專利名稱：用于在飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能量的纖維復(fù)合物部件、飛機(jī)或航天器的機(jī)身結(jié)構(gòu) ...的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)或航天器的纖維復(fù)合物部件、機(jī)身結(jié)構(gòu)部分以及飛機(jī)或航天器。
背景技術(shù)：
盡管本發(fā)明及其所基于的問題可應(yīng)用于任何纖維復(fù)合物部件，但在下文中將參照纖維復(fù)合部件(特別是碳纖維增強(qiáng)塑料材料(CFRP)部件)(例如，飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的框架和支撐構(gòu)件)對(duì)其進(jìn)行詳細(xì)描述。飛機(jī)構(gòu)造中的機(jī)身結(jié)構(gòu)目前包括(例如使用桁條增強(qiáng)的)增強(qiáng)蒙皮區(qū)域、框架、 用于客艙的基底的橫梁以及用于貨艙的基底的橫梁或框格。單獨(dú)的部件通常由金屬制造并使用鉚釘和螺栓連接。在機(jī)身結(jié)構(gòu)的一部分或“機(jī)身筒體(fuselage barrel) ”豎直沖擊或碰撞地面的情況下，大部分沖擊能量通過金屬部件的彈塑性行為被吸收，從而確保乘客的安全。纖維復(fù)合物部件被廣泛使用在飛機(jī)構(gòu)造中，例如蒙皮區(qū)域和其使用桁條的增強(qiáng)部分。它們例如通過用于將例如環(huán)氧樹脂的基質(zhì)引入纖維半成品中的真空導(dǎo)入工藝(并隨后通過固化而制造。與其他已知的用于制造纖維復(fù)合物部件的工藝(例如預(yù)浸漬工藝 (prepreg process))相比，導(dǎo)入工藝可為成本低廉的，這是因?yàn)榭墒褂贸杀靖土睦w維半成品。在未來(lái)的飛機(jī)中，新的更輕的材料(特別是CFRP)在支撐機(jī)身結(jié)構(gòu)中的使用變得日益重要。因此，纖維復(fù)合物材料的使用被提供用于其中所有基本的部件蒙皮和桁條、框架和橫梁。盡管纖維復(fù)合物材料具有高強(qiáng)度，但其可由于沖擊期間力的作用而突然失效。在碰撞的情況下，該脆性行為導(dǎo)致機(jī)身結(jié)構(gòu)的大部分區(qū)域失效，而不會(huì)充分吸收沖擊能量。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的在于提供用于在飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能量的纖維復(fù)合物部件、對(duì)應(yīng)的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分以及飛機(jī)或航天器，其不再具有或顯著減小上述缺點(diǎn)并提供另外的優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)本發(fā)明，該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的纖維復(fù)合物部件、具有權(quán)利要求8的特征的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分和具有權(quán)利要求9的特征的飛機(jī)或航天器實(shí)現(xiàn)。因此，提供一種用于在飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能量的纖維復(fù)合物部件。所述纖維復(fù)合物部件被形成為層狀構(gòu)造，該層狀構(gòu)造由CFRP層和相對(duì)于該CFRP層抗腐蝕的至少一個(gè)整體化的金屬箔層制成。還提供一種飛機(jī)或航天器的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分。所述機(jī)身結(jié)構(gòu)部分包括用作碰撞或沖擊區(qū)域的至少一個(gè)上述纖維復(fù)合物部件。本發(fā)明的有利的實(shí)施例和改進(jìn)方案被提供在從屬權(quán)利要求中。