接元件的壁23C中。壁23C优选地与杆21的纵向轴线正交，杆21沿着杆21的纵向轴线滑动。

限位元件24(参见图2E和图2F)在杆21的第二端部21B处附接至杆21。该限位元件24特别地位于开口23A的与杆的第一端部21A相反的一侧。换言之，开口23A位于限位元件24与杆的第二端部21B之间。限位元件24在与杆的纵向轴线正交的平面中具有截面，该限位元件24突出于开口23A的在同一平面中的区域。

当连接元件20受到趋向于使附接元件23移动离开杆的第一端部21A的力时，限位元件24可以限制杆在开口23A中的滑动。特别地，当连接元件20受到这样的力时，杆在开口23A中滑动直到限位元件24抵靠附接元件23，特别地抵靠围绕开口23A的壁23C为止。

限位元件24、中间部件22和附接元件23可以由金属(例如铝、钛或钢)制成或由复合材料制成。

在图2A以及图2D至图2G中示出的示例中，附接元件23包括凹部23B，当杆21滑动通过开口23A时，限位元件24被引导成在凹部23B内平移。例如，凹部23B具有拥有三个面的内部壁，这些壁一起具有U形截面。特别地，接纳开口的壁23C由两个相互平行的侧壁环绕。

当安装根据本发明的连接元件时，该U形使得易于将限位元件24插入凹部23B中。一旦限位元件24已插入凹部23B中，通过使杆在开口23A中滑动而将杆的端部21B引入凹部23B中。然后，限位元件24靠近杆的端部21B而固定。

该U形与具有多边形截面的限位元件24相结合还避免了杆在凹部23B中旋转。特别地，限位元件24不可以在凹部内扭转。这种旋转可能会削弱中间部件22。

附接元件23还包括平面支承部23D，该平面支承部23D设计成压靠外部导轨并且该平面支承部23D通过安装在通孔23E中的铆钉而附接至外部导轨。

图2E示出了图2A的详细视图。限位元件24具有长方体形状。限位元件24例如为旋拧到杆21的螺纹上的螺母。螺纹例如被锻造在杆21的增加厚度的区段中。凹部23B形成限位元件24的导引件，该导引件沿着杆21的纵向轴线延伸。限位元件24的矩形截面与凹部23B的内部壁的U形截面接合，用于最佳引导限位元件发生平移(不扭转)。

在图2E中示出的示例中，在凹部23B的内部侧壁与限位元件24的外部侧壁之间设置有由弹性材料制成的涂层25。术语“侧部”指的是杆的纵向轴线：连接与该轴线正交的两个平面的壁被称为是侧壁。侧壁特别地在与杆的纵向轴线平行的平面中延伸。作为变型，侧壁为圆锥区段，该圆锥关于杆的纵向轴线旋转对称。在图2E中示出的示例中，涂层25在凹部的两个平行的内部壁的第一内部壁与位于相反处的限位元件的外部壁之间延伸，并且涂层25在凹部的两个平行的内部壁的第二内部壁与位于相反处的限位元件的外部壁之间延伸。

弹性材料例如为橡胶、聚丁二烯或者本领域技术人员公知的任何其他弹性体。涂层25例如粘合地连接至限位元件24的外部侧壁。因而，当限位元件24在凹部23B中移动时，涂层25抵靠凹部的内部侧壁滑动，以避免金属对金属的摩擦。相反，金属与弹性体摩擦。这增加了根据本发明的连接元件的寿命。根据未示出的变型，涂层25粘合地连接至凹部23B的内部侧壁。当限位元件24在凹部23B中移动时，限位元件的外部侧壁抵靠涂层25滑动。

在图2E中，舱体结构与地板结构之间的连接被拉伸加载。换言之，地板结构趋向于移动离开舱体结构(例如，在坠毁情形下)。杆沿着其纵向轴线并且朝向舱体结构(参见箭头D1)滑动，直到限位元件24承靠在形成凹部23B的底部的壁23C上为止。一旦限位元件24以该方式被承靠，即防止杆21沿着D1作平移运动。在该位置中，根据本发明的连接元件满足了承受朝向飞行器的前部的9g的加速度的要求。特别地，杆21定尺寸为在杆21经受这样的条件时避免任何故障。特别地通过适当地选择杆的直径而确保了该条件。杆定尺寸为使得——在正常使用条件下(朝向飞行器的前部的小于9g的拉伸载荷)——经受的应力未引起永久变形。换言之，在正常使用条件下，杆的任何变形为弹性变形。

