CN107336825A - 飞机机身结构 - Google Patents

Abstract

本申请描述和示出一种飞机机身结构(1)，包括具有内表面(9)的蒙皮元件(7)、与所述内表面(9)连接以支撑所述蒙皮元件(7)的支撑结构(5)、以及设置在所述蒙皮元件(7)中的门开口(3)，其中所述支撑结构(5)包括上部纵向元件(19)、下部纵向元件(21)、第一周向元件(23)和设置在所述门开口(3)处的第二周向元件(25)。本发明的目的是提供一种飞机机身结构(1)，其中围绕门开口(3)的支撑结构(5)被优化以提供最小的重量，所述目的按以下方案实现：所述支撑结构(5)包括从上部第一角部(49)延伸到上部中心点(73)的第一上部成角度元件(33)，和从上部第二角部(69)延伸到所述上部中心点(73)的第二上部成角度元件(53)，使得上部纵向元件(19)、第一上部成角度元件(33)和第二上部成角度元件(53)一起形成中央上部三角形(87)。

Description

飞机机身结构

技术领域

本发明涉及一种飞机机身结构，其包括蒙皮元件、用于支撑蒙皮元件的支撑结构以及用于进出飞机机身结构内部并用于接收门特别是机舱门的门开口。蒙皮元件具有面向飞机机身结构内部的内表面和外表面。支撑结构连接到蒙皮元件的内表面，并且可以包括多个支撑元件，例如框架元件或纵梁元件。门开口设置在蒙皮元件中并且具有基本上矩形的形状，其中角部可以是倒圆的。矩形形状涉及在飞机机身结构上可以看见门开口之处的侧视图。当然，当在飞机机身结构的纵向方向上观察时，蒙皮元件和支撑结构跟随沿着飞机机身结构的周向的弯曲轮廓。

支撑结构包括设置在门开口的上部纵向边缘处的上部纵向元件、设置在门开口的与上部纵向边缘相对的下部纵向边缘处的下部纵向元件、设置在相对于门开口在第一侧的、所述门开口的第一周向边缘处的第一周向元件、以及设置在门开口的与第一周向边缘相对的第二周向边缘处的、即相对于门开口与第一侧相对的第二侧处的第二周向元件。所述纵向和周向方向优选地相对于彼此垂直，并且指的是飞机机身结构或相关飞机的纵向轴线。第一侧可以优选地指向前部，并且第二侧可以优选地指向飞机机身结构的后部。

背景技术

这种飞机机身结构的本领域中常用的，其中支撑结构包括多个框架元件和多个纵梁元件，所述框架元件在飞机机身结构的周向方向上延伸，即与在门开口处的第一和第二周向元件平行地延伸，所述纵梁元件在飞机机身结构的纵向方向上延伸，即与在门开口处的上部纵向元件和下部纵向元件平行地延伸。这样的支撑结构是已经建立的，其包括框架元件和纵梁元件的均匀网格，其中纵梁元件彼此平行地并且垂直于框架元件地延伸，因为其可靠性、制造和安装简单、以及因为它对载荷情况和故障的良好预测性。

然而，框架和纵梁元件的共用布置不反映沿着飞机机身结构的实际载荷路径的位置。各种载荷情况的数值计算已经表明，沿着飞机机身结构的主载荷路径主要不在纵向上和在周向方向上延伸，而是在这两个方向之间倾斜一定角度或成角度，从而形成沿着飞机机身结构的细粒(grit)或网格状，其形成多个三角形，而不是如由共用框架和纵梁元件所做的那样仅是矩形。为了优化飞机机身结构以具有最小重量，重新布置支撑结构是期望的，使得支撑元件即框架和纵梁元件沿着主载荷路径延伸，而不是仅在纵向和周向方向上延伸。

然而，这种沿着主载荷路径的支撑结构布置尚未实际实现，因为这种飞机机身结构的制造和安装将是非常复杂和昂贵的，其中使用普通技术将飞机机身结构从多个单独部件例如蒙皮、纵梁、框架组装起来，这些单独部件必须通过例如铆接或粘合来连接。然而，随着ALM技术的最新进展，这种包括沿主载荷路径定向的支撑结构的飞机机身结构看起来是更加现实的，因为复杂的支撑结构可以简单地与蒙皮元件一起一体地印制。

尽管飞机机身结构的一些部分中的载荷路径可以根据相应的飞机几何形状而改变，但是本发明集中于门开口的环绕结构，在这里载荷路径保持基本相同，而不管飞机模型如何，并且主载荷路径的复杂叠加需要特别考虑。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种飞机机身结构，其中围绕门开口的支撑结构被优化以获得飞机机身结构的最小重量。

该目的通过以下方案实现：所述支撑结构包括从上部第一角部延伸到在上部纵向元件上方的上部中心点的第一上部成角度元件，其中上部纵向元件在上部第一角部与第一周向元件相连接。优选地，上部中心点位于第一和第二侧之间的中央，具有到上部第一角部与到上部第二角部相同的距离。第一上部成角度元件相对于纵向方向和周向方向成角度或倾斜，即，优选地在纵向方向和周向方向之间以0°和90°之间的角度延伸。此外，所述支撑结构包括从上部第二角部延伸到上部中心点的第二上部成角度元件，其中上部纵向元件在上部第二角部与第二周向元件相连接，第二上部成角度元件在上部中心点处与第一上部成角度元件相连接。第二上部成角度元件相对于纵向方向和周向方向成角度或倾斜，即，优选地在纵向方向和周向方向之间以0°和90°之间的角度延伸。以这种方式，上部纵向元件、第一上部成角度元件和第二上部成角度元件一起在上部中心点、上部第一角部和上部第二角部之间形成中央上部三角形。

