專利名稱：用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁。
背景技術(shù)：
耐壓艙壁屬于飛機(jī)機(jī)艙的內(nèi)部結(jié)構(gòu)，并用于確保內(nèi)部，例如所述飛機(jī)尾部內(nèi)的壓力密閉。所述艙壁通常由例如具有單或雙曲率、金屬或復(fù)合材料制成、常常由所謂的支撐肋加強(qiáng)的剛性殼體構(gòu)成。耐壓艙壁現(xiàn)有解決方案的主要缺點(diǎn)如下為了防止靜力學(xué)上的不穩(wěn)定性，必須增加結(jié)構(gòu)的重量；對于金屬和復(fù)合材料的解決方案制造工藝都很困難；使用昂貴的材料和/ 或工藝；以及難以維護(hù)與耐壓艙壁相鄰的結(jié)構(gòu)。關(guān)于重量增加，主要的結(jié)構(gòu)問題是由剪切和壓力造成的靜力學(xué)上的不穩(wěn)定性。這些不穩(wěn)定性與具有高扭矩(高剪切力)的側(cè)向機(jī)動飛行時的承載狀態(tài)相一致以及由與負(fù)壓梯度(高壓力)，例如飛機(jī)高度可能出現(xiàn)的快速喪失相一致而引起。出于這些原因，剛性耐壓艙壁殼體厚度的增加成為必需，并且為了減輕重量，在徑向以及有時在圓周方向采取支撐肋可能是強(qiáng)制性的。對于由于支撐肋的存在以及由于上面提及的艙壁的雙曲率而造成的制造的困難， 所述制造工藝導(dǎo)致該項(xiàng)作業(yè)非常復(fù)雜和昂貴。在使用昂貴材料和/或工藝的情況下，復(fù)合材料經(jīng)常是優(yōu)選的，因?yàn)樗鼈兙哂泄?jié)省重量的能力并適應(yīng)具有雙曲率的形狀，避免了對于金屬方案所需的巨大數(shù)量的鉚釘。由于它們的制造工藝，特別是在復(fù)合夾層結(jié)構(gòu)支撐肋的情況下，這樣的材料同樣昂貴。對于維護(hù)的困難，由于所采取的曲率以及相關(guān)的空間占有，其導(dǎo)致在所述耐壓艙壁背面進(jìn)入結(jié)構(gòu)的困難以及鄰近艙壁固定到相應(yīng)框架部分的區(qū)域清潔的困難。文件EP0217117A1描述了一種耐壓艙壁，其具有環(huán)帶網(wǎng)格制成的安全支撐裝置所提供的曲率。緊扣好類似物后，所述環(huán)帶緊扣在所述艙壁上。這就需要減輕重量、減少制造時間、制造成本并提供耐壓艙壁更容易的維護(hù)。
發(fā)明內(nèi)容
考慮到上述內(nèi)容，本發(fā)明的目的之一是為航天機(jī)艙提供一種耐壓艙壁，其避免或減輕了上面提及的缺點(diǎn)。按照本發(fā)明，該目的通過一種用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁而實(shí)現(xiàn)，其包括在不承載狀態(tài)下大體平面形的艙壁主體部分；以及將所述艙壁主體部分支撐和連接在所述機(jī)艙上的框架；其中所述艙壁主體部分包括具有網(wǎng)狀元件的密封結(jié)構(gòu)。因此，所述艙壁的重量被減輕，并且由于所述耐壓艙壁在不承載條件下為平面，方便了位于后機(jī)艙部的結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的維護(hù)。所述重量減輕可大約多達(dá)14-18%。此外，由于部件數(shù)量的減少和不再需要支撐肋的事實(shí)，制造時間得以減少。由于所用材料比現(xiàn)有技術(shù)的那些材料更加便宜的事實(shí)以及由于與復(fù)合材料相比不需要養(yǎng)護(hù)周期，成本也得以減少。由于本發(fā)明耐壓艙壁的彈性，在正壓和負(fù)壓梯度下，其僅具有拉力，這導(dǎo)致了對于這樣的耐壓艙壁不可能有結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定性的特殊優(yōu)點(diǎn)。本發(fā)明進(jìn)一步的有利特性和特征為所附屬的權(quán)利要求的主題。