航空器或航天器的带储能层蒙皮壁板及其储能层制造方法与流程

本发明关于用于航空器或航天器的具有储能层的蒙皮壁板和用于制造用于蒙皮壁板的储能层的方法。

背景技术：

尽管通常适用于任何种类的航空器或航天器，本发明及其基于的问题将参考客机更详细地加以解释。

现代客机的机身和机翼包括加强元件的刚性框架，例如像由金属或复合物蒙皮所覆盖的纵梁、框架、裂缝、翼梁等等，其可根据特定要求而被构造成柔性的或刚性的。例如，所述机身框架通常包括根据机身截面的形状而被弯曲到圆周方向的一系列框架、以及结合到框架的多个纵向纵梁或桁梁。所述蒙皮本身通常包括许多单个蒙皮壁板，它们典型地被铆钉、螺栓、螺钉和其它紧固件固定至此基部结构框架，并且可由金属板或金属合金板(例如，铝板)、纤维金属层压板(例如，玻璃层压铝增强环氧树脂或纤维增强塑(例如，具有环氧树脂基质的碳纤维增强塑料(cfrp))等等而形成。对于所有这些应用而言共同的是，所述航空器蒙皮主要地被优化以满足基本结构和空气动力学目的，包括抵抗热、压力、雷电等的一般性/全面保护，提供结构强度、降阻作用、以及将气动力、负荷和压力传递至基部结构。

复合材料如cfrp已被越来越多地用于航空航天应用，因为它们允许设计者改进结构性能且同时减少航空器重量、以及因此减少燃料消耗。用于制造复合铺叠材料的最近的先进胶带铺设、纤维铺放和增材制造技术提供了广阔的尚未开发的潜能以用于改进所述蒙皮结构和用于直接地将结构和功能元件实施到航空器的蒙皮内，这原本将会必定需要复杂的安装工作或是原本完全不可能的。例如，文档us7,883,050b2和us7,829,796b2各自教导了用于航空器的蒙皮的多层雷电防护系统，而文档wo2015/116265a1披露了用于航空器的多层除冰蒙皮。

技术实现要素：

相对于此背景技术，本发明的一个目的是将能源集成到航空器或航天器蒙皮内以用于对电动功能供电、而同时维持所述蒙皮的结构强度。

此目的是由具有权利要求1的特征的蒙皮壁板、具有权利要求13的特征的航空器、和具有权利要求14的特征的方法而实现的。

根据本发明的第一方面，用于航空器或航天器的具有储能层的蒙皮壁板，包括用于向所述蒙皮壁板提供结构稳定性的结构层，形成所述蒙皮壁板的外部支撑层的至少一个结构层和形成所述蒙皮壁板的内部支撑层的至少一个结构层，以及嵌入于所述外部支撑层与所述内部支撑层之间用于向所述蒙皮壁板提供功能能力的主要功能层。所述结构层和所述主要功能层被一起形成为复合层压物。所述功能层包括被构造为结构的电化学电池的储能层。

根据本发明的第二方面，航空器或航天器包括具有多个根据本发明的第一方面的蒙皮壁板的功能性蒙皮。

根据本发明的第三方面，一种用于制造用于航空器或航天器的蒙皮壁板的储能层的方法，包括将包含多个增强碳纤维的伸展牵引索带从带供应器供应至合并站，其中所述储能层被构造为电化学电池。所述方法还包括供应来自复丝供应源的多个离子富集的基质材料丝到合并站。所述离子富集的基质材料丝特别地可以是环氧树脂丝。所述方法还包括将多个离子富集的基质材料丝与所述伸展牵引索带在所述合并站处压制在一起。所述方法还包括将所述伸展牵引索带与所述多个离子富集的基质材料丝一起在所述合并站处加热到所述离子富集的基质材料丝的熔融温度以形成所述电化学电池的阳极层。所述方法还包括淀积所述电化学电池的阳极层。所述方法还包括供应来自织物供应源的金属织物至所述合并站。所述金属织物可特别地包括铜丝网。所述方法还包括供应来自复丝供应源的多个离子富集的基质材料丝到合并站。所述基质材料丝特别地可以是环氧树脂丝。所述方法还包括将多个基质材料丝与所述金属织物在所述合并站处压制在一起。所述方法还包括将所述金属织物与所述多个基质材料丝一起在所述合并站处加热至所述基质材料丝的熔融温度以形成所述电化学电池的阴极层。所述方法还包括淀积所述电化学电池的阴极层。

