CN117262194A - 用于结构型材的加强元件，结构装置，航空或航天飞行器和制造结构装置的方法 - Google Patents

用于结构型材的加强元件，结构装置，航空或航天飞行器和制造结构装置的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于结构型材的加强元件，尤其是用于圆形的、卵形的或椭圆形的结构管，所述加强元件包括复合结构，所述复合结构具有空心柱式的、螺旋形缠绕的纤维束的编织层，所述纤维束形成构成用于容纳结构型材的内部侧表面，其中纤维束分别嵌入基质材料中，所述基质材料具有电活性的聚合物，所述聚合物能够通过施加电压沿着纤维束的纵向延伸拉伸，使得复合结构能够通过施加电压伸展，以便将结构型材引入复合结构中，并且能够通过切断电压收缩，以便将结构型材在复合结构中固定在侧表面上。

Description

用于结构型材的加强元件，结构装置，航空或航天飞行器和制 造结构装置的方法
技术领域
本发明涉及一种用于结构型材的加强元件、一种具有这种加强元件的尤其用于航空或航天飞行器的结构装置、一种具有这种结构装置的航空或航天飞行器以及一种用于制造这种结构装置的方法。
背景技术
在航空技术中，管由于其高的弯折刚性被用作为用于局部吸收轴向载荷的结构型材。DE 10 2008 041 230 A1描述了借助于支架将借助管形成的管线安置在横梁上。此外，描述了借助于支架将管安置在机身舱体结构上。管为此具有多个横向孔，所述横向孔在孔网格中引入并且设计用于将支架形状配合地轴向稳固。支架具有横向腹板，所述横向腹板具有与孔相对应的栓，所述栓形状配合地引入孔中。
文件DE 10 2018 218 039 A1描述了一种具有空心柱式的、螺旋形缠绕的纤维束的编织层，所述纤维束分别嵌入热塑性的基质材料中，所述基质材料可通过加热收缩，以便将加强元件经由内部侧表面紧固在结构型材上。
发明内容
基于此背景，本发明的基本目的在于，实现一种加强元件，其允许简化地附连于结构型材，尤其附连于管。
根据本发明，所述目的通过根据本发明的用于结构型材的加强元件、根据本发明的具有这种加强元件的结构装置、根据本发明的具有这种结构装置的航空或航天飞行器和根据本发明的用于制造这种结构装置的方法来实现。
据此，提出一种用于结构型材的加强元件，尤其是用于圆形的、卵形的或椭圆形的结构管。加强元件包括复合结构，所述复合结构具有空心柱式的、螺旋形缠绕的纤维束的编织层，所述纤维束形成构成用于容纳结构型材的内部侧表面，其中纤维束分别嵌入基质材料中，所述基质材料具有电活性的聚合物，所述聚合物能够通过施加电压沿着纤维束的纵向延伸拉伸，使得复合结构能够通过施加电压伸展，以便将结构型材引入复合结构中，并且能够通过切断电压收缩，以便将结构型材在复合结构中紧固在侧表面上。
此外，提出一种尤其用于航空或航天飞行器的结构装置。该结构装置包括结构型材，尤其圆形的、卵形的或椭圆形的结构管，和将结构型材局部地包围的根据本发明的加强元件，其中复合结构收缩以施加拉力并且以这种方式力配合地与结构型材连接。
此外，提出一种具有根据本发明的结构装置的航空或航天飞行器。
此外，提出一种用于制造结构装置尤其根据本发明的结构装置的方法。所述方法包括在施加电压的情况下将未收缩的根据本发明的加强元件设置在结构型材上，使得内部侧表面局部地包围结构型材；通过将加强元件沿着结构型材移入最终位置中进行公差补偿；以及切断电压，用于通过复合结构的收缩将内部侧表面紧固在结构型材上。
本发明所基于的想法是，将所谓的延展套筒的工作原理使用在航空和航天领域中，以用于结构型材尤其结构管的加强或碰撞保护的载荷导入，其中所述伸展套筒也称为“手指陷阱(Fingerfallen)”，所述伸展套筒在拉载荷下逐渐变细。尤其基于以下认识，通过外部压力提高型材尤其管的弯折刚性。此外，可以基于所述作用原理将结构型材的或部分部件的部段力配合地彼此连接，例如将结构管的纵向部段力配合地彼此连接(管连接)。因为在延展套筒的情况下的内部压力随着载荷升高而受结构影响地继续上升，所以存在自加强的连接或加强。
