用于飞行器的机身的壳层组件和用于飞行器的机身的制作方法

本发明涉及一种用于飞行器的机身的壳层组件，一种用于飞行器的机身、尤其压力机身，以及一种用于壳层组件的壳层部件。

背景技术：

飞行器机身典型地具有带有多个隔框和纵梁的框架结构以及被紧固在该框架结构上的外蒙皮。外蒙皮通常由多个沿机身的圆周方向弯曲的蒙皮面板或者壳层部件构成，这些蒙皮面板或者壳层部件被紧固在隔框上。在此，每两个相对于圆周方向相邻的壳层部件的边缘区域通常重叠地布置并且相互铆接。

在de102013203714a1中描述了一种用于机动车辆的车身部件，该车身部件具有内部部件和外部部件，其中该内部部件和该外部部件是粘合的，并且外部部件是以边缘侧的突出部折叠在内部部件的边缘区域上的。为了避免粘合剂溢出，内部部件的边缘区域设计有应接收粘合剂的切除部分。

技术实现要素：

本发明的目的在于，提供一种在机械荷载能力方面经改善的用于连接、尤其用于粘合飞行器的机身的壳层构件的解决方案。

该目的分别通过独立权利要求的主题来实现。

有利的设计方案和改进方案从引用独立权利要求的从属权利要求结合说明书得出。

根据本发明的第一方面，提出一种用于飞行器的机身的壳层组件，所述壳层组件具有沿壳层圆周方向弯曲地延伸的第一壳层部件和沿所述壳层圆周方向弯曲地延伸的第二壳层部件。在所述壳层组件的重叠区段中，所述第一壳层部件的第一端部区域和所述第二壳层部件的第二端部区域以沿壳层圆周方向彼此重叠的方式布置，并且所述第一壳层部件的第一外表面和所述第二壳层部件的第二内表面是借助于粘合剂层互相粘合的。所述第一壳层部件的相对于所述壳层圆周方向终止所述第一端部区域的边缘在所述重叠区段中沿横向于所述壳层圆周方向延伸的壳层纵向方向波形地延伸。

第一壳层部件和第二壳层部件例如可以被实现为矩形的板或面板，这些板或面板在壳层圆周方向上并且在壳层纵向方向上面型地延伸并且在壳层圆周方向上是弯曲的。第一壳层部件例如可以具有凹状地弯曲的第一内表面和与这个第一内表面相反地定向的凸状地弯曲的第一外表面。对应地，第二壳层部件例如可以具有凹状地弯曲的第二内表面和与这个第二内表面相反地定向的凸状地弯曲的第二外表面。第一壳层部件和第二壳层部件相对于圆周方向以其端部区域彼此重叠，其中一个壳层部件的外表面与另一个壳层部件的内表面在重叠区段中是互相粘合的。由此，在壳层部件之间形成在圆周方向上并且在纵向方向上延伸的粘合连接。

根据本发明，第一壳层部件具有波形地延伸的棱边或波形地延伸的边缘。边缘或者棱边限定相对于圆周方向的第一壳层部件的第一端部并且同时限定重叠区段的端部。边缘因此沿壳层纵向方向波纹状或波形地形成。由此，边缘在重叠区段中具有空间走向，该空间走向可以由波函数描述，其中横坐标沿壳层纵向方向延伸，并且纵坐标沿壳层圆周方向延伸。换言之，边缘沿壳层纵向方向形成周期性重复的、在壳层圆周方向上伸出和后退的区域。由此，形成在第一壳层部件的外表面与粘合剂层之间的接触面的边缘，该边缘具有不垂直于壳层圆周方向延伸的区段。

本发明所基于的一个思想在于，通过减小粘合剂层的圆周侧的边缘区域中的剥离应力峰值来改善第一壳层部件与第二壳层部件或蒙皮面板之间的粘合连接的机械强度，其方式为实现壳层部件中的至少一个具有波形延伸的边缘的壳层部件。由于在飞行器的压力机身的情况下在飞行高度中在压力机身的内部空间与周围环境之间产生的压力差，因此导致力引入到由壳层组件构成的外蒙皮中。通过第一壳层部件的边缘的波形走向，具有波形边缘的壳层部件的表面与粘合剂层之间的接触面的边缘同样是波形的，并且因此具有至少分区段地不垂直于圆周方向延伸的区段。在沿圆周方向将力引导到壳层部件中的情况下，在不垂直于圆周方向延伸的区段中并且因此在粘合剂层的边缘处出现的剥离应力明显减小，由此改善粘合连接的机械荷载能力和疲劳强度。

