专利名称：用于耦合加强型材元件的方法和结构部件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种耦合方法，用于耦合加强型材元件，尤其是用于加强航天 器或航空器的外壳。本发明还涉及一种具有耦合的加强型材元件的结构部件。
具有Q型材的衔条来进行更加详细的说明，但是也适用于具有腔室或底切的任 何加强型材元件。
背景技术：
航天器的机身壳通常由外壳以所谓的轻型化设计来生产，通过作为加强元 件的街条和翼肋的二维结构在内部加强该外壳，其中桁条在航天器的纵向方向 上延伸，而翼肋在4黄切于4元天器的纵向方向的方向上延伸。在此之前，已证实 适于将航天器的机身划分成若干近似为圆柱形的部分或截锥形的部分，在后续 的搡作步骤中将这些部分预先组装并接合在一起，以形成航天器的机身。所谓 的横向接合连接形成在各部分之间的缝合点处，以耦合相邻部分的外壳板与延 伸超出部分边界的衔条，于是航天器机身的稳定性在部分边界以外得到保证。
为了连接外壳板，例如这些外壳板被允许在部分边界处彼此邻接，并通过 所谓的横向肩托、与外壳厚度相当的曲板而连接，其中曲板被设置在紧贴外壳 板的外壳的内部，使得曲板延伸超过部分边界，并例如通过铆接的方式与这些 外壳板连接。
类似地，以传统方式i殳计为具有Z型材或T型材的成形部件的桁条通过被 适当改造的横向肩托来耦合。例如，具有两个腿、L形型材的^f黄向肩托被设置成 在邻接桁条上延伸超出部分边界，使得型材的两个腿中的一个腿紧贴要被耦合 的衔条的型材脚，而另 一个腿紧贴垂直延伸的Z型材或T型材的型材腹板(web )。 然后例如用传统的铆钉或螺栓连接件将两个腿连接到桁条。这里，通过穿过横向肩托、型材脚和外壳的铆钉来紧固搁置在街条的型材脚上的腿，而利用仅穿过横向肩托和桁条的型材腹板的铆钉来固定搁置在桁条的竖直型材腹板上的腿。
铝和铝合金已经作为用于外壳、桁条和翼肋的传统材料被使用了数十年。
但是，它们正日益被复合纤维材料所替代，尤其是被碳纤维增强塑料(CFRP)所替代，以使得节省相当大的重量。然而在这种情况中，在许多情形下不得不修改设计方法和结构，以便符合与传统的铝材料相当不同的复合纤维材料的特性。
例如，对于由CFRP生产的航天器的机身，使用具有所谓Q型材的桁条而不是具有Z型材或T型材的桁条已被证明是合适的，即，使用具有搁置在外壳上的两个型材脚以及布置在两个型材脚之间的凸出部的型材，所述凸出部与外壳位于型材脚之间的部分围成腔室。
由于从桁条外部不容易进入腔室，所以问题产生了，当耦合这样的桁条时，在Q型材的一个翼部与设置为紧贴该翼部的横向肩托之间的铆接接合处在桁条的一侧凸出到不可进入的腔室中，在腔室中不能对该铆接接合处进行用于质量控制的检查。另一个问题在于以下事实当在桁条的翼部钻固定孔时，落入腔室内的碎屑便不能再从腔室中移除。即使要从可接近的街条的外部来钻这些孔以便修理损坏的铆接接合处，损坏的铆接接合处的一些部分也会不可避免地落入不能进入的腔室中，在飞行期间它们会在腔室中四处翻滚，造成噪声和损坏。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种用于加强型材元件的改进的耦合方法，加强型材元件当被组装时包括不可进入的腔室，所述耦合方法不在腔室中装填废料并允许执行可靠的质量控制。
根据本发明，通过具有权利要求1的特征的耦合方法以及通过具有权利要求7的特征的结构部件来实现该目的。
本发明的思想是要提供第 一加强型材元件，第 一加强型材元件在被设置到
6要被加强的外壳上时包括用于在耦合区中耦合到第二加强型材元件的腔室，耦合区具有入孔，致使在耦合区能够进入腔室，由此例如能够执行机械操作或质量控制措施。在耦合区内沿入孔形成至少一个固定孔。将加强型材元件彼此耦合的耦合带借助于固定元件来固定，该固定元件被引导穿过固定孔到达第一加强型材元件的耦合区。
本发明允许通过简单的方式来检查固定孔的质量，不仅从加强型材元件的外部检查，而且穿过入孔从面向腔室的内部来4全查。在装配固定元件例如铆4丁或螺栓后，从腔室一侧也可以容易地-险查凸出到腔室中的部分。因此，本发明使得在耦合加强型材元件时以低的成本保持恒定的高质量标准。
