專利名稱：飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)及其制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱 軸方向延伸的縱梁以及一外殼，該外殼設(shè)置于該縱梁上并在外界以耐壓方 式密封飛機(jī)機(jī)身。此外，本發(fā)明涉及一種此類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，以 及此類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的制造方法。
背景技術(shù)：
目前商用飛機(jī)的加壓機(jī)身典型地是由多個部分組裝而成，每個部分由 多個殼體構(gòu)成,在所述殼體中，外殼、縱梁以及框架彼此相連。用于貨搶、主
甲板以及衣帽架的橫梁(cross members)隨后鉚接在所述框架上，且支撐桿 安裝于縱梁和框架之間并與被鉚接的相應(yīng)連接裝置螺栓連接。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的之一是提供一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其重量減輕并可由幾個 獨(dú)立部件制成。
此目的由具有權(quán)利要求1中特征的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)而實(shí)現(xiàn)。
本發(fā)明還提供一種此類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，以及一種此類飛機(jī) 機(jī)身結(jié)構(gòu)的制造方法。
對應(yīng)的實(shí)施例和改進(jìn)在從屬權(quán)利要求中提供。
本發(fā)明提供一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱 軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱梁上并在外界以耐壓方式密 封飛機(jī)機(jī)身。按照本發(fā)明所提供的所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部 件，每個集成部件沿機(jī)身部分的圓周方向延伸并且機(jī)身部分的所述框架和 用于與包括縱梁和外殼的外殼殼體相連接的連接件形成在所述集成部件 中。
此外，本發(fā)明提供一種用于飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，其具有沿圓周 方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱軸上 并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身。按照本發(fā)明所提供的所述集成部件是
預(yù)制而成的，其包括機(jī)身部分的所述框架和用于與包括縱梁和外殼的外殼 殼體相連接的連接件。
最后，本發(fā)明提供一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的制造方法，該飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)具 有沿圓周方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱軸上并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身的外殼。按照本發(fā)明所提供的 集成部件，其被預(yù)先制造，且其包括機(jī)身部分的所述框架和用于與包括縱 梁和外殼的外殼殼體相連接的連接件，制造的外殼殼體包括縱梁和外殼，所 述集成部件被設(shè)置于一安裝裝置上并進(jìn)行調(diào)節(jié)，且所述外殼殼體被安裝于 所述集成部件上并與其連接。


本發(fā)明典型的實(shí)施例參照下面的附圖進(jìn)行說明，其中
圖1示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的提供給飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件 的平面圖(a)和側(cè)面圖(b)。
圖2中(a)和(b)示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的用于將圖1所示的此 類集成部件與包括縱梁和外殼的外殼殼體連接的各自的連接件。
圖3中(a)、 (b)和(c)示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的用于制造飛機(jī)機(jī) 身結(jié)構(gòu)的方法的示意圖，預(yù)制的集成部件和預(yù)制的外殼連在一起以形成飛 機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)。
10:集成部件11:框架，主體
12:支撐橫梁13:衣帽架橫梁
14:主曱板橫梁15, 15a:支撐部
16, 16a:支撐部17， 17a:支撐部
