用于飞机机身的耐压舱壁

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用于飞机机身的耐压舱壁
申请号	CN201610581116.8	申请日	2016-07-22	公开(公告)号	CN106428514B	公开(公告)日	2018-12-04
申请人	空中客车运作有限责任公司;			发明人	保罗·约恩; 卡里姆·格雷斯;
摘要	本发明描写和描述了一种用于飞机机身的耐压舱壁，其具有限定中轴线且在圆周边缘区之间延伸的夹层结构，其中所述夹层结构包括内覆盖层、外覆盖层和在所述内和外覆盖层之间延伸并将其连接在一起的芯层。即使是在可特别有效地吸收所出现的压力并以最小的重量进行建造的具有较大机身直径的情况下，也可实现提供一种用于飞机机身的耐压舱壁的目的，这是因为在所述内和外覆盖层之间，除了所述芯层外，还提供了支撑结构，其被连接至所述覆盖层并从所述内覆盖层延伸至所述外覆盖层，且还因为所述支撑结构包括沿平行于所述中轴线的横截面进行查看时从所述边缘区的第一部分延伸至所述边缘区的相对的第二部分的至少一层。
权利要求	1.一种用于飞机机身(3)的耐压舱壁(1)，其包括夹层结构(5)，其限定中轴线(9)并在圆周边缘区(7)之间延伸，所述边缘区(7)被配置成被固定至飞机机身(3)的所述机身结构，其中所述夹层结构(5)包括：横向于所述中轴线(9)延伸的内覆盖层(13)，相对于所述内覆盖层(13)延伸并横向于所述中轴线(9)延伸的外覆盖层(17)，以及芯层(19)，其在所述内和外覆盖层(13、17)之间延伸并将它们连接在一起，其特征在于，在所述内和外覆盖层(13、17)之间，除了所述芯层(19)外，还设置了支撑结构(23)，其被连接至所述覆盖层(13、17)并从所述内覆盖层(13)延伸至所述外覆盖层(17)，以及所述支撑结构(23)包括沿平行于所述中轴线(9)的横截面(21)进行查看时从所述边缘区(7)的第一部分(7a)延伸至所述边缘区(7)的相对的第二部分(7b)的至少一层(25)，所述层(25)被配置成锚层(27)，其横向于所述中轴线(9)延伸，并且所述支撑结构(23)包括多个销(29)，其在所述锚层(27)和所述外覆盖层(17)之间以及在所述锚层(27)和所述内覆盖层(13)之间延伸，且其使用锚层(27)中的第一端(31a)和所述外覆盖层(17)或所述内覆盖层(13)中的相对的第二端(31b)进行固定。 2.根据权利要求1所述的耐压舱壁，其中沿平行于所述中轴线(9)的横截面(21)进行查看时，所述外覆盖层(17)具有从所述边缘区(7)的所述第一部分(7a)至所述边缘区(7)的所述第二部分(7b)的凸起、连续且成透镜的轮廓。 3.根据权利要求1或2所述的耐压舱壁，其中沿平行于所述中轴线(9)的横截面(21)进行查看时，所述内覆盖层(13)具有从所述边缘区(7)的所述第一部分(7a)至所述边缘区(7)的所述第二部分(7b)的凸起、连续且成透镜的轮廓。 4.根据权利要求1或2所述的耐压舱壁，其中沿平行于所述中轴线(9)的横截面(21)进行查看时，所述内覆盖层(13)具有从所述边缘区(7)的所述第一部分(7a)至所述边缘区(7)的所述第二部分(7b)的笔直的轮廓。 5.根据权利要求1或2所述的耐压舱壁，其中所述锚层(27)为第一锚层，其中设置一个或多个进一步的锚层，其横向于所述中轴线(9)延伸，并且其中所述销(29)在所述不同的锚层之间以及在所述锚层中的一个和所述覆盖层(13、 17)中的一个之间延伸。 6.根据权利要求1或2所述的耐压舱壁，其中所述锚层(27)和/或所述销(29)是由纤维增强复合材料制成的。 7.一种飞机，其具有其中安装有根据权利要求1或2中任一项所述的耐压舱壁(1)的飞机机身(3)。