根据本发明，为此将螺旋形缠绕的由纤维束构成的编织层用作为加强和/或连接元件，其中纤维束分别嵌入作为基质材料的电活性的聚合物中，所述聚合物在施加电压的情况下沿着纤维纵向延伸伸展。在中间，加强元件是空心的，使得实现设计用于推到或穿到结构型材上的套筒，所述套筒在拉载荷的情况下径向拉紧。加强元件在此可以力配合地紧固在结构型材上，或者说用于力配合地连接两个元件，其方式为首先施加电压，所述电压使复合结构伸展并且使所述复合结构可定位。一旦复合结构到达最终的安装位置中，在所述最终的安装位置中所述复合结构至少局部地包围结构型材或要连接的部分部件，就再次切断电压。通过取消电压，复合结构收缩回到其初始的伸展。因此，在相应地设定几何条件的情况下，结构型材可以由于这样施加的压力而被加强或可以将结构型材的型材部件彼此紧固。
在一个实施方式中，结构型材也可以具有如下构成方案，所述构成方案引起收缩的加强元件的一定程度上的形状配合的紧固。例如，在结构型材的外表面上可以设有规则的或不规则的或者说局部的隆起部，加强元件在收缩时围绕所述隆起部沉降进而沿轴向方向从后方接合所述隆起部。
根据本发明，可以实现两阶段的力配合的紧固。一方面，可以相应地设计复合结构，使得通过收缩建立作用到结构型材上的环绕的压力进而在结构型材的内部侧表面和外表面之间建立力配合。在拉载荷增加时，附加地通过将编织层径向拉紧来加强压力从而加强力配合。以这种方式，能适应于根据本发明的加强元件的特性，使得实现关于附连轴向的载荷在多个方面有利的作用。
在此，结构型材已经可以借助通过收缩施加的压力局部地在其弯折刚性方面得到加强。还可以实现在正常载荷下尤其在飞行载荷下足够用于针对轴向载荷设计的力导入元件的紧固的力配合。附加地，复合结构可以借助其编织层在出现超过正常大小的拉力时，尤其在碰撞情况下产生过载荷时，通过织物的抽紧施加附加的非常强的压力，所述压力自助地一方面暂时地大程度地提高结构型材的弯折刚性，并且还暂时地强烈地加强力配合。这允许在附连时的全新的设计方案，用于接收在结构型材上的轴向载荷。
结果是，通过可局部设定的附加的加固，可以将结构型材尤其结构管的尺寸设计得更小或者说更薄。此外，根据本发明避免在管中的凹口，如钻孔等，使得不仅改善了结构的刚性而且也改善结构的强度。因此，总体来说，可实现明显的重量减少。与现有技术不同，不需要温度加载，因为热塑性的基质材料不必收缩。更确切地说，通过接通和切断电压可以重复地实施适合的收缩或伸展。因此，当前的连接配合可重复地松开。这使得相对于已知的解决方案，安装又更简单、成本更低且更快。
此外，根据本发明有利地在定位时存在完全的自由度，而不需为此结构型材的准备。尤其，加强元件的未收缩的状态可以被充分利用于加强元件的简单的起公差补偿作用的安装和自由的轴向定位。因此，在安装时用于公差补偿的措施，如螺纹套筒等是多余的。通过巧妙地选择安装顺序并且切断电压，在安装结束时，当建立要附连的部件的最终定位时，能在安装状态下必要时甚至在附连部位很难接近的情况下建立紧固。
此外，可以将不同材料在复合结构中针对不同的应用彼此组合。因此，例如可以通过在弹性体(例如橡胶)周围补充电活性的聚合物实施密封功能：在编织层之内的在伸展状态下可能存在的空隙可以在适当的收缩时基于收缩效应被完全流体密封地封闭。这样，例如可以将管部段流体密封地彼此耦联。在此，不言而喻，基质材料可以具有其他成分并且还可以使用不同的纤维材料，例如碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维、Dyneema纤维等。
即使本发明提供对于圆形的、卵形的或椭圆形的结构管的优点，其应用不被限制于此。更确切地说，原则上也能将另外成形的型材彼此连接或加强。然而，基于所使用的纤维材料，在此有利的可以是，用于纤维材料的支承面具有或多或少倒圆的表面，或者说至少没有尖锐的棱边位于纤维材料下方。
从本发明以及参照附图的描述中得出有利的设计方案和改进方案。
根据一个改进方案，纤维束分别与基质材料一起形成材料条，所述材料条围绕侧表面螺旋形缠绕。因此，复合结构通过由纤维和电活性的聚合物构成的材料组合制成的带的编织层形成。在本改进方案中，编织层从而复合结构在制造中是特别简单且低成本的。