根据所述壳层组件的一个实施方式提出，所述第二壳层部件在所述第二端部区域中具有斜面，所述斜面由与所述第二内表面相反地定向的第二外表面限定，并且所述第二壳层部件的厚度沿所述壳层圆周方向朝向相对于所述壳层圆周方向终止所述第二端部区域的边缘减小。第二壳层部件的边缘构成重叠区段的第二边缘或者第二端部。因此，第二壳层部件的边缘区域在重叠区段中设有位于外表面处的倒角，从而使得第二壳层部件朝向边缘变窄。这提供了如下优点：由于朝向边缘减小的材料厚度，第二壳层部件的刚度下降，由此引入到粘合剂层中的应力朝向重叠区段的第二端部减小，并且力引入更多地发生在粘合剂层的相对于壳层圆周方向的中央区域中。由此，在边缘区域中减少粘合剂层的不利的荷载。

第二壳层部件任选地构成壳层组件的相对于横向于壳层纵向方向和壳层圆周方向延伸的径向方向的外部部件。因此，第二壳层部件的与第一壳层部件的端部区域重叠的端部区域被设置成用于构成飞行器的机身的外表面并且因此流动表面。在此，具有斜面的设计方式在空气动力学方面是有利的，这是因为这在第一壳层部件与第二壳层部件之间形成仅略微分段式过渡。除了在空气动力学方面的优点之外，通过斜面还减小了壳层组件中在外表面的一侧上的刚度跃变，由此可以进一步减小粘合剂层中的应力。

根据另一个实施方式提出，所述斜面具有沿所述壳层圆周方向的斜面长度并且具有由所述厚度的变化限定的斜面高度，其中斜面长度与斜面高度之间的比例介于20:1与40:1之间。这个比例限定斜面沿圆周方向的斜率。在所给出的范围中已经得到证实的是特别有效地减小引入到粘合剂层中的应力。

根据另一个实施方式，所述斜面长度处于重叠深度的介于20％与60％之间、尤其介于40％与50％之间的范围内，所述重叠区段沿所述壳层圆周方向具有所述重叠深度。斜面因此具有沿圆周方向的延伸部分，该延伸部分沿圆周方向与重叠区段的延伸部分成预先确定的比例。重叠区段的延伸部分由第二壳层部件的边缘沿圆周方向与第一壳层部件的边缘的间距限定。斜面长度尤其可以小于或者等于重叠深度的50％并且大于重叠深度的20％。由此，大部分的源自第二壳层部件的力相对于圆周方向被居中地引入到粘合剂层中。因此，在边缘区域中进一步减少粘合剂层的不利的荷载。

根据另一个实施方式提出，所述第二壳层构件的相对于所述壳层圆周方向终止所述第二端部区域的边缘在所述重叠区段中沿所述壳层纵向方向波形地延伸。如这已针对第一壳层构件详细地阐述的，第二壳层构件的边缘也可以波形延伸地形成，由此进一步减少粘合剂层在边缘区域中的不利的荷载并且因此进一步改善粘合剂连接的荷载能力。

根据所述壳层组件的另一个实施方式，所述第一壳层部件的边缘在所述重叠区段中形成至少一个波形部，所述波形部具有在所述壳层纵向方向上的波长和在所述壳层圆周方向上的幅度。

根据另一个实施方式提出，所述第一壳层部件的边缘正弦波形地、呈由半圆形组成的波的形式或者三角波形地延伸。因此，边缘的由波形走向形成的伸出和后退的区域可以弯曲地或者之字形地延伸。三角形地延伸的波形部例如也被理解为锯齿波形部。

根据本发明的第二方面提出一种用于根据本发明的第一方面的壳层组件的壳层部件，其中所述壳层部件沿壳层圆周方向弯曲地延伸，并且所述壳层部件的相对于所述壳层圆周方向终止所述壳层部件的第一边缘沿横向于所述壳层圆周方向延伸的壳层纵向方向至少分区段地波形延伸。关于根据本发明的第一方面的壳层组件公开的特征和优点以类似的方式也适用于根据本发明的这一方面的壳层部件，并且反之亦然。

