專利名稱：飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件和飛機或航天器的機身部件裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件并涉及一種飛機或航天器的機身部件
直O(jiān)
背景技術：
盡管可應用到諸如框架、縱梁等任一所希望的結(jié)構(gòu)部件，但本發(fā)明及其所基于的問題在下文中參照導軌狀結(jié)構(gòu)部件進行更詳細的解釋。飛機或航天器以及機艙部件的內(nèi)部中的安裝元件和系統(tǒng)安裝及其負載目前主要通過這種類型的飛機的機身的基本結(jié)構(gòu)中的單獨“支架”而被引入。這些支架通常被緊固到框架并緊固到機身部分，該框架和機身部分承受來自上述安裝和部件的負載。DE 10 2006 060 364 Al描述了一種機身部件裝置，其包括由具有低熱膨脹系數(shù)的碳纖維制成的蒙皮和具有高熱膨脹系數(shù)的結(jié)構(gòu)部件，具有低導熱率的熱阻擋器被提供， 并且該結(jié)構(gòu)部件通過熱阻擋器被連接到蒙皮。這種機械構(gòu)造具有作為熱阻擋器的絕熱層。 所有的部件經(jīng)由鉚接結(jié)合在一起。在此情況下經(jīng)受的缺點一方面是需要大量單獨部件，另一方面是連接需要切削機加工，以及部分的現(xiàn)場相關安裝時間和清理措施。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的是提供一種改進的飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件，上述缺陷在該結(jié)構(gòu)部件中不再存在或者被顯著降低，并且該結(jié)構(gòu)部件提供進一步的優(yōu)點。進一步的目的是提供一種飛機或航天器的機身部件裝置。根據(jù)本發(fā)明，該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的結(jié)構(gòu)部件以及具有權(quán)利要求10 的特征的機身部件裝置而實現(xiàn)。因此，提供一種飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件，其包括機身部分連接區(qū)域，所述機身部分連接區(qū)域用于連接到相關的機身部分并具有與所述相關的機身部分近似相等的熱膨脹系數(shù)。所述結(jié)構(gòu)部件還包括內(nèi)部連接區(qū)域，該內(nèi)部連接區(qū)域用于連接到相關的安裝元件并具有與所述相關的安裝元件近似相等的熱膨脹系數(shù)。分隔區(qū)域用于連接所述機身部分連接區(qū)域和所述內(nèi)部連接區(qū)域。所述區(qū)域中的至少一個具有高傳熱阻。本發(fā)明所基于的概念是，所述部分中的至少一個具有高傳熱阻，其它部分適合于待與其連接的材料，從而其熱膨脹系數(shù)可與待與其連接的材料的熱膨脹系數(shù)近似相等。因而，本發(fā)明尤其具有優(yōu)于開始所述的方法的優(yōu)點在于，可應用到待連接到所述結(jié)構(gòu)部件的部件的所有材料，而與所述部件的熱膨脹系數(shù)無關。所述機身部分連接區(qū)域、所述分隔區(qū)域和所述內(nèi)部連接區(qū)域優(yōu)選被一體地形成為結(jié)構(gòu)部件。在一體式結(jié)構(gòu)部件中使用這種類型的整體式分隔層意味著，不再需要大量單獨的部件以及諸如鉆孔、修邊、清理、鉚接/螺紋連接的復雜的機械連接措施。在此情況下，假設所述結(jié)構(gòu)部件被形成為具有共同的基質(zhì)材料的復合部件。因此，例如在機身部分也被制造成復合部件的情況下，可以通過簡單的方式將所述結(jié)構(gòu)部件連接到所述機身部分。在此情況下，所述機身部分連接區(qū)域可包括與所述機身部分相同或相似的用于所述機身部分復合物的材料，例如碳纖維。如果所述機身部分由金屬制造，則所述機身部分復合物可由金屬箔組成。所述結(jié)構(gòu)部件的所述內(nèi)部連接區(qū)域的內(nèi)部復合物通過相似的方式構(gòu)造。在此情況下，可采取進一步的措施來通過額外的層增強連接部。在一個實施例中，所述分隔區(qū)域包括具有高傳熱阻的分隔復合物以及所述基質(zhì)材料。