结构部件以及生产结构部件的方法 |
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| 申请号 | CN201510843205.0 | 申请日 | 2015-11-05 | 公开(公告)号 | CN105584618A | 公开(公告)日 | 2016-05-18 |
| 申请人 | 空中客车运营有限公司; | 发明人 | 梅米什·蒂尔亚基; 迈克尔·索尔; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及加固 飞行器 或 航天器 的 机身 (6)的结构部件(1)，其中结构部件(1)一体形成并被分段成面状加固部分，由此至少一个加固部分形成为刚性网格部分(2)，并且至少一个加固部分形成为实心部分(3)。本发明进一步涉及生产这类型的结构部件的方法。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于加固飞行器或航天器的机身(6)的结构部件(1)，其中结构部件(1)一体形成并被分段成面状加固部分，由此至少一个加固部分形成为刚性网格部分(2)，并且至少一个加固部分形成为实心部分(3)。 |
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| 说明书全文 | 结构部件以及生产结构部件的方法技术领域背景技术[0003] 现代飞机的机身外壳由加固元件的刚性构架组成，该构架由金属或复合表皮覆盖。该构架通常包括根据机身横截面形状向圆周方向弯曲的一系列框架以及多个连接到框架上的纵向桁条。典型的机身外壳在纵向方向上分成所谓的框架台，其每一个都包括一个框架，该框架由多个框架节段建成。通常4到8个这样的框架节段在圆周方向上耦合在一起形成一个框架。虽然存在具有不同横截面形状的多种类型的框架，但是通常这些框架由金属板通过辊轧成形工序形成。 [0004] 文件DE102006040298B4公开了轻型结构部件，尤其是用于飞行器的轻型结构部件，其具有表皮板和布置在其上的加固元件。该加固元件包括两个实质上平行的实心网状元件，其每一个都在各自的脚部附接到表皮板，并在各自的头部通过多个连接元件彼此连接，该连接元件从一个网状元件延伸到另一网状元件，使得在连接元件之间留下开口。如果用作桁条或框架，则加固元件的这种具有两个实心网状元件和屋顶状框架的特定构型相对于同样横截面的封闭加固元件节省了重量。此外，两个网状元件之间的空间可用作多种用途，例如用于电缆布线。 发明内容[0005] 本发明的一个目的在于以成本节约的方式降低通用结构部件的重量，同时保持该部件的足够的刚度。 [0006] 该目的由用于加固飞行器或航天器的机身的结构部件实现。该结构部件一体形成，并被分段成面状加固部分。因此，至少一个加固部分形成为刚性网格部分，且至少一个加固部分形成为实心部分。 [0007] 此外，该目的由形成用于加固飞行器或航天器的机身的结构部件的方法实现。该方法包括使用借助计算机的系统，以根据与结构部件的几何构型相对应的数据操作。该方法进一步包括通过借助计算机的系统来预定结构部件的预期应力载荷。该方法进一步包括一体形成该结构部件，并因此将该结构部件分段成面状加固部分。因此，至少一个加固部分形成为刚性网格部分，至少一个加固部分形成为实心部分，并且该至少一个网格部分和该至少一个实心部分被布置并形成为对于结构部件的预定应力载荷来优化结构部件的劲度。 [0008] 本发明的一个目的是形成一种结构部件，其在一定程度上以开放的、网格状结构为特征。该结构部件可包括一个或多个实心部分以及一个或多个轻型网格状部分。