具有嵌入式插入件的高强度航空器内部板部件的制作方法
【专利摘要】用于支撑大重量负载的航空器内部板部件（10）包括：芯板（14），其夹置在结构层（16）之间；板插入件（12），其嵌入板部件（10）内并且穿过和中断芯板（14），板插入件（12）具有细长杆（22），所述细长杆在每端以盖状方式设有增大凸缘（24），所述细长杆（22）设置成轴向垂直于芯板（14），并且增大凸缘（24）设置成平行于芯板（14）；和面板（20），其结合到板插入件（12）的外侧，以用于将板插入件（12）遮蔽在航空器内部板部件（10）内。
【专利说明】具有嵌入式插入件的高强度航空器内部板部件
【技术领域】
[0001]本发明一般地涉及适于在航空器内部装修中使用材料的领域，并且更具体地涉及包括用于支撑大重量负载的嵌入式插入件的高强度夹层板。
【背景技术】
[0002]在航空器内壁和隔板的结构中通常使用的传统的夹层板优选具有高强度和轻重量。通过将面板粘合到芯部件材料例如芳族聚酰胺芯部件的两侧来典型地构造这些板。夹层板可包括额外的内层，以提供进一步的强度并优化所施加的负载的分配。
[0003]当将大重量负载例如乘务员座椅安装到传统的夹层板时，重要的是板能支撑座椅、乘客和额外载荷的重量而不损坏板或使板变形。将结构件附连到夹层板的一个传统方法包括在板上钻孔并插入接纳紧固件的支承件。该方法虽然能适用于轻重量负载，但损害了板的结构完整性并且不能充分地将大负载分配经过板。
[0004]因此，需要的是:被配置为将所施加的负载分配到板的纤维增强层因而将所施加的负载均匀地分配到夹层板的面积范围的夹层板结构。
【发明内容】
[0005]一方面，这里提供了板插入件，该板插入件用于嵌入航空器内部板部件内以提供高强度板。
[0006]另一方面，这里提供了包括嵌入式插入件的航空器内部夹层板，以提供高强度板部件。
[0007]另一方面，板部件配置成支撑大重量负载。
[0008]另一方面，插入件配置成接纳用于将负载附连到板部件的紧固件并且将大负载分配经过板部件。
[0009]另一方面，插入件嵌入在板部件内，在板部件的装饰面下方。
[0010]这些和其他方面通过本发明而满足，本发明根据一个实施例提供了航空器内部板部件，该航空器内部板部件包括:芯板，其夹置在结构层之间；板插入件，其嵌入航空器内部板部件内并且配置成用于接纳用于将负载附连到航空器内部板部件的紧固件，板插入件穿过并中断芯板，板插入件具有细长杆，所述细长杆在每端以盖状方式设有增大凸缘，所述细长杆设置成轴向垂直于芯板，并且增大凸缘设置成平行于芯板；和面板，其结合到板插入件的外侧，以用于将板插入件遮蔽在航空器内部板部件内。
[0011]在另一实施例中，板插入件借助沿周向围绕杆的灌注混合物、强化玻璃纤维层和芳族聚酰胺线中的至少一种结合到芯板。
[0012]在另一实施例中，航空器内部板部件包括圆形的增强纤维叠层，所述圆形的增强纤维叠层设置在芯板外侧的上方和下方且与芯板平行，并且沿周向围绕杆。在芯板的上方和下方的结构层能夹置在圆形的增强纤维叠层之间。在芯板的上方和下方的结构层能包括多个结构层，所述多个结构层以变化的取向进行取向，以便将负载优化地分配经过航空器内部板部件。多个结构层和设置在外侧的叠层能以变化的取向设置并能具有变化的方向性编织，例如0°，45。和90。。
[0013]在另一实施例中，取决于所施加的负载的配置，航空器内部板部件能包括多个间隔开的板插入件。多个间隔开的板插入件中的每一个均包括在板插入件的板面范围中的叠层。
[0014]在另一实施例中，板插入件能包括两个半部件，这两个半部件被压在一起以接合锁定部件，从而防止这两个所述半部件被拉开。板插入件的两个半部件能包括凹式半部件和接合在凹式半部件内的凸式半部件。凹式半部件和凸式半部件在接合时将芯板、结构层和叠层夹在放大凸缘之间。
[0015]在另一实施例中，板插入件限定内螺纹轴向孔，以用于将外螺纹紧固件接纳在其中。增大凸缘能具有圆形或板形。
[0016]在另一实施例中，航空器内部板部件能包括胶膜，例如定位在增大凸缘的外表面和面板之间的胶膜，以有助于其间的结合。
[0017]在另一实施例中，芯板能是芳族聚酰胺或蜂巢状材料。
[0018]本发明的其他特征、方面和优点在下面详细的说明中被阐述，并在某种程度上由于该说明对本领域技术人员来说显而易见或通过实践在这里描述的本发明而实现。应该理解前面的概述和下面的详细说明提供了本发明的各实施例，并且意图提供综述和框架，以用于理解这里所要求的本发明的本质和特点。所包括的附图提供对本发明的其他理解，并且被并入并组成该说明的一部分。
【专利附图】
【附图说明】
[0019]本发明的特征、方面和优点在参考附图阅读本发明的下面的详细说明时被理解，在附图中:
[0020]图1是根据本发明的实施例的包括嵌入式插入件的高强度板部件的示意图；