根据本发明的进入腔室的入孔也使得能够以低的成本在腔室中执行机械操作。例如，可以从腔室的一侧提供螺钉螺母和/或工具到固定孔，这样提供了设计固定元件的多种不同的可能性。例如，可以通过螺栓形式设计固定元件，因此可以快速且容易地卸下固定元件以用于修理工作。如果在修理工作期间例如在替换固定元件时，固定元件的一部分落入腔室中，则通过入孔可以容易地将该部分从腔室中移除。
在从属权利要求中描述本发明的有利的实施例和改进。
根据优选实施例，固定孔的形成、入孔的形成以及耦合带的固定均发生在第 一加强型材元件和第二加强型材元件上。这因此提供了关于第 一加强型材元件和第二加强型材元件所^是及的优点。
根据优选实施例，通过加工形成固定孔。此外，提供了通过入孔从腔室移除碎屑的步骤。这样做的优点是减轻航天器的飞行重量。
根据优选实施例，提供了在耦合区加固加强型材元件的壁的步骤。这使得加强型材元件的机械弱化在耦合区得以补偿，由此耦合的两个加强元件在它们之间通过缝合点具有恒定的机械强度。
这里，优选地将加强型材元件设计为复合纤维部件，通过在加强型材元件上层压至少一个附加纤维层来加强壁。除了与保持纤维层的固定连接之外，这还使得附加纤维层的纤维方向能够适于入孔的形状和位置，以提高稳定性。根据本发明的耦合方法有益地适用于连接航天器机身的各部分，因为该方法使得这些部分能够以简单的方式彼此连接，并且;f艮好地适于使维护达到高质量标准。
根据基于本发明的结构部件的优选实施例，第 一 固定孔和第二固定孔分别形成在第一加强型材元件和第二加强型材元件的耦合区。入孔形成在第一加强型材元件和第二加强型材元件各自的耦合区。借助于被引导穿过第一固定孔的固定元件将耦合带固定到第一加强型材元件，并且借助于被引导穿过第二固定孔的固定元件将耦合带固定到第二加强型材元件。因此，用在两个加强型材元件上的固定元件可以被容易地进行修理和容易地进行用于质量控制的检查。
根据优选实施例，将入孔设计为在加强型材元件的纵向方向上延伸的缝。这样，例如可以从多个空间方向检查固定元件的凸出到腔室中的端部。可以沿开缝的入孔提供一行固定元件，也可以从腔室的 一侧接近全部固定元件。缝优选地通向加强型材元件的前侧，这进一步提高了设置在加强型材元件的前侧附近的固定元件的易接近性。
根据优选实施例，借助于被引导穿过壁上的固定孔的固定元件，将第一耦合带和第二耦合带固定在入孔的两侧。双耦合带允许非常稳定的耦合。
根据优选实施例，将入孔设计成使得用通过该入孔插入的一只人手可以进入耦合区中的大体整个腔室。这例如使得维护工程师能够从腔室移除碎屑、螺母、铆钉残留物等，而不需要特殊工具或抓取器件。
根据优选实施例，将入孔设计成使得可以从腔室外部通过该入孔检查固定孔在腔室中的开口。例如，这使得维护工程师能够从腔室检查固定孔和固定元件以便于质量控制，而不使用特殊镜子、相机或类似器件。
根据优选实施例，加强型材元件具有Q型材，Q型材在给定所需稳定性的条件下，尤其对于复合纤维材料的加强型材元件，提供重量轻的结构部件。
根据优选实施例，耦合带具有两腿型材，通过Q型材的脚部将第一腿固定到外壳上，而借助于固定元件将第二腿固定到Q型材的翼部。这是有利的，因为耦合带的L型材加固了 Q型材的脚部和翼部之间所形成的角，从而对由耦合区中的入孔引起的Q型材本身的相对弱化进行补偿。
根据优选实施例，耦合区中加强型材元件的壁的厚度比耦合区之外的加强型材元件的壁的厚度更厚，这使得由耦合区中的入孔引起的加强型材元件的相对弱化能够得到补偿。对于被设计为复合纤维部件的加强型材元件，优选地将附加的纤维层层压在耦合区中的加强型材元件上，并因此将附加的纤维层非常牢固地连接到下面的层。此外，附加的纤维层优选地具有在加强型材元件的前表面的方向上成角度地向外延伸的纤维方向。由于这样安排纤维的方式，使得耦合区的区域中加强元件的装载能够被引导穿过入孔。
下面参考附图基于示范实施例对本发明进行更加详细的说明。附图中
图1示出根据本发明实施例的具有耦合的加强型材元件的结构部件的立体