根据一个改进方案，每个纤维束可以单个地嵌入基质材料中。以这种方式，借助每个纤维束形成复合线。纤维束在此可以具有多条平行的纤维和/或多条平行的纤维捆。编织层相应地构成为这种复合线的编织层。与之相应地，复合线形成空心柱式的螺旋形缠绕的编织层。以这种方式，可有利地实现复合线简单地彼此滑动，使得编织层可以以较少阻力或者说更容易地拉紧。滑动特性还可以例如通过不同强度的随后的固结步骤来设定，使得可预确定针对织物的拉紧作用的干预阈值。
根据一个改进方案，结构型材可以具有两个纵向部段。加强元件可以包围相应的纵向部段的两个彼此相对置的端部并且将两个纵向部段这样彼此连接。因此，加强元件也可以用于连接结构型材部分部件，例如用于结构管的管连接。
根据一个改进方案，加强元件可以构成和设置用于加固结构型材。尤其，加强元件可以设计用于局部的弯折刚性提高。相应地，所述加强元件安置在以下区域中，在所述区域处，尤其与结构型材的支承的占优势的欧拉情况相关地预期结构型材的纵向弯曲。还可考虑的是，加强元件通常设置在结构型材的支承部位之间进而连续地提高弯折刚性。
根据一个改进方案，加强元件可以构成和设置用于将轴向载荷导入结构型材中。以这种方式，为了力配合而施加的压力能用于支撑载荷。此外，轴向载荷作为拉伸载荷能施加到加强元件上，使得编织层从预定的拉应力起拉紧。因此，在延长加强元件的拉载荷下，编织层能与结构型材的附加的暂时的加固和力配合的附加的暂时的加强协同地使用。
根据一个改进方案，加强元件可以具有与复合结构耦联的容纳部，所述容纳部构成用于将轴向载荷传递到复合结构上。容纳部，或容纳部的至少部分，在此可以与加强元件一件式地构成。然而，在此也可以涉及随后可安置到加强元件上的容纳部。容纳部可以多件式地构成。
根据一个改进方案，复合结构可以设计为，使得纤维束的编织层在轴向的拉载荷下轴向延长并且径向抽紧，使得与结构型材的力配合自动地加强。这尤其通过编织层的空心柱式的螺旋形缠绕的结构实现。尤其，在此涉及双轴编织层。这种螺旋形的双轴编织层不具有轴向的纤维束，使得将全部拉力转换为编织层的轴向延长和径向抽紧。
根据航空或航天飞行器的一个改进方案，结构型材可以构成为附连于航空或航天飞行器的主结构的结构管，用于将至少一个部件附连到主结构上。
根据航空或航天飞行器的一个改进方案，结构型材，尤其结构管，可以轴向地设置在航空或航天飞行器的机身结构上。以这种方式，可以将轴向载荷从部件，不仅常规的飞行载荷还有碰撞载荷支撑在结构型材上。例如，考虑将机载厨房、机载厕所或其机舱单元模块作为这种可轴向支撑的部件。因此，有利地实现一方面易于安装的起公差补偿作用的支撑，所述支撑还提供简单的并行的管线引导和高的碰撞安全性。
根据一个改进方案，至少一个部件可以经由加强元件附连于结构管。替选地或附加地，也可以将结构管经由加强元件附连在主结构上。因此，加强元件不仅适合用于将结构管与要附连的部件或次结构附连而且适合用于将结构管附连于主结构，尤其飞行器机身结构。因此，能有利地简化地规划整个安装。尤其，所有起公差补偿作用的工作步骤是多余的。
为了将部件经由加强元件附连于结构管，部件在其装入情况下铰接于加强元件并且接着才将附连部件的加强元件收缩(即施加的电压被切断进而复合结构收缩)用于紧固。
为了将结构管经由加强元件附连于主结构，可以将结构管以简单的方式定位在所有紧固点上并且接着将附连结构管的加强元件收缩用于紧固。不言而喻，这也可逐步地，例如从机身的隔框到隔框来实现。
根据一个改进方案，复合结构可以设计用于将常规的飞行载荷通过借助复合结构的收缩施加的力配合传递到结构管上。相应地，在没有异常载荷的情况下也不发生变形，使得织物在常规的载荷下还未拉紧或仅可逆地拉紧并且材料不变形或仅可逆地或者说弹性地变形。因此，保证高强度的材料是有利的。
根据一个改进方案，复合结构可以设计用于通过轴向延长和径向抽紧以变形的方式将轴向的过载荷传递到结构型材上。这种过载荷尤其可以涉及碰撞载荷。以这种方式，加强元件在过载荷情况下，尤其在碰撞情况下，有助于经由连接装置的原来通过收缩实现的弯折刚性再次暂时明显突出的弯折刚性，并且还确保在所述过载荷情况下通过暂时加强的力配合的可靠的紧固。