因此，根据本发明，术语“网格”指具有多个开口的面状结构，该开口覆盖了面状结构的显著部分，使得面状结构保持一定的刚度。在本发明的意义上，术语“网格”还包括栅格、栅栏、面状晶格结构等等。 [0009] 网格部分的构型和形式可根据结构部件特定区域内的预期载荷分布优化。因此，本发明具有的优点是，仅有结构部件的载荷影响区域或高应力部分需要以实心形式形成。另一方面，在低载荷影响区域，结构部件可以设置有轻型网格。例如，金属网格比金属板轻得多，但具有一定的刚度特征。原则上，根据应用，结构部件可几乎整体由网格状结构制成。 当用在飞行器上时，这样的结构部件可以节省重量和燃料，并因此能够帮助降低成本。 [0010] 使用现代的计算方法，例如拓扑优化，可以预定结构部件的预期应力载荷，并且其结果可用于优化实心部分和网格部分的构型，从而达到劲度和重量的最优平衡。 [0012] 根据结构部件的实施方式，多个实心部分彼此连接以形成加固构架。通过连接多个实心部分，可以提升结构部件的劲度。例如，结构部件可由网格状结构形成，网格状结构被实心构架或框架结构横穿和/或环绕。加固框架可形成为结构部件的支撑部，使得该结构部件主要由实心部分的底层框架来稳定。因此，网格部分可以形成为极轻的构型。 [0013] 根据结构部件的另外的实施方式，加固构架的多个实心部分环绕多个网格部分。因此通过围绕“紧密的”网格部分的、实心部分的“粗网格的”构架来建立结构部件。这里，网格保持了构架的劲度。 [0014] 至少一个网格部分和至少一个实心部分可被布置和形成为对于结构部件的预定应力载荷来优化结构部件的劲度。拓扑优化或类似的方法可用于遵循依照结构部件的预定应力载荷的应力计算来优化结构部件。例如，在这些情况下，通过转换为实心部分，可以仅在载荷承受区域加固网格结构。进一步，也可以相对于载荷的方向选择网格或栅格的指向。根据应用，优选的是劲度和重量之间的不同折衷。在实心部分和网格部分中，甚至材料的厚度也可依据载荷情况增加或减小。 [0015] 自由成形制造(FFF)、直接制造(DM)、熔融沉积成型(FDM)、粉末层印刷(PBP)、分层实体制造(LOM)、立体光刻(SL)、选择性激光烧结(SLS)、选择性激光熔化(SLM)、选择性热烧结(SHS)、电子束熔化(EBM)、直接墨水书写DIW)、数字光处理(DLP)和叠层制造(ALM)属于一般等级的增材制造(AM)方法。通常被称为3D打印，通过创造要成型的物体的截面模型，并通过顺序建立材料层来形成三维实心物体，这些系统用于生成三维物体。任何这样的工序将在下文中无一例外地称为AM或3D打印。AM或3D打印技术通常包括一层层选择性地沉积材料、选择性熔化或固化材料，并且如果需要的话，去除过量的材料。 [0016] 结构部件可由金属一体形成。例如，这可以使用AM或3D打印技术实现。通过使用AM工序，即使非常复杂的二维或三维金属部件也可以相当简单的方式生产。这是一体形成由实心和网格部分组成的结构部件的一种可能方式。原则上，AM工序也可用于通过复合材料一体形成结构部件，例如通过碳纤维增强的复合材料。 [0017] 结构部件可实质上由铝或钛形成。铝合金因为它们的耐久性和可靠性在飞行器制造中广泛使用。钛或钛合金高度耐温和耐腐蚀，并且，尽管与其他金属相比具有相对较低的密度，但具有高强度的特征。因此，在飞行器或航天器的高应力部件的情况下特别应用钛。 [0018] 根据结构部件的实施方式，结构部件以增材制造工序形成，且该结构部件实质上由铝和/或钛形成。AM工序甚至允许结合多种金属，并一体形成由不同材料的混合物制成的部件。像这样，例如，实心部分可由钛形成，而网格部分可由更便宜的铝形成。 [0019] 结构部件可形成为飞行器或航天器的框架元件或桁条元件。