说明书全文	用于飞机机身的耐压舱壁技术领域 [0001] 本发明涉及一种用于飞机机身的耐压舱壁，特别是一种用于宽体飞机机身的平耐压舱壁，以及一种具有其中安装有这种耐压舱壁的飞机机身的飞机。耐压舱壁包括夹层结构或被形成为夹层结构。背景技术 [0002] 夹层结构在圆周边缘区或区域之间延伸且限定关于该边缘区的中轴线。中轴线优选为垂直于在边缘区的相对部分之间的平面，且当耐压舱壁被安装在其中时，优选为平行于飞机机身的飞机纵轴线。边缘区被配置成或被改造成被附接或被固定至飞机机身的机身结构并以这种方式保持在压力侧，即机舱和飞机机身的非承压的后部之间的压力差。 [0003] 夹层结构包括面向压力侧的内覆盖或顶层、面向后面且被设置为与所述内覆盖层相对的外覆盖或顶层，以及在内和外覆盖层之间延伸并将它们连接在一起的芯层。内和外覆盖层与中轴线成横向，优选为与其垂直地延伸且优选为由纤维增强复合材料，特别是由CFRP或GFRP制成，然而，其也可由金属材料制成。芯层优选为由泡沫材料，例如聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)制成。边缘区可按整体设计形成，其中覆盖层靠在彼此上且不设有芯层，或按夹层设计形成，其中芯层也延伸通过边缘区。 [0004] 几种这样的耐压舱壁或类似的耐压舱壁在现有技术中是已知的。在当今通常使用的耐压舱壁中，蒙皮元件与被附接至其的增强元件一起具有圆顶形突出的弯曲，从而能够尽量好地吸收在机舱压力和作用于耐压舱壁上的环境压力之间的压力载荷。增强元件以径向方式被设置在蒙皮元件的凸面上。然而，这种耐压舱壁设计的缺点是，在另一方面，由于突出的弯曲，耐压舱壁占用大量的空间，其中由于安全原因通常并不利用在弯曲内的空间，且在另一方面，生产作为纤维增强的工件的耐压舱壁是非常昂贵和费时的，这是因为将增强元件布置和附接在弯曲的蒙皮元件上是非常复杂的任务。 [0005] 由于这些原因，现有技术包括用于设计非弯曲的耐压舱壁的各种尝试，其蒙皮元件因此大致平坦地延伸且不具有弯曲或仅有非常轻微的弯曲。例如，在美国2009/0242701 A1、美国2001/0025903 A1或DE102010018933 A1中描述了这种耐压舱壁。此外，从更小型的飞机，例如Fokker 100已知类似的平耐压舱壁。 [0006] 与此同时，已发现用具有成透镜的或透镜状的横截面的夹层设计形成或构造平耐压舱壁则是特别有利的，这是因为通过这种结构可特别有效地吸收压力，而耐压舱壁的最小重量则是可能的。例如，在DE102012005451A1中描述了这种耐压舱壁。为了防止覆盖层脱离芯层并防止在这种夹层耐压舱壁中的芯层中形成或扩张裂缝，在本现有技术中已知的是要通过从一个覆盖层至另一个延伸通过芯层的销增强夹层结构。 [0007] 然而，在具有大的机身直径的飞机，即所谓的宽体飞机，如Airbus的飞机型号A330、A340、A350和A380或类似的飞机类型的情况中，所产生的问题，即由于大的机身直径而吸收力所需的大的芯厚度且从而为夹层机构的厚度可超过由于导入销的方法而仅限于约90mm的销长度，因此销不会从覆盖层延伸至覆盖层且因此无法有效地进行使用。因此，在宽体飞机的情况下，使用采用成透镜的夹层结构形式的耐压舱壁是有问题的，且该设计在实践中是很少采用的。