專利名稱：飛機側(cè)整流板的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及具有核心材料的一種飛機側(cè)整流板，具體地，所述核心材 料以獨立的空心腔的形式大致地設(shè)置在平面中并且密封在兩個覆蓋層之 間，具有朝向飛機外部的絕緣層和面對機艙的裝飾層。
背景技術(shù)：
現(xiàn)有的飛機側(cè)整流板是由核心材料構(gòu)成，具體地，所述核心材料以獨 立的空心腔的形式大致地設(shè)置在平面中并且密封在兩個覆蓋層之間，具有 朝向飛機外部的絕緣層和面對機艙的裝飾層。在這種情況下，所述核心材 料由腔構(gòu)成，具體地是樹脂浸漬的非金屬材料的蜂窩空心腔結(jié)構(gòu)。在所述 的這種類型的側(cè)整流板中，覆蓋層設(shè)置在所述蜂窩結(jié)構(gòu)的上和下并且粘結(jié) 到其上。覆蓋層是由浸漬過合成樹脂的玻璃纖維織物構(gòu)成。這種類型的核 心材料，其上層和下層通過覆蓋層封閉，用在構(gòu)建客機的內(nèi)部板中作為半 成品。所描述的用于飛機側(cè)整流板的這種結(jié)構(gòu)允許高強度的材料具有相對 較輕的重量。其缺點在于由于核心材料和位于二個覆蓋層之間的空心腔 的這種布置，產(chǎn)生了材料的特殊的熱傳導(dǎo)率，其在通常的側(cè)整流板情況下，
具有約為O. 06W/mK的熱傳導(dǎo)率。
所述的這種類型的側(cè)整流板的隔熱效果通過"熱傳遞系數(shù)"而確定， 所述"熱傳遞系數(shù)"大致從熱傳導(dǎo)率^與所述部件厚度的商計算。由于側(cè) 整流板的厚度相對較薄，部件或所述側(cè)整流板部件大致產(chǎn)生低的絕緣效 果，并且因而，所述側(cè)整流板的尾部或向外側(cè)需要設(shè)置額外的隔熱層。因 此，為了實現(xiàn)必要的對于乘客的熱舒適性具有關(guān)鍵影響的表面溫度，在現(xiàn) 有的側(cè)整流板情況下，設(shè)置有主絕緣和附加的次絕緣。
在主絕緣和核心材料之間的次絕緣的安裝意味著需要額外的結(jié)構(gòu)空 間，因而減少設(shè)置在乘客艙中的空間，并且增加飛機重量。額外的重量同 時意味著飛機性能降低。另外，以次絕緣的形式安裝附加的絕緣不利于在
4側(cè)壁板的生產(chǎn)過程中，需要獨立的制造步驟。
發(fā)明內(nèi)容
此發(fā)明基于的目標(biāo)是在避免現(xiàn)有材料的缺點并同吋改善其隔熱性能 的基礎(chǔ)上提供一種飛機側(cè)整流板。
通過根據(jù)權(quán)利要求1所述的側(cè)整流板的特征和權(quán)利要求10所述的方法
特征而實現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的目的。
根據(jù)本發(fā)明的側(cè)整流板的進一步改進通過從屬權(quán)利顯示。 本發(fā)明提供了用于飛機的側(cè)整流板，其中核心材料被抽真空，因而比 現(xiàn)有技術(shù)大幅地改善了飛機側(cè)整流板的絕緣性能。根據(jù)本發(fā)明的第一實施 方式，空心腔經(jīng)受真空裝置，隨后被覆蓋層密封，因此，空心腔里的真空 就被保持。圍繞空心腔的氣密膜和優(yōu)選地覆蓋層確保真空永久地保持在空 心腔中。所述膜優(yōu)選地密封整個部件，即，覆蓋層和位于其中的核心材料， 從而，全部空氣保持從包括覆蓋層及核心材料的所述部件中被抽出。
根據(jù)進一步的實施方式，覆蓋層以多孔格的形式設(shè)置，以多孔格上的 每個孔優(yōu)選地指定在每個空心腔的中心點的方式。以這種方式，空心腔里 中的空氣通過多孔格被抽出，在所述孔或開口被以密封的方式密閉以后， 當(dāng)抽真空已經(jīng)結(jié)束以后，通過優(yōu)選地在其面對多孔格的側(cè)面上浸漬樹脂的 膜密封多孔格的側(cè)面。