依照根据本发明的方法的一个改进方案，加强元件可以构成用于将部件附连于结构型材，其中进行公差补偿包括将部件与加强元件耦联并且将部件最终定位在其装入位置中，使得部件通过加强元件的复合结构的收缩在装入位置中附连于结构型材。以这种方式，对于公差补偿有利地不需要附加的工作步骤。更确切地说，通过巧妙地改变通常的安装步骤的顺序，自动地实现公差补偿，通过根据本发明的加强元件可实现所述改变。
上面的设计方案和改进方案只要是有意义的，就可以任意地彼此组合。本发明的其他可能的设计方案、改进方案和实施方案还包括未详尽提到的之前或随后关于实施例所描述的本发明的特征的组合。尤其，在此本领域技术人员也将补充各个方面作为对于本发明的相应的基本形式的改进或补充。
附图说明
下面，根据在示意图中给出的实施例详细阐述本发明。在此示出：
图1示出具有和不具有施加的电压的根据本发明的一个实施方式的加强元件的示意视图；
图2示出图1中的加强元件的俯视图，所述加强元件施加到结构型材上；
图3至5示出在不同的安装步骤期间的根据图2的加强元件和结构型材的纵截面视图和横截面视图；
图6示出根据本发明的一个实施方式的结构装置的纵截面视图；
图7示出根据图6的结构装置的横截面视图；
图8示出根据6和7的结构装置的俯视图；
图9示出根据本发明的另一实施方式的结构装置的俯视图；
图10示出根据本发明的又一实施方式的结构装置的俯视图；
图11示出航空或航天飞行器的俯视图；以及
图12示出用于制造根据本发明的一个实施方式的结构装置的方法的示意流程图。
附图应当促成对本发明的实施方式的进一步理解。所述附图图解说明实施方式并且结合对本发明的原理和设计进行的解释的说明书使用。其他实施方式和多个所述优点鉴于附图得出。附图的元件不一定按照彼此间的比例示出。
在附图中，相同的、功能相同的和起相同作用的元件、特征和部件只要没有另作说明就总是设有相同的附图标记。
具体实施方式
图1示出根据本发明的一个实施方式的加强元件1的示意图，所述加强元件具有和不具有施加的电压U。图2至5示出加强元件1在结构型材7上的安装。
加强元件1空心柱式地构成并且设计用于加强结构型材7，为此所述加强元件被推到所述结构型材上。加强元件1借助复合结构2形成。复合结构2包含空心柱式的、螺旋形缠绕的纤维束4的编织层3，所述纤维束分别嵌入基质材料6中。复合结构2因此形成构成用于容纳结构型材7的内部侧表面5。
在示出的实施方式中，纤维束4分别与基质材料6一起构成为材料条，所述材料条围绕侧表面5螺旋形缠绕。在此，每个纤维束4单个地嵌入基质材料6中。以这种方式，设有多条复合线，其中编织层构成为在此从外部可见的这种复合线的编织层。备选地，同样可以将多个纤维束共同地嵌入由基质材料6构成的相应材料条中。
基质材料6在此包括电活性的聚合物，所述聚合物可通过施加电压U沿着纤维束4即材料条的纵向延伸拉伸。基质材料6在此构成为，使得复合结构2可通过施加电压U伸展，以便将结构型材7引入复合结构中(图1中下方)，并且能够通过切断电压U收缩(图1中上方)，以便将结构型材7在复合结构2中固定在侧表面5上，其方式为，在收缩时施加环周拉力。
图3至5为了图解说明这些工作原理示出示例的安装顺序。如在此从图3至5中可以获知，结构型材7例如是圆形的管。不言而喻，在其他实施方式中，其他型材横截面是可行的。此外，从这些附图中可以获知，结构型材7例如可以具有两个纵向部段7a，所述纵向部段经由加强元件1彼此连接。然而不言而喻的是，加强元件1同样可以安置在一件式的结构管上。
在图3中，将电压施加在基质材料6上并且复合结构2由于对电活性的聚合物的所述操作处于伸展的(扩展的)状态中，在该状态中，结构型材7可在侧表面5之间插入。在此情况下，为此将两个纵向部段7a分别从一侧插入，使得加强元件1包围相应的纵向部段7a的两个相对置的端部。