附加地或替代地，所述支撑结构包括从下部第一角部延伸到在下部纵向元件下方的下部中心点的第一下部成角度元件，其中下部纵向元件在下部第一角部与第一周向元件相连接。优选地，下部中心点位于第一侧和第二侧之间的中央，具有到下部第一角部与到下部第二角部相同的距离。第一下部成角度元件相对于纵向方向和周向方向成角度或倾斜，即，优选地在纵向方向和周向方向之间以0°和90°之间的角度延伸。此外，所述支撑结构包括从下部第二角部延伸到下部中心点的第二下部成角度元件，其中下部纵向元件在下部第二角部与第二周向元件相连接，第二下部成角度元件在该下部中心点处连接第一下部成角度元件。第二下部成角度元件相对于纵向方向和周向方向成角度或倾斜，即，优选地在纵向方向和周向方向之间以0°和90°之间的角度延伸。以这种方式，下部纵向元件、第一下部成角度元件和第二下部成角度元件一起在下部中心点、下部第一角部和下部第二角部之间形成中央下部三角形。

通过中央上部三角形和中央下部三角形，支撑结构沿着在门开口上方和下方的主载荷路径形成，使得只需要最小重量的支撑结构。中央上部三角形和下部三角形的三角形形状代表非常稳定的几何形状。

根据优选实施例，第一上部成角度元件作为直线延伸部延伸超过上部中心点到位于在第二侧上的上部第二角部上方的第二上部边缘点。附加地或替代地，优选地，第二上部成角度元件作为直线延伸部延伸超过上部中心点到位于在第一侧上的上部第一角部上方的第一上部边缘点，使得第一上部成角度元件优选地与第二上部成角度元件在上部中心点处相交。附加地或替代地，优选地，第一下部成角元件作为直线延伸部延伸超过下部中心点到位于在第二侧上的下部第二角部下方的第二下部边缘点。附加地或替代地，优选地，第二下部成角度元件作为直线延伸部延伸超过下部中心点到位于在第一侧上的下部第一角部下方的第一下部边缘点，使得第一下部成角度元件优选地与第二下部成角度元件在下部中心点处相交。

以这种方式，第一和第二上部成角度元件以及第一和第二下部成角度元件沿着飞机机身结构的主载荷路径延伸，从而只需要最小重量的支撑结构。

根据另一个优选实施例，第一上部成角度元件作为直线延伸部延伸超过上部第一角部到在第一侧上的第一横向上部边缘点。附加地或替代地，优选地，第二上部成角度元件作为直线延伸部延伸超过上部第二角部到在第二侧部上的第二横向上部边缘点。附加地或替代地，优选地，第一下部成角度元件作为直线延伸部延伸超过下部第一角部到在第一侧部上的第一横向下部边缘点。附加地或替代地，优选地，第二下部成角度元件作为直线延伸部延伸超过下部第二角部到在第二侧上的第二横向下部边缘点。

以这种方式，第一和第二上部以及第一和第二下部成角度元件沿着飞机机身结构的主载荷路径延伸，从而只需要最小重量的支撑结构。

根据另一个优选实施例，所述支撑结构包括从第一上部边缘点延伸到在第一上部成角度元件处的第一上部交叉点的第一上部连接元件，即，第一上部连接元件在第一上部交叉点与第一上部成角度元件相交。以这种方式，第一上部成角度元件、第二上部成角度元件和第一上部连接元件一起在上部中心点、第一上部边缘点和第一上部交叉点之间形成第一上部三角形。因此，第一上部三角形相对于门开口在第一侧处在中央上部三角形旁边形成。附加地或替代地，优选地，所述支撑结构包括第二上部连接元件，其从第二上部边缘点延伸到在第二上部成角度元件处的第二上部交叉点，即，第二上部连接元件在第二上部交叉点与第二上部成角度元件相交。以这种方式，第一上部成角度元件、第二上部成角度元件和第二上部连接元件一起在上部中心点、第二上部边缘点和第二上部交叉点之间形成第二上部三角形。因此，第二上部三角形相对于门开口在第二侧处在中央上部三角形旁边形成。附加地或替代地，所述支撑结构包括第一下部连接元件，其从第一下部边缘点延伸到在第一下部成角度元件处的第一下部交叉点，即，第一下部连接元件在第一下部交叉点与第一下部成角度元件相交。以这种方式，第一下部成角度元件、第二下部成角度元件和第一下部连接元件一起在下部中心点、第一下部边缘点和第一下部交叉点之间形成第一下部三角形。因此，第一下部三角形相对于门开口在第一侧处在中央下部三角形旁边形成。附加地或替代地，优选地，所述支撑结构包括第二下部连接元件，其从第二下部边缘点延伸到在第二下部成角度元件处的第二下部交叉点，即，第二下部连接元件在第二下部交叉点与第二下部成角度元件相交。以这种方式，第一下部成角度元件、第二下部成角度元件和第二下部连接元件一起在下部中心点、第二下部边缘点和第二下部交叉点之间形成第二下部三角形。因此，第二下部三角形相对于门开口在第二侧处在中央下部三角形旁边形成。