18:傳力梳齒19:框架支架
20:夕卜殼殼體21:外殼
22:縱梁30:安裝裝置
具體實(shí)施例方式
圖i示出一集成部件io，其被用作制造飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，所述飛機(jī)機(jī)身
結(jié)構(gòu)具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其
設(shè)置在該縱軸上并設(shè)計(jì)用于使飛機(jī)機(jī)身與外界耐壓密封。以圖l(a)平面圖 和圖1 (b)側(cè)面圖示出的所述集成部件包括一機(jī)身部分的框架11,即一與所 述飛機(jī)機(jī)身的縱軸方向垂直交叉的平面，以及將進(jìn)一步詳細(xì)說明的、用于 連接包括縱梁和外殼的外殼殼體的連接件18、 19。
在如圖所示的典型實(shí)施例中，每個所述集成部件10由一片件預(yù)制而成 并且以 一環(huán)形的完全封閉的方式沿機(jī)身部分的整個圓周延伸。
所述集成部件10包括一在機(jī)身部分平面內(nèi)延伸并形成所述框架10的 主體，以及突出于主體并設(shè)計(jì)為與包括縱梁22和外殼21的外殼殼體相連 的連接件18、 19。在圖2(a)和(b)詳細(xì)示出的這些連接件18、 19包括一傳 力梳齒18，其由垂直突出于所述集成部件IO主體的齒牙形成，其中主體形成所述框架ll。所述外殼殼體20以摩擦或聯(lián)鎖方式固定到所述齒牙上。所
述固定可通過鈦螺栓的鉚接而進(jìn)行，同時(shí)還可封閉所述外殼殼體20之間的
縱向接縫。
如圖1所示，所述集成部件10包括一支撐一黃梁12、 一衣帽架支撐裝置13 和一主橫梁14。所述支撐橫梁12分別通過支撐部15、 15a被支撐在所述集 成部件10的主體上，所述衣帽架支撐裝置13分別通過支撐部16、 16a被支 撐在所述集成部件10的主體上，而所述主橫梁14分別通過支撐部17、 17a被 支撐在所述集成部件10的主體上。在如圖所示的典型實(shí)施例中，所述支撐 橫梁12、衣帽架支撐裝置13和主橫梁14以及其所述支撐部15、 15a，16、 16a 和17、 17a被設(shè)計(jì)成所述集成部件10的集成的單片部件。
典型實(shí)施例描述的所述集成部件IO可由強(qiáng)化纖維塑料，即強(qiáng)化碳纖維 塑料(carbon-fibre-reinforced plastic , CFRP)制成。
所述集成部件10的制造可尤其發(fā)生在一項(xiàng)操作中，使所有的必要部件 制成一體，即集成。所述制造可尤其發(fā)生于一陰模內(nèi)，如此，在每個部分 上產(chǎn)生的公差分配到對安裝并不重要的側(cè)部，即形成所述框架的所述集成 部件10主體的內(nèi)緣以及所述橫梁12、 13和14的下側(cè)上。
所述集成部件的在機(jī)身部分出現(xiàn)的所有支撐件和連接件的集成結(jié)構(gòu)以 及前述的減重的強(qiáng)化碳纖維塑料的結(jié)構(gòu)，減輕了重量并增加了強(qiáng)度，還省 去了各部件之間的大量接縫和接點(diǎn)。
按照本發(fā)明的一種制造飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的方法參照圖3描述如下。所述 方法包括如上所述的此類集成部件10的制造，其用于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu) 中，并且其包括制造機(jī)身部分的所述框架11、用于與包括縱梁22和外殼 21的外殼殼體相連的所述連接件18、 19，以及所述橫梁l2、 l3、 l4和所 述支撐部15、 15a， 16、 16a以及17、 17a，并且有選擇地進(jìn)而包括這里未 具體示出的部件。然后，生產(chǎn)包含外殼H與縱軸"的外殼殼體20。此 外，所述外殼殼體20可已經(jīng)包含窗框、門框以及類似部件。完整的所述集 成部件10在圖3(a)中示意性地示出。如在圖3(c)中以示意性方式示出 的，所述集成部件10而后被設(shè)置于一安裝裝置30上并進(jìn)行調(diào)節(jié)，且所述 外殼殼體20被安裝于所述集成部件IO上并與其相連。
在所述外殼殼體20的制造過程中，玻璃纖維與鋁的合成補(bǔ)翼("GLARE")
可用于關(guān)鍵點(diǎn)，特別是那些后來位于所述集成部件10附近的點(diǎn)。此類合成 補(bǔ)翼由一鋁合金和紡織纖維材料的層狀薄條形成，所述紡織纖維材料是機(jī) 織織物或玻璃纖維或類似適當(dāng)?shù)睦w維交替層疊的嵌入物。此類合成補(bǔ)翼用 于補(bǔ)償輕金屬合金和強(qiáng)化纖維塑料不同的熱膨脹系數(shù)。其合成結(jié)構(gòu)使其適 應(yīng)相關(guān)材料的不同膨脹系數(shù)。此類合成補(bǔ)翼還可用在與所述外殼21相鄰的 外殼殼體20的接點(diǎn)上。形成于所述集成部件10上的框架角撐架18鉚接于所述外殼殼體 20。用于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)的所有縱向部件，例如座椅橫擋和其支撐，而 后被引入并用螺栓固定。