加强元件1在示出的未收缩的状态中以预定的间隙地施加到结构型材7上，使得其包围结构型材7并且可沿轴向方向移动。相应地，在复合结构2的内部侧表面5和结构型材7的外表面之间至少部段地设有间距或者说动配合，所述间距或者说动配合保证简单的可移动性。在此示出的具有在结构型材7和调整元件1之间的相对大的间隔的同心布置理解为纯用作图解说明。实际上也可以设有相对小的间隙。尤其，在此涉及间隙配合，所述间隙配合然而仍允许加强元件沿着结构型材7的简单的可移动性。
在图4中，所述过程结束并且两个纵向部段7a在侧表面5之内彼此贴靠。在图5中现在切断施加的电压U，这引起复合结构2的收缩(参照箭头)。构件1、7在此可以设计为，使得由此产生环绕的拉力并且围绕整个结构型材7产生面压力(如借助在内部侧表面5上示出的箭头表示)。
在结构型材7上的均匀压力一方面引起在加强元件1和结构型材7之间的力配合，使得加强元件1通过收缩紧固在结构型材7上并且与所述结构型材一起形成结构装置10。附加地，环绕地施加的压力提高结构型材7的弯折刚性。同时，实现在结构型材7的两个纵向部段7a之间的连接配合。
这种结构装置10例如可用于航空或航天飞行器，用于支撑X载荷，即沿飞行方向作用的载荷。根据这种航空或航天飞行器的结构，结构型材7可以以不同的方式构成。不言而喻，在此可以涉及金属型材，然而也可考虑设有纤维复合型材。
示出的实施方式涉及空心型材横截面。与之相应地，结构型材是管。这种型材横截面有利地具有高的弯折刚性，所述弯折刚性尤其对于定向的载荷支撑是有利的。然而，在其他实施方式中，也可考虑实心的结构型材7。
结构型材7局部地由加强元件1包围，如其关于附图所描述。加强元件1的复合结构2收缩，以施加拉应力。以这种方式，在加强元件1和结构型材7之间建立力配合并且将局部的环绕的压力施加到结构型材7上。
在示出的实施方式中，加强元件1构成和设置用于结构型材7的局部的弯折刚性提高。相应地，结构装置10在加强元件1的区域中通过施加的压力具有提高的弯折刚性。
图6示出根据另一实施方式的结构装置10的纵截面视图。
除了提高弯折刚性的作用，加强元件1在此也构成用于将轴向载荷导入结构型材7中。为此，加强元件1具有与复合结构2耦联的容纳部11，所述容纳部构成用于将轴向载荷传递到复合结构2上，所述轴向载荷在此用箭头Fx表示。
容纳部11一方面包括在复合结构2的纵侧端部的区域中环绕复合结构2的卡圈8。卡圈8优选是无中断的套筒式的卡圈8。然而，在其他实施方式中也可考虑设有尤其加载有预应力的、中断的卡圈8。
卡圈8环绕地与复合结构2连接。为此，可考虑形状配合以及材料配合的连接。
例如，容纳部11材料配合地经由基质材料6与复合结构2可耦联或已耦联。例如，卡圈8与加强元件1集成地构成，其中可收缩或可伸展的材料可以应用于卡圈。为此，所述材料在织物3一起嵌入基质材料6中的情况下可以已经在制造时一同嵌入。否则，卡圈8可以随后与基质材料连接。
卡圈8具有一个或多个力导入元件9。在示出的实施方式中，在此涉及两个相对置地设置的铰接点，所述铰接点分别允许具有至少一个旋转自由度的支承。在此尤其可以涉及销支承。然而，可考虑的还有双轴支承或球窝轴承。以这种方式，避免力矩传递到结构型材7上，进而保证经由力导入元件9有针对性地支撑在此用箭头Fx表示的轴向载荷。
如果经由这种力导入元件9将拉力Fx施加到连接元件1上，则所述拉力首先经由收缩的复合结构2传递到结构型材7上。优选地，加强元件1设计为，使得以这种方式可以传递常见的运行载荷，尤其在航空或航天飞行器的情况下的飞行载荷。相应地，复合结构2设计用于将常规的飞行载荷通过借助收缩施加的力配合形状稳定地传递到结构管上。
然而，如果出现过高的载荷，例如在碰撞情况下，则发挥编织层3的特殊的功能性。复合结构2设计为，使得纤维束4的编织层3在轴向拉载荷Fx过高时轴向延长并且径向抽紧，使得附加的压力施加到结构型材上并且与结构型材7的力配合自动地加强。相应地，复合结构2设计用于通过轴向延长和径向抽紧以变形的方式将轴向的过载荷Fx，尤其碰撞载荷，传递到结构型材上。
编织层3为此例如构成为由材料条构成的双轴螺旋编织层，其中不会存在沿X方向的纤维或条，所述X方向尤其是飞行方向。这种编织层3能在拉力情况下延长并且同时减小其直径或者说径向拉紧。在此，在拉力阈值预定时，尤其仅在载荷过高时，能发挥所述机械作用的设计方案是可行的。
