专利名称：用于机身的地板结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种地板结构，本发明具体地涉及一种用于飞机机身的地板结构。
背景技术：
虽然本发明可用于任何地板结构，但是相对于飞机机身内的地板结构更详细地说明本发明和所述发明所具有的问题。
在客机中，机身的内侧被分成多层(deck)或多个区域。通常，用于航空货运(货物)和行李的空间位于最低层。用于乘客的座椅排和可居住空间容纳在位于其上的一层或多层内。
在一个本发明人所知的技术中，用于上层的地板布置在横梁上。这些横梁由在垂直方向上排列的支柱支撑。通过横梁将在机身横向方向上和机身纵向方向上作用的力传递给飞机机身的机架。所以能够传递力(具体地为在机身纵向方向上产生的力)，横梁延伸直至机架，并且直接连接到机架。
横梁、在垂直方向上布置的支柱、和机架与飞机机身的外壳(skin)一起包围边缘区，供电线、信号线等通常布置在该边缘区内。在装配横梁和地板之后，进入此边缘区变得相当更加困难，这就是在制造飞机期间后续引入供电线等导致成本高的原因。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种用于地板的支撑结构，该地板允许拥有改良的进入边缘区的通道。
根据本发明，通过具有权利要求1所述的特征的地板结构来实现此目的。
根据本发明的用于机身的地板结构包括多个横梁，至少一个第一支柱和至少一个第二支柱分别联结到该横梁上，以便将各个横梁连接到机身；且至少一个第一支柱在相应的第一方向矢量上排列，而至少第二支柱对应于第二方向矢量排列；并且第一方向矢量和第二方向矢量到机身纵向方向上的投影不同，以便通过第一和第二支柱在地板结构上吸收在机身的纵向方向上作用的力。
本发明的一个思想是允许从上面，即，从乘客区进入边缘区。本发明的一方面是减小力吸收结构的尺寸，乃至移除力吸收结构，该力吸收结构将边缘区终止在顶部处。本发明的一方面是通过第一和第二支柱将在机身的纵向方向上作用的力传递给机身。
所以第一和第二支柱传递在机身的纵向方向上作用的力，不允许多个支柱绕它们的紧固点一起旋转。换句话说，必需由结构不变地预定第一与第二支柱之间的角度，且能够在由机身的垂直方向和机身的纵向方向所限定的平面内确定所述角度。
为了确保此，第一支柱和第二支柱在不同的第一和第二方向上排列，即，根据不同的方向矢量排列。因此，重要的是在第一和第二方向矢量的机身的纵向方向上的方向矢量的分量是不同的。能够通过将第一和第二方向矢量投影到机身的纵向方向上而检测分量是否以相对于地板结构的方式在机身的纵向方向上不同。在将方向矢量投影到由机身的纵向方向和机身的垂直方向所跨越(span)的平面上的情况下，两个方向矢量然后表现为相对于机身的纵向方向的不同的倾斜。
在上述认识中，方向矢量可以是被标准化成标准长度如1的矢量，且具有对应于机身的纵向方向、机身的横向方向和机身的垂直方向的三个方向分量。当量，即，投影的长度不同和/或投影是不平行(anti-parallel)的时候，两个方向矢量到机身的纵向轴线上的投影不同于上述认识。
对于吸收在机身的纵向方向上作用的力来说，其与第一方向矢量的分量和第二方向矢量的分量在机身的横向方向上是否不同没有关系。
对于本发明的上述方面来说，更进一步的，不是绝对必需使地板结构的所有横梁设有第一和第二支柱。
根据本发明的第二方面，用于机身的地板结构包括在机身的横向方向上布置在与机身隔开的距离处的多个横梁。因此，可以从上面提供进入边缘区的通路。更进一步，通过短横梁实现了重量的减小。
权利要求1中显示的装置的有利实施例和设计以及本发明的各个方面在从属权利要求中得到。
根据优选的设计，多个横梁在机身的横向方向上布置在与机身隔开的距离处。多个横梁必需相互平行布置。
根据一个实施例，第一和第二支柱布置成至少一列，该至少一列在机身的纵向方向上排列。相同数量的第一支柱和相同数量的第二支柱可以布置在多列中的一列内。此外，一列中的多个支柱可以布置在一个平面内。
