用于航空器的机身结构的制作方法

本发明涉及用于航空器的机身结构以及航空器。

背景技术：

用于航空器的机身结构通常由在纵向方向上延伸的纵向构件(称为“纵梁”)和在周向方向上延伸的环形周向构件(称为“框架”)组装而成。通常，航空器的外蒙皮固定在限定航空器内部的该基部框架上。诸如地板、机舱仓室结构(cabinmonument)等机舱组件设置在内部并连接至机身结构。

此外，通常需要在航空器内部容纳功能组件，例如空调系统和相关联的管道以及电气和液压供应管线。在这种情况下，需要以尽可能节省空间的方式将这些功能组件集成到内部。

ep2985232a1描述了一种具有框架和纵梁的机身结构，所述框架和纵梁衬有内部衬里部件。在纵向方向上延伸的空调管道设置在顶板区域中并且集成到内部衬里部件中。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种用于航空器的改进的机身结构。

该目的在每种情况下都由独立权利要求的主题实现。

有利的实施方式和改进方式将结合说明书从引用独立权利要求的从属权利要求中得出。

根据本发明的第一方面，提供了一种用于航空器的机身结构。机身结构具有框架结构，该框架结构在周向方向上延伸并具有第一连接部分和第二连接部分，第二连接部分沿周向方向与第一连接部分间隔开设置。因此，特别地，框架结构可以设计成环形的支撑件或框架，其中该支撑件或框架在第一连接部分与第二连接部分之间具有中断部或孔隙。

根据本发明的机身结构还具有增强结构，该增强结构沿周向方向在框架结构的第一连接部分和第二连接部分之间延伸，并分别连接至第一连接部分和第二连接部分。因此，增强结构被插入框架结构的孔隙中或使框架结构连续，由此框架结构和增强结构共同形成封闭的框架。

外壳体(例如，外蒙皮分段)固定在增强结构的外侧上，内壳体固定在增强结构的内侧上，内侧与外侧相对。因此，增强结构相对于径向方向设置在内壳体与外壳体之间并连接至这些壳体。内壳体、外壳体和增强结构因此形成夹层式结构。内壳体和外壳体也可以称为内部机身蒙皮和外部机身蒙皮。通过将内壳体和外壳体直接固定在增强结构上，夹层式结构有利地具有高的机械强度。

根据本发明，当在横向于周向方向延伸的纵向方向上观察时，增强结构具有异形截面，并且与内壳体和外壳体一起形成多个通道，这些通道在周向方向上彼此相邻并且各自在纵向方向上延伸。因此，增强结构特别地被设计成片状组件，该片状组件在周向方向和横向于周向方向的纵向方向上都延伸。增强结构在周向方向上或横向于纵向方向的截面形成截面形状，该截面形状形成凸起部分和凹陷，或者当在纵向方向上观察时具有起伏的形状。这些在纵向方向上延伸的凸起部分和凹陷与内壳体和外壳体一起限定了在纵向方向上延伸的通道的通道截面。

以这种方式形成的通道特别是可以用作空调管道，或者更一般而言用于容纳功能组件。由此产生多功能机身结构。由于增强结构设置在框架结构的连接部分之间，因此获得了极其节省空间的结构。特别地，通道可以直接集成到机身结构本身中，并且可以消除作为附加组件的通道在机身结构上的安装。通过增强结构设置在内壳体和外壳体之间的夹层式构造，进一步提高了机身结构的机械强度。

根据机身结构的一个实施方式，增强结构的轮廓使得该结构沿周向方向交替地连接至外壳体和内壳体。因此，沿周向方向，优选设计为具有大致恒定的厚度的单件式片状层的增强结构可具有波浪状截面形状，例如，正弦波、锯齿波、三角波、方波或梯形波的形式。通常，周期性截面形状是有利的。通过这种方式并借助于与内壳体和外壳体的交替连接，进一步改善了机身结构在周向方向上的弯曲刚度，尤其是剪切刚度。此外，以这种方式实现了外壳体和内壳体的增强以提供抗弯稳定性。

作为选择，增强结构(也可以被称为增强层)交替地靠在外壳体和内壳体上或与外壳体和内壳体接触。这使构造更加紧凑并且有利于壳体和增强结构之间的直接的力传递。

根据一个实施方式，设想外壳体、内壳体和增强结构各自由纤维复合材料形成。纤维复合材料提供的优点是，相对于它们的重量而言，它们具有高的机械强度。此外，纤维复合材料提供其耐腐蚀和抗疲劳的优点，因此可以省去对应的检查。这是特别有利的，因为在机身结构内部由增强层和壳体形成的通道只能艰难地从外部接近。

