CN106167085B - 用于飞机机身的耐压舱壁以及包括这种耐压舱壁的飞机 - Google Patents

Abstract

描述和阐明了一种用于飞机机身的耐压舱壁(1)，其包括限定中轴线(5)并在周向边界区域(7)之间延伸的夹层结构(3)，其中夹层结构(3)包括横向延伸至中轴线(5)的内表皮(9)和外表皮(11)以及夹在两者之间的芯组件(13)。由于在沿中轴线(5)的径向横截面(15)中进行查看时，内表皮(9)和/或外表皮(11)具有波纹形状，因此实现了提供除接收压力负荷外还可被用作接收通过其他结构部件引入的负荷的结构承载元件的耐压舱壁的目的，在外表皮(11)和内表皮(9)之间的距离从边界区域(7)至绕中轴线(5)的中央区域(27)增加且随后减少，从而形成加厚区域(17)，其中在外表皮(11)和内表皮(9)之间的距离具有一个峰。

Description

用于飞机机身的耐压舱壁以及包括这种耐压舱壁的飞机

技术领域

本发明涉及一种用于飞机机身的耐压舱壁以及一种包括这种耐压舱壁的飞机。

背景技术

耐压舱壁包括夹层结构，该夹层结构限定出中轴线并在被配置成被安装至相关联的飞机机身的机身外壳的周向边界区域之间，即由周向边界区域所围绕地延伸的夹层结构。中轴线优选为相关于相关联的飞机机身的纵轴线平行地或大约相关于该纵轴线平行地延伸。

夹层结构包括内表皮、与内表皮相对的外表皮和夹在内和外表皮之间的芯组件。内表皮和外表皮均相关于中轴线横向，优选为垂直延伸。优选地，耐压舱壁被安装在或可被安装在相关联的飞机机身中，其是按一种方式安装的以使内表皮面向机舱且使外表皮背向机舱。芯组件将内表皮连接至外表皮。

类似的耐压舱壁在现有技术中是已知的。DE102012005451A1公开了一种用于飞机机身的耐压舱壁，其包括夹层结构，其包括内表皮、外表皮和夹在表皮之间的泡沫芯。夹层结构具有透镜状横截面，其中厚度从边界区域至中轴线连续增加。然而，这样的透镜状横截面是为处于均匀负荷下的耐压舱壁进行优化的，即仅由于耐压舱壁两侧之间的压力差而导致的负荷。当在各种情况下，可能需要除了压力负荷以外还有负荷应被耐压舱壁进行吸收和转移时，该横截面形状不一定构成针对应力分布和所需重量的优化。

DE102007044388B4公开了一种用于飞机机身的耐压舱壁，其被形成为夹层结构，其具有内表皮、外表皮和夹在表皮之间的芯。内表皮具有平坦的横截面而外表皮则具有弯曲的横截面，从而使在外表皮和内表皮之间的距离从边界区域至中轴线逐渐增加。在边界区域中，其中夹层结构被安装至机身外壳，在外和内表皮之间的距离是恒定的直到在外表皮中的在从内表皮向远处延伸的外表皮上的结点为止，从而当从边界区域至中线进行观看时，使其的距离线性增加。当从边界区域至中线进行观看时，该线性增加持续至外表皮中的位于再次平行即彼此之间具有恒定距离的外和内表皮上的第二结点为止。

耐压舱壁的这种横截面提供了用于均匀负荷和简单构造的良好的强度特征，且同时便于将机舱布置集成和连接至耐压舱壁。然而，当要接收和转移除了压力负荷以外的负荷时，该横截面不一定总是理想的。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种用于飞机机身的耐压舱壁，其除了接收压力负荷外，还可被用作用于接收通过其他结构部件引入的负荷的结构承载元件。

实现了该目的，这是因为在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮和/或外表皮具有波纹形状，其中在外表皮和内表皮之间的距离从边界区域至绕中轴线的中央区域，优选为直接至中轴线增加且随后减少。因此，形成了加厚区域，其中在外表皮和内表皮之间的距离具有一个峰。换句话说，在外表皮和内表皮之间的距离从边界区域至绕中轴线的中央区域非单调地增加。在本发明的意义内的波纹形状要求，当从边界区域至绕中轴线的中央区域沿该径向横截面进行查看时，在外表皮和内表皮之间的距离先增加且随后但却不一定直接地减少。这意味着在增加和减少之间，可设有在内和外表皮之间具有恒定距离的部分。波纹形状可提供从边界区域至中央区域正切率连续的扩展，但也可提供包括结点的不连续的扩展。