本发明的一种构思在于提供具有“供嵌入/埋设”支撑结构和“嵌入的”功能结构的分层复合物蒙皮壁板，一种结构电池集成到其中并且提供用于操作所述蒙皮内部或外部的电气装置的电力。所述支撑结构可向所述蒙皮壁板提供所需硬度和刚度从而使得所述蒙皮可满足与常规蒙皮相同的结构要求。特别地，所述支撑层可提供如同那些能够承载拉伸和/或压缩负荷的承载能力。同时,所述复合物蒙皮壁板的内层合并了结构电池来作为结构层，并且很可能还有多个功能性方面。在结构上，这些主要功能层也可被优化以承载作用于所述支撑层与所述功能层之间的剪切负荷。另一方面，所述电化学电池是所述航空器或航天器蒙皮的结构的部分并且在此意义上看起来似乎被集成到蒙皮内。根据本发明的结构电池可以是被基质材料所饱和的、并且插入设置有离子的碳纤维织物，其形成可提供强度以及电导率的电极。本领域技术人员将易于认识到，一般而言，取决于特定应用，在一方面是强度且另一方面是电导率之间必须选择一定的权衡取舍。然而，包括碳纳米管的碳纤维可以是对于某些高性能应用而言有利的，因为这些可同时提供高的电导率和高强度。另外，碳纳米管纤维可被设置呈极其小的几何形状。因为典型的航空器蒙皮的表面积非常大，则根据本发明的蒙皮壁板可潜在地储存相当大量的电能，其可能被分接(tapped)以便操作所述蒙皮内或所述蒙皮外部(例如在航空器内部，像客舱、驾驶舱、或货舱)的各种电气装置。为此，所述功能蒙皮的主要功能层可与所述航空器内部通过所述内部支撑层、和位于其间的任何其它层、利用对于本领域普通技术人员公知的设置而电互连。原则上，本发明的教导因而可使得能够实现电动飞行。此外，本发明有利地在一个复合物蒙皮层压物内将结构优化与功能机会相结合。本发明的教导可被运用于机身蒙皮壁板以及用于机翼蒙皮壁板或类似物。

此外，本发明提供了一种精确的、还非常有效率的并且便利的以及成本敏感的方法来制造呈轻量级并且还在结构方面强固的构造的这种复合物蒙皮。在航空航天工程中出现非常大的蒙皮面积的情况下，这一点是特别相关的。本方法的一个特别有利的方面是在增材制造方法内运用伸展牵引索带。使用伸展牵引索带，则包括许多单个纤维的薄材料层可被自动地并且完全自主地应用于一个工艺步骤中。具体地，包括多个增强纤维的伸展牵引索带可与多个基质材料丝合并以形成所述电化学电池的一个电极层。这展示了当干燥纤维的伸展牵引索带可以在高速进行馈送时，提供高品质快速堆叠工艺的可能性例如，以每单位时间所淀积的材料而考虑(例如，表达为每秒所淀积的面积重量或每秒所覆盖的材料层)。为此，所述基质材料丝可在恰好与伸展牵引索带相同的速度的情况下而被加工。

伸展牵引索带是利用通过使用机械或电磁的伸展技术来将所需的干燥纤维类型的牵引索伸展为一定面积重量和宽度的平坦单向(ud)带而制造的。所述牵引索的伸展能够使得在维持宽度的一致性同时生产非常低面积重量和非常薄宽度的ud带。原则上，这些带可通过将所需纤维的带进行交错来进一步加工以获得具有纤维的平直取向(例如，在交叉铺层(crossplied)的意义上而言)的织物。因此，实现了这样的伸展牵引索带，其可充当具有常规交叉铺层ud堆叠/叠层的机械性能并且易于装运织物的增强件。在本发明的意义内的伸展牵引索带一般地包括伸展纤维索的带，并且因而包括ud伸展牵引索以及源自交错的伸展牵引索的伸展牵引索织物。伸展牵引索极其适合于在被触及并且被树脂完全浸没时作为纤维增强件。为此，本发明提供了基质材料丝(例如，由环氧树脂或另一合适材料制成)，其通过熔融所述基质材料丝而被挤压抵靠所述伸展牵引索带并且呈粘性形式。

根据本发明的所述增材制造方法可与较常规的自动化纤维放置(afp)或自动化带铺设(atl)相组合，或用作它们的替代方案。afp机器是意图增加先进复合物部件的生产中的速率和精度的复合物制造技术的最近发展。apf机器将纤维增强件以自动化方式放置于模具或芯轴上，并且使用一定数目的热固性或热塑性预浸渍材料的单独的小宽度牵引索来形成复合物堆叠/叠层。然而，这种方法通常不会达到atl机器的相同淀积速率。例如，根据本发明的所述储能层可根据本发明的方法而被增材制造，而同时所述蒙皮壁板的结构层可利用常规堆叠工艺而淀积。替代地，通过供应增强纤维材料的带(例如，包括碳纤维或碳纳米管纤维)、并且将其与基质材料丝合并至随后淀积的纤维增强复合物材料铺层，则还有所述结构层可在类似的脉络/翅脉中被置放至所述储能层。根据本发明的蒙皮壁板可具备电化学电池，包括多个单独的电化学电池单元，每个电化学电池单元可包括根据本发明的阳极层和阴极层，所述单个单元被彼此堆叠并且相互串联连接。