在过高的拉力Fx作用时附加地作用到结构型材7上的压力在此用另外的作用在内部侧表面5上的箭头图解说明。以这种方式，一方面加强通过力配合的紧固并且还再次附加地提高结构型材7的局部的弯折刚性。因此，在此涉及加强元件的自助的构成方案和设计方案，因为所述加强元件能够在载荷较高时自动地提高保持力还有加固力。
图7示出根据图6的结构装置10的横截面视图。
可见的是，卡圈8在此环绕地构成。力导入元件19在两个相对置的部位处容纳在卡圈8的凹口中，例如形状配合地容纳。在另外的实施方式中，也可考虑力导入元件9与卡圈8集成的构成方案。尤其，力导入元件9也可以设计为部分地嵌入卡圈8中。
图8示出根据图6和7的结构装置的俯视图。
在所述视图中再次可见卡圈8的环绕的构成方案。此外，从图6中与图1中同样地得知复合结构2的织物3的螺旋形缠绕的结构。
图9示出根据另一实施方式的结构装置10的俯视图。
结构型材7在此构成为附连于航空或航天飞行器的结构管的主结构12。结构管构成用于将部件13附连于主结构12以沿飞行方向X支撑所述主结构。
主结构12在此仅示意地示出并且纯示例性地具有多个隔框15以及航空或航天飞行器20的机身21的蒙皮16。结构管沿飞行方向X并且轴向地设置在机身21上。结构管在此分别附连于隔框15，例如借助于管卡圈17附连。
结构管与加强元件1构成结构装置10，如所述结构装置基本上关于图6至8所描述。在此，萨默杆(Samerstange)14以一端铰接在加强元件1的至少一个力导入元件9上，所述萨默杆以其另一端经由力传递元件19铰接在部件13上。以这种方式，部件13经由加强元件1附连于结构管进而提供用于部件13的沿X方向的轴向支撑。
这种部件13例如可以是机舱元件，所述机舱元件以这种方式沿飞行方向X支撑。例如，作为部件13可以设有机载厨房、机载厕所或其他机舱单元模块。
特别有利地，以这种方式能实现这种部件13的特别简单的安装。一种用于制造这种结构装置10的方法在此可以从图12中作为流程图获得。所述方法M以M1包括在施加电压U的情况下将未收缩的加强元件1设置到结构型材7上，使得内部侧表面5局部地包围结构型材7。所述方法M以M2还包括通过将加强元件1沿着结构型材7移动到最终位置中进行公差补偿。所述方法M以M3还包括切断电压U，以通过复合结构2的收缩将内部侧表面5紧固在结构型材7上。
为了将部件13附连于结构型材7，进行公差补偿包括将部件13与加强元件1耦联并且将部件13最终定位在其装入位置中。为此，加强元件可以轴向地自由移动。接着，可以将部件13通过加强元件1的复合结构2的收缩在装入位置中附连于结构型材7。以这种方式，有利地不需要附加的补偿公差的措施，如浮动轴承等。
图10示出根据又一实施方式的结构装置10的俯视图。
在本实施方式中，同样设有加强元件1，其中所述加强元件在此设计用于将结构管附连于主结构12。代替铰接的力导入元件9，在此设有借助隔框15紧固的底座18，所述隔框借助卡圈8紧固。在未收缩的状态中，插入加强元件1中的结构管能在其中轴向自由地移动。
用于制造结构装置10的方法在此基本上与关于图9所描述相同地伸展，区别在于，结构型材可相对于加强元件自由地移动，以用于公差补偿。因此，通过加强元件1在此能补偿公差，尤其主结构12的制造公差。在最终定位之后，结构管于是能紧接着通过切断电压U紧固。因此，例如，在没有附加措施的情况下能略微补偿飞行器机身的轴向的制造公差。
不言而喻，结构管的这种附连可以与根据图9的部件13的附连组合。为此，可以设有附加的加强元件1或必要时本来存在的用于附连于主结构12的加强元件1也可以设有附加的力导入元件。
图11示出航空或航天飞行器20的俯视图。
航空或航天飞行器20具有机身21，所述机身具有参照图9和10描述的主结构12。仅示意地用虚线示出附连在主结构12上的结构型材7以表明轴向走向。到主结构12上的附连尤其可以根据图10地构成。结构型材7设计用于沿轴向方向X支撑作为部件13的机舱元件，如机载厨房、机载厕所或其他机舱单元模块，并且构成为通过加强元件1加强的结构管。