本發(fā)明的根本理念在于將相對(duì)于CFRP層抗腐蝕的至少一個(gè)金屬箔層整體化到所述纖維復(fù)合物部件的CFRP層中。與最初提及的方法相比，本發(fā)明因此特別具有的優(yōu)點(diǎn)在于，由金屬層和CFRP層制成的層制品的使用，結(jié)合了兩種材料的優(yōu)點(diǎn)，即金屬的延展性和CFRP層的高強(qiáng)度和低重量。相對(duì)于CFRP層抗腐蝕的所述至少一個(gè)金屬箔層被布置在至少兩個(gè)CFRP層之間并連接到所述至少兩個(gè)CFRP層。這造成所述至少兩個(gè)CFRP層被緊密地連接到該至少兩個(gè) CFRP層包圍的所述金屬箔層。在失效的情況下，盡管所述纖維復(fù)合物材料呈現(xiàn)脆性行為，但與嵌入該類型的層制品中的相對(duì)高彈性和易延展的金屬板或?qū)拥慕Y(jié)合導(dǎo)致可靠的彈塑性行為。在優(yōu)選的配置結(jié)構(gòu)中，相對(duì)于所述CFRP層抗腐蝕的所述至少一個(gè)金屬箔層沿所述纖維復(fù)合物部件的縱向延伸。因此，可在沖擊期間產(chǎn)生的力被吸收，其中所述易延展的金屬層變形并由于其高彈性而阻止纖維復(fù)合物層的突然斷裂或破裂。在一個(gè)實(shí)施例中，相對(duì)于所述CFRP層抗腐蝕的所述至少一個(gè)金屬箔層可為具有 0. 2mm至0. 3mm,優(yōu)選具有0. 15mm至0. 2mm厚度的金屬薄板。相對(duì)于所述CFRP層抗腐蝕的所述金屬箔層包括具有優(yōu)選至少20%的高延展性的金屬。這種類型的金屬例如可為合適的不銹鋼。在另外的實(shí)施例中，適用于飛機(jī)的高純度的鈦材料，例如純度等級(jí)2的鈦，優(yōu)選用于此目的。在另外的實(shí)施例中，相對(duì)于所述CFRP層抗腐蝕的所述至少一個(gè)金屬箔層可具有預(yù)成形形狀。這例如也可以使其相應(yīng)地制造具有復(fù)雜形狀的纖維復(fù)合物部件。所述預(yù)成形形狀例如可被預(yù)成形為用于Z形框架的Z形。為了提供纖維復(fù)合物部件的目標(biāo)失效行為，相對(duì)于所述CFRP層抗腐蝕的所述至少一個(gè)金屬箔層例如可利用布置在所述纖維復(fù)合物部件的形狀中的適當(dāng)預(yù)定點(diǎn)處的穿孔或沖孔等形成。代替穿孔或沖孔，也可將例如預(yù)成形的扭結(jié)點(diǎn)/線引入所述金屬箔層中。在另外的實(shí)施例中，所述至少兩個(gè)CFRP層包括可固化的合成樹脂，例如環(huán)氧樹脂、聚酯樹脂、BMI(雙馬來(lái)酰亞胺)樹脂等，有利地，可以利用關(guān)于這些常規(guī)制造方法的經(jīng)驗(yàn)。還可以使進(jìn)一步的復(fù)合物層包括CFRP和其他材料(例如玻璃纖維)的組合，或者僅包括還利用不同基體的這些其他材料。根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件優(yōu)選形成為框架或框架部分、連接器或連接構(gòu)件或支撐構(gòu)件。這種類型的部件吸收碰撞情況下的很大的力，因而能夠通過變形功而提供相當(dāng)大量的吸收。上述纖維復(fù)合物部件可被整體化到機(jī)身結(jié)構(gòu)部分中。然而，這種類型的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分也可包括上述類型的大量相似和/或不同的纖維復(fù)合物部件，由此可以目標(biāo)方式構(gòu)成 “碰撞地帶”。飛機(jī)或航天器可包括上述類型的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分。


下文中，將基于參照附圖的實(shí)施例詳細(xì)描述本發(fā)明，附圖中圖1為根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件的第一實(shí)施例的透視圖；圖2為根據(jù)圖1的第一實(shí)施例的示意性示圖A ；