本发明的有利实施例和改进在从属权利要求中可见。

根据本发明的实施例，所述储能层可被构造为锂离子电池。然而，在原则上，还有对于结构化的电池或分层电池而言是公知的另外的技术和材料组合可被运用于本发明内，以代替基于锂的技术。

根据本发明的实施例，储能层可包括有包含嵌置于离子富集的基质材料内的碳纤维的阳极层。所述储能层还可包括有包含嵌置于所述基质材料内的金属织物的阴极层。所述碳纤维可包括具有基本石墨烯状结构的碳纳米管纤维或其它碳的同素异形体。碳纳米管提供若干优点，其中特别是高电导率、高强度、和制造具有高的强度和电导率的透明功能层的可能性。由碳纳米管制成的晶体管可被构造成比常规的硅基晶体管薄得多，从而使得薄的并且柔性的电路层可被设置在的此基础上，其可向分层的航空器蒙皮提供各种功能性。

所述碳纤维可被嵌入于锂离子富集的基质材料内。所述金属织物可包括铜丝网或其它金属丝网或金属合金丝网。本发明内的术语“丝网”是指具有多个开口的表面状结构，且所述多个开口覆盖所述表面状结构的相当大部分。如在本发明的意义下所采用的所述术语“丝网”，也包括格栅、光栅、表面状网格结构等。所述基质材料可包括环氧树脂或类似物，例如，热塑性材料。作为金属织物的替代，可有利地在环氧树脂内分散金属颗粒以形成所述储能层的阴极层。本领域的普通技术人员将意识到，可设置阳极层和阴极层的许多替代构造来实现结构化的电化学电池。

根据本发明的实施例，至少所述外部支撑层可被构造为视觉上透明的。所述主要功能层可包括被构造为光伏模块的能量采集层。所述光伏模块可被构造和布置成用以基于通过所述外部支撑层而传输至所述能量采集层上的光来产生电能并且用以利用所产生的电能来对所述储能层充电。在此实施例中，所述蒙皮壁板因而被构造为用于航空器的自持式蒙皮结构，其可产生和储存电能以向所述蒙皮壁板内或所述航空器内的各种电气装置供电。包括一个或许多光伏电池单元的光伏模块可被设置呈非常薄的平面构造。例如，聚合物有机太阳能电池通常具有非常低的厚度并且可被制造成具有非常大的活性表面面积。虽然如此仍透明的(至少部分地透明)的高强度的支撑层可例如被设置在碳纳米管纤维或其它石墨烯结构的基础上。即便所述光伏模块本身也可被设置呈视觉上透明的构造。特别地，单壁碳纳米管可由于它们的对于可见光、紫外和近红外光谱的强吸收特性而用在太阳能面板中。这样的光伏模块可利用增材制造或3d打印方法来制造。因此，这样的能量采集层可在一个单一的集成式连续增材制造工艺中实施，所述蒙皮壁板的主要功能层中的一些或全部(即，储能层、能量采集层、电致动器层等等)在这种单一的集成式连续增材制造工艺中被淀积和构造。不同的主要功能层以及结构层可由实施于所述蒙皮壁板内的专用隔离层而彼此分离或隔离开。原则上，根据本发明的蒙皮壁板也可包括多于两个结构层，即，不仅一个外部支撑层和一个内部支撑层，还有额外的支撑层或结构层，例如，散布于所述功能层内以向所述蒙皮壁板提供额外的结构支撑。例如，“活性”结构电池层或电池单元层可被散布有“惰性”碳复合物层。

根据本发明的实施例，所述主要功能层可包括被配置成当向电场暴露时发生弯曲的电致动器层。所述电致动器层可由所述储能层供电。这样的电致动器层可例如包括当向电场暴露时发生弯曲的离子聚合物-金属复合物层或类似物并且因而可充当“人工肌肉”。为此，所述离子聚合物-金属复合物层可被嵌入于电极网络或格栅内，且一侧上的阴极层和另一侧上的阳极层被构造成用以产生跨越所述离子聚合物-金属复合物层上的可变电场。基于这样的技术，可实现(例如，用于航空器机翼的)活性变形结构和适应性结构。同样在此情况下，所述碳纳米管的特异的电学和机械特性可展现出利用基于碳纳米管的致动器来替代传统电致动器的可能性。

