專利名稱：設置有纖維金屬層壓板機身外殼設備的航空器乘客防火空間的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及航空器或太空交通工具的機身，特別涉及商業(yè)和/或運輸航 空器的機身中的防火裝置。
背景技術：
因為航空器防熔蝕保護的部分改進，可適用的條款FAR 25.856 (b) 將開始延伸到所有新的商業(yè)航空器。要求包括保證4分鐘的熔蝕安全時間， 以便在機艙外部發(fā)生火災的情況中，留下足夠的時間疏散乘客。通常通過 特殊制備的絕緣材料嘗試解決該問題，無論如何所述絕緣材料都存在于支 撐結構中。
商業(yè)航空器的機身通常由支撐結構組成，所述支撐結構橫向和縱向地 支撐外殼并利用縱梁和加強肋的方式進行加強。這些單元，也稱為殼體， 連接在一起形成部件和管狀部件，進一步裝配，最終組成帶壓機身。
目前，航空器機艙設置有布置在航空器機艙和航空器外殼之間的絕熱 和隔音材料。為了在火災情況下保護航空器機艙，用耐熔蝕材料形成所述 絕熱和隔音材料。
然而，在這種情況下，開孔必須適當地順應機艙通風。在這種情況下， 用于機艙通風的開孔必須設計為在火災情況下能夠通過閥門密封，并且， 阻止火災用煙囪效應的方式蔓延。另一方面，閥門必須常開，以便機艙可 以通風。在這種情況下，閥門的開關必須適于控制和維護。然而， 一方面， 如此復雜的閥門系統導致額外的重量；另一方面，導致相當高的制造和維 護成本。另一個問題是絕熱和隔音材料不能形成支撐結構，這意味著如果 外殼在火災中熔化，絕熱和隔音材料不能完成支撐功能，并且機艙空間因 此向內爆裂。
在DE199 56 394中公開的技術中描述了一種混合材料，在所述材料 中，由玻璃纖維和環(huán)氧樹脂組成的預浸料坯層設置在兩個金屬層之間。然后，不同的層經高溫高壓處理粘合在一起，并且，例如可以用作耐壓機身 的外殼面板。
盡管本發(fā)明可以應用于各種類型的機身，但本發(fā)明及基于本發(fā)明所要 解決的技術問題針對商業(yè)航空器的機身進行了詳細說明。
現代商業(yè)航空器的機身原則上具有由外殼和支撐部件組成的機身結 構。在這種情況下，支撐部件，例如縱梁或者加強肋，連接到外殼上，主 要為了實現機身的高穩(wěn)定性。在這種情況下，至今外殼基本上用鋁或者鋁
合金制造。然而，這種外殼在火災中熔化相當快(大約30秒)，因此，自 身不能提供足夠的熔蝕保護。

發(fā)明內容
因此，本發(fā)明的目的在于提供一種機身，所述機身在火災情況下確保 4分鐘以上的足夠的熔蝕保護。
根據本發(fā)明，具有權利要求1的特征的機身實現了本發(fā)明的目的。
因此，提供了一種航空器或者太空交通工具的機身，為了在火災情況 下為乘客形成安全區(qū)，在所述機身中，至少機身部分的外殼由玻璃纖維加 強鋁層板(例如GLARE )組成。
形成本發(fā)明的基本思路在于，為了在機艙內形成安全區(qū)或者防火區(qū)， 以便乘客能夠在火災情況下逃入該區(qū)域，提供一種由玻璃纖維加強鋁層板 組成的至少一個機身部分或者機身長度。發(fā)明人推薦，安全區(qū)的大小應設 計為可以容納航空器上的所有乘客，但是至少在那些商業(yè)類的航空器上應 當如此。
這樣的機身部分與由阻燃或者耐熔蝕材料組成的絕熱結構相比的優(yōu) 勢在于，在火災情況下長時間保持尺寸(dimensionally)穩(wěn)定。因此，乘 客能夠逃入機身的這些區(qū)域中，可以獲得時間營救這些乘客。
因此，本發(fā)明至少可以提供一種機身部分，所述機身在外部火災情況 下較長時間地提供熔蝕保護，例如這樣保持尺寸穩(wěn)定，結果在一段時間內， 機身零件保持完好，沒有向內爆裂。