发明内容 [0008] 鉴于上述内容，本发明的目的是提供一种用于飞机机身的耐压舱壁，其甚至在较大机身直径的情况下，可特别有效地吸收出现的压力并在同时以最小的重量进行建造。 [0009] 可以这样实现该目的，在内和外覆盖层之间，除了芯层外，还设置了优选为整体的支撑结构，其被连接至覆盖层并从内覆盖层延伸至外覆盖层。支撑结构具有沿平行于中轴线的横截面进行查看时从边缘区的第一部分延伸至边缘区的相对的第二部分的至少一层。应将该层理解成，其沿厚度方向的尺寸显著小于其沿垂直于厚度方向的两个延伸方向的尺寸。该层可平行于中轴线延伸，而且与中轴线成横交，特别是与其垂直地延伸。 [0010] 以这种方式，可通过支撑结构特别有效或高效地支撑和稳定覆盖层和芯层，从而可成功地控制或抵消那里的裂缝形成或裂缝扩展。对于具有大厚度的夹层结构，如在宽体飞机中所需要的结构，则特别符合这种情况。 [0011] 在一个优选的实施例中，在沿平行于中轴线的横截面中进行查看时，外覆盖层具有至少分部分地从边缘区的第一部分至边缘区的第二部分的凸起，优选为连续的成透镜的或透镜状的轮廓或延伸。这表示外覆盖层向相关联的飞机机身的后部弯曲。成透镜的或透镜状的轮廓可优选地具有悬链线、抛物线或圆的一部分的形式。在这个方面，悬链线可被定义如下： [0012] [0013] 其中，x轴线垂直于中轴线在径向方向上延伸，其中y轴线垂直于x轴线且平行于中轴线延伸，其中a表示放大因数，其中x0表示顶点离中轴线的距离，且其中y0表示沿中轴线的移位。使用这种外覆盖层的轮廓或延伸，可特别有效地吸收和传递出现的压力载荷。 [0014] 额外地或可替代地，在另一个优选的实施例中，在沿平行于中轴线的横截面中进行查看时，内覆盖层具有至少分部分地从边缘区的第一部分至边缘区的第二部分的凸起，优选为连续的成透镜的或透镜状的轮廓或延伸。这表示内覆盖层向相关联的飞机机身的机舱弯曲。成透镜的或透镜状的轮廓或延伸可优选地具有悬链线、抛物线或圆的一部分的形式。使用这种内覆盖层的轮廓或延伸，可特别有效地吸收和传递出现的压力载荷。如果内和外覆盖层具有凸起、连续且成透镜的或透镜状的轮廓或延伸，则是特别优选的。 [0015] 在一个替代的实施例中，在沿平行于中轴线的横截面中进行查看时，内覆盖层具有至少分部分地从边缘区的第一部分至边缘区的第二部分的笔直的轮廓。以这种方式，面向相关联的飞机机身的耐压舱壁的内覆盖层的平面可有利地被用于连接或附接机舱元件。 [0016] 在进一步的优选实施例中，该层被形成为锚或支撑层，其与中轴线成横交，特别是与中轴线垂直地延伸。锚层优选为沿整个边缘区延伸且在那里被附接在覆盖层之间或被附接到覆盖层中的一个。如果锚层是与覆盖层中的一个或两个按整体方式形成的，则是特别优选的。芯层被分成内和外芯层部分，其通过锚层或支撑层而与彼此分离或划界。此外，支撑结构包括多个销，其在锚层和外覆盖层之间以及在锚层和内覆盖层之间延伸，且其第一端被附接至锚层且其相对的第二端被附接至外覆盖层或至内覆盖层。销优选为分别与锚层和内和外覆盖层固化在一起。 [0017] 在这种锚层的帮助下，可桥接大厚度的夹层结构，即在覆盖层之间的大距离，从而可通过销有效地增强具有大夹层结构的大机身直径的平坦的耐压舱壁，且从而可防止或终止在芯层中裂缝形成以及覆盖层的分层。