专利名称：飞机机身结构及其制造方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延
伸的框架，以及主曱板横梁(cross members)。此外，本发明涉及一种此类 飞机机身结构的集成部件(integral unit)，以及其制造方法。
背景技术：
目前商用飞才几的加压机身典型地是由多个部分组装而成，每个部分由 多个壳体构成，在所述壳体中，外壳、纵梁以及框架彼此相连。用于主甲 板以及行李架的横梁随后铆接在所述框架上，且支撑杆安装于横梁和框架 之间并与被铆接的相应连接装置螺栓连接。
发明内容
本发明的目的之一是提供一种飞机机身结构，其重量减轻并可用相对 低的成本和由^f艮少的独立部件制成。
此目的由具有权利要求1中特征的飞机机身结构而实现。
此外，本发明提供一种具有权利要求22特征的此类飞机机身结构的集 成部件，以及一种具有权利要求39特征的飞机机身结构的制造方法。
本发明提供一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延 伸的框架，以及主甲板横梁。按照本发明所提供的所述飞机机身结构包括 预制的集成部件，每个集成部件至少包括所述机身框架和所述主曱板横梁 的下部，以 一 集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨主甲板 宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主曱板横梁的部 分。
此外，本发明提供一种用于飞机机身结构的集成部件，其具有沿所述 机身的纵轴方向横向延伸的框架，主曱板横梁，以及设置在所述框架上的 外壳壳体。按照本发明，所述集成部件至少包括所述机身框架和所述主甲 板横梁的下部，以 一 集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨 主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主曱板横梁 的部分。
最后，本发明提供一种具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架及 主曱板横梁的飞机机身结构的制造方法。按照本发明能够制造预制集成部 件，每个集成部件至少包括所述机身框架和所迷主甲板横梁的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨主曱板宽度的主要部 分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主曱板横梁部分，所述集成部件 被设置于一安装装置上并进行调节，且所述集成部件藉由纵向件而互连。
所述飞机机身结构、集成部件及其制造方法的优选实施例和改进在下 面详细的从属权利要求中提供。
本发明典型的实施例参照下面的附图进^f亍说明，其中 图la和图lb分别示出按照本发明一典型实施例的用于制造飞机机身 结构的集成部件的示意图(图la)，以及按照本发明一典型实施例的、以多 个此种集成部件组成的飞机机身片段方式形成的飞机机身结构的示意图 (图lb)。
为了便于详细说明，图2a示出按照本发明一典型实施例的用于飞机机 身结构的集成部件的部分示意图。
为了便于详细说明，图2b示出按照本发明一典型实施例的用于飞机机 身结构的集成部件的部分剖面图。
图3示出按照本发明一典型实施例的、以多个集成部件组成的飞机机 身片段方式形成的飞机机身结构的示意图，其安装有外壳。
图4通过^fe照本发明一典型实施例的飞才A^几身结构示出一剖面图，其 中，插入了被预安装在位于侧部的自由空间内的系统电缆，并且被预安装 以形成仪表盘元件的系统电缆安装在所述主曱板横梁的下面。
10:集成部件10a:梁腹
10b:T形部10c:连接件
11:框架12:支樹黄梁
14:主曱板横梁15,15a:支撑部
17， 17a:支撑部21:外壳
22:纵梁23:夕卜壳壳体
24:纵向件27a， 27b:系统电缆
33:局部强化装置34:翼弦
具体实施例方式
如图la的示意图所示， 一集成部件IO，其在典型的实施例中被用作制 造飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向或圆周方向横向延伸的框 架、纵向延伸的纵梁以及一设置于机身结构上并用作与外界耐压密封的运 载机身的外壳。所述集成部件10包括一框架11、 一主曱板横梁14以及一支持横梁
12。支撑部15、 15a支撑所述框架11上的所述支持横梁12,并且支撑部 17、 17a支撑所述框架11上的所述主曱板横梁14。其中所述支持横梁12 和所述主甲板横梁14以及所述支撑部15、 15a和所述支撑部17、 17a被设 计为集成部件10的集成部分。
所述典型实施例的集成部件10可由强化纤维塑料，尤其是强化碳纤维 塑料制成，或者由金属制成。所述集成部件10可由一个或多个部分制成。所 述集成部件IO的制造可发生在一项操作中，使所有的集成部件制成一体，即 集成。所述制造可尤其发生于一阴模内，如此，在每个部分上产生的公差 分配到对安装并不重要的侧部，例如所述集成部件10的主体的内弦以及所 述横梁12和14的下侧上，其中，主体形成了所述框架。由较轻重量的强化 碳纤维塑料构成的所述集成部件的单件成形减轻了重量并增加了强度，还 省去了各部件之间的大量接缝和接点。
在如图所示的典型实施例中，每个所述集成部件10包括所述机身框架 ll的下部、所述支持横梁12以及所述主甲板横梁14、所述机身框架ll、所 述支持横梁12以及一横跨主曱板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架 11相结合的所述主甲板横梁14的一部分14a(如图4),其是以一集成部件 的形式预制而成。可选择地，所述主曱板横梁14可跨越所述主曱板的整个 宽度并可在两侧经由支撑部17、 17a与所述机身框架11相结合。所述主曱 板横梁14经所述支撑部17、 17a以集成部件的形式在两侧与所述机身框架 ll相结合，其中所述支撑部17、 17a从主曱板横梁14向下延伸，且被设置 成从所述机身框架11偏向侧内部，并且经所述支撑部17、 lh与所述机身 框架11相连的所述主曱板横梁14的部分终止于所述支撑部17、 17a，留出 一位于所述支撑部17、 17a外侧的自由空间。所述主甲板横梁14在其端部 凭借单独制造且随后插入的侧部或侧面14b、 14c(如图4)与所述机身框架 ll相连，以跨越位于所述支撑部17、 17a外侧的所述自由空间。