所述电致动器成可包括电活性的聚合物层。所述电致动器层还可包括被构造成用以产生跨越所述电活性聚合物层之上的电场的多个电极。电活性聚合物层包括介电的电活性聚合物、离子电活性聚合物(例如离子聚合物-金属复合物)，但还有极其先进的巴基凝胶(buckygel)致动器，所述巴基凝胶致动器包括聚合电解质材料构成的聚合物负载式层，所述聚合电解质材料包括夹在两个电极层之间的由含有碳纳米管的离子液体的凝胶组成的离子液体。

根据本发明的实施例，所述主要功能层可包括结构健康监控层。所述结构监控监控层可包括被构造成用以监控所述蒙皮壁板的结构健康参数的结构传感器。所述结构传感器可由所述储能层供电。所述结构传感器可包括呈被实施于所述蒙皮壁板内的传感器、检测器、或天线等形式的例如低噪音电子传感器，示例包括加速度传感器或压电换能器。加速度传感器可例如在所述蒙皮壁板上分布呈网状构造。当目标物在这样的传感器之一附近撞击所述航空器时，则相应的传感器将检测来自于所述撞击的冲击/震动并且可提供对于撞击位置的估计，以及很可能地提供对所影响区域和/或所述撞击的强度的估计。压电换能器可例如被置放于所述蒙皮壁板内，用于通过致动和感测所述蒙皮壁板中的弹性波传播来评估对于所述蒙皮壁板的撞击。在传播通过所述材料的同时，这些波受到材料中的不连续性影响，像例如由撞击或疲劳所导致的破裂、变形或移位。因此，所述传播以非常特定的方式受影响，并且所传播的波谱中的改变能够被测量和分析以评估是否发生了损坏。以此方式，可用电子方式检测和评估航空器的机身或机翼上的任何可能损坏。

根据本发明的实施例，所述外部支撑层和所述内部支撑层中的至少一个可由包括嵌入于基质材料内的碳纳米管纤维的纤维增强复合物材料形成。碳纳米管内的丝和纤维是在市场上可购得的并且因此可在增材制造方法或类似方法内被嵌入到塑料材料的基质(像环氧树脂等)内。所述蒙皮壁板可因此被构造成具有高稳定性和强度(由于纳米管)的支撑结构，并且具有储存和/或产生电能以用于激励各种功能性的功能性核心。

所述碳纳米管纤维可被布置呈丝网的形式。所述丝网可实质上覆盖所述蒙皮壁板。在此实施例中，所述内部支撑层和/或所述外部支撑层可具备高导电性的碳纳米管纤维等的丝网。这种设置可替代常规的防雷层，因为它们通常被设置用于具有复合物结构和蒙皮的航空器或航天器。典型的常见cfrp复合物不会充分地传导电流，从而使得其与具有金属结构的航空器形成对照的是需要实施一种专用的防雷层，通常是铜或铜合金或另一适当的金属材料的丝网。具有一个或若干个包括碳纳米管丝网的结构层的蒙皮壁板将会使得这样一种常规的防雷系统是非必要的。

根据本发明的实施例，所述蒙皮壁板还可包括次要功能层，所述次要功能层包括从外部邻接所述外部支撑支撑层的外部次要功能层和从内部邻接所述内部支撑层的内部次要功能层。因此，所述蒙皮壁板可提供位于所述蒙皮的大致结构部分的外部或内部的额外的功能层，即，所述外部支撑层和所述内部支撑层。

所述内部次要功能层可包括由所述储能层供电的电连接件、电子显示器、电子界面和计算装置等之中的至少一种。在实施例中，所述电连接件和/或所述电子界面可连接至所述蒙皮壁板的某些功能层。例如，所述储能层以及能量采集层可连接至所述航空器内部，例如连接至客舱、驾驶舱、或货舱等内的航空器电子器件。此外，所述电子界面可被配置成提供用户对于所述功能层的特定功能的访问路径以用于配置、维持或监控目的。所述电子界面可将所述功能层连接至所述航空器内的或设置于所述内部次要功能层之中或之上的电子装置。例如，柔性显示器、触摸屏等可被设置于内部次要功能层之中以显示和处理信息用于所述蒙皮壁板的功能层的特定功能性的配置和监控。基于现代增材制造技术，甚至柔性的和非常薄的电子器件(像电子电路、片状显示器、能够弯曲的触摸屏、超级电容等)可被设置于功能层内。

所述外部次要功能层可被构造为用于保护所述蒙皮壁板的保护层。这样的保护可包括可以部分地透明或半透明的涂层等。然而，在本发明中可提供还更先进的保护层，包括但不限于能量和/或辐射屏蔽、雷达吸收等。

根据所述方法的实施例，所述离子富集的基质材料丝可通过涂覆锂离子溶剂而富集有锂离子。在一个示例中，所述锂离子溶剂可例如被直接地在复丝供应源处被涂覆至所述基质材料丝，所述复丝供应源可例如是单个线轴或一组线轴的多个单丝或复丝。

