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1、(10)申请公布号 CN 102442421 A(43)申请公布日 2012.05.09CN102442421A*CN102442421A*(21)申请号 201110246909.1(22)申请日 2011.07.25102010038408.9 2010.07.26 DE61/367,560 2010.07.26 USB64C 3/20(2006.01)B64C 1/06(2006.01)B64C 27/32(2006.01)F03D 11/00(2006.01)(71)申请人空中客车运营有限公司地址德国汉堡(72)发明人伊克万苏亚尔迪 卡里姆格雷斯沃尔夫冈弗格 阿克塞尔赫尔曼(74)专利。
2、代理机构北京银龙知识产权代理有限公司 11243代理人张敬强 李家浩(54) 发明名称一种用于航空器或航天器的结构元件及生产该结构元件的方法(57) 摘要本发明提供一种特别适用于航天器或航空器(10)的结构元件(1)，包括芯(2)，其材料密度至少部分发生变化，以优化结构元件(1)的固有振动性能。本发明进一步提供了生产特别适用于航天器或航空器(10)的结构元件(1)的方法，包括以下步骤：提供具有芯(2)的结构元件(1)；确定结构元件(1)的固有振动性能；并且以这样的方式至少部分改变结构元件(1)的芯(2)的材料密度，即优化结构元件(1)的固有振动性能。本发明还进一步提供了包括该结构元件(1)的航。
3、空器或航天器(10)，以及特别适用于风轮机的动叶片。(30)优先权数据(51)Int.Cl.(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书 1 页 说明书 6 页 附图 6 页CN 102442435 A 1/1页21.一种结构元件(1)，特别是用于航空器或航天器(10)的结构元件(1)，包括芯(2)，其材料密度至少部分发生变化，以优化所述结构元件(1)的固有振动性能。2.根据权利要求1所述的结构元件，其特征在于，所述结构元件(1)通过芯(2)的变化的材料密度以下述方式在结构元件(1)中具有质量分布：确保所述结构元件(1)的预定的固有振动频率，以优化其固有振动性能。3.根据。
4、权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于，所述结构元件(1)的芯(2)被构造为泡沫芯(2)、实心芯(2)、木芯(2)或蜂窝芯(2)。4.根据上述权利要求之一所述的结构元件，其特征在于，所述结构元件(1)具有夹心结构，其包括至少部分包围芯(2)的覆盖层(3)，特别地，其包括由碳纤维制成的覆盖层(3)。5.根据上述权利要求之一所述的结构元件，其特征在于，所述芯(2)包括具有不同材料密度的芯段(4-7)。6.根据权利要求5所述的结构元件，其特征在于，所述芯段(4-7)以所述芯(2)的材料密度至少部分发生变化的方式布置。7.根据权利要求5或6所述的结构元件，其特征在于，材料密度不同的芯段(4-7)各自。
5、本身具有均匀的材料密度。8.一种用于生产结构元件(1)的方法，特别是用于航空器或航天器(10)的结构元件(1)的方法，包括以下步骤：提供具有芯(2)的结构元件(1)；确定所述结构元件(1)的固有振动性能；和以优化所述结构元件(1)的固有振动性能的方式至少部分地改变所述结构元件(1)的所述芯(2)的材料密度。9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述结构元件(1)的固有振动性能通过模拟或振动测试确定。10.根据权利要求8或9所述的方法，其特征在于，所述芯(2)由具有不同材料密度的芯段(4-7)构成。11.一种航空器或航天器(10)，其具有根据上述权利要求1到7之一所述的结构元件(1)。12.。
6、一种动叶片，特别是用于风轮机的动叶片，其具有根据权利要求1到7之一所述的结构元件(1)。权 利 要 求 书CN 102442421 ACN 102442435 A 1/6页3一种用于航空器或航天器的结构元件及生产该结构元件的方法技术领域0001 本发明涉及一种用于航空器或航天器的结构元件，以及生产该结构元件的方法。背景技术0002 航空器或航天器上，结构元件的固有振动性能决定了整个航空器或航天器，或至少是受影响的结构元件的结构动力学性能。例如，以其固有频率振动的结构零件，如发动机，也会引起与其邻接的结构元件如发动机罩的振动。耦合在一起的邻接的结构元件相互影响，由此可能引起结构元件的不良形变。此。