在一个实施例中，第一支柱平行于机身的垂直方向排列。所以，确保了在垂直方向，即，在重力方向上作用的力的最佳力通量(flux of force)。
根据一个实施例，机身具有多个机架，并且至少一个第一支柱和一个第二支柱布置在每一个横梁上，而且此第一布置的支柱和此第二布置的支柱被紧固到两个不同的机架。因此，实现了根据本发明的一方面所需的不同的第一和第二方向以及方向矢量。此外，不需要将大量机械元件插到支撑机架上而实现了直接力通量。因此，横梁优选地平行于机架布置，并且还可以布置在由多个机架预定的一个平面内。
根据一个改进，外部底板(floor plate)被紧固到横梁和紧固到机身。一方面，此外部底板可以用作用于乘客空间的地板，并且又允许拥有在机身的横向方向上延伸的力通量。地板边缘可以可释放地紧固到横梁和/或紧固到机身。这方便地使在装配期间移除地板边缘成为可能，或者使用在一侧上的支撑件将地板边缘折叠起来成为可能，以使得允许进入边缘区。
在一个实施例中，外部底板由复合材料和/或多层制造而成，并且包括一体式套筒(one-piece sleeves)，该一体式套筒从外部底板的上面连续到外部底板的下面，并用于通过螺钉、螺栓、销或类似物将外部底板紧固到横梁和/或机身。外部底板可以有利地由复合材料制造而成，该复合材料在机身的横向方向上具有高度刚性，同时重量小。类似地，这种外部底板可以由多层(multi-ply layer)制造而成，例如，由在两层之间包围的蜂窝夹层结构制造而成。一体式套筒具有足够的机械稳定性，该足够的机械稳定性允许重复插入和移除诸如螺钉、螺栓或销的紧固装置。一体式套筒可以由如石英玻璃的玻璃材料制造而成。
代替连续套筒，也可以使用在顶部被密封的套筒。可以通过在横梁和/或机身内的销而实现外部底板的紧固。
在一个实施例中，通过铰链连结将支柱连接到横梁和/或机身。因此，当飞机机身轻微扭曲时，能够在飞行期间有利地生成支撑结构。
以下参照附图并结合实施例更加详细地说明本发明，其中 图1示出了一个实施例的前视图； 图2示出了图1的实施例的侧视图； 图3示出了图1和图2的实施例的俯视图； 图4示出了根据图1的又一个实施例的放大细节图； 图5示出了第二实施例的侧视图； 图6示出了第三实施例的前视图； 图7示出了图6的第三实施例的侧视图； 图8示出了又一实施例的详细图； 图9示出了又一实施例的详细图； 图10示出了图8和图9的实施例中的一个的侧视图； 图11示出了第四实施例的前视图；以及 图12示出了从图11的第四实施例的侧面所示的详细图。
在附图中，在没有显示对立物的范围内，相同的附图标记表示相同的部件或具有同样功能的部件。
具体实施例方式 在以下实施例的说明中，使用在完整的飞机上定向的方向。机身的纵向方向或纵向方向x平行于从飞机前端延伸到后部的线。机身的横向方向或横向方向y平行于从左翼端到右翼端的连接线。机身的垂直方向或垂直方向z平行于静止飞机的重力方向。
以下参照示出了本实施例的前视图、侧视图和/或俯视图的图1、2和3说明实施例。在图1中，示出了图2的侧视图所位于的平面A。此外，示出了图3的俯视图所位于的平面B。在图2中，所示的平面C表示图1的前视图，而所示的平面E表示图3的俯视图。在图3中，图1的前视图位于所示的平面D内。
飞机机身的形状由多个相互平行布置的机架7固定。具体地在宽体飞机的情况下，所述机架为圆形、椭圆形或卵形。在小型飞机的情况下，机架有时也可以具有多边形形状。
在客机内，出于不同的用途而分割机身内部的空间。乘客容纳在第一区域内，通常容纳在上面的区域内。例如用于行李的航空货物空间100位于下面的区域内。已知为“百慕大三角”的边缘区400被定位到航空货物空间100的侧面，并由机架限定，而且向上通过乘客空间的地板。供电线、信号线等通常布置在此边缘区400内。