在本發(fā)明的第一實(shí)施例中，優(yōu)選的是，所述網(wǎng)狀元件包括韌帶件，所述韌帶件特別優(yōu)選的為形成織物的編成麻花狀的韌帶。所述第一實(shí)施例具有特殊的優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)樗隹椢镞m于用作密封。出于這個原因，所述編成麻花狀的韌帶優(yōu)選由芬芳聚酰胺制成。所述韌帶的編織物適于用作密封，因此不需要滲透樹脂膠或類似物以及養(yǎng)護(hù)周期，這導(dǎo)致縮短制造時間和減少的成本。在本發(fā)明的第二實(shí)施例中，提供的所述韌帶件為分別以至少一第一層和一第二層徑向延伸的同心帶形狀的韌帶，且形成至少兩個保持層，其用作設(shè)置在所述保持層之間的密封件，所述密封件為熱塑性膜。該結(jié)構(gòu)在其不承載條件下為平面狀。按照進(jìn)一步的優(yōu)選實(shí)施例，所提供的所述同心帶形狀的韌帶件的內(nèi)端與至少一中心環(huán)帶相連，而其另一端與至少一外圍環(huán)帶相連，其中所述密封件與所述至少一外圍環(huán)帶相連。因此，獲得了一種無結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定性的彈性壓力艙壁。無需支撐肋，這導(dǎo)致制造時間的縮短和成本的減小。所述框架由金屬和/或復(fù)合材料制成，優(yōu)選為7150型的鋁制成?，F(xiàn)在將參照隨附的示意圖通過舉例方式描述本發(fā)明，其中
圖1是本發(fā)明第一實(shí)施例的立體分解圖。 圖2是按照圖1的組裝實(shí)施例從內(nèi)部和外部的視圖。圖3是按照圖1第一實(shí)施例優(yōu)選的飛機(jī)機(jī)艙艙壁典型固定的放大剖面示意圖。圖4是具有有孔的織物的放大圖。圖5是一標(biāo)準(zhǔn)織物的示意圖。圖6是本發(fā)明第二實(shí)施例的立體分解圖。圖7是按照圖6的組裝實(shí)施例的前視和后視圖。圖8是按照圖6第二實(shí)施例的艙壁主體部分的視圖。圖9是按照圖6第二實(shí)施例優(yōu)選的飛機(jī)機(jī)艙艙壁典型固定的放大剖面示意圖。I耐壓艙壁2 框架3 艙壁主體部分 4 密封件5、5’、5”網(wǎng)狀元件6、6’、6”韌帶7 內(nèi)端8 中心環(huán)帶9 外圍環(huán)帶10:機(jī)艙11織物12 邊緣 13 極性織物14 孔15 第一固定件16 第二固定件
17 縱軸A 內(nèi)側(cè)B 外側(cè)
具體實(shí)施例方式在這些圖中，除非另外注明，具有相同或相似功能的所有部件由相同的附圖標(biāo)記表不。圖1是本發(fā)明第一實(shí)施例的立體分解圖。其顯示出具有縱軸17的耐壓艙壁1。在該實(shí)施例中，所述艙壁1具有一圓形或橢圓形的形狀并包括框架2和艙壁主體部分3。所述艙壁主體部分3由網(wǎng)狀元件5構(gòu)成，其由具有外圍邊緣12的編成麻花狀的織物11構(gòu)成。所述框架2的左側(cè)為未示出的飛機(jī)內(nèi)部的內(nèi)側(cè)，以附圖標(biāo)記A表示。附圖標(biāo)記B 表示外側(cè)，例如未示出的飛機(jī)尾部后方。所述框架2支撐所述艙壁主體部分3，其固定在所述框架2上，如圖2和圖3的放大剖面圖所示。圖2顯示出組裝的艙壁1從內(nèi)側(cè)A(上面)和外側(cè)B(下面)的平面視圖。 正如從圖2中可以看到的，所述織物11從外側(cè)B固定到所述框架2上，如圖3所示。圖3是飛機(jī)機(jī)艙10的按照圖1第一實(shí)施例的艙壁的優(yōu)選典型固定的放大剖面示意圖。在該舉例中，所述框架2具有一矩形橫截面或可具有另外的橫截面并且可為鋁，優(yōu)選鋁7150制成的空心輪廓。所述織物11固定到所述框架2面向外側(cè)B的表面上和外圍表面面向所述機(jī)艙10。所述框架2通過第一固定件15，例如鉚釘固定到所述機(jī)艙10上。例如， 這些鉚釘15也可以固定需固定的織物11。