根据所述方法的实施例，所述伸展牵引索带可以是利用机械表面处理、激光表面处理和化学表面处理之一来预处理以用于离子接收的表面。所述预处理可以是由本领域技术人员特别选定的以使得所述伸展牵引索带的表面接收带电的锂离子。

根据所述方法的实施例，所述伸展牵引索带和/或所述金属织物可与所述多个基质材料丝和/或离子富集的基质材料丝一起由激光束加热。因此，相应的增材制造装置可包括激光器，所述激光器被构造和布置成用以将激光束传输到所述合并站内的所述伸展牵引索带和/或金属织物和多个基质材料丝上以加热对所述伸展牵引索带和/或金属织物和多个基质材料丝。因此，在此实施例中，所述基质材料丝可以用非常有成本效益的并且受控的方式而熔融，因为温度可利用所述激光器而精确地受控制。

根据所述方法的实施例，所述多个基质材料丝和/或离子富集的基质材料丝可与所述伸展牵引索带和/或所述金属织物一起被压缩于两个压板之间，所述两个压板被构造和布置成用以将所述多个基质材料丝与所述伸展牵引索带和/或所述金属织物在所述合并站内一起压缩。所述两个压板因而形成了一种隧道用以对所述基质材料丝与所述伸展牵引索带/所述金属织物一起进行引导和馈送、并且用以用受控方式将它们压到一起。

根据所述方法的实施例，所述激光束可通过穿过所述两个压板中的至少一个压板而传输。为此，所述压板可用透明的方式形成以传输所述激光束。例如，一个或两个压板可由激光束能够穿过的透明玻璃或玻璃状材料形成。然而，所述两个压板限定了介于它们之间的空间，在所述空间中所述基质材料丝与所述伸展牵引索带和/或金属织物一起被压缩、且在所述空间中二者都被加热以便将它们合并到一起。

根据所述方法的实施例，所述阳极层和/或所述阴极层可通过利用压延装置将它们压下而淀积。所述压延装置可特别地被加热从而使得所述阳极层和/或所述阴极层被挤压抵靠制造台和/或呈熔融或流体或半流体状态的已淀积材料。这允许实现堆叠/叠层的光滑的、未破坏的积聚，而没有任何间隙、空隙或空洞/凹处等。

根据所述方法的实施例，所述阳极层和/或所述阴极层可利用切割装置在所述压延装置之上或所述压延装置处被切断。

附图说明

本发明将参考在如所附附图中描绘的示例性实施例而更详细地解释。

附图被包括以提供对于本发明的进一步理解并且被集成到此说明书中且构成此说明书的一部分。此附图图示出本发明的实施例并且与说明书一起用来解释本发明的原理。本发明的其它实施例和本发明的许多预期优点将被容易地领会，因为它们参考下面的详细描述变得更好地理解。附图的元件并不一定相对于彼此成比例。在附图中，类同的附图标记标示类同的或功能上类同的部件，除非另外被指示。

图1a和1b示意性地图示出根据本发明的实施例的用于航空器的具备储能层的蒙皮壁板(在图1a中呈立体图并且在图1b中呈截面图)。

图2a和2b示意性示出根据本发明实施例的用于实施用于制造图1a和1b的储能层的方法的制造装置。

图3示出用于利用图2a和2b的制造装置来制造储能层的方法的流程图。

图4示出包括了具有图1a和1b的蒙皮壁板的蒙皮壁板的示意性航空器。

附图标记列表

1蒙皮壁板

2结构层

2a外部支撑层

2b内部支撑层

3主要功能层

3a储能层

3b能量采集层

3c电致动器层

3d结构健康监控层

4次要功能层

4a外部次要功能层

4b内部次要功能层

5阳极层

6阴极层

7电活性聚合物层

8电极

9结构传感器

10伸展牵引索带

11带供应器

12合并站

13基质材料丝

13’离子富集的基质材料丝

14复丝供应源

15金属织物

16织物供应源

17激光束

18压板

19打印台

20锂离子溶剂

21复合物层

22压延装置

23激光器

24电引脚连接

30制造装置

100航空器

l灯

p结构健康参数

t熔融温度

m方法

m1方法步骤

m2方法步骤

m3方法步骤

m4方法步骤

m5方法步骤

m6方法步骤

m7方法步骤

m8方法步骤

m9方法步骤

m10方法步骤

具体实施方式

尽管在本文中图示和描述了具体实施例，本领域普通技术人员将会理解到，多种替代和/或等效实施方式可替换所示的具体实施例并且在不离开本发明范围的情况下被描述。一般而言，此申请旨在覆盖本文中所讨论的具体实施例的任何改编或变型。