7、外，结构元件的固有振动性能还决定了其所谓的气动力弹性性能，或是整个航空器或航天器的气动力弹性性能。结构元件与气流的相互作用称为气动力弹性，结构元件在气流中的性能称为结构元件的气动力弹性性能。除结构动力效应外，结构元件也会受由气流引起的弹性形变的影响。由结构动力属性和结构元件的气动力弹性引起的弹性形变可能在结构元件中例如导致不良振动。这就可能引起噪音增加，结构元件的部分功能丧失，例如控制面的震颤的情况，或者甚至引起过早的材料疲劳。0003 申请人根据经验，已知多种方法用于影响结构元件的振动性能。常常会在受影响的结构元件上安装附加质量，这样，例如结构元件的固有振动频率就能被影响。对于结构元件的振动。
8、性能，该方法的确取得了良好效果。但也存在缺陷，即，运行航空器或航天器的情况下，也必须使得不必要的即所谓的死料或非结构质量运动。这特别不利地导致了由于额外重量引起的燃料损耗增加。0004 可选地，能够通过影响固有振动性能更改受影响的结构元件的刚度。达到此目的的方法例如，更改结构元件的几何形状或拓扑结构，或者在纤维复合结构的情况下，对纤维方向和/或纤维层结构作相应变化。然而已经发现该方法的不利之处是，必须更改为轻便结构和气动力性能而被优化的结构元件的几何形状。对纤维方向和/或层结构的更改意味着相对于可获得的机械性能的不良变化。0005 另外，能够使用被动或主动阻尼元件。然而，阻尼元件的使用意味着结。
9、构元件中零件数量增加。这也意味着不利地额外重量，并且进一步的缺陷是增加了结构元件的复杂度。0006 例如，DE 69805302T2描述了一种用于航空器或航天器的结构元件，其刚度可有效变化以控制结构元件的振动性能。为此目的，该结构元件的截面及其刚度借助与结构元件一体的压电元件被更改。配置在结构元件凹槽内的压电元件为此目的从非拉伸状态转换为拉伸状态，由此压电元件仅在拉伸状态下接触到凹槽的两个相对壁，从而将力从一个壁传递到另一个壁。因此结构元件的刚度被改进且其气动力弹性性能因而可被有效地影响。然而，该方法必须使用额外零件，这意味着除额外重量外，还增加了结构元件的复杂度和故障可能性，这都是额外的缺陷。
10、。发明内容0007 因此，本发明的目的在于提供一种用于航空器或航天器的改进的结构元件，其消说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 2/6页4除了上述缺陷。0008 上述目的通过具有权利要求1的特征的结构元件，和/或具有权利要求8的特征的方法，和/或具有权利要求11的特征的航空器或航天器，和/或具有权利要求12的特征的动叶片来实现。0009 因此，用于航空器或航天器的结构元件具有芯，其材料密度可至少部分发生变化，以优化结构元件的固有振动性能。0010 此外，本发明提供了生产用于航空器或航天器的结构元件的方法，包括以下步骤：提供具有芯的结构元件；确定结构元件的固有振动性。
11、能；和改变结构元件芯的至少部分的材料密度，以使得结构元件的自然振动性能得到优化。0011 本发明的基本构思包括，改变结构元件芯的至少部分的材料密度。这样，能够例如在芯内获得质量集中，借助这个，可以影响固有振动性能以及因此影响结构元件的气动力弹性和/或结构动力性能。0012 因此，与先前所描述的方法相比，不需要使用额外重量，或者不需要改变结构元件的几何形状或纤维复合层结构，和/或不需要以阻尼元件的形式使用额外零件。0013 本发明的优选实施例及其改进出现在从属权利要求以及结合附图而进行的描述中。0014 根据本发明结构元件的优选改进，该结构元件借助芯的材料密度变化，在结构元件内具有这样的质量分布。
12、：确保预定的结构元件固有振动频率，以优化其固有振动性能，由此可有利地影响结构元件的气动力弹性和/或结构动力性能。0015 根据本发明结构元件的进一步优选改进，结构元件的芯构成为泡沫芯，实心芯，木芯或蜂窝芯。这有利地使得结构元件可以是特别可变结构，由此拓宽了其使用范围。0016 根据本发明结构元件的进一步优选改进，结构元件具有夹心结构，覆盖层包围至少一部分芯，特别地，覆盖层由碳纤维制成。覆盖层有利于获得结构元件的刚度和所需机械性能的增加。进一步，这有利于使得负载引入到结构元件中。0017 根据本发明结构元件的进一步优选改进，芯具有材料密度不相同的芯段。这使得芯的材料密度能简单方便地变化，由此降低。
