結(jié)構(gòu)部件以及生產(chǎn)結(jié)構(gòu)部件的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于飛行器或航天器的結(jié)構(gòu)部件，以及生產(chǎn)這類型結(jié)構(gòu)部件的方法。
【背景技術(shù)】
[0002]雖然適用于任意類型的飛行器或航天器等等，本發(fā)明和其以之為基礎的問題將參考商用飛行器的機身外殼更詳細地說明。
[0003]現(xiàn)代飛機的機身外殼由加固元件的剛性構(gòu)架組成，該構(gòu)架由金屬或復合表皮覆蓋。該構(gòu)架通常包括根據(jù)機身橫截面形狀向圓周方向彎曲的一系列框架以及多個連接到框架上的縱向桁條。典型的機身外殼在縱向方向上分成所謂的框架臺，其每一個都包括一個框架，該框架由多個框架節(jié)段建成。通常4到8個這樣的框架節(jié)段在圓周方向上耦合在一起形成一個框架。雖然存在具有不同橫截面形狀的多種類型的框架，但是通常這些框架由金屬板通過棍乳成形工序形成。
[0004]文件DE102006040298B4公開了輕型結(jié)構(gòu)部件，尤其是用于飛行器的輕型結(jié)構(gòu)部件，其具有表皮板和布置在其上的加固元件。該加固元件包括兩個實質(zhì)上平行的實心網(wǎng)狀元件，其每一個都在各自的腳部附接到表皮板，并在各自的頭部通過多個連接元件彼此連接，該連接元件從一個網(wǎng)狀元件延伸到另一網(wǎng)狀元件，使得在連接元件之間留下開口。如果用作桁條或框架，則加固元件的這種具有兩個實心網(wǎng)狀元件和屋頂狀框架的特定構(gòu)型相對于同樣橫截面的封閉加固元件節(jié)省了重量。此外，兩個網(wǎng)狀元件之間的空間可用作多種用途，例如用于電纜布線。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的一個目的在于以成本節(jié)約的方式降低通用結(jié)構(gòu)部件的重量，同時保持該部件的足夠的剛度。
[0006]該目的由用于加固飛行器或航天器的機身的結(jié)構(gòu)部件實現(xiàn)。該結(jié)構(gòu)部件一體形成，并被分段成面狀加固部分。因此，至少一個加固部分形成為剛性網(wǎng)格部分，且至少一個加固部分形成為實心部分。
[0007]此外，該目的由形成用于加固飛行器或航天器的機身的結(jié)構(gòu)部件的方法實現(xiàn)。該方法包括使用借助計算機的系統(tǒng)，以根據(jù)與結(jié)構(gòu)部件的幾何構(gòu)型相對應的數(shù)據(jù)操作。該方法進一步包括通過借助計算機的系統(tǒng)來預定結(jié)構(gòu)部件的預期應力載荷。該方法進一步包括一體形成該結(jié)構(gòu)部件，并因此將該結(jié)構(gòu)部件分段成面狀加固部分。因此，至少一個加固部分形成為剛性網(wǎng)格部分，至少一個加固部分形成為實心部分，并且該至少一個網(wǎng)格部分和該至少一個實心部分被布置并形成為對于結(jié)構(gòu)部件的預定應力載荷來優(yōu)化結(jié)構(gòu)部件的勁度。
[0008]本發(fā)明的一個目的是形成一種結(jié)構(gòu)部件，其在一定程度上以開放的、網(wǎng)格狀結(jié)構(gòu)為特征。該結(jié)構(gòu)部件可包括一個或多個實心部分以及一個或多個輕型網(wǎng)格狀部分。因此，根據(jù)本發(fā)明，術(shù)語“網(wǎng)格”指具有多個開口的面狀結(jié)構(gòu)，該開口覆蓋了面狀結(jié)構(gòu)的顯著部分，使得面狀結(jié)構(gòu)保持一定的剛度。在本發(fā)明的意義上，術(shù)語“網(wǎng)格”還包括柵格、柵欄、面狀晶格結(jié)構(gòu)等等。
[0009]網(wǎng)格部分的構(gòu)型和形式可根據(jù)結(jié)構(gòu)部件特定區(qū)域內(nèi)的預期載荷分布優(yōu)化。因此，本發(fā)明具有的優(yōu)點是，僅有結(jié)構(gòu)部件的載荷影響區(qū)域或高應力部分需要以實心形式形成。另一方面，在低載荷影響區(qū)域，結(jié)構(gòu)部件可以設置有輕型網(wǎng)格。例如，金屬網(wǎng)格比金屬板輕得多，但具有一定的剛度特征。原則上，根據(jù)應用，結(jié)構(gòu)部件可幾乎整體由網(wǎng)格狀結(jié)構(gòu)制成。當用在飛行器上時，這樣的結(jié)構(gòu)部件可以節(jié)省重量和燃料，并因此能夠幫助降低成本。