从中轴线至边界区域的内和外表皮的扩展可能优选地与从边界区域的相对部分至中轴线的扩展相对应，从而使中轴线形成对称轴线。然而，当在沿径向的横截面中进行查看时，内和/或外表皮的扩展在中轴线的两侧上也可以是不同的。因此，当在垂直于中轴线的轴向横截面中进行查看时，在中轴线的两侧上的加厚区域可彼此平行地延伸，但也可与彼此成横向地延伸，即以包括零以外的角度延伸。

这里所指的径向横截面可能仅指在特定位置沿中轴线的一个特定径向横截面，但也可以是在不同位置上的沿中轴线的耐压舱壁的径向横截面。径向横截面被认为是沿中轴线的横截面，即，平行于中轴线且与该中轴线不成横向。中央区域被认为是绕中轴线的区域，即，中轴线延伸通过该区域。在中央区域的在外和内表皮之间的距离可以是恒定的，且在中央区域中可设有断通部(breakthrough)或额外的设备。与边界区域和中轴线之间的距离相比，垂直于中轴线的中央区域的范围可能较小且可能优选为零，从而使内表皮和/或外表皮的波纹形状从边界区域至中轴线直接延伸，即在外表皮和内表皮之间的距离直接在其从边界区域至中轴线的扩展上增加且随后减少。

使用内表皮和/或外表皮的这种波纹形状，形成了加厚区域，其可在特定的所需位置和方向上加强耐压舱壁的夹层结构，例如，形成加强带。以这样的方式，除了由在耐压舱壁的两侧之间的压力差所导致的负荷，可能是由，例如，垂直尾翼、发动机或机身结构的部件所导致的其他负荷，可经结构部件，如支撑元件而被引入耐压舱壁中，而不会具有局部过载的风险且不涉及必要的更多的结构重量。

在一个优选实施例中，当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮具有平坦，即平直形状且外表皮具有波纹形状。由于其平坦的横截面，内表皮形成优选的机舱界面，从而可将机舱布置很容易地集成至耐压舱壁，而使用外表皮的波纹形状，仍可形成加厚区域，从而在特定位置和方向加强夹层结构。

在一个替代的优选实施例中，当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮和外表皮均具有波纹形状。内和外表皮可因此而形成并相关于彼此为对称的，但其也可在形状和取向上彼此不同。以这种方式，可增加或调整加厚区域的形状和位置。

在进一步的优选实施例中，波纹形状使当从边界区域至绕中轴线的中央区域沿该径向横截面进行查看时，在外表皮和内表皮之间的距离在增加且随后减少之后再次增加。与加厚区域相比，在内和外表皮之间的距离可在中央区域中更长或更短，这取决于对中央区域和加厚区域的特定要求。例如，当高压负荷必须要被吸收或当在中央区域中设有加强区域或断通部时，中央区域可具有大厚度，即，在内和外表皮之间的长距离。加厚区域的厚度必须根据要被引入耐压舱壁中的外部负荷进行调整。

在进一步的优选实施例中，当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，外表皮和/或内表皮具有从边界区域至绕中轴线的中央区域的正切率连续的扩展。由于外和/或内表皮的横截面的正切率连续的扩展，可实现最佳的应力分布且从而实现夹层结构的最佳的强度重量比。

在替代的优选实施例中，当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，外表皮和/或内表皮具有从边界区域至绕中轴线的中央区域的结点的，即不连续的扩展。这种耐压舱壁可按相当简单的方式进行制造。

根据另一个优选实施例，沿中轴线的径向横截面为沿中轴线的第一径向横截面，且其中沿中轴线的第二径向横截面是相关于第一径向横截面垂直地进行限定的。优选地，当相关联的飞机处于地面上的正常位置或停泊位置中时，第一径向横截面在水平方向中延伸且第二径向横截面在垂直方向中延伸。以这种方式，存在于第一径向横截面中的加厚区域可延伸以作为在垂直方向上的加强带。

特别地，优选为当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮和/或外表皮具有波纹形状，其中在外表皮和内表皮之间的距离从边界区域至绕中轴线的中央区域增加且随后减少。以这种方式，存在于第二径向横截面中的加厚区域可延伸以作为在水平方上的加强带。在第二径向横截面上的波纹形状可能与在第一径向横截面中的波纹形状相对应，但也可能与在第一径向横截面中的波纹形状不同，这取决于在两个方向上的加载情况。

替代地，优选为当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮和/或外表皮具有凸形或结点形状，其中在外表皮和内表皮之间的距离从边界区域至绕中轴线的中央区域单调地增加。在这种情况下，在第二径向横截面中不存在有加厚区域。

