飞行器的机身结构及用于制造飞行器的机身结构的方法与流程

1.本发明涉及飞行器的机身结构及用于制造飞行器的机身结构的方法。本发明还涉及一种用于将多个纤维增强复合蒙皮壁板彼此连接和/或连接到机身的框架元件以形成一体机身蒙皮部件的方法。


背景技术：

2.飞行器包括能够长时间飞行的交通工具。客机设计成为商业目的运载乘客或货物。通常，现代客机由于其几何形状和功能而分类为比空气重的固定翼飞行器。飞行器的升力由固定到结构的机翼产生，并且需要空速来产生升力。飞行器经受许多不同的载荷情况，其中一些峰值载荷由动态行为支配(例如由于大气扰动)。多年来，飞行器吸收这些载荷的主要结构几乎没有改变。现代化仅仅导致了优化的结构和材料，目的通常在于潜在更低的质量。
3.飞行器的主要机身结构包括：外机身蒙皮，其沿着飞行器的纵向轴线延伸并围封内部空间；以及多个框架元件，其在平行于飞行器纵向轴线的方向上彼此隔开，并且沿着机身蒙皮的内表面在周向方向上延伸，以支撑机身蒙皮。在这种所谓的半硬壳式设计中，机身蒙皮承担大部分载荷并代表结构的受力成分。框架元件(或隔框)提供机身的形状，并且额外的桁条和加强件可用于稳定机身蒙皮并为结构增加额外的强度和刚度。蒙皮-桁条-框架构造通常用于现代飞行器、特别是客机。为了乘客的舒适，机舱内部的气压被人为地维持在比飞行高度处飞行器外部的压力更高的压力。这意味着内部的压力高于外部，因此有效地，机身蒙皮像压力容器一样加载。这意味着蒙皮从周向框架上剥离。大多数复合材料接合方法(如粘接或焊接)在这种加载条件下表现出差的强度，而剪切载荷下的类似接合示出高得多的承载能力。
4.在航空工业中，飞行器的重量起着非常重要的作用。使用空重(empty operating weight，eow)与最大起飞重量(maximum take-off weight，mtow)之间的差确定了可用于运载付费货物和燃料的余量。而且，飞行器的重量直接影响其在飞行期间产生的阻力量，因此影响用于抵消阻力的燃料量。减轻飞行器的重量增加了重量余量并降低了运营成本。尽管重量减轻的前景显著，但并不总能说服飞行器制造商采用新的设计或技术。新技术经常带来缺点(例如高生产成本、复杂的维护程序和降低的损伤容限)。为此，大多数现代飞行器仍然使用常规材料(例如铝)利用古老但经过验证的技术建造。
5.在飞行器结构中引入复合材料导致设计形状更加灵活，并且机身质量减小。然而，复合材料飞行器的制造和认证成本一直在增加。用于生产客机机身的大多数方法需要热压罐以及必须承受热压罐内部使用的高温和高压的非常大的模具。当使用热固性复合材料时，所有部件同时共固化优于逐步建立结构的逐步结合工艺，这主要是因为后一种方法的认证要求更严格。共固化导致复杂且昂贵的工艺装备和设备。
6.而且，典型的复合材料机身蒙皮易受蒙皮分层的影响。实际上，相对刚性的框架元件抵抗机身蒙皮在机舱压力下的膨胀，因此引起相对大的分层应力。


技术实现要素：

7.本发明的目的在于提供一种飞行器的机身结构，该机身结构可以高效且以比已知的机身结构潜在更低的成本制造，并且还提供一种具有改善的抗分层性的机身结构。为此，本发明提供了一种根据所附权利要求1所述的飞行器的机身结构。机身结构包括：机身蒙皮，其沿着飞行器的纵向轴线延伸并且围封内部空间，还具有面向内部空间的内表面；以及多个框架元件，其在平行于飞行器纵向轴线的方向上彼此隔开，并且沿着机身蒙皮的内表面在周向方向上延伸，以支撑机身蒙皮，其中，机身蒙皮包括多个互连的纤维增强复合蒙皮壁板，它们在各对框架元件之间延伸并且通过复合蒙皮壁板和框架元件的接合的第一壁部连接到各对框架元件，其中，复合蒙皮壁板还包括加强件，其形成在各个复合蒙皮壁板中并且从内表面径向向内延伸，其中，加强件在平行于飞行器纵向轴线的方向上延伸。
8.根据本发明，整个机身蒙皮通过将多个纤维增强复合蒙皮壁板互连而构建，多个纤维增强复合蒙皮壁板进一步连接至机身结构的框架元件。由于壁板具有相对小的尺寸，壁板可以用高效方法(例如压缩模制)制造。因此，机身结构不需要完全组装并设置在热压罐中以进行固化，而是可以在这样的热压罐外部组装。由于与已知的机身蒙皮壁板相比，壁板是相对小的，因此也不需要昂贵的模具和其它工艺装备。