参考附图的图1a和图1b，示出了根据本发明实施例的用于航空器100的蒙皮壁板1。图1a以立体图示出蒙皮壁板1，而图1b以截面图示出蒙皮壁板1。

所述蒙皮壁板1可以是如图4中所示的航空器100的蒙皮的不会并且可被铆钉、螺栓等固定到所述航空器100的基部结构框架。所述蒙皮壁板1可以例如是覆盖所述航空器100的机身或机翼的一部分或所有的功能性蒙皮的部分。在此意义上，多个这样的蒙皮壁板1可被用来覆盖所述航空器100的整个机身或机翼机构。然而，在其它应用中，仅小数目的蒙皮壁板1可被用于所述航空器100的特定部分中，而所述蒙皮的其它部分是由更多常规的蒙皮壁板而形成的。仅仅出于图示目的，图1a和1b示意性描绘了根据本发明的蒙皮壁板1的特定实施例。然而，对于本领域普通技术人员将会清楚的是，可以设想到在形状或在层构造上与所描绘示例不同的所述蒙皮壁板1的许多其它变型。原则上，如将在下面描述的所述蒙皮壁板1的实施例，可不仅用在航空器中，也用在运输行业内的一般应用中，例如，在陆运、水运或空运交通工具中。

图1a描绘了根据本发明的一个实施例的蒙皮壁板1的基本构造。所述蒙皮壁板1包括结构层2，用于向所述蒙皮壁板1提供结构稳定性。所述结构层2之一形成所述蒙皮壁板1的外部支撑层2a。所述其它结构层2形成所述蒙皮壁板1的内部支撑层2b。此处，外部和内部是相对于所述航空器内侧而限定的。一个或若干个主要功能层3可被嵌入于所述外部支撑层2a与所述内部支撑层2b之间以用于向所述蒙皮壁板1提供功能能力。图1a描绘一个单一的示意性主要结构层3用于图示目的。所述结构层2a、2b和所述主要功能层3被一起形成为复合层压物。所述支撑层2a、2b可被构造成用以提供承载能力，特别是它们可被构造成用来承载拉伸和/或压缩负荷。同时，所述主要结构层3可被优化以承载作用于所述支撑层2a、2b与所述功能层3之间的剪切负荷。

所述外部支撑层2a与所述内部支撑层2b中的至少一个可由包括嵌入于基质材料(例如，环氧树脂)内的碳纳米管纤维的纤维增强复合材料形成。所述碳纳米管纤维可被特别地布置呈丝网形式，所述丝网基本上覆盖所述蒙皮壁板。所述碳纳米管纤维同时满足若干目的。一方面，它们提供高水平的强度和稳定性，而同时维持所述蒙皮壁板1的非常低的一般重量。另一方面，碳纳米管纤维的特征在于非常高的电导率。覆盖所述蒙皮壁板1的这样的碳纳米管纤维的丝网因而还可用作雷电防护并且可将常规的雷电防护层替代为复合蒙皮(例如，由铜丝网或类似物制成)。

现在参考图1b，各种不同的主要功能层3、3a、3b、3c、3d被描述为可根据本发明实施到蒙皮壁板1内，即，在所述外部支撑层2a与所述内部支撑层2b之间，要么一起如图1b所示般组合，或者呈具有仅一个或若干特定的主要功能层3、3a、3b、3c、3d的不同构造。在类似的脉络/翅脉(vein)中，次要功能层4、4a、4b被描述为要么置于所述外部支撑层2a外部、或者在所述内部支撑层2b内部。然而，在任何情况下，所述主要功能层3包括用于向所述航空器100的蒙皮壁板1和/或内部电气部件提供电能。在此特定实施例中，所述外部支撑呈2a被构造为视觉上透明的，而同时所述内部支撑层2b是由视觉上不透明材料形成。所述外部支撑层2a被薄的、类似的透明外部次要功能层4a(例如，透明涂层或类似物)所覆盖。直接地位于所述外部支撑层2a下方的是与所述外部支撑层2a邻接的另一结构层2。此额外的结构层2可以例如是隔离透明层，所述隔离透明层将所述外部支撑层2a与所述内部层电隔离，所述内部层充当雷电防护物。

下一个下部层是被构造为能量采集层3b的主要功能层3。所述能量采集层3被构造为光伏模块，其能够基于被传输通过基部的视觉上透明层(即，所述外部次要功能层4a、所述外部支撑层2a、和额外的结构层2)来产生电能。所述光l照射所述能量采集层3b，所述能量采集层3b继而基于入射光l产生电能。