在前面的详细的描述中，为了改善示图的严谨性将不同的特征概括在一个或多个实例中。在此然而清楚的是，上面的描述仅是图解说明的，而绝不起限制作用。其用于覆盖各种特征和实施例的所有备选方案、修改方案和等效方案。大量其他实例对于本领域技术人员而言基于其技术知识在考虑上面的描述的情况下是立即且直接明白的。
实施例被选择和描述，以便能够尽可能地显示在实践中的本发明所基于的原理及其应用可能性。由此，本领域技术人员可以将本发明及其各种实施例关于有意的使用目的最优地修改和利用。在权利要求和说明书中，表述“包含”和“具有”用作为对于相应的表述“包括”的中性语言的术语。此外，表述“一”和“一个”原则上不应排除多个这种所描述的特征和部件。
附图标记列表
1 加强元件
2 复合结构
3 编织层
4 纤维束
5 内部侧表面
6 基质材料
7 结构型材
7a 纵向部段
8 卡圈
9 力导入元件
10 结构装置
11 容纳部
12 主结构
13 部件
14 萨默杆
15 隔框
16 蒙皮
17 管卡圈
18 底座
19 力传递元件
20 航空或航天飞行器
21 机身
U 电压
X 飞行器X方向
M 方法
M1-M3 方法步骤

Claims (15)

1.一种用于结构型材(7)的加强元件(1)，尤其是用于圆形的、卵形的或椭圆形的结构管，所述加强元件具有：
复合结构(2)，所述复合结构具有空心柱式的、螺旋形缠绕的纤维束(4)的编织层(3)，所述纤维束形成内部的侧表面(5)，所述侧表面构成用于容纳所述结构型材(7)，其中所述纤维束(4)分别嵌入基质材料(6)中，所述基质材料具有电活性的聚合物，所述聚合物能够通过施加电压(U)沿着所述纤维束(4)的纵向延伸拉伸，使得所述复合结构(2)能够通过施加电压(U)伸展，以便将所述结构型材(7)引入所述复合结构(2)中，并且所述聚合物能够通过切断所述电压(U)收缩，以便将所述结构型材(7)在所述复合结构(2)中固定在所述侧表面(5)上。
2.根据权利要求1所述的加强元件(1)，其中所述纤维束(4)分别与所述基质材料(6)一起形成材料条，所述材料条围绕所述侧表面(5)螺旋形缠绕。
3.一种结构装置(10)，尤其是用于航空或航天飞行器，所述结构装置具有：
结构型材(7)，尤其圆形的、卵形的或椭圆形的结构管；和
局部地包围所述结构型材(7)的、根据权利要求1或2所述的加强元件(1)，其中所述复合结构(2)收缩以施加拉应力并且以这种方式力配合地与所述结构型材(7)连接。
4.根据权利要求3所述的结构装置(10)，其中所述结构型材(7)具有两个纵向部段(7a)，其中所述加强元件(1)包围相应的纵向部段(7a)的两个彼此相对置的端部并且将所述两个纵向部段(7a)这样彼此连接。
5.根据权利要求3或4所述的结构装置(10)，其中所述加强元件(1)构成和设置用于加固所述结构型材(7)，尤其用于局部的弯折刚性提高，和/或用于将轴向载荷导入所述结构型材(7)中。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的结构装置(10)，其中所述加强元件(1)具有与所述复合结构(2)耦联的容纳部(11)，所述容纳部构成用于将轴向载荷(Fx)传递到所述复合结构(2)上。
7.根据权利要求3至6中任一项所述的结构装置(10)，其中所述复合结构(2)设计为，使得纤维束(4)的编织层(3)在轴向的拉载荷(Fx)的情况下轴向延长并且径向抽紧，使得与所述结构型材(7)的力配合自动地加强。
8.一种航空或航天飞行器(100)，具有根据权利要求3至7中任一项所述的结构装置(10)。
9.根据权利要求8所述的航空或航天飞行器(100)，其中所述结构型材(7)构成为附连于所述航空或航天飞行器(20)的主结构(12)的结构管，用于将至少一个部件(13)附连于所述主结构(12)。
10.根据权利要求9所述的航空或航天飞行器(100)，其中所述结构管轴向地设置在所述航空或航天飞行器(20)的机身结构(21)上。
11.根据权利要求9或10所述的航空或航天飞行器(100)，其中所述至少一个部件(13)经由所述加强元件(1)附连于所述结构管，和/或所述结构管经由所述加强元件(1)附连在所述主结构(12)上。
