专利名称：设置有纤维金属层压板机身外壳设备的航空器乘客防火空间的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空器或太空交通工具的机身，特别涉及商业和/或运输航 空器的机身中的防火装置。
背景技术：
因为航空器防熔蚀保护的部分改进，可适用的条款FAR 25.856 (b) 将开始延伸到所有新的商业航空器。要求包括保证4分钟的熔蚀安全时间， 以便在机舱外部发生火灾的情况中，留下足够的时间疏散乘客。通常通过 特殊制备的绝缘材料尝试解决该问题，无论如何所述绝缘材料都存在于支 撑结构中。
商业航空器的机身通常由支撑结构组成，所述支撑结构横向和纵向地 支撑外壳并利用纵梁和加强肋的方式进行加强。这些单元，也称为壳体， 连接在一起形成部件和管状部件，进一步装配，最终组成带压机身。
目前，航空器机舱设置有布置在航空器机舱和航空器外壳之间的绝热 和隔音材料。为了在火灾情况下保护航空器机舱，用耐熔蚀材料形成所述 绝热和隔音材料。
然而，在这种情况下，开孔必须适当地顺应机舱通风。在这种情况下， 用于机舱通风的开孔必须设计为在火灾情况下能够通过阀门密封，并且， 阻止火灾用烟囱效应的方式蔓延。另一方面，阀门必须常开，以便机舱可 以通风。在这种情况下，阀门的开关必须适于控制和维护。然而， 一方面， 如此复杂的阀门系统导致额外的重量；另一方面，导致相当高的制造和维 护成本。另一个问题是绝热和隔音材料不能形成支撑结构，这意味着如果 外壳在火灾中熔化，绝热和隔音材料不能完成支撑功能，并且机舱空间因 此向内爆裂。
在DE199 56 394中公开的技术中描述了一种混合材料，在所述材料 中，由玻璃纤维和环氧树脂组成的预浸料坯层设置在两个金属层之间。然后，不同的层经高温高压处理粘合在一起，并且，例如可以用作耐压机身 的外壳面板。
尽管本发明可以应用于各种类型的机身，但本发明及基于本发明所要 解决的技术问题针对商业航空器的机身进行了详细说明。
现代商业航空器的机身原则上具有由外壳和支撑部件组成的机身结 构。在这种情况下，支撑部件，例如纵梁或者加强肋，连接到外壳上，主 要为了实现机身的高稳定性。在这种情况下，至今外壳基本上用铝或者铝
合金制造。然而，这种外壳在火灾中熔化相当快(大约30秒)，因此，自 身不能提供足够的熔蚀保护。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种机身，所述机身在火灾情况下确保 4分钟以上的足够的熔蚀保护。
根据本发明，具有权利要求1的特征的机身实现了本发明的目的。
因此，提供了一种航空器或者太空交通工具的机身，为了在火灾情况 下为乘客形成安全区，在所述机身中，至少机身部分的外壳由玻璃纤维加 强铝层板(例如GLARE )组成。
形成本发明的基本思路在于，为了在机舱内形成安全区或者防火区， 以便乘客能够在火灾情况下逃入该区域，提供一种由玻璃纤维加强铝层板 组成的至少一个机身部分或者机身长度。发明人推荐，安全区的大小应设 计为可以容纳航空器上的所有乘客，但是至少在那些商业类的航空器上应 当如此。
这样的机身部分与由阻燃或者耐熔蚀材料组成的绝热结构相比的优 势在于，在火灾情况下长时间保持尺寸(dimensionally)稳定。因此，乘 客能够逃入机身的这些区域中，可以获得时间营救这些乘客。