图2F示出了舱体结构与地板结构之间的连接被压缩加载的情况。在这种情况下，杆21沿着其纵向轴线并且朝向地板结构而滑动(参见箭头D2)。这时，限位元件24在其运动不受障碍物阻挡的情况下在凹部23B中自由地滑动。凹部23B的深度根据预期的最大压缩应力而设计成以便这种自由滑动。例如，据估计限位元件在凹部23B中的滑动的最大幅度是10mm。因此，为凹部设置了沿着杆21的纵向轴线的等于15mm的长度。凹部可以具有与壁23C相反的安全限位件。在正常飞行条件下，限位元件24永远不会到达安全限位件。

在没有拉伸或压缩加载的情况下，限位元件有利地定位成接近开设有开口23A的壁23C，例如距离壁23C2mm处。在拉伸加载的情况下，限位元件移动离开该开口，例如直到限位元件位于距离开口23A10mm处为止。在压缩加载的情况下，限位元件移动至更靠近开设有开口的壁23C并且然后压靠壁23C。

杆设置成在开口23A中以例如在6mm与15mm之间、特别地10mm的最大滑动幅度来滑动。

本发明非常易于安装和维修，部件可容易地触及并且不需要密集调整或特殊工具。

本发明还可以满足承受与航空环境相关联的振动的要求。

在飞行阶段期间，限位元件24随着飞行器不同地抖动而移动许多次。特别地，限位元件24抵靠壁23C多次。每次，限位元件24冲击壁23C。除减少根据本发明的连接元件的寿命之外，这种冲击还产生令人不快的噪音。该冲击典型地与如在标准RTCA-160D中所指定的在11ms的持续时间内朝向飞行器的前部的6g的加速度对应。

设置在限位元件24的外部侧壁与凹部23B的内部侧壁之间的涂层25帮助减弱这种冲击。

为了进一步改善该冲击阻尼功能(因此降低噪音)，由弹性材料制成的涂层也覆盖凹部23B的围绕开口23A的壁23C。

能够提供下述步骤，即：调整由弹性材料制成的涂层(厚度、材料)，以使其适合于对冲击阻尼或最大噪音水平进行限制。

优选地，单层弹性材料在凹部23B中延伸，单层弹性材料一方面粘合地连接至壁23C并且另一方面粘合地连接至限位元件24的两个外部侧壁，如图2E和图2F中所示。在这种特殊情况下，由于由弹性材料制成的涂层一方面连接至凹部并且另一方面连接至限位元件，因此由弹性材料制成的涂层趋向于在限位元件24相对于凹部23B移动时发生变形，如图2E和图2F中所示。

能够提供下述步骤，即：调整涂层(厚度、材料)，以使其适合于杆在开口23A中滑动的期望的最大幅度。

根据未示出的变型，凹部23B在与壁23C相反的侧部上是敞开的。即使当比所能够预见的大得多的压缩力被施加至地板结构与舱体结构之间的连接时，唯一的后果是比杆21在开口23A中的期望的最大滑动更大的滑动。接着，杆的端部21B从凹部23B朝向地板结构伸出。没有损坏位于相反侧的舱体结构的蒙皮的风险。

图2G示出了杆21在其端部21A处的详细视图。杆21附接至中间部件22。

如图2B和图2C中所示，此处附接至外部导轨12C的中间部件22可以与比如参照图2D所描述的附接元件23相似。

杆21的端部21A借助于中间部件中形成的开口被插入中间部件22内的腔体中。所述腔体例如与附接元件23的凹部23B相似。中间部件中的所述开口例如与附接元件23的开口23A相似。

杆21借助于两个螺母22A和22B保持紧固至中间部件22，所述两个螺母22A和22B定位在中间部件中的开口的两侧并且旋拧到杆21的相应的螺纹上。螺母22B位于腔体内。

图3A示出了根据本发明的飞行器结构部100的第二实施方式。

根据该变型，限位元件24在与杆的纵向轴线正交的平面中具有六边形截面。限位元件24不在凹部内移动。附接元件23形成杆21的导引件，但是该导引件从开口的与限位元件24相反的侧部延伸。该导引件例如为筒形区段，其具有略大于杆的外径的内径。因此，特别容易将限位元件24安装在杆21上。附接元件23的形成杆21的导引件的部分也可以称作“凹部”。