9.不言而喻，机身结构可连接到飞行器的其它结构，例如地板结构布置，该地板结构布置例如包括在平行于飞行器纵向轴线的平面中延伸的地板壁板、沿着地板壁板的下表面延伸并垂直于飞行器纵向轴线的多个地板支撑梁、以及从地板壁板下表面处的地板支撑梁延伸到它们连接到的框架元件的多个地板支柱。
10.本发明的优选实施例提供了一种机身结构，其中，复合蒙皮壁板的第一壁部比其接合到的框架元件的第一壁部更径向向内定位。当对机身蒙皮加压时，由于不利的剥离载荷，构成机身蒙皮的复合蒙皮壁板的第一壁部将被推靠在它们连接到的框架元件的第一壁部上。这将大大防止复合蒙皮壁板与它们连接到的框架元件的第一壁部分离。因此，与复合蒙皮壁板的第一壁部将比它们接合到的框架元件的第一壁部更径向向外定位的实施例相比，该实施例提供了增加的机身蒙皮的抗分层性。
11.复合蒙皮壁板和框架元件的接合的第一壁部可以在复合蒙皮壁板和框架元件的适当位置处选择，这取决于例如加载条件和设计考虑。
12.本发明的实施例提供了一种机身结构，其中，框架元件具有i形或h形横截面，并且框架元件的第一壁部包括i形或h形框架元件的凸缘。在该实施例中，通过将复合蒙皮壁板的第一壁部连接到i形或h形框架元件的凸缘，复合蒙皮壁板和框架元件彼此连接。为了防止分层，复合蒙皮壁板的第一壁部优选地比它们接合到的框架元件的凸缘更径向向内地定位。
13.另一个优选实施例提供了一种机身结构，其中，复合蒙皮壁板的第一壁部包括设置在复合蒙皮壁板的侧边缘处的侧边缘下陷(joggle)，侧边缘下陷允许框架元件的第一壁部与复合蒙皮壁板的第一壁部重叠，同时维持机身蒙皮的齐平外表面。该实施例通过提供机身蒙皮的相对平滑的外表面而改善了机身结构的空气动力学行为。
14.复合蒙皮壁板和另一复合蒙皮壁板之间的连接可以通过本领域已知的任何手段实现。复合蒙皮壁板与另一复合蒙皮壁板之间的这种连接包括两者的接合的第二壁部，其中，复合蒙皮壁板的接合的第二壁部可在复合蒙皮壁板的适当位置处选择，这取决于例如
加载条件和设计考虑。特别优选的实施例是，一个复合蒙皮壁板的第二壁部包括与加强件相邻的下陷，下陷允许复合蒙皮壁板的第二壁部与另一复合蒙皮壁板的第二壁部重叠，同时维持机身蒙皮的齐平外表面。
15.存在许多技术用于将复合蒙皮壁板彼此接合和/或接合到机身结构的框架元件。例如可以使用机械紧固和胶接来接合壁板和/或框架元件的两个接触表面。然而，机械紧固和胶接都显得昂贵且耗时。例如，机械紧固需要昂贵的孔定位、钻孔、填隙以及紧固件安装，而胶接需要可能涉及化学物质的复杂表面预处理。
16.解决传统结合的上述缺点的实施例提供了一种机身结构，其中，一些或所有第一壁部通过感应焊接连接而接合。
17.在另一个实施例中，提供了一种机身结构，其中，复合蒙皮壁板的一些或所有第二壁部通过感应焊接连接而接合。
18.电磁焊接可以是选择的方法，如将在下面进一步阐述的。
19.各个复合蒙皮壁板设置有一体的加强件，这意味着加强件形成复合蒙皮壁板的组成部分。与将加强件应用到模制复合蒙皮壁板上的情况对照，各个复合蒙皮壁板制造成包括加强件。根据本发明的实施例提供了一种机身结构，其中，复合蒙皮壁板的加强件在平行于飞行器纵向轴线的方向上彼此对齐。在该实施例中，相邻且平行于飞行器的纵向轴线布置的多个复合蒙皮壁板的加强件沿着平行于飞行器纵向轴线延伸的公共线延伸。
20.提供改善的机械性能的另一实施例涉及一种机身结构，其中，复合蒙皮壁板的加强件彼此连接，以形成连续的桁条。连续桁条沿着平行于飞行器纵向轴线延伸的线延伸。与复合蒙皮壁板和框架元件相同，优选加强件通过感应焊接连接来连接的机身结构。
21.根据本发明实施例的机身结构包括在周向方向上闭合的复合材料机身蒙皮。
22.如下面将进一步阐述的，本发明的实施例优选地提供一种机身结构，其中，框架元件由纤维增强复合材料制成，更优选地，其中，纤维增强复合蒙皮壁板和/或框架元件由具有热塑性基体的纤维增强复合材料制成。
23.本发明的另一方面提供了一种包括本发明机身的飞行器。
24.本发明的又一方面涉及一种用于制造飞行器的机身结构的方法。该方法包括以下步骤：
25.提供多个框架元件，多个框架元件在平行于飞行器的纵向轴线的方向上彼此隔开并且在飞行器的周向方向上延伸；