因此，本发明至少可以提供一种机身部分，所述机身在外部火灾情况 下较长时间地提供熔蚀保护，例如这样保持尺寸稳定，结果在一段时间内， 机身零件保持完好，没有向内爆裂。
从属权利要求中描述了本发明更进一步的实施例。
在发明实施例中，形成安全区的机身部分设置在机身的前部区，例如，在驾驶员座舱后面的机舱区。作为选择或者附加地，形成安全区的机身部 分设置在机身的后部区，例如，在后部带压隔板前面的机舱区。从而，如 果机翼区发生火灾，乘客能够逃入机舱的前部或后部区，即进入形成安全 区的机身部分。
在本发明进一步的选择性实施例中，形成安全区的机身部分也可以附 加地设置在机身的中心机舱区，例如，在机翼区；或者也可以延伸穿过机
身的机舱区域。原则上也可以例如根据航空器的大小设置一个或者两个以
上的用材料GLARE②制造的机身部分。在这里，根据本发明的一个或者多 个机身部分可以设置在出口或者紧急出口区域。
在本发明的另一个实施例中，由在火灾情况下至少在一段特定时间内 耐热的材料，例如，钛和/或钛合金或者其他的适合的材料或者材料组合制 成部分或全部连接单元，所述连接单元用于连接形成安全区域的机身部分 的那些部分，例如，外壳或者外壳面板、纵梁、加强肋和/或者夹片等。
在本发明的另一个实施例中，可以使用连接单元，例如，诸如铆钉、 螺丝钉或螺栓，这里仅仅作为实例例举这些连接单元，而不是结论性的。
在这种情况下，根据本发明进一步的实施例，材料组合01^11￡@包括 所谓的标准GLARE (玻璃纤维加强铝)和/或所谓的HSS-GLARE (高静 电强度玻璃纤维加强铝)。然而，原则上，也可以考虑适合的其它类型纤 维金属层板(FML)，所述纤维金属层板(FML)的特性与现有技术中的 GLARE或者HSS-GLARE相对等，至少在火灾情况下在一段特定的时间 长度内的耐熔蚀性和尺寸稳定性方面相对等。
在本发明进一步的实施例中，机身也可以设置有绝热和/或者隔音材 料。在这种情况下，绝热和/或者隔音材料可以是阻燃材料，例如，或者是 耐熔蚀材料，但不是必需这样，因为用材料组合GLARE⑧或者同等的材料 制造的机身部分已经提供熔蚀保护。
例如，本发明的机身可以在商业或者旅客航空器和运输航空器中使 用。然而，原则上也可以在太空交通工具中使用。
下面参考附图通过示例性实施例，进一步详细说明本发明。
图la、 b示出了现有技术的加强外壳的透视图。
图2示出了根据图la和lb的外壳元件制成的机身外壳的简要视图。 图3示出了设置根据有现有技术的绝热结构的加强外壳的透视图。 图4示出了根据图3的加强外壳的一部分。 图5示出了根据本发明的纤维金属层板的结构概略视图。和 图6示出了根据本发明的航空器机身概略侧视图。 除非另外说明，在附图中，相同的附图标记表示相同或者功能相似的 部件。
具体实施例方式
图la和图lb各自示出了例如航空器的外壳元件之类的外壳元件10 的透视图。在航空器中，带压机身通常由许多这种外壳元件10的壳体一 体制造而成。在这种情况下，外壳元件10由例如外壳12或者外壳面板和 用于纵向加固的纵梁14组成。此外，在横向设置了加强肋16，通过夹片 18或者插入翼片固定到外壳面板12上。
在这种情况下，机身部分壳体20由许多外壳元件组成，部分机身壳 体上预装配有加强肋，最后组装时所述壳体接合到一起形成大设备的一部 分。图2的前视图概略示出了这样的部分壳体20。