用于固定所述織物11可進(jìn)一步和/或其他的方法使用，例如合適的粘結(jié)劑或類似物。如圖3可以看到，所述耐壓艙壁1在不承載的條件下為一平面元件。這是一個重要的優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)榫o鄰所述艙壁1的區(qū)域容易進(jìn)入和維護(hù)。所述織物11優(yōu)選由編成麻花形的韌帶件6制成，如圖4以放大視圖顯示出的。所述韌帶件6以一種特殊的方式編織而成，以便獲得一種密封結(jié)構(gòu)。因此，所述織物11在承載條件下，例如當(dāng)內(nèi)側(cè)A(見圖3)承受機(jī)艙壓力時將僅承受拉力。在正壓或負(fù)壓梯度情況下，所述織物11上將只產(chǎn)生拉力。此外，圖4顯示出所述織物11內(nèi)具有所謂極性織物13的孔14。此類孔可在必要時用于例如管道的密封通道。此設(shè)置的最佳位置可通過艙壁的有限元分析而得到。圖5顯示出具有圓形形狀的標(biāo)準(zhǔn)織物11。在一可選的實(shí)施例中，所述織物11可包括多于一層的編成麻花狀的韌帶6。這些層可為以準(zhǔn)正交各向異性順序?qū)盈B的標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)造。 由于所述密封結(jié)構(gòu)不需要樹脂膠或類似物，因此部件數(shù)量和制造時間在相當(dāng)程度上得以減少。所述織物11可由芬芳聚酰胺纖維制成，其也被稱作氬胺基纖維。此材料提供優(yōu)良的耐火性，并且為無毒材料。其在微粒(例如子彈)穿入的情況下仍具有保證氣密性的功能。圖1至圖5所顯示出的例子具有大約4米的直徑。圖6是本發(fā)明第二實(shí)施例的立體分解圖。其顯示出具有縱軸17的耐壓艙壁1’。在該例子中，所述艙壁1具有一圓形或橢圓形的形狀并包括框架2和艙壁主體部分3。所述艙壁主體部分3由兩個網(wǎng)狀元件5’和5”構(gòu)成，其由具有同心帶形狀的韌帶件6’、6”形成。所述框架2的左側(cè)為內(nèi)側(cè)，以附圖標(biāo)記A表示未示出的飛機(jī)內(nèi)部。附圖標(biāo)記B表示外側(cè)，例如未示出的飛機(jī)尾部的后部。所述框架2支撐所述艙壁主體部分3，其固定在所述框架2上，如與圖3所示相似的圖9所示。將所述網(wǎng)狀元件5’的所述韌帶6’設(shè)置成便于其分別以至少一第一層和一第二層徑向延伸的方式，且形成至少兩個保持層，密封件4用于設(shè)置在所述保持層之間。在外側(cè)B的所述第一保持層的所述韌帶6’以內(nèi)端7與圓形中心環(huán)帶8相連，如圖 7的右視圖所示。所述韌帶6’的外端與外圍環(huán)帶9相連。這些連接可通過縫合或類似方式形成。如圖8所示，在內(nèi)側(cè)A的所述第二保持層的所述韌帶6”優(yōu)選為小于所述第一保持層的所述韌帶6’，因?yàn)樗鼈儾坏貌怀惺芸赡艹霈F(xiàn)的荷載。這些韌帶6”在中心區(qū)域連在一起并以它們的外端與外圍環(huán)帶9和密封件4相連。按照優(yōu)選的實(shí)施例，所述密封件4由熱塑性膜制成，其在不承重條件下保持平面， 并在承重的情況下由所述保持層的韌帶6’、6”保持。所述韌帶6’、6”在正壓和負(fù)壓梯度的兩種情況下僅承受拉力。相連接的所述外圍環(huán)帶9、所述韌帶6’、6”和所述密封件4由所述框架2固定在所述機(jī)艙10上，例如圖9所示。如圖9所示，所述密封件4和所述韌帶6’、6”通過第二固定件16，例如鉚釘固定在所述框架2上。也可進(jìn)一步和/或其他的固定方法使用。在本發(fā)明第二實(shí)施例中，例如使用250個韌帶6’和4個韌帶6”。它們形成平面的艙壁?？紤]到所顯示例子的尺寸，不得不注意以下內(nèi)容為了具有大約4米直徑的圓形機(jī)艙，已經(jīng)獲得了每個部分的尺寸。已經(jīng)使用了基于懸鏈平衡的所述韌帶6、6’、6”的分析模型以評價所述艙壁的穩(wěn)定性。所考慮的荷載量為終極水平ΟΔΡ = 1. 