13、结构元件的生产成本。0018 根据结构元件的优选改进，以使得芯的至少部分材料密度不同的方式布置芯段，由此能够通过对应地选择具有特定材料密度的芯段来改变芯材料密度。0019 根据本发明结构元件的进一步优选改进，具有不同材料密度的每个芯段本身具有均匀的材料密度。因而通过买入的泡沫元件可以快速且划算地生产出芯。0020 根据本发明的改进方法，结构元件的固有振动性能可通过模拟或振动测试确定。这样，可快速且可重复地确定固有振动性能。0021 根据本发明方法的进一步优选改进，该芯由具有不同材料密度的芯段构成。这使得芯的材料密度能简单方便地发生变化，由此可简化结构元件的生产方法。附图说明0022 本发明将参。
14、照附图、借助实施例在下面进行更详细的解释说明。其中：0023 图1是结构元件一个优选实施例的立体图；0024 图2是根据图1的结构元件优选实施例的芯的侧视图；说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 3/6页50025 图3是结构元件进一步优选实施例的平面图；0026 图4是结构元件进一步优选实施例的立体图；0027 图5是结构元件进一步优选实施例的立体图；并且0028 图6是结构元件进一步优选实施例的立体图、0029 附图中，相同附图标记指示相同或具有相同功能的零件，没有相反情况。0030 附图标记列表0031 1.结构元件0032 2.芯/泡沫芯0033 3.覆盖。
15、层0034 4.芯段0035 5.芯段0036 6.芯段0037 7.芯段0038 8.前边缘0039 9.尾边缘0040 10.航空器或航天器0041 11.翼端0042 12.基座区域0043 13.翼梁0044 14.翼梁0045 15.板材元件0046 16.板材元件0047 17.边缘区域0048 18.边缘区域0049 19.边缘区域0050 20.边缘区域0051 21.侧臂0052 22.侧臂0053 23.侧臂0054 24.侧臂0055 X横向0056 Y纵向0057 Z垂直方向具体实施方式0058 本发明的一个优选实施例借助图1和图2进行解释，其中图1显示了结构元件一个优。
16、选实施例的立体图，图2显示了该结构元件的芯的侧视图。0059 图1示出了一种用于航空器或航天器的结构元件1的优选实施例。结构元件1例如被构成为襟翼整流罩1或整流罩1。根据图1的结构元件1具有近似液滴形的几何形状。说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 4/6页6结构元件1的基座区域12用于至少部分接收航空器或航天器的着陆导轨(未示出)。0060 结构元件1优选地具有芯2，其优选地构造成泡沫芯2。例如，泡沫芯2构成为由塑性材料制成的闭室泡沫芯2。例如将聚甲基丙烯酰亚胺(polymethacrylimide)用作塑性材料。芯材料的特征在于，例如，利用了用于芯2的泡沫材料。
17、的所谓密度。这优选地定义为每单位体积的质量，例如，kg/m3。这样，与具有每单位体积低密度的泡沫材料相比，高密度的泡沫材料具有塑性材料的更高的质量分数和/或体积分数。该密度在下文中也被称作泡沫芯2的材料密度。可选地，聚甲基丙烯酰亚胺以外的塑性材料、金属泡沫如铝泡沫或钛泡沫，或者是塑性材料与金属泡沫的结合材料也可以用于芯2。0061 芯2的材料密度或密度至少部分可变化，以优化结构元件1的固有振动性能，即，气动力弹性和/或结构动力性能。芯2的材料密度可在例如结构元件1的横向X、纵向Y和/或垂直方向Z上发生变化。通过以下列方式使得芯2的材料密度变化来构成结构元件1的质量分布：例如改变结构元件1的固有。
18、振动频率，用以优化结构元件1的气动力弹性和/或结构的动力性能。例如，以降低结构元件1的固有振动频率的方式通过改变芯2的材料密度构成结构元件1中的质量分布。芯2的材料密度的变化优选地通过芯2具有芯段4-7来达到，借此，芯段4-7优选地具有不同的材料密度或容积密度。芯段4-7可以因而被细分为更小的零件，其优选地都具有相同密度。例如，芯段4具有在图2中分解显示出的三个泡沫零件。密度不同的芯段4-7优选地以这样的方式进行布置，即结构元件1中的芯2的材料密度至少部分发生变化。芯段4-7的数量和尺寸是任意的，例如可以不同于图2所示芯2的实施例，可以多于或少于四个芯段4-7。芯段4-7优选地以这样的方式进行。