至少一个实心部分可形成为框架连接元件和/或桁条连接元件。实心部分不仅用于增加结构部件的劲度，还可用于产生连接部分，例如用于将多个框架分部连接在一起或用于将桁条附接到框架。可能的应用是，除一个或多个实心连接部分以外，结构部件可由网格状结构整体形成。 [0020] 根据结构部件的实施方式，至少一个实心部分形成为将角铁、支撑角部和/或支架组装到结构部件上的装配区。因此，在结构部件形成为框架或桁条的情况下，这些装配区可用于将部件与其他飞行器部件连接在一起，例如与机身表皮连接在一起。 [0021] 根据方法的实施方式，一体形成结构部件包括叠层制造工序。根据方法的替选实施方式，一体形成结构部件包括在金属板上冲压和/或铣削孔。因此，结构部件可以在3D打印工序的一个步骤中形成，或替代地通过首先形成基础金属部件(例如在辊轧成形工序中由金属板形成)并且然后在该金属部件内冲压或铣削开口而以数个步骤形成。 [0022] 根据方法的另外的实施方式，该方法进一步包括使用纤维增强复合材料层覆盖结构部件。纤维增强复合材料可包括由碳纤维增强的聚合物基体。该方法可进一步包括在压热工序中固化该聚合物基体。因此，在方法的这些实施方式中，网格设计可用作“临时工具(flying tool)”。例如，通过围绕芯编织纤维以形成所谓的预型件是制造由碳纤维增强塑料(CFRP)制成的异形部件的众所周知的方法。该预型件随后由树脂基体浸渍，然后，例如，在压热工序中硬化。之后，芯通常被去除。使用这样的方法，可生产多种轮廓类型，例如C型、Ω型、以及Z型轮廓等等。通过使用根据本发明的方法，可使用结构部件作为预型件的芯。然而，由于结构部件的低重量，因此之后不需要像已知的方法那样去除芯。保留的芯甚至进一步增加CFRP部件的劲度，而不显著增加其重量。附图说明 [0023] 将参考在附图中描绘的示例性实施方式更详细地说明本发明。 [0024] 包含的附图用于提供对本发明的进一步理解，并且附图被引入本说明书并作为本说明书的一部分。附图示出了本发明的实施方式，并与说明书一起用于说明本发明的原理。本发明的其他实施方式和本发明的许多预期优点将容易理解，因为它们通过参考下面具体实施方式被充分理解。附图的元件不需要彼此成比例。在附图中，相同的附图标记标示相同的或功能相同的部件，除非另外指出。 [0025] 图1示意性示出根据本发明实施方式的结构部件。 [0026] 图2示出安装在图1中描绘的结构部件上的装配角铁。 [0027] 图3示意性示出根据本发明另一个实施方式的结构部件。 [0028] 图4示意性示出根据本发明另一个实施方式的形成结构部件的方法。 具体实施方式[0029] 虽然在这里示出并描述了特定实施方式，但是对于本领域技术人员显而易见的是，在不超出本发明的范围的情况下，不同的替代的和/或等同的实施可代替示出并描述的特定实施方式。通常，本发明覆盖这里讨论的特定实施方式的所有改变或变形。 [0030] 图1示意性示出根据本发明实施方式的结构部件。 [0031] 在图1中，附图标记1标示结构部件。该结构部件1具有Z形形状并包括两个水平的面状“法兰”元件，两者通过垂直的面状“网”元件彼此连接。示出的结构部件1可为飞行器或航天器的框架元件或桁条元件。例如，结构部件1可形成为商用飞机的框架台的多个框架元件中的一个。在图1中，在结构部件1下方示意性示出飞机的机身表皮6。在这种情况下，结构部件1被形成为加固飞机的机身表皮6。 [0032] 描绘的结构部件主要由多个刚性轻型网格部分2组成。网格部分2的开口以固定的间隔分开。开口的间距可在几毫米到数分米之间的范围内选择，例如1cm。 [0033] 除了网格部分2，结构部件1还设置有两个实心部分3。