图2A示出图1中的加强型材元件的端部的立体图2B示出图1中的加强型材元件的端部的立体图，具有示例性的纤维方向；
以及
图3示出图1中的结构部件的横截面图。
具体实施例方式
图中相同的附图标记表示相同或功能上相似的部件，除非另行说明。图1在立体图中部分地示出了结构部件100，结构部件IOO形成航天器的机身壳的一部分，人的视线被引向航天器的外壳102、 103的内部。沿围绕航天器的机身环状延伸的缝合线120,从多个部分116、 118将机身壳接合在一起。图1中所示的部分包括第一部分116的一部分和第二部分118的一部分，两部分的缝合点通过点划线120来表示。
第一部分116包括外壳102、 103的进一步的第一部分102，第二部分118包括外壳102、 103的进一步的第二部分103。这两个外壳部分沿缝合线120彼
9此邻接，从而面向远离观察者方向的航天器的机身的平滑的外部上不形成阶梯。
在外壳102、 103的面向观察者的内部，以紧贴的方式将肩托122的一半设置在外壳102、 103的第一部分102上， 一半^殳置在外壳102、 103的第二部分103上，并且例如通过铆接将肩托122连接到所述两个部分。
通过肩托122连接的外壳102、 103的第一部分102和第二部分103的每个单独地通过加强型材元件104、 106来加强，将加强型材元件104、 106设计为桁条104、 106，这些元件在近似平行于飞行方向、并且近似垂直于两个部分116、118之间的缝合线120的方向上延伸。街条104、 106具有Q形的型材，Q形的型材具有顶部401、在顶部401的两侧落下的翼部400、与翼部400连接的扭p部402。在外壳上将桁条104、 106的每个固定至其脚部402,从而街条104、 106的每个在其顶部401和翼部400之下与外壳部分102、 103的位于脚部之间的部分围成具有近似梯形横截面的腔室108。
在缝合线120的附近，在缝合线120的方向上延伸的桁条104、 106终止于肩托122的边缘，使得在肩托122的区域内，外壳不是由桁条104、 106直接来加强。在肩托122的两侧， 一对位于外壳102、 103的第一部分102的第一軒条104和位于外壳102、 103的第二部分103的第二桁条106在它们的前侧彼此相对。包括第一桁条104和第二桁条106的相对的一对桁条104、 106的每个被两个耦合带112、 113耦合。
耦合带112、 113具有近似为L形型材的两腿，两腿之间的角度与在Q街条104、 106的脚部402和翼部400之间所形成的角度一致。两个耦合带112、 113(每个耦合一对相对的桁条104、 106)在顶部401的两侧、在Q街条104、 106的脚部402和翼部400上彼此以镜像方式设置，由于角度的一致性，耦合带112、113的腿贴紧脚部402和翼部400。每个耦合带112、 113沿第一桁条104的耦合区204的长度方向、位于第一街条104上面向第二衔条106的一端，每个耦合带112、 113通过横向肩托122在桁条104、 106之间的区域中延伸，并且每个耦合带112、 113沿第二桁条106的耦合区205的长度方向、位于第二桁条106上面向第一桁条104的这一端。借助于型材脚扣408,例如借助于被引导通过耦合带112、 113、桁条104、106和外壳部分102、 103的铆钉螺栓，将紧靠在桁条104、 106的脚部402的耦合带112、 113的腿固定至脚部402和位于下面的外壳部分102、 103。从航天器的内部和外部可以分别^姿近型材脚扣408的两端中的一端，并且由此型材脚扣408可以经历例如碎见觉4全查。
借助于在第一桁条104的耦合区204中的第一行固定元件114以及在第二桁条105的耦合区205中的第二行固定元件115,例如铆钉或螺栓，将紧靠在第一桁条104和第二街条106的翼部400的耦合带112、 113的腿固定。其中，分别通过耦合带112、 113以及桁条104的翼部400引导固定元件114、 115,使得固定元件114、 115的一端延伸到腔室108内。