通过第一和第二上部三角形以及第一和第二下部三角形，所述支撑结构沿着飞机机身结构的主载荷路径形成，并且通过三角形形状产生非常稳定的几何形状，使得只需要最小重量的支撑结构。

特别地，优选地，第一上部连接元件相对于第二上部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，优选地，第二上部连接元件相对于第一上部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，优选地，第一下部连接元件相对于第二下部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，优选地，第二下部连接元件相对于第一下部成角度元件垂直地延伸。

以这种方式，第一和第二上部和下部三角形被形成为直角三角形，并且支撑结构沿着飞机机身结构的主载荷路径形成，从而使得支撑结构能够具有最小的必要重量。

根据另一优选实施例，第一上部连接元件作为直线延伸部延伸超过第一上部交叉点到第一横向交叉点，从而第一上部连接元件与第一上部成角度元件相交于第一上部交叉点，其中第一上部连接元件与第一下部连接元件相交于第一横向交叉点，以及作为直线延伸部延伸超过第一横向交叉点到第一横向下部边缘点，其中第一上部连接元件在第一横向下部边缘点与第一下部成角度元件相连接。优选地，第一下部连接元件作为直线延伸部延伸超过第一下部交叉点到第一横向上部边缘点，从而第一下部连接元件在第一下部交叉点与第一下部成角度元件相交，并且作为直线延伸部延伸超过第一横向交叉点到第一横向上部边缘点，其中第一下部连接元件在第一横向上部边缘点与第一上部成角度元件相连接。以这种方式，第一上部连接元件、第一下部连接元件和第一上部成角度元件一起在第一上部交叉点、第一横向上部边缘点和第一横向交叉点之间形成第一上部横向三角形。此外，第一上部连接元件、第一下部连接元件和第一下部成角度元件一起在第一下部交叉点、第一横向下部边缘点和第一横向交叉点之间形成第一下部横向三角形。

附加地或替代地，第二上部连接元件作为直线延伸部延伸超过第二上部交叉点到第二横向交叉点，从而第二上部连接元件在第二上部交叉点与第二上部成角度元件相交，第二上部连接元件在第二横向交叉点与第二下部连接元件相交，以及作为直线延伸部延伸超过第二横向交叉点到第二横向下部边缘点，其中第二上部连接元件在第二横向下部边缘点与第二下部成角度元件相连接。优选地，第二下部连接元件作为直线延伸部延伸超过第二下部交叉点到第二横向交叉点，从而第二下部连接元件在第二下部交叉点与第二下部成角度元件相交，并且作为直线延伸部延伸穿过第二横向交叉点延伸到第二横向上部边缘点，第二下部连接元件在第二横向上部边缘点与第二上部成角度元件相连接。以这种方式，第二上部连接元件、第二下部连接元件和第二上部成角度元件一起在第二上部交叉点、第二横向上部边缘点和第二横向交叉点之间形成第二上部横向三角形。此外，第二上部连接元件、第二下部连接元件和第二下部成角度元件一起在第二下部交叉点、第二横向下部边缘点和第二横向交叉点之间形成第二下部横向三角形。

通过第一和第二上部和下部横向三角形，所述支撑结构沿着飞机机身结构的主载荷路径形成，并且产生非常稳定的几何形状，从而可以减少支撑结构所需的重量。

特别地，优选地，第一上部连接元件相对于第一下部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，第二上部连接元件相对于第二下部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，第一下部连接元件相对于第一上部成角度元件垂直地延伸。附加地或替代地，第二下部连接元件相对于第二上部成角度元件垂直地延伸。

以这种方式，第一和第二上部和下部横向三角形形成为沿着飞机机身结构的主载荷路径延伸的直角三角形，从而只需要最小重量的支撑结构。

根据另一个优选实施例，第一上部成角度元件、第二上部连接元件、第二下部成角度元件和第一下部连接元件一起形成在第一横向上部边缘点、第二上部边缘点、第二横向下部边缘点和第一下部边缘点之间的第一矩形。附加地或替代地，第二上部成角度元件、第二下部连接元件、第一下部成角度元件和第一上部连接元件一起形成在第一上部边缘点、第二横向上部边缘点、第二下部边缘点和第一横向下部边缘点之间的第二矩形。

通过第一和第二矩形，形成了非常稳定的闭合支撑结构，其沿着飞机机身结构的主载荷路径延伸，以便减小支撑结构的所需重量。

特别地，优选地，第一矩形和第二矩形具有相同的边长。进一步优选的是，第一矩形相对于第二矩形绕垂直于蒙皮元件的内表面的中央轴线倾斜。优选地，第一矩形相对于第二矩形倾斜的角度在0°和45°之间。

以这种方式，通过具有相同边长并且彼此倾斜在0°和45°之间的角度的第一和第二矩形，在第一和第二矩形的交叉点之间形成了多个相似的三角形，这表示形成了沿着飞机机身结构的主载荷路径延伸的非常稳定的几何形状。