根据所述壳层部件的一个实施方式提出，所述壳层部件在与所述第一边缘相反的第二端部区域中具有斜面，所述斜面由所述壳层部件的凸状地弯曲的外表面限定，并且所述壳层部件的厚度沿所述壳层圆周方向朝向相对于所述壳层圆周方向终止所述第二端部区域的第二边缘减小。因此，壳层部件相对于圆周方向在具有波形或波纹状的边缘的第一端部区域中并且在与第一端部区域相反的第二端部区域中被设计为具有减小壳层构件的厚度的斜面。因此，可以以特别简单的方式通过将第一壳层构件的第一端部区域与另一个壳层构件的第二端部区域重叠地布置来形成用于飞行器的机身的外蒙皮。

根据本发明的第三方面提出一种用于飞行器的机身。所述机身包括：多个隔框框架，所述隔框框架沿机身纵向轴线彼此间隔开地布置并且在机身圆周方向上包围所述机身纵向轴线；沿所述机身纵向轴线延伸的多个纵梁，所述纵梁与所述隔框框架相连接；以及根据本发明的第一方面的壳层组件。所述壳层组件的壳层部件与至少一个隔框框架相连接，并且所述壳层部件以所述壳层纵向方向沿所述机身纵向轴线延伸并且以所述壳层圆周方向在所述机身圆周方向上延伸。

压力机身因此包括框架结构，该框架结构优选地是由圆形的、彼此平行地布置的隔框框架构成的并且是由连接隔框框架的纵梁或桁条构成的。壳层组件至少部分地构成机身的外蒙皮。

关于根据本发明的第一方面的壳层组件或者根据本发明的第二方面的壳层部件公开的特征和优点以类似的方式也适用于根据本发明的这一方面的压力机身，并且反之亦然。

在本文中，关于方向信息和轴线，尤其关于涉及物理结构的走向的方向信息和轴线，轴线、方向或结构“沿着”另一个轴线、方向或结构的走向理解为：尤其在结构的相应位置中产生的切线分别以小于等于45度、优选小于30度的角度并且尤其优选彼此平行地延伸。

在本文中，关于方向信息和轴线，尤其关于涉及物理结构的走向的方向信息和轴线，轴线、方向或结构“横向于”另一个轴线、方向或结构的走向理解为：尤其在结构的相应位置中产生的切线分别以大于或等于45度、优选大于或等于60度的角度并且尤其优选彼此垂直地延伸。

附图说明

下文中将参照附图阐述本发明。在附图中：

图1示出具有根据本发明的实施例的机身的飞行器的示意性的侧视图；

图2示出图1中所示的飞行器的示意性的截面视图，该截面视图在沿着图1中所示的线a-a的截面中得到；

图3示出图2中所展示的截面视图的进一步简化的图示，其中仅展示出构成机身的外蒙皮的壳层组件；

图4示出根据本发明的实施例的壳层构件的透视图；

图5示出图3中所展示的壳层组件的由字母z标示的区域的细节视图；

图6示出根据本发明的实施例的机身中的壳层组件的俯视图；

图7示出根据本发明的另一个实施例的壳层组件的俯视图；并且

图8示出根据本发明的另一个实施例的壳层组件的俯视图。

只要没有给出相反的阐述，在附图中，相同的附图标记表示相同的或功能相同的部件。

附图标记清单

1-壳层组件；2a-缺口；2b-突起；10-第一壳层部件；10b-第一壳层部件的第一外表面；11-第一壳层部件的第一端部区域；12-第一壳层部件的第二端部区域；13-第一壳层部件的第一边缘；14-第一壳层部件的第二边缘；20-第二壳层部件；20a-第二壳层部件的第二内表面；20b-第二壳层部件的第二外表面；21-第二壳层部件的第一端部区域；22-第二壳层部件的第二端部区域；23-第二壳层部件的第一边缘；24-第二壳层部件的第二边缘；25-斜面；30-粘合剂层；100-飞行器；102-机翼；104-垂直尾翼；106-水平尾翼；110-机身；111-外蒙皮；120-隔框框架；130-纵梁；a1-幅度；h25-斜面高度；i110-机身内部空间；l1-壳层纵向方向；l100-机身纵向轴线；l25-斜面长度；o-重叠区段；o1-重叠深度；t20-第二壳层部件的厚度；u1-壳层圆周方向；u100-机身圆周方向；w1-波长；α-角度。