特别地，由于导入工艺的原因且特别地由于用于导入销的针的稳定性和摩擦的原因而具有限于约90mm的长度的销也可被用于夹层结构的情况下，其覆盖层由于所需的大的芯厚度而以显著大于约90mm的程度而彼此间隔开来，由于销是分别经其第一端被附接至锚层且经其第二端被附接至内和外覆盖层，因此锚层将被固定在内覆盖层中的那些销与被固定在外覆盖层中的那些销连接起来。以这种方式，可桥接约为180mm的芯厚度。更大的芯厚度可通过使用额外的锚或支撑层而进行桥接。 [0018] 在这个方面，如果锚层是第一锚或支撑层且如果设有一个以上横向于中轴线延伸的额外的锚或支撑层则是特别优选的。额外的锚层可至少部分地优选为在中轴线的区域中延伸，该区域平行于第一锚层且优选为垂直于中轴线。在这种情况下，销在不同的锚层之间以及在锚层中的一个和覆盖层中的一个之间延伸，且其第一端被附接至锚层中的一个且其第二端被附接至另一锚层，从而被附至内覆盖层或至外覆盖层。以这种方式，可通过额外的锚层桥接约为270mm的芯厚度。更大的芯厚度可通过几种额外的锚层进行桥接。 [0019] 如果锚层和/或销是由纤维增强复合材料，特别是CFRP或GFRP制成的，则也是特别优选的。以这种方式，销与同样是由纤维增强复合材料制成的内和外覆盖层以及锚层一起固化。 [0020] 根据替代实施例，支撑结构包括至少一个轮廓支撑构件，且优选为多个轮廓支撑构件，在沿平行于中轴线的横截面进行查看时，其从边缘区的第一部分至边缘区的相对的第二部分与中轴线成横交，优选为与中轴线垂直地延伸。至少一个轮廓支撑构件具有外侧带状部分，其平靠在外覆盖层上；内侧带状部分，其平靠在内覆盖层上；以及网状部分，其优选为平行于中轴线延伸并将带状部分连接在一起并形成该层。例如，轮廓支撑构件可具有C轮廓、双T轮廓、Z轮廓或类似的轮廓。使用这种轮廓支撑构件，可终止裂缝的发展或防止在芯层中形成裂缝以及终止或防止覆盖层的分层，为了该目的无需使用销。 [0021] 在该连接中，如果轮廓支撑构件为第一轮廓支撑构件且如果支撑结构包括多个额外的轮廓支撑构件，则是特别优选的。在这个方面，如果轮廓支撑构件，即第一且每个额外的轮廓支撑构件在沿垂直于中轴线的轴向横截面进行查看时彼此平行地延伸，则是优选的。额外地或替代地，轮廓支撑构件还彼此横交，特别是垂直地延伸，从而使它们彼此进行交互。轮廓支撑构件的一个第一部分可彼此平行地且垂直于轮廓支撑构件的第二部分进行延伸，从而创建具有多个矩形的网格或棋盘格花纹。可替代地，轮廓支撑构件还以蜘蛛网形延伸，其中轮廓支撑构件中的第一部分沿相对于中轴线成径向的方式进行延伸和/或轮廓支撑构件的第二部分以围绕中轴线的同心圆的切线方向延伸。以这种方式，轮廓支撑构件在夹层结构中均匀分布，从而可有效的支撑和稳定芯层和覆盖层。 [0022] 本发明的进一步的方面涉及一种具有飞机机身的飞机，其中安装有根据前述实施例中的一个所述的耐压舱壁。关于耐压舱壁所述的特征和优点也类似地适用于飞机。附图说明 [0023] 下面参照附图更详细地解释本发明的各种示例性实施例。其中，[0024] 图1为具有锚层的根据本发明的耐压舱壁的第一个示例性实施例的平行于中轴线的横截面， [0025] 图2为具有几个轮廓支撑构件的根据本发明的耐压舱壁的第一个示例性实施例的平行于中轴线的横截面，且 [0026] 图3为具有轮廓支撑构件的不同布置的根据本发明的耐压舱壁的各种实施例的垂直于中轴线的横截面。具体实施方式 [0027] 在图1中，示出用于飞机机身3的根据本发明的耐压舱壁1的第一个示例性实施例。耐压舱壁被形成或构造成夹层结构5，其包括圆周或圆周延伸的边缘区7且限定在边缘区7之间，即边缘区7的相对部分7a和7b之间的中轴线9。