根据另一个优选实施例，结构元件，如支撑型材或横梁在外表皮和内表皮之间延伸通过加厚区域。通过使用这种结构元件，夹层结构，特别是加厚区域可被加强，且外部负荷，即除了压力负荷以外的负荷可被引入夹层结构中。

特别地，优选为结构元件包括连接构件，如凸耳或套管，其延伸出夹层结构并在外部延伸至外和内表皮，优选为位于边界区域，且其被配置成被连接至进一步的飞机组件，如发动机、起落架、货物配件、机身外壳的部件或空气动力学表面如垂直尾翼、水平尾翼或机翼的支撑元件。以这种方式，由这些飞机组件所导致的负荷可被转移至耐压舱壁，从而使耐压舱壁充当结构承载元件。

根据进一步的优选实施例，内表皮和/或外表皮包括金属材料或复合材料。金属材料可优选为铝材料，包括铝合金。该复合材料可优选为碳纤维增强塑料(CFRP)材料、玻璃纤维增强塑料(GFRP)材料或铝玻璃纤维铝复合材料。这种材料可转移相当高的弯矩和负荷，同时具有相当低的重量。

根据进一步的优选实施例，芯组件包括蜂窝芯、折叠芯、泡沫芯或内置芯，其包括型材载体，如I或Ω型材。此外，芯组件可通过销进行加强。这种芯组件可转移相当高的剪切力，同时具有相当低的重量。芯组件的材料优选为选自金属、木材、芳纶纸、CFRP、GFRP或聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)泡沫。

在一个优选实施例中，当在垂直于中轴线的轴向横截面中进行查看时，夹层结构具有圆形。在另一个优选实施例中，当在垂直于中轴线的轴向横截面中进行查看时，夹层结构具有与圆形不同的形状。该形状可以是任何任意的形状，但优选为弯曲的形状，例如椭圆形。对于常规的飞机而言，该椭圆形可具有在地面上正常位置上的飞机的竖直方向上的半长轴。然而，对于飞翼飞机而言，半长轴也可在水平方向上延伸。

根据进一步的优选实施例，在边界区域设置整体式加强区域，其中内和外表皮是一体成形的且不设有芯组件。在该连接中的整体式表示在该区域中不设有芯组件，但内和外表皮均被集成至一个共同的结构中。通过使用这种加强区域，必须转移最高负荷和弯矩的边界区域是特别地通过用该区域中的芯偏离夹层结构而进行加强的。

根据一个替代优选实施例，芯组件且优选的还有表皮均延伸通过边界区域。这表示边界区域被形成为夹层结构且优选为与在边界区域的相对侧之间的剩余的夹层结构一体形成，即作为其一部分。以这种方式，可按非常简单的方式且以最低重量制造出耐压舱壁。

在另一个优选实施例中，在围绕中轴线的中央区域处设有整体式加强区域，其中内和外表皮是一体成形的且不设有芯组件。在该连接中的整体式表示在该区域中不设有芯组件，但内和外表皮均被集成至一个共同的结构中。通过使用加强区域，无需转移高负荷和弯矩且也可能由于使设备从耐压舱壁的一侧通往另一侧的可能具有的断通部而弱化的围绕中轴线的中央区域可特别地通过在该特定区域中偏离夹层结构而进行加强。

根据进一步的优选实施例，在夹层结构中设有断通部以使设备从耐压舱壁的一侧通往另一侧。在该连接中的术语“设备”是指例如，电缆、管道或其它导体，以及任何可能的机械元件。以这种方式，能量或信息可被转移通过在加压机舱内或外的耐压舱壁。例如，通过被布置在尾部区域中的耐压舱壁后的辅助动力单元(APU)生成的电能可在机舱内转移。特别地，优选为在围绕中轴线的中央区域中设有断通部。在中央区域中，由于其对称位置，断通部至少弱化了耐压舱壁。

本发明的进一步的方面涉及一种包括飞机机身和根据前述实施例中任一个所述的耐压舱壁的飞机，耐压舱壁被安装在该飞机机身中，优选为在该飞机机身的尾部区域中，从而将加压机舱与未加压的尾部部分相分离。结合耐压舱壁所表达的特性和优点也适用于根据本发明的飞机。