在此情況下，所述分隔復合物優(yōu)選形成為例如玻璃布，所述玻璃布可例如以用于制造纖維復合部件的預浸料坯的形式構(gòu)造。在所述結(jié)構(gòu)部件的優(yōu)選構(gòu)造中，非常有利的是，所有的復合物和部分由相同的基質(zhì)材料，例如環(huán)氧樹脂制造。在飛機構(gòu)造中，例如，鋪設不同層的復合材料是標準方法，可以使用相關的機加工設備。所有功能被集成到根據(jù)本發(fā)明的所述結(jié)構(gòu)部件中，也就是，與機身部分的連接部、 絕熱層和例如軌道結(jié)構(gòu)的傳送結(jié)構(gòu)。所述結(jié)構(gòu)部件可制造成一體。額外的連接元件的省略簡化了裝配。其可通過增強元件，例如縱梁的方式粘合地結(jié)合到相應的機身部分。根據(jù)本發(fā)明的所述結(jié)構(gòu)部件可以具有材料的任一組合，而與所述機身部分或所述安裝部件的熱膨脹系數(shù)無關。到所述機身部分的連接部可由與所述機身部分的材料相同的材料制成。機身部件裝置可包括至少一個上述結(jié)構(gòu)部件。


在下文中，參照附圖基于實施例詳細描述本發(fā)明。在附圖中圖1為根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施例的機身部件裝置的示意性透視圖；圖2為包括機身部分的根據(jù)本發(fā)明的結(jié)構(gòu)部件的實施例的示意性透視截面圖；以及圖3為圖2所示視圖的示意性橫截面圖。在附圖中，除非另有說明，相似的附圖標記表示相似或者功能相同的部件。
具體實施例方式圖1示出根據(jù)本發(fā)明的機身部件裝置1的示意性透視圖。機身部分5以飛機或航天器(未示出)的蒙皮的形式被示出。機身部分5是曲狀的，內(nèi)部空間6，例如飛機或航天器的機艙，被布置朝向曲率中心(附圖中的右側(cè))，該內(nèi)部空間通過外部空間7而與蒙皮分隔。機身部分5通過縱梁8沿縱向方向(在附圖中近似為從左側(cè)到右側(cè))被增強?？蚣? 沿機身部分5的周界方向被附接。結(jié)構(gòu)部件2在縱梁8之間延伸，在該示例中平行于縱梁 8延伸，該結(jié)構(gòu)部件被提供為將安裝元件(未示出)，例如內(nèi)殼、管系等附接到結(jié)構(gòu)部件2的內(nèi)部部分4。結(jié)構(gòu)部件2通過機身部分連接部3被緊固到機身部分5。在飛機或航天器的操作期間，內(nèi)部空間6通常被空氣調(diào)節(jié)，并且在此情況下被保持在近似20°C的恒溫。外部空間可具有不同的溫度。例如，近似18°C的機庫溫度、根據(jù)一年中的時間和位置可在例如-15°C的負溫度到例如+40°C的正溫度之間的機場上的外部溫
4度以及在較高飛行高度時_55°C以上的外部溫度。這些溫度值不應被視為是絕對的，而是相反應顯示，外部空間7與內(nèi)部空間6之間的溫度差可相對于內(nèi)部空間6的內(nèi)部溫度變化很大。圖2是根據(jù)本發(fā)明的包括機身部分5的結(jié)構(gòu)部件2的實施例的示意性透視截面圖。在該示例中，機身部分為飛機或航天器(未示出)的蒙皮，并由例如CFRP的復合材料制成。結(jié)構(gòu)部件2通過機身部分連接部3被附接到機身部分5的內(nèi)表面，在此情況下機身部分連接部3包括上分支和下分支。在此情況下，這些分支基本垂直于機身部分5地朝向內(nèi)部空間6延伸。機身部分連接部3被連接到機身部分連接區(qū)域10，機身部分連接區(qū)域10 過渡到連接到內(nèi)部連接區(qū)域11的分隔區(qū)域12。內(nèi)部連接區(qū)域11為內(nèi)部部分4的一部分， 并被提供用于緊固安裝元件。這些元件可粘合地結(jié)合、鉚接或螺紋連接到內(nèi)部連接部區(qū)域 12或通過另一連接方式連接到內(nèi)部連接區(qū)域12。機身部分連接區(qū)域10包括機身部分復合物13，其在材料、熱膨脹系數(shù)和傳熱阻方面與分隔區(qū)域12的分隔復合物15不同地形成。內(nèi)部連接區(qū)域11的內(nèi)部復合物14也不同于分隔復合物15。機身連接部3、機身連接部分10、分隔區(qū)域12和內(nèi)部連接區(qū)域11作為復合部件或纖維復合部件被形成為一體。在此情況下，復合物13、14、15形成相應的纖維或?qū)訝畎氤尚蛷秃衔?