边缘区7被设置且适合附接在飞机机身 3的机身结构的内表面上，如图1中所示。 [0028] 夹层结构5包括面向飞机机身3的压力侧11的内覆盖或顶层13、面向飞机机身3的后侧15的外覆盖或顶层17以及在内和外覆盖层13、17之间延伸的芯层19，该芯层19将两个覆盖层13、17连接起来。内和外覆盖层13、17相对于中轴线9成横向地延伸，该中轴线9相关于覆盖层13、17是垂直的。沿平行于中轴线9的横截面21进行查看时，从边缘区7的第一部分7a至边缘区7的相对的第二部分7b，外覆盖层17具有向后侧15弯曲的轮廓且内覆盖层13具有向压力侧11弯曲的轮廓，该轮廓为凸起的且为成透镜的或透镜状的，并且具有悬链线的形式。覆盖层13、17是由纤维增强复合材料，特别是由CFRP或GFRP制成的，且芯层19是由泡沫材料，特别是由聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)制成的。 [0029] 在内和外覆盖层13、17之间，除了芯层19外，还设置了支撑结构23，其被连接至覆盖层13、17并从内覆盖层13延伸至外覆盖层17。支撑结构23包括沿平行于中轴线9的横截面21进行查看时，从边缘区7的第一部分7a延伸至边缘区7的相对的第二部分7b的一层25。 [0030] 在图1中所示的示例性实施例中，层25被形成为锚或支撑层27，其在覆盖层13、17之间的中心垂直于中轴线9延伸，其是由与覆盖层13、17相同或类似的纤维增强复合材料而形成的，且其在边缘区7，与覆盖层13、17一起以整体方式形成。支撑结构23还包括多个销29，其在锚层27和外覆盖层17之间以及在锚层27和内覆盖层13之间延伸，且其使用锚层27中的第一端31a以及两个覆盖层13、17中的一个中的相对的第二端31b进行固定。销29是由与覆盖层13、17和锚层27相同或类似的纤维增强复合材料而形成的，并与它们固化在一起。 [0031] 在图2中，示出了用于飞机机身的根据本发明的耐压舱壁1的第二个示例性实施例，其中与第一个示例性实施例相应的特性是用相同的参考数字进行标识的。图2所示的耐压舱壁1与图1所示的耐压舱壁是不同的，这是因为支撑结构23包括多个轮廓支撑构件33、33a、33b而非锚层27，特别地包括一个轮廓支撑构件33或第一轮廓支撑构件33a和多个额外的或进一步的轮廓支撑构件33b。沿平行于中轴线9的横截面21进行查看时，轮廓支撑构件 33、33a、33b垂直于中轴线9且从边缘区7的第一部分7a至边缘区7的相对的第二部分7b延伸。轮廓支撑构件33、33a、33b包括外侧带状部分35，其平靠在外覆盖层17上；内侧带状部分 37，其平靠在内覆盖层13上；以及网状或条状部分39，其将外侧带状部分35连接至内侧带状部分37。网状部分39形成该层25。在图2中所示的示例性实施例中，轮廓支撑构件33、33a、 33b具有C轮廓，但其也可具有不同的轮廓，例如，双T轮廓或Z轮廓。 [0032] 如在图3a-3c中示意性示出的，沿垂直于中轴线9的轴向横截面41进行查看，轮廓支撑构件33、33a、33b可彼此平行且间隔地延伸(见图3a)，彼此相交叉，其中轮廓支撑构件33、33a、33b的第一部分43沿水平方向延伸且轮廓支撑构件33、33a、33b的第二部分45沿垂直方向延伸(见图3b)或可按蜘蛛网形延伸，其中轮廓支撑构件33、33a、33b的第一部分43沿相关于中轴线9的径向方向延伸且轮廓支撑构件33、33a、33b的第二部分45沿围绕中轴线9的同心圆的切线方向延伸(见图3c)。