圖3為根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件的第二實(shí)施例的透視圖；圖4為根據(jù)圖3的第二實(shí)施例的示意性視圖B ；圖5為根據(jù)圖2和圖4的區(qū)域X的示意性放大視圖；并且圖6為飛機(jī)或航天器的根據(jù)本發(fā)明的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分的實(shí)施例的示意性局部剖視圖。在附圖中，除非另有聲明，相似的附圖標(biāo)記表示相似或功能相同的部件。坐標(biāo)系統(tǒng) χ、y、ζ和xl、yl、zl也在附圖中給出以便于確定方位。
具體實(shí)施例方式圖1為根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件1的第一實(shí)施例的透視圖。如圖2中根據(jù)圖 1的第一實(shí)施例的示意性示圖A所示，該纖維復(fù)合物部件1具有U形輪廓。在每種情況下， 側(cè)部2被施加與沿纖維復(fù)合物部件1縱向(y方向)延伸的腹板3基本成直角。側(cè)部2沿纖維復(fù)合物部件1的縱向方向y和ζ方向延伸。腹板3沿χ方向的寬度在纖維復(fù)合物部件 1的縱向方向上從圖1的底部到頂部減小。纖維復(fù)合物部件1的腹板3包括沿縱向方向y延伸的至少一個(gè)金屬層，其在該情況下由粗的陰影線表示。纖維復(fù)合物部件1的構(gòu)造和使用在下文中進(jìn)一步詳細(xì)描述。圖3為根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件1’的第二實(shí)施例的透視圖。類似于圖2，圖 4為纖維復(fù)合物部件1’的橫截面的示意性視圖B。該部分1’為框架部分，其一個(gè)腹板3’ 沿xy平面延伸并沿其縱向方向彎曲。在該情況下，腹板3’的上部邊緣被提供有側(cè)部2’，側(cè)部2’的寬度沿與腹板3’基本成直角的負(fù)ζ方向延伸。側(cè)部2’被整體化地形成在腹板2’ 的下部邊緣上，該側(cè)部的寬度沿與腹板3’同樣基本成直角的ζ方向延伸。由圖4所示的沿圖3中B方向的橫截面的視圖示出該纖維復(fù)合物部件1’的Z形輪廓部分，其腹板3’如同根據(jù)圖1的第一實(shí)施例被提供有至少一個(gè)金屬層。該金屬層也沿腹板3’的縱向延伸，并由粗的陰影線表示?，F(xiàn)在將參照?qǐng)D5進(jìn)一步詳細(xì)闡釋纖維復(fù)合物部件1和1’的構(gòu)造，圖5為圖2和圖 3中區(qū)域X的放大視圖。在CFRP復(fù)合物8中，大量層4、5、6、7以特定順序沿ζ方向一個(gè)接一個(gè)地布置。其縱向方向沿相應(yīng)纖維復(fù)合物部件1、1’的y方向延伸。在所示示例中，兩個(gè)金屬箔層6被整體化在纖維復(fù)合物層(在該情況下的CFRP層4、5、7)之間。兩個(gè)金屬箔層6相對(duì)于CFRP層 4、5、7為抗腐蝕的。這些CFRP層4、5、7的纖維基本上沿y方向延伸。每個(gè)金屬箔層6首先由CFRP覆層5在外部覆蓋，然后CFRP外層4被附接到CFRP覆層5，CFRP外層4的自由表面形成CFRP復(fù)合物8的外表面。朝向該CFRP復(fù)合物8的中心，每個(gè)金屬箔層6被CFRP內(nèi)層7覆蓋，兩個(gè)CFRP內(nèi)層6在該情況下彼此靠在一起。當(dāng)然，層的多種其他組合和數(shù)量也是可以的。在該示例中，圖5中所示類型的混合層狀構(gòu)造優(yōu)選包括金屬箔層6，金屬箔層6相對(duì)于CFRP層4、5、7抗腐蝕，由用于飛機(jī)的高純度等級(jí)2的鈦制成并為高彈性的。在該示例中，相對(duì)于CFRP層4、5、7抗腐蝕的金屬箔層6為薄鈦板，該薄鈦板沿ζ方向具有約0. 2mm 至0. 3mm，優(yōu)選為0. 15mm至0. 2mm的厚度。金屬箔層6可由對(duì)應(yīng)形狀(見圖1和圖3)(例如U形和/或Z形)的平坦金屬薄板或預(yù)成形金屬薄板形成。當(dāng)然，其他形狀也可能。為了保持制造成本低廉，僅使用平坦的金屬薄板，且僅纖維復(fù)合物部件1、1’的腹板3、3’被提供有混合層狀構(gòu)造可為有利的。CFRP層4、5、7由使用例如環(huán)氧樹脂或熱塑性聚合物之類的CFRP復(fù)合物材料制造， 金屬層6在制造期間被整體化到該層狀構(gòu)造中。該制造可包括濕化學(xué)工藝。