具体实施方式

图1示例性地示出飞行器100。飞行器100具有机身110，该机身限定机身纵向轴线l100。飞行器100还具有在侧向从机身110伸出的并且与这个机身相连接的机翼102、垂直尾翼104和水平尾翼106，其中垂直尾翼104和水平尾翼106分别被布置在机身110的端部区域中并且与这个机身相连接。

图2示出沿着图1中所标示的线a-a的机身110的示意性的截面视图。机身110具有多个隔框框架120、多个纵梁130、以及外蒙皮111。外蒙皮111具有在下文中还详细描述的壳层组件1或者是由该壳层组件构成的。

如在图2中示意性地展示出的，隔框框架120例如可以实现为圆形的、闭合的框架梁，这些框架梁沿机身圆周方向u100延伸并且包围机身纵向轴线l100。隔框框架120尤其可以实现为异型梁，这些异型梁例如具有z形的截面。如在图1和图6中示意性地展示出的，隔框框架120沿机身纵向轴线l100间隔开的、尤其彼此平行地布置。隔框框架120可以由多个部件组装而成，例如由多个圆形节段组成。隔框框架120尤其是可以由金属材料(例如钛、钛合金或者铝或铝合金)或者纤维复合材料(例如碳纤维加强塑料材料)构成的。

纵梁130尤其可以实现为直线延伸的、例如具有ω形的截面轮廓的异型梁，如这在图2中示例性并且示意性地展示出的。纵梁130沿机身纵向轴线l100延伸、在机身圆周方向u100上彼此间隔开地布置并且尤其可以彼此平行地延伸。纵梁130与隔框框架120相连接，例如与这些隔框框架焊接、铆接或粘合。纵梁130尤其是可以由金属材料(例如钛、钛合金或者铝或铝合金)或者纤维复合材料(例如碳纤维加强塑料材料)构成的。

隔框框架120和纵梁130构成限定机身内部空间i110的机身构架。相对于横向于机身纵向轴线l100延伸的径向方向r100，在机身构架的外部安置有外蒙皮111，该外蒙皮相对于径向方向r100封闭机身内部空间i100。如在图3中示意性地展示出的，外蒙皮111是可以由具有多个壳层部件10、20的壳层组件1构成的，这些壳层部件在其边缘区域或端部区域11、22中重叠并且彼此相连接、尤其彼此粘合。壳层部件10、20中的每个壳层部件与至少一个隔框框架120相连接，例如与该至少一个隔框框架铆接、拧接或者以类似的方式被紧固在该至少一个隔框框架上。可选地，壳层部件10、20额外地还可以被紧固在纵梁130上。

机身内部空间i110例如可以被用作货舱或者乘客舱、一般被用作飞行器100的压力机身。机身内部空间i110尤其相对于周围环境是抗压地密封的。因此，在飞行器100飞行期间，随着不断增加的飞行高度，由于下降的周围环境压力出现机身内部空间i110与周围环境之间的压力差。由于在机身内部空间i110中存在的过压，机械荷载被引入到机身构架中并且藉由这个机身构架被引入到壳层组件1或外蒙皮111中。由于机身110的大致为圆形的圆周，因此在外蒙皮111中产生沿圆周方向作用的切向应力。由于壳层部件10、20的曲率，这在壳层部件10、20的重叠区域中导致作用于粘合连接的剥离应力。

