专利名称：具有一由合成纤维材料形成的整体耐压舱壁的机身段，以及一具有像这样的机身段的机 ...的制作方法
技术领域：
本发明关于一种用于飞行器的耐压机身的机身段，包括由纤维合成材料制成的一机身外壳结构及至少一耐压舱壁，以及关于一种用于飞行器的机身外壳，包括至少一个这种类型的机身段。
背景技术：
目前，用于飞行器的耐压机身通常是由机身段和耐压舱壁组装而成，形成耐压处理的飞行单元的端部。传统上，这些耐压舱壁是以不同结构生产的，并随后整合到相应的机身段中。不同结构的缺点是零件数量多且生产成本高，因而导致结构重量高。为了减少零件数量，已经知道有一种用于飞行器的耐压舱壁，包括一耐压机身。例如，欧洲专利申请公开第EP 0387400 A2号，其耐压舱壁是整体制作而成，且具有一球形形状，其在边缘区域能适应于机身的剖面。整体制作形成的该耐压舱壁被嵌入该机身段中，并以相当大的生产成本通过铆接、焊接或粘接的方式而被固定至该机身段。为了保证在连接区域的足够强度，还有必要依据结构负载及部件厚度对接合处进行测量，以这样一种方式使得这种类型的结构部件具有一高的结构重量。
发明内容
相比较，本发明的目的是提供一种包括一耐压舱壁的机身段，以及一种包括至少一个这种类型的机身段的机身外壳，其使得以低生产成本减少结构重量成为可能。通过一种具有权利要求1的特征的机身段来实现此目的。还通过一种依据权利要求11的特征的机身外壳来实现此目的。依据本发明该机身段用于飞行器的耐压机身，包括由纤维合成材料制成的一机身外壳结构及至少一耐压舱壁(耐压隔板)，该耐压舱壁与该机身外壳结构整体成形。由于该耐压舱壁与该机身段是以整体成形的，就能以显著降低的生产成本实现一个在重量方面被优化的高强度结构。该纤维合成材料结构最好是根据该机身段/耐压舱壁单元的的负载方式而形成。以这样一种方式，使得高强度结构成为可能。在本发明的一特别的较佳实施例中，该过渡区从该机身外壳结构基本上连续延伸到该耐压舱壁，不会急剧弯曲而扭曲该纤维取向。从该机身外壳结构到该耐压舱壁的过渡最好相当的平坦，以这样一种方式避免对于该纤维取向不利的直角。在一具体的实施例中，依据本发明该机身段在尾端为一后机身段提供了一连接区。该连接区具有一缩小的直径，该机身段的一外围表面与位于该机身段尾端的该后机身段的一周围表面一起形成一共同的外表面。依据本发明的一特别的较佳实施例，该耐压舱壁具有一球形的、椭圆形的或者卵形的形状。该耐压舱壁最好设置有一球形帽，其朝着该机身尾部弯曲凸起。特别地，该机身段具有一按负载而定的厚度级数，以这样一种方式能够减少该结
3构重量并进一步具有高的静力及动力强度。既然这样，在本发明的实施例中就能够使用利用不同材料的混合构造或者利用类似材料的构造，使得该机身外壳结构4具有一高硬度且该耐压舱壁6的区域被成形为一薄的、弹性隔板。在一较佳实施例中，该机身段是在一缠绕法或一铺层法中利用预浸料或树脂灌注技术制作而成。既然这样，除了碳纤维外，还能够利用玻璃纤维或芳纶纤维合成材料。在利用该缠绕法制作时，例如利用水平的缠绕，大概设置在该球形帽的中心的该开口能够在完成缠绕工艺后利用一加强板而被闭合。根据该负载方式还提供了加固装置，这些能够被成形为增厚件或合适的异型零件。特别地，桁条及/或隔板能够被用作加工用的异型零件。在一共同的整体式或分体式模具中制作该机身外壳结构与该耐压舱壁的可能性已经被证明具有显著的优点。依据本发明，最好在一个制作步骤中于一高压釜中硬化处理整个装置。依据本发明该机身外壳用于一飞行器，包括至少一机身段，其中该耐压舱壁与该机身外壳结构整体成形。该耐压舱壁例如被用作一飞行器机身的一耐压通风区的尾端。依据一机身外壳的一特别的较佳实施例，该机身段的一外围表面与位于该机身段尾端的该后机身段的一周围表面一起形成一共同的外表面。该后机身段最好在一边缘区设置若干个补偿公差的凹槽，这些凹槽能够少部分地被一加强板限制。这提供了更进一步改良的组件强度及可靠性。本发明的其它优势发展被公开在更多的附属项中。
以下参照一较佳实施例对本发明做进一步的详细说明。唯一的图是依据本发明在一后耐压舱壁的区域中的一机身外壳的剖面图。
