CN105598447B - 使用附加层制造技术的交通工具的部件的制造 - Google Patents

Abstract

本发明涉及使用附加层制造技术制造用于交通工具的壳状结构部件的方法。在此方法的步骤(S1)中，将第一材料施用于壳状结构部件的一区域。在此方法的另一步骤(S2)中，通过激光束对壳状结构部件的该区域进行加热使得第一材料被附加至壳状结构部件。在另一步骤(S3)中，对包括第一材料的壳状结构部件进行冷却，使得壳状结构部件内产生内应力从而导致壳状结构部件的弯曲。本发明还涉及通过使用附加层制造技术制造的壳状结构部件。

Description

使用附加层制造技术的交通工具的部件的制造

相关申请的交叉引用

本申请要求于2014年11月19日提交的德国专利申请No.102014116938.7的优先权，该申请的公开内容以参引的方式整体上并入本文。

技术领域

本发明总体上涉及用于交通工具的部件的制造过程。具体地，本发明涉及使用附加层制造技术制造用于交通工具的壳状结构部件的方法、通过该方法制造的用于飞行器的壳状结构部件、以及壳状结构部件在飞行器中的用途。

背景技术

当今，存在许多不同的用于制造交通工具的结构部件的制造过程。这些制造过程大多数情况是消减法(subtractive)。例如，消减过程为铣削、切削、机加工、钻孔等。这些消减过程可以基于下述原理：将材料的特定部分从部件移除以改变可在后续步骤中被组装的部件的轮廓或形状。也可以是例如在部件的不平坦表面上移除材料从而能够获得高质量的部件表面。然而，消减过程由于从部件移除材料而在应用方面有局限性。换句话说，材料仅可以在只有留有充足的材料的情况下被移除使得部件仍然可满足稳定性要求。例如，可以通过从表面移除确定量的材料来修复表面上的凹痕或刮痕使得部件的表面上凹痕或刮痕消失。

文献DE 102007015795 A1描述了用于具有预定形状和至少一个机加工表面的半成品的金属切削机加工过程。为了在机加工期间保护产品的表面，因此在表面上附着有箔层。

文献DE102007026100 B4描述了为铣刀设置切削深度限制器的方法，其中，铣刀的最大切削深度由限制器限制。其中，在铣刀的导引下通过导引轮廓来表面部段。还提供了用于对表面部段处的层压复合材料进行机加工的机加工装置。

发明内容

本发明的目的是提供交通工具的结构部件的改进的制造。

该目的通过独立权利要求的主题来实现。另外的示例性实施方式根据从属权利要求和下述描述变得明显。

根据本发明的第一方面，提供了使用附加层制造技术(ALM)制造用于交通工具的壳状结构部件的方法。在该方法的一步骤中，将第一材料施用于壳状结构部件的一区域。在另一步骤中，通过激光束对壳状结构部件的该区域进行加热使得第一材料被附加至壳状结构部件。在该方法的另一步骤中，对包括第一材料的壳状结构部件进行冷却，使得壳状结构部件内产生内应力从而导致壳状结构部件的弯曲。在冷却后至少可以在壳状结构部件的该区域中和/或壳体结构部件所包括的第一材料附近引起内应力。交通工具可以飞行器、汽车或轨道交通工具。

通过该方法，壳状结构部件的轮廓或形状可在组装状态下(例如壳状结构部件组装在交通工具中的情况下)进行顺应是可能的。换句话说，在将第一材料施用于壳状结构部件之后壳状结构部件内产生的内应力会引起使壳状结构部件弯曲的应力或力，从而可以提供特定或预定形状的包括第一材料的壳状结构部件。可以通过对壳状结构部件和第一材料使用不同材料来产生内应力。例如，第一材料可施用于壳状结构部件的表面或壳状结构部件的表面的仅一部分。在第一材料施用于壳状结构部件的表面的仅一部分的情况下，可以在壳状结构部件内仅在围绕或接近壳状结构部件的表面上第一材料的施用量的区域中引起内应力。以此方式，仅一部分壳状结构部件可以通过内应力变形。该变形可表现为壳状结构部件的弯曲或扭曲。然而，第一材料可施用于壳状结构部件的表面上的不同位置以在这些位置附近引起内应力，使得可以提高靠近所施用的第一材料的区域的机械阻力。

材料也可被施用于壳状结构部件，使得第一材料位于壳状结构部件内或内侧。换句话说，第一材料不仅可以施用于壳状结构部件的表面，并且也可以施用于壳状结构部件内。这可以通过提供第一材料的层位于壳状结构部件的部分之间的分层结构来实现。使用附加层制造技术，随后可以应用不同的层。

