[发明专利]飞机或航天器的结构部件和飞机或航天器的机身部件装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机或航天器的结构部件并涉及一种飞机或航天器的机身部件装置。

背景技术

尽管可应用到诸如框架、纵梁等任一所希望的结构部件，但本发明及其所基于的问题在下文中参照导轨状结构部件进行更详细的解释。

飞机或航天器以及机舱部件的内部中的安装元件和系统安装及其负载目前主要通过这种类型的飞机的机身的基本结构中的单独“支架”而被引入。这些支架通常被紧固到框架并紧固到机身部分，该框架和机身部分承受来自上述安装和部件的负载。

DE 10 2006 060 364 A1描述了一种机身部件装置，其包括由具有低热膨胀系数的碳纤维制成的蒙皮和具有高热膨胀系数的结构部件，具有低导热率的热阻挡器被提供，并且该结构部件通过热阻挡器被连接到蒙皮。这种机械构造具有作为热阻挡器的绝热层。所有的部件经由铆接结合在一起。在此情况下经受的缺点一方面是需要大量单独部件，另一方面是连接需要切削机加工，以及部分的现场相关安装时间和清理措施。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种改进的飞机或航天器的结构部件，上述缺陷在该结构部件中不再存在或者被显著降低，并且该结构部件提供进一步的优点。进一步的目的是提供一种飞机或航天器的机身部件装置。

根据本发明，该目的通过具有权利要求1的特征的结构部件以及具有权利要求10的特征的机身部件装置而实现。

因此，提供一种飞机或航天器的结构部件，其包括机身部分连接区域，所述机身部分连接区域用于连接到相关的机身部分并具有与所述相关的机身部分近似相等的热膨胀系数。所述结构部件还包括内部连接区域，该内部连接区域用于连接到相关的安装元件并具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数。分隔区域用于连接所述机身部分连接区域和所述内部连接区域。所述区域中的至少一个具有高传热阻。

本发明所基于的概念是，所述部分中的至少一个具有高传热阻，其它部分适合于待与其连接的材料，从而其热膨胀系数可与待与其连接的材料的热膨胀系数近似相等。

因而，本发明尤其具有优于开始所述的方法的优点在于，可应用到待连接到所述结构部件的部件的所有材料，而与所述部件的热膨胀系数无关。

所述机身部分连接区域、所述分隔区域和所述内部连接区域优选被一体地形成为结构部件。

在一体式结构部件中使用这种类型的整体式分隔层意味着，不再需要大量单独的部件以及诸如钻孔、修边、清理、铆接/螺纹连接的复杂的机械连接措施。

在此情况下，假设所述结构部件被形成为具有共同的基质材料的复合部件。因此，例如在机身部分也被制造成复合部件的情况下，可以通过简单的方式将所述结构部件连接到所述机身部分。在此情况下，所述机身部分连接区域可包括与所述机身部分相同或相似的用于所述机身部分复合物的材料，例如碳纤维。

如果所述机身部分由金属制造，则所述机身部分复合物可由金属箔组成。所述结构部件的所述内部连接区域的内部复合物通过相似的方式构造。在此情况下，可采取进一步的措施来通过额外的层增强连接部。

在一个实施例中，所述分隔区域包括具有高传热阻的分隔复合物以及所述基质材料。在此情况下，所述分隔复合物优选形成为例如玻璃布，所述玻璃布可例如以用于制造纤维复合部件的预浸料坯的形式构造。

在所述结构部件的优选构造中，非常有利的是，所有的复合物和部分由相同的基质材料，例如环氧树脂制造。在飞机构造中，例如，铺设不同层的复合材料是标准方法，可以使用相关的机加工设备。

所有功能被集成到根据本发明的所述结构部件中，也就是，与机身部分的连接部、绝热层和例如轨道结构的传送结构。所述结构部件可制造成一体。额外的连接元件的省略简化了装配。其可通过增强元件，例如纵梁的方式粘合地结合到相应的机身部分。根据本发明的所述结构部件可以具有材料的任一组合，而与所述机身部分或所述安装部件的热膨胀系数无关。到所述机身部分的连接部可由与所述机身部分的材料相同的材料制成。

机身部件装置可包括至少一个上述结构部件。

附图说明

在下文中，参照附图基于实施例详细描述本发明。

在附图中：

图1为根据本发明优选实施例的机身部件装置的示意性透视图；

图2为包括机身部分的根据本发明的结构部件的实施例的示意性透视截面图；以及

图3为图2所示视图的示意性横截面图。

在附图中，除非另有说明，相似的附图标记表示相似或者功能相同的部件。

具体实施方式