26.提供多个纤维增强复合蒙皮壁板，以在各对框架元件之间延伸，使得形成在各个复合蒙皮壁板中的加强件从各个复合蒙皮壁板的内表面径向向内且在平行于飞行器纵向轴线的方向上延伸；
27.通过接合复合蒙皮壁板的第二壁部而互连多个纤维增强复合蒙皮壁板；并且在各对框架元件之间形成一体的机身蒙皮部件；
28.通过将各个复合蒙皮壁板的第一壁部与各个框架元件接合，来将多个纤维增强复合蒙皮壁板连接至各对框架元件；以及
29.对各对框架元件重复上述步骤，直到形成机身蒙皮为止，机身蒙皮沿着飞行器的纵向轴线延伸并且围封飞行器的内部空间，并且由多个框架元件支撑。
30.在本发明的实施例中，提供了一种方法，其中，复合蒙皮壁板的第一壁部比其接合
到的框架元件的第一壁部更径向向内定位。
31.在本发明方法的又一实施例中，框架元件具有i形或h形横截面，并且框架元件的第一壁部包括i形或h形框架元件的凸缘。
32.又一个实施例提供了一种方法，其中，复合蒙皮壁板的第一壁部包括设置在复合蒙皮壁板的侧边缘处的侧边缘下陷，并且框架元件的第一壁部与复合蒙皮壁板的第一壁部重叠布置，以允许维持机身蒙皮的齐平外表面。
33.另一有用的实施例由一种方法提供，其中，复合蒙皮壁板通过接合复合蒙皮壁板和另一复合蒙皮壁板的第二壁部来连接到另一复合蒙皮壁板，其中，复合蒙皮壁板的第二壁部包括设置在复合蒙皮壁板的侧边缘处的侧边缘下陷，并且另一复合蒙皮壁板的第二壁部与复合蒙皮壁板的第二壁部重叠布置，以允许维持机身蒙皮的齐平外表面。
34.在本发明方法的实施例中，复合蒙皮壁板的加强件在平行于飞行器纵向轴线的方向上彼此对齐，并且更优选地彼此连接，以形成连续的桁条。
35.在该方法的实际实施例中，提供多个纤维增强复合蒙皮壁板，直到复合材料机身蒙皮在周向方向上闭合为止。各对框架元件之间的纤维增强复合蒙皮壁板的数量取决于飞行器的尺寸，并且通常可以在10至200个以及更多的复合蒙皮壁板的范围内。纤维增强复合蒙皮壁板的尺寸通常小于已知的机身蒙皮区段。复合蒙皮壁板的侧面尺寸可以在0.1-5m的范围内，更优选地在0.4-4m的范围内，甚至更优选地在0.6-3m的范围内，甚至更优选地在1.0-2.0m的范围内。沿着飞行器的纵向轴线的框架元件的数量也取决于飞行器的尺寸，并且通常可以在5至50个以及更多的框架元件的范围内。因此，构成机身蒙皮的复合蒙皮壁板的总数通常可以在50至1000个以及更多的范围内。
36.在优选的方法中，复合蒙皮壁板的一些或所有第一壁部和框架元件通过感应焊接连接而接合，和/或复合蒙皮壁板的一些或所有第二壁部通过感应焊接连接而接合。在该方法的另一实施例中，相邻定位的复合蒙皮壁板的加强件也通过感应焊接连接来连接。
37.根据本发明的实施例，这样的感应焊接连接可以通过包括电磁焊接的方法来提供。在这样的方法中，通过以下方式来实现第一和/或第二壁部的接合：对要接合的第一和/或第二壁部的接触表面加压，沿着第一和/或第二壁部的加压的接触表面移动电感器，在第一和/或第二壁部的感应敏感成分中产生电磁场，以将第一和/或第二壁部的热激活联接装置加热到联接装置的熔融温度以上，以及通过熔融的联接装置将第一和/或第二壁部的接触表面彼此连接。
38.许多焊接方法可用于在模制部件(例如纤维增强复合蒙皮壁板)之间形成焊接连接。在振动焊接中，增强纤维可能由于运动而受损，并且超声波焊接可能不太适合于连续焊接。
39.电磁焊接可以排除使用单独的紧固件，并且潜在地提供以相对高的速度和很少的预处理(如果有的话)来将模制复合材料部件的接触表面接合的能力。电磁焊接在(一个或多个)模制部件中的一个或多个的感应敏感成分中产生电磁场，以将该(一个或多个)模制部件的热激活的联接装置加热至该联接装置的熔融温度以上。该模制部件的接触表面通过熔融的联接装置彼此接合。联接装置例如可以是待接合的一个或多个部件中的热塑性树脂，或者可以是单独施加的热塑性树脂。为了将热塑性和热固性模制部件焊接在一起，感应敏感成分熔融的热塑性树脂可以起到例如热熔粘合剂的作用。
40.优选实施例提供一种方法，其中，第一和/或第二壁部由具有热塑性聚合物基体的纤维增强复合材料制成，并且热激活联接装置包括热塑性聚合物基体。另一个实施例提供了一种方法，其中，感应敏感成分选自碳纤维、金属或金属网、铁磁颗粒、或它们的组合。
