[发明专利]用于飞行器的机身外壳的框架和机身外壳

说明书

提供了一种用于飞行器的机身外壳的框架(1)，所述机身包括蒙皮(3)和桁梁(4)，所述框架(1)包括：‑多个区段(5)，所述区段(5)由与所述桁梁(4)在机身中的位置相对应的中间间隙分隔开，每个区段(5)具有多单元构型，所述多单元构型由在纵向方向上安排的若干复合材料模块化元件(6)构成，以及‑连续内盖(7)，所述连续内盖在所述区段(5)和所述中间间隙的顶部。

技术领域

本发明涉及一种旨在用于飞行器的机身外壳的框架，并且涉及一种包括此类框架的机身外壳。

背景技术

飞行器加压机身和非加压机身的主要结构包括蒙皮、桁梁和框架。蒙皮由桁梁纵向加固，从而减少其厚度并在重量上具有竞争力。被适配用于承载局部载荷的框架可以防止机身的整体不稳定性。

此外，在机身的开放区段或高载荷区域，机身的结构进一步包括加强并加固这些区域的加固结构元件(例如横梁)。

因此，所使用的最新的飞行器机身结构一方面包括具有集成桁梁的蒙皮(在复合设计的情况下为共粘合或共固化的)，并且另一方面包括框架和加强梁。通常，框架和横梁是分开制造的，并且利用集成的桁梁铆接到机身蒙皮上。

因此，基本的机身结构本质上是具有许多横向框架和纵向桁梁的单个单元薄壁管。其本质上是经受弯曲力、扭转力、以及轴向力的横梁结构。关于后部机身，这是双曲率锥形区段，包含若干切口并且经受来自水平安定面和竖直安定面的较大集中力。

机身外壳设计的当前现有技术考虑了两种类型的框架：差接框架(differentialframe)(Z形框架+剪切带)或整体框架(横向区段可以是C形、Z形和I形，这些横向区段中的每一个横向区段具有或没有周向加强件)。

如可以观察到的那样，所有现有技术的框架区段都具有与蒙皮垂直或几乎垂直的腹板和与这种腹板垂直或几乎垂直的两个凸缘，这两个凸缘被定义为内凸缘和外凸缘，该外凸缘铆接到蒙皮上。

如前已经提及的那样，框架的主要结构功能是防止机身(轮廓框架)中的整体不稳定性，其有时被适配成用于承受局部载荷引入(高载荷框架)。

另外，轮廓框架具有沿整个长度的多个固定楔，以防止框架的侧向不稳定性。这些固定楔铆接到框架腹板并铆接到桁梁上，从而在机身外壳的总成本方面影响了这些组装操作。

WO 2011/000987 A1涉及一种用于飞行器机身的加强框架，该框架包括：结构构件和封闭的内部中空蜂窝构件，该结构构件包括下基座，该下基座安排在机身蒙皮内部面上，并且将框架连接至机身结构的其余部分的桁梁穿过该下基座；以及上部加强构件，所提及的蜂窝构件安排在该上部加强构件上，使得蜂窝构件增加框架的惯性和刚度而增加其重量，除了对于局部屈曲本质上是稳定的之外，该框架还在横向方向上具有高刚度。

US 2013/0115404 A1涉及一种轻质结构、尤其是飞行器主结构或子组件，并且涉及一种用于制造该轻质结构的方法。该轻质结构至少部分地由多个经连接的镶嵌元件和/或蒙皮镶嵌元件构成。该轻质结构允许以基本上适合载荷的方式来安排镶嵌元件和/或蒙皮镶嵌元件(可选地包括蒙皮)。该轻质结构需要数量显著减少的连接元件，使得可以减少组装工作量并实现附加的减重。而且，提供了制造轻质结构的方法的两个变体。由于只需要操纵具有相对较小尺寸的镶嵌元件和蒙皮镶嵌元件，所以也可以以可靠且尺寸精确的方式制造大型轻质结构，例如飞行器机身单元或其部分外壳。该轻质结构的其他应用包括运载火箭、火箭级、空间站、空间站模块、卫星、以及风力发电机的桅杆或塔架。

许多现有技术构型具有许多缺点，例如：

-需要复杂的制造工艺和加工，以在一次性制造过程(用于复合热固性材料应用)中将轮廓框架与蒙皮和桁梁集到在一起。因此，在现有技术的构型中，轮廓框架通常在随后的组装阶段中进行铆接，这对成本有影响。

-需要若干固定楔来使轮廓框架稳定，这意味着组装时间并且因此意味着成本。