当将第一材料施用于壳状结构部件的区域时，第一材料可以是通过粉末供给单元供给至壳状结构部件的区域的粉末。该粉末可以是金属粉末或非金属粉末，该粉末当其施用于壳状结构部件的区域时被加热和/或熔融。通过熔融第一材料和壳体结构部件的一部分或一个区域可以实现第一材料与壳状结构部件两者之间的连接或连续性；例如，第一材料与该壳状结构部件的区域混合和/或牢固地结合。为了加热或熔融第一材料和/或壳状结构部件的该区域，可以使用不同的方法，比如选择性激光熔融技术(SLM)。可以通过激光束提供对壳状结构部件和第一材料的加热。可以在第一材料施用于壳体结构部件的该区域期间，通过激光束对该壳状结构部件的区域进行加热。以此方式，确保当第一材料施用时壳状结构部件在该区域内的部分被熔融。通过熔融第一材料以及该壳状结构部件的区域，壳状结构部件的该部分或区域能够牢固地结合至第一材料从而提供第一材料和壳状结构部件之间的连续性。

通过对壳状结构部件和第一材料进行冷却，可以凝固第一材料以及壳状结构部件的熔融的部分。凝固之后，在壳状结构部件内产生内应力。在凝固之后产生的内应力可局限于第一材料已施用于壳状结构部件的区域。内应力在壳状结构部件内已施用第一材料的区域中提供了增强的机械的鲁棒性或阻力。内应力也可产生使壳状结构部件弯曲的弯曲力，使得壳状结构部件可以采用预定形式或形状。

壳状结构部件可以是具有弯曲表面的板或仅仅是不具有曲率的平板。然而，壳状结构部件可以是包括若干材料的三维实心体。壳状结构部件可以由金属材料或非金属材料制成。壳状结构部件可以是交通工具的大结构部件的一部分。例如，壳状结构部件是包括弯曲的或平的表面的侧壁面板。壳状结构部件可以包括介于5毫米之间的厚度，而其横向尺寸(例如长度和宽度)可以大于一米。应提到的是，壳状结构部件的厚度等于或大于5毫米。例如，厚度是100毫米。然而，横向尺寸通常比壳状结构部件的厚度大得多。长度和宽度可以沿壳状结构部件的弯曲的或平的表面测量。通常，壳体或壳状结构部件是厚度与结构元件的其他尺寸相比较小的三维结构元件。板是厚度与结构部件的其他尺寸相比非常小的三维结构元件。然而，壳状结构部件可以承受高的机械负载，比如经过的交通工具或乘客。

根据本发明的实施方式，将第一材料从不同的方向施用于壳状结构部件的多个区域。

这可以通过使用多方向式附加层制造过程来实现。能够实现将第一材料同时从不同方向施用，使得能够缩短用于制造壳状结构部件的时间并且更好地进入壳状结构部件的每个区域。

根据本发明的另一实施方式，弯曲方向与当壳状结构部件安装在交通工具中时作用在壳状结构部件上的力的方向相反，其中，该力由位于壳状结构部件上的货舱单元或由客舱空气压力产生。

由于壳状结构部件内的内应力导致的弯曲使壳状结构部件的至少一部分产生挠曲。换句话说，壳状结构部件可以是弯曲的，从而提供凸形形状以及因此沿大致与壳状结构部件的厚度平行的方向的挠曲。壳状结构部件的挠曲可以比其宽度或长度小得多。挠曲取决于壳状结构部件的厚度和/或取决于壳状结构部件的支承件之间的距离。如果壳状结构部件通过两个梁支承——将在附图的详细描述中进行描述——那么壳状结构部件的挠曲取决于梁之间的距离并且取决于壳状结构部件的厚度。此外，力可以沿与壳状结构部件的挠曲相反的方向作用在壳状结构部件的表面上。以此方式，减小了壳状结构部件的挠曲。具体地，壳状结构部件的由内应力导致的弯曲与在交通工具运行期间会发生的负载的方向相反地指向。这种负载或力可以例如是压力。换句话说，所述力可以是飞行器飞行期间由客舱压力或由客舱压力与环境压力之间的压力差产生的。所述力也可以由放置在壳状结构部件上的货舱负载单元的质量或壳状结构部件的固定负载产生。然而，力可以是重力。弯曲方向是壳状结构部件的至少一部分相对于壳状结构部件的附接点挠曲的方向。例如，如果壳状结构部件的两个边缘由附接件或轴承固定，那么壳状结构部件的在附接件或轴承之间的部分的挠曲指示了壳状结构部件的弯曲的方向。在附图的说明中更详细地示出了类似情况。