所述外殼殼體20、其外殼21以及所述縱梁22可由強(qiáng)化纖維塑料材料 (CFRP)或輕質(zhì)金屬制造。如果它們不是由強(qiáng)化纖維塑料材料構(gòu)成，所述集 成部件10和外殼殼體20不同的熱膨脹系數(shù)不得不由所述傳力梳齒18、所 述鉚接方法和所述外殼21在圓周方向進(jìn)行處理。不同熱膨脹系數(shù)的補(bǔ)償可 通過前述的玻璃纖維與鋁的合成補(bǔ)翼進(jìn)行。此類合成補(bǔ)翼還可用于增強(qiáng)所 述外殼殼體20以抵御若所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)遭受異常壓力時(shí)可能出現(xiàn)的巨大 的縱向撕扯。
以前述方式制造的所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)還可加入支撐尾翼單元的駕駛艙 單元和拐角部，以提供完整的飛機(jī)機(jī)身。
權(quán)利要求
1、一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，設(shè)置在該縱梁上并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部件(10)，每個所述集成部件沿機(jī)身部分的圓周方向延伸并且所述機(jī)身部分的框架(11)和用于與包括所述縱梁(22)和所述外殼(21)的外殼殼體(20)相連接的連接件(17，18)形成在所述集成部件中。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于每個所述集成 部件(IO)由一片件預(yù)制而成。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于每個所述 集成部件(10)包括一基本上在所述機(jī)身部分平面內(nèi)延伸并形成所述框架 (11)的主體，以及突出于所述主體并設(shè)計(jì)為與包括所述縱梁(22)和所述外 殼(21)的所述外殼殼體(20)相連的所述連接件(17， 18)。
4、 根據(jù)權(quán)利要求1、 2或—3所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述 集成部件(10)以 一 環(huán)形封閉的方式沿所述機(jī)身部分的整個圓周延伸。
5、 根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述集成部件(10)包括一支撐橫梁(12)。
6、 根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述集成部件(1Q)包括一衣帽架支撐裝置(13)。
7、 根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述集成部件(10)包括一主曱板橫梁(14)。
8、 根據(jù)權(quán)利要求5至7中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述集成部件(10)包括用于所述橫梁(12，13，14)的支撐部 (15， 15a, 16， 16a， 17, 17a)。
9、 根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述集成部件(IO)由強(qiáng)化纖維塑料制成。
10、 根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述集成部 件(10)由強(qiáng)化碳纖維塑料制D
11、 根據(jù)權(quán)利要求1至10中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特 征在于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個預(yù)制的所述集成部件(10)和多個與后者 相連且包括所述縱梁(22)和所述外殼(21)的預(yù)制的所述外殼殼體G0)組裝 而成。
12、 根據(jù)權(quán)利要求11所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述連接件(17, 18)由一傳力^^齒(18)形成，該傳力齒^^具有突出于所述集成部件ao)的所述主體的齒牙，其中，所述主體形成所述框架(ll),并且所述外殼殼體(20)固定到所述傳力梳齒上。
13、 一種用于飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，其具有沿圓周方向延伸的框 架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱梁上并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身，其特征在于所述集成部件(IO)包括機(jī)身部分的框 架(11)和用于與包括縱梁(22)和外殼(21)的外殼殼體(20)相連接的連接件 (17,18),且所述集成部件是預(yù)制的。
14、 根據(jù)權(quán)利要求13所述的集成部件，其特征在于所述集成部件(IO) 由一片件預(yù)制而成。
15、 根據(jù)權(quán)利要求13或14所述的集成部件，其特征在于所述集成 部件(10)包括一基本上在所述機(jī)身部分平面內(nèi)延伸并形成所述框架(11)的的所述夕l^殼殼體(20)相連的所述連接件(17, 18)。； ；
