用于飞行器的后部压力隔板、飞行器的后部机身和飞行器的制作方法

[0001]
本发明属于飞行器零件领域，并且特别地，其涉及后部压力隔板的构型和位置。
[0002]
具体地，本发明包括在商用飞行器的增量开发程序中，其中，通常，加压空间(比如机舱)倾向于通过增大机身尺寸来扩大。与这类解决方案不同，本发明提供了对后部压力隔板的结构修改，以便在不增大飞行器机身尺寸的情况下获得这种加压空间。


背景技术：

[0003]
通常，飞行器机身被分成加压空间和非加压空间，其中这种分隔由后部压力隔板划分。加压空间被设计用于运载乘客，而非加压空间(比如飞行器的后部部分)容纳非推进式动力装置(比如辅助动力单元，apu)。
[0004]
相应地，插入在二者之间的后部压力隔板应在承受变化压力差的所有飞行阶段期间确保正确的气密性，压力差可能最高达到约1300hpa。
[0005]
由于后部压力隔板的安全性要求高和对结构设计的影响巨大，在任何飞行器设计过程的早期阶段着手处理后部压力隔板，因而使得其将来的任何重大结构改变都极为困难。相应地，其位置与可用的机舱空间密不可分地关联，这对于增大机身以获得额外的机舱空间是必需的。
[0006]
为了更好地将此结构元件集成到整个机身制造中，飞行器机身通常以不同的零件制造，这些零件将组装在一起形成两个主要的机身区段：在高海拔要加压的前部机身、和非加压的后部机身。这两个分开的区段实际上是通过轨道机身接头连接而分开的，该连接在结构上将一个区段与另一区段分离开。
[0007]
这种分离的原因之一是由于垂直尾翼vtp(以及水平尾翼htp)引起的结构载荷，该垂直尾翼通常通过拉力螺栓附接到非加压的后部机身的最前面的框架(3个至4个加强框架)。这些加强框架通常在上部部分(即更靠近vtp)更宽和更厚，以便充分承受由其引起的载荷。因此，这些加强框架保留基本卵形的轮廓。
[0008]
现今，当前的后部压力隔板通过连续的周向有角配件附接到机身的周向框架，该后部压力隔板包括(平坦或略微弯曲的)基本圆形的复合零件，该周向有角配件用作后部压力隔板的周界与连续框架的内部部分之间的公共点。
[0009]
为了实现从后部压力隔板向框架的有效载荷传递，后部压力隔板应具有基本均匀的轮廓。否则，应通过比如“欧米茄桁条(omega-stringer)”的桁条来增强后部压力隔板。
[0010]
应当注意的是，在容器分布应力中，后部压力隔板从加压空气接收静压力(即，与后部压力隔板平面正交的径向应力)，并以切向应力的形式(即与此平面共面)重新分布静压力。然后，这些切向应力从后部压力隔板传递到框架，在框架处，后部压力隔板经由周向有角配件附接到框架。分布越均匀(例如，通过准圆形框架)，负载传递可能越好。
[0011]
因此，当前解决方案的后部压力隔板被布置在轨道机身接头连接之前，即布置在前部机身中，特别是附接到其最后面的框架。
[0012]
相应地，增大加压机舱的任何尝试都使前部机身扩大。
[0013]
因此，在航空工业中，需要在不修改飞行器的总长度的情况下增大加压机舱，即，将相应的当前的前部机身长度和后部机身长度作为设计约束。


技术实现要素：

[0014]
本发明通过根据本文所述的后部压力隔板、飞行器的后部机身、以及飞行器来提供用于前述问题的解决方案。在本文中，还限定了本发明的优选实施例。
[0015]
在第一发明方面，本发明提供了一种用于飞行器的后部压力隔板，所述后部压力隔板被构造为将加压区域和非加压区域分开，其中，所述后部压力隔板包括：
[0016]
圆顶形结构，以及
[0017]
一组内置延伸部件，所述组内置延伸部件沿所述圆顶形结构的周边分布，
[0018]
其中，所述圆顶形结构包括环形附接区域，所述环形附接区域适于将所述圆顶形结构固定至所述飞行器的周向框架或固定至另一周向结构，并且