根据本发明的另一实施方式，壳状结构部件的分层结构通过将第一材料施用于壳状机构部件的表面而产生。分层结构包括所述第一材料的层和壳状结构部件。

第一材料的层的厚度在壳状结构部件的表面上的每个区域处都可以是相同的，但其也可以是变化的，使得壳状结构部件的表面上的不同区域处存在不同厚度的第一材料的层。也可以存在第一材料的多于一个或两个的层。例如，可以存在第一材料的多个层以及壳状结构部件的多个层，使得分层结构由多个不同的层组成。然而，其他材料的层也可以额外地附加至第一材料的层和/或附加至壳状结构部件。

例如，第一材料的层被施用于例如壳状结构部件的表面上的不同的两侧，使得壳状结构部件设置在第一材料的两个层之间。在该情况下，通过加热壳状结构部件和第一材料两者将第一材料施用于壳状结构部件。在对包括壳状结构部件和第一材料的两个层的分层结构进行冷却之后，由于第一材料和壳状结构部件的不同的热膨胀特性可产生内应力。换句话说，第一材料和壳状结构部件可以具有不同的热膨胀系数，使得第一材料比壳状结构部件收缩更快，并且反之亦然。在第一材料比壳状结构部件收缩更快、即第一材料的热膨胀系数比壳状结构部件的热膨胀系数更高的情况下，在第一材料内产生拉应力而在壳状结构部件内产生压应力。这种相互连接的不同材料的不同的热膨胀系数导致使壳状结构部件变形或弯曲的拉应力或压应力。因此，这些材料必须牢固地连接。

根据本发明的另一实施方式，使用不同材料引起内应力。

例如，壳状结构部件包括与施用于壳状结构部件的第一材料不同的材料。如果第一材料和壳状结构部件两者包括不同的热膨胀系数，那么当温度变化时内应力可以在第一材料已经施用于壳状结构部件的区域内或区域附近产生。然而，也可以通过调整施用于壳状结构构件的第一材料的量来产生内应力。换句话说，被施用于壳状结构部件的第一材料越多，壳状结构部件受第一材料的材料特性的影响就越大。

根据本发明的另一实施方式，当对壳状结构部件的区域进行加热时使用不同的问题引起内应力。

换句话说，热处理会影响壳状结构部件和施用于壳状结构部件的其他材料的不同的材料特性。可以进行热处理使得仅壳状结构部件的施用了第一材料的这些部分或区域被加热。通常，使用不同温度或不同材料的热处理提供了在壳状结构部件和施加至壳状结构部件的其他材料被冷却之后产生内应力的可能，使得壳状结构部件其本身或其与第一材料共同产生弯曲。可以调整壳状结构部件处的不同材料的热处理或布置，使得能够实现壳状结构部件其本身的预定弯曲或壳状结构部件与施用于壳状结构部件的第一材料或其他材料共同的预定弯曲。

根据本发明的另一实施方式，壳状结构部件是地板。例如，地板安装在飞行器中作为客舱地板或货舱地板。

在壳状结构部件制造之后，例如在冷却壳状结构部件之后，其可以被组装至其他部件以形成交通工具的一部分。第一材料因此可以是壳状结构部件的一部分。在制造壳状结构部件之后，由于第一材料牢固地结合至壳状结构部件因此壳状结构部件包括第一材料。例如，壳状结构部件是交通工具的地板。地板应包括不具有曲率的平的表面，比如板材。在负载状况下，地板通常是弯曲的。该弯曲由地板的部分从中性线的挠曲限定。通过使用所描述的制造方法，壳状结构部件可以包括由于内应力导致的预定弯曲，使得地板沿与负载状况下地板的力的方向相反的方向挠曲。这意味着地板沿与负载方向的相反方向挠曲，使得当在负载状况下施加力时挠曲能够减小或消失。

根据本发明的另一实施方式，地板的厚度介于2毫米与4毫米之间。例如，地板与货舱空间或客舱是一体的。

优选地，地板的厚度是3毫米。地板可包括不同的材料层，例如分层结构，但其也可包括具有不同材料特性——比如不同的热膨胀系数——的不同合金。

根据本发明的另一实施方式，第一材料的热膨胀系数至少与壳状结构部件的施用了第一材料的区域的热膨胀系数不同。

在材料牢固地结合并且改变所连接的材料的温度之后，使用具有不同热膨胀系数的材料产生内应力。换句话说，第一材料和壳状结构部件两者包括不同的热膨胀系数，使得由于壳状结构部件和第一材料的不同的膨胀特性而产生内应力。该原理也可应用于与壳状结构部件和/或第一材料组合的各种其他材料。将分别具有各自热膨胀系数的两个不同材料连接或牢固地结合导致以拉应力和压应力的形式发生的内应力。