在耦合区的区域204、 205中，在桁条104、 106的顶部401形成开缝的入孔110，入孔110打开进入腔室108的通道。由于入孔110在设置于析条两侧的翼部400中的固定元件114、 115的各行之间延伸且平行于这些4亍，因此可以通过入孔来接近固定元件114、 115的凸出到腔室108内的端部，以^更于进行例如用于质量保证的视觉检查。
借助于在横向肩托122上的抗剪梳(shear comb) 126,将翼肋124固定在两个外壳部分102、 103之间的缝合线120处作为另一个加强元件。这里，通过抗剪梳脚127、横向肩托122和位于下面的第一外壳部分102来引导抗剪梳扣，例如铆钉螺栓。翼肋124附加地由与一对街条104、 106耦合的耦合带112、 113中的一个耦合带112上的翼肋支撑件130来支撑。
在将部分116、 118接合在一起用以组装航天器的机身之前，可以预先组装横向肩托122、抗剪梳126和翼肋124作为第一部分116的一些部分。在这种情况下，部分116包括预先组装的横向肩托122、抗剪梳126和翼肋124。在对部分进行组装时，即当将部分116、 118接合在一起时，这些部分^皮相对于彼此定位，横向肩托122/人第一外壳部分102凸出的部分在第二外壳部分103的内部停止移动并连接到第二外壳部分103的内部。然后组装耦合带112、 113,之后组装翼肋支撑件130。图2A在立体图中示出Q桁条104的端部如何形成图1中的结构部件的一部分。桁条104的Q形型材包括近似为相同宽度及壁厚dl的5个部分402、400、401、 400、 402,也即中央顶部401,位于中央顶部401两侧的两个翼部400,进而与翼部400连4矣的扭f部402。腔室108形成在顶部401和翼部的下面。
Q桁条104的前侧200示出在图中的前面显著位置。在顶部401的耦合区204内、开口朝向前侧的》逢110形成为进入腔室108的入孔。固定孔202形成在耦合区204的区域中的翼部400上，其中，可以/人外侧通过#逢110来4企查固定孔202的进入腔室108的开口，从而可以容易地观察到该开口。将型材脚固定孔210设置在耦合区204的区域中的脚部402上。
将Q桁条104的壁206制成在耦合区204的区域中比在耦合区204之外更厚，从而对由于耦合区204的区域中的缝110引起的軒条104的弱化进行补偿。例如，耦合区204中的壁206的厚度d2大约比耦合区204之外的壁206的厚度dl大20 % ,在过渡区207中厚度从dl到d2逐渐增加。
图2B在与图2A相同的立体图中示出图2A中的Q衔条104的可能实施例。将街条104设计成复合纤维部件104，例如来自于碳纤维增强塑料的复合纤维部件。在桁条104的壁的内部，纤维层104以层平4亍并4黄切于桁条104的纵向方向的方式、 一层置于另一层之上。在耦合区204的区域中将附加纤维层208层压在街条104上，附加纤维层208在两侧上的纤维方向为在前側200的方向上从顶部401向外成角度地延伸。其结果是，力流(force flow);故引导通过耦合区204中的街条的顶部401,越过入孔110进入街条104的翼部和脚部。
图3示出图1中的结构部件的横截面图。在外壳102上"i殳置平4亍延伸的三个Q桁条104,且在Q桁条104之间延伸有也在外壳102上的横向肩托122。借助于铆钉螺栓128将抗剪梳126固定在横向肩托122上，这些螺栓被引导通过抗剪梳126的脚127、横向肩托122以及外壳102。插入叶片(thrust vane ) 126支撑翼肋124。
在Q桁条104的翼部400和脚部402上设置有耦合带112、 113,耦合带112、113的型材具有彼此成大约120。的角度的两腿404、 406， Q軒条104的脚部402
12和翼部400以相同的角度相对于彼此放置。通过铆钉螺栓408、 410将搁置在Q 街条104的脚部402上的腿104固定在脚部402上，这些铆钉螺栓408、 410中 的每个被引导通过耦合带112、 113、 Q桁条104和外壳。这些铆钉螺栓408、 410中的一些410还被引导通过搁置在耦合带112上并支撑翼肋124的翼肋支撑 件130。