[0019]
其中，所述延伸部件包括适于将每个延伸部件固定至所述飞行器的纵向结构的附接器件。
[0020]
即，圆顶形结构是将加压区域(即，运载有乘客的机舱)和其中安装有比如apu的动力设备的非加压区域分开的主要结构。
[0021]
特别地，在使用中，圆顶形结构的凹表面面对加压区域，而凸表面面对非加压区域。通过这种方式，加压空气在整个凹表面上均匀地施加压力。
[0022]
每个内置延伸部件可以被理解为与圆顶的原始几何表面向外突出的附加长度，从而提供结构连续性。从几何学上，在截面中，它们从圆顶形结构的周边(即边缘)切向延伸。
[0023]
优选地，延伸部件可以与原始几何表面共面，即包含在圆顶的相同几何空间内。即，延伸部件在截面上不会以突变的方式偏离圆顶曲率，而是保持与圆顶形结构相同的曲率。
[0024]
在优选实施例中，该组内置延伸部件沿着圆顶形结构的周边均匀地分布。
[0025]
它们沿圆顶形结构周边的均匀分布与在安装后飞行器的梁或纵梁的数量和位置相对应。如将在下文中描述的，梁或纵梁是飞行器的纵向(即，平行于机身纵向轴线)结构。
[0026]
一旦安装在飞行器上，圆顶形结构搁置在飞行器的至少一个周向框架上，特别地，这种周向框架在其轮廓上全部或部分地包括有角头部以适应圆顶几何形状，从而可以改善它们之间的载荷传递。特别地，来自圆顶形结构的切向应力到达环形附接区域，该环形附接区域提供了用于朝向飞行器的框架释放载荷的优选路径。一旦载荷传递到框架，由于有角头部朝向其他相邻结构，载荷径向地(就飞行器参考轴线而言)分布。
[0027]
在此整个文件中，当涉及“周向”框架时，将理解为其外部几何形状与要安装该框架的机身的截面的周边相对应的结构零件。因此，由于大多数商用飞行器具有基本圆形的机身，因此其设置有基本圆形的结构。
[0028]
应当注意的是，纵向结构和周向结构(比如纵梁和梁)相应地共同形成飞行器机身的主结构(前部机身或后部机身)，从而为它们所接合的外蒙皮提供航空形状。
[0029]
如稍后将描述的，在有利的实施例中，此周向框架还可以包括有角配件，该有角配件在框架的厚度不足以实现这种复杂形状的那些部分中用作有角头部。
[0030]
圆顶形结构的环形附接区域通过一组螺栓或紧固件进一步附接到有角头部(或有
角配件)。
[0031]
另一方面，飞行器的纵向结构(比如纵梁或梁)包括用于容纳每一个延伸部件的头部，即，头部倾斜地布置。
[0032]
由于由纵向结构提供的倾斜头部也遵循圆顶形结构的原始几何形状(如延伸部件那样)，因此载荷分布更均匀。特别地，由于它们在圆顶形结构的整个周界周围的不连续位置，纵向结构的头部可以像它们遵循的周界一样弯曲、或者可以是平面的。无论是弯曲的还是平面的，头部都根据纵向圆顶形几何形状倾斜。在下文公开的有利实施例中，此(倾斜)头部布置在桥接部件上，以便容纳一个延伸部件。
[0033]
每个延伸部件通过其附接器件固定至不同的倾斜头部。在特定实施例中，此附接器件是螺栓。
[0034]
这些纵向结构主要在拉力下工作，而它们相应的连接板(连接板将头部连接到脚部)将由圆顶形结构引起的载荷分配为剪切应力。
[0035]
在第二发明方面，本发明提供一种飞行器的后部机身，所述后部机身包括：
[0036]
根据第一发明方面的任何实施例的后部压力隔板，
[0037]
至少一个周向框架，所述至少一个周向框架至少包括一部分，此部分包括第一脚部、第一连接板和有角头部，所述有角头部适于容纳所述后部压力隔板的圆顶形结构，从而所述圆顶形结构搁置在所述有角头部上，其中，所述圆顶形结构经由所述环形附接区域固定到所述有角头部，以及
[0038]