根据本发明的另一实施方式，壳状结构部件选自包括下述项的组：飞行器货舱地板、飞行器外蒙皮的一部分、飞行器机翼一部分和飞行器门的一部分。

飞行器的货舱地板可以具有优选为3毫米的厚度。在空载状况下由于壳状结构部件内产生的内应力货舱地板会挠曲，使得如果货舱地板被加载，那么挠曲可以明显的减小或甚至消失。该方面将在附图的说明中更详细地示出。飞行器的外蒙皮的部分可以连接至纵梁或肋部，使得在空载状况下，外蒙皮的部分在外蒙皮的部分与肋部或纵梁之间不存在连接的区域中产生挠曲。通常在飞行中，机身内的内部压力高于飞行器的外部压力。在巡航飞行期间，此压力差产生沿降低压力的方向——例如向外地或向飞行器外侧——推动外蒙皮的未连接至肋部或纵梁的部分的力。使用所描述的制造方法的壳状结构部件，使得外蒙皮的部分沿着与外蒙皮的部分由于压力负载而被推动的方向相反的方向弯曲或挠曲。这样减小了外蒙皮的该部分的挠曲。以此方式，由于在外蒙皮处不存在挠曲或减小了挠曲，飞行器的外蒙皮的空气动力学特性可以被积极地影响。同样的情况应用于飞行器门，这意味着飞行器门由于内应力而挠曲，使得在负载状况下，例如在飞行期间，飞行器门顺应理想形式，例如飞行器门可以与飞行器的外蒙皮对齐。此外，在负载状况下飞行器机翼弯曲或挠曲。这意味着在飞行期间飞行器机翼的挠曲与在地面运行期间飞行器机翼的挠曲不同。通过在飞行期间与机翼的负载方向相反方向的弯曲或挠曲，可以实现改进的飞行特征，例如减小飞行器阻力。由在飞行器机翼的部分——例如，机翼的已被附接有壳状结构部件的部分——内产生的内应力可引起沿与机翼的负载方向相反的挠曲。这也更详细地在附图的说明中阐述。如果在描述中使用措辞“理想的”，其可指代通过顺应特定形状或轮廓而实现的有利的机械的或空气动力学特性。因此，这可意味着交通工具的部件的某些机械的或空气动力学特性或行为可以增强。

根据本发明的另一实施方式，第一材料选自包括下述项的组：硅、铁、铜、锰、铬、锡、钒、钛、铋、镓、铅、铝和锆。

此外，合成材料也可以用于第一材料和/或壳状结构部件。包括不同的金属材料或非金属材料的合金也可以是用于第一材料和/或壳状结构部件的适合的组成物。多个金属或塑料材料可用于制造或打印过程以产生包括不同金属或塑料合金的壳状结构部件，以在壳状结构部件的每个位置处产生需要的特定性能。在三维打印过程期间生产或产生所需要的合金。应指出的是，由于第一材料被附加至壳状结构部件以获得包括第一材料的预制的壳状结构部件，因此壳状结构部件的附加制造也可以被称作打印过程。

根据本发明的另一实施方式，第一材料可以施用于壳状结构部件的表面，从而提供在壳状结构部件的表面上突出的挤压部，例如在壳状结构部件的表面上的突出部。这些突出部可以由合成材料制成。

此外，突出部其本身可包括施用于壳状结构部件的表面的不同材料。可以施用所述的材料或多种材料从而例如在壳状结构部件的表面上产生纤维增强本体。因此，金属纤维或碳纤维可以用于加强或增强基体材料，例如塑料。施用或打印至壳状结构部件的表面的这些纤维增强材料可以减小壳状结构部件内的裂纹扩展。换句话说，纤维增强突出部可以有效地防止裂纹表面进一步打开。此外，这些突出部可以具有任意形状的截面，其中，或者切向于或者垂直于壳状结构部件的表面来获得截面。使用如选择性激光熔融技术和/或附加层制造技术的打印过程可以获得任意截面的突出部。

另外，由于不同材料的热膨胀系数不同，整合的纤维在壳状结构部件内引起热拉力或应力从而避免了裂纹萌生。换句话说，整合的纤维引起了由不同纤维材料和/或不同基体材料的不同的热膨胀引起的内在的压应力。

根据本发明的另一实施方式，第一材料以纤维的形式被施用于壳状结构部件。例如，突出部可以包括高强度纤维。这种突出部，尤其是包括纤维的突出部，可以提供增强的疲劳和破坏耐受性。