用于乘客区的地板由在中央部300内的中央板1和在外部200内的外部板2形成。地板被由多个横梁6和多个支柱11、12组成的结构支撑。多个横梁6通常相互平行布置(图3)。细长结构的横梁6的排列与它们的纵向轴线一起基本上平行于机身的横向方向y。在优选的实施例中，横梁6与翼梁(spar)5一起形成网格形支撑结构。此结构可以在飞机机身外面预先装配，然后作为预先装配好的单元定位到支柱11、12上。
横梁6在横向方向y上与机架7间隔开。因此，在纵向方向上的横梁6的端部60与机架7之间产生自由空间。因此，如果移除外部底板2，则可以从上面提供进入边缘区400的通道。
在下文中，更加详细地提供支柱的具体布置，该支柱将在垂直方向z上的力以及在纵向方向x上的力都传递给主机身结构，该主机身结构包括机架7、机身外壳、和所谓的纵梁，即，布置在机身外壳上的纵向支撑结构。
横梁6由支柱11、12支撑。通过支柱11、12将重力，即，在垂直方向上作用的力传递给主机身结构。根据已知关系，如力的平行四边形确定分布到各个支柱上的力。可以根据压缩支柱11、12的力形成在其它支柱中间的所述支柱的尺寸。
通过使用被不同排列的支柱得到在纵向方向x上作用的力。在图2的视图中，使用两个被不同排列的支柱11、12。在下文表示为竖直支柱11的第一支柱沿着平行于垂直方向的方向矢量111或方向111排列。此垂直方向矢量111在纵向方向x上没有分量。在下文已知为倾斜支柱12的其它支柱沿方向矢量112或在方向112上排列，该方向112在纵向方向x上没有分量。因此，垂直支柱11和倾斜支柱12的方向矢量111、112在纵向方向x上的分量不同。
在横梁6上的竖直支柱11的紧固点与倾斜支柱12的距离和在机架上的竖直支柱11的紧固点与倾斜支柱12的距离被固定。同样，预定两个支柱11、12的长度。所以，平行四边形基本上被限定。通过不相互平行的两个支柱11、12确定该平行四边形的几何结构和内角。因此，在纵向方向x上的结构是刚性的，并且能够传递在此方向上作用的力。
竖直支柱11具有上支柱端13和下支柱端15，该上支柱端13和下支柱端15设有合适的紧固装置。同样，倾斜支柱12也具有上支柱端14和下支柱端16，该上支柱端14和下支柱端16具有合适的紧固装置。将各自的上支柱端13、14连接到横梁6。优选地，上支柱端13、14的连接点位于彼此的附近。竖直支柱11和倾斜支柱12的下支柱端15、16连接到如图1和图2中所示的主机身结构。与横梁6相关联的并连接到横梁6的竖直支柱11和倾斜支柱12与两个不同的机架7相关联，并相应地连接到不同的机架7。因此，在竖直支柱11的方向矢量111和倾斜支柱12的方向矢量112的纵向方向x上得到不同的分量。
可以通过翼梁5实现通过横梁6和支柱11、12的支撑结构的附加稳定性，该翼梁5将横梁连接到网格状结构(见图3)。
可以通过加强层(reinforcement)8提供用于货运区100的地板3，在左右机架侧之间该加强层8允许拥有在横向方向上的附加力通量。
在图4中，对于外部200和外部底板2来说示出了详细视图。在本实施例中可以采用与第一实施例相关的被说明的元件。外部板2可以大致上包括由复合材料制造而成的板35。在一个可选方案中，具有蜂窝夹层结构的中间层插入复合材料内。为了将外部板紧固到横梁6或机架7，连续套筒32被插入外部板2内。借助于这些套筒32，可以穿过合适的紧固材料，如铆钉、螺钉、螺栓等。当插入或移除紧固装置时，套筒32防止由复合材料制成的主体35损坏。相应地，套筒32吸收作用力或应力。因此，可以重复地紧固和移除外部底板2。例如，如果在装配期间随后要将另外的系统装入到边缘区400中，则这种移除是有利的。
套筒32优选地被制造成一体式，并由不锈材料如玻璃制成。
通过角撑架33或任何其它类型的紧固装置可以将外部板2紧固到机架7。
一个有利的实施例包括通过铆钉或类似紧固装置将外部板2仅紧固在一侧上，即，或者紧固到横梁6，或者紧固到机架7。在另一侧上，通过接合件(joint)将其固定。因此，然后可以便利地将外部底板2折叠起来。
与此同时，翼梁5可以包括整体式座椅固定导轨31。为此，翼梁5包括朝向顶部逐渐变小的槽。