一组纵向结构，比如梁，数量和分布与所述后部压力隔板的该组内置延伸部件相对应，其中，这些纵向结构中的每个纵向结构包括头部，所述头部被构造为容纳延伸部件，从而所述延伸部件搁置在所述头部上，其中，所述延伸部件经由所述附接器件固定到所述头部。
[0039]
即，与后部压力隔板位于飞行器前部机身的最后面的框架(即加压机舱)处的现有技术不同，本发明提供了一种用于在轨道机身接头连接后使这个后部压力隔板移位的解决方案。
[0040]
为此，后部压力隔板的固有几何结构及其到纵向结构和周向结构(例如分别为梁或纵梁、以及框架)的附接器件提供了不会损害组件的结构完整性的合适的载荷分布。
[0041]
框架的该部分的有角头部适于容纳后部压力隔板的圆顶形结构，从而该圆顶形结构被构造为搁置在有角头部上，并经由其环形附接区域进一步固定到有角头部。另一方面，每个纵向结构的头部适于容纳延伸部件，从而所述延伸部件搁置在有角头部上，并经由其环形附接器件进一步固定到有角头部。
[0042]
此外，前部机身的最后面的框架与后部机身的最前面的框架之间的距离作为附加加压区域而获得，而不会扩大前部机身。换句话说，考虑到前部机身长度和后部机身长度作为约束，本发明提供了一种在不修改整体机身的情况下增大加压区域的有利解决方案。
[0043]
在特定实施例中，所述至少一个周向框架包括：
[0044]
所述部分，其中，所述头部是有角的，以及
[0045]
互补部分，所述互补部分包括第二脚部、第二连接板和内置有这种第二连接板的周向角形配件，所述周向角形配件用于容纳所述圆顶形结构的对应部分，从而所述圆顶形结构的这种对应部分搁置在所述周向角形配件上，其中，所述圆顶形结构经由所述环形附
接区域固定到所述周向角形配件。
[0046]
在此实施例中，周向框架根据圆周的被覆盖部分而包括有角头部或内置有第二连接板的周向角形配件。应当注意的是，两个支撑结构均具有对应于圆顶几何形状的角度，优选地为相同角度。
[0047]
两个支撑结构(即，有角头部或角形配件)均覆盖周向框架的360
°
，以提供连续的支撑圆顶形结构。即，如果周向框架的具有有角头部的部分覆盖x
°
，则互补部分覆盖360
°-
x
°
。
[0048]
类似地，两个支撑结构均使得圆顶形结构经由环形附接区域固定到其上。
[0049]
为了更好地区别周向框架元件，通过其中头部有角的部分，其脚部和连接板可以分别理解为第一脚部和第一连接板。类似地，在具有周向角形配件的互补部分中，其脚部和连接板可以分别理解为第二脚部和第二连接板。
[0050]
在优选实施例中，内置有至少一个周向框架的第二连接板的周向角形配件是“v形”弦。更优选地，此“v形”弦由钛制成。
[0051]“v形”弦的一半内置有周向框架互补部分的第二连接板，而另一半提供了通过环形附接区域将圆顶形结构固定到其上的支撑结构。
[0052]
有利地，这种“v形”弦比其他弦轮廓(比如“y形”)弦更有效地抵抗径向载荷(就机身参考系统而言)。
[0053]
在特定实施例中，所述至少一个周向框架在结构上分成至少：其中所述头部是有角的所述部分、以及具有所述周向角形配件的所述互补部分；其中，所述部分比所述框架的互补部分宽和厚，并且在所述部分和所述互补部分之间具有平滑过渡。
[0054]
有利地，这改善了制造时间并简化了组装。作为另一优点，此实施例允许直接替换其中头部是有角的部分，如稍后将看到的，上部部分更靠近vtp，从而为飞行器机身提供改装能力。
[0055]
特别地，由于此上部部分必须容纳后部压力隔板，因此在其他实施例中将其缩短，从而节省了材料。
[0056]
周向框架的部分可以是金属(比如钛)，或者是复合材料制成的，比如碳纤维增强塑料“cfrp”。
[0057]
如已经提到的，由于后部机身的纵向结构提供的支撑附件，载荷分配是有效的。