從屬權利要求中描述了本發(fā)明更進一步的實施例。
在發(fā)明實施例中，形成安全區(qū)的機身部分設置在機身的前部區(qū)，例如，在駕駛員座艙后面的機艙區(qū)。作為選擇或者附加地，形成安全區(qū)的機身部 分設置在機身的后部區(qū)，例如，在后部帶壓隔板前面的機艙區(qū)。從而，如 果機翼區(qū)發(fā)生火災，乘客能夠逃入機艙的前部或后部區(qū)，即進入形成安全 區(qū)的機身部分。
在本發(fā)明進一步的選擇性實施例中，形成安全區(qū)的機身部分也可以附 加地設置在機身的中心機艙區(qū)，例如，在機翼區(qū)；或者也可以延伸穿過機
身的機艙區(qū)域。原則上也可以例如根據航空器的大小設置一個或者兩個以
上的用材料GLARE②制造的機身部分。在這里，根據本發(fā)明的一個或者多 個機身部分可以設置在出口或者緊急出口區(qū)域。
在本發(fā)明的另一個實施例中，由在火災情況下至少在一段特定時間內 耐熱的材料，例如，鈦和/或鈦合金或者其他的適合的材料或者材料組合制 成部分或全部連接單元，所述連接單元用于連接形成安全區(qū)域的機身部分 的那些部分，例如，外殼或者外殼面板、縱梁、加強肋和/或者夾片等。
在本發(fā)明的另一個實施例中，可以使用連接單元，例如，諸如鉚釘、 螺絲釘或螺栓，這里僅僅作為實例例舉這些連接單元，而不是結論性的。
在這種情況下，根據本發(fā)明進一步的實施例，材料組合01^11￡@包括 所謂的標準GLARE (玻璃纖維加強鋁)和/或所謂的HSS-GLARE (高靜 電強度玻璃纖維加強鋁)。然而，原則上，也可以考慮適合的其它類型纖 維金屬層板(FML)，所述纖維金屬層板(FML)的特性與現有技術中的 GLARE或者HSS-GLARE相對等，至少在火災情況下在一段特定的時間 長度內的耐熔蝕性和尺寸穩(wěn)定性方面相對等。
在本發(fā)明進一步的實施例中，機身也可以設置有絕熱和/或者隔音材 料。在這種情況下，絕熱和/或者隔音材料可以是阻燃材料，例如，或者是 耐熔蝕材料，但不是必需這樣，因為用材料組合GLARE⑧或者同等的材料 制造的機身部分已經提供熔蝕保護。
例如，本發(fā)明的機身可以在商業(yè)或者旅客航空器和運輸航空器中使 用。然而，原則上也可以在太空交通工具中使用。


下面參考附圖通過示例性實施例，進一步詳細說明本發(fā)明。

圖la、 b示出了現有技術的加強外殼的透視圖。
圖2示出了根據圖la和lb的外殼元件制成的機身外殼的簡要視圖。 圖3示出了設置根據有現有技術的絕熱結構的加強外殼的透視圖。 圖4示出了根據圖3的加強外殼的一部分。 圖5示出了根據本發(fā)明的纖維金屬層板的結構概略視圖。和 圖6示出了根據本發(fā)明的航空器機身概略側視圖。 除非另外說明，在附圖中，相同的附圖標記表示相同或者功能相似的 部件。
具體實施例方式
圖la和圖lb各自示出了例如航空器的外殼元件之類的外殼元件10 的透視圖。在航空器中，帶壓機身通常由許多這種外殼元件10的殼體一 體制造而成。在這種情況下，外殼元件10由例如外殼12或者外殼面板和 用于縱向加固的縱梁14組成。此外，在橫向設置了加強肋16，通過夾片 18或者插入翼片固定到外殼面板12上。
在這種情況下，機身部分殼體20由許多外殼元件組成，部分機身殼 體上預裝配有加強肋，最后組裝時所述殼體接合到一起形成大設備的一部 分。圖2的前視圖概略示出了這樣的部分殼體20。