41.为了能够利用电磁焊接实现足够质量的焊缝，通常需要在需要通过焊接连接的第一和/或第二壁部的接触表面上施加足够的压力。向接触表面施加压力可以例如基于可充气元件的使用，该可充气元件将压力传递到待通过焊接接合的构件上。可充气元件可以封闭在模腔中，该模腔仅在必须施加压力的一侧上敞开。可充气主体可以包括当充气时径向膨胀的硅树脂软管，但是其他解决方案也是可能的。
42.用于加压接触表面的工艺装备可以包括用于加压充气装置并向接触表面施加压力的加压装置。一个有用的实施例提供了一种工艺装备，其中，加压装置包括设置在刚性主体中的通道，该通道在一端连接到压力源，并且在另一端连接到充气装置。尽管可以任意选择加压介质，但优选液体或气体。在一实施例中，提供了一种工艺装备，其中，压力源包括加压空气源。
43.电磁焊接加热在电感器及其感应电磁场的范围内的金属部件。在一些实施例中，这可能不是优选的，并且其中刚性主体由聚合材料制成的工艺装备的实施例是优选的。可以使用任何聚合材料，优选具有相对良好的耐150-300℃范围内的高温的聚合材料。这种材料的示例是peek(聚醚醚酮)和pekk(聚醚酮酮)，但是也可以使用热固性材料，例如环氧化物、双马来酰亚胺树脂等。当使用热固性树脂时，优选在接触表面中提供额外的联接装置(例如热塑性聚合物的插入物)。
44.电感器通常包括导电体，其在交流电压下产生电磁场。电磁场的形状可以是任何已知的形状，例如螺旋形，或在焊接方向上大致为圆柱形。使用在焊接方向上大致圆柱形的电磁场使得加热能够严格受控、均匀和有针对性的加热，从而尽可能地防止过热。过热可能导致材料的劣化，从而导致不期望的结构弱化。其它电感器包括多个绕组，其产生环形电磁场。通过使用与电感器成直角的方向作为感应方向的这种已知的电感器，产生加热模式，在该加热模式中，在中心处出现相对冷的区域。另一方面，圆柱形电磁场产生更有利得多的发热分布，该发热分布能够均匀加热。此外，可以使圆柱形电磁场形成非常窄，宽度最多为10mm至20mm。在环形场中，这样的宽度无法结合所需的发热功率和穿透性来实现。
45.电感器的电磁场可直接地穿过第一和/或第二壁部的区段和/或穿过模具的壁到达第一和/或第二壁部之间的接触表面。本发明的方法使得可以以快速且高效的方式实现第一和/或第二壁部之间的良好质量的焊接连接或接合，而不必使用坚固且沉重的工艺装备。由多个焊接复合蒙皮壁板组装的机身蒙皮具有令人惊讶的良好机械承载能力。
46.感应敏感成分通常包括导电成分，例如金属和/或碳纤维。模具部件和在电感器附近的其它不必被加热的构件优选大致没有感应敏感成分，或者用合适的屏蔽材料屏蔽以免遭感应场的影响。
47.在该方法中，优选地，热塑性模制部件通常设置有导电成分，例如金属网，或者将该成分布置在模制部件之间。通过波动电磁场，在导电成分中感应出傅科(foucault)电流或涡电流，该波动电磁场由发电机提供交流电的电感器产生。由于类似于焦耳效应、纤维结加热以及介电滞后几种加热机构，这些傅科电流产生熔化热塑性材料和/或激活联结装置所需的热量。通过沿着接触表面移动电感器，第一和/或第二热塑性壁部在它们的接触表面
上相互连接。电感器可以例如借助于机器人臂或线性引导器或任何其他移动装置在接触表面上被引导，以便实现连接。
48.为了加热，感应敏感成分可以与热激活联接装置热接触。例如，这通过混合感应敏感成分和联接装置而是可能的。
49.在一实施例中，接合电感器位于模具外部，且电感器的电磁场穿过模具的壁到达第一和/或第二壁部之间的接触平面，该实施例允许焊接期间在模具的压力下使壁部靠在一起。其它实施例中，可以在用于联接的模制部件的感应加热已经发生之后，施加压力。
50.如果热激活联接装置包括热塑性聚合物、优选地为第一和/或第二壁部的热塑性聚合物基体，则是有利的。热塑性聚合物可以通过熔合以简单的方式联接。此外，将热塑性聚合物与感应敏感成分(例如金属网或碳纤维)混合是容易的。特别合适的热塑性聚合物的示例包括聚乙烯(例如聚丙烯)、聚酰胺、聚醚酰亚胺(polyetherimide，pei)、聚芳醚酮(例如聚醚酮酮(polyetherketoneketone，pekk))、聚醚醚酮(polyetheretherketone，peek)和聚苯硫醚(polyphenylenesulfide，pps)，但该方法也可以用于任何其它热塑性聚合物。