[0058]
因此，在特定实施例中，所述纵向结构中的至少一个纵向结构包括锥形连接板，所述头部布置在所述锥形连接板上，以便容纳一个延伸部件。
[0059]
在此实施例中，飞行器的纵向结构中的至少一个(特别是框架的与包括有角配件的部分相邻的那些纵向结构)纵向结构包括锥形连接板，该锥形连接板随着远离后部压力隔板而逐渐减小。在这种锥形连接板的顶部上，具有用于容纳延伸部件的头部(由此是倾斜的)，该延伸部件一旦安装则搁置在头部上。
[0060]
这个或这些纵向结构从机身轨道接头向后部压力隔板延伸。它们可以连接到超过后部压力隔板的相反区段、或者可以物理上分开。
[0061]
在优选的实施例中，每个纵向结构的所述锥形连接板的自由端与所述至少一个周向框架有一定距离，从而这些纵向结构的对应头部突出超过所述连接板的自由端以用于容纳延伸部件。
[0062]
在特定实施例中，这些纵向结构中的至少一个进一步包括具有所述头部的桥接部件，以便容纳一个延伸部件。
[0063]
此纵向结构被布置成邻近于周向框架的更靠近vtp的部分，也就是具有有角头部的部分。
[0064]
由于此周向框架更宽且更厚，因此从蒙皮到其有角头部的距离更大。因此，此桥接部件用作纵向结构的延伸部、以到达后部压力隔板的延伸部件。
[0065]
因此，此桥接部件包括头部和向外突出并垂直于此头部的两个凸缘。由这样的凸缘限定的狭槽对应于要连接到凸缘的纵向结构连接板的厚度。
[0066]
在特定实施例中，后部机身还包括垂直尾翼，该垂直尾翼被构造为至少附接到周向框架的脚部，优选地是具有有角头部的部分的第一脚部，后部压力隔板被容纳并附接到所述脚部。
[0067]
在优选的实施例中，垂直尾翼通过拉力螺栓附接到此第一脚部。
[0068]
换句话说，根据本发明的后部压力隔板可以附接到与后部机身的vtp相同的框架。由于根据本发明的新架构和附件，这已经有利地实现了。
[0069]
有利地，由于不存在用于后部压力隔板的专用框架，因此减少了后部机身中的框架数量，从而节省了非加压区域的空间。
[0070]
在特定实施例中，所述至少一个周向框架是所述后部机身的最前面的周向框架。换句话说，是后部机身的第一周向框架。
[0071]
有利地，由于非加压侧的所有设备已经在空间上进行了优化，因此后部机身不需要过大，以便不邻接这些设备中的任一个。
[0072]
在特定的实施例中，所述圆顶形结构被构造为经由其环形附接区域通过至少一个拉力螺栓而至少固定到所述至少一个周向框架的头部。
[0073]
在任何限定的脚部的另一侧，即与它们相应的连接板相反的一侧，脚部被接合至后部机身蒙皮。
[0074]
在优选的实施例中，圆顶形结构被构造为经由其环形附接区域通过至少一个拉力螺栓而固定到至少一个周向框架的有角头部和周向角形配件两者。
[0075]
在特定实施例中，所述至少一个拉力螺栓朝向所述加压区域突出以紧固钩。
[0076]
这些钩有利地用于紧固机载设备并使它们的运动最小化。
[0077]
在第三发明方面，本发明提供一种飞行器，所述飞行器包括：
[0078]
前部机身，所述前部机身被构造为加压的，以及
[0079]
根据第二发明方面的任何实施例的后部机身。
[0080]
本说明书(包括权利要求、描述和附图)中描述的所有特征和/或所描述的方法的所有步骤可以以任何组合进行组合，除了这些互斥的特征和/或步骤的组合。
附图说明
[0081]
参考附图，鉴于本发明的详细描述，将清楚地理解本发明的这些和其他特性和优点，这些特征和优点从本发明的仅作为示例给出并且并不受其所限的优选实施例中变得显而易见。
[0082]
图1此图示出了周向框架的上部部分和附接至该周向框架的本发明的后部压力隔
板的表示的等距视图。