，其在所有?cè)上被圍繞并相應地充滿基質(zhì)16，例如環(huán)氧樹脂。結(jié)構(gòu)部件2 例如通過預浸料坯被制造成纖維復合部件。當然，其他方法也是可以的。在此情況下，復合物13、14、15被鋪設成預定形狀，并形成半成形產(chǎn)品，充滿基質(zhì)16并且隨后被固化。所有形式和形狀都是可以的，增強層和安裝部分的相應插入物也是可以的。將參照圖3進一步詳細地描述結(jié)構(gòu)部件2的傳熱特性。圖3是根據(jù)圖2的示意性橫截面圖。單獨的部分10、12、11通過豎直虛線分開。分別對應于部分10、12、11和機身部分 5的串聯(lián)傳熱阻R5、R5-3、R13、R14、R15被提供在該裝置下方。上述內(nèi)部空間6與外部空間7之間的溫度差導致熱在這兩個空間之間傳遞。如已知的，傳熱通過輻射、傳導和對流而發(fā)生。只考慮傳熱，由此描述在此情況下的各個部分10、 12、11 和部件的傳熱阻 R5、R5-3、R13、R14、R15。在機身部分5由纖維復合材料(例如CFRP)制成的情況下，機身部分復合物13也由相應的纖維復合材料(例如CFRP)制成。如果機身部分5為金屬，則機身部分復合物13 因而包括金屬絲和/或金屬箔/層形式的相同或類似的金屬。因此，機身部分5和結(jié)構(gòu)部件 2的機身部分連接部具有近似相等的熱膨脹系數(shù)。分隔區(qū)域12的分隔復合物15為例如玻璃布，內(nèi)部連接區(qū)域14為對應于安裝元件(未示出)(例如金屬和/或纖維復合物)的復合物。內(nèi)部連接復合物14和安裝元件的熱膨脹系數(shù)近似相等。因而，在機身部分5與結(jié)構(gòu)部件2之間以及在安裝元件與結(jié)構(gòu)部件2之間基本上不產(chǎn)生應力或者僅產(chǎn)生減小的應力。例如，從近似20°C的作為熱源的內(nèi)部空間6到近似_55°C的作為熱沉的外部空間的傳熱經(jīng)由結(jié)構(gòu)部件2發(fā)生，這顯示在作為等效圖繪制在下方的傳熱阻系列中。傳熱阻值僅以相對項的形式給出，特定值應根據(jù)相關的表格得出。內(nèi)部連接區(qū)域11具有傳熱阻R14， 其在金屬復合物的情況下相對較低，而在纖維復合物的情況下相對較高。分隔復合物15的傳熱阻R15從R14繼續(xù)下去，其同樣根據(jù)玻璃布示例而非常高。因而，分隔復合物形成抵抗向外流動的熱的屏障。傳熱阻R13對應于機身部分連接部復合物13及其材料，因而在CFRP材料的情況下可相對較高，而在金屬的情況下相對較低。熱阻R5-13表征機身部分連接部 3與機身部分之間的過渡，熱阻R5對應于機身部分5的材料，并且在CFRP的情況下相對較高，而在金屬的情況下相對較低。由此可見，與安裝元件和機身部分5的構(gòu)造無關，總是存在分隔復合物15的高傳熱阻R15形式的熱屏障，因而可以在很大程度上消除結(jié)構(gòu)部件2上的冷凝。一體式結(jié)構(gòu)部件2提供下述部件，其具有較高自由樣式，與其他作為復合部件的交通工具部件具有相同或相似的生產(chǎn)方法，并具有結(jié)構(gòu)部件內(nèi)部整體地高絕熱以及上述同時地集成功能的優(yōu)點。盡管在此已基于優(yōu)選實施例對本發(fā)明進行了描述，但其不限于此，而是可通過多種不同方式進行組合和修改。例如，部分10、12、11在其裝置中可具有不同的長寬比。其還可連續(xù)重復布置。在飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件2的方案中，其包括機身部分連接區(qū)域10，用于連接到相關的機身部分5并具有與相關的機身部分5近似相等的熱膨脹系數(shù)；內(nèi)部連接區(qū)域 11，用于連接到相關的安裝元件并具有與相關的安裝元件近似相等的熱膨脹系數(shù)；以及分隔區(qū)域12，用于連接機身部分連接區(qū)域10和內(nèi)部連接區(qū)域11，部分10、12、11中的至少一個具有高傳熱阻R13、R14、R15。機身部件裝置1包括至少一個這種類型的結(jié)構(gòu)部件2。附圖標記列表
1機身部件裝置
2結(jié)構(gòu)部件
3機身部分連接部
4內(nèi)部部分
5機身部分
6內(nèi)部空間
7外部空間
8縱梁
9框架
10機身部分連接區(qū)域