附图说明

在下面优选的实施例中，通过附图更详细地描述了本发明。其中，

图1为根据本发明的耐压舱壁的第一个实施例的沿中轴线的径向横截面视图，

图2为根据本发明的耐压舱壁的第二个实施例的沿中轴线的径向横截面视图，

图3为根据本发明的耐压舱壁的第三个实施例的沿中轴线的径向横截面视图，

图4为根据本发明的耐压舱壁的第四个实施例的沿中轴线的径向横截面视图，

图5为图4所示的耐压舱壁的立体图，且

图6为根据本发明的耐压舱壁的第五个实施例的垂直于中轴线的轴向横截面视图。

具体实施方式

在图1中，示出了根据本发明的一种用于飞机机身(未示出)的耐压舱壁1的第一个优选实施例。耐压舱壁1被形成为夹层结构3，其在中心处限定了中轴线5并在周向边界区域7之间，即在周向边界区域7的相对部分之间延伸。边界区域7被配置成被安装至待安装该耐压舱壁1的飞机机身的机身外壳。

夹层结构3包括内表皮9、与内表皮9相对的外表皮11和夹在内和外表皮9，11之间的芯组件13。内和外表皮9，11均相关于中轴线5成横向甚或垂直地延伸。芯组件13被连接至内表皮9，以及被连接至外表皮11。当耐压舱壁1被安装在飞机机身中时，内表皮9面向机舱，即相关联的飞机机身的压力侧，且外表皮11背向机舱并面向相关联的飞机机身的尾部。

当在沿中轴线5，即与其平行的径向横截面15中进行查看时，内表皮9具有平坦的形状。当在沿中轴线5的该径向横截面15中进行查看时，外表皮11具有波纹形状，其中在外表皮11和内表皮9之间的距离在其从边界区域7扩展至中轴线5首先增加且随后减少。通过外表皮11在边界区域7和中轴线5之间的这种发展变化，形成了加厚区域17，在该区域中在外表皮11和内表皮9之间的距离具有一个峰。进一步地，当在沿中轴线5的该径向横截面15中进行查看时，外表皮11从边界区域7至中轴线5具有正切率连续的扩展。从中轴线5至边界区域7的内和外表皮9，11的这种扩展可能与从边界区域7的相对部分至中轴线5的扩展相对应，从而使中轴线5形成对称轴线。

在本实施例中的内表皮9和外表皮11是由GLARE材料所组成的，但也可由CFRP材料、GFRP材料或铝材料所组成。在本实施例中的芯组件13是由泡沫芯所组成的，但也可由蜂窝芯、折叠芯或内置芯(built core)所组成。

在边界区域7处，设有整体式加强区域25，其中内和外表皮9，11是形成一体的且不设有芯组件13。

在图2中，示出了根据本发明的耐压舱壁1的第二个实施例，其中通过相应的参考数字提及相应的特征。在图2中的实施例与图1中所示的实施例不同，当在沿中轴线5的径向横截面15中进行查看时，内表皮9不是平坦的形状，而是具有波纹形状，其中在外表皮1和内表皮9之间的距离在其从边界区域7至中轴线5的扩展上是先增加且随后减少的，这与外表皮11的扩展相对应。以这种方式，外表皮11和内表皮9相关于彼此对称地延伸。

在图3中，示出了根据本发明的耐压舱壁1的第三个实施例，其中通过相应的参考数字提及相应的特征。在图3中所示的实施例与图1中所示的实施例不同，波纹形状使得外表皮11和内表皮9之间的距离，从边界区域7至绕中轴线5的中央区域27，增加且随后减少之后再次增加。在本实施例中，在内和外表皮9，11之间的距离在绕中轴线5的中央区域27中比在其在加厚区域17中的更长，但也可能比在加厚区域17中的更短。进一步地，在围绕中轴线5的中央区域27处设有整体式加强区域，其中内和外表皮9，11是一体成形的且不设有芯组件13。

在图4中，示出了根据本发明的耐压舱壁1的第四个实施例，其中通过相应的参考数字提及相应的特征。在图4中所示的实施例与图1中所示的实施例不同，当在沿中轴线5的该径向横截面15中进行查看时，外表皮11不是从边界区域7至中轴线5的正切率连续的扩展，而是从边界区域7至中轴线5的包括结点的不连续的扩展。进一步地，采用支撑型材的形式的结构元件19在外表皮11和内表皮9之间延伸通过加厚区域17以加强夹层结构3和引导外部负荷。

如在示出与图4相同的实施例的图5中所示，结构元件19包括连接构件21，其在边界区域7处延伸出外和内表皮11，9并被配置成被连接至相关联的飞机的垂直尾翼(未示出)、发动机39或机身外壳(未示出)的支撑元件23。如从图5明显看出的，径向横截面15被认为是沿中轴线5的第一径向横截面15a，其在本实施例中在位于地面的正常位置上的相关联的飞机的水平方向35上延伸。沿中轴线5的第二径向横截面15b限定为垂直于第一径向横截面15a，从而使第二径向横截面15b在位于地面的正常位置上的相关联的飞机的垂直方向37上延伸。当在沿中轴线5的该第二径向横截面15b中进行查看时，外表皮11具有凸形，其中在外表皮11和内表皮9之间的距离使正切率从边界区域7至中轴线5连续地增加。