作为下一个下部层，主要功能层3被构造为从下方与所述能量采集层3b邻接的储能层3a。所述储能层3a被形成为结构的电化学电池，特别是锂离子电池，并且经由至电引脚连接24或其它合适的器件而被电连接至能量采集层3b，从而使得所述能量采集层3b可对所述储能层3a进行充电。为此目的，所述储能层3a包括阳极层5(未示出，比较图2a和2b)和阴极层6，所述阳极层5包括嵌入于离子富集基质材料内的碳纤维，所述阴极层6包括基本上由嵌入于所述基质材料内的铜丝网或类似物形成的金属织物15。所述碳纤维可被特别地嵌入于锂离子富集环氧树脂内。这样的阳极层5和阴极层6的制造工艺相对于图2a、2b、3进一步在下面进行详细描述。所述蒙皮壁板1因此提供适合用作一种具有高的储能能力的自持式和可充电的储能单元的所述航空器100外壳。此外，这种高效的能源可被用来对所述蒙皮壁板1内以及所述航空器100内(例如，所述航空器100的客舱内)的电动功能进行供电(常见下面对于进一步的功能层的描述)。

还参考图1b，所述蒙皮壁板1还包括主要功能层3。除了所述能量采集层3b和所述储能层3a，所述蒙皮壁板1包括电致动器层3c，所述电致动器层3c被配置成当向电场暴露时发生弯曲，其中所述电致动器层3c由储能层3a供电并且包括电活性聚合物层7以及多个电极8，所述多个电极8被配置成用以跨越所述电活性聚合物层7而产生电场。所述电极8可被布置为位于所述电致动器层3c一侧上的阴极层和位于所述电致动器层的另一侧上的阳极层，每个包括多个单独的电极和/或电极栅等。所述电致动器层3c可例如包括离子聚合物－金属复合物层或当向电场暴露时发生弯曲的类似物，并且可用作“人造肌肉”以实现主动变形的接口，例如，用于主动地调适航空器机翼。

此外，所述蒙皮壁板1的主要功能层3包括结构健康监控层3d，所述结构健康监控层3d包括被配置用以监控所述蒙皮壁板1的结构健康参数p的结构传感器9，其中所述结构传感器9由储能层供电。所述结构传感器9可包括例如加速度传感器或压电换能器，所述结构传感器9可被分布于所述结构健康监控层3d上并且因而分布在所述蒙皮壁板1上，呈网状构造。当目标物在这样的传感器之一附近撞击所述航空器100时，则相应的传感器将检测来自于所述撞击的冲击/震动并且可提供对于撞击位置的估计，以及很可能地提供对所影响区域和/或所述撞击的强度的估计。

仍参见图1b，所述蒙皮壁板1还包括位于所述内部支撑层2b的内侧上的内部次要功能层4b，所述内部次要功能层4b还包括也由所述储能层3a供电的功能装备。这样的电力装备可包括而不限于电连接件，电子显示器、电子界面和计算装置。例如，所述电子界面可被配置成提供用户对于所述功能层3的特定功能的访问路径以用于配置、维持或监控目的。电子界面可将所述功能层连接至所述航空器100内的或设置于所述内部次要功能层4b之中或之上的电子装置。例如，柔性显示器、触摸屏等可被设置于内部次要功能层4b之中或之上以显示和处理信息用于所述蒙皮壁板1的功能层3的特定功能性的配置和监控。

所有主要和次要功能层3a、3b、3c、3d、4a、4b以及所述航空器100内侧可在原则上经由电引脚连接24、或像层间电子器件的其它合适器件等而连接至储能层3a，从而使得所述储能层3a可向所述功能层3a、3b、3c、3d、4a、4b以及概括地向航空器100提供电能。这些种类的电引脚连接24也可被配置为数据连接以在所述蒙皮壁板1与所述航空器100的其余部分之间传输信息。可根据所述蒙皮壁板1和所述航空器100的特定配置来设置所述连接的各种配置。

图2a和2b示意性图示了一种用于实施用于制造图1a和1b的储能层3a的方法m的制造装置30。图3示出用于利用图2a和2b的制造装置30来制造储能层3a的方法m的流程图。

特别地参考图2a和图3,所述方法m一般地包括在m1下将包含多个增强碳纤维的伸展牵引索带10从带供应器11供应至合并站12。通过使用机械或电磁伸展技术来通过将干燥纤维类型(例如，碳纤维、碳纳米管纤维或它们的组合)的牵引索伸展成具有一定的面积重量和宽度的平坦带而制造出伸展牵引索带10。另外，这些带可通过将所述带交错或交织来进一步处理以获得具有纤维的各种取向的织物。在本发明的意义内的伸展牵引索带10一般地包括伸展纤维索的带，并且因而包括单向的伸展牵引索以及源自交错或交织的伸展牵引索的伸展牵引索织物。在图2a中设置了来自一种带供应器11的伸展牵引索带10，所述带供应器11被构造为线轴。具有一个线轴的所述打印装置30的所描述变型被选择以仅用于例解目的并且本领域普通技术人员将会容易地认识到，根据最近的特定应用，许多其它变型可以是有利的。例如，一个单个线轴可足以用于大多数应用，而其它用法情况可需要众多的提供不同类型伸展牵引索带10的线轴。