在图5中，示出了本发明的第二实施例的侧视图。前视图和俯视图对应于图1和图2。代替竖直支柱和倾斜支柱，在本实施例中使用两个倾斜支柱21、22。一个支柱21具有向前倾斜的方向121或对应的方向矢量121，而另一个支柱22具有向后倾斜的方向122或对应的方向矢量122。术语“向前倾斜的”被理解成表示当从底部向顶部看时，支柱指向飞机前端(负的纵向方向x)。术语“向后倾斜的”相应地表示当从底部向顶部看时，支柱22指向飞机末端(即，在正的纵向方向x上)。通过向前倾斜的和向后倾斜的支柱21、22的这种布置，也得到了在机架7上的纵向方向上作用的力的力通量。如所示的各个支柱21、22的倾斜的延伸可以相同，但是也可以不同。
图6和图7一起说明了第三实施例。图7中所示的侧视图产生于图6中所示的平面F。在前述实施例中，支柱布置在多列内，并且在这些列内，支柱布置在一个平面内。在本第三实施例中，支柱进一步在纵向方向x上布置在一列内。然而，各个支柱71、72不再位于一个平面内。支柱72的紧固点272高于第二支柱71的紧固点271。在横梁6上，两个支柱71可以进一步连接到一个紧固点或位于彼此附近的两个紧固点270。然而，对于结构来说必需的是，当结构在图7的侧视图中示出时，在投影中，一个支柱71的方向171不同于另一个支柱72的方向172。换句话说，相应的方向矢量71、72的分量在纵向方向x上不同。
在图8、图9和图10中，横梁61、62、63以前视图和侧视图的方式被示出，该前视图和侧视图可以用于所公开的实施例中。在图8中所示的横梁61的高度小于横梁61的各个部。因此，可以实现重量的减小，或者可以将翼梁5插入减小的高度的区域内。在图9中，示出了又一横梁62，该横梁62的高度在整个中心区内被减小。有利地，如用于示例的图10中的横梁63所示，横梁可以在横截面内为双T形。
在图11和12中，示出了本发明的第四实施例，该实施例用于说明将支柱紧固到机架7的示例。飞机机身的各个机架7相互平行布置，并经由在纵向方向x上延伸的翼梁51连接。紧固装置53可以布置在这种翼梁上。所述紧固装置具有合适的紧固接头(tab)、孔54或突出部，支柱73、74的支柱端部可以紧固到该紧固接头(tab)、孔54或突出部。例如，可以以连结的形式，优选地以铰链连结的形式设置支柱端部。对于机械稳定性和提高力的传递来说，其可以有利地通过加固装置52加固安装装置53布置在其上的翼梁51，以确保提高力的传递。
用于前述实施例中的横梁由于其最小的长度而已经有利地具有小重量。对于横梁来说，可以使用复合材料实现重量的进一步减小。可选地，横梁也可以由金属制造而成。支柱也可以或者由铝制造而成，或者具体优选地由复合材料制造而成。还包括座椅固定导轨的翼梁5由于通过座椅施加在其上的应力而由金属制造而成。具体地，由于钛的低腐蚀性，因此其适于翼梁5。在中央和外部内的底板由复合材料制造而成，并且优选地具有并入蜂窝夹层结构的多层结构。机架7和加强层8可以优选地由复合材料或者可选地由金属制成一体。
虽然本发明已经结合
了优选的实施例，但是本发明不限于此。
具体地，本领域的技术人员将导出用于支柱的不同几何布置的所公开的实施例建议。在这一点上，可以合并在不同实施中说明的几何形状。具体地，也可以将支柱紧固到横梁上的多个紧固点，这些紧固点在横向方向y上间隔开。
附图标记 1 外部底板 2 中央底板 3 货物地板 5 翼梁 6，61，62，63 横梁 7 机架 8 加强层 11，21，71，73第一支柱 12，22，72，74第二支柱 13，14，23，24上支柱端部 15，16，25，26下支柱端部 31座椅固定导轨 32套筒 33安装装置 35中央件 51纵向支柱 52支柱支撑件 53支柱紧固件 54铰链连结 60横梁端部 100 货运区域 200 边缘部 300 中央部 400 边缘区 111，112，121， 122，171，172 方向，方向矢量 270，271，272 紧固点 x 纵向方向 (机身的纵向方向) y 横向方向 (机身的横向方向) z 垂直方向 (机身的垂直方向)