根据本发明的另一实施方式，壳状结构部件用作加强装置。这种加强装置可用于增强飞行器机身的某些部分，例如门框架的拐角。以此方式，壳状结构部件可以用在飞行器机身的门的拐角处，使得能够替换通常整合在拐角处的所谓拐角倍增装置。拐角的加强可以由在壳状结构部件内引起的内应力提供从而改进对疲劳和破坏的耐受性。壳状结构部件可以靠近飞行器的门附接，例如在门的拐角处。

根据本发明的另一实施方式，通过喷丸处理(shot-peening)和扩口式装配(flare-fitting)在壳状结构部件内产生应力。震动喷丸处理(Shock-peening)是已知的用于生产压缩残余应力层并且修改部件中的机械性能的作业过程。以此方式，壳状结构部件的机械特性可被局部地影响，以提升壳状结构部件的耐用性和鲁棒性。由扩口式装配产生的应力也会使得壳状结构部件的耐用性和机械鲁棒性提高。扩口式装配是如下的作业过程：将心轴迫压进入孔或管状元件的端部以通过冷加工形成扩口。例如，这种孔可以设置在壳状结构部件内。扩口式装配在壳状结构部件的孔或管状元件周围的区域或附近的区域产生应力，使得应力提高在这些区域中的耐用性或鲁棒性。应提到的是，也可以使用震动喷丸处理和扩口式装配以在例如壳状结构部件之类的部件内产生应力，使得这些部件由于内应力而顺应预定的形状。对预定形状的顺应可以在部件弯曲时发生。

根据本发明的另一方面，用于飞行器的壳状结构部件内存在内应力，这导致壳状结构部件的弯曲。壳状结构部件的弯曲方向与当壳状结构部件安装在交通工具中时作用在壳状结构部件上的力的方向相反。该力由位于壳状结构部件上的货舱单元或由客舱空气压力产生。存在于壳状结构部件内的内应力可以通过如附加层制造技术、选择性激光熔融、震动喷丸处理或扩口式装配的作业过程引起。

根据本发明的另一方面，提供了壳状结构部件在飞行器上的用途。

附图说明

图1示出根据本发明的实施方式具有不同材料的分层结构的截面图。

图2示出了根据本发明的实施方式具有不同厚度的层的分层结构的截面图。

图3示出了根据本发明的实施方式由于分层结构内的内应力而变形的分层结构的截面图。

图4示出了根据本发明的实施方式处于空载状况和处于负载状况下的壳状结构部件的截面图。

图5A示出了根据本发明的实施方式处于空载状况的飞行器机身的外蒙皮一部分和加强单元的截面图。

图5B示出了根据本发明的实施方式处于负载状况的飞行器机身的外蒙皮一部分和加强单元的截面图。

图6A示出了根据本发明的实施方式处于空载状况的整合有飞行器门的飞行器机身的截面图。

图6B示出了根据本发明的实施方式处于负载状况的整合有飞行器门的飞行器机身的截面图。

图7A示意性地示出了根据本发明的实施方式具有处于空载状况和处于负载状况的飞行器机翼的飞行器。

图7B示意性地示出了根据本发明的实施方式具有处于空载状况和处于负载状况的飞行器机翼的另一飞行器。

图8A示意性地示出了根据本发明的实施方式处于空载状况的飞行器机身的侧视图。

图8B示意性地示出了根据本发明的实施方式处于负载状况的飞行器机身的侧视图。

图8C示意性地示出了根据本发明的另一实施方式处于空载状况的飞行器机身的侧视图。

图9示出了使用附加层制造技术制造用于交通工具的壳状结构部件的方法的流程框图。

具体实施方式

附图中所示物体未按照比例绘制。在图1中示出了具有不同的材料的层的分层结构10的截面图。分层结构10可以是壳状结构部件的至少一部分，其中，壳状结构部件可以被用于比如飞行器、汽车或轨道交通工具之类的交通工具。壳状结构部件因此可以是飞行器的外蒙皮的一部分、飞行器的地板或飞行器的门的一部分。图1中所示的分层结构10包括三个不同的材料层。例如，第一层1和第三层3由相同的材料制成，并且设置在第一层1与第三层3之间的第二层2由与第一层1和第三层3的材料不同的材料制成。第一层1和第三层3的材料可以是铝并且第二层2的材料可以是钛。如图1中所示，第一层1和第三层3的几何尺寸相同使得能够获得分层结构10的组合物的对称效果。分层结构10可以通过附加层制造技术和/或选择性激光熔融技术来制造，使得在分层结构10的不同层连接之后，能够实现层之间的金属连续性；例如，不同的层可以牢固地结合。当分层结构10的温度改变时，例如在制造过程之后对分层结构10进行冷却时，由于钛和铝具有不同的热膨胀系数，因此在分层结构10内产生内应力。换句话说，当相等地改变两种材料的温度时，钛具有小于铝的热膨胀或伸长，这引起分层结构10的每一层内的内应力。

