本發(fā)明涉及一種用于飛機機身的耐壓艙壁以及一種包括這種耐壓艙壁的飛機。

背景技術：

耐壓艙壁包括夾層結構，該夾層結構限定出中軸線并在被配置成被安裝至相關聯(lián)的飛機機身的機身外殼的周向邊界區(qū)域之間，即由周向邊界區(qū)域所圍繞地延伸的夾層結構。中軸線優(yōu)選為相關于相關聯(lián)的飛機機身的縱軸線平行地或大約相關于該縱軸線平行地延伸。

夾層結構包括內表皮、與內表皮相對的外表皮和夾在內和外表皮之間的芯組件。內表皮和外表皮均相關于中軸線橫向，優(yōu)選為垂直延伸。優(yōu)選地，耐壓艙壁被安裝在或可被安裝在相關聯(lián)的飛機機身中，其是按一種方式安裝的以使內表皮面向機艙且使外表皮背向機艙。芯組件將內表皮連接至外表皮。

類似的耐壓艙壁在現(xiàn)有技術中是已知的。DE102012005451A1公開了一種用于飛機機身的耐壓艙壁，其包括夾層結構，其包括內表皮、外表皮和夾在表皮之間的泡沫芯。夾層結構具有透鏡狀橫截面，其中厚度從邊界區(qū)域至中軸線連續(xù)增加。然而，這樣的透鏡狀橫截面是為處于均勻負荷下的耐壓艙壁進行優(yōu)化的，即僅由于耐壓艙壁兩側之間的壓力差而導致的負荷。當在各種情況下，可能需要除了壓力負荷以外還有負荷應被耐壓艙壁進行吸收和轉移時，該橫截面形狀不一定構成針對應力分布和所需重量的優(yōu)化。

DE102007044388B4公開了一種用于飛機機身的耐壓艙壁，其被形成為夾層結構，其具有內表皮、外表皮和夾在表皮之間的芯。內表皮具有平坦的橫截面而外表皮則具有彎曲的橫截面，從而使在外表皮和內表皮之間的距離從邊界區(qū)域至中軸線逐漸增加。在邊界區(qū)域中，其中夾層結構被安裝至機身外殼，在外和內表皮之間的距離是恒定的直到在外表皮中的在從內表皮向遠處延伸的外表皮上的結點為止，從而當從邊界區(qū)域至中線進行觀看時，使其的距離線性增加。當從邊界區(qū)域至中線進行觀看時，該線性增加持續(xù)至外表皮中的位于再次平行即彼此之間具有恒定距離的外和內表皮上的第二結點為止。

耐壓艙壁的這種橫截面提供了用于均勻負荷和簡單構造的良好的強度特征，且同時便于將機艙布置集成和連接至耐壓艙壁。然而，當要接收和轉移除了壓力負荷以外的負荷時，該橫截面不一定總是理想的。

技術實現(xiàn)要素：

因此，本發(fā)明的目的是提供一種用于飛機機身的耐壓艙壁，其除了接收壓力負荷外，還可被用作用于接收通過其他結構部件引入的負荷的結構承載元件。

實現(xiàn)了該目的，這是因為在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，內表皮和/或外表皮具有波紋形狀，其中在外表皮和內表皮之間的距離從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域，優(yōu)選為直接至中軸線增加且隨后減少。因此，形成了加厚區(qū)域，其中在外表皮和內表皮之間的距離具有一個峰。換句話說，在外表皮和內表皮之間的距離從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域非單調地增加。在本發(fā)明的意義內的波紋形狀要求，當從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域沿該徑向橫截面進行查看時，在外表皮和內表皮之間的距離先增加且隨后但卻不一定直接地減少。這意味著在增加和減少之間，可設有在內和外表皮之間具有恒定距離的部分。波紋形狀可提供從邊界區(qū)域至中央?yún)^(qū)域正切率連續(xù)的擴展，但也可提供包括結點的不連續(xù)的擴展。

從中軸線至邊界區(qū)域的內和外表皮的擴展可能優(yōu)選地與從邊界區(qū)域的相對部分至中軸線的擴展相對應，從而使中軸線形成對稱軸線。然而，當在沿徑向的橫截面中進行查看時，內和/或外表皮的擴展在中軸線的兩側上也可以是不同的。因此，當在垂直于中軸線的軸向橫截面中進行查看時，在中軸線的兩側上的加厚區(qū)域可彼此平行地延伸，但也可與彼此成橫向地延伸，即以包括零以外的角度延伸。