[0010]使用現(xiàn)代的計算方法，例如拓撲優(yōu)化，可以預定結(jié)構(gòu)部件的預期應力載荷，并且其結(jié)果可用于優(yōu)化實心部分和網(wǎng)格部分的構(gòu)型，從而達到勁度和重量的最優(yōu)平衡。
[0011]可以在從屬權(quán)利要求中得出本發(fā)明的優(yōu)選實施方式和改進。
[0012]根據(jù)結(jié)構(gòu)部件的實施方式，多個實心部分彼此連接以形成加固構(gòu)架。通過連接多個實心部分，可以提升結(jié)構(gòu)部件的勁度。例如，結(jié)構(gòu)部件可由網(wǎng)格狀結(jié)構(gòu)形成，網(wǎng)格狀結(jié)構(gòu)被實心構(gòu)架或框架結(jié)構(gòu)橫穿和/或環(huán)繞。加固框架可形成為結(jié)構(gòu)部件的支撐部，使得該結(jié)構(gòu)部件主要由實心部分的底層框架來穩(wěn)定。因此，網(wǎng)格部分可以形成為極輕的構(gòu)型。
[0013]根據(jù)結(jié)構(gòu)部件的另外的實施方式，加固構(gòu)架的多個實心部分環(huán)繞多個網(wǎng)格部分。因此通過圍繞“緊密的”網(wǎng)格部分的、實心部分的“粗網(wǎng)格的”構(gòu)架來建立結(jié)構(gòu)部件。這里，網(wǎng)格保持了構(gòu)架的勁度。
[0014]至少一個網(wǎng)格部分和至少一個實心部分可被布置和形成為對于結(jié)構(gòu)部件的預定應力載荷來優(yōu)化結(jié)構(gòu)部件的勁度。拓撲優(yōu)化或類似的方法可用于遵循依照結(jié)構(gòu)部件的預定應力載荷的應力計算來優(yōu)化結(jié)構(gòu)部件。例如，在這些情況下，通過轉(zhuǎn)換為實心部分，可以僅在載荷承受區(qū)域加固網(wǎng)格結(jié)構(gòu)。進一步，也可以相對于載荷的方向選擇網(wǎng)格或柵格的指向。根據(jù)應用，優(yōu)選的是勁度和重量之間的不同折衷。在實心部分和網(wǎng)格部分中，甚至材料的厚度也可依據(jù)載荷情況增加或減小。
[0015]自由成形制造(FFF)、直接制造(DM)、熔融沉積成型(FDM)、粉末層印刷(PBP)、分層實體制造(L0M)、立體光刻(SL)、選擇性激光燒結(jié)(SLS)、選擇性激光熔化(SLM)、選擇性熱燒結(jié)(SHS)、電子束熔化(EBM)、直接墨水書寫DIW)、數(shù)字光處理(DLP)和疊層制造(ALM)屬于一般等級的增材制造(AM)方法。通常被稱為3D打印，通過創(chuàng)造要成型的物體的截面模型，并通過順序建立材料層來形成三維實心物體，這些系統(tǒng)用于生成三維物體。任何這樣的工序?qū)⒃谙挛闹袩o一例外地稱為AM或3D打印。AM或3D打印技術(shù)通常包括一層層選擇性地沉積材料、選擇性熔化或固化材料，并且如果需要的話，去除過量的材料。
[0016]結(jié)構(gòu)部件可由金屬一體形成。例如，這可以使用AM或3D打印技術(shù)實現(xiàn)。通過使用AM工序，即使非常復雜的二維或三維金屬部件也可以相當簡單的方式生產(chǎn)。這是一體形成由實心和網(wǎng)格部分組成的結(jié)構(gòu)部件的一種可能方式。原則上，AM工序也可用于通過復合材料一體形成結(jié)構(gòu)部件，例如通過碳纖維增強的復合材料。
[0017]結(jié)構(gòu)部件可實質(zhì)上由鋁或鈦形成。鋁合金因為它們的耐久性和可靠性在飛行器制造中廣泛使用。鈦或鈦合金高度耐溫和耐腐蝕，并且，盡管與其他金屬相比具有相對較低的密度，但具有高強度的特征。因此，在飛行器或航天器的高應力部件的情況下特別應用鈦。
[0018]根據(jù)結(jié)構(gòu)部件的實施方式，結(jié)構(gòu)部件以增材制造工序形成，且該結(jié)構(gòu)部件實質(zhì)上由鋁和/或鈦形成。AM工序甚至允許結(jié)合多種金屬，并一體形成由不同材料的混合物制成的部件。像這樣，例如，實心部分可由鈦形成，而網(wǎng)格部分可由更便宜的鋁形成。
[0019]結(jié)構(gòu)部件可形成為飛行器或航天器的框架元件或桁條元件。至少一個實心部分可形成為框架連接元件和/或桁條連接元件。實心部分不僅用于增加結(jié)構(gòu)部件的勁度，還可用于產(chǎn)生連接部分，例如用于將多個框架分部連接在一起或用于將桁條附接到框架?？赡艿膽檬?，除一個或多個實心連接部分以外，結(jié)構(gòu)部件可由網(wǎng)格狀結(jié)構(gòu)整體形成。