51.可通过感应来加热的成分优选地包括碳纤维和/或金属。这些材料可以很容易地通过感应加热，并且除了导电之外还具有良好的导热性，从而产生的热量可以很好地分散。推荐在热塑性聚合物中包含碳纤维，因为碳纤维也改善了材料强度。在方法的另一优选实施例中，通过感应可加热的成分包括：铁磁性或碳纳米颗粒。
52.在优选实施例中，电感器沿着由第一和/或第二壁部的接触表面的位置确定的路径移动。然后，部分组装的机身结构可以保持静止。电感器可以连接到交流发电机，其中，交流发电机电连接到电感器的电连接装置。可用频率通常在0.1mhz至10mhz的范围内。感应部件可以设置有适于冷却介质(例如水)通过的进料通道，该冷却介质可以调节感应部件的温度。合适的感应部件例如可以包括弯曲成期望形状的金属管，冷却介质通过该金属管泵送。
53.本专利申请中描述的本发明的实施例可以在这些实施例的任何可能的组合中进行组合，并且每个实施例可以单独地形成分案专利申请的主题。
附图说明
54.现在将参考以下附图来解释本发明，但本发明并不限于此。在附图中：
55.图1a示意性地示出了根据现有技术的机身结构的透视图：
56.图1b示意性地示出了图1a的机身结构的剖视图，其中，横截面是在平行于机身结构的纵向轴线延伸的平面中截取的；
57.图1c示意性地示出了图1a的机身的剖视图，其中，横截面是在垂直于机身结构的纵向轴线延伸的平面中截取的；
58.图2示意性地示出了按照本发明实施例的纤维增强复合蒙皮壁板的透视图；
59.图3示意性地示出了按照本发明实施例的接合到另一纤维增强复合蒙皮壁板的纤维增强复合蒙皮壁板的透视图；
60.图4示意性地示出了按照本发明实施例的接合到框架元件的两个纤维增强复合蒙皮壁板的透视图；
61.图5示意性地示出了按照本发明实施例的h形框架元件的剖视图；
62.图6示意性地示出了按照本发明实施例的机身结构的一部分的透视图；
63.图7示意性地示出了按照本发明实施例的用于制造纤维增强复合蒙皮壁板的设备的侧视图；
64.图8示意性地示出了按照本发明实施例的用于将纤维增强复合蒙皮壁板彼此电磁焊接或电磁焊接到框架元件的工艺装备的截面侧视图；
65.图9示意性地示出了按照本发明实施例的若干加强件设计；以及最后
66.图10示意性地示出了按照本发明又一实施例的接合到框架元件的两个纤维增强复合蒙皮壁板的横截面。
具体实施方式
67.参考图1，本公开涉及复合材料飞行器结构，更具体地涉及具有由铝或复合材料制成的机身蒙皮2的飞行器机身结构1。在本公开的上下文中，术语“复合材料”旨在涵盖纤维增强复合材料(例如聚合物)和也称为高级聚合物基体复合材料的高级复合材料，该高级复合材料通常包括通过基体材料或任何已知的或其它的适用于飞行器结构部件(例如机身蒙皮)的复合材料结合在一起的高强度纤维。这样的复合材料可以包括嵌入热固性或热塑性基体材料中的纤维增强材料(例如碳纤维、芳族聚酰胺纤维和/或玻璃纤维)。示例性机身结构1可以是飞行器的后机身区段或机身结构1的任何其他部分(例如机身的驾驶舱区段)。机身结构1可以是机身的加压或非加压区段。机身结构1还包括框架子组件3，其包括多个框架元件30。框架元件30优选地由具有热塑性聚合物基体的纤维增强复合材料制成，或者可以由金属材料(例如铝基合金、钛基合金、钢或其它合适的金属材料)制成。当感应焊接用于将复合蒙皮壁板6连接到金属框架元件30时，待结合或连接的金属表面可能需要特殊的表面准备来确保适当的粘附。框架元件30可以通过一个或多个纵梁4互连，以形成预组装的框架子组件3。纵梁4平行于机身结构1的纵向轴线11延伸。框架元件30在机身结构1的横向平面10中延伸，该横向平面10垂直于机身结构1的纵向轴线11。替代地或另外地，一个或多个框架元件30可以相对于机身结构的纵向轴线11成斜角地定位。框架元件30用于为机身蒙皮2的内部提供支撑，并且可以沿着机身结构1的纵向轴线11隔开。框架元件30的相对间距31可以在与复合材料机身蒙皮2组装之前选择。