作为选择，外壳体、内壳体和增强结构各自可由相同的纤维复合材料形成。这特别有利于机身结构的制造。

作为另外的选择，框架结构也可以由纤维复合材料形成，特别是由与增强结构相同的纤维复合材料形成。

根据机身结构的一个实施方式，外壳体和内壳体各自在材料上和/或通过紧固装置连接至增强结构。例如，通过将增强结构粘合地粘接至壳体上，可以实现材料接合。还可以想到将壳体焊接到增强结构上。如果壳体和增强结构由纤维复合材料形成，则这可以通过例如超声波或热焊接方法实现。作为替代或补充或在某些区域中，也可以通过紧固装置(例如，铆钉、螺栓、螺钉、夹子等)实现接合。

根据机身结构的另一个实施方式，设想增强结构具有第一紧固结构和第二紧固结构，第一紧固结构连接至框架结构的第一连接部分，第二紧固结构连接至框架结构的第二连接部分。因此，根据该实施方式，提供了到增强结构的端部部分的特殊连接，所述端部部分相对于周向方向彼此相对并且被设计用于连接至框架结构的连接部分。

特别地，第一紧固结构和/或第二紧固结构可以由接收凹部形成，该接收凹部形成在突起中并且框架结构的相应的连接部分容纳在该接收凹部中。据此，在增强结构上设置有具有凹部或凹槽的夹紧装置，相应的连接部分插入该凹部或凹槽中。凹部优选具有设计为与框架结构的相应的连接部分互补的的截面形状。将连接部分容纳在凹部中有利地使在组装期间相对于框架结构定位增强结构更容易。

第一紧固结构和/或第二紧固结构也可以由异形支撑件形成，该异形支撑件在周向方向上延伸并连接至框架结构的相应的连接部分。在这种情况下，例如紧固结构由在周向方向上从增强结构突出的、板形设计的部分形成。

作为选择，异形支撑件在周向方向上与框架结构的相应的连接部分重叠。通过重叠，特别是机身结构的扭转刚度得到进一步改善。

根据一个实施方式，框架结构的连接部分各自在材料上和/或通过紧固装置连接至增强结构。例如，可以通过粘合剂粘接或焊接来实现材料接合。作为替代或补充或在某些区域中，也可以通过紧固装置(例如，铆钉、螺栓、螺钉、夹子等)实现接合。

根据另一个实施方式，设想外壳体在面向增强结构的内表面上具有绝缘层(insulatinglayer)。例如，绝缘层可以由矿棉形成。通过绝缘层实现的隔热效果对于将一个或多个通道用作空调管道特别有利，因为这减少了用于给管道加衬里的费用。

根据另一个实施方式，电导体轨道形成在外壳体的面向增强结构的内表面上和/或形成在内壳体的面向增强结构的内表面上。据此，导体轨道的导电材料直接施加到相应的壳体上，如果合适的话，施加到电绝缘区域或绝缘层上。这节省了更多的布线空间。

根据另一个实施方式，功能组件、特别是供应管线(例如电或液压供应管线)设置在通道中。

根据另一个实施方式，机身结构还具有另外的框架结构，该另外的框架结构在纵向方向上与框架结构间隔开，并具有第一连接部分和第二连接部分，第二连接部分沿周向方向与第一连接部分间隔开设置。增强结构沿周向方向在另外的框架结构的第一连接部分和第二连接部分之间延伸，并分别连接至另外的框架结构的第一连接部分和第二连接部分。

根据本发明的另一个方面，提供了一种具有根据前述任一个实施方式的机身结构的航空器。特别地，这可以是客机。在这种情况下，机身结构的外壳体优选形成航空器的外蒙皮的一部分。

关于方向指示和轴线、尤其与物理结构的形状有关的方向指示和轴线，一个轴线、方向或结构“沿”另一个轴线、方向或结构的范围被认为意指，它们、特别是在所述结构的相应点处形成的切线分别以小于或等于45°的角度延伸，优选以小于或等于30°的角度延伸，特别优选相对于彼此平行地延伸。

