CN101511674B - 用于飞行器的舱门框 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器机身(2)中的舱门框(1)，所述舱门框(1)包括门框骨架，在门框骨架之内安装门，该骨架包括：外框(60)，内框(50)，以及位于内框和外框之间并能够吸收来自震动的能量的芯(40)，芯(40)是具有折叠式形状的复合材料加固件。

Description

用于飞行器的舱门框

技术领域

本发明涉及飞行器的以复合材料制造的舱门框，该舱门框既保证吸收来自震动的能量以便保证门的正常功能，又保证复合材料在机械性能方面和工业方面的最佳应用。

本发明应用于航空领域，尤其用于舱门框结构领域。

背景技术

现今，在飞行器、尤其是客运飞行器中，力求最佳地保证飞行器上的人员、尤其是乘客的安全。

为了在事故着陆的情况下保证乘客的安全，首要的是乘客的迅速撤离。为此，飞行器的制造者力求使飞行器的门更可靠，也就是说保护门以便在震动的情况下避免门的任何损坏和变形，从而保证它们的正常功能。事实上，如果门被损坏(尤其是当事故着陆时)，飞行器的乘客不能离开机身或只能艰难地离开机身。如果进入机身的门不能被打开，就必须等待地面的应急专业力量的干预来拆毁门以便进入飞行器的客舱并对乘客施以救援，这可能消耗相当长的时间。然而，已表明飞机可能在事故着陆后迅速(几分钟的量级)起火。反之，如果门被保护，能够工作从而由飞行器上的人员打开，而不一定等待专业力量的到达，则未受损害的乘客可以迅速离开飞行器而救援人员可以尽可能快地进入来救助受害者。

在飞行器中，可存在多个离开的门，即：

-在飞行器的机身前部的一个或多个乘客门，

-在机身后部的一个或多个乘客门，

-在客舱中，在机身中部的一个或多个门，以及

-在飞行器的机身下面，进入货舱的一个或多个门。

在当前的飞行器中，每个门都安装在金属结构上，所述金属结构安装在飞行器的机身中。该金属结构包括形成舱门框整体的框和加固件组件。因此门被安装在金属骨架、例如铝质骨架上。事实上，铝的优点在于它是一种有耐受力、便于成形以及能够在震动作用下变形以便吸收来自震动的能量的金属。

图1示出了常规的舱门框的示例。该舱门框1安装在飞行器的机身2中以便支撑图1未示出的并且用于安装在舱门框1的空间3中的门。该舱门框1包括通过内框5、外框6以及位于内框5和外框6之间的芯

4制造的骨架。内框5用于接纳门的固定装置。外框6构成舱门框1和机身2之间的连接。芯4的作用是吸收来自震动的能量。芯4连接内框5和外框6。

舱门框1的每个框5和6包括两个水平横梁，分别为5a、5b和6a、6b，以及两个垂直立柱，分别为5c、5d和6c、6d。由彼此组装的上横梁5a和下横梁5b、右立柱5c和左立柱5d所形成的整体构成框5。

常规地，通过多个称为肋间配件(ferrures intercostales)的加固件4a、4b、4c、......4n来制造内框5和外框6之间的芯4。这些肋间配件是独立的部件，更确切的说是舱门框的立柱之间的水平加固件和舱门框的横梁之间的垂直加固件。这些肋间配件从两边被固定在内框5和外框6上。当前，舱门框的金属骨架被优化以使得肋间配件在震动时变形。通过变形，肋间配件吸收来自震动的能量，从而保护门。因此这样的金属骨架允许遵守与飞行器的门相关的安全规范。

飞行器的制造者力求最大限度地降低飞行器的重量以便减少飞机的燃料消耗。为此，方法之一是选择更轻的材料。

航空技术的当前趋势是用复合材料部件替代金属部件。事实上，已知复合材料允许降低飞行器的重量，因此减少其消耗。然而，在舱门框的情况下，不是用复合材料替代铝就足够了。事实上，用复合材料肋间配件替代铝质肋间配件产生了能量吸收的问题，因为复合材料具有较弱的能量吸收能力。受到强大压力的复合材料不变形，而是折断。在事故着陆的情况下，在正如刚描述的、但具有复合材料肋间配件的舱门框中，力将完全传递给门，伴随着门变形的风险，这可能妨碍其以后的功能。因此来自震动的能量未被舱门框吸收，这导致门的损坏。

此外，常规的构造使加固件在其底部处承受剪应力，这是复合材料的弱点。

此外，从生产角度看，实现用于制造如上述舱门框的复合材料肋间配件的成本较大。事实上，制造大量的肋间配件以及将每个配件固定在内框和外框之间导致相对于实际要求而言生产成本增加过大以及制造周期增加过长。