图3B以立体的方式示出了图3A中示出的附接元件23的详细视图。附接元件具有如参照图2D所描述的开口23A以及用于借助于铆钉而附接至外部导轨的通孔23E。

根据未示出的变型，在杆21与附接元件的开口23A之间设置有环，以避免两种类似材料相互摩擦。环例如由铝铜合金制成，杆和附接元件由铝制成。此外，在拉伸加载的情况下，在限位元件的碰靠附接元件的侧部上可以设置有由Teflon(聚四氟乙烯)制成的环。该Teflon环避免两种类似材料相互摩擦并且该Teflon环部分地减弱限位元件对附接元件的冲击。这特别地在正常飞行条件下减小了与限位元件对附接元件进行冲击相关联的噪音。这种冲击典型地与朝向飞行器的前部的6g的加速度对应，如以上参照图2E和图2F所描述的。

图4A和图4B示出了用于在杆的附接至地板结构或舱体结构——这里为舱体结构11——的侧部附接杆的两种变型。图4A和图4B为在与杆的纵向轴线正交的平面中的截面视图。

在图4A中示出的变型中，中间部件22包括凹口221，杆的端部21A按压在凹口221的底部处。凹口221的底部沿着与舱体结构11的压靠中间部件22的平面平行的轴线延伸。凹口221的深度上的轴线沿着舱体结构11的与中间部件22所压靠的平面正交的轴线延伸。杆的端部21A通过夹持件222压靠凹口的底部，该夹持件222在杆的侧面的一部分上延伸，使得杆被封堵在该夹持件与凹口的底部之间。夹持件222通过两个螺母223和两个螺栓224在杆的任一侧附接至舱体结构11。

在图4B中示出的变型中，中间部件包括切口或孔口225。在图4B的截面视图中，切口225在与杆的纵向轴线正交并且与舱体结构11的被中间部件22所压靠的平面平行的方向上是长形的。杆的端部21A在该切口的宽的部分处被插入切口225中。然后，杆在切口中作平移运动并且沿着切口的伸长的方向到达切口的窄部。杆的端部21A被夹持在切口225的该窄部的底部。夹持件226对夹持在切口225的该窄部的底部处的杆21进行保持。杆的端部21A——遍及其周长的一半以上——与切口225的该窄部的底部接触。夹持件226具有第一平面部，该第一平面部承靠在舱体结构11上。第二平面部——相对于第一平面部以90°倾斜——朝向杆延伸并且紧挨着杆延伸。夹持件的第三部分在与舱体结构11相反的一侧环绕杆。夹持件226通过螺栓224和螺母223附接至舱体结构11。

本领域技术人员将能够在不背离本发明的范围的情况下想象用于附接杆的许多其他变型。

对于杆21的运动而言可能有利的是，不仅具有单自由度(沿着其纵向轴线平移)而且具有两个旋转自由度，从而允许杆旋转以限定例如小于或等于5°的锥顶角。该圆锥的顶点定位成接近限位元件24。为了确保这些额外的自由度，仅仅需要使开口23A比杆的直径略宽。在必要时，也使限位元件比附接元件的凹部的内部略窄，该凹部形成导引件。可以借助于比如参照图2E和图2F所描述的由弹性材料制成的涂层来减弱因该微小的游隙而导致的任何冲击。本发明在对相关联的最大运动幅度的良好的控制的情况下很容易地获得这两个额外的自由度。

将根据现有技术的抗坠毁连杆保持在飞行器的结构的某些点处可能是有利的。尽管如此，四分之三的这些抗坠毁连杆可以各自由根据本发明的连接元件来代替。因此，整个飞行器的质量增益是相当大的。

用多个平行杆来代替杆21也可能是有利的，其中，每一个平行杆滑动到专用开口中。因而，能够批量生产杆，所述杆均是相同的。然后，相同的杆则用于所有飞行器型号，而不管地板结构的质量以及地板结构将用于支承(座椅、乘客、行李等)的质量如何。多个杆设置成平行的使得能够承受朝向飞行器的前部的9g的加速度，而不管经受该加速度的质量如何。