关于方向指示和轴线、尤其与物理结构的形状有关的方向指示和轴线，一个轴线、方向或结构“横向于”另一个轴线、方向或结构的范围被认为意指，它们、特别是在所述结构的相应点处形成的切线分别以大于45°的角度延伸，优选以大于60°的角度延伸，特别优选相对于彼此垂直地延伸。

在本文件中，“纤维材料”或“纤维复合材料”通常被认为意指由多种增强纤维形成的材料，增强纤维特别是丝线或多股丝线的形式的纤维，例如，碳纤维、玻璃纤维、陶瓷纤维、芳族聚酰胺纤维、硼纤维、矿物纤维、天然或合成纤维或它们的混合物。特别地，纤维材料也可以用树脂或基质材料浸渍，该树脂或基质材料例如为热固性、热塑性、弹性树脂，或更一般地为合成树脂等。

附图说明

下面参照附图说明本发明。在图中：

图1以平面图示出了根据本发明的一个说明性实施方式的航空器的示意图；

图2示出了根据本发明的一个说明性实施方式的机身结构的示意剖视图；

图3以示意性分解图示出了根据本发明的一个说明性实施方式的航空器的局部立体图；

图4示出了根据本发明的一个示例性实施方式的机身结构的截头剖视图；

图5示出了根据本发明的另一个说明性实施方式的机身结构的截头剖视图；

图6示出了在机身结构的内壳体的方向上观察的根据本发明的另一个说明性实施方式的机身结构的局部立体图；

图7示出了在外壳体的内表面的方向上观察的根据本发明的另一个说明性实施方式的机身结构的外壳体的立体图；以及

图8示出了根据本发明另一个说明性实施方式的机身结构的局部立体图。

附图标记列表

1-机身结构；2-框架结构；3-增强结构；3a-增强结构的外侧；3b-增强结构的内侧；4-外壳体；4a-外壳体的内表面；5-内壳体；5a-内壳体的内表面；6-通道；7-紧固装置；8-紧固装置；9-绝缘层；10-导体轨道；10a-传感器；11-功能组件；20-另外的框架结构；21-第一连接部分；22-第二连接部分；30a-外部接触区域；30b-内部接触区域；31-第一紧固结构；31a-前部第一紧固结构；32-增强结构的第一端部部分；33-第二紧固结构；34-增强结构的第二端部部分；35-突起；36-接收凹部；100-航空器；101-机身；102-机翼；103-水平尾部表面；104-尾翼；105-外蒙皮；106-机身面板；201-另外的框架结构的第一连接部分；202-另外的框架结构的第二连接部分；203-纵梁；205-底板；o-框架结构中的中断部；u-周向方向；l-纵向方向；l100-航空器的纵向轴线。

在附图中，除非另有说明，否则相同的附图标记表示相同的或功能相同的组件。

具体实施方式

图1以平面图示出了航空器100。该航空器具有在纵向方向l上延伸的机身101、机翼102、水平尾部表面103和尾翼104。机身101具有机身结构1，该机身结构仅在图1中示意性示出，具有多个框架2、20和外蒙皮105。如图1中进一步所示，外蒙皮105的部分区域由机身结构1的至少一个外壳体4形成。图1通过举例的方式示出了，提供多个外壳体4，这些外壳体在纵向方向l上串联设置，并形成外蒙皮105的部分区域。

图2通过举例的方式示出了机身结构1的示意性剖视图。图3示出了具有机身结构1的机身101的局部立体剖视图。机身结构1具有第一框架结构2、一个或多个可选的第二框架结构20、增强结构或增强层3、外壳体4和内壳体5。

特别地，在下面更详细地说明第一框架结构2。然而，这些说明同样适用于可选的另外的框架结构20。如图2所示，第一框架结构2和可选的第二框架结构20在纵向方向l上彼此间隔开设置。如特别是在图2中通过举例的方式所示，特别地，框架结构2、20可以设计成环形分段。通常，框架结构2、20在周向方向u上延伸，并因此至少部分地围绕航空器的纵向轴线l100，该纵向轴线l100沿着纵向方向l延伸。周向方向u和纵向方向l横向于彼此延伸。框架结构2可以由单个异形支撑件构成，或者由在周向方向上彼此相邻的多个异形支撑分段构成。例如，框架结构2可具有z形或类似的截面。