在Q桁条104中围成腔室108，利用肉眼通过Q街条104的顶部401中的 缝110可以看见腔室108，并且人手可以进入腔室108。借助于铆4丁螺栓114将 耦合带112、 113的搁置在Q桁条104的翼部400上的月逸406固定在翼部400上， 这些铆钉螺栓114被引导通过Q軒条104和耦合带112、 113。在组装、检查和 修理期间通过缝110可以看到铆4丁螺栓114的凸出到月空室108中的端部，并且 用棵手和更小的工具可以够到所述端部。
尽管本文中结合优选的示范实施例对本发明进行了描述，但是本发明并不 局限于这些实施例，而是能够以若干不同的方式进行^修改。
例如，外壳、加强型材元件和/或耦合带可以使用与复合纤维材料不同的材 料。加强型材元件可以具有完全封闭的型材，例如矩形型材。代替包括腔室， 加强型材例如可以具有底切或前端( nose )， 在底切或前端之下，具有难以进入 以Y更检查和组装的区域。
附图标记列表
100结构部件
102、 103外壳
104、 106加强型材元件
108腔室
110入孔
112耦合带
114、 115固定元件116、118部分
120缝合线
122肩托
124翼肋
126抗剪梳
127抗剪才危脚
128抗剪桥^脚扣
130翼肋支撑件
200前侧
202固定孔
204、205耦合区
206壁
207过渡区
208斜向纤维层
209纵向纤维层
210型材脚固定孔
400翼部
401顶部
402脚部
404、406型材腿
408型材脚扣
410翼肋扣件
权利要求
1、一种用于耦合航天器或航空器外壳(102)的第一加强型材元件(104)和第二加强型材元件(106)的耦合方法，具有以下步骤将加强型材元件(104、106)设置在外壳(102)上，使得加强型材元件(104、106)以各自的前侧(200)彼此相对，并且在加强型材元件(104、106)的内部围成腔室(108)；在加强型材元件(104)的耦合区(204)内，形成穿过至少一个加强型材元件(104)的壁进入腔室(108)的固定孔(202)；沿耦合区(204)形成穿过壁(206)进入腔室(108)的入孔(110)；以及借助于被引导穿过固定孔(202)的固定元件(114)，将把加强型材元件(104、106)耦合到一起的耦合带(112)固定到耦合区(204)。
2、 根据权利要求1所述的耦合方法，其特征在于固定孔(202)的形成、入孔(110)的形成以及耦合带(112)的固定均发 生在第一加强型材元件(104)和第二加强型材元件(106)上。
3、 根据权利要求1或2所述的耦合方法，其特征在于 通过加工来形成固定孔(202)，还在于提供通过入孔(110)从腔室(108)移除碎屑的步骤。
4、 根据前述权利要求中的至少一个权利要求所述的耦合方法，其特征在于 在耦合区。04)中还提供加强(d2)加强型材元件(104)的壁(206， dl )的步骤。
5、 根据权利要求4所述的耦合方法，其特征在于将加强型材元件(104)设计为复合纤维部件，以及在于通过在加强型材 元件(104)上层压至少一个附加纤维层(208)来进行对壁(206)的加强。
6、 根据权利要求1到5之一所述的耦合方法用于连接航天器的机身的部分 (116、 118)的用途。
7、 一种用于航天器或航空器的结构部件(100)，具有外壳(102);第一加强型材元件(104)和第二加强型材元件(106),将第一加强型材元 件(104)和第二加强型材元件(106)设置在外壳(102)上，使得加强型材元 件(104、 106)以各自的前侧(200)4皮此相对，并在加强型材元件(104、 106) 的内部围成腔室(108);固定孔(202),该固定孔(202)穿过至少一个加强型材元件(104)的壁 (206)进入腔室(108)，固定孔(202)形成在加强型材元件(104)的耦合区 (204)内；入孔(110),该入，L (110)穿过壁(206)进入腔室(108)，入孔(110) 沿耦合区(204)形i;以及耦合带(112)，耦合带(112)将加强型材元件(104、 106)耦合在一起， 并且耦合带(112)借助于被引导穿过固定孔(202)的固定元件(114)而被固 定到耦合区(108)。