根據(jù)本發(fā)明的側(cè)整流板的進一步改進，真空隔熱板VIP (vacuum insulation panels)被應(yīng)用。與上述實施方式相比，這些板具有蜂窩空 心腔的核心材料的功能，并且例如通過粘連或?qū)訅旱姆绞焦潭ǖ剡B接到覆 蓋層。在此種情況下，覆蓋層起到機械地保護真空膜防止相同的破壞的作 用。在此情況下，所述部件優(yōu)選地不是平面設(shè)計，而是具有稍微彎曲的設(shè) 計。
在本發(fā)明的進一步完善中，側(cè)整流板的尾部或前部被以具有高度的熱 輻射反射率的方式設(shè)計。這能通過后部表面的蒸汽沉積或通過在覆蓋層上 使用根據(jù)DE」0027925—C2的特殊的低發(fā)射的膜來實現(xiàn)。優(yōu)點是能進一步減
少側(cè)整流板的輻射熱的損失。
根據(jù)本發(fā)明，飛機側(cè)整流板隔熱層的厚度大幅度減少，故機艙能安裝
5在飛機機身深度較淺處，得到更寬敞的機艙空間。作為空心腔處于真空下的結(jié)果，對于同樣的重量，根據(jù)本發(fā)明的飛機側(cè)整流板具有明顯地提高的隔熱效果，從而，也減少了生產(chǎn)成本和飛機重量，另外還節(jié)約了安裝空間。
VIP板作為核心材料的應(yīng)用的優(yōu)點是由于它們含有微孔材料，比如二氧化硅，并具有良好的聲學(xué)阻尼性能。
為了解釋進一步特征，參照附圖描述根據(jù)本發(fā)明的飛機整流板的優(yōu)選的實施方式。
圖l顯示已知的核心材料的示意性立體圖2顯示與圖1相對應(yīng)的具有覆蓋層位于核心材料上的示意圖；圖3顯示具有飛機外皮的飛機側(cè)整流板的剖面示意圖；圖4顯示飛機側(cè)整流板的部件的第一實施方式的爆炸詳圖；圖5 a, 5b顯示在圖4上修改的實施方式的剖面示意圖；圖6顯示發(fā)明的另一個實施方式；和圖7顯示根據(jù)圖6實施方式的透視圖。
附圖標(biāo)記說明
1第一覆蓋層
2第一覆蓋層
3核心材料
5金屬片外皮
6主隔層
7次隔層
8裝飾層
9部件
11氣密膜
12,13，14 空心腔
17，18,19 開口
20膜22, 23， 24 孑L
具體實施例方式
在附圖中，除非另有說明，相同的附圖標(biāo)記標(biāo)注相同或功能上相同的部件。
圖1至3顯示了根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的側(cè)整流板的剖面圖，以供參考。根據(jù)圖1 ，設(shè)置有用于飛機側(cè)整流板的核心材料，其包括第一覆蓋層1和第二覆蓋層2，層間有空心腔形式的核心材料3，其位于平面上，如果合適，位于彎曲平面上，并具有蜂窩狀結(jié)構(gòu)。由空心腔組成的蜂窩結(jié)構(gòu)3和空心腔是用經(jīng)樹脂浸漬的非金屬材料做成的，而被粘在空心腔上的覆蓋層1 、2是用浸漬過合成樹脂的玻璃纖維做成。圖2顯示了根據(jù)圖1粘在一起后的部件l、 2、 3組成的結(jié)構(gòu)，從中可以清楚地看出覆蓋層l， 2大致互相平行，并以三明治方式夾住空心腔3。覆蓋層l、 2和空心腔3位于稍彎曲的平面上。
圖3顯示了現(xiàn)有的飛機側(cè)整流板的剖面示意圖，它連接有以金屬片形式或其它材料如碳纖維增強塑料形式的飛機外皮5 。這個側(cè)整流板是由主隔層6和次隔層7 、覆蓋層2 、空心腔12-14、和另外的覆蓋層1組成。裝飾層8通常設(shè)置在側(cè)壁整流板的內(nèi)側(cè)上。因而，側(cè)整流板由部件2、6、 7、 8和通?？傮w標(biāo)注為3的空心腔結(jié)構(gòu)組成。
參照圖4 - 6 ，以下描述根據(jù)本發(fā)明的飛機側(cè)整流板的優(yōu)選實施方式。與圖1到3相比，相同的附圖標(biāo)記用于相同部件。
