CN106167086A - 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

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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)并在配置成安装至机身外壳的周向边界区域(7)之间延伸的夹层结构(3)，其中夹层结构(3)包括相关于中轴线(5)垂直延伸的内表皮(9)、相关于中轴线(5)垂直延伸的与内表皮(9)相对的外表皮(11)以及夹在两者之间的芯组件(13)，当在沿中轴线(5)的径向横截面(15)中进行查看时，内表皮(9)具有平坦的形状。由于当在沿中轴线(5)的径向横截面(15)中进行查看时，外表皮具有凸形，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)的连续地增加，因此实现了本发明提供一种减轻重量的用于机身的耐压舱壁的目的。

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。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。进一步地，当在沿中轴线的径向横截面中进行查看时，内表皮具有平坦或平直的形状。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。
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，内表皮的透镜状表面使机舱布置至耐压舱壁的集成复杂化，且透镜状的夹层结构的强度重量比不是最佳的。
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。
通过使用这种平坦的内表皮，便于将机舱布置集成和连接至耐压舱壁。然而，这种在外表皮中包括几个结点和直线段的逐渐增加的横截面无法提供最佳连续的应力分布且作为其结果，其涉及的并不只是最佳重量。
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，其中减少了所需重量。
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，外表皮具有凸形，其中在外表皮和内表皮之间的距离使正切率从边界区域至绕中轴线的中央区域连续地增加。
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。与在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，从而在外表皮和内表皮之间的距离直接使正切率从边界区域至中轴线连续地增加。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。
以这种方式，由于外表皮的凸状正切的连续横截面，可实现夹层结构的最佳强度重量比，而在同时，由于其平坦的横截面，内表皮形成了最佳的机舱界面，从而可很容易地将机舱布置集成至耐压舱壁。
根据外表皮的一个优选实施例，当在沿中轴线的该径向横截面中进行查看时，外表皮具有垂曲线(catenary curve)的形状。垂曲线可被定义为：
y = a · cosh ( x - x 0 a ) + y 0 ;
其中，x轴线相关于中轴线垂直地在径向方向上延伸，其中y轴线相关于x轴线垂直地且相关于中轴线垂直地延伸，其中a表示放大因数，其中x0表示顶点与中轴线的距离，且其中y0表示沿中轴线的平移。通过使用外表皮的这种垂曲线的横截面，由耐压舱壁的两侧上的压力差所引起的弯矩可按非常有效的方式进行转移，从而需要最小的耐压舱壁的重量。
根据一个替代的优选实施例，当在沿中轴线的该径向横截面中进行查看时，外表皮具有抛物线的形状。通过使用外表皮的这种抛物线的横截面，由耐压舱壁的两侧之间的压力差所引起的弯矩和负荷可按非常有效的方式进行转移，从而仅涉及最小的耐压舱壁的重量。
根据一个进一步的替代优选实施例，当在沿中轴线的该径向横截面中进行查看时，外表皮具有扇形。通过使用外表皮的这种圆形横截面，由耐压舱壁的两侧之间的压力差所引起的弯矩和负荷可按非常有效的方式进行转移，从而仅要求最小的耐压舱壁的重量。
在另一个优选实施例中，当在沿中轴线的该径向横截面中进行查看时，夹层结构的中性轴线在最大偏离点偏离直线的距离为，在最大偏离点测量得到的夹层结构的总厚度的0-50％，优选为10-40％，更优选为20-30％，最优选为25％。在该上下文中所指的直线优选为在边界区域平直地连接中性轴线的两个相对根部的线。在该上下文中所指的最大偏离点优选为位于中轴线上，但也可位于远离中轴线处，例如，在内表皮和外表皮之间的最大距离不是位于中轴线上而是远离中轴线处。通过这种中性轴线与直线的偏离，其通常是通过调整外表皮和芯组件的形状而进行调整的，可实现对在耐压舱壁中的弯矩和负荷的有利分布，其反过来会导致耐压舱壁的重量的进一步减小。
在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。
根据一个替代的优选实施例，芯组件且优选地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，围绕中轴线的中央区域(必须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至另一侧通过的可能断通部而弱化)，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至另一侧通过。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。
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，当垂直于中轴线在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，当垂直于中轴线在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。特别地，夹层结构限定了半短轴，其被限定为在边界区域和中轴线之间的最短距离。进一步特别地，夹层结构限定了半长轴，其被限定为在边界区域和中轴线之间的最长距离。优选地，当在半短轴的中心进行测量时，外表皮和内表皮之间的距离为，当在半长轴的中心进行测量时外表皮和内表皮之间的距离的25％至100％，优选为50％至75％，更优选为约60％。优选地，半短轴的中心被认为是在中间的，即为在边界区域和沿半短轴的中轴线之间的距离的一半，且半长轴的中心被认为是在中间的，即为在边界区域和沿半长轴的中轴线之间的距离的一半。使用这种在外和内表皮之间的距离，可调整整体式耐压舱壁的厚度以获得最佳的引导分布且从而允许最小的重量。
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一个实施例的沿中轴线的径向横截面视图，且
图2为图1所示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的径向横截面15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。
在本实施例中，当沿中轴线5在该径向横截面15中进行查看时，外表皮11具有垂曲线(catenary curve)的形状，但在其他实施例中，其也可具有抛物线的形状或扇形。
当沿中轴线5在该径向横截面15中进行查看时，夹层结构3的中性轴线17与在边界区域以平直方式连接中性轴线17的相对根部21a、21b的直线19相偏离，当在中轴线5的最大偏离点23进行测量时，其偏离的距离为在中轴线5测得的夹层结构3的总厚度的25％。
进一步地，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是一体成形的且在表皮9之间不设有芯组件13。替代地或额外地，可在绕中轴线5的中央区域27设有整体式加强区域25。
在本实施例中的内表皮9和外表皮11是由碳纤维增强塑料(CFRP)材料制成的，但也可由玻璃纤维增强塑料(GFRP)材料、铝玻璃纤维铝复合材料或铝材料制成。在本实施例中的芯组件13被形成为蜂窝芯，但也可被形成为折叠芯、泡沫芯或包括型材载体的内置芯(built core)。
如在图2中所示，当在垂直于中轴线5的轴向横截面29中进行查看时，夹层结构3具有椭圆形状。夹层结构3限定了半短轴33，其构成了在边界区域7和中轴线5之间的最短距离。夹层结构3进一步地具有半长轴31，其构成了在边界区域7和中轴线5之间的最长距离。当在半短轴33的中心37进行测量时的在外表皮11和内表皮9之间的距离为当在半长轴31的中心35进行测量时的在外表皮11和内表皮9之间的距离的约60％。
通过使用这种具有平直内表皮9和凸形外表皮11的耐压舱壁1，可将机舱布置很容易地集成至耐压舱壁1的内表皮9，且可按最小重量形成耐压舱壁1，这是因为凸形外表皮11以及耐压舱壁1的中性轴线17允许最佳的应力分布和负荷传输。