68.还如图1所示，机身结构1还包括多个桁条5，其平行于机身结构1的纵向轴线11延伸并穿透框架元件30。桁条5通常比纵梁4的刚性小，并且在一对纵梁4之间设置多个桁条5。桁条5的目的是为纵梁4之间的机身蒙皮2提供一些形状稳定性、刚度和抗弯阻力。如图所示，机身蒙皮2通常设置到由框架元件30、纵梁4和桁条5构成的结构上，从而提供相对平滑的外表面。
69.根据现有技术的机身蒙皮2可以具有完整桶状构造，这意味着机身蒙皮2包括在其周向方向上闭合并且完全围绕飞行器的纵向轴线11延伸的整体。这样的复合蒙皮2通常使用公知的复合材料制造方法制造，例如自动铺丝(automated fiber placement，afp)或自动铺带(automated tape laying，atl)。例如atl和afp的技术需要大型模具，并使用计算机引导的机器人将一层或多层增强纤维带或丝束铺设到模具或芯棒上，以形成部件或结构。在铺带之后，将整个铺带结构提供在热压罐中，以便硬化带或丝束的热固性基体聚合物。热压处理通常在真空下进行，这需要将整个铺带结构包裹在不透气箔中。不言而喻，热压处理整个铺带机身结构需要大量投资，并且从能量和材料浪费的观点来看效率相当低。然而，没
有其它制造方法被证明能够使热压处理的机身结构的可靠性与完整桶状机身蒙皮构造相匹配。
70.现在参考图2，示出了根据本发明实施例的纤维增强复合蒙皮壁板6。壁板6具有两个第一侧边缘60，各个第一侧边缘构造成沿着所述第一侧边缘60的长度61接合到框架元件30。因此，壁板6在一对框架元件30之间延伸，并通过下面将进一步阐述的方法连接到该框架元件。壁板6还具有两个第二侧边缘62，在组装状态下，第二侧边缘62在平行于机身结构1的纵向轴线11的方向上延伸。壁板6的内表面63面向组装的机身结构1的内部，而壁板6的外表面64形成组装的机身蒙皮2的外表面的一部分。为了适应组装的机身蒙皮2的大致圆柱形状，各个复合蒙皮壁板6围绕纵向轴线11以曲率半径r弯曲，该曲率半径r可取决于飞行器的尺寸和用于组装完整机身蒙皮2的壁板6的数量。曲率半径r可以在宽范围内(例如在2至6m之间)变化。第二侧边缘62可以是弯曲的，但是优选大致是平的。第二侧边缘62的长度65也取决于飞行器的尺寸和框架元件30的相对间距31。
71.本发明的复合蒙皮壁板6还包括加强件66，其一体地形成在各个复合蒙皮壁板6中，并从内表面63径向向内(即朝向机身结构1的纵向轴线11)延伸。所示实施例中的加强件66是帽形的，具有两个直立壁66-1和顶部66-2。加强件66还沿着大致平行于壁板6的第二侧边缘62和飞行器纵向轴线11的线延伸。所示实施例中的加强件66具有帽形横截面。然而，该横截面可以具有其它形状(例如h形或i形)。为了易于制造，优选帽形加强件横截面。
72.一种在复合蒙皮壁板6与另一复合蒙皮壁板6之间提供连接的方法包括接合两个壁板的第二壁部(67-1、67-2)。第二壁部(67-1、67-2)大致平行于各个壁板6的第二边缘62延伸，并且包括位于加强件66附近或与其相邻的第二壁部67-1和位于壁板6的另一侧边缘62处的第二壁部67-2，例如如图2所示。为了接合两个壁板，如图3的顶部所示，使壁板6上的壁部67-1与另一壁板6的壁部67-2重叠布置。为了维持组装的机身蒙皮2的齐平外表面64，一个复合蒙皮壁板6的第二壁部67-1包括与加强件66相邻的下陷68。下陷68沿着第二侧边缘62延伸，并且允许另一复合蒙皮壁板6的第二壁部67-2与第二壁部67-1重叠，并且仍然维持两个壁板6之间的齐平外表面64。协作的第二壁部(67-1、67-2)彼此相对，并通过任何手段接合，例如通过机械结合、胶接或感应焊接结合，后者是优选的，这将在下面进一步阐述。
73.第一壁部69-1和69-2大致平行于各个壁板6的第一边缘60延伸，并且包括位于一个第一侧边缘60处的第一壁部69-1和位于壁板6的相对的第一侧边缘60处的第一壁部69-2，例如如图2所示。第一壁部(69-1、69-2)构造成接合到框架元件30的第一壁部(30-1、30-2)，如图4所示。在图4和图5所示的实施例中，框架元件30具有i形横截面，并且包括两个u形段，这两个u形段定位成它们的后腹板(31-1、31-2)彼此抵靠，以形成i形框架元件30，该i形框架元件包括腹板(31-1、31-2)和两个凸缘(30-1、30-2)和(32-1、32-2)。如果需要，各个凸缘可以用额外的凸缘板(33-1、33-2)覆盖。凸缘板33-1定位成更靠近机身蒙皮2的外部，而凸缘板33-2定位成使得其指向机身蒙皮2的内部和纵向轴线11。框架元件30的不同构件(30、31、32)可以通过任何手段彼此连接，例如通过机械结合、胶接或感应焊接结合，后者是优选的。