框架结构2具有第一连接部分21和第二连接部分22。连接部分21、22被提供用于固定增强结构3，并且各自形成框架结构2的关于周向方向u的一个端部。特别地，第一连接部分21和第二连接部分22沿周向方向u彼此间隔开设置。特别是在图3中可以看出，框架结构2的连接部分21、22由此在框架结构2中限定开口或中断部o。

尤其在各自示出机身结构1的截头截面的图4和图5中可以看出，增强结构3相对于径向方向r设置在外壳体4和内壳体5之间，径向方向r横向于周向方向u并横向于纵向方向l延伸。

外壳体4和内壳体5各自作为沿纵向方向l和周向方向u以片状方式延伸的组件实现，特别是作为沿彼此延伸的弯曲板实现。壳体4、5各自可选地由纤维复合材料形成。

增强结构3作为层或覆层实现，该层或覆层在纵向方向l和周向方向u上以片状方式延伸，并且当在纵向方向l上观察时具有异形截面。特别地，如图4中通过举例的方式所示，增强结构3可以沿周向方向u具有之字形截面形状、特别是形成三角形的截面形状。图5通过举例的方式示出了沿周向方向u形成梯形的截面形状。当然，也可以沿周向方向u设置例如正弦曲线的截面形状。特别地，增强结构3可以由纤维复合材料形成。增强结构3和壳体4、5优选由相同的纤维复合材料形成。

尤其如图3和图4所示，增强结构3相对于径向方向r设置在外壳体4和内壳体5之间。因此，外壳体4设置在增强结构3的外侧3a上，并且特别是固定在其上。内壳体5设置在、特别是固定在增强结构3的内侧3b上，该内侧3b相对于径向方向r与外侧3a相对。

如图4和图5所示，增强结构3的异形截面意指，它与内壳体5和外壳体4一起形成多个通道6，这些通道在周向方向u上彼此相邻，并且各自在纵向方向l上延伸。特别地，如图4和图5中通过举例的方式示出的，增强结构3的轮廓使得它沿周向方向u交替地连接至外壳体4和内壳体5。在图4中，这是通过将增强结构3成型为三角形来实现的，并且在图5中，这是通过梯形轮廓来实现的。

作为选择，还可以设置，增强结构3沿周向方向u交替地靠在外壳体4和内壳体5上。在这种情况下，增强结构3具有多个外部接触区域30a，这些外部接触区域30a在周向方向u上间隔开，在纵向方向l上延伸并靠在且连接至外壳体4。增强结构3还具有多个内部接触区域30b，这些内部接触区域30b在周向方向u上间隔开，在纵向方向l上延伸并靠在且连接至内壳体5。如图4和图5所示，内部接触区域30b和外部接触区域30a沿周向方向u交替设置。

如图4和图6中象征性地示出，外壳体4和内壳体5可以各自在材料上连接至增强结构3，例如，通过沿可选的接触区域30a、30b焊接。作为替代或补充，可以在增强结构3上设置紧固装置7以固定壳体4、5，例如以螺钉或铆钉的形式。这在图5中示意性示出。

如图4中示意性所示，外壳体4可以在面向增强结构3的内表面4a上具有绝缘层9，例如，矿棉层的形式。如图4中通过举例的方式所示，绝缘层9的一部分在每种情况下设置在两个相邻的外部接触区域30a之间，其中增强结构3靠在外壳体4的内表面4a上。作为选择，绝缘层(未示出)也可以设置在内壳体5的内表面5a上，该内表面5a面向增强结构3。

如图7中通过举例的方式示意性所示，电导体轨道10可以形成在外壳体4的内表面4a上。在图7中可以看出，这使电子组件(例如，传感器10a)能够以极其节省空间的方式提供。当然，也可以在内壳体5的内表面5a上形成电导体轨道(未示出)。

增强结构3与内壳体5和外壳体4一起形成机身面板106。

如图2中示意性所示，增强结构3被插入框架结构2中的中断部o中。特别地，增强结构3沿周向方向u在第一连接部分21和第二连接部分22之间延伸。在可选的另外的框架结构20的情况下，增强结构3在第一框架结构2和另外的框架结构20之间延伸。增强结构3连接至框架结构2的第一连接部分21和第二连接部分22。

为了将增强结构3连接至框架结构2的连接部分21、22，增强结构3可选地具有第一紧固结构31和第二紧固结构33。它们在图4和图5中示意性示出。图6详细示出了紧固结构31、33的一种可能的构造。