絕熱結構22從里面安裝在由外殼或者外殼面板12、縱梁14和加強筋 16組成的所有部分的上面，因此保護乘客不受外面空氣環(huán)境溫度的影響， 所述環(huán)境溫度在如下范圍內，在相當的高度時，溫度低至-7(TC，如果航空 器在地面上暴露于陽光下時高達5(TC。
如上所述絕熱層22被制造成耐熔蝕以便符合FAR § 25.856 (b)。根 據FAR § 25.856 (b)，將作為示范的1.5分鐘的熔蝕時間增加到4分鐘， 以便在機艙外面發(fā)生火災的情況下留下更多的時間疏散乘客。因此，不得 不大量使用目前所使用的絕熱層與鋁機身外殼結合，這將導致重量增加。
設置耐溶蝕絕熱層導致航空器重量增加和需要開孔，例如，為了機艙 通風，并且不得不特別制備關閉機構，恰如上所述的閥門裝置。但是，這 樣的設計導致增加了額外的重量，而且，由于絕熱層22設置在外殼12的里面，不能形成尺寸穩(wěn)定的支撐結構。
圖3和圖4示出了根據圖1 (a)和l (b)的加強外殼元件IO，其中 外殼元件10額外設置了絕熱層22。圖4示出了外殼元件10的一部分，其 中絕熱層22固定在加強肋16上。
另一方面，測試表明其外殼用玻璃纖維加強鋁GLARE⑧制造的機身部 分，在外部火災情況下較長時間地保持尺寸穩(wěn)定。
特別是，這些測試特別表明，符合FARS 25.856的條件，達到了 15 分鐘的熔蝕時間，或者更長。
根據本發(fā)明的示例性實施例，用玻璃纖維加強鋁GLARE^層壓板26 用于制造機身部分24。在這種情況下，機身部分24的外殼完全由GLARE 制造。因此，在乘客艙外面發(fā)生火災的情況下，這樣的機身部分24為乘 客提供安全區(qū)。原則上，這里的機身部分24可以設置在航空器30的前部 區(qū)28中，例如在駕駛員座艙后面或者航空器30的后部區(qū)32中。在這種 情況下，出口或者緊急出口 34例如可以設置在這些區(qū)域。如果機翼或者 動力單元區(qū)域發(fā)生火災，乘客可以逃避到在前部區(qū)28或后部區(qū)32中的本 發(fā)明的機身部分24中。
根據本發(fā)明，因為機身部分24具有相對長的熔蝕時間，并且在相應 長的時間內保持尺寸穩(wěn)定，因此在緊急情況下，為乘客疏散到所述機身部 分中留下更多的時間。
因此通過新設計和發(fā)明的機身排除了上述關于技術狀況的缺點。在這 種情況下，最近開發(fā)的輕體玻璃纖維加強鋁層壓板01^虹@用于外殼面板 或者外殼層，即，在必需設置防火屏障點處作為保護艙的整體單元，以便 支撐結構也長較時間地保持尺寸穩(wěn)定。這就意味著材料01^肌@不是簡單 地部分設置在航空器上，與以前的情況一樣，為了在某些區(qū)域作為穿孔保 護，而是，為了在火災情況下提供安全區(qū)，至少整個機身部的外殼也特別 由這種材料構成。
在這種情況下，在機身部分26的區(qū)域中，對于例如縱梁、加強肋、 夾片和/或者插入翼片之類的結構部件任選地并且額外地由材料GLARE 構成也是可能的。這里僅僅作為實例進行列舉而不是結論性的。然而，原 則上，在火災情況下01^虹@外殼形成適合的熔蝕保護并提供尺寸穩(wěn)定性。然而，如前所述，如果至少也用GLARE制造單個結構部件，將會有 更多幫助。
由于玻璃纖維加強鋁層壓板GLARE⑧保證在一個特定時間段內的熔 蝕安全性，并且密度低于鋁外殼，因此更輕，不需要改變絕熱層22，并且 能夠維持機艙通風需要。換句話說，可以保留傳統的絕熱層22，并且沒有 必要用例如，阻燃或者耐溶蝕絕熱層替換。此外，在火災情況下為了防止 火勢通過煙囪的效應的方式進行蔓延，如上所述的密封用于機艙通風開孔 的整個閥門裝置可以省略。
然而，原則上也可以使用阻燃和/或者耐熔蝕絕熱層22.