绝热结构22从里面安装在由外壳或者外壳面板12、纵梁14和加强筋 16组成的所有部分的上面，因此保护乘客不受外面空气环境温度的影响， 所述环境温度在如下范围内，在相当的高度时，温度低至-7(TC，如果航空 器在地面上暴露于阳光下时高达5(TC。
如上所述绝热层22被制造成耐熔蚀以便符合FAR § 25.856 (b)。根 据FAR § 25.856 (b)，将作为示范的1.5分钟的熔蚀时间增加到4分钟， 以便在机舱外面发生火灾的情况下留下更多的时间疏散乘客。因此，不得 不大量使用目前所使用的绝热层与铝机身外壳结合，这将导致重量增加。
设置耐溶蚀绝热层导致航空器重量增加和需要开孔，例如，为了机舱 通风，并且不得不特别制备关闭机构，恰如上所述的阀门装置。但是，这 样的设计导致增加了额外的重量，而且，由于绝热层22设置在外壳12的里面，不能形成尺寸稳定的支撑结构。
图3和图4示出了根据图1 (a)和l (b)的加强外壳元件IO，其中 外壳元件10额外设置了绝热层22。图4示出了外壳元件10的一部分，其 中绝热层22固定在加强肋16上。
另一方面，测试表明其外壳用玻璃纤维加强铝GLARE⑧制造的机身部 分，在外部火灾情况下较长时间地保持尺寸稳定。
特别是，这些测试特别表明，符合FARS 25.856的条件，达到了 15 分钟的熔蚀时间，或者更长。
根据本发明的示例性实施例，用玻璃纤维加强铝GLARE^层压板26 用于制造机身部分24。在这种情况下，机身部分24的外壳完全由GLARE 制造。因此，在乘客舱外面发生火灾的情况下，这样的机身部分24为乘 客提供安全区。原则上，这里的机身部分24可以设置在航空器30的前部 区28中，例如在驾驶员座舱后面或者航空器30的后部区32中。在这种 情况下，出口或者紧急出口 34例如可以设置在这些区域。如果机翼或者 动力单元区域发生火灾，乘客可以逃避到在前部区28或后部区32中的本 发明的机身部分24中。
根据本发明，因为机身部分24具有相对长的熔蚀时间，并且在相应 长的时间内保持尺寸稳定，因此在紧急情况下，为乘客疏散到所述机身部 分中留下更多的时间。
因此通过新设计和发明的机身排除了上述关于技术状况的缺点。在这 种情况下，最近开发的轻体玻璃纤维加强铝层压板01^虹@用于外壳面板 或者外壳层，即，在必需设置防火屏障点处作为保护舱的整体单元，以便 支撑结构也长较时间地保持尺寸稳定。这就意味着材料01^肌@不是简单 地部分设置在航空器上，与以前的情况一样，为了在某些区域作为穿孔保 护，而是，为了在火灾情况下提供安全区，至少整个机身部的外壳也特别 由这种材料构成。
在这种情况下，在机身部分26的区域中，对于例如纵梁、加强肋、 夹片和/或者插入翼片之类的结构部件任选地并且额外地由材料GLARE 构成也是可能的。这里仅仅作为实例进行列举而不是结论性的。然而，原 则上，在火灾情况下01^虹@外壳形成适合的熔蚀保护并提供尺寸稳定性。然而，如前所述，如果至少也用GLARE制造单个结构部件，将会有 更多帮助。
由于玻璃纤维加强铝层压板GLARE⑧保证在一个特定时间段内的熔 蚀安全性，并且密度低于铝外壳，因此更轻，不需要改变绝热层22，并且 能够维持机舱通风需要。换句话说，可以保留传统的绝热层22，并且没有 必要用例如，阻燃或者耐溶蚀绝热层替换。此外，在火灾情况下为了防止 火势通过烟囱的效应的方式进行蔓延，如上所述的密封用于机舱通风开孔 的整个阀门装置可以省略。
然而，原则上也可以使用阻燃和/或者耐熔蚀绝热层22.