[0021]图2是经过图1的板部件的厚度的剖视图；
[0022]图3A示出板插入件的一侧；
[0023]图3B示出图3A的插入件的相对侧；
[0024]图3C是经过图3A和3B的插入件的剖视图；
[0025]图4示出板插入件的另一实施例的凹部；
[0026]图5示出用于与图4的凹部配合地接合的凸部。
【具体实施方式】
[0027]现在在下文中参考附图更全面地描述本发明，在附图中示出本发明的示例性实施例。但是本发明可以不同的方式实现且不应解释为限制于这里描述的典型的实施例。示例性实施例被提供成使得该公开是完全、彻底的，并且将全面表达本发明的范围，并能使本领域技术人员能制造、使用和实践本发明。
[0028]参考附图，在航空器内部或其他应用中使用的高强度板部件通常以附图标记10示出。航空器内部板部件10配置为在内壁和内部板部件中使用，大重量负载附连到内壁和内部板部件，例如乘务员座椅。这里提供的航空器内部板部件10包括配置成对所施加的负载最优地反应并将所施加的负载分配入航空器内部板部件10的相邻的纤维加强层的嵌入式板插入件12和多层或多层构造。出于美观的原因等，板插入件12被隐藏看不到，处于航空器内部板部件10的面板14 (例如装饰面层)的下方。单个航空器内部板部件10能包括多个间隔开的板插入件12，以用于将多个负载附连到板部件或与大重量负载(例如乘务员座椅的附连支架)的多个附连点对准。
[0029]参考图1，航空器内部板部件10的主表面的一部分示出为具有嵌入式板插入件12，该插入件用虚线示出以表示其位置处于航空器内部板部件10的面板下方。
[0030]参考图2，经过图1的板插入件12和航空器内部板部件10的剖视图示出了航空器内部板部件10的多层结构和板插入件12嵌入其中。航空器内部板部件10包括:芯板14，其夹置在多个结构层16之间。芯板14包括航空器内部板部件10的厚度的主要部分并且能是优选轻重量和防火的芳族聚酰胺芯板、蜂窝板等板状件。结构层16设置在芯板14上方和下方且平行于芯板14并与芯板14共同延伸。
[0031]结构层16能包括在芯板14的上方和下方的任何数量的层并且优选以变化的取向进行取向，以使负载被最优地分配经过航空器内部板部件。结构层16能具有变化的取向和方向性的编织，例如0°、45°和90°。在板部件14的上方和下方的结构层16夹置在叠层18之间，叠层18能以变化的取向进行取向并且能具有不同的直径。如这里所使用的，属于“叠层”和“多个叠层”能表示包括分散在树脂主体内的纤维的层。
[0032]板部件的面积范围包括定位在每个板插入件12的面积中的叠层18，而结构层16可延伸经过整个板部件的面积范围。航空器内部板部件10用作为最外层的面板20作表面，面板20遮蔽嵌入式板插入件12。
[0033]板插入件12配置成用于接纳紧固件，该紧固件用于将负载附连到航空器内部板部件10。板插入件12通常包括细长的圆柱杆22，杆22在每一端以增大凸缘24的方式设置成盖状。如所示的，增大凸缘24是圆形或盘状的，但是增大凸缘能具有任何形状。板插入件12的圆柱杆22穿过并中断芯板14、结构层16和叠层18。增大凸缘24的外径大于杆22的直径并将叠层18、结构层16和芯板14夹置在增大凸缘24之间。
[0034]板插入件12能具有两部分的结构，其中这两部分穿过层和芯板14结合在一起，并压在一起以接合锁定部件，从而防止这两部分被拉开。参考图3A-5 (在下面进行更详细地描述)，这两个部分可包括凹部和凸部，凸部接合在凹部内以将这两个部分锁定在一起并将层和芯板14夹置在这两部分之间。
[0035]板插入件12设置在航空器内部板部件10内，并且杆22设置成轴向垂直于芯板14并且增大凸缘设置成平行于芯板14。增大凸缘24的内侧和外侧边缘中的至少一个能被磨削或倒角成平滑的半径，以防止经过层16、18或面板20而产生撕裂。
[0036]板插入件12借助沿周向围绕杆22的灌注混合物26、强化玻璃纤维层和芳族聚酰胺线28中的至少一种结合到芯板14，以保持航空器内部板部件10的结构完整性。胶膜29能施加到增大凸缘24的外表面，以促进增大凸缘24和面板20之间的结合。胶膜可以其他布置方式在航空器内部板部件10内使用，以促进芯板14、结构层16、叠层18、面板20和板插入件12任意二者或更多者之间的结合。
[0037]参考图3A-4，板插入件12是包括凸式半部件30和凹式半部件32的两件式插入件。凸式半部件30和凹式半部件32被压在一起以锁定地接合从而防止被拉开。凸式半部件30包括以突出部的方式终止的径向向内的可压缩片34，该突出部在滑过由板插入件12的凹式半部件32限定的孔内的互补卡扣部件时卡住。如在图3A和3B的组合中示出的，凸式半部件30限定内螺纹轴向孔36，轴向孔36经过增大凸缘24的外表面而开口，以用于将外螺纹紧固件接纳在其中，例如用于将负载附连到航空器内部板部件10的螺钉。紧固件可转动以便前进经过凸式半部件30进入凹式半部件32，从而进一步将凹式半部件和凸式半部件30、32锁定在一起。如在图3C中示出的，内螺纹可延伸仅孔36的长度的一部分。