在图4中示例性地展示出用于飞行器的上述机身110的壳层组件1的壳层部件10、20。图5至图8示例性地示出具有这样的壳层部件10、20的壳层组件1。如在图4中示意性地展示出的，壳层部件10、20实现为面型地延伸的面板。壳层部件10、20具有沿壳层圆周方向u1凹状地弯曲的内表面10a、20a和与这个内表面相反地定向的外表面10b、20b，该外表面是沿壳层圆周方向u1凸状地弯曲的。此外，内表面10a、20a和外表面10b、20b还在壳层纵向方向l1上延伸，该壳层纵向方向横向于壳层圆周方向u1延伸。内表面10a、20a和外表面10b、20b限定相对于径向方向r1的壳层部件10、20的厚度t10、t20，该径向方向横向于壳层圆周方向u1并且横向于壳层纵向方向l1延伸。壳层部件10、20尤其是可以由金属板(例如铝板)制造的。还可以设想的是，壳层部件10、20是由纤维复合材料(尤其碳纤维加强塑料材料)构成的。

如在图4中可以看到的，壳层部件10、20相对于壳层圆周方向u1在第一边缘13、23或第一纵向边缘13、23和与该第一边缘或该第一纵向边缘相反地的第二边缘14、24或第二纵向边缘14、24之间延伸。相对于壳层圆周方向u1，在第一边缘13、23处连接有壳层部件10的第一端部区域11、21。相对于壳层圆周方向u1，在第二边缘14、24处连接有壳层部件10的第二端部区域12、22。

如在图4中示例性并且示意性地展示出的，壳层部件10、20的第一纵向边缘13、23具有多个在壳层纵向方向l1上彼此交替连续的缺口2a和突起2b。缺口2a和突起2b沿壳层纵向方向l1以周期性重复的方式形成。在图4中，这些缺口2a和突起2b纯示例性地被展示为三角形的缺口2a和突起2b。这些缺口和这些突起各自也可以是圆形地、正弦波形地或一般交替地作为凹状的缺口2a和凸状的突起2b来构成的。沿壳层纵向方向l1，第一边缘13、23因此在壳层圆周方向u1上交替地伸出并且在壳层圆周方向u1上后退。因此一般而言，第一边缘13、23波形地沿壳层纵向方向l1延伸，如这尤其在壳层部件10、20的内表面10a、20a或者外表面10b、20b的俯视图中可看出的。在图4中示例性地展示出整个第一边缘13、23波形或者波纹状地延伸。然而还可以设想的是，仅第一边缘13、23的一个或者多个纵向区段波形地延伸。例如可以提出的是，壳层部件10、20的边缘13、23形成至少一个波形部，该波形部具有在壳层纵向方向l1上的波长w1和在壳层圆周方向u1上的幅度a1。

如在图4中进一步展示出的，壳层部件10、20可以具有可选的斜面25，该斜面是在壳层部件10、20的第二端部区域12、22中形成的。斜面25是在壳层部件10、20的外表面10b、20b上形成的或者由该外表面限定。斜面25沿壳层圆周方向u1延伸直到第二边缘14、24，更确切地是以如下方式，使得壳层部件10、20的厚度t10、t20朝向第二边缘14、24减小。在斜面25中，壳层部件10、20的外表面10b、20b例如可以是平面的或者平坦的。

图5至图8分别示出具有第一壳层部件10和第二壳层部件20的壳层组件1。壳层部件10、20例如分别可以是如上所述地形成的。图5示出壳层组件1的重叠区域o的细节视图。在重叠区段o中，第一壳层部件10的第一端部区域11和第二壳层部件20的第二端部区域22以沿壳层圆周方向u1彼此重叠的方式布置。尤其，第二壳层部件20的内表面20a(以下也被称为第二内表面20a)搭接第一壳层部件10的外表面10b(以下也被称为第一外表面10b)。如在图5中示意性地展示出的，第一外表面10b和第二内表面20a在重叠区域o中是借助于粘合剂层30互相粘合的。如在图5中可看到的，第一壳层部件10和第二壳层部件20在重叠区域o中以预先确定的重叠深度o1重叠。重叠深度o1尤其可以被限定为沿壳层圆周方向u1在第二壳层部件20的第二边缘24与第一壳层部件10的第一边缘13之间的间距，其中该间距在第一壳层部件10的第一边缘13处在边缘13的突起2b上被测量。重叠深度o1可以介于40mm与80mm之间的范围内。如在图5中可看到的，粘合剂层30分别在第一构件10的第一边缘13处并且在第二构件20的第二边缘24处终止。因此，粘合剂层30同样被设计成具有波形的边缘。