16、 根據(jù)權(quán)利要求13、 14或15所述的集成部件，其特征在于所述 集成部件(10)以 一環(huán)形封閉的方式沿所述機(jī)身部分的整個圓周延伸。
17、 根據(jù)權(quán)利要求13至16中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)包括一支撐橫梁(12)。
18、 根據(jù)權(quán)利要求13至17中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(1Q)包括一衣帽架支撐裝置(13)。
19、 根據(jù)權(quán)利要求13至18中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)包括一主曱板橫梁(14)。
20、 根據(jù)權(quán)利要求17至19中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)包括用于所述橫梁(12， 13， 14)的支撐部(15， 15a， 16， 16a, 17， 17a)。
21、 根據(jù)權(quán)利要求13至20中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所迷集成部件(10)由強(qiáng)化纖維塑料制成。
22、 根據(jù)權(quán)利要求21所述的集成部件，其特征在于所述集成部件(IO)由強(qiáng)化碳纖維塑料制成。
23、 根據(jù)權(quán)利要求13至21中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)用于構(gòu)建所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個預(yù)制的所述集成部件ao)和多個與所述集成部件相連且包括所述縱梁(22)和所述外殼(21)的預(yù)制的所述外殼殼體(20)組裝而成。
24、 根據(jù)權(quán)利要求23所述的集成部件，其特征在于.所述連接件(17,18) 由 一傳力梳齒(17)形成，該傳力齒梳具有突出于所述集成部件(10)的所述 主體的齒牙，其中，所述主體形成所述框架(ll)，并且所述外殼殼體(20) 固定到所述齒牙上。
25、 一種制造飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的方法，所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱梁上并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身，其特征在于制造集成部件(IO)，其包括 機(jī)身部分的框架(11)和用于與包括所述縱梁(22)和所述外殼(21)的外殼殼 體(20)相連接的連接件(17，18)，制造所述外殼殼體(20),其包括所述縱梁 (22)和所述外殼(21),所述集成部件(10)被設(shè)置于一安裝裝置(30)上并進(jìn) 行調(diào)節(jié)，且所述外殼殼體(20)被安裝于所述集成部件(10)上并與其相連。
26、 根據(jù)權(quán)利要求25所述的方法，其特征在于形成于所述集成部件 (10)上的傳力梳齒(18)與所述外殼殼體(20)相連。
27、 根據(jù)權(quán)利要求25或26所述的方法，其特征在于形成于所述集 成部件(10)上的框架角撐架(18)鉚接于所述外殼殼體(20)。
28、 根據(jù)權(quán)利要求25、 26或27所述的方法，其特征在于鄰近所述 集成部件(IO)，玻璃纖維與鋁的合成補(bǔ)翼在所述外殼殼體(20)的所述外殼 (21)的內(nèi)部用作加強(qiáng)裝置。
29、 根據(jù)權(quán)利要求25至28中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述玻璃纖維與鋁的合成補(bǔ)翼用在所述外殼殼體(20)的接點(diǎn)上，并連接與所 述外殼殼體(20)相鄰的所述外殼(21)。
30、 根據(jù)權(quán)利要求25至29中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于在 安裝前，所述外殼殼體(20)已包含了所述縱梁(22)、窗框和門框。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿圓周方向延伸的框架、沿縱軸方向延伸的縱梁以及一外殼，其設(shè)置在該縱軸上并在外界以耐壓方式密封飛機(jī)機(jī)身。按照本發(fā)明，所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部件(10)，每個集成部件沿機(jī)身部分的圓周方向延伸并且機(jī)身部分的所述框架(11)和用于與包括縱梁(22)和外殼(21)的外殼殼體(20)相連接的連接件(17，18)形成在所述集成部件中。
文檔編號B64C1/06GK101448697SQ200780018303
公開日2009年6月3日 申請日期2007年6月5日 優(yōu)先權(quán)日2006年6月6日
發(fā)明者哈克·寇德 申請人:空中客車德國有限公司