234巴)的最大正壓梯度，其導(dǎo)致最大臨界值。按照拉力和壓力所獲得的所有結(jié)果與所選材料的機(jī)械性能相適應(yīng)，而所導(dǎo)致的所述框架的前兩種模式的高頻率確保其在終極水平的穩(wěn)定性。該實(shí)驗(yàn)的結(jié)果顯示出所述艙壁主體部分3的最大位移，第一實(shí)施例為約196毫米， 而第二實(shí)施例為約453毫米。本發(fā)明消除了前面提及的現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)，如以下所述。所述耐壓艙壁1、1’為平面件并相對于具有單或雙曲率的艙壁具有更小的面積。所述耐壓艙壁1、1’具有減小的厚度且不需要任何支撐肋。由于其為僅表現(xiàn)拉力的膜，其不會出現(xiàn)彎曲。出于這些原因，重量得以減輕，并且減少了制造問題。此外，所述耐壓艙壁1、1’不需要昂貴的養(yǎng)護(hù)周期，因此制造時間得以縮短。相對于現(xiàn)有技術(shù)，其需要更少的材料。優(yōu)點(diǎn)是厚度減少、無支撐肋、成本降低且縮短了制造時間。顯然，可以對上述實(shí)施例進(jìn)行修改。例如，所述織物11可用合適的材料浸泡以獲得特殊的高水平氣密性。所述耐壓艙壁1、1’可具有除圓形或橢圓形外的其他形狀。所述韌帶6、6’、6”可由與提及的材料相同的或有更優(yōu)特性的材料制成。本發(fā)明提供
1、一種用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁，包括在不承載狀態(tài)下具有大體平面形的艙壁主體部分；以及將所述艙壁主體部分支撐和連接在所述機(jī)艙上的框架；其中所述艙壁主體部分包括具有網(wǎng)狀元件的密封結(jié)構(gòu)。2、如上述第1項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述網(wǎng)狀元件包括韌帶件。3、如上述第2項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述韌帶件為形成織物的編成麻花狀的韌帶。4、如上述第3項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述織物適于為密封的。5、如上述第3項(xiàng)或第4項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述織物包括一層或多層以準(zhǔn)正交各向異性順序?qū)盈B的標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)造。6、如上述第3項(xiàng)至第5項(xiàng)中任一項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述織物包括形成用作管道密封通道的孔的極性織物的至少一部分。7、如上述第2項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述韌帶件為分別以至少一第一層和一第二層徑向延伸的同心帶形狀的韌帶，且形成至少兩個保持層，其用作設(shè)置在所述保持層之間的密封件。8、如上述第7項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述密封件為熱塑性膜。9、如上述第7項(xiàng)或第8項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述同心帶形狀的韌帶件的內(nèi)端與至少一中心環(huán)帶相連，而其另一端與至少一外圍環(huán)帶相連。10、如上述第9項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述密封件與所述至少一外圍環(huán)帶相連。