19、布置，即结构元件1的固有振动频率可由于芯2上的质量分布而以预定的方式发生变化，例如降低。例如，与均质芯相比，借助芯段4-7的布置，能获得更低的固有振动频率。优选地，芯段4-7中的每一个在其自身内分别具有同种材料密度或密度。例如，芯2的材料密度从结构元件1的前边缘8到尾边缘9连续增加。为此目的，芯段7的密度为例如31kg/m3，芯段6的密度为51kg/m3，芯段5的密度为71kg/m3，并且芯段4的密度为例如110kg/m3。这样，根据本实施例，结构元件1的固有振动频率降低了，借此其固有振动性能受到影响，特别是其被改善了。与其芯由高密度均匀泡沫材料制成、能将固有振动频率降低到相同程度的结构元件相。
20、比，根据图1和图2中本实施例的结构元件1要轻得多。即使与具有蜂窝芯和额外重量的系列解决方案相比，也获得了可观的重量减轻。除了减轻重量的优势外，芯2的分段结构还使其能够快速且划算的生产，因为芯段4-7可以通过CNC机器，由半成品泡沫产品按要求生产出来。在结构元件1的一个可选实施例中，芯2可以构造成例如实芯2，例如塑性材料芯2，特别是实心的塑性材料芯2，优选地具有多个芯子段4-7，其可以由密度不同的塑性材料制成。整体材料如铝或钛合金同样可以用作实心芯2的材料，或芯2的芯段4-7的材料。此外，芯2还可以构造成木芯2，特别是实心的木芯2。木芯2优选地具有任意数量的芯段4-7，其优选地由密度不同的木材制。
21、成，例如白杨木或栎木。在结构元件1的进一步实施例中，芯2被构造成所谓的蜂窝芯2，特别是蜂窝芯2或折叠的蜂窝芯2或类似物。蜂窝芯2具有例如蜂窝密度不同的芯段4-7。进一步，芯2可以由所谓的间隔机织织物(spacer woven fabric)或间隔针织物(spacer knitted fabric)制成。另外，芯2可以构造成管状芯2或具有突起蜂窝的芯2。可选地，芯2可以构造成例如所谓的“波纹芯(corrugated core)”。芯2还可以构造成陶瓷芯2。芯2的单个芯段4-7可以由陶瓷材料制成。特别地，说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 5/6页7芯2可以构造成前。
22、述形式与/或可选芯形式或者芯材料的组合体，例如，组合芯2。该组合芯2包括例如泡沫材料、实心塑性/木质材料和/或蜂窝材料或类似物。0062 此外，结构元件1优选地具有夹心结构，覆盖层3包围至少部分芯。覆盖层3优选地由纤维复合材料，特别是碳纤维复合材料制成。优选地，覆盖层3完全包围芯2。为更好地解释说明，图2中用阴影线表示的覆盖层3只显示覆盖了一部分芯2。优选地，覆盖层3的厚度较薄，从1毫米的几分之一到几毫米。覆盖层3保证了结构元件1所需的机械稳定性和刚度。例如覆盖层3用于引入负载到结构元件1。0063 根据图1和图2的实施例，芯2的密度分布是连续变化的，与此相反，芯2的材料密度也可以仅在指定的区。
23、域增加。例如，如果结构元件1被构造成壁段形式，那么，为了更改该区域的壁段的固有振动频率，就可以将具有高密度的芯段设置在壁段的该特定区域中。包绕该芯段的其他芯段具有，例如相同密度。尽管这样，本领域技术人员清楚地知道，芯或者芯段可以按需要来构造，以保证密度的所需变化。0064 图3显示了用于航天器或航空器10的结构元件1的一个其他的优选实施例，根据此实施例，结构元件1被构造成机翼1。结构元件1的覆盖层3，已用阴影表示，仅显示了一部分。结构元件1的芯2具有例如芯段4、5，由此，例如布置在翼端11的芯段5具有比芯段4更高，特别是高得多的密度。芯段4、5的数量和尺寸是任意的。例如，可以具有多个芯段，而各。
24、芯段的密度从芯段4开始到翼端11连续增加。0065 图4显示了结构元件1的一个其他的优选实施例。为更好地表示，只显示了结构元件1的局部剖面透视图。结构元件1被构造成例如翼梁箱(spar box)或弯曲扭矩箱1的形式。翼梁箱1形成例如航天器或航空器的机翼1、机翼翼盒1或尾翼单元1，例如，水平尾翼翼面1，舵单元1，着陆襟翼1或类似物。在图4的实施例中，结构元件1具有例如两个翼梁13、14，其相互间隔开并且在结构元件1的纵向上延伸。翼梁13、14优选由碳纤维增强的塑性材料制成。翼梁13、14的横截面大致呈U形，由此每个板材元件15、16优选地承接在各U形的侧臂21-24上。结构元件1具有例如上部板材。