這里所指的徑向橫截面可能僅指在特定位置沿中軸線的一個特定徑向橫截面，但也可以是在不同位置上的沿中軸線的耐壓艙壁的徑向橫截面。徑向橫截面被認為是沿中軸線的橫截面，即，平行于中軸線且與該中軸線不成橫向。中央?yún)^(qū)域被認為是繞中軸線的區(qū)域，即，中軸線延伸通過該區(qū)域。在中央?yún)^(qū)域的在外和內表皮之間的距離可以是恒定的，且在中央?yún)^(qū)域中可設有斷通部(breakthrough)或額外的設備。與邊界區(qū)域和中軸線之間的距離相比，垂直于中軸線的中央?yún)^(qū)域的范圍可能較小且可能優(yōu)選為零，從而使內表皮和/或外表皮的波紋形狀從邊界區(qū)域至中軸線直接延伸，即在外表皮和內表皮之間的距離直接在其從邊界區(qū)域至中軸線的擴展上增加且隨后減少。

使用內表皮和/或外表皮的這種波紋形狀，形成了加厚區(qū)域，其可在特定的所需位置和方向上加強耐壓艙壁的夾層結構，例如，形成加強帶。以這樣的方式，除了由在耐壓艙壁的兩側之間的壓力差所導致的負荷，可能是由，例如，垂直尾翼、發(fā)動機或機身結構的部件所導致的其他負荷，可經結構部件，如支撐元件而被引入耐壓艙壁中，而不會具有局部過載的風險且不涉及必要的更多的結構重量。

在一個優(yōu)選實施例中，當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，內表皮具有平坦，即平直形狀且外表皮具有波紋形狀。由于其平坦的橫截面，內表皮形成優(yōu)選的機艙界面，從而可將機艙布置很容易地集成至耐壓艙壁，而使用外表皮的波紋形狀，仍可形成加厚區(qū)域，從而在特定位置和方向加強夾層結構。

在一個替代的優(yōu)選實施例中，當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，內表皮和外表皮均具有波紋形狀。內和外表皮可因此而形成并相關于彼此為對稱的，但其也可在形狀和取向上彼此不同。以這種方式，可增加或調整加厚區(qū)域的形狀和位置。

在進一步的優(yōu)選實施例中，波紋形狀使當從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域沿該徑向橫截面進行查看時，在外表皮和內表皮之間的距離在增加且隨后減少之后再次增加。與加厚區(qū)域相比，在內和外表皮之間的距離可在中央?yún)^(qū)域中更長或更短，這取決于對中央?yún)^(qū)域和加厚區(qū)域的特定要求。例如，當高壓負荷必須要被吸收或當在中央?yún)^(qū)域中設有加強區(qū)域或斷通部時，中央?yún)^(qū)域可具有大厚度，即，在內和外表皮之間的長距離。加厚區(qū)域的厚度必須根據(jù)要被引入耐壓艙壁中的外部負荷進行調整。

在進一步的優(yōu)選實施例中，當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，外表皮和/或內表皮具有從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域的正切率連續(xù)的擴展。由于外和/或內表皮的橫截面的正切率連續(xù)的擴展，可實現(xiàn)最佳的應力分布且從而實現(xiàn)夾層結構的最佳的強度重量比。

在替代的優(yōu)選實施例中，當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，外表皮和/或內表皮具有從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域的結點的，即不連續(xù)的擴展。這種耐壓艙壁可按相當簡單的方式進行制造。

根據(jù)另一個優(yōu)選實施例，沿中軸線的徑向橫截面為沿中軸線的第一徑向橫截面，且其中沿中軸線的第二徑向橫截面是相關于第一徑向橫截面垂直地進行限定的。優(yōu)選地，當相關聯(lián)的飛機處于地面上的正常位置或停泊位置中時，第一徑向橫截面在水平方向中延伸且第二徑向橫截面在垂直方向中延伸。以這種方式，存在于第一徑向橫截面中的加厚區(qū)域可延伸以作為在垂直方向上的加強帶。

