[发明专利]用于增强飞机机身的结构元件

说明书

技术领域

本发明设计一种用于增强飞机机身的结构元件，所述结构元件包括由金属材料，特别是铝合金材料或钛合金材料制成的一件式的增强型材。

背景技术

飞机的机身单元通常由一个接一个地设置并且由横向接缝连接的多个筒形机身部分制成。每个机身部分由多个环形肋增强，所述环形肋的外表面上铺设有机身单元蒙皮。为了进一步增加机身部分的稳定性，多个增强型材被设置在机身单元蒙皮的内表面上并在每种情况下均沿机身部分的纵向彼此平行地延伸。增强型材还通常被设置为在机身部分的圆周上以距彼此均匀的间隔分布。

极端负荷发生在机翼连接到机身单元结构的肋的区域中的机身单元中部。甚至更高的负载发生在特殊类型的飞机、例如高翼运输机中，在高翼运输机中起落架设置在机身的中部区域中的机身单元下面。对于此类飞机，在每次降落过程期间机身中部均发生强烈的屈曲，特别是在存在于所述中部中的环形肋中导致极高的峰值负载。

因此，特别用于增强这种飞机类型中的机身中部的肋和其它增强型材必须具有在多个负载循环期间的高耐疲劳性，并且还具有当裂纹发生时的损伤容限性。在本文中，术语“损伤容限”意味着裂纹的发生不会导致部件立即失效，并且裂纹的增长即使不被完全停止也至少被减缓。

降低受到高机械应力的部件中的裂纹增长速度的基本可能方式是增加材料厚度。然而，这导致增强型材例如肋和支撑件的重量的通常不合理的增加。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种增强型材，特别是用于增强飞机机身单元的受到高机械应力的区域中的型材机身单元结构的肋和支撑件，该增强型材还在多个负载循环期间仅呈现缓慢的裂纹增长并因而具有高损伤容限。

该目的通过具有如权利要求1所述特征的结构元件而获得。

对增强型材至少在多个区域中提供带片，导致高损伤容限以及有利的疲劳特性。通过附加应用的带片，裂纹例如由于高机械应力产起的增长即使未被完全停止也至少被显著地减小。所述增强型材具体为特别用于机身单元的受到高机械应力的所述区域中的肋或肋段或直的支撑件。

所述结构元件的有利改进提供有：所述带片经由接合层被粘合结合到所述增强型材。

这优选地导致所述带片与所述增强型材之间在整个表面上粘合结合，从而导致高损伤容限。

根据所述结构元件的进一步的有利改进，所述带片至少在多个区域中被铆接和/或螺纹连接到所述增强型材。

由于该构造，所述带片被防止从所述增强型材分离。因为如果所述带片即使仅在多个区域中从所述增强型材分离，所述增强型材的损伤容限性能也将突然减小。

所述结构元件的进一步有利改进提供有：所述带片由包括一个设置在另一个上面的多个金属层和塑料材料层的层状材料、特别是纤维金属板制成，所述金属层和塑料材料层在每种情况中均是交替的。

在由铝合金材料制成的增强型材的情况中，所述带片原则上可由高强度的铝合金、钛合金或纤维金属层板，例如Glare制成。这种类型的纤维金属层板或层状材料由多个由铝合金材料制成的薄金属片或金属箔制造，所述薄金属片或金属箔一个层叠在另一个的上面并且在每种情况中均通过具有低厚度的玻璃纤维增强环氧树脂层在整个表面上彼此粘合结合。在由钛合金材料制成的增强型材的情况中，所述带片还可以由纤维金属层板制成，该纤维金属层板由钛片或钛箔例如“TiGR”或“TiGra”(“钛石墨”纤维金属层板)构成，所述钛板或钛箔以交替的方式层叠并且通过碳纤维增强环氧树脂层被粘合结合。

然而，申请人在被提供有带片的增强型材上实施的大量负载测试显示，用粘合结合的由纤维金属层板例如Glare制成的带片可获得的损伤容限性质不能通过应用由铝或钛制成的带片获得。同样在由钛合金材料制成的增强型材的情况中，通过将由上述纤维金属层板“TiGr”或“TiGra”制成的带片粘合结合到所述增强型材，损伤容限性质可被显著地提高。

根据所述结构元件的进一步有利的构造，所述金属层由铝合金制成，所述塑料材料层由玻璃纤维增强热固塑料材料制成。

由于由铝合金制成的层和由玻璃纤维增强热固塑料材料制成的层以交替的方式层叠，所述层状材料或纤维金属层板呈现优秀的疲劳特性以及高损伤容限。加入玻璃纤维特别地防止铝层之间的腐蚀问题。

所述结构元件的进一步有利的改进提供有：所述金属层由钛合金制成，所述塑料材料层由碳纤维增强热固塑料材料、特别是环氧树脂制成。

例如由钛合金材料制造的增强型材，例如肋段或支撑件，可通过在其上粘合结合由钛合金材料制成的多个层所构成的带片而被增强，所述多个层在每种情况中通过热固塑料材料、特别是环氧树脂的碳纤维增强层在整个表面上被层叠并粘合结合。