根据另一个优选实施例，支撑结构与蒙皮元件一体形成，即一起形成为一体的部件，而在两个或多个分离的部分之间没有任何铆钉、螺栓、焊接、粘合剂连接或其它连接。所述支撑结构可以通过诸如3D打印方法的添加层制造(ALM)方法以相当简单的方式与蒙皮元件一体地形成。这简化了飞机机身结构的制造和安装，并且产生了更耐用和更轻的飞机机身结构。

根据另一优选实施例，提供多个门挡装置，其从第一周向元件和/或第二周向元件的面向门的表面突出到门开口。第一周向元件和/或第二周向元件包括多个孔。门挡装置在第一和/或第二周向元件的与面向门的表面相对的一侧上安装到支撑结构和/或蒙皮元件。门挡装置通过所述孔突出到门开口中。

以这种方式，过去常常形成为两个部分(其中一个部分从面向门的表面突出到门开口中，另一个部分在周向元件的与面向门的表面相对的一侧支撑所述门挡装置的第一部分)的门挡装置可以优选地通过ALM方法形成为一体，从与面向门的表面相对的相应第一周向元件或第二周向元件的的一侧穿过所述孔进入所述门开口。

特别地，优选的是，门被布置在门开口中，所述门包括多个门挡对置件，被配置为与门挡装置接合以便将门锁定在门开口中。门挡对置件优选地可移动地形成，使得它们可以在它们接合门挡装置并锁定门的锁定位置和解锁位置之间移动，在该解锁位置它们不接合门挡装置并解锁所述门。

通过可移动的门挡块，可以锁定和解锁所述门，而不需要为了解锁而需要升起所述门，这是本领域已知的门的情况，以便可靠地锁定。利用ALM技术，可移动的门挡对置件可以形成为具有所需的高公差，从而为了可靠地锁定所述门，可以采用可移动的门挡块，并且不再重要的是门挡对置件被刚性地形成和固定在门上，使得门只能通过升起而解锁。不需要升起门以便解锁，可以节省在门开口的上部和下部纵向边缘上所需的密封。

特别地，优选地，所述门包括致动器，该致动器被构造成用于在锁定位置和解锁位置之间移动门挡对置件，以便锁定或解锁门。所述致动器可以是例如可通过手动或电动机操作的机构。

根据本发明的前述一件式门挡装置还可以包括在具有如本领域中已知支撑结构的飞机机身结构中，所述支撑结构具有纵向和周向支撑元件、特别是纵梁和框架元件，并且优选地没有在门开口周围的成角度或倾斜的支撑元件。

这种飞机机身结构包括蒙皮元件、用于支撑蒙皮元件的支撑结构以及用于进出飞机机身结构内部和用于接收门(特别是机舱门)的门开口。所述蒙皮元件具有面向飞机机身结构内部的内表面和外表面。支撑结构连接到蒙皮元件的内表面，并且可以包括多个支撑元件，例如框架元件和纵梁元件。框架元件在周向方向上延伸，并且纵梁元件在飞机机身结构或相关飞机的纵向方向上延伸。以这种方式，支撑结构优选地包括框架元件和纵梁元件的均匀网格，其中纵梁元件彼此平行地延伸并且垂直于框架元件。门开口设置在蒙皮元件中并且具有基本上矩形的形状，其中角部可以是倒圆的。矩形形状与飞机机身结构的其中门开口可见的地方的侧视图相关。当然，当在飞机机身结构的纵向方向上观察时，蒙皮元件和支撑结构跟随沿着飞机机身结构的周向的弯曲轮廓。

所述支撑结构包括设置在门开口的上部纵向边缘处的上部纵向元件、设置在门开口的与上部纵向边缘相对的下部纵向边缘处的下部纵向元件、设置在相对于门开口在门开口的第一侧处的门开口第一周向边缘处的第一周向元件、以及设置在与第一周向边缘相对的门开口第二周向边缘处即相对于门开口与第一侧相对的第二侧处的第二周向元件。纵向和周向方向优选地相对于彼此垂直，并且指的是飞机机身结构或相关飞机的纵向轴线。第一侧可以优选地指向前部，并且第二侧可以优选地指向飞机机身结构的后部。

提供了多个门挡装置，其从第一周向元件和/或第二周向元件的面向门的表面突出到所述门开口。第一周向元件和/或第二周向元件包括多个孔。门挡装置在第一和/或第二周向元件的与面向门的表面相对的一侧上安装到支撑结构和/或蒙皮元件。门挡装置通过所述孔突出到所述门开口中。

以这种方式，在现有技术中常常形成两个部分(一个部分从面向门的表面突出到门开口中，另一个部分在周向元件与面向门的表面相对的一侧支撑门挡装置的第一部分)的门挡装置可以优选地通过ALM方法形成为一体，其从相应的第一周向元件或第二周向元件的与面向门的表面相对的一侧穿过所述孔进入所述门开口中。

特别地，优选的是，门被布置在门开口中，所述门包括多个门挡对置件，它们被配置为与门挡装置接合以便将门锁定在门开口中。门挡对置件优选地可移动地形成，使得它们可以在它们接合门挡装置并锁定门的锁定位置和解锁位置之间移动，在该解锁位置它们不接合门挡装置并解锁门。