具体实施例方式该图显示一由若干个适用于机身段la、lb形成的机身外壳2的细节，用于一飞行器的耐压机身，包括一近似于成圆锥形的尖细尾部。依据本发明，该机身段Ia包括由纤维合成材料制成的一机身外壳结构4及一耐压舱壁6，该耐压舱壁6与该机身外壳结构4是整体成形。近似于球形的耐压舱壁6 (球形耐压帽)是朝着该机身尾部弯曲凸起，且形成该飞行器机身的一耐压通风区的一尾端。从该机身外壳结构4到该耐压舱壁6的该过渡区连续延伸，不会急剧弯曲而扭曲该纤维取向，并且该过渡区是相当的平坦，以这样一种方式避免对于该纤维取向不利的直角。由于该耐压舱壁6与该机身段Ia是以整体成形的，就能以显著降低的生产成本实现一个在重量方面被优化的高强度结构。该纤维合成材料结构是根据该机身段/耐压舱壁排列的负载方式而形成的。特别地，该机身段Ia具有一按负载而定的厚度级数，以这样一种方式能够减少该结构重量并进一步具有高的静力及动力强度。既然这样，在本发明的实施例中就能够使用利用不同材料的混合构造或者利用类似材料的构造，使得该机身外壳结构4具有一高硬度且该耐压舱壁6的区域被成形为一薄的、弹性隔板。通过利用抗燃或耐燃材料，该耐压舱壁6还能够被用作防火板或防火壁。图示的具有整体耐压舱壁6的该机身段Ia是在一共同的模具中利用铺层法制作而成的，该铺层法使用预浸料技术，并以高压釜加以硬化处理。为加强该机身壳体结构，在该机身段la、lb的内表面并按照各自载荷的作用而确定的位置设置异型零件(未显示)，例如桁条及隔板。该前机身段Ia为该尾端后机身段Ib提供了一连接区8，该连接区8具有一直径， 其以阶梯状方式略微缩小，该前机身段Ia的一外围表面10与位于该前机身段Ia的尾端的该后机身段Ib的一周围表面14 一起形成一共同的外表面12。该后机身段Ib在一边缘区域具有补偿公差的、有点狭缝形的凹槽16，其沿该飞行器的纵轴的方向延伸。这些凹槽16 分别被一加强板20限制在一拐角区18，该加强板20是通过铆接被固定至该后机身段Ib的内表面，以增强在这个区的强度并被用作一阻裂装置。在该连接区8，这两个机身段la、lb 是通过铆合搭接而连接至该飞行器机身的机身外壳2，该后机身段Ib在该连接区9装入该前机身段la。依据本发明该机身外壳2未被限定于以上描述的机身段la，Ib的铆接方式。相反地，可以利用一般现有技术中已知的不同的连接方法，例如特别是一种粘着结合方法。揭露一种用于飞行器的耐压机身的机身段la，其包括由纤维合成材料制成的一机身外壳结构4及至少一耐压舱壁6，该耐压舱壁6与该机身外壳结构4是整体成形。还揭露一种机身外壳2，包括至少一个这种类型的机身段la。参考标号清单
1机身段2机身外壳4机身外壳结构6耐压舱壁8连接区10外围表面12外表面14周围表面16凹槽18拐角区20加强板
权利要求
1.一种机身段，用于一飞行器的耐压机身，包括由纤维合成材料制成的一机身外壳结构(4)及至少一耐压舱壁(6)，其特征在于该耐压舱壁(6)与该机身外壳结构(4)是整体成形。
2.依据权利要求1的机身段，其特征在于连续形成一从该机身外壳结构(4)到该耐压舱壁(6)的过渡区。
3.依据权利要求1或2的机身段，以用于一尾端机身段(Ib)的一连接区(8)为特征。
4.依据权利要求3的机身段，其特征在于该连接区(8)具有一缩小的直径，该机身段 (Ia)的一外围表面(10)与位于该机身段(Ia)尾端的该后机身段(Ib)的一周围表面(14) 一起形成一共同的外表面(12)。
5.依据前述任意一权利要求的机身段，其特征在于该耐压舱壁(6)具有一球形的、椭圆形的或者卵形的形状。
6.依据前述任意一权利要求的机身段，以一按负载而定的厚度级数为特征。
7.依据前述任意一权利要求的机身段，以利用不同材料的一种混合构造或者利用类似材料的一种构造、该机身外壳结构(4)具有一高硬度且该耐压舱壁(6)被成形为一薄的、弹性隔板为特征。
8.依据前述任意一权利要求的机身段，其特征在于该机身外壳结构(4)与该耐压舱壁(6)能够在一共同的整体式或分体式模具中制作。
9.依据前述任意一权利要求的机身段，其特征在于设置异型零件，例如桁条及/或隔板，作为加固装置。
10.依据前述任意一权利要求的机身段，其特征在于该耐压舱壁(6)形成一飞行器机身的一耐压通风区的一尾端。
11.一种机身外壳，用于一飞行器，包括至少一个依据前述任意一权利要求的机身段 (la)。
12.依据权利要求11的机身外壳，其特征在于该机身段(Ia)的一外围表面(10)与位于该机身段(Ia)尾端的一后机身段(Ib)的一周围表面(14) 一起形成一共同的外表面 (12)。
13.依据权利要求12的机身外壳，其特征在于该后机身段(Ib)包括有一边缘区，该边缘区包括至少一补偿公差的凹槽(16)。
14.依据权利要求13的机身外壳，其特征在于该凹槽(16)是至少部分地被至少一加强板(20)限制。
全文摘要
公开一种机身段(1a)，用于飞行器的耐压机身，具有由纤维合成材料制成的一机身外壳结构(4)及至少一耐压舱壁(6)，其中该耐压舱壁(6)与该机身外壳结构(4)是整体成形。还公开一种具有至少一个这种类型的机身段(1a)的机身外壳(2)。
文档编号B64C1/20GK102164817SQ200980137354
公开日2011年8月24日 申请日期2009年7月30日 优先权日2008年8月12日
发明者威姆斯·吉特, 诺比尔·托尔斯滕 申请人:空中客车营运股份有限公司