12.根据权利要求9至11中任一项所述的航空或航天飞行器(100)，其中所述复合结构(2)设计用于将常规的飞行载荷通过借助所述复合结构(2)的收缩施加的力配合形状稳定地传递到所述结构管上。
13.根据权利要求8至12中任一项所述的航空或航天飞行器(100)，其中所述复合结构(2)设计用于通过轴向延长和径向抽紧以变形的方式将轴向的过载荷(Fx)，尤其碰撞载荷，传递到所述结构型材(7)上。
14.一种用于制造结构装置(10)，尤其根据权利要求3至7中任一项所述的结构装置(10)的方法(M)，所述方法包括：
在施加电压(U)的情况下将未收缩的根据权利要求1或2所述的加强元件(1)设置(M1)在结构型材(7)上，使得所述内部的侧表面(5)局部地包围所述结构型材(7)；
通过将所述加强元件(1)沿着所述结构型材(7)移动到最终位置中进行(M2)公差补偿；和
切断(M3)所述电压(U)，用于通过所述复合结构(2)的收缩将所述内部的侧表面(5)紧固在所述结构型材(7)上。
15.根据权利要求14所述的方法(M)，其中所述加强元件(1)构成用于将部件(13)附连于所述结构型材(7)，其中进行所述公差补偿包括将所述部件(13)与所述加强元件(1)耦联和将所述部件(13)最终定位在其装入位置中，使得所述部件(13)通过所述加强元件(1)的复合结构(2)的收缩在所述装入位置中附连于所述结构型材(7)。
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Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7193350B1 (en) * 2005-02-25 2007-03-20 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Electroactive polymer structure
WO2006121818A2 (en) * 2005-05-05 2006-11-16 Rodrigo Alvarez Icaza Rivera Dielectric elastomer fiber transducers
DE102008041230B4 (de) 2008-08-13 2019-01-17 Airbus Operations Gmbh Halter zur Befestigung mindestens einer Leitung
WO2011104295A1 (en) * 2010-02-24 2011-09-01 Belenos Clean Power Holding Ag Self-monitoring composite vessel for high pressure media
US20150280102A1 (en) * 2012-10-12 2015-10-01 Kansai University Piezoelectric element
DE102018212442A1 (de) * 2018-07-25 2020-01-30 Brose Fahrzeugteile Gmbh & Co. Kommanditgesellschaft, Coburg Fahrzeugsitzgestell mit einem aus einem Faserverbundwerkstoff gefertigten Rohrelement
DE102018218039A1 (de) * 2018-10-22 2020-04-23 Airbus Operations Gmbh Verstärkungselement für ein Strukturprofil, Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zur Herstellung einer Strukturanordnung

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