圖6為飛機(jī)或航天器的根據(jù)本發(fā)明的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分的實(shí)施例的示意性局部剖視圖。坐標(biāo)系統(tǒng)xl、yl、zl (不同于與相應(yīng)纖維復(fù)合物部件1、1’關(guān)聯(lián)的坐標(biāo)系統(tǒng)x、y、z)包括飛機(jī)或航天器(未示出)的寬度方向xl、縱向方向yl和高度方向zl。包括碰撞地帶19 的較低機(jī)身部分被示意性地示出并致力于在沖擊的情況下盡可能多地吸收沖擊能量，以保護(hù)位于上面的客艙(未在此示出)不會(huì)過載并保護(hù)其中的生存空間。在該情況下，碰撞地帶19包括基底框架部分11，基底框架部分11基本上為弓形的形式并在其兩端的每一端被連接到用于貨艙9的貨艙基底18的基底連接構(gòu)件12。大量基底支撐構(gòu)件16被連接在貨艙基底18與基底框架部分11之間?；字螛?gòu)件16例如被形成為根據(jù)圖1和圖2的U形纖維復(fù)合物部件1，并包括根據(jù)圖5的包括金屬箔層6和CFRP 層4、5、7的CFRP復(fù)合物8。它們被布置為使其縱向方向(與相應(yīng)部件關(guān)聯(lián)的坐標(biāo)的y方向)部分地沿zl方向并沿徑向延伸?；卓蚣懿糠?1和基底連接構(gòu)件12被配置為例如 Z形框架，并且如同根據(jù)圖3和圖4的纖維復(fù)合物部件1’，其也包括根據(jù)圖5的包括金屬箔層6和CFRP層4、5、7的CFRP復(fù)合物8。這些框架構(gòu)件11、12的縱向方向沿機(jī)身結(jié)構(gòu)的周界方向延伸。在該示例中，提供根據(jù)本發(fā)明的纖維復(fù)合物部件1、1’和CFRP復(fù)合物的進(jìn)一步的應(yīng)用領(lǐng)域。此示例可為連接器框架部分13，其在每種情況下被附接到基底連接構(gòu)件12并具有根據(jù)圖3、4和5的上述構(gòu)造。支撐連接構(gòu)件14以及在進(jìn)一步發(fā)展過程中的側(cè)部框架部分15也被附接到此，并可同樣被配置為纖維復(fù)合物部件1、1’。支撐構(gòu)件17也可為根據(jù)圖 1、圖2和圖5的纖維復(fù)合物部件1，其上端支撐客艙基底載體，其下端被緊固到相應(yīng)支撐連接構(gòu)件14?？蚣軜?gòu)件13至15的縱向方向沿機(jī)身結(jié)構(gòu)的周界方向延伸，而在該示例中，支撐構(gòu)件17的縱向方向沿機(jī)身結(jié)構(gòu)的zl方向延伸。盡管這里已基于優(yōu)選實(shí)施例描述了本發(fā)明，但其并不局限于此，而是可以多種不同方式組合和修改。例如，金屬層6可在特定點(diǎn)處被預(yù)處理，以提供可預(yù)先確定的失效行為，例如在優(yōu)選點(diǎn)處沿特定方向屈曲。穿孔、沖孔、變形、扭結(jié)等可用于此目的。還可以設(shè)想到，相對(duì)于CFRP抗腐蝕的金屬箔層6由不銹鋼或具有高延展性的類似材料制成。當(dāng)然，除了通過示例例示和描述的部件以外，CFRP復(fù)合物8可用于形成具有不同形式和形狀以及不同應(yīng)用領(lǐng)域的纖維復(fù)合物部件1、1’。在用于飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能力的纖維復(fù)合物部件的案例中，纖維復(fù)合物部件被形成為層狀構(gòu)造由CFRP層4、5、7和相對(duì)于CFRP層4、5、7抗腐蝕的至少一個(gè)整體化的金屬箔層6制成的層狀構(gòu)造。飛機(jī)或航天器的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分10使用該類型的至少一個(gè)纖維復(fù)合物部件形成。飛機(jī)或航天器包括該類型的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分。附圖標(biāo)記列表1,1'纖維復(fù)合物部件
2,2‘側(cè)部
3,3‘腹板
4CFRP外層
5CFRP覆層
6金屬箔層
7CFRP內(nèi)層
8CFRP復(fù)合物
9貨艙
10機(jī)身結(jié)構(gòu)部分
11基底框架部分
12基底連接部分
13連接器框架部分