11、如上述第9項(xiàng)或第10項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述至少一外圍環(huán)帶固定到固定所述密封件的所述框架上，并且具有網(wǎng)狀元件的所述密封結(jié)構(gòu)固定到所述框架上。12、如上述第1項(xiàng)至第11項(xiàng)中任一項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述框架由金屬和/ 或復(fù)合材料制成。13、如上述第12項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述框架由鋁7150制成。14、如上述第1項(xiàng)至第13項(xiàng)中任一項(xiàng)所述的耐壓艙壁，其中，所述韌帶件由芬芳聚酰胺纖維制成。
權(quán)利要求
1.一種用于航天機(jī)艙(10)的耐壓艙壁(1，1’)，包括在不承載狀態(tài)下具有大體平面形的艙壁主體部分(3)；以及將所述的艙壁主體部分⑶支撐和連接在所述的機(jī)艙(10)上的框架(2)；其中所述的艙壁主體部分(3)包括具有網(wǎng)狀元件(5，5’，5”)的密封結(jié)構(gòu)‘，所述的網(wǎng)狀元件(5，5’，5”)包括韌帶件(6，6’，6”)，其特征在于所述的韌帶件(6’，6”)為分別以至少一第一層和一第二層徑向延伸的同心帶形狀的韌帶，且形成至少兩個保持層，其用作設(shè)置所述保持層之間的密封件(4)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1’)，其特征在于其中所述的密封件(4)為熱塑性膜。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1’)，其特征在于其中所述的同心帶形狀的韌帶件(6’，6”)的內(nèi)端(7)與至少一中心環(huán)帶⑶相連，而其另一端與至少一外圍環(huán)帶(9)相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1’)，其特征在于其中所述的密封件(4)與所述的至少一外圍環(huán)帶(9)相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1’)，其特征在于其中所述的至少一外圍環(huán)帶(9)固定到固定所述的密封件的所述的框架( 上，并且具有網(wǎng)狀元件 (5’，5”)的所述的密封結(jié)構(gòu)固定到所述框架(2)上。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1，1’)，其特征在于其中所述的框架O)由金屬和/或復(fù)合材料制成。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1，1’)，其特征在于其中所述的框架O)由鋁7150制成。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于航天機(jī)艙的耐壓艙壁(1，1’)，其特征在于其中所述的韌帶件(6，6’，6”)由芬芳聚酰胺纖維制成。
全文摘要
本發(fā)明是有關(guān)于一種用于航天機(jī)艙(10)的耐壓艙壁(1，1′)，其包括在不承載狀態(tài)下具有大體平面形的艙壁主體部分(3)；以及將所述艙壁主體部分(3)支撐和連接在所述機(jī)艙(10)上的框架(2)；其中所述艙壁主體部分(3)包括具有網(wǎng)狀元件(5，5′，5″)的密封結(jié)構(gòu)，所述網(wǎng)狀元件(5，5′，5″)包括韌帶件(6，6′，6″)，其中所述韌帶件(6′，6″)為分別以至少一第一層和一第二層徑向延伸的同心帶形狀的韌帶，且形成至少兩個保持層，其用作設(shè)置在所述保持層之間的密封件(4)。
文檔編號B64C1/10GK102167151SQ20111005184
公開日2011年8月31日 申請日期2007年6月20日 優(yōu)先權(quán)日2006年6月26日
發(fā)明者帕斯奎萊·巴索 申請人:空中客車德國有限公司