下面参照图5A至图5F对根据本发明的用于制造由复合材料制成的杆21的方法进行说明。

图5A示意性地示出了根据本发明的方法的原理。根据该方法，两个间隔件50设置成彼此相距一定距离。然后，纤维设置成从一个间隔件延伸至另一间隔件，从而覆盖这些间隔件，以形成沿着轴线D3延伸的纤维束221。在纤维束的每个端部处，在纤维束的中心处放置有间隔件50。被称作橄榄的间隔件50具有沿着轴线D3为长形的长圆形形状并且间隔件50关于该轴线轴对称。然后，在纤维束221的每个端部处放置有用于保持纤维靠着间隔件50的夹持部件51。该夹持部件51至少部分地围绕间隔件50而延伸。如此产生的结构——图5A中示出的——表示下述解决方案，即：该方案既简单又有效地将相互夹持在一起的纤维保持为柱形纤维束。

然后，用树脂浸渍纤维束，接着，对树脂进行聚合。这产生了由复合材料制成的杆，该杆在每个端部处具有间隔件和夹持部件。能够切断杆的端部，以获得柱形部件。

图5B示出了根据本发明的结构的特定实施方式的截面视图。图5B为纤维束的端部中的一个端部的详细视图。一旦纤维已穿过间隔件50的任一侧，纤维即通过夹持套环501保持抵靠间隔件。刚性棒502穿过间隔件50。刚性棒502安装并固定在间隔件50中并且在夹持套环501与纤维束的另一端部之间的其任一侧上突出。一旦纤维被定位，刚性棒502仍在每个侧部上突出于纤维束之外。由钢环503形成的夹持部件承靠刚性棒502的突出于间隔件和纤维束之外的那些部分。环503的内径随着距离刚性棒502的距离的增大而减小。通过两个夹具504将环503压靠刚性棒502。

图5C为图5B的装置在与穿过刚性棒502的纤维束的轴线正交的平面中的截面视图。图5C特别地能够图示在间隔件50的外部表面上形成的槽506。槽506能够使夹持在间隔件50与环503之间的纤维进行扭曲。这导致了从平行纤维束开始、围绕轴线D3扭曲的纤维束。纤维仅稍微扭曲(每50mm至100mm的纤维束的长度扭转一转)。这些扭曲特别地允许更好地放置聚合工具。此外，这限制了在杆被拉伸加载时以该方式获得的杆的任何伸长。

能够将间隔件设置为具有在与纤维束相反的侧部上被截断的回转的长圆形形状。截断面具有用于接纳将使间隔件转动的工具的狭槽。使间隔件转动使得能够将接合在槽506中的纤维扭曲。

图5D为图5B的装置在与穿过夹持套环501的纤维束的轴线正交的平面中的截面视图。图5C特别地能够图示该夹持套环，该夹持套环具有用于调节其直径的装置507，以夹持纤维使其尽可能地接近间隔件50。

图5E为聚合步骤的示意图。如参照图5B所描述，用树脂浸渍纤维束221且保持纤维束221的两个端部，纤维束221被放置在压缩封套52内。该压缩封套52将其内含物放置在设计用于在一定压力下实现工业反应的高压灭菌器中。在该示例中，树脂例如为通过压缩聚合的热固性树脂。在聚合之后，夹具被移除，接着，杆的端部例如沿着穿过钢环和间隔件的平面而被切断。

图5F为用于使用根据本发明的方法同时地制造多个杆的装备在与纤维束的纵向轴线正交的平面中的截面视图。多根纤维束设置成使得其相互共面且平行。在该示例中，每束纤维设置有单个夹具504而不是图5B中表示的两个夹具。夹具彼此相邻成排放置。夹具被相互抵靠而稳定，例如承靠在各自的平坦表面上或借助于舌槽连接来组装(参见图5F)。由多根纤维束、间隔件、夹具、环、夹持套环和相应的刚性棒形成的组件被放置在单个压缩封套52中。

根据未示出的变型，在纤维束的每侧上，纤维束的端部借助于若干侧向夹具来保持。为所有纤维束所共用的上夹具和下夹具均横向于纤维束延伸。侧向夹具特别地在两根相邻的纤维束之间延伸。