[0038]参考图5，用附图标记38示出用于接合在图4的凹式半部件32内的凸式半部件的另一实施例。凸式半部件38的孔(未示出)可不延伸杆的整个长度。不管板插入件的结构，杆能具有任何长度或直径，并优选具有比增大凸缘24的外径小的直径。
[0039]虽然参考特定实施例和实例已经描述了高强度航空器内部板部件，但期望本发明的各细节可被改变而不背离本发明的范围。另外，提供本发明的优选实施例的前述说明和用于实践本发明的最佳模式，以便仅用于说明性的目的且不是用于限制性的目的。
【权利要求】
1.一种航空器内部板部件(10)，其包括: 芯板(14)，其夹置在结构层(16)之间； 板插入件(12)，其嵌入航空器内部板部件(10)内并且配置成用于接纳用于将负载附连到航空器内部板部件(10)的紧固件，板插入件(12)穿过并中断芯板(14)，板插入件(12)具有细长杆(22)，所述细长杆在每端以盖状方式设有增大凸缘(24)，所述细长杆(22)设置成轴向垂直于芯板(14)，并且增大凸缘(24)设置成平行于芯板(14);和 面板(20 )，其结合到板插入件(12 )的外侧，以用于将板插入件(12)遮蔽在航空器内部板部件(10)内。
2.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中板插入件(12)借助沿周向围绕细长杆(22)的灌注混合物(26)、强化玻璃纤维层和芳族聚酰胺线中的至少一种结合到芯板(14)。
3.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其还包括至少一个圆形的增强纤维叠层(18)，所述至少一个圆形的增强纤维叠层设置在芯板(14)外侧并且与芯板平行，并且沿周向围绕细长杆(22)。
4.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中在芯板(14)上方和下方的结构层(16)夹置在圆形的增强纤维叠层(18)之间。
5.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中在芯板(14)上方和下方的结构层(16)包括多个结构层，所述多个结构层以变化的取向进行取向，以便将负载优化地分配经过航空器内部板部件(10)。
6.根据权利要求5所述的航空器内部板部件(10)，其中所述多个结构层(16)和多个设置在外侧的叠层(18)相对于彼此邻近的层以变化的取向设置。
7.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其还包括多个间隔开的板插入件(12)，所述多个间隔开的板插入件(12)中的每一个均包括在板插入件(12)的板面范围中的叠层(18)。
8.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中板插入件(12)包括两个半部件，所述半部件被压在一起以接合锁定部件，从而防止两个所述半部件被拉开。
9.根据权利要求8所述的航空器内部板部件(10)，其中两个所述半部件包括凹式半部件(32 )和接合在凹式半部件(32 )内的凸式半部件(30 )。
10.根据权利要求9所述的航空器内部板部件(10)，其中凸式半部件和凹式半部件(30，32)在接合时将叠层(18)、结构层(16)和芯板(14)夹置在增大凸缘(24)之间。
11.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中板插入件(12)限定内螺纹轴向孔(36)，以用于将外螺纹紧固件接纳在其中。
12.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中增大凸缘(24)是圆形的。
13.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其还包括施加到增大凸缘(24)的外表面的胶膜(29)，以用于将面板(20)粘接到增大凸缘(24)。
14.根据权利要求1所述的航空器内部板部件(10)，其中芯板(14)是芳族聚酰胺或蜂巢状材料。
【文档编号】B64C1/06GK103748009SQ201280039934
【公开日】2014年4月23日 申请日期:2012年8月16日 优先权日:2011年8月17日
【发明者】K·罗纳瓦拉, R·霍恩西, J·C·格里夫 申请人:B/E航空公司