图lb示出了一飞机机身结构的骨架，该骨架由多个此类集成部件10 制成，且形成为一飞机机身片段。所述飞机机身结构由多个预制集成部件 10和纵向件24组成。为此，将所述集成部件IO设置于一安装装置(制造装 置)上并进行调节，且所述集成部件10凭借所述纵向件24而互连。
如图2a和图2b所示，在此示出的典型实施例中，所述集成部件10由 位于所述集成部件10平面内的梁腹10a和与其相连的翼弦34制成，所述 梁腹1Qa与所述翼弦34被制成一单个部件。也可将所述翼弦34制成一呈T 形的单独部件并与所述梁腹10a相连。所述T形部与所述梁腹10a的连接 可由粘结剂粘合或通过铆接而实现。还可由装备于所述翼弦34上的局部强 化装置33进一步强化所述集成部件10。图3以剪切方式示出由多个集成部件IO组成的、以飞机机身片段方式 形成飞机机身结构的示意图。所述被组装的集成部件IO被装入所述飞机机 身的一预制的下部局部壳体23中，所述局部壳体包括外壳21和纵梁22。所 述集成部件10凭借提供在其上的传力梳齿与所述外壳壳体23相连，并被 螺栓固定或铆接。
如图4所示，可安装预装在位于所述支撑件17、 17a外侧的所述自由 空间中、并沿所述飞才几;fe/L身的纵轴方向延伸的系统电缆27a、 27b。
权利要求
1、一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)，其特征在于所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个该集成部件至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)。
2、 目前独立权利要求包括以下限定所述主曱板横梁在主曱板宽度的主要部分上延伸并经从主甲板橫梁上 向下伸出的支撑部在两侧与所述机身框架以一集成部件的形式相结合，所 述支撑部被设置成从所述机身框架偏向侧内部，并且经所述支撑部以一集 成部件的形式与所述机身框架相连的所述主曱板横梁的部分终止于所述支 撑部，留出一位于所述支撑部外侧的自由空间。新独立权利要求的主题已被正确认定并且按照国际检索机构附带的上 述国际检索报告的书面意见，其具有新颖性和创造性。因此，不再需要支持新颖性和创造性的进一步陈述。1、 一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架 (11)，以及主曱板横梁(14)，其特征在于所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个集成部件至少包括 所述机身框架(11)和所述主曱板横梁(14)的下部，所述机身框架(ll)和至少横跨主曱板宽度的主要部分并在两侧与所述 机身框架(ll)相结合的所述主曱板横梁的部分(14a),其是以一集成部件的 形式预制而成，所述主曱板横梁(14)在所述主曱板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17, 17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17， 17a)从所述主曱板横梁向下延伸，所述支撑部(17， 17a)被设置成从所述机身框架(ll)偏向侧内部，以及 经所述支撑部(17, 17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(ll)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17， 17a),留出一位于所述支撑部(17, 17a)外侧的自由空间。2、 根据权利要求1所述的飞机机身结构，其特征在于每个所述集成 部件(IO)包括一支持横梁(12),其与所述机身框架(ll)以及所述主甲板横 梁(14) 一起以集成部件的形式预制。
3、 根据权利要求1所述的飞机机身结构，其特征在于所述主甲板横 梁(14)在其端部凭借单独制造且随后插入的侧部(14b, 14c)与所述机身框 架(ll)相连，以跨越位于所述支撑部(17, 17a)外侧的所述自由空间。
4、 根据权利要求2或3所述的飞机机身结构，其特征在于所述飞机 机身结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位 于所述支撑件(17, 17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a， 27b)。
5、 根据权利要求1至4中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征 在于所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和多个与其相连并具有 外壳(21)和纵梁(22)的预制外壳部件组成。
6、 根据权利要求5所述的飞机机身结构，其特征在于所述集成部件 (10)的装配数量与所述飞机机身的一预制下部壳体(23)湘对应。
7、 根据权利要求5或6所述的飞机机身结构，其特征在于所述集成 部件(10)藉由具有传力才危齿的连接件安装在所述外壳壳体(2 3)上。
8、 根据权利要求5、 6或8所述的飞机机身结构，其特征在于所述 飞机机身结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被组扭
9、 根据权利要求1至8中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