根据本发明的方法提供了用于制造由复合材料制成的杆21的精明的解决方案。这允许以降低的成本和减少的制造时间来进行大量生产。

Claims (15)

1.一种飞行器结构部(100)，所述飞行器结构部(100)包括：地板结构部(12)、舱体结构部(11)和连接元件(20)，其特征在于，所述连接元件(20)包括：

-杆(21)，所述杆(21)在所述杆(21)的第一端部处附接至所述舱体结构部和所述地板结构部之中的一者；

-附接元件(23)，所述附接元件(23)附接至所述舱体结构部和所述地板结构部之中的另一者并且设置有开口(23A)，所述杆(21)的第二端部安装在所述开口(23A)中，使得所述杆(21)能够沿着所述杆(21)的纵向轴线滑动；以及

-限位元件(24)，所述限位元件(24)附接至所述杆(21)并且所述限位元件(24)设置成在所述舱体结构部趋向于移动离开所述地板结构部时与所述附接元件(23)接合，以限制所述杆在所述开口(23A)中的滑动幅度。

2.根据权利要求1所述的结构部(100)，其特征在于，所述杆(21)在所述杆(21)的所述第一端部(21A)处附接至所述舱体结构部(11)，并且所述附接元件(23)附接至所述地板结构部(12)。

3.根据权利要求2所述的结构部(100)，其特征在于，所述附接元件(23)附接至所述地板结构部的外部导轨(12C)。

4.根据权利要求2或3所述的结构部(100)，其特征在于，所述杆(21)附接至所述舱体结构部(11)的机架(11A)和蒙皮(11C)。

5.根据权利要求1至4中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，所述限位元件(24)为围绕所述杆(21)旋拧的螺母。

6.根据权利要求1至5中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，所述限位元件(24)在与所述杆(21)的所述纵向轴线正交的平面中具有矩形截面。

7.根据权利要求1至6中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，所述附接元件(23)包括凹部(23B)，所述开口(23A)在所述凹部(23B)中形成并且所述凹部(23B)接纳所述限位元件(24)，在所述杆(21)滑动通过所述开口(23A)时，所述限位元件(24)被引导成在所述凹部(23B)内平移。

8.根据权利要求7所述的结构部(100)，其特征在于，所述凹部(23B)包括具有U形截面的内部壁。

9.根据权利要求7或8所述的结构部(100)，其特征在于，由弹性体材料制成的涂层(25)附接至所述凹部(23B)的内部侧壁或附接至所述限位元件(24)的外部侧壁。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，由弹性体材料制成的涂层(25)在与所述杆的所述纵向轴线正交的平面中、在所述凹部(23B)的围绕所述开口(23A)的内部壁上延伸。

11.根据权利要求1至6中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，所述附接元件(23)在所述杆的所述第一端部与所述限位元件(24)之间延伸。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，所述杆(21)在所述杆(21)的所述第一端部处插入在中间部件(22)中形成的开口中，所述中间部件(22)附接至所述舱体结构部和所述地板结构部之中的一者，所述杆(21)通过围绕所述杆定位在所述开口的两侧的两个螺母(22A，22B)而被保持紧固至所述中间部件(22)。

13.根据权利要求1至11中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，通过横向于所述杆(21)延伸的夹持件(22)而将所述杆的所述第一端部(21A)压靠中间部件(22)中的凹口(221)的底部，所述夹持件在所述杆的任一侧附接至所述舱体结构部和所述地板结构部之中的一者。

14.根据权利要求1至11中的任一项所述的结构部(100)，其特征在于，通过横向于所述杆(21)延伸的夹持件(226)而将所述杆的所述第一端部(21A)压靠在中间部件(22)中形成的孔口(225)的内表面，所述夹持件仅在所述杆的一侧附接至所述舱体结构部和所述地板结构部之中的一者。

15.一种用于制造根据权利要求1至14中的任一项所述的杆(21)的方法，其特征在于，所述方法包括下述步骤：

-形成纤维束(221)，使得在所述纤维束的每个端部处，在纤维之间设置有间隔件(50)；

-在所述纤维束(221)的每个端部处、围绕由所述间隔件(50)和所述纤维形成的组件定位有夹持部件(51；503)；

-将树脂施加至所述纤维束(221)；以及

-聚合所述树脂以在所述间隔件(50)之间形成由复合材料制成的杆(21)。