特別地，優(yōu)選為當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，內表皮和/或外表皮具有波紋形狀，其中在外表皮和內表皮之間的距離從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域增加且隨后減少。以這種方式，存在于第二徑向橫截面中的加厚區(qū)域可延伸以作為在水平方上的加強帶。在第二徑向橫截面上的波紋形狀可能與在第一徑向橫截面中的波紋形狀相對應，但也可能與在第一徑向橫截面中的波紋形狀不同，這取決于在兩個方向上的加載情況。

替代地，優(yōu)選為當在沿中軸線的徑向橫截面中進行查看時，內表皮和/或外表皮具有凸形或結點形狀，其中在外表皮和內表皮之間的距離從邊界區(qū)域至繞中軸線的中央?yún)^(qū)域單調地增加。在這種情況下，在第二徑向橫截面中不存在有加厚區(qū)域。

根據(jù)另一個優(yōu)選實施例，結構元件，如支撐型材或橫梁在外表皮和內表皮之間延伸通過加厚區(qū)域。通過使用這種結構元件，夾層結構，特別是加厚區(qū)域可被加強，且外部負荷，即除了壓力負荷以外的負荷可被引入夾層結構中。

特別地，優(yōu)選為結構元件包括連接構件，如凸耳或套管，其延伸出夾層結構并在外部延伸至外和內表皮，優(yōu)選為位于邊界區(qū)域，且其被配置成被連接至進一步的飛機組件，如發(fā)動機、起落架、貨物配件、機身外殼的部件或空氣動力學表面如垂直尾翼、水平尾翼或機翼的支撐元件。以這種方式，由這些飛機組件所導致的負荷可被轉移至耐壓艙壁，從而使耐壓艙壁充當結構承載元件。

根據(jù)進一步的優(yōu)選實施例，內表皮和/或外表皮包括金屬材料或復合材料。金屬材料可優(yōu)選為鋁材料，包括鋁合金。該復合材料可優(yōu)選為碳纖維增強塑料(CFRP)材料、玻璃纖維增強塑料(GFRP)材料或鋁玻璃纖維鋁復合材料。這種材料可轉移相當高的彎矩和負荷，同時具有相當?shù)偷闹亓俊?/p>

根據(jù)進一步的優(yōu)選實施例，芯組件包括蜂窩芯、折疊芯、泡沫芯或內置芯，其包括型材載體，如I或Ω型材。此外，芯組件可通過銷進行加強。這種芯組件可轉移相當高的剪切力，同時具有相當?shù)偷闹亓?。芯組件的材料優(yōu)選為選自金屬、木材、芳綸紙、CFRP、GFRP或聚甲基丙烯酰亞胺(PMI)泡沫。

在一個優(yōu)選實施例中，當在垂直于中軸線的軸向橫截面中進行查看時，夾層結構具有圓形。在另一個優(yōu)選實施例中，當在垂直于中軸線的軸向橫截面中進行查看時，夾層結構具有與圓形不同的形狀。該形狀可以是任何任意的形狀，但優(yōu)選為彎曲的形狀，例如橢圓形。對于常規(guī)的飛機而言，該橢圓形可具有在地面上正常位置上的飛機的豎直方向上的半長軸。然而，對于飛翼飛機而言，半長軸也可在水平方向上延伸。

根據(jù)進一步的優(yōu)選實施例，在邊界區(qū)域設置整體式加強區(qū)域，其中內和外表皮是一體成形的且不設有芯組件。在該連接中的整體式表示在該區(qū)域中不設有芯組件，但內和外表皮均被集成至一個共同的結構中。通過使用這種加強區(qū)域，必須轉移最高負荷和彎矩的邊界區(qū)域是特別地通過用該區(qū)域中的芯偏離夾層結構而進行加強的。

根據(jù)一個替代優(yōu)選實施例，芯組件且優(yōu)選的還有表皮均延伸通過邊界區(qū)域。這表示邊界區(qū)域被形成為夾層結構且優(yōu)選為與在邊界區(qū)域的相對側之間的剩余的夾層結構一體形成，即作為其一部分。以這種方式，可按非常簡單的方式且以最低重量制造出耐壓艙壁。