根據(jù)圖4，主隔層6與飛機主體5的外皮或金屬層相連。具有空心腔結(jié)構(gòu)的部件9位于覆蓋層2和1之間，所述空心腔大致與圖1至3所描述的相符，但是在最終的狀態(tài)具有被抽氣的腔12-14。根據(jù)本發(fā)明，圖4中僅部分地指示的獨立的空心腔或蜂窩12， 13， 14等中的空氣被吸出。為了保持在空心腔12， 13， 14中產(chǎn)生結(jié)果的真空，空心腔結(jié)構(gòu)被氣密膜ll圍繞，因而，所述膜緊密地擠壓在空心腔結(jié)構(gòu)9上，并確?？招那?2， 13， 14等的真空得以保持。在此實施方式中，覆蓋層l、 2隨后設(shè)置，優(yōu)先地粘貼在部件9上。圖4顯示了部件9以及完全圍繞部件9的膜部分的橫截面lla、 llb視圖?？招那?2、 13、 14中的真空產(chǎn)生并且用膜ll或lla、 11b圍繞空心腔結(jié)構(gòu)3以后，膜11因而緊密地靠著并密封住部件9，空心腔12、 13、 14中的真空就得以保持。這狀態(tài)所圖4所示。在此實施方式中，隨后覆蓋層l、 2被粘貼在附有已被密封的膜部分lla、 11b或膜ll的部件9上，覆蓋層l、 2同時起到對膜ll從外部的物理保護作用。
為了確保空心腔的抽氣過程，即，真空滲透到空心腔12、 13、 14，空心腔可設(shè)置有能與達到外面并在被膜11所密封的開口17、 18、 19，具體地如圖4右邊所示的被膜部分llb所密封。在實施方式中，膜在膜部分llb朝向部件9的區(qū)域涂有樹脂，結(jié)果，膜部分llb很容易地連接到設(shè)置有開口17、18、 19的所述部件表面。
根據(jù)圖5a所示的另一個實施方式，部件連接或者粘貼到覆蓋層2?？招那?2、 13、 14等分別地在朝向覆蓋層3的表面上預(yù)先確定的位置，優(yōu)選地是中心位置，設(shè)置有開口如17、 18、 19等。在此實施方式中，空心腔12、13、 14中的氣體被抽出，到時，覆蓋層l靠在核心材料上，以關(guān)閉開口17、18、 19等。如圖5b所示，覆蓋層1直接放置在核心材料或部件9上。這種結(jié)構(gòu)被氣密膜lla、 llb圍繞，并確保部件9中的，即空心腔13、 14中的真空得以保持。
圖6顯示本發(fā)明進一步修改的實施方式。在此實施方式中，與圖5a、5b相比，覆蓋層1被以空心腔12、 13、 14的每個開口17、 18、 19都指定相應(yīng)的孔22、 23、 24的方式設(shè)計成多孔格結(jié)構(gòu)。在這個情況下，開口17、 18、19優(yōu)選地于每個空心腔12、 13、 14的中心，并與孔22、 23、 24對齊。
在所有的實施方式中，氣密膜以膜部分lla、 11b完全圍繞住部件9，在生產(chǎn)部件9時膜被引導(dǎo)以袋的形式圍繞部件9在真空室中，如果合適，如前所述，覆蓋層l、 2被密封。當(dāng)真空移除后，膜緊密地圍靠在部件9上，并完全圍繞部件9，如果合適，設(shè)置在部件9上的覆蓋層l和/或2被密封。如上所述，覆蓋層l、 2可能也被橫向地設(shè)置在膜11的外側(cè)，這樣具有優(yōu)點，即，通過覆蓋層l、 2給膜提供機械保護。
圖7顯示了圖6中所示的實施方式，在氣密膜ll或lla、 llb使用前的立體示意圖。
當(dāng)部件9的抽氣完成以后，與根據(jù)圖6的位置相反，膜20a、 20b緊密地靠在覆蓋層l、 2上，并且完全地以密封方式圍繞住包含覆蓋層l、 2和核心材料組成的部件。
在所有本發(fā)明的實施方式中，當(dāng)空心腔被抽空后，氣密膜為了確保不
漏氣的密封，并且保持部件9的空心腔12、 13、 14的真空狀態(tài)，提供核心
材料和氣密膜11之間緊密接觸。