发明内容

本发明的目的正是要克服上述技术的缺点。为此，本发明提出一种舱门框，其中骨架的芯由复合材料制造，该芯具有能够吸收来自震动的能量的连续形状，具有数量较少的部件以便保证用有利的成本进行生产，并对拉伸力/压缩力进行了优选的引导以保证复合物的最佳机械性能。为此，骨架的芯具有折叠式形状。

更确切地说，本发明涉及飞行器机身中的舱门框，其包括门框骨架，在门框骨架之内安装门，该骨架包括：

-外框，

-内框，以及

-位于内框和外框之间并能够吸收来自震动的能量的芯，其特征在于芯是具有折叠式形状的复合材料加固件。

本发明可以包括以下特征中的一个或多个：

-折叠式加固件包括一系列V形和倒V形折叠物。

-折叠式加固件的每个折叠物具有圆弧形顶部。

-折叠式加固件由单一部件制造。

-形成折叠式加固件的部件包括通过城堞形的拐角连接起来的四个折叠式的边。

-在内框和外框之间，折叠式加固件包括至少两个首尾相接地设置的独立的加固件部件。

-折叠式加固件包括两个垂直的加固件部件和两个水平的加固件部件。

-加固件通过其折叠物的顶部被固定在外框和/或内框上。

-形成折叠式加固件的复合材料包括碳纤维。

-形成折叠式加固件的复合材料包括卡夫拉纤维。

-使用树脂传递模塑(RTM)方法制造折叠式加固件。

本发明还涉及配有如前述的舱门框的飞行器机身。

本发明还涉及配有如前述的舱门框的飞行器。

附图说明

描述过的图1示出常规的铝质材料舱门框。

图2示出根据本发明的舱门框。

图3示出根据本发明的舱门框中的复合材料芯；

图4示出正如安装在飞行器机身上的根据图2的舱门框。

图5示意性地示出力在加固件中的传递模式。

图6A和6B示出在震动的情况下加固件吸收能量的方式。

具体实施方式

在图2中，示出了根据本发明的用于飞行器机身的舱门框的示例。图2示出的舱门框是客舱的舱门框。然而，应注意所有允许飞行器的人员(乘客或机组人员)离开的门都可以使用本发明的舱门框来实现。该舱门框10包括由外框60以及内框50所形成的骨架。这些内框和外框可以与现有技术的内框和外框相同，也就是说它们是金属的，例如铝的。也可以是通常用于飞行器的门框骨架的任何其它材料。

该骨架还包括位于内框50和外框60之间的芯40。根据本发明，该芯40是以复合材料实现的加固件。该加固件40具有折叠式形状。“折叠式形状”为包括彼此接连形成的一系列V形和倒V形折叠物的锯齿状。该折叠式加固件40安装在骨架的整个周围，也就是说安装在位于内框50和外框60之间的整个空间中。

如在图2的示例中所见，内框和外框基本上是矩形的。内框50可以具有圆弧形拐角以便保证更好地适应在舱门框10的开口3中的门的形状。

折叠式加固件40可从单一部件制造并且连在一起地安装在内框50的周围，接着外框60被固定在折叠式加固件的周围。然后通过常规的组合固定装置将折叠式加固件固定在内框和外框上，该常规的组合固定装置将加固件夹持在框和位于V形的圆弧中的压板(bride)之间使得力被均匀传递。在这种情况下，加固件包括锯齿形的四个边。在锯齿形的两个边之间的每个拐角处，加固件具有城堞形状45、46、47、48，也就是说开口方形，开口面向内框50的拐角。换句话说，折叠式加固件的边彼此间通过城堞形拐角进行连接。

在本发明的另一实施例中，在内框和外框之间，折叠式加固件包括多个首尾相接地设置的独立部件。例如，折叠式加固件可以包括4个加固件部件，即水平地位于内框和外框的2个横梁50a、60a和50c、60c之间的2个较短部件42和44，以及垂直地位于内框和外框的立柱50b、60b和50d、60d之间的2个较长部件41、43。在该实施例中，每个加固件部件是独立的，即以独立的方式制造的。在机身具有恒定截面的区域，两个水平的加固件部件是相同的并且两个垂直的加固件部件是相同的。加固件的每个部件具有图3所示的加固件部件的形状，其长度适合框的长度。

在图3的示例中，所示部件是垂直的加固件部件41。

每个加固件部件包括一系列V形70a和倒V形70b的折叠物。位于加固件部件的两端的折叠物具有更宽的V形以便保证将部件***内框和外框的拐角中。该加固件部件可以在两边以平的固定爪80结束，固定爪80用于抵靠在内框的立柱之一或横梁之一上以便在需要时被固定于此。加固件可能包含允许将结构连接到机身外皮以便承受增压力的固定爪20a、20b......20n。

如图2所示，可以通过一个或多个固定部件将折叠式加固件40(不论是由单一部件或是多个部件制造)固定在内框和外框上。最好在每个V形或倒V形折叠物的、如由图2上的标号90所表示的位置处将折叠式加固件40固定。固定部件可以是铆钉或通常用于固定复合材料部件的任何其它固定装置。