[0020]根據(jù)結(jié)構(gòu)部件的實施方式，至少一個實心部分形成為將角鐵、支撐角部和/或支架組裝到結(jié)構(gòu)部件上的裝配區(qū)。因此，在結(jié)構(gòu)部件形成為框架或桁條的情況下，這些裝配區(qū)可用于將部件與其他飛行器部件連接在一起，例如與機身表皮連接在一起。
[0021]根據(jù)方法的實施方式，一體形成結(jié)構(gòu)部件包括疊層制造工序。根據(jù)方法的替選實施方式，一體形成結(jié)構(gòu)部件包括在金屬板上沖壓和/或銑削孔。因此，結(jié)構(gòu)部件可以在3D打印工序的一個步驟中形成，或替代地通過首先形成基礎金屬部件(例如在輥乳成形工序中由金屬板形成)并且然后在該金屬部件內(nèi)沖壓或銑削開口而以數(shù)個步驟形成。
[0022]根據(jù)方法的另外的實施方式，該方法進一步包括使用纖維增強復合材料層覆蓋結(jié)構(gòu)部件。纖維增強復合材料可包括由碳纖維增強的聚合物基體。該方法可進一步包括在壓熱工序中固化該聚合物基體。因此，在方法的這些實施方式中，網(wǎng)格設計可用作“臨時工具(flying tool)”。例如，通過圍繞芯編織纖維以形成所謂的預型件是制造由碳纖維增強塑料(CFRP)制成的異形部件的眾所周知的方法。該預型件隨后由樹脂基體浸漬，然后，例如，在壓熱工序中硬化。之后，芯通常被去除。使用這樣的方法，可生產(chǎn)多種輪廓類型，例如C型、Ω型、以及Z型輪廓等等。通過使用根據(jù)本發(fā)明的方法，可使用結(jié)構(gòu)部件作為預型件的芯。然而，由于結(jié)構(gòu)部件的低重量，因此之后不需要像已知的方法那樣去除芯。保留的芯甚至進一步增加CFRP部件的勁度，而不顯著增加其重量。
【附圖說明】
[0023]將參考在附圖中描繪的示例性實施方式更詳細地說明本發(fā)明。
[0024]包含的附圖用于提供對本發(fā)明的進一步理解，并且附圖被引入本說明書并作為本說明書的一部分。附圖示出了本發(fā)明的實施方式，并與說明書一起用于說明本發(fā)明的原理。本發(fā)明的其他實施方式和本發(fā)明的許多預期優(yōu)點將容易理解，因為它們通過參考下面【具體實施方式】被充分理解。附圖的元件不需要彼此成比例。在附圖中，相同的附圖標記標示相同的或功能相同的部件，除非另外指出。
[0025]圖1示意性示出根據(jù)本發(fā)明實施方式的結(jié)構(gòu)部件。
[0026]圖2示出安裝在圖1中描繪的結(jié)構(gòu)部件上的裝配角鐵。
[0027]圖3示意性示出根據(jù)本發(fā)明另一個實施方式的結(jié)構(gòu)部件。
[0028]圖4示意性示出根據(jù)本發(fā)明另一個實施方式的形成結(jié)構(gòu)部件的方法。
【具體實施方式】
[0029]雖然在這里示出并描述了特定實施方式，但是對于本領(lǐng)域技術(shù)人員顯而易見的是，在不超出本發(fā)明的范圍的情況下，不同的替代的和/或等同的實施可代替示出并描述的特定實施方式。通常，本發(fā)明覆蓋這里討論的特定實施方式的所有改變或變形。
[0030]圖1示意性示出根據(jù)本發(fā)明實施方式的結(jié)構(gòu)部件。
[0031]在圖1中，附圖標記I標示結(jié)構(gòu)部件。該結(jié)構(gòu)部件I具有Z形形狀并包括兩個水平的面狀“法蘭”元件，兩者通過垂直的面狀“網(wǎng)”元件彼此連接。示出的結(jié)構(gòu)部件I可為飛行器或航天器的框架元件或桁條元件。例如，結(jié)構(gòu)部件I可形成為商用飛機的框架臺的多個框架元件中的一個。在圖1中，在結(jié)構(gòu)部件I下方示意性示出飛機的機身表皮6。在這種情況下，結(jié)構(gòu)部件I被形成為加固飛機的機身表皮6。
[0032]描繪的結(jié)構(gòu)部件主要由多個剛性輕型網(wǎng)格部分2組成。網(wǎng)格部分2的開口以固定的間隔分開。開口的間距可在幾毫米到數(shù)分米之間的范圍內(nèi)選擇，例如lcm。
[0033]除了網(wǎng)格部分2，結(jié)構(gòu)部件I還設置有兩個實心部分3。這些實心部分3中的一個在圖1左邊設置在結(jié)構(gòu)部件I的端片上，并形成為框架連接元件和/或桁條連接元件。這特別意味著這個實心部分3的材料厚度選擇為，使得可使用鉚接或類似的緊固方法將結(jié)構(gòu)部件I安裝到飛機的機身表皮6上。例如，結(jié)構(gòu)部件I可為框架元件，并且實心部分3可形成為將結(jié)構(gòu)部件I與另一框架元件連接，以形成商用飛機的框架