图5概略示出了玻璃纤维加强铝层压板01^虹@的基本结构，例如可 以用于本发明。这里，层压板26由例如三层铝片36、设置在两层铝片 36之间的玻璃纤维栅网38组成。在这种情况下，所述材料层在高压装置 (autoclave)中粘合。铝片36和玻璃纤维栅网38的层数可以根据功能和 使用目的任意改变。图5所给出的纯粹是示例性实施例，并且本发明不限 于此。
玻璃纤维加强铝层压板GLARE⑧的许可已经参考Airbus Document EMF-723/99做成文件，并且由欧洲和美国航空管理局和空中客车公司在 第5期中批准。根据标准化测试，在报告DMF-723/99的C3章中说明了 在火灾中GLARE⑧的耐熔蚀性和毒气增长，两项标准都符合航空工业的适 用规则，熔蚀时间超过.15分钟。
在火灾中，在使用了玻璃纤维加强铝层压板的地方，外面的铝层最初 烧毁，然后，第一玻璃纤维层形成屏障，防止熔蚀。同时，在火灾的另一 侧，温度维持在容许的200。C。
玻璃纤维加强铝层压板01^11￡@像传统铝片一样经过处理。铝片末端 分开的点必须用例如钛螺栓连接，以便这里也保持结构一体。例如，与钛 螺栓不同，铝螺栓会熔化。
商业航空器机身通常由横向和纵向加强的支撑结构组成，例如纵梁 和加强肋的组合，支撑外壳。这些单元也称为壳体，连接在一起形成机身 部分20，例如管状部分，进一步装配形成耐压机身。
当使用用于外壳的玻璃纤维加强铝层压板01^八虹@时，可以制造长时间保持尺寸稳定防熔蚀的航空器部分或机身部分24，因此为遇到危险的乘 客提供保护区，直到完全疏散完为止。
如图6所示，为了在机翼火灾情况下提供逃避区，这样的保护舱24 可以设置在例如机身的前部28和/或者后部34中。例如这些区域所有的 通路34和门用相同的玻璃纤维加强铝层压板01^八11￡@外壳制造。最小数 量的例如铆钉、螺栓、螺丝钉和/或者夹片等连接元件例如由钛制成，或 者由另外的耐热材料或材料组合制成。
尽管这里通过参考优选的示例性实施例，己经描述了本发明，但本发 明不限于这些，可以通过不同方法对本发明进行改进。
附图标记列表 10外壳元件 12外壳 14纵梁 16加强肋 18夹片
20机身部分壳体
22绝热层
24机身部分
26 GLARE层压板
28前部区(航空器)
30航空器
32后部区(航空器) 34紧急出口 36铝片
38玻璃纤维栅网
权利要求
1.一种航空器或太空交通工具的机身，包括具有外壳的机身部分(24)，其特征在于为了在火灾情况下为乘客形成安全区，至少机身的机身部分(24)的外壳由玻璃纤维铝层压板(26)组成。
2. 根据权利要求1所述的机身，特征在于机身部分(24)的外壳完 全由玻璃纤维加强铝层压板(26)组成。
3. 根据权利要求1或2所述的机身，其特征在于形成安全区的机身 部分(24)设置在机身的前部机舱区(28)中，例如在驾驶员座舱后面的 机舱区域;和/或形成安全区的机身部分(24)设置在机身的后部机舱区(32) 中，例如在后部带压隔板前面的机舱区域；和/或形成安全区的机身部分(24)设置在机身的中央机舱区域，例如在机翼部分。
4. 根据权利要求1或2所述的机身，其特征在于形成安全区的机身 部分(24)至少延伸穿过机身的机舱区。
5. 根据前述权利要求12至4之一所述的机身，其特征在于在机身 部分(24)形成安全区的情况下，连接元件由钛和/或钛合金制造。
6. 根据权利要求5所述的机身，其特征在于连接元件设计为例如 铆钉、螺丝钉和/或螺栓。
7. 根据前述权利要求1至6之一所述的机身，其特征在于在机身或至少机身的一部分内部设置有绝热和/或隔音材料(22)。
8. 根据前述权利要求1至7之一所述的机身，其特征在于至少形成安全区的机身部分(24)的全部或一些纵梁、加强肋、夹片和/或插入翼片 由玻璃纤维加强铝层压板(26)形成。
9. 根据前述权利要求1之8之一所述的机身，其特征在于例如使用 材料STANDARD GLARE禾P/或HSS-GLARE作为玻璃纤维加强铝层压板(26)。
10. —种客运或商业航空器，具有根据权利权利1至9之一所述的 机身。
全文摘要
本发明提供一种航空器或太空交通工具的机身，具有机身部分，所述机身部分具有外壳，其中，至少机身部分的外壳由玻璃纤维加强铝层压板组成，在火灾情况下为乘客形成安全区。
文档编号A62C3/08GK101657235SQ200880012111
公开日2010年2月24日 申请日期2008年4月14日 优先权日2007年4月20日
发明者托马斯·鲍姆勒, 考德·哈克 申请人:空中客车运营有限公司