如后面更详细可见，折叠式加固件的折叠物70a、70b最好具有圆弧形的顶部，以便通过引导力以改善对来自震动的能量的吸收。所述圆弧形的顶部还允许更容易地将加固件固定在两个框之间。

在图4上可见被机身的外皮85覆盖时的图2的舱门框。因此图4示出当门还未安装在空间3中时从飞行器的外部看到的本发明的舱门框。

图5示意性地示出在正常工作时对力的引导。为此，图5示出根据本发明的舱门框的具有外框60、内框50以及折叠式加固件40的折叠物70的截面。该折叠物70具有允许增大加固件和内框50之间的接触的圆弧形顶部71。该折叠物70被夹持在压板72和内框50之间，这允许力逐渐而均匀地在框和加固件之间传递。凭借这样圆弧化的接触表面，折叠式加固件不具有任何可以引起剪应力的尖锐角度。在加固件中该圆弧形状允许将力完全转换成更适合于复合材料的拉伸力。

图6A和6B示出了加固件吸收与震动相关的能量的方式。震动引起通过结构被引导直到外舱门框60的非常大的力。在这些力的作用下，加固件将充当牺牲者的角色，变形以吸收能量并且保护直接舱门框50，从而允许乘客撤离。

为此，加固件将逐渐剥离地被毁坏。因此其将直接舱门框50放置在保护支架中。

形成折叠式加固件的复合材料可基于碳纤维和环氧树脂(résineépoxy)形成。该复合材料也可以基于卡夫拉材料(kevlar)形成。这两类复合材料的优点是特别有耐受力，这允许制造能够支撑受到负荷的门的舱门框。

可通过称作RTM(树脂传递模塑)方法的真空注入技术来制造折叠式加固件。该RTM方法包括在未涂覆的干纤维织物中剪切出加固件部件或加固件整体的形状。该织物可以被选择和剪切成使得纤维被定向在加固件的纵向方向以便承受最大的力。将该织物放在模具中；在高压条件下将树脂注入到该模具中。树脂的作用是嵌入在织物的纤维的间隙中，从而使所述纤维按照模具的形状聚合，这实现了所需部件的形状和内聚力。使用这样的RTM方法制造具有开放轮廓(也就是说相对于部件、如折叠式加固件的整个表面而言曲率半径足够大)的部件是相对简单的。

如刚描述的具有复合材料芯的舱门框不但具有减小飞行器的总重的优点，还由于其特殊的几何形状而具有提高能量吸收性能的优点。此外，该舱门框允许使与机舱增压相关的压力更均匀，这允许想到可以将飞机的外皮贴在舱门框上而无需使用固定装置。此外，与用于剪应力相比，复合物用于拉伸应力允许性能提高到10倍。此外，制造这样的舱门框比制造常规的舱门框需要的部件数量明显更少，这减少了这些部件的组装时间并因此减少了劳动力成本。

Claims (10)

1.一种用于飞行器机身(2)的舱门框(1)，所述舱门框(1)包括门框骨架，在所述门框骨架之内安装门，所述骨架包括：

-外框(60)，

-内框(50)，以及

-位于所述内框和所述外框之间并能够吸收来自震动的能量的芯(40)，

其特征在于所述芯(40)是具有包括一系列V形(70a)和倒V形(70b)折叠物(70)的折叠式形状的复合材料加固件。

2.根据权利要求1所述的舱门框，其特征在于，折叠式加固件的每个折叠物(70)具有圆弧形顶部(71)。

3.根据权利要求1-2中任一项所述的舱门框，其特征在于，所述折叠式加固件(40)实现为单一部件。

4.根据权利要求3所述的舱门框，其特征在于，所述折叠式加固件包括通过城堞形的拐角(45，46，47，48)连接起来的四个折叠式的边。

5.根据权利要求1-2中任一项所述的舱门框，其特征在于，在所述内框和外框之间，所述折叠式加固件(40)包括至少两个首尾相接地设置的独立的加固件部件。

6.根据权利要求5所述的舱门框，其特征在于，所述折叠式加固件包括两个垂直的加固件部件(41，43)和两个水平的加固件部件(42，44)。

7.根据权利要求1-2中任一项所述的舱门框，其特征在于，所述加固件通过加固件的折叠物(70)的顶部(71)被固定在所述外框和/或内框上。

8.根据权利要求1-2中任一项所述的舱门框，其特征在于，所述复合材料包括碳纤维。

9.一种飞行器机身，其特征在于所述飞行器机身包括至少一个根据权利要求1-8中任一项所述的舱门框。

10.一种飞行器，其特征在于所述飞行器包括至少一个根据权利要求1-8中任一项所述的舱门框。

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