通过可移动的门挡块，可以锁定和解锁门，而不需要为了解锁而需要升起门(这是本领域已知的门的情况)，以便可靠地锁定。利用ALM技术，可移动的门挡对置件可以形成为具有所需的高公差，从而为了可靠地锁定门，可以采用可移动的门挡块，并且不再重要的是门挡对置件刚性地形成和固定在门上，使门只能通过升起而解锁。不需要升起门以便解锁，可以节省在门开口的上部和下部纵向边缘上所需的密封。

特别地，优选的是，所述门包括致动器，该致动器构造成用于在锁定位置和解锁位置之间移动门挡对置件，以便锁定或解锁门。所述致动器可以是例如可通过手动或电动机操作的机构。

本发明的另一方面涉及一种用于制造根据上述任一实施例的飞机机身结构的方法，其中执行ALM方法。优选地，执行高沉积ALM方法。通过ALM方法，可以容易地制造支撑结构的复杂的三角形和矩形形状。此外，所述支撑结构可以与蒙皮元件一体地制造。然而，代替一体地制造飞机机身结构，也可以制造分开的部分，并且随后组装这些部分。

在下文中，借助附图更详细地描述本发明的优选实施例。

附图说明

图1是根据本发明的飞机机身结构的侧视图，其中示出了主载荷路径，

图2是图1所示的飞机机身结构的门开口周围的区域的详细视图，

图3是图1所示的飞机机身结构的门开口周围的支撑结构的示意图，适用于图2所示的主载荷路径，

图4是图3所示的门开口周围的支撑结构的透视图，其中更详细地示出了门挡装置，

图5是图4所示的飞机机身结构的门开口周围的支撑结构的前视图，其中门被接收在包括可移动的门挡对置件的门开口中。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的飞机机身结构1的实施例，其中主载荷路径2显示在飞机机身结构1的表面上。图2示出了图1的实施例的门开口3周围的区域的详细视图。其中，围绕门开口3的所得的主载荷路径是可见的。

图3示出了图2所示的飞机机身结构1，其中支撑结构5已经对应于主载荷路径设置，以便优化支撑结构5以实现最小重量。飞机结构部件包括蒙皮元件7、支撑结构5和门开口3。蒙皮元件7具有内表面9，并且支撑结构5连接到内表面9以支撑蒙皮元件7。门开口3设置在蒙皮元件7中并且具有矩形形状，包括上部纵向边缘11、与上部纵向边缘11相对的下部纵向边缘13、在第一侧的第一周向边缘15和在与第一侧相对的第二侧处的第二周向边缘17。支撑结构5包括设置在上部纵向边缘11处的上部纵向元件19、设置在下部纵向边缘13处的下部纵向元件21、设置在第一周向边缘15处的第一周向元件23和设置在第二周向边缘17处的第二周向元件25。

支撑结构5还包括以第一矩形27和第二矩形29的形状布置的多个支撑元件。第一和第二矩形27、29具有相同的边长，并且相对于彼此通过围绕与蒙皮元件7的内表面9垂直的中央轴线31倾斜在0°和45°之间的角度，使得它们在多个点中彼此重叠和相交。

第一矩形27由在第一横向上部边缘点41、第二上部边缘点43、第二横向下部边缘点45和第一下部边缘点47之间的第一上部成角度元件33、第二上部连接元件35、第二下部成角度元件37和第一下部连接元件39形成。第一矩形27的第一上部成角度元件33与上部第一角部51相交，其中上部纵向元件19在上部第一角部51与第一周向元件23相连接。第一矩形27的第二下部成角度元件37与下部第二角部53相交，下部纵向元件21在下部第二角部53与第二周向元件25相连接。此外，相对于第一矩形27，第一上部成角度元件33平行于第二下部成角度元件37延伸，并且第二上部连接元件35平行于第一下部连接元件39延伸。同时，第一上部成角度元件33和第二下部成角度元件37相对于第二上部连接元件35和第一下部连接元件39垂直地延伸。

第二矩形29由在第一上部边缘点61、第二横向上部边缘点63、第二下部边缘点65和第一横向下部边缘点67之间的第二上部成角度元件53、第二下部连接元件55、第一下部成角度元件57和第一上部连接元件59形成。第二矩形29的第二上部成角度元件53与上部第二角部69相交，其中上部纵向元件19在上部第二角部69与第二周向元件25相连接。第二矩形29的第一下部成角度元件57与下部第一角部71相交，其中下部纵向元件21在下部第一角部71与第一周向元件23相连接。此外，相对于第二矩形29，第二上部成角度元件53平行于第一下部成角度元件57延伸，并且第一上部连接元件59平行于第二下部连接元件55延伸。同时，第二上部成角度元件53和第一下部成角度元件57相对于第一上部连接元件59和第二下部连接元件55垂直地延伸。

第一矩形27和第二矩形29在上部纵向元件19上方的上部中心点73中、在下部纵向元件21下方的下部中心点75中、在第一侧上的第一上部交叉点77中、在第二侧上的第二上部交叉点79中、在第一侧上的第一横向交叉点81中、在第二侧上的第二横向交叉点83中、在第一侧上的第一下部交叉点85中、以及在相对于门开口3的第二侧上的第二下部交叉点86中彼此相交。