Claims (14)

1.一种用于飞机机身的耐压舱壁(1)，其包括：
夹层结构(3)，该夹层结构(3)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)，
其中当在沿所述中轴线(5)的径向横截面(15)中进行查看时，所述内表皮(9)具有平坦的形状，
其特征在于，
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)具有凸形，其中所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离使正切率从所述边界区域(7)至绕所述中轴线(5)的中央区域(27)连续地增加。
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，所述外表皮(11)具有垂曲线的形状。
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，所述外表皮(11)具有抛物线的形状。
4.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，所述外表皮(11)具有扇形。
5.根据权利要求1至4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，所述夹层结构(3)的中性轴线(17)在最大偏离点(23)偏离直线(19)的距离为，在所述最大偏离点(23)处测量得到的所述夹层结构(3)的总厚度的0-50％，优选为10-40％，更优选为20-30％，最优选为25％。
6.根据权利要求1至5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)，其中所述内和外表皮(9，11)是一体成形的且不设有芯组件(13)。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的耐压舱壁，其中所述芯组件(13)延伸通过所述边界区域(7)。
8.根据权利要求1至7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，其中所述内和外表皮(9，11)是一体成形的且不设有芯组件(13)。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的耐压舱壁，其中在所述夹层结构(3)中设有断通部以使设备从所述耐压舱壁(1)的一侧通往另一侧。
10.根据权利要求9所述的耐压舱壁，其中在围绕所述中轴线(5)的所述中央区域(27)设有所述断通部。
11.根据权利要求1至10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，特别是铝材料或复合材料，特别是CFRP材料、GFRP材料或材料。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的耐压舱壁，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12中任一项所述的耐压舱壁，其中当在垂直于所述中轴线(5)的轴向横截面(29)中进行查看时，所述夹层结构(3)具有不同于圆形的形状，
其中所述夹层结构(3)限定了半短轴(33)，其构成在所述边界区域(7)和所述中轴线(5)之间的最短距离，
其中所述夹层结构(3)限定了半长轴(31)，其构成在所述边界区域(7)和所述中轴线(5)之间的最长距离，以及
其中，当在所述半短轴(33)的中心(37)进行测量时，所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离为当在所述半长轴(31)的中心(35)进行测量时所述外表皮(11)和所述内表皮(9)之间的距离的25％至100％，优选为50％至75％，更优选为约60％。
14.一种飞机，其包括飞机机身和根据权利要求1至13中任一项所述的耐压舱壁(1)，其被安装在所述飞机机身中。
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