这些实心部分3中的一个在图1左边设置在结构部件1的端片上，并形成为框架连接元件和/或桁条连接元件。这特别意味着这个实心部分3的材料厚度选择为，使得可使用铆接或类似的紧固方法将结构部件1安装到飞机的机身表皮6上。例如，结构部件1可为框架元件，并且实心部分3可形成为将结构部件1与另一框架元件连接，以形成商用飞机的框架台的框架。实心部分3的厚度落在毫米范围内，例如该厚度可具有固定的值1.6mm。通常，材料厚度可实施为零点几毫米和数厘米之间。 [0034] 图1中示出的结构部件进一步设置有第二实心部分3，其形成为用于将角铁4、支撑角部和/或支架等等装配到结构部件1上的装配区。例如，结构部件1可为框架元件，其以通常的方式铆接到装配角铁4(图1中未示出)上，以将框架元件固定到飞机的机身表皮6上。这里，装配角铁4可为金属板部件等等。 [0035] 图1中描绘的结构部件用增材制造(AM)工序形成，该工序有时称为3D打印。因此，本发明的这个实施方式在工序中由金属一体形成，其中连续的金属层彼此覆盖。材料可为铝、钛、或这些金属或其他金属的合金。一般来说，根据本发明的结构部件1可由在飞行器生产中使用的任意常用材料制成。增材制造甚至能通过不同材料的组合一体形成结构部件1。例如，实心部分3可由钛形成，而网格部分2可由更便宜的铝制成。 [0036] 增材制造是借助计算机的工序。在借助计算机的系统和结构部件1的数字化几何构型的帮助下，甚至能以简单的方式设计和优化非常复杂的结构部件1。飞机的特定区域内的预期载荷情况可在借助计算机的系统内详细研究。拓扑优化或类似的方法可用于遵循根据结构部件1的预定应力载荷的应力计算来优化结构部件1。因此，对于一组给定的设计要求，可以得出优化的部件布局。接下来，结构部件1在AM工序中一体形成。在这种工序的过程中，结构部件1被分段成面状加固部分，即刚性网格部分2和实心部分3。从而网格部分2和实心部分3可以布置并形成为对于结构部件的预定应力载荷来优化结构部件1的劲度。 [0037] 在图1中描绘的结构部件1形成为极轻的构型，因为它主要由网格部分2组成。在这种情况下，其比由同样材料制成的同样形状的实心部件轻得多。网格为结构部件1提供了一定的固定和劲度，该结构部件1额外可由实心部分3支撑。因此，本发明的这个实施方式可为某些飞行器或航天器带来显著的重量优点。 [0038] 依据应用，可使用其他制造方法。代替的，例如，所描述类型的结构部件可以数个步骤制造。首先，在辊轧成形工序中由金属板形成基础金属部件。接下来，通过冲压或铣削或类似的工序在基础金属部件内形成开口。 [0039] 图1中示出的结构部件仅为示例，并可调整为特定的应用。根据本发明，提供了结构部件1的几何变形，除其他之外，该变形包括L形、C形、Ω形和Z形轮廓等等。此外，单纯用于示意的目的而选择网格部分2和实心部分3的示出的构型。本发明提供了具有非常通用的形状和构型的结构部件1。网格部分2的间隔和定向可根据特定应用选择和优化。特别地，网格部分2不需要以具有等距开口的通常方式布置。此外，网格部分2以及实心部分3的材料厚度可根据结构部件1的特定载荷或应力情况而变化和优化。在图1示出的实施方式中，实心部分3或形成为框架连接部分或形成为装配区域。然而，本发明还预见主要形成用于加固结构部件1并增加其劲度的实心部分3。这将在下面通过另外的示例性实施方式更详细地说明。 [0040] 图2示出安装到图1中描绘的结构部件1上的装配角铁4。 [0041] 如上面所解释的，这个实施方式的结构部件1设置有实心部分3，其形成为用于组装装配角铁4、支撑角部和/或支架等等的装配区。在这个示例性实施方式中，结构部件1为框架元件，其铆接到由金属板制成的装配角铁4上，以用于将框架元件固定到飞机的机身外皮6上。