11內(nèi)部連接區(qū)域
12分隔區(qū)域
13機身部分復合物
14內(nèi)部復合物
15分隔復合物
16基質(zhì)材料
R5機身部分的傳熱阻
R5--3機身部分與機身部分連接部之間的過渡部的傳熱阻
R13機身部分復合物的傳熱阻
R14內(nèi)部復合物的傳熱阻
R15分隔復合物的傳熱阻
權(quán)利要求
1.一種飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件O)，包括機身部分連接區(qū)域(10)，用于連接到相關的機身部分(5)，該機身部分連接區(qū)域具有與所述相關的機身部分( 近似相等的熱膨脹系數(shù)；內(nèi)部連接區(qū)域(11)，用于連接到相關的安裝元件，該內(nèi)部連接區(qū)域具有與所述相關的安裝元件近似相等的熱膨脹系數(shù)；以及分隔區(qū)域(12)，用于連接所述機身部分連接區(qū)域(10)和所述內(nèi)部連接區(qū)域(11)，其中所述區(qū)域(10，12，11)中的至少一個具有包括高傳熱阻(R13，R14，R15)的材料結(jié)構(gòu)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述機身部分連接區(qū)域(10)、所述分隔區(qū)域(1 和所述內(nèi)部連接區(qū)域(11)彼此形成為一體。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)部件(2) 被形成為具有共同的基質(zhì)材料(16)的復合部件。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述分隔區(qū)域(12)包括分隔復合物(14)和所述基質(zhì)材料(16)，所述分隔復合物(14)具有高傳熱阻(R14)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述分隔復合物(15)被形成為玻璃布。
6.根據(jù)權(quán)利要求3至5中至少一項所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述機身部分連接區(qū)域(10)包括機身部分復合物(1 和所述基質(zhì)材料(16)，所述機身部分復合物由對應于所述機身部分(5)的材料制成。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，如果所述機身部分(5)由復合材料組成，則所述機身部分復合物(1 包括與所述機身部分( 相同的復合材料。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，如果所述機身部分(5)由金屬材料組成，則所述機身部分復合物(1 包括金屬箔。
9.根據(jù)權(quán)利要求3至8中至少一項所述的結(jié)構(gòu)部件O)，其特征在于，所述內(nèi)部連接區(qū)域(11)包括內(nèi)部復合物(1 和所述基質(zhì)材料(16)，所述內(nèi)部復合物(1 具有與所述相關的安裝元件近似相等的熱膨脹系數(shù)。
10.一種機身部件裝置(1)，包括至少一個根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項所述的結(jié)構(gòu)部件⑵。
全文摘要
在飛機或航天器的結(jié)構(gòu)部件(2)的方案中，其包括機身部分連接區(qū)域(10)，用于連接到相關的機身部分(5)并具有與所述相關的機身部分(5)近似相等的熱膨脹系數(shù)；內(nèi)部連接區(qū)域(11)，用于連接到相關的安裝元件并具有與所述相關的安裝元件近似相等的熱膨脹系數(shù)；以及分隔區(qū)域(12)，用于連接所述機身部分連接區(qū)域(10)和所述內(nèi)部連接區(qū)域(11)，其中所述區(qū)域(10、12、11)中的至少一個具有高傳熱阻(R13、R14、R15)。
文檔編號B64C1/06GK102224070SQ200980147229
公開日2011年10月19日 申請日期2009年11月16日 優(yōu)先權(quán)日2008年11月25日
發(fā)明者克勞斯-彼得·格羅斯 申請人:空中客車作業(yè)有限公司