权利要求
1.一种用于机身的地板结构，具体地用于飞机机身的地板结构，具有
多个横梁(6；61；62；63)，至少一个第一支柱(11、21)和至少一个第二支柱(12、22)分别联结到所述横梁(6；61；62；63)，以便将所述各个横梁(6；61；62；63)连接到所述机身；
所述至少一个第一支柱(11、21)平行于第一方向矢量(111、121)排列，而所述至少一个第二支柱(12、22)平行于第二方向矢量(112、122)；以及
所述第一方向矢量(111、121)和所述第二方向矢量(112、122)到所述机身的纵向方向(x)上的投影不同，以便通过所述第一和第二支柱(11、12；21、22)在所述地板结构上吸收在所述机身的所述纵向方向(x)上作用的力。
2.根据权利要求1所述的地板结构，其特征在于所述多个横梁(6；61；62；63)在所述机身的横向方向(y)上布置在与所述机身隔开的距离处。
3.根据权利要求1或2所述的地板结构，其特征在于所述多个横梁(6；61；62；63)相互平行布置。
4.根据前述权利要求中的至少一个所述的地板结构，其特征在于所述第一和第二支柱(11、12；21、22)布置成至少一列，所述至少一列在所述机身的所述纵向方向(x)上排列。
5.根据权利要求4所述的地板结构，其特征在于所述相同数量的第一支柱(11；21)和所述相同数量的第二支柱(21；22)布置在多列中的一列内。
6.根据权利要求3或4所述的地板结构，其特征在于一列中的所述支柱(11、12；21、22)布置在一个平面内。
7.根据前述权利要求中的至少一个所述的地板结构，其特征在于所述第一支柱(11；21)平行于所述机身的垂直方向(z)布置。
8.根据前述权利要求中的至少一个所述的地板结构，其特征在于所述机身具有多个机架(7)，并且至少一个第一支柱(11；21)和一个第二支柱(12；22)布置在每一个横梁(6；61；62；63)上，而且此第一布置的支柱(11；21)和此第二布置的支柱(12；22)被紧固到两个不同的机架(7)。
9.根据权利要求7所述的地板结构，其特征在于所述横梁平行于所述机架布置。
10.根据至少权利要求2或其它前述权利要求中的一个所述的地板结构，其特征在于外部底板(2)被紧固到所述横梁(6；61；62；63)和紧固到所述机身。
11.根据权利要求10所述的地板结构，其特征在于地板边缘可释放地紧固到所述横梁(6；61；62；63)和/或紧固到所述机身。
12.根据权利要求10或11所述的地板结构，其特征在于所述外部底板(2)由复合材料制造而成，和/或由多层制造而成，并且所述外部底板(2)包括一体式套筒(32)，所述一体式套筒(32)从所述地板边缘(2)的上面(36)连续到所述外部底板(2)的下面(37)，所述一体式套筒(32)用于通过螺钉、螺栓、销或类似物将所述外部底板(2)紧固到所述横梁(6；61；62；63)和/或紧固到所述机身。
13.根据权利要求12所述的地板结构，其特征在于所述一体式套筒(32)由玻璃材料形成。
14.根据前述权利要求中的至少一个所述的地板结构，其特征在于通过铰链连结将所述支柱(11、12；21、22)连接到所述横梁(6；61；62；63)和/或所述机身。
全文摘要
本发明公开了一种用于机身的地板结构，该地板结构包括多个横梁(6)，至少一个第一支柱(11)和至少一个第二支柱(12)分别联结到多个横梁(6)，以便将各个横梁连接到机身；至少一个第一支柱(11)在相应的第一方向矢量上排列，而至少第二支柱(12)对应于第二方向矢量排列；并且第一方向矢量和第二方向矢量到机身的纵向方向上的投影不同，以便通过第一(11)和第二(12)支柱在地板结构上吸收在机身的纵向方向上作用的力。
文档编号B64C1/18GK101432190SQ200780015232
公开日2009年5月13日 申请日期2007年4月25日 优先权日2006年4月25日
发明者托尔斯藤·施罗埃尔, 托尔斯藤·罗明格 申请人:空中客车德国有限公司