74.如图4所示，复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)接合到框架元件30的外凸缘的第一壁部(30-1、30-2)。这优选地进行为使得复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)比其接合到的框架元件30的第一壁部(30-1、30-2)更径向向内定位。这可以帮助防止第一壁
部(69-1、69-2)与(30-1、30-2)之间的失效。实际上，如图4所示，加压机身将压力p从内部向外部施加到机身蒙皮2(和机身蒙皮壁板6)上。该压力p将趋于压缩壁板6的第一壁部(69-1、69-2)和框架元件的第一壁部(30-1、30-2)。
75.复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)优选地还包括设置在复合蒙皮壁板6的侧边缘60处的侧边缘下陷70。该侧边缘下陷70允许框架元件(30)的第一壁部(30-1、30-2)与复合蒙皮壁板的第一壁部(69-1、69-2)重叠，同时维持机身蒙皮2的齐平外表面64。
76.参考图6，示出了根据本发明实施例的机身蒙皮2的部分2a。蒙皮部分2a从内部示出，并且包括弯曲的框架元件30，该框架元件30具有与各个复合蒙皮壁板6的曲率半径r相对应的曲率半径r。如上所述，多个这样的壁板6沿第一边缘62连接到框架元件3。为了清楚起见，相对的第一边缘62被示出为未连接到框架元件30。然而，为了构建机身蒙皮2，这些相对的第一边缘62实际上连接至与相邻框架元件30隔开距离31的其它框架元件30。还如图所示，可以布置在框架元件30之间的壁板6的数量可以变化，例如通过在横向于机身结构1的纵向轴线11的方向上采用不同的壁板长度61。在所示的实施例中，框架元件30下方的壁板6是所述框架元件30上方的壁板6的两倍小。
77.在组装的机身部分2a中，复合蒙皮壁板6的加强件66在平行于机身结构1纵向轴线11的方向上彼此对齐。
78.参考图9，示意性地示出了加强件66的若干实施例，具体示出了它们可以连接到机身结构1的其他部分(例如框架元件30)的方式。在常规的机身结构1中，桁条5通常沿着机身结构1的整个长度延伸并延伸穿过框架元件30。根据壁板6包括一体形成的加强件66的本发明，不可避免的是，这些加强件66可能不会比两个框架元件30之间的距离31(或节距长度)长得多。间断的加强件66可以对齐，以形成伪桁条结构，但是可能向机身蒙皮2提供比常规连续桁条5更不利的抗弯阻力。为了至少部分地克服这个缺点，提出了许多加强件66设计。在图9c和图9e所示的加强件设计中，如图所示，各个加强件66通过单独的连接件90或通过为加强件66提供连接唇缘91来连接到框架元件30。在图9a和图9b所示的设计中，加强件66不直接连接到框架元件30，而是通过壁板6的第一壁部69-1、69-2来连接到框架元件30。
79.除了复合蒙皮壁板6之外，框架元件30也可由具有热塑性基体的纤维增强复合材料(例如碳/peek复合材料)制成。
80.如图10的剖视图所示，复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)接合到框架元件30的外凸缘的第一壁部(30-1、30-2)。由于上述原因，这优选地进行为使得复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)比其接合到的框架元件30的第一壁部(30-1、30-2)更径向向内定位。与图4所示的实施例相同，复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)优选地还包括设置在复合蒙皮壁板6的侧边缘60处的侧边缘下陷70。这将允许框架元件(30)的第一壁部(30-1、30-2)与复合蒙皮壁板的第一壁部(69-1、69-2)重叠，同时维持机身蒙皮2的齐平外表面64。在所示的实施例中，框架元件30和各个壁板6的(部分的)外表面设置有导电结构或材料(例如金属网(30-3、6-3))。这允许各个复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)与框架元件30的外凸缘的第一壁部(30-1、30-2)之间的连接通过感应焊接形成。同时，包括金属网(30-3、6-3)形式的导电结构或材料的外表面被制成导电的，这提供了针对雷击的保护。