仍参见图2a和图3，方法m还包括在m2下供应来自复丝供应源14的多个离子富集的基质材料丝13’到合并站12。所述基质材料丝13’可由环氧树脂或热塑性或另一合适的可熔融材料形成。所述复丝供应源14被构造为一种提供多个单丝的线轴。然而，根据本发明的原理可提供其它变型，它们基于不同构造。例如，所述复丝供应源14可不被构造为一个单一线轴，而是作为一种具有众多单独线轴的布置，其可能提供各种不同种类的基质材料。

所述离子富集的基质材料丝13’通过涂覆锂离子溶剂20而富集有锂离子。为此目的，所述伸展牵引索带10是利用由激光器23传输到所述伸展牵引索带10上的激光束17而受预处理的用于离子接收的表面。

仍参见图2a和图3，方法m还包括在m3下将多个离子富集的基质材料丝13’与所述伸展牵引索带10在合并站12处压制在一起。所述多个基质材料丝13’与所述伸展牵引索带10在两个压板18之间被压制在一起。

仍参见图2a和图3,所述方法m还包括在m4下将所述伸展牵引索带10与所述多个离子富集的基质材料丝13’一起在所述合并站12处加热到所述离子富集的基质材料丝13’的熔融温度t以形成所述电化学电池的阳极层5。所述伸展牵引索带10与所述多个基质材料丝13′一起由激光束17加热。所述激光束通过传递经过所述两个压板18中的至少一个而在所述伸展牵引索带10和所述多个基质材料丝13’上传输。为此目的，至少一个压板18被透明地形成以传输激光束17。在图2a和图2b的实施例中，所述右侧压板18可特别地被构造为透明板，例如玻璃板，而所述左侧压板18可以是金属板等。然而，例如在本发明的具有位于合并站12处的多于一个激光器23的实施例中，例如，在所述合并站12的每侧上具有一个激光器，原则上，这两个压板18可形成为玻璃板。

因此，通过在所述合并站内在所述基质材料丝13’和所述伸展牵引索带10上施加压力，单丝13’被与所述伸展牵引索带10合并以形成未固化的(即未固结的)基质材料例如环氧树脂和碳纤维的结构化的电化学电池的阳极层5。仍参见图2，所述方法m还包括在m5下淀积所述结构化电化学电池的阳极层5。所述阳极层5是通过利用压延(ironing)装置22下压所述阳极层5而淀积。所述压延装置22可特别地被加热从而使得所述阳极层5内的基质材料被保持呈熔融或流体状态，从而使得当所述阳极层5被挤压抵靠所述打印台19和已有的复合物层21时，形成一种光滑的、未破坏的积聚物而没有任何(不希望的)间隙、空隙或空洞/凹处。即便在图2b中未图示，所述制造装置30可提供位于所述压延装置22上游处的切割装置，即，位于所述合并站12与所述压延装置22之间，被构造用以在所述压延装置22上方或该处切断所述阳极层5。所淀积的材料可随后固结。

现在参考图2b和图3,在所述阳极层5形成之前或之后，阴极层6可被形成在与所述阳极层5相同的脉络/翅脉中。为此，所述方法m包括在m6下供应来自织物供应源16的金属织物15(例如包括铜丝网)至所述合并站12。所述方法m还包括在m7下供应来自复丝供应源14的多个基质材料丝13至所述合并站12。所述方法m还包括在m8下将多个基质材料丝13与所述金属织物15在所述合并站12处压制在一起。所述方法m还包括在m9下再次利用激光束17来将所述金属织物15与所述多个基质材料丝13一起在所述合并站12处加热至所述基质材料丝13的熔融温度t以形成所述电化学电池的阴极层6。所述方法m还包括在m10下淀积所述结构化电化学电池的阴极层6。

使用上面详细描述的方法m，多个阳极层5和阴极层6可被淀积于每个的顶部上，从而使得实现了堆叠式层构造以形成多层、多单元电池。为此，方法步骤m1至m5以及方法步骤m6至m10分别地可按需经常地重复。然而，对于某些实施例，可足以提供一个单个阳极层5和一个单个阴极层6。

在前述的详细描述中，各种特征在一个或更多个实施例中被分组在一起，目的在于合理地组织本公开内容。应理解到，上述描述旨在是例解性的，而非限制性的。旨在覆盖所有替代、修改和等效物。当检视上述描述时，许多其它示例将对于本领域普通技术人员显而易见。

实施例被选择和描述以便最佳地解释本发明的原理及其实践应用，以由此使得普通技术人员能最佳地运用本发明和具有适合于所设想特定用途的各种修改的各种实施例。当检视上述描述时，许多其它示例将对于本领域普通技术人员显而易见。