25、元件15和下部板材元件16。当前实施例中，结构元件1具有两个芯2，由此芯2被分配于每个板材元件15、16内。芯2可以按照需要，根据图1到图3中结构元件1的实施例那样分段，并且例如具有段4-7，由虚线表示。段的数量和布置是任意的。每个芯2至少部分被覆盖层3包围，覆盖层3优选地由碳纤维增强的塑性材料制成。覆盖层3优选地完全包围各芯2。在分配给翼梁13、14并在结构元件1的纵向上延伸的板材元件15、16的边缘区域17-20，板材元件15、16连接到例如翼梁13、14上。翼梁13、14和板材元件15、16之间的连接是通过例如铆接或胶接实现的。胶接可以借助例如所谓的配合粘合方法(cobonding me。
26、thod)实现。这样，未经处理的板材元件15、16例如就湿硬地(wet on hard)连接在经过处理的翼梁13、14上。优选地，各芯2并不延伸至各边缘部分17-20内。这意味着各边缘区域17-20和翼梁13、14的侧臂21-24优选地形成了整体连接区域。优选地，该整体连接区域形成为整体碳纤维增强的连接区域。这仅由碳纤维增强的塑性材料组成。图4中的结构元件1的实施例优选地应用在大型航空器上，例如客运机。0066 图5显示了结构元件1的其他的优选实施例。结构元件1被构造成例如滑翔机的机翼1，直升机的螺旋桨叶片1、动叶片1，或风轮机的涡轮叶片1或动叶片1。结构元件1被构造成实心泡沫夹心结构，其中，。
27、芯2优选地完全填充结构元件1的内部区域。芯2的外说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 6/6页8部轮廓与结构元件1的外部轮廓大致对应。芯2也可以例如仅填充结构元件1的部分内部区域，然后，覆盖层3优选地并不在其整个表面上而是例如以线或点的方式仅在其部分表面上接触芯2。芯2优选地根据如图1到图4中的结构元件1实施例，被分段为段4-7，已用阴影表示，段的数量和布置是任意的。覆盖层3优选地完全包围芯2。覆盖层3形成了结构元件1的外壳。覆盖层3优选地由碳纤维增强的塑性材料制成。结构元件1的实施例应用在例如轻量航天器上。该结构还优选地应用在螺旋桨叶片1、动叶片1或风机叶片1上。
28、。0067 图6显示了结构元件1的另一个优选实施例。结构元件1被构造成例如用于航空器机体的所谓的泡沫夹心机身1，轨道车的车体结构1或火箭级(rocket stage)1。优选地被覆盖层3包围的芯2可以按需分段并由任意芯材料制成。芯段在图6中用虚线表示。例如，段4-7具有附图标记。0068 这类用于航空器或航天器10的结构元件1的生产方法如下。首先，根据各种不同应用，针对其零件重量、刚度和机械性能，优化结构元件1。然后通过模拟计算出或借助振动测试确定出结构元件的固有振动性能。接下来，结构元件1的芯2的材料密度按这样的方式进行至少部分改变，即结构元件1的结构动力和/或气动力弹性性能得到优化。为此目。
29、的，芯2优选地包括芯段4-7，其具有不同的材料密度或容积密度，并且优选地以这样的方式布置，即芯2的材料密度至少部分发生变化。芯段4-7根据需要的尺寸，由半成品泡沫产品生产，特别是经特殊碾磨而生产。覆盖层3最终层叠在芯2上，即芯段4-7应用于已经切割成合适尺寸的覆盖层3。借助例如所谓的真空浸渗法，用基质材料实现覆盖层的浸渗。0069 尽管本发明利用优选实施例进行了充分的说明，它并不局限于此，而能进行多种变形。特别的，上述一个实施例的特征可以与所需要的另一个结合起来，这在技术上是行得通的。0070 例如，结构元件被构造成航空器或航天器的尾翼单元表面、控制面板或机身段。0071 具体的材料、数据和尺寸仅作为示例方便理解，仅用于解释本发明的实施例和其改进。0072 当然，本发明还可以用于其他领域，特别是机动车或轮船结构上。说 明 书CN 102442421 ACN 102442435 A 1/6页9图1说 明 书 附 图CN 102442421 ACN 102442435 A 2/6页10图2说 明 书 附 图CN 102442421 A。