81.纤维增强复合蒙皮壁板6可以方便地通过压制成型制成。参考图7，将具有热塑性聚合物基体(例如peek)的多个碳纤维单向带切割成一定尺寸并堆叠成期望的叠层7(例如
[ 45
°
/-45
°
/0
°
/90
°
]s叠层7)。叠层7可以夹在两个金属板(未示出)之间，并且在板之间施加真空，以减少截留的空气，同时大气压力稍微压缩叠层7。然后将叠层7转移到烘箱8中，在其中允许热塑性聚合物基体熔化，这增强了基体聚合物在带之间的流动并且有助于熔合带。将叠层7’转移到预热模具9，该模具9设置在低于热塑性基体聚合物的软化温度ts的温度下。模具9包括阳模部件9-1和形状匹配的阴模部件9-2，这两个模具部件(9-1、9-2)放在一起并以预定力50相互挤压，保持该预定力，直到层压材料通过向更冷的模具传导热而再次冷却到低于所生产的壁板6的基体聚合物的玻璃化转变温度tg的温度。现在，壁板6的形状得到巩固，并且壁板6的边缘可以修整成适当的尺寸。仅需要一对相对小的模具部件(9-1、9-2)就可以显著降低生产和投资成本。合适的壁板6可以主要是单曲面的，这降低了在生产时壁板6中具有错位纤维的风险。
[0082]
用于使用本发明制造飞行器的机身结构1的方法提供了多个框架元件30，这些框架元件30在平行于飞行器或机身结构1的纵向轴线11的方向上彼此隔开距离31。框架元件30各自在大致垂直于纵向轴线11的平面10中延伸。多个纤维增强复合蒙皮壁板6设置在各对框架元件30之间。壁板6定向成使得形成在各个复合蒙皮壁板6中的加强件66从各个复合蒙皮壁板6的内表面63径向向内且在平行于飞行器纵向轴线11的方向上延伸，例如如图6所示。然后通过将各个复合蒙皮壁板6的第二壁部(67-1、67-2)接合到另一复合蒙皮壁板6的第二壁部(67-1、67-2)来将多个纤维增强复合蒙皮壁板6互连。这样，可以在各对框架元件30之间形成一体的机身蒙皮部件2a。该过程还需要通过将各个复合蒙皮壁板6的第一壁部(69-1、69-2)与各个框架元件30的第一壁部(30-1、30-2)接合来将多个纤维增强复合蒙皮壁板6连接到各对框架元件30。可以对各对框架元件30重复上述步骤，直到形成机身蒙皮2为止，该机身蒙皮2沿着机身结构1的纵向轴线11延伸并围封其内部空间。
[0083]
将纤维增强复合蒙皮壁板6彼此连接和/或连接到各对框架元件30的优选方式包括电磁焊接，如图8示意性地示出。图8所示的模制部件(40、41)可包括两个纤维增强复合蒙皮壁板6、纤维增强复合蒙皮壁板6和框架元件30、或两个加强件66。
[0084]
模制部件(40、41)优选地通过电磁焊接连接。如在别处引用，两个模制部件(40、41)优选地都由用碳纤维增强的热塑性基体聚合物制成，其中，碳纤维还用作感应敏感成分，其用于为了焊接而加热热塑性聚合物基体。模制部件(40、41)需要沿着模制壁部(40a、41a)接合，模制壁部靠在一起，以限定用于联接的公共接触表面42。可以例如是提供大致圆柱形电磁场的线性电感器43的电感器43将模制壁部(40a、41a)和它们的共同接触表面42加热到足够高的温度，以热激活热塑性基体聚合物或可选地涂敷到接触表面42的热激活粘合剂。电感器可以沿着壁部(40a、41a)移动而不与壁部(40a、41a)物理接触。在加热期间和/或可选地在加热之后的短时间内，热激活接触表面42通过适当的工艺装备在方向a上压缩，该工艺装备包括夹持工具44和设置在壁部(40a、41a)的顶部上的静止板45。这样，可以在模制部件(40、41)之间形成良好发展且牢固的连接。
[0085]
本发明不限于上述给出的示例，并且在所附权利要求书的范围内可以设想对其的变化。