图2示出了具有非对称设计的分层结构10的截面图，其中，第一层1比第三层3厚。在本示例中，第一层1和第三层3由铝制成，并且位于第一层1与第三层3之间的第二层2由钛制成。分层结构10也可以使用附加层制造技术和/或选择性激光熔融技术来制造，从而在第一层1与第二层2以及第二层2与第三层3之间提供金属连续性。然而，不同层可以牢固地结合。以此方式，如果分层结构10的温度改变，则可以在分层结构10内引起或产生内应力。这是由于不同材料的不同的热膨胀系数或膨胀特性而导致。在该情况下，钛的热膨胀系数低于铝的热膨胀系数。

由于引起的内应力，分层结构10会发生变形，如图3中所示。该变形可表现为分层结构10的弯曲或扭曲。图3中的截面图指示了分层结构10的弯曲。弯曲通过由分层结构10的层的牢固结合的结构与分层结构10所经受的温度的变化共同引起的内应力而产生。例如，当通过附加层制造技术在相对较高的温度制造分层结构10时分层结构10不弯曲，而当将分层结构10冷却至环境条件时发生如图3所示的弯曲。在该情况下，第一层1比第二层2和第三层3厚。不同的层的非对称结构会在分层结构10内引起内应力并且内应力的产生进而会导致在图3中可见的弯曲。通过使用附加层制造技术来制造壳状结构元件的方法，可以实现分层结构10的预定的弯曲，从而提供了由于分层结构10的弯曲而导致的预定的挠曲。该挠曲可以有利地补偿由于外部负载导致的变形。

图4示出了处于负载状况21和处于空载状况20的壳状结构部件的截面图，其中，壳状结构部件附接至两个梁23a、23b。壳状结构部件的第一端附接至第一梁23a，并且壳状结构部件的第二端附接至第二梁23b。应提到的是，图4中所示项目为三维物体，如例如由两个梁23a、23b支承的货舱地板。梁，也称作横梁，可以是通过摩擦搅动焊接连接的挤压式铝型材。为简单起见，选择了该结构的正视图。在空载状况20下，壳状结构部件以下述方式弯曲：该壳状结构部件的至少一部分向由箭头指示的第一方向24挠曲。因此，第一方向24指示弯曲方向。该弯曲是通过在例如包括分层结构的壳状结构部件的某区域或某些区域内提供的不同材料而引起的内应力所导致的。如果外部负载沿由另一箭头指示的第二方向22施加至壳状结构部件，那么壳状结构部件被朝向与第一方向24相反的第二方向22推动。换句话说，弯曲方向24与负载方向22大致平行和/或相反。然而，在负载状况21下，可以减小壳状结构部件的挠曲或弯曲。图4中所见的负载状况21指示了如果达到确定的负载那么壳状结构部件的弯曲或挠曲甚至可以消失。可以在壳状结构部件内引起内应力，使得当对处于负载状况21的壳状结构部件施加特定的力或负载时发生预定的弯曲或挠曲。换句话说，通过使用所描述的制造方法可以顺应壳状结构部件内的内应力以及因此壳状结构部件的弯曲。通过附加层制造技术将第一材料施用于壳状结构部件的选择好的区域，提供了这样的可能性：预先确定变形以及利用该预定的变形来预先确定壳状结构部件相对于环境条件的变化——比如压力差或温度差——的弯曲。因此，壳状结构部件可以采用能增强整合有壳状结构部件的交通工具的运行状况的形状。

图5A示出了处于空载状况20的飞行器机身的外蒙皮30的一部分和两个加强单元32的截面图，并且图5B示出了处于负载状况21的飞行器机身的外蒙皮30的一部分和两个加强单元32的截面图。为了简单起见，加强单元32被绘制成仿佛其与外蒙皮30分离。在预制的飞行器机身中，加强单元32附接至外蒙皮30。加强单元32可以是纵梁或肋部。外蒙皮30的部分可以是通过所描述的方法制造的壳状结构部件。在空载状况20下，壳状结构部件弯曲或变形从而采用波纹形状。该波纹形状是由壳状结构部件的制造过程引起的内应力的结果。此外，图5A中示出了理想的轮廓31。该理想轮廓31描述了外蒙皮30的一部分的状况，其特征在于在飞行器飞行期间阻力减小。在图5B中描述的处于负载状况21下的外蒙皮30的一部分采用理想轮廓31。在巡航飞行期间飞行器机身的内侧与飞行器机身的外侧之间的压力差造成外蒙皮30的一部分上的负载，使得能够顺应外蒙皮30的一部分的线性形状。外蒙皮30的一部分可以大致与理想轮廓31对齐，使得在负载状况21下可以实现减小的阻力。通常，外蒙皮30的一部分——可以是所述壳状结构部件——的变形可以通过由所描述的方法引起的外蒙皮30的一部分内的内应力而产生，从而如果达到特定的压力差或温度变化，那么外蒙皮30的一部分可以采用空气动力学改进的形状；例如，外蒙皮30的一部分遵循理想轮廓31。