在图6中，示出了根据本发明的耐压舱壁1的第五个实施例，其中通过相应的参考数字提及相应的特征。在图6中所示的实施例与图5中所示的实施例不同，其是用于飞翼式飞机的而不是传统的飞机的，从而在相关于中轴线5垂直的轴向横截面29中，其在位于地面上的正常位置中的飞机的水平方向35上的尺寸比在垂直方向37上的尺寸更宽，这是因为对于飞翼飞机而言，飞机的机身和机翼被集成至一个共同的结构。进一步地，多个加厚区域17被设置为彼此相邻且在垂直方向37上延伸，每一个均包括结构元件19，其用于吸收通过推进飞机的发动机39引入在耐压舱壁1中的负荷。

Claims (15)

1.一种用于飞机机身的耐压舱壁(1)，其包括：

夹层结构(3)，所述夹层结构限定出中轴线(5)并延伸在被配置为待安装至机身外壳的周向边界区域(7)之间，

其中所述夹层结构(3)包括：

横向延伸至所述中轴线(5)的内表皮(9)，

横向延伸至所述中轴线(5)且与所述内表皮(9)相对的外表皮(11)，以及

夹在所述内表皮(9)和所述外表皮(11)之间的芯组件(13)，

其特征在于，

在沿所述中轴线(5)的径向横截面(15)中进行查看时，所述内表皮(9)和/或所述外表皮(11)具有波纹形状，其中所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的中央区域(27)增加且随后减少，从而形成加厚区域(17)，其中所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离具有一个峰。

2.根据权利要求1所述的耐压舱壁，其中，当在沿所述中轴线(5)的所述径向横截面(15)中进行查看时，所述内表皮(9)具有平坦形状且所述外表皮(11)具有所述波纹形状。

3.根据权利要求1所述的耐压舱壁，其中，当在沿所述中轴线(5)的所述径向横截面(15)中进行查看时，所述内表皮(9)和所述外表皮(11)均具有所述波纹形状。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中所述波纹形状使增加且随后减少的在所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)再次增加。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中，当在沿所述中轴线(5)的所述径向横截面(15)中进行查看时，所述外表皮(11)和/或所述内表皮(9)具有从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)的正切率连续的扩展。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中，当在沿所述中轴线(5)的所述径向横截面(15)中进行查看时，所述外表皮(11)和/或所述内表皮(9)具有从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)的结点的扩展。

7.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中所述径向横截面(15)为沿所述中轴线(5)的第一径向横截面(15a)，且其中沿所述中轴线(5)的第二径向横截面(15b)是限定为垂直于所述第一径向横截面(15a)。

8.根据权利要求7所述的耐压舱壁，其中在沿所述中轴线(5)的所述第二径向横截面(15b)中进行查看时，所述内表皮(9)和/或所述外表皮(11)具有波纹形状，其中在所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)增加且随后减少。

9.根据权利要求7所述的耐压舱壁，其中在沿所述中轴线(5)的所述第二径向横截面(15b)中进行查看时，所述内表皮(9)和/或所述外表皮(11)具有凸形，其中在所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)单调地增加。

10.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中结构元件(19)在所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间延伸通过所述加厚区域(17)。

11.根据权利要求10所述的耐压舱壁，其中所述结构元件(19)包括连接构件(21)，其在外部延伸至所述外和内表皮(11，9)且被配置成被连接至尾翼、发动机(39)、起落架、货物配件或机身外壳的支撑元件(23)。

12.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中所述内表皮(9)和/或所述外表皮(11)包括金属材料，或复合材料，以及

其中所述芯组件(13)包括蜂窝芯、折叠芯、泡沫芯或内置芯。

13.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中在所述边界区域(7)设有整体式加强区域(25)，在所述边界区域所述内和外表皮(9，11)是一体成形的且不设有芯组件(13)，或

其中所述芯组件(13)延伸通过所述边界区域(7)。

14.根据权利要求1至3中任一项所述的耐压舱壁，其中整体式加强区域(25)被设于围绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)处，在所述中央区域所述内和外表皮(9，11)是形成一体且不设有芯组件(13)。

15.一种飞机，其包括飞机机身和根据权利要求1至14中任一项所述的耐压舱壁(1)，其被安装在所述飞机机身中。