10、 根据权利要求9中所述的飞机机身结构，其特征在于所述集成 部件(10)由碳强化纤维塑料制成。
11、 根据权利要求1至8中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特 征在于所述集成部件(10)由金属制成。
12、 根据权利要求1至11中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特 征在于所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
13、 根据权利要求1至11中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特 征在于所述集成部件(10)由多个部分制成。
14、 根据权利要求12或13所述的飞机机身结构，其特征在于所述 集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的 翼弦(34)制成。
15、 根据权利要求14所述的飞机机身结构，其特征在于所述梁腹 (10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
16、 根据权利要求14所述的飞机机身结构，其特征在于所述翼弦 (34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
17、 根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于所述T形侧 面与所述梁腹(10 a)的连接由粘结剂粘合而实现。
18、 根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于所述T形侧 面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
19、 根据权利要求14至18中任一权利要求所述的飞机机身结构，其 特征在于所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置 (33)进一步强化。
20、 一种用于飞机机身结构的集成部件，其具有沿所述机身的纵轴方 向横向延伸的框架(ll)，以及主甲板横梁(14),其特征在于所述集成部件(10)至少包括所述机身框架(ll)和所述主曱板横梁 (14)的下部，所述机身框架(ll)和至少横跨主曱板宽度的主要部分并在两侧与所述 机身框架(ll)相结合的所述主曱板横梁的部分(14a)，其是以一集成部件的 形式预制而成，所述主曱板横梁(14)在主曱板宽度的主要部分上延伸并经支撑部 (17， 17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支 撑部(17， 17a)从所述主曱板横梁向下延伸，所述支撑部(17， 17a)被设置成从所述机身框架(ll)偏向侧内部，以及 经所述支撑部(17， 17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(ll)相连的所述主曱板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17, 17a),留出 一位于所 述支撑部(17， 17a)外侧的自由空间。
21、 根据权利要求21所述的集成部件，其特征在于所述集成部件(10) 还包括一支持横梁(12),其与所述机身框架(ll)以及所述主曱板横梁 (14)以集成部件的形式预制而成。
22、 根据权利要求20所述的集成部件，其特征在于所述主甲板横梁 (14)在其端部藉由单独制造且随后插入的侧部(14b， 14c)与所述机身框架(11) 相连，以跨越位于所述支撑部(17， 17a)外侧的所述自由空间。
23、 根据权利要求20至22中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)具有连接件，该连接件藉由传力梳齿将该集成部 件(IO)安装述外壳壳体(23)上。
24、 根据权利要求20至23中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
25、 根据权利要求24所述的集成部件，其特征在于所述集成部件 (10)由强化碳纤维塑料制成。
26、 根据权利要求20至23中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由金属制成。
27、 根据权利要求20至26中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
28、 根据权利要求20至26中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(IO)由多个部分制成。
29、 根据权利要求20至28中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与 其相连的翼弦(34)制成。
30、 根据权利要求29所述的集成部件，其特征在于所述梁腹(10a)与 所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
31、 根据权利要求29所述的集成部件，其特征在于所述翼弦(34)被 制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
32、 根据权利要求31所述的集成部件，其特征在于所述T形侧面与 所述梁腹(1 Oa)的连接由粘结剂粘合而实现。
33、 根据权利要求31所述的集成部件，其特征在于所述T形侧面与 所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
34、 根据权利要求29至33中任一权利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进 一步强化。