以这种方式，中央上部三角形87由在上部中心点73、上部第一角部49和上部第二角部69之间的上部纵向元件19、第一上部成角度元件33和第二上部成角度元件53形成。中央下部三角形91由在下部中心点75、下部第一角部71和下部第二角部51之间的下部纵向元件21、第一下部成角度元件57和第二下部成角度元件37形成。

在第一侧上的中央上部三角形87旁边，第一上部三角形89由在上部中心点73、第一上部边缘点61和第一上部交叉点77之间的第一上部成角度元件33、第二上部成角度元件53和第一上部连接元件59形成。在第二侧上的中央上部三角形87旁边，第二上部三角形93由在上部中心点73、第二上部边缘点43和第二上部交叉点79之间的第一上部成角度元件33、第二上部成角度元件53和第二上部连接元件35形成。

在第一侧上的中央下部三角形91旁边，第一下部三角形95由在下部中心点75、第一下部边缘点47和第一下部交叉点85之间的第一下部成角度元件57、第二下部成角度元件37和第一下部连接元件39形成。在第二侧上的中央下部三角形91旁边，第二下部三角形97由在下部中心点75、第二下部边缘点65和第二下部交叉点86之间的第一下部成角度元件57、第二下部成角度元件37和第二下部连接元件55形成。

在第一侧上的第一上部三角形89旁边，第一上部横向三角形99由在第一上部交叉点77、第一横向上部边缘点41和第一横向交叉点81之间的第一上部连接元件59、第一下部连接元件39和第一上部成角度元件33形成。在第二侧上的第二上部三角形93旁边，第二上部横向三角形101由在第二上部交叉点79、第二横向上部边缘点63和第二横向交叉点83之间的第二上部连接元件35、第二下部连接元件55和第二上部成角度元件53形成。

在第一侧上的第一下部三角形95旁边，第一下部横向三角形103由在第一下部交叉点85、第一横向下部边缘点67和第一横向交叉点81之间的第一上部连接元件59、第一下部连接元件39和第一下部成角度元件57形成。在第二侧上的第二下部三角形97旁边，第二下部横向三角形105由在第二下部交叉点86、第二横向下部边缘点45和第二横向交叉点83之间的第二上部连接元件35、第二下部连接元件55和第二下部成角度元件37形成。

支撑结构5与蒙皮元件7一体地形成为一件式部件。这种一体式飞机机身结构1可以通过ALM方法、特别是高沉积ALM方法来制造。飞机机身结构1可以被制造为一体，但是也可以分段地制造，其中多个飞机机身结构部分1，例如围绕门开口3的部分，可以单独地制造并且之后组装。

如图3和图4所示，飞机机身结构1还包括多个门挡装置109，它们从第一周向元件23和第二周向元件25的面向门的表面111突出到门开口3。从图4可知，第一周向元件23和第二周向元件25包括多个孔113。门挡装置109安装到支撑结构5上，以及安装到在第一和第二周向元件25的与门面向表面111相对的侧面上的蒙皮元件7上。门挡装置109通过孔113伸入到门开口3中，以便提供用于锁定布置在门开口3中的门115的支承表面。

如图5所示，门115布置在门开口3中。门115包括多个门挡对置件117，它们构造成与门挡装置接合，以便将门115锁定在门开口3中。门挡对置件117形成为可移动的，使得它们可以在它们接合门挡装置109并锁定门115的锁定位置和解锁位置之间移动，在所述解锁位置它们不接合门挡装置109并且解锁门115。门115进一步包括致动器123，致动器123构造成用于在锁定位置和解锁位置之间移动门挡块对置件117，以便锁定或解锁所述门115。

Claims (15)

1.一种飞机机身结构(1)，包括：

具有内表面(9)的蒙皮元件(7)，

与所述蒙皮元件(7)的内表面(9)连接以支撑所述蒙皮元件(7)的支撑结构(5)，以及

设置在所述蒙皮元件(7)中的门开口(3)，

其中所述支撑结构(5)包括设置在所述门开口(3)的上部纵向边缘(11)处的上部纵向元件(19)，

其中所述支撑结构(5)包括设置在所述门开口(3)的与所述上部纵向边缘(11)相对的下部纵向边缘(13)处的下部纵向元件(21)，

其中所述支撑结构(5)包括设置在所述门开口(3)的第一周向边缘(15)处的第一周向元件(23)，以及

其中所述支撑结构(5)包括设置在所述门开口(3)的与所述第一周向边缘(15)相对的第二周向边缘(17)处的第二周向元件(25)，

其特征在于：

所述支撑结构(5)包括从上部第一角部(49)延伸到上部中心点(73)的第一上部成角度元件(33)，上部纵向元件(19)与第一周向元件(23)在所述上部第一角部处相连接，所述上部中心点在所述上部纵向元件(19)的上方，和

所述支撑结构(5)包括从上部第二角部(69)延伸到上部中心点(73)的第二上部成角度元件(53)，其中上部纵向元件(19)与第二周向元件(25)在所述上部第二角部处相连接，所述第二上部成角度元件在所述上部中心点连接第一上部成角度元件(33)，