圖5概略示出了玻璃纖維加強鋁層壓板01^虹@的基本結構，例如可 以用于本發(fā)明。這里，層壓板26由例如三層鋁片36、設置在兩層鋁片 36之間的玻璃纖維柵網38組成。在這種情況下，所述材料層在高壓裝置 (autoclave)中粘合。鋁片36和玻璃纖維柵網38的層數可以根據功能和 使用目的任意改變。圖5所給出的純粹是示例性實施例，并且本發(fā)明不限 于此。
玻璃纖維加強鋁層壓板GLARE⑧的許可已經參考Airbus Document EMF-723/99做成文件，并且由歐洲和美國航空管理局和空中客車公司在 第5期中批準。根據標準化測試，在報告DMF-723/99的C3章中說明了 在火災中GLARE⑧的耐熔蝕性和毒氣增長，兩項標準都符合航空工業(yè)的適 用規(guī)則，熔蝕時間超過.15分鐘。
在火災中，在使用了玻璃纖維加強鋁層壓板的地方，外面的鋁層最初 燒毀，然后，第一玻璃纖維層形成屏障，防止熔蝕。同時，在火災的另一 側，溫度維持在容許的200。C。
玻璃纖維加強鋁層壓板01^11￡@像傳統鋁片一樣經過處理。鋁片末端 分開的點必須用例如鈦螺栓連接，以便這里也保持結構一體。例如，與鈦 螺栓不同，鋁螺栓會熔化。
商業(yè)航空器機身通常由橫向和縱向加強的支撐結構組成，例如縱梁 和加強肋的組合，支撐外殼。這些單元也稱為殼體，連接在一起形成機身 部分20，例如管狀部分，進一步裝配形成耐壓機身。
當使用用于外殼的玻璃纖維加強鋁層壓板01^八虹@時，可以制造長時間保持尺寸穩(wěn)定防熔蝕的航空器部分或機身部分24，因此為遇到危險的乘 客提供保護區(qū)，直到完全疏散完為止。
如圖6所示，為了在機翼火災情況下提供逃避區(qū)，這樣的保護艙24 可以設置在例如機身的前部28和/或者后部34中。例如這些區(qū)域所有的 通路34和門用相同的玻璃纖維加強鋁層壓板01^八11￡@外殼制造。最小數 量的例如鉚釘、螺栓、螺絲釘和/或者夾片等連接元件例如由鈦制成，或 者由另外的耐熱材料或材料組合制成。
盡管這里通過參考優(yōu)選的示例性實施例，己經描述了本發(fā)明，但本發(fā) 明不限于這些，可以通過不同方法對本發(fā)明進行改進。
附圖標記列表 10外殼元件 12外殼 14縱梁 16加強肋 18夾片
20機身部分殼體
22絕熱層
24機身部分
26 GLARE層壓板
28前部區(qū)(航空器)
30航空器
32后部區(qū)(航空器) 34緊急出口 36鋁片
38玻璃纖維柵網
權利要求
1.一種航空器或太空交通工具的機身，包括具有外殼的機身部分(24)，其特征在于為了在火災情況下為乘客形成安全區(qū)，至少機身的機身部分(24)的外殼由玻璃纖維鋁層壓板(26)組成。
2. 根據權利要求1所述的機身，特征在于機身部分(24)的外殼完 全由玻璃纖維加強鋁層壓板(26)組成。
3. 根據權利要求1或2所述的機身，其特征在于形成安全區(qū)的機身 部分(24)設置在機身的前部機艙區(qū)(28)中，例如在駕駛員座艙后面的 機艙區(qū)域;和/或形成安全區(qū)的機身部分(24)設置在機身的后部機艙區(qū)(32) 中，例如在后部帶壓隔板前面的機艙區(qū)域；和/或形成安全區(qū)的機身部分(24)設置在機身的中央機艙區(qū)域，例如在機翼部分。
4. 根據權利要求1或2所述的機身，其特征在于形成安全區(qū)的機身 部分(24)至少延伸穿過機身的機艙區(qū)。
5. 根據前述權利要求12至4之一所述的機身，其特征在于在機身 部分(24)形成安全區(qū)的情況下，連接元件由鈦和/或鈦合金制造。
6. 根據權利要求5所述的機身，其特征在于連接元件設計為例如 鉚釘、螺絲釘和/或螺栓。
7. 根據前述權利要求1至6之一所述的機身，其特征在于在機身或至少機身的一部分內部設置有絕熱和/或隔音材料(22)。
8. 根據前述權利要求1至7之一所述的機身，其特征在于至少形成安全區(qū)的機身部分(24)的全部或一些縱梁、加強肋、夾片和/或插入翼片 由玻璃纖維加強鋁層壓板(26)形成。
9. 根據前述權利要求1之8之一所述的機身，其特征在于例如使用 材料STANDARD GLARE禾P/或HSS-GLARE作為玻璃纖維加強鋁層壓板(26)。
10. —種客運或商業(yè)航空器，具有根據權利權利1至9之一所述的 機身。
全文摘要
本發(fā)明提供一種航空器或太空交通工具的機身，具有機身部分，所述機身部分具有外殼，其中，至少機身部分的外殼由玻璃纖維加強鋁層壓板組成，在火災情況下為乘客形成安全區(qū)。
文檔編號A62C3/08GK101657235SQ200880012111
公開日2010年2月24日 申請日期2008年4月14日 優(yōu)先權日2007年4月20日
發(fā)明者托馬斯·鮑姆勒, 考德·哈克 申請人:空中客車運營有限公司