14支撐連接構(gòu)件
15側(cè)部框架部分
16基底支撐構(gòu)件
17支撐構(gòu)件
18貨艙基底
19碰撞地帶
χ、y、ζ ;xl、yl、zl
說明書
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權(quán)利要求
1.一種用于在飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能量的纖維復(fù)合物部件，所述纖維復(fù)合物部件被形成為層狀構(gòu)造，該層狀構(gòu)造由CFRP層(4，5，7)和相對(duì)于該CFRP層(4，5，7)抗腐蝕的至少一個(gè)整體化的金屬箔層(6)制成，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)被布置在至少兩個(gè) CFRP層(4，5，7)之間并連接到所述至少兩個(gè)CFRP層G，5，7)，且沿所述纖維復(fù)合物部件 (1，1’)的縱向(y)延伸，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)由具有優(yōu)選至少20%的高延展性的金屬構(gòu)成。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)為具有0. 2至0. 3mm,優(yōu)選具有0. 15mm至0. 2mm厚度的金屬薄板。
3.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)由適用于飛機(jī)的高純度的鈦材料，例如等級(jí)2的純鈦，構(gòu)成。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)具有預(yù)成形形狀。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述至少一個(gè)金屬箔層(6)包括用于目標(biāo)失效行為的穿孔或沖孔。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述CFRP層 (4,5,7)包括可固化的合成樹脂，例如環(huán)氧樹脂、聚酯樹脂、BMI樹脂等。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中至少一項(xiàng)所述的纖維復(fù)合物部件，其特征在于，所述纖維復(fù)合物部件被形成為框架或框架部分(11，13，15)、連接器或連接構(gòu)件(12，14)或支撐構(gòu)件(16， 17)。
8.一種飛機(jī)或航天器的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分(10)，其特征在于，所述機(jī)身結(jié)構(gòu)部分(10)被形成為碰撞或沖擊區(qū)域，該碰撞或沖擊區(qū)域包括根據(jù)前述權(quán)利要求中的至少一項(xiàng)所述的至少一個(gè)纖維復(fù)合物部件。
9.一種飛機(jī)或航天器，包括根據(jù)權(quán)利要求8所述的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分。
全文摘要
在一種用于在飛機(jī)或航天器碰撞情況下吸收能量的纖維復(fù)合物部件中，所述纖維復(fù)合物部件被設(shè)計(jì)為層狀構(gòu)造，該層狀構(gòu)造由碳纖維層(4，5，7)和相對(duì)于該CFRP層(4，5，7)抗腐蝕的至少一個(gè)整體化的金屬箔層(6)制成。一種飛機(jī)或航天器的機(jī)身結(jié)構(gòu)部分(10)，被設(shè)計(jì)為包括至少一個(gè)這種纖維復(fù)合物部件。一種飛機(jī)或航天器，也包括這種機(jī)身結(jié)構(gòu)部分(10)。
文檔編號(hào)B32B15/08GK102159380SQ200980137223
公開日2011年8月17日 申請(qǐng)日期2009年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月29日
發(fā)明者托爾斯滕·羅明, 斯蒂芬·塔克 申請(qǐng)人:空中客車作業(yè)有限公司