图6A示出了处于空载状况20的具有整合的飞行器门40的飞行器机身的截面图。此外，指出了飞行器机身内的地板43以及飞行器机身的外蒙皮41。飞行器门40可以是通过所描述的方法制造的壳状结构部件。如图6A中所示在空载状况20下门40可以略微地弯曲。应指出的是，门的形状的图示被明显地夸大。可以通过根据本发明的方法制造门40，使得如果对处于负载状况21的门40施加预定的负载，那么门40变形或弯曲并且因此大致与飞行器机身的外蒙皮41的轮廓对齐。在图6B的截面图中示出了负载状况21。在负载状况21下，门40相对于飞行器机身被从内侧向外侧推动。这样可以积极地影响门40附近的区域中飞行器的空气动力学特性。该原理可以普遍地适用于飞行器的其他结构部件，比如压力舱壁。应了解的是，飞行器机身的内侧描述为飞行器被周围的外蒙皮41包围的部分，而外侧描述为围绕外蒙皮41或飞行器机身的环境。

图7A示意性地示出了具有处于空载工况20和处于负载工况21的飞行器机翼的第一飞行器50。第一飞行器50可以是常规的民航客机。在空载状况20下，例如在地面运行期间，第一飞行器50的机翼可顺应由图7A中的虚线指示的形状。该形状表示了通过常规制造或组装飞行器机翼而提供的理想轮廓。在负载状况21下，例如在巡航飞行期间，第一飞行器50的机翼沿第一飞行器50的竖直方向弯曲或挠曲，从而导致与理想轮廓偏差。

相对地，图7B示意性地示出了具有处于空载状况20和处于负载状况21的飞行器机翼的第二飞行器51，所述机翼通过根据本发明的方法制造。因此，壳状结构部件可以与机翼是一体的，使得在空载状况20下，例如在地面运行期间，由于由制造方法产生的内应力而产生机翼的弯曲或挠曲。在图7B中由虚线指示了处于空载状况20下的机翼的形状或轮廓。在第二飞行器51的机翼的负载状况21下，例如在巡航飞行期间，机翼可以顺应大致与理想轮廓相同的形状。该顺应可以通过由地面运行与巡航飞行之间的温度差导致的弯曲或挠曲来支持。由于壳状结构部件可包括分别具有不同热膨胀系数的不同材料，因此温度差会显著地影响弯曲。换句话说，如果在巡航飞行期间达到特定负载与特定温度的组合，那么机翼可以大致顺应具有最小阻力理想轮廓。在负载状况21下顺应机翼的理想轮廓，使得在第二飞行器51的巡航飞行期间的阻力数减小。该原理也可以用于其他应用，其中，整合在交通工具中的壳状结构部件的变形和弯曲使得增强了空气动力学特性。

例如，图8A示意性地示出了处于空载状况20的飞行器机身的侧视图。空载状况20(例如在地面运行期间)的特征在于机身的理想轮廓或形状，其将提供机身的良好的空气动力学行为。因为飞行器机身在飞行期间由于外部负载而变形，如图8B中所示，使得该理想的轮廓或形状通常不复存在。外部负载可以是例如主要作用在机翼上的升力。外部负载改变了整个机身的形状。该机身的变形会导致空气动力学效率降低。然而，本发明提供了用于制造壳状结构部件的方法，该壳状部件可以是与飞行器机身一体的，例如作为外蒙皮30的一部分，使得在空载状况20下机身产生变形或弯曲。该方面在图8C中可见，图8C示出了处于空载状况20下的，例如机身在地面上组装之后的，飞行器机身。空载状况20下产生的弯曲可以使机身形状在负载状况21下顺应如图8A中所示的所述理想轮廓或形状。通过机身顺应理想形状可以提高负载状况21下(例如在飞行期间)的空气动力效率。顺应理想轮廓或形状意味着机身在地面上的组装完成之后产生的弯曲在飞行期间减小了。