8、 根据权利要求7所述的结构部件，其特征在于第一固定孔和第二固定孔(202)分别在第一加强型材元件(104)和第二 加强型材元件(106)的耦合区中形成；入孔(IIO)分别形成在第一加强型材元件(104)和第二加强型材元件(106) 上；以及耦合带(112)借助于被引导穿过第一固定孔(202)的固定元件(114)而 被固定到第一加强型材元件(104)，并且耦合带(112)借助于被引导穿过第二 固定孔的固定元件(115)而被固定到第二加强型材元件(106)。
9、 才艮据权利要求7或8所述的结构部件，其特征在于将入孔(IIO)设计为在加强型材元件(104)的纵向方向上延伸的缝(110), 更具体地说，该缝通向加强型材元件(104)的前侧(200)。
10、 根据权利要求7到9中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于借助于被引导穿过壁(206)中的固定孔(202)的固定元件(114)，将第一耦合带(112)和第二耦合带(113)中的每个固定在入孔(110)的两侧。
11、 根据权利要求7到10中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于将入孔(110)设计成利用穿过所述入孔而插入的人的手可以到达耦合区 (204)中的大体整个腔室(108)。
12、 根据权利要求7到11中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于将入孔(110)设计成通过入孔(110)从腔室(108)外部可以看到固定孔 (202)在腔室(108)中的开口。
13、 根据权利要求7到12中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于加强型材元件(104)具有Q型材。
14、 根据权利要求7至13中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于耦合带(112)具有两腿型材(404、 406),其中通过Q型材的脚部(402) 将第一腿(404)固定到外壳(102)(408、 410),而其中借助于固定元件(202 ) 将第二腿(406)固定到Q型材的翼部(400)。
15、 根据权利要求7到13中至少一个权利要求所述的结构部件，其特征在于耦合区(204)中加强型材元件(104)的壁(206)的厚度比耦合区(204) 之外加强型材元件(104)的壁(206)的厚度(dl)更厚。
16、 根据权利要求15所述的结构部件，其特征在于将加强型材元件(104 )设计为复合纤维部件(104 )，其中将附加纤维层(208 ) 层压在耦合区(204)中的加强型材元件(104)上。
17、 根据权利要求16所述的结构部件，其特征在于附加纤维层(208)具有的纤维方向为在前表面(200)的方向上成角度地 向外延伸。
全文摘要
本发明提供一种耦合方法，用来耦合用于航天器或航空器的外壳的第一加强型材元件(104)和第二加强型材元件(106)。在第一步中，按照加强型材元件以各自的前侧彼此相对并且在加强型材内部围成腔室(108)的这样的方式将加强型材元件设置在外壳上。此外，在加强型材元件的耦合区(204、205)内，形成穿过至少一个加强型材元件的壁进入腔室的固定孔(114、115)。沿耦合区形成穿过壁进入腔室的入孔(110)。借助于被引导穿过固定孔(202)的固定元件，将把加强型材元件耦合到一起的耦合带(112、113)固定到耦合区。在另一方面提供一种用于航天器或航空器的结构部件。
文档编号B64F5/00GK101687539SQ200880022121
公开日2010年3月31日 申请日期2008年6月19日 优先权日2007年6月25日
发明者史蒂芬·塔克, 托尔斯滕·施罗尔, 托尔斯滕·雷敏, 豪克·克斯汀, 黑尼克·真斯茨 申请人:空中客车运营有限公司