[0083]
图2a-2b这些图示出了(a)周向框架的下部部分和附接至该周向框架的根据本发明的后部压力隔板的示意性表示的等距视图；以及(b)截面视图的示意性表示。
[0084]
图3此图示出了图2a中所见的示意性架构的侧视图。
[0085]
图4此图示出了图1中所见的示意性架构的侧视图。
[0086]
图5此图示出了对于同一飞行器机身而言现有技术的后部压力隔板和根据本发明的一个后部压力隔板的位置比较。
具体实施方式
[0087]
在概述了本文中限定的本发明之后，在下文中描述特定的非限制性实施例。本领域技术人员应认识到，本发明的目的可以实现为后部压力隔板(1)、后部机身(10)或飞行器机身。
[0088]
图1描绘了周向框架(2)的上部部分(2.1)和附接至该周向框架的根据本发明的后部压力隔板(1)的等距视图。
[0089]
如可以看到的，后部压力隔板(1)包括：
[0090]
圆顶形结构(1.1)，以及
[0091]
一组内置延伸部件(1.2)，该组内置延伸部件沿所述圆顶形结构(1.1)的周边均匀分布。
[0092]
特别地，在延伸部件(1.2)中的每个延伸部件与圆顶形结构(1.1)之间存在平滑过渡，因此遵循此结构的圆顶曲率。
[0093]
在图形上，延伸部件可以被视为“花瓣状物”或“舌状物”，如将在下文中说明和解释的。
[0094]
此外，延伸部件(1.2)的数量对应于加压区域中后部机身(10)的纵向结构(3)的数量。而且，每个延伸部件(1.2)的宽度类似于其固定到的纵向结构(3)的头部(3.4)。换句话说，两个元件(1.2，3.4)都具有类似的区域，以使载荷传递最大化。
[0095]
延伸部件(1.2)包括附接器件(1.2.1)，附接器件适于将每个延伸部件(1.2)固定到飞行器的纵向结构(3)。优选地，用于容纳延伸部件(1.2)的纵向结构(3)是在剪切载荷下工作的专用结构，这就是为何它们也被称为“剪切连接板”，因为它们的连接板是分配载荷的主要元件。相应地，延伸部件(1.2)可以被理解为“剪切连接板附接凸缘”。
[0096]
尽管在图1中未认识到，但是圆顶形结构(1.1)包括环形附接区域(1.1.1)，该环形附接区域适于将该圆顶形结构固定到飞行器的周向框架(2)或另一径向结构，比如角形配件(2.2.3)。此环形附接区域(1.1.1)邻近于圆顶形结构(1.1)的整个周边延伸，以用于提供连续的密封从而确保后部压力隔板(1)的气密性。
[0097]
如将结合图2a和图2b所示，其中固定有后部压力隔板(1)的周向框架(2)被分割或划分为至少：
[0098]
部分(2.1)，其中头部(2.1.3)是有角的，以及
[0099]
互补部分(2.2)，其中周向框架(2)包括第二脚部(2.2.1)、第二连接板(2.2.2)和内置有此第二连接板(2.2.2)的周向角形配件(2.2.3)。
[0100]
框架的包括有角头部(2.1.3)的部分(2.1)比图2a所示的框架的互补部分(2.2)宽
和厚。
[0101]
如同“第一部分”和“第二部分”的术语可以分别用于识别框架的包括有角头部(2.1.3)的部分(2.1)、以及互补部分(2.2)。
[0102]
在图1中，还可以看到每个纵向结构(3)中具有相应头部(3.4)的桥接部件(3.3)达到对应的延伸部件(1.2)以用于容纳该延伸部件。此桥接部件(3.3)由头部(3.4)和两个凸缘(3.5)形成，该两个凸缘向外突出并与头部垂直，限定了与纵向结构连接板(3.2)的厚度相对应的狭槽。
[0103]
纵向结构(3)的此部分(即具有有角头部(2.1.3)的部分)布置成更靠近垂直尾翼vtp。vtp进而通过拉力螺栓固定到框架部分(2.1)的第一脚部(2.1.1)，在该框架部分中，头部(2.1.3)是有角的。