图9示出了使用附加层制造技术和/或选择性激光熔融技术制造用于交通工具的壳状结构部件的方法。该方法包括不同的步骤。在方法的步骤S1中，将第一材料施用于壳状结构部件的一个区域。在另一步骤S2中，通过激光束对壳状结构部件的该区域进行加热使得第一材料被附加至壳状结构部件。例如，在将第一材料施用或打印至壳状结构部件之前，对壳状结构部件上的粉末层进行加热。另一步骤S3中，对包括第一材料的壳状结构部件进行冷却，使得壳状结构部件内产生内应力从而导致壳状结构部件的弯曲。该方法可包括其他的步骤，如例如改变温度和/或压力差使得壳状结构部件采用预定的几何形状。

可以以多方向式附加制造过程的方式将第一材料施用于壳状结构部件的区域，其中，第一材料同时从不同的方向施用并且/或者施用于壳状结构部件的不同区域。这样加快了壳状结构部件的制造。

应了解的是，第一材料可以施用在壳状结构部件的表面上以及施用于壳状结构部件中。因此，第一材料能够被壳状结构部件包封，例如在分层结构中。换句话说，第一材料被壳状结构部件包括。

该方法还提供了用于填充壳状结构部件的表面上的凹痕或刮痕的附加法修理过程。凹痕或刮痕可以填充Scalm合金，该Scalm合金是包括铝、镁和钪的合金。因此，可以不必将壳状结构部件的表面上的材料通过消减过程去除或刮掉直至消除凹痕或刮痕为止。

尽管已经通过附图和以上描述对本发明进行了详细地图示和描述，但是该图示和描述应被认为是说明性或示例性的而并非限制性的；本发明并不限于公开的实施方式。通过研究附图、公开内容和所附权利要求，本领域技术人员能够在实践所要求保护的本发明的过程当中理解并实施对所公开的实施方式的其他变型。在权利要求中，措辞“包括”并不排除其他元件的可能性，并且不定冠词“一”或“一个”不排除复数的可能性。在互不相同的从属权利要求中记述的某些措施的事实并不表示不能使用这些措施的组合以获得优点。权利要求中的任何附图标记不应被解释为对保护范围的限制。

Claims (15)

1.一种使用附加层制造技术制造用于交通工具的壳状结构部件的方法，包括下述步骤：

步骤S1：将第一材料施用于所述壳状结构部件的一区域；

步骤S2：通过激光束对所述壳状结构部件的所述区域进行加热使得所述第一材料被附加至所述壳状结构部件；

步骤S3：对包括所述第一材料的所述壳状结构部件进行冷却，使得所述壳状结构部件内产生内应力从而导致所述壳状结构部件弯曲；

其中，在所述壳状结构部件内引起内应力使得当对处于负载状况的所述壳状结构部件施加特定的力或负载时发生预定的弯曲。

2.根据权利要求1所述的方法，还包括步骤：将所述第一材料从不同方向施用于所述壳状结构部件的多个区域。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，弯曲方向与当所述壳状结构部件安装在所述交通工具中时作用在所述壳状结构部件上的力的方向相反，其中，所述力通过位于所述壳状结构部件上的货舱单元或通过客舱空气压力产生。

4.根据权利要求1或2所述的方法，还包括步骤：

通过将所述第一材料施用于所述壳状结构部件的表面来产生所述壳状结构部件的分层结构(10)，其中，所述分层结构(10)包括所述第一材料的层。

5.根据权利要求1或2所述的方法，其中，使用不同材料来引起所述内应力。

6.根据权利要求1或2所述的方法，其中，当对所述壳状结构部件的所述区域进行加热时使用不同的温度来引起所述内应力。

7.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述壳状结构部件为地板。

8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述地板的厚度介于2毫米与100毫米之间。

9.根据权利要求7所述的方法，其中，所述地板的厚度介于2毫米与4毫米之间。

10.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一材料具有的热膨胀系数与所述壳状结构部件的施用了所述第一材料的所述区域的热膨胀系数不同。

11.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述壳状结构部件选自包括下述项的组：飞行器货舱地板、飞行器外蒙皮(30、41)的一部分、飞行器机翼的一部分和飞行器门(40)的一部分。

12.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一材料选自包括下述项的组：硅、铁、铜、锰、铬、锡、钒、钛、铋、镓、铅、铝和锆。

13.根据权利要求1或2所述的方法，其中，通过喷丸处理和扩口式装配在所述壳状结构部件内产生额外的内应力。

14.一种用于飞行器的壳状结构部件，其中，存在导致所述壳状结构部件弯曲的内应力；

其中，弯曲方向与当所述壳状结构部件安装在所述交通工具中时作用在所述壳状结构部件上的力的方向相反；

其中，所述力通过位于所述壳状结构部件上的货舱单元或通过客舱空气压力产生；

其中，在所述壳状结构部件内引起内应力使得当对所述壳状结构部件施加所述力时发生预定的弯曲。

15.根据权利要求14所述的壳状结构部件作为飞行器中的结构部件的用途。