装配角铁4可铆接到飞机的机身外皮上以及铆接到邻近的桁条元件上。 [0042] 应当注意到根据本发明的结构部件1可用于代替飞机中由实心金属制成的、已经使用的传统部件。根据本发明，结构部件1可被生产为与传统部件的基本形状匹配。然而，与传统部件相反，由于网格状结构，根据本发明的结构部件1能以轻得多的方式构成。实心连接部件3可被设置在结构部件1需要附接到其他飞行器部件的所有区域内。 [0043] 图3示意性示出根据本发明另一实施方式的结构部件1。 [0044] 图3中示出的结构部件1基本被成形为与图1中描绘的结构部件1类似。因此，其以Z形横截面为特征，该横截面由两个水平的面状“法兰”元件组成，该“法兰”元件通过垂直的面状“网状”元件彼此连接。在结构部件1的下方，示意性示出飞机的机身表皮6。同样在这种情况下，结构部件1形成为框架分部以加固飞机的机身表皮6。 [0045] 与图1的结构部件1相反，这个实施方式具有多个实心部分3，其彼此连接以形成加固构架5。加固构架5因此形成为结构部件的支撑部。此外，加固构架5的多个实心部分3围绕多个网格部分2。 [0046] 再次，结构部件1以增材制造工序形成。在这种情况下，多个网格部分2以及多个实心部分3被布置并成形为优化结构部件1的劲度。这可包括优化实心部分3的构型、排列和/或定向。此外，实心部分3的材料强度也可变化。以类似的方式，网格部分2的特定结构可被优化，以满足某些所需的设计要求。这可能包括网格开口的间距、材料强度等等。 [0047] AM工序能够生产在一个金属件中具有部分实心而部分开口结构的这种复杂的形状。实心部分3另外可形成为用于将结构部件1连接到框架和/或桁条或其他部件(例如装配角铁、支架等等)上的装配区。 [0048] 例如，网格部分2可主要位于预期载荷相对低的区域内。另一方面，实心部分3可在高应力区域或装配需要的区域中加固结构部件1。作为结果，根据本发明的这个实施方式的结构部件能以节省重量的方式设计和生产，同时保持部件的充分刚度。 [0049] 图4示意性示出根据本发明另一实施方式的、形成结构部件1的方法10。 [0050] 方法10包括使用借助计算机的系统来根据与结构部件1的几何构型相对应的数据操作。方法10进一步包括使用借助计算机的系统来预定11结构部件1的预期应力载荷。此外，方法10包括由金属一体形成12结构部件1，并因而将结构部件1分段成面状加固部分。因而，至少一个加固部分形成为刚性网格部分2，并且至少一个加固部分形成为实心部分3。至少一个网格部分2和至少一个实心部分3被布置和形成为对于结构部件的预定应力载荷来优化结构部件1的劲度。 [0051] 所述方法的这个实施方式优选地进一步包括使用纤维增强复合材料层覆盖13结构部件1。纤维增强复合材料因而包括以碳纤维增强的聚合物基体。此外，所述方法优选地进一步包括在压热工序中固化14聚合物基体。 [0052] 因此，在所述方法的这个特定实施方式中，可生产结构部件1，其具有碳纤维增强塑料的外层和金属芯、至少部分形成为网格状结构。这可用于形成和加固多种形状的、由纤维增强复合材料形成的已知结构部件1。 [0053] 附图标记列表 [0054] 1 结构部件 [0055] 2 网格部分 [0056] 3 实心部分 [0057] 4 装配角铁 [0058] 5 加固构架 [0059] 6 机身(表皮) [0060] 10 方法 [0061] 11 方法步骤 [0062] 12 方法步骤 [0063] 13 方法步骤 [0064] 14 方法步骤 |
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