第一紧固结构31设置在增强结构3的相对于周向方向u的第一端部部分32上，并连接至框架结构2的第一连接部分21。第二紧固结构33设置在增强结构3的第二端部部分34上，并连接至框架结构2的第二连接部分21，第二端部部分34相对于周向方向u与第一端部部分32相对。

如图3和图4中通过举例的方式所示，第一紧固结构31和第二紧固结构33可各自由异形支撑件37形成，例如，板的形式，该异形支撑件37在周向方向u上延伸并且沿周向方向u从增强结构3突出。相应的异形支撑件37连接至框架结构的相应的连接部分21、22，例如在材料上和/或通过紧固装置8。

如图4中示意性所示，特别地，形成第一紧固结构31的异形支撑件37可以设置为在周向方向u上与第一连接部分21重叠，并且形成第二紧固结构33的异形支撑件37可以设置为在周向方向u上与第二连接部分22重叠。图4通过举例的方式示出了框架结构2的第二连接部分22通过紧固装置8(例如，铆钉的形式)连接至第二紧固结构33。

如图6中通过举例的方式所示，特别地，第一紧固结构31和第二紧固结构33也可以由形成在突起35中的接收凹部36形成。在图6中，举例来说，凸起35由两个间隔开的斜面形成，接收凹部36在这两个斜面之间延伸。在图6中，设置有用于连接至第一框架结构2的第一连接部分21的前部第一紧固结构31a和用于连接至另外的框架结构20的第一连接部分201的后部第一紧固结构31b，后部第一紧固结构31b在纵向方向l上与前部第一紧固结构31a间隔开设置。在图6中还设置有用于连接至第一框架结构2的第二连接部分22的前部第二紧固结构33a和用于连接至另外的框架结构20的第二连接部分202的后部第二紧固结构33b，后部第二紧固结构33b在纵向方向l上与前部第二紧固结构33a间隔开设置。

如图5中通过举例的方式所示，为了连接至框架结构2，框架结构2的相应的连接部分21、22容纳在相应的紧固结构31、33的接收凹部36中。在这种情况下，特别是可以存在材料接头。

例如，可以通过首先提供或制造外壳体4来制造机身面板106。作为选择，如图7中通过举例的方式所示，绝缘层9和导体轨道10也可以在该过程中施加。此外，提供或制造增强结构3和内壳体5。增强结构3连接至内壳体5和外壳体4。例如，如图8中通过举例的方式所示，增强结构3可以放置在外壳体4的内表面4a上并固定在其上。然后，如图6所示，内壳体5可以通过其内表面5a固定在增强结构3上。作为选择，甚至在内壳体5的附接之前，可以将诸如管道等功能组件11放置或插入由增强结构3的轮廓形状限定的通道6的通道截面中。

例如，如图1至图3中通过举例的方式所示，机身面板106可以用作航空器100的上壳体。在图1中，举例来说，多个机身面板106在纵向方向l上彼此邻接设置。当然，也可以仅提供单个机身面板106，例如，以上壳体的形式。例如，如图3中示意性所示，上述机身结构1的构造的一个优点在于，框架结构2、20首先可以安装并通过纵梁203彼此连接。然后，可以将机身面板106相对于径向方向r从外部插入框架结构2、20中的中断部o。

通过增强结构3的轮廓构造，它与壳体4、5一起形成通道6。如图4和图8中通过举例的方式所示，功能组件11、特别是供应管线可以设置在通道中。因此，它们相对于径向方向r容纳在机身结构1内，并因此以极其节省空间的方式容纳。在图2中可以看出，由此可以在沿纵向轴线l100延伸的底板205和用作图2中的上壳体的机身面板106之间在径向方向r上实现大的间隔，并且这不受通道6的影响。另一个优点是机身101最初可以在没有上壳体106的情况下进行组装。这使底板205能够在组装期间以简单的方式从上方保持并且使框架结构2、20能够围绕底板205建造。此外，机舱组件(例如，座椅等)可以通过框架结构2、20中的开口o进入机身内部。

增强层3在纵向方向l上的范围也确保了外壳体4的延伸区域的支撑，外壳体4尤其可以形成航空器100的外蒙皮105的一部分。

尽管以上使用实施方式的示例通过举例的方式说明了本发明，但是本发明不限于它们，而是可以以许多不同的方式进行修改。特别地，也可以想到上述实施方式的示例的组合。