使得所述上部纵向元件(19)、所述第一上部成角度元件(33)和所述第二上部成角元件(53)一起形成在所述上中心点(73)、所述上部第一角部(49)和上部第二角部(69)之间的中央上部三角形(87)，

和/或

所述支撑结构(5)包括从下部第一角部(71)延伸到下部中心点(75)的第一下部成角度元件(57)，所述下部纵向元件(21)与第一周向元件(23)在所述下部第一角部相连接，所述下部中心点在下部纵向元件(21)下方，和

所述支撑结构(5)包括从下部第二角部(51)延伸到下部中心点(75)的第二下部成角度元件(37)，所述下部纵向元件(21)与第二周向元件(25)在所述下部第二角部相连接，所述第二下部成角度元件在所述下部中心点与所述第一下角部元件(57)相连接，

使得所述下部纵向元件(21)、所述第一下部成角度元件(57)和所述第二下部成角元件(37)一起形成在所述下部中心点(75)、所述下部第一角部(71)和下部第二角部(51)之间的中央下部三角形(91)。

2.根据权利要求1的飞机机身结构，其中所述第一上部成角度元件(33)延伸超过所述上部中心点(73)到达位于所述上部第二角部(69)上方的第二上部边缘点(43)，和/或

其中所述第二上部成角度元件(53)延伸超过所述上部中心点(73)到达位于所述上部第一角部(49)上方的第一上部边缘点(61)，和/或

其中所述第一下部成角度元件(57)延伸超过所述下部中心点(75)到达位于所述下部第二角部(51)下方的第二下部边缘点(65)，和/或

其中所述第二下部成角度元件(37)延伸超过所述下部中心点(75)到达位于所述下部第一角部(71)下方的第一下部边缘点(47)。

3.根据权利要求1或2的飞机机身结构，其中所述第一上部成角度元件(33)延伸超过所述上部第一角部(49)到达第一横向上部边缘点(41)，和/或

其中所述第二上部成角度元件(53)延伸超过所述上部第二角部(69)到达第二横向上部边缘点(63)，和/或

其中所述第一下部成角度元件(57)延伸超过所述下部第一角部(71)到达第一横向下部边缘点(67)，和/或

其中所述第二下部成角度元件(37)延伸超过所述下部第二角部(51)到达第二横向下部边缘点(45)。

4.根据权利要求3的飞机机身结构，当从属于权利要求2时，其中所述支撑结构(5)包括从所述第一上部边缘点(61)延伸到在第一上部成角度元件(33)处第一上部交叉点(77)的第一上部连接元件(59)，使得第一上部成角度元件(33)、第二上部成角度元件(53)和第一上部连接元件(59)一起形成在上部中心点(73)、第一上部边缘点(61)和第一上部交叉点(77)之间的第一上部三角形(89)，和/或

其中所述支撑结构(5)包括从所述第二上部边缘点(43)延伸到在所述第二上部成角度元件(53)处的第二上部交叉点(79)的第二上部连接元件(35)，使得所述第一上部成角度元件(33)、第二上部角度元件(53)和所述第二上部连接元件(35)一起形成在所述上部中心点(73)、所述第二上部边缘点(43)和所第二上部交叉点(79)之间的第二上部三角形(93)，和/或

其中所述支撑结构(5)包括从所述第一下部边缘点(47)延伸到在所述第一下部成角度元件(57)处的第一下部交叉点(85)的第一下部连接元件(39)，使得所述第一下部成角度元件(57)、所述第二下部角连接元件(37)和所述第一下部连接元件(39)一起形成在所述下部中心点(75)、所述第一下部边缘点(47)和第一下部连接元件(85)之间的第一下部三角形(95)，和/或

其中所述支撑结构(5)包括从所述第二下部边缘点(65)延伸到在所述第二下部成角度元件(37)处的第二下部交叉点(86)的第二下部连接元件(55)，使得所述第一下部成角度元件(57)、所述第二下部角度元件(37)和所述第二下部连接元件(55)一起形成在所述下部中心点(75)、所述第二下部边缘点(65)和所述第二下部交叉点(86)之间的第二下部三角形(97)。

5.根据权利要求4的飞机机身结构，其中所述第一上部连接元件(59)相对于所述第二上部成角度元件(53)垂直地延伸，和/或

其中所述第二上部连接元件(35)相对于所述第一上部成角度元件(33)垂直地延伸，和/或

其中所述第一下部连接元件(39)相对于所述第二下部成角度元件(37)垂直地延伸，和/或

其中所述第二下部连接元件(55)相对于所述第一下部成角度元件(57)垂直地延伸。

6.根据权利要求4或5的飞机机身结构，其中所述第一上部连接元件(59)延伸超过所述第一上部交叉点(77)到第一横向交叉点(81)，其中所述第一上部连接元件(59)与所述第一下部连接元件(39)相交，并且超过所述第一横向交叉点(81)到所述第一横向下部边缘点(67)，其中所述第一上部连接元件(59)在所述第一横向下部边缘点与所述第一下部成角度元件(57)相连接，和