在另一個優(yōu)選實施例中，在圍繞中軸線的中央?yún)^(qū)域處設有整體式加強區(qū)域，其中內和外表皮是一體成形的且不設有芯組件。在該連接中的整體式表示在該區(qū)域中不設有芯組件，但內和外表皮均被集成至一個共同的結構中。通過使用加強區(qū)域，無需轉移高負荷和彎矩且也可能由于使設備從耐壓艙壁的一側通往另一側的可能具有的斷通部而弱化的圍繞中軸線的中央?yún)^(qū)域可特別地通過在該特定區(qū)域中偏離夾層結構而進行加強。

根據(jù)進一步的優(yōu)選實施例，在夾層結構中設有斷通部以使設備從耐壓艙壁的一 側通往另一側。在該連接中的術語“設備”是指例如，電纜、管道或其它導體，以及任何可能的機械元件。以這種方式，能量或信息可被轉移通過在加壓機艙內或外的耐壓艙壁。例如，通過被布置在尾部區(qū)域中的耐壓艙壁后的輔助動力單元(APU)生成的電能可在機艙內轉移。特別地，優(yōu)選為在圍繞中軸線的中央?yún)^(qū)域中設有斷通部。在中央?yún)^(qū)域中，由于其對稱位置，斷通部至少弱化了耐壓艙壁。

本發(fā)明的進一步的方面涉及一種包括飛機機身和根據(jù)前述實施例中任一個所述的耐壓艙壁的飛機，耐壓艙壁被安裝在該飛機機身中，優(yōu)選為在該飛機機身的尾部區(qū)域中，從而將加壓機艙與未加壓的尾部部分相分離。結合耐壓艙壁所表達的特性和優(yōu)點也適用于根據(jù)本發(fā)明的飛機。

附圖說明

在下面優(yōu)選的實施例中，通過附圖更詳細地描述了本發(fā)明。其中，

圖1為根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁的第一個實施例的沿中軸線的徑向橫截面視圖，

圖2為根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁的第二個實施例的沿中軸線的徑向橫截面視圖，

圖3為根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁的第三個實施例的沿中軸線的徑向橫截面視圖，

圖4為根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁的第四個實施例的沿中軸線的徑向橫截面視圖，

圖5為圖4所示的耐壓艙壁的立體圖，且

圖6為根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁的第五個實施例的垂直于中軸線的軸向橫截面視圖。

具體實施方式

在圖1中，示出了根據(jù)本發(fā)明的一種用于飛機機身(未示出)的耐壓艙壁1的第一個優(yōu)選實施例。耐壓艙壁1被形成為夾層結構3，其在中心處限定了中軸線5并在周向邊界區(qū)域7之間，即在周向邊界區(qū)域7的相對部分之間延伸。邊界區(qū)域7被配置成被安裝至待安裝該耐壓艙壁1的飛機機身的機身外殼。

夾層結構3包括內表皮9、與內表皮9相對的外表皮11和夾在內和外表皮9，11之間的芯組件13。內和外表皮9，11均相關于中軸線5成橫向甚或垂直地延伸。芯組件13被連接至內表皮9，以及被連接至外表皮11。當耐壓艙壁1被安裝在飛機機身中時，內表皮9面向機艙，即相關聯(lián)的飛機機身的壓力側，且外表皮11背向機艙并面向相關聯(lián)的飛機機身的尾部。

當在沿中軸線5，即與其平行的徑向橫截面15中進行查看時，內表皮9具有平坦的形狀。當在沿中軸線5的該徑向橫截面15中進行查看時，外表皮11具有波紋形狀，其中在外表皮11和內表皮9之間的距離在其從邊界區(qū)域7擴展至中軸線5首先增加且隨后減少。通過外表皮11在邊界區(qū)域7和中軸線5之間的這種發(fā)展變化，形成了加厚區(qū)域17，在該區(qū)域中在外表皮11和內表皮9之間的距離具有一 個峰。進一步地，當在沿中軸線5的該徑向橫截面15中進行查看時，外表皮11從邊界區(qū)域7至中軸線5具有正切率連續(xù)的擴展。從中軸線5至邊界區(qū)域7的內和外表皮9，11的這種擴展可能與從邊界區(qū)域7的相對部分至中軸線5的擴展相對應，從而使中軸線5形成對稱軸線。