在图5中示例性地展示出的壳层组件1中，第一壳层部件10的第一边缘13在重叠区段o中波形地延伸，并且第二壳层部件20的第二端部区域22(如上所述)形成有斜面25。斜面25尤其可以具有沿壳层圆周方向u1的斜面长度l25、以及由第二壳层部件20的厚度t20的变化限定的斜面高度h25。斜面长度l25与斜面高度h25之间的比例例如可以在介于20:1与40:1之间的范围内。与斜面长度l25和斜面高度h25之间的这一比例无关，斜面长度l25可以介于重叠深度o1的20％与60％之间、尤其介于40％与50％之间。

替代于具有斜面25的第二壳层构件的第二端部区域22的、在图5中示例性地展示出的实现方式或者除此之外，第二壳层部件20的第二边缘24在重叠区段o中沿壳层纵向方向l1波形地延伸，如这已针对第一壳层部件10的第一边缘13所阐述的。

图6以壳层部件10、20的外表面10b、20b的俯视图示出具有壳层组件1的机身110的局部视图。如在图6中可看到的，壳层部件10、20以壳层纵向方向l1沿机身纵向轴线l100在隔框框架120之间延伸并且以壳层圆周方向u1在机身圆周方向u100上延伸。在图6中示例性地展示出的机身110中，第二壳层部件20相对于径向方向r1、r100在重叠区域o中位于外部。斜面25提供如下优点：在第一壳层部件10与第二壳层部件20之间形成空气动力学方面有利的过渡。在图6中示例性地展示出第一壳层部件10的第一边缘13的波形走向，其中第一边缘13以由半圆形组成的波的形式延伸。边缘13因此具有在壳层纵向方向l1上彼此交替依次连续的凹状的缺口或者凹陷部2a和凸状的突起2b。如在图6中可看到的，第一边缘13在重叠区域o中可以形成多个波形部或者一般而言形成至少一个波形部，该至少一个波形部具有波长w1和幅度a1。

在图7中示例性地展示出另一个壳层组件1，其中第一壳层部件10以如图4中展示的方式形成并且第二壳层部件20在第二端部区域22中形成有斜面25。然而，第二壳层部件20在第一端部区域21中或者在第一边缘23处不具有波形的走向。第一壳层部件13的第一边缘13三角波形或者锯齿形地延伸。

在图8中展示出另一个壳层组件1，其中第二壳层部件20在第二边缘区域22中形成有斜面25，然而第二壳层部件20在第一边缘23处不具有波形的走向。第一壳层部件10在第二端部区域12处不具有斜面25。第一壳层部件13的第一边缘13三角波形地延伸，其中缺口2a和突起2b各自由三角形的区段形成，这些区段由在壳层圆周方向u1上延伸的连接区段2c相连接。

在图5中示意性地标示出在机身内部空间i110与周围环境之间存在压力差的情况下作用到壳层组件1上的力f。如在图5中可看到的，这些力f在壳层圆周方向u1上起作用。因为力f由于重叠地布置壳层部件10、20而径向间隔开地作用于粘合剂层30并且因此离心地作用于中性纤维，因此尤其在粘合剂层30的相对于壳层圆周方向u1的端部区域中导致二次弯曲并且因此导致粘合剂层30的剥离荷载。通过第一壳层部件10的第一边缘13的波形的走向，第一边缘13并且因此粘合剂层30与第一外表面10b之间的接触面或接触线至少分区段地相对于壳层圆周方向u1倾斜地延伸。例如边缘13的区段由波形的走向形成，这些区段以不等于90度的角度α相对于壳层圆周方向u1延伸，如这在图8中象征性地标示的。在这些区域中，由二次弯曲所产生的、被引导到粘合剂层30中的力被减小。更确切地说，力由此被引导到粘合剂层30的、相对于壳层圆周方向u1的中央的区域中并且由此减小端部区域中的剥离应力。这种效果可以通过斜面25进一步增强，这是因为通过厚度t20朝向边缘24减小而减小了被引导到粘合剂层30的端部区域中的力。

虽然在上文借助实施例示例性地阐述了本发明，但是本发明并不限于这些实施例，而是能以各种方式进行修改。尤其还可以设想上文中的实施例的组合。

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