[0104]
类似地，在后部压力隔板(1)的凹侧(即加压区域)可以看到用于紧固设备的钩(4)。
[0105]
图2a描绘了周向框架(2.2)的相反部分(即，用于完成360
°
结构的互补部分)和附接到周向框架的后部压力隔板(1)的等距视图。特别地，周向框架(2)的此互补部分(2.2)包括第二脚部(2.2.1)、第二连接板(2.2.2)和内置有这种第二连接板(2.2.2)的周向角形配件(2.2.3)。
[0106]
内置有第二连接板(2.2.2)的周向角形配件(2.2.3)是钛“v形”弦，其将载荷有效地朝向框架连接板(2.2.2)分配。
[0107]
此外，示出了用于经由附接器件(1.2.1)容纳和固定延伸部件(1.2)的纵向结构(3)。与图1所示的那些相反，这些纵向结构(3)包括其上具有头部(3.4)的锥形连接板(3.2)，以便容纳一个延伸部件(1.2)。
[0108]
在图2b可以看到图2a的示意性表示的截面视图。特别地，在此截面视图中可以看到圆顶形结构(1.1)和延伸部件(1.2)。此外，可以看到在圆顶形结构(1.1)内的环形附接区域(1.1.1)以及在延伸部件(1.2)内的附接器件(1.2.1)的表示。
[0109]
在图2b中，箭头表示了通过后部压力隔板(1)的纵向应力被朝向主结构(框架(2)和纵向结构(3)之和)减轻的方向。
[0110]
尽管将后部压力隔板(1)示意性地描绘为直线，但圆顶几何形状的曲率应如图3所预期的，其中看到在图2a中所见的示意性架构的侧视图。
[0111]
特别地，在图3中，由于“v形”弦(2.2.3)的一半内置有周向框架(2.1)的第二连接板(2.2.2)，而另一半提供了通过环形附接区域(1.1.1)将圆顶形结构(1.1)固定于其上的支撑结构，此周边的曲率趋于不明显。
[0112]
特别地，在一些实施例中，延伸部件(1.2)可以是平坦的。
[0113]
特别地，纵向结构(3)包括类似于桥接部件的结构。即，头部(3.4)与垂直于其突出的两个凸缘(3.5)成一体，从而限定与纵向结构连接板(3.2)的厚度相对应的狭槽。此外，这种连接板(3.2)随着其远离周向框架(2.2)而成锥形。
[0114]
每个纵向结构的锥形连接板(3.2)的自由端或边缘与周向框架(2.2)的相邻部分有一定距离，使得这些纵向结构(3)的相应头部(3.4)突出超过连接板(3.2)的自由端，以用于容纳延伸部件(1.2)。
[0115]
相反，在图4中，看到连接板(3.2)向上突出到周向框架连接板(2.1.2)，以加强主
结构中的接头。
[0116]
在图3和图4中均描绘了“对接条带”接头(5)，其中，板将前部机身(11)和后部机身(10)的对接蒙皮重叠并紧固在一起。
[0117]
有利地，这在这些机身(10，11)之间提供密封。
[0118]
图5描绘了对于同一飞行器机身而言现有技术的后部压力隔板和根据本发明的一个后部压力隔板(1)的位置比较。
[0119]
可以看到，两个后部压力隔板之间有一定距离，此距离对应于在不修改机身长度的情况下通过本发明获得的加压空间。
[0120]
特别地，现有技术的后部压力隔板被固定到前部机身(11)的最后面的周向框架(2)-轨道机身接头连接的前向，但是根据本发明的后部压力隔板(1)被固定到后部机身(10)的最前面的周向框架(2)-轨道机身接头连接的后向。
[0121]
此外，与现有技术的后部压力隔板(其中，其必须通过桁条增强)不同，根据本发明的后部压力隔板在凹侧(加压侧，除了钩之外)具有清洁的表面，这是因为有效地改善了载荷分布。

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