其中所述第一下部连接元件(39)延伸超过所述第一下部交叉点(85)到所述第一横向交叉点(81)、并且超过所述第一横向交叉点(81)到所述第一横向上部边缘点(41)，其中，所述第一下部连接元件(39)在所述第一横向上部边缘点与所述第一上部成角度元件(33)相连接，

使得所述第一上部连接元件(59)、所述第一下部连接元件(39)和所述第一上部成角度元件(33)一起形成在所述第一上部交叉点(77)、所述第一横向上部边缘点(41)和第一横向交叉点(81)之间的第一上部横向三角形(99)，和

使得所述第一上部连接元件(59)、所述第一下部连接元件(39)和所述第一下部成角度元件(57)一起在所述第一下部交叉点(85)、所述第一横向下部边缘点(67)和第一横向交叉点(81)之间的第一下部横向三角形(103)，

和/或

其中所述第二上部连接元件(35)延伸超过所述第二上部交叉点(79)到第二横向交叉点(83)，并且超过第二横向交叉点(83)到第二横向下部边缘点(45)，所述第二上部连接元件(35)在第二横向交叉点处与所述第二下部连接元件(55)相交，其中第二上部连接元件(35)在第二横向下部边缘点与第二下部成角度元件(37)相连接，和

其中所述第二下部连接元件(55)延伸超过所述第二下部交叉点(86)到所述第二横向交叉点(83)，并且超过所述第二横向交叉点(83)到所述第二横向上部边缘点(63)，其中所述第二下部连接元件(55)在所述第二横向上部边缘点与所述第二上部成角度元件(53)相连接，

使得所述第二上部连接元件(35)、所述第二下部连接元件(55)和所述第二上部成角度元件(53)一起形成在所述第二上部交叉点(79)、所述第二横向上部边缘点(63)和第二横向交叉点(83)之间的第二上部横向三角形(101)，和

使得所述第二上部连接元件(35)、所述第二下部连接元件(55)和所述第二下部成角度元件(37)一起形成在所述第二下部交叉点(86)、所述第二横向下部边缘点(45)和第二横向交叉点(83)之间的第二下部横向三角形(105)。

7.根据权利要求6的飞机机身结构，其中所述第一上部连接元件(59)相对于所述第一下部成角度元件(57)垂直地延伸，和/或

其中所述第二上部连接元件(35)相对于所述第二下部成角度元件(37)垂直地延伸，和/或

其中所述第一下部连接元件(39)相对于所述第一上部成角度元件(33)垂直地延伸，和/或

其中所述第二下部连接元件(55)相对于所述第二上部成角度元件(53)垂直地延伸。

8.根据权利要求6或7的飞机机身结构，其中所述第一上部成角度元件(33)、所述第二上部连接元件(35)、所述第二下部成角度元件(37)和所述第一下部连接元件(39)一起形成在第一横向上部边缘点(41)、第二上部边缘点(43)、第二横向下部边缘点(45)和第一下部边缘点(47)之间的第一矩形(27)，和/或

其中所述第二上部成角度元件(53)、所述第二下部连接元件(55)、所述第一下部成角度元件(57)和所述第一上部连接元件(59)一起形成在所述第一上部边缘点(61)、第二横向上部边缘点(63)、第二下部边缘点(65)和第一横向下部边缘点(67)之间的第二矩形(29)。

9.根据权利要求8的飞机机身结构，其中所述第一矩形(27)和所述第二矩形(29)具有相同的边长。

10.根据权利要求8或9的飞机机身结构，其中所述第一矩形(27)相对于所述第二矩形(29)绕垂直于所述蒙皮元件的内表面(9)的中央轴线(31)(7)倾斜优选地在0o和45o之间的角度。

11.根据权利要求1至10中任一项的飞机机身结构，其中所述支撑结构(5)与所述蒙皮元件(7)一体形成。

12.根据权利要求1至11中任一项的飞机机身结构，其中设置多个门挡装置(109)，所述门挡装置从所述第一周向元件(23)和/或第二周向元件(25)的面向门的表面(111)突出到所述门开口(3)，

其中所述第一周向元件(23)和/或所述第二周向元件(25)包括多个孔(113)，

其中，所述门挡装置(109)安装到所述支撑结构(5)和/或安装到在所述第一和/或第二周向元件(25)的与所述面向门的表面(111)相对的一侧上的所述蒙皮元件(7)上，和

其中所述门挡装置(109)突出穿过所述孔(113)进入所述门开口(3)中。

13.根据权利要求12的飞机机身结构，其中门(115)布置在所述门开口(3)中，

其中所述门(115)包括被配置为与所述门挡装置(109)接合以将所述门(115)锁定在所述门开口(3)中的多个门挡对置件(117)，和

其中所述门挡对置件(117)形成为可移动的，使得它们能够在锁定位置和解锁位置之间移动，在锁定位置所述门挡对置件接合所述门挡装置(109)且锁定所述门(115)，在解锁位置所述门挡对置件不接合所述门挡装置(109)且解锁所述门(115)。

14.根据权利要求13所述的飞机机身结构，其中所述门(115)包括致动器(123)，所述致动器被构造成用于在所述锁定位置和所述解锁位置之间移动所述门挡对置件(117)。

15.一种用于制造根据权利要求1至14中任一项所述的飞机机身结构(1)的方法，其中执行ALM方法。