35、 一种制造飞机机身结构的方法，该飞机机身结构具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(ll)，以及主曱板横梁(14)的，其特征在于制造预制集成部件(10),每个该集成部件(10)至少包括所述机身框架 (11)和所述主曱板横梁(14)的下部，以 一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主曱板 宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(ll)相结合的所述主曱板横梁的 部分(14a),所述集成部件(10)被设置于一安装装置上并进行调节， 所述集成部件(10)藉由纵向件(24)而互连，所述主曱板横梁(14)在所述主曱板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17, 17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17， 17a)从主曱板横梁(14)向下延伸,所述支撑部(17, 17a)^皮设置成/人所述机身框架(ll)偏向侧内部，以及 经所述支撑部(17， 17a)以 一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主曱板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17, 17a),留出一位于所述支撑部(17, 17a)外侧的自由空间。
36、 根据权利要求35所述的方法，其特征在于制造每个所述集成部 件(10)要带有一支持横梁(12)，其与所述机身框架(ll)以及所述主曱板横 梁(14)被一起预制为集成部件的形式。
37、 根据权利要求35所述的方法，其特征在于所述主曱板横梁(14)在 其端部藉由单独制造且随后插入的侧部装置(14b, 14c)与所述机身框架 (ll)相连，以^夸越位于所述支撑部(17, 17a)外侧的所述自由空间。
38、 根据权利要求35或37所述的方法，其特征在于所述飞机机身 结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位于所 述支撑件(17， 17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a, 27b)。
39、 根据权利要求35至38中任一权利要求所述的方法，其特征在 于所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和与其连接的多个预制外 壳部件组成。
40、 根据权利要求39所述的方法，其特征在于所述飞机机身的一预 制下部壳体(23)由预制而成，且所述集成部件(IO)的装配数量与所述飞机 机身的所述预制下部壳体(2 3)相对应。
41、 根据权利要求39或40所述的方法，其特征在于所述集成部件 (10)藉由具有传力梳齿(18)的连接件安装在所述外壳壳体(2 3)上。
42、 根据权利要求40或41所述的方法，其特征在于所述飞机机身 结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被预装。
43、 根据权利要求35至42中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
44、 根据权利要求43所述的方法，其特征在于所迷集成部件(10)由 强化碳纤维塑料制成。
45、 才艮据权利要求35至42中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由金属制成。
46、 根据权利要求35至45中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)作为 一单独部件而制成。
47、 根据权利要求35至45中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(IO)由多个部分制成。
48、 根据权利要求35至47中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连 的翼弦(34)制成。
49、 根据权利要求48所述的方法，其特征在于所述梁腹(10a)与所 述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
50、 根据权利要求48所述的方法，其特征在于所迷翼弦(34)被制成 一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
51、 才艮据权利要求50所述的方法，其特征在于所述T形侧面与所述 梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
52、 根据权利要求50所述的方法，其特征在于所述T形侧面与所述 梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
53、 根据权利要求48至52中任一权利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强 化。
全文摘要
本发明公开了一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)。所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个集成部件包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)以一集成部件的形式预制而成。
文档编号B64C1/00GK101432189SQ200780015659
公开日2009年5月13日 申请日期2007年6月6日 优先权日2006年6月6日
发明者托斯腾·施罗尔, 托斯腾·罗明 申请人:空中客车德国有限公司