在本實施例中的內表皮9和外表皮11是由GLARE材料所組成的，但也可由CFRP材料、GFRP材料或鋁材料所組成。在本實施例中的芯組件13是由泡沫芯所組成的，但也可由蜂窩芯、折疊芯或內置芯(built core)所組成。

在邊界區(qū)域7處，設有整體式加強區(qū)域25，其中內和外表皮9，11是形成一體的且不設有芯組件13。

在圖2中，示出了根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁1的第二個實施例，其中通過相應的參考數(shù)字提及相應的特征。在圖2中的實施例與圖1中所示的實施例不同，當在沿中軸線5的徑向橫截面15中進行查看時，內表皮9不是平坦的形狀，而是具有波紋形狀，其中在外表皮1和內表皮9之間的距離在其從邊界區(qū)域7至中軸線5的擴展上是先增加且隨后減少的，這與外表皮11的擴展相對應。以這種方式，外表皮11和內表皮9相關于彼此對稱地延伸。

在圖3中，示出了根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁1的第三個實施例，其中通過相應的參考數(shù)字提及相應的特征。在圖3中所示的實施例與圖1中所示的實施例不同，波紋形狀使得外表皮11和內表皮9之間的距離，從邊界區(qū)域7至繞中軸線5的中央?yún)^(qū)域27，增加且隨后減少之后再次增加。在本實施例中，在內和外表皮9，11之間的距離在繞中軸線5的中央?yún)^(qū)域27中比在其在加厚區(qū)域17中的更長，但也可能比在加厚區(qū)域17中的更短。進一步地，在圍繞中軸線5的中央?yún)^(qū)域27處設有整體式加強區(qū)域，其中內和外表皮9，11是一體成形的且不設有芯組件13。

在圖4中，示出了根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁1的第四個實施例，其中通過相應的參考數(shù)字提及相應的特征。在圖4中所示的實施例與圖1中所示的實施例不同，當在沿中軸線5的該徑向橫截面15中進行查看時，外表皮11不是從邊界區(qū)域7至中軸線5的正切率連續(xù)的擴展，而是從邊界區(qū)域7至中軸線5的包括結點的不連續(xù)的擴展。進一步地，采用支撐型材的形式的結構元件19在外表皮11和內表皮9之間延伸通過加厚區(qū)域17以加強夾層結構3和引導外部負荷。

如在示出與圖4相同的實施例的圖5中所示，結構元件19包括連接構件21，其在邊界區(qū)域7處延伸出外和內表皮11，9并被配置成被連接至相關聯(lián)的飛機的垂直尾翼(未示出)、發(fā)動機39或機身外殼(未示出)的支撐元件23。如從圖5明顯看出的，徑向橫截面15被認為是沿中軸線5的第一徑向橫截面15a，其在本實施例中在位于地面的正常位置上的相關聯(lián)的飛機的水平方向35上延伸。沿中軸線5的第二徑向橫截面15b限定為垂直于第一徑向橫截面15a，從而使第二徑向橫截面15b在位于地面的正常位置上的相關聯(lián)的飛機的垂直方向37上延伸。當在沿中 軸線5的該第二徑向橫截面15b中進行查看時，外表皮11具有凸形，其中在外表皮11和內表皮9之間的距離使正切率從邊界區(qū)域7至中軸線5連續(xù)地增加。

在圖6中，示出了根據(jù)本發(fā)明的耐壓艙壁1的第五個實施例，其中通過相應的參考數(shù)字提及相應的特征。在圖6中所示的實施例與圖5中所示的實施例不同，其是用于飛翼式飛機的而不是傳統(tǒng)的飛機的，從而在相關于中軸線5垂直的軸向橫截面29中，其在位于地面上的正常位置中的飛機的水平方向35上的尺寸比在垂直方向37上的尺寸更寬，這是因為對于飛翼飛機而言，飛機的機身和機翼被集成至一個共同的結構。進一步地，多個加厚區(qū)域17被設置為彼此相鄰且在垂直方向37上延伸，每一個均包括結構元件19，其用于吸收通過推進飛機的發(fā)動機39引入在耐壓艙壁1中的負荷。