根據(jù)本發(fā)明，標(biāo)注為9的部件，以優(yōu)選地蜂窩狀空心腔12、 13、 14形式被在真空室中抽成真空，空心腔具有至少一個開口17、 18、 19用于抽空空心腔的空間。在真空室中抽真空后，部件9被氣密膜11圍繞，并且然后從真空室移走以便進一步加工， 一旦真空室通氣，氣密膜11密封空心腔12、13、 14的開口17、 18、 19，結(jié)果是空心腔12、 13、 14保持真空。
根據(jù)迸一步的實施方式，以覆蓋層2已經(jīng)固定在部件9，部件9通過在空心腔l、 13、 14中的開口17、 18、 19抽氣。當(dāng)真空裝置被移走前，覆蓋層1應(yīng)用到部件9的具有開口17、 18、 19的相應(yīng)表面上，并密封了從空心腔指向朝覆蓋層1的方向的開口17、 18、 19 (圖6)。另外，以三明治方式圍繞部件9的覆蓋層1、 2被氣密膜11圍繞，考慮到真空室的通風(fēng)，所述氣密膜ll被靠近地應(yīng)用到覆蓋層l、 2使覆蓋層1、 2被密封。(圖5a、 5b)
在進一步的實施方式中，覆蓋層1優(yōu)選地設(shè)置有與空心腔的開口17、18、 19對齊的開口22、 23、 24，因而，空氣可以通過多孔格柵形式的覆蓋層1被吸出空心腔12、 13、 14。覆蓋層2和覆蓋層1與部件9一起隨后被氣密
膜11圍繞，作為真空室通風(fēng)的結(jié)果，所述氣密膜ll緊密地應(yīng)用到覆蓋層l、2。(如圖6)
根據(jù)進一步的實施方式，具有空心腔12、 13、 14的部件9暴露于真空裝置，部件9設(shè)置至少一側(cè)具有覆蓋層，便如具有覆蓋層2，然后，通過形成在空心腔中的開口17、 18、 19，空心腔12、 13、 14的真空形成。然后，部件9與覆蓋層2—起被氣密膜11圍繞圍繞，由于真空室通風(fēng)，氣密膜ll膜緊密地應(yīng)用到部件9的外表面，覆蓋層2被密封，同時，空心腔12， 13，14的開口17、 18、 19被密封。
在所有的實施方式中，已達到的效果是空心腔12、 13、 14被抽空，在空心腔12、 13、 14中的真空以氣密膜11的方式被保持。
與圖3所示的從金屬片外皮向內(nèi)到機艙的內(nèi)側(cè)的側(cè)整流板相比，應(yīng)用根據(jù)本發(fā)明的結(jié)構(gòu)部件9可能避免至少次隔層7。傳統(tǒng)的側(cè)整流板的熱傳導(dǎo)率約為O. 04至0. 06W/mK，而使用具有抽真空的腔的新型結(jié)構(gòu)的部件9的側(cè)整流板的熱傳導(dǎo)率約為0. 008W/mK。
根據(jù)真空隔熱板VIP的發(fā)明代替具有真空空心腔的部件9，根據(jù)現(xiàn)有技
術(shù)取得蜂窩核心材料所需要的靜態(tài)強度，并且通過膠粘結(jié)或?qū)訅涸诟采w層1、 2上獲得他們的強度。在這個情況下，覆蓋層l、 2同時也機械地防止膜被破壞的作用。這種VIP板優(yōu)選地具有非平面形式，即，其作為整體使用在稍彎曲的內(nèi)層部件。
這種形式的VIP結(jié)構(gòu)元件由能承受壓力及能被抽真空的多孔填充芯組成。所述填充芯以壓縮粉末、玻璃纖維或具有開口孔的泡沫塑料展示在這里，其在真空中焊在氣密膜里面，即，這種類型的板已經(jīng)被氣密膜圍繞，并且，根據(jù)本發(fā)明，為了生產(chǎn)部件9而設(shè)置有覆蓋層1、 2。
如有需要，為了防止當(dāng)真空裝置被移走后空氣進入氣密膜內(nèi)部，氣密膜11被置于部件9周圍后通過熱密封而密封。
因此，根據(jù)發(fā)明的部件9，其在圖4以下等等中顯示為大致平面的部件，也可以具有根據(jù)外皮5的曲率而彎曲或稍稍彎曲的形狀。
在本發(fā)明的進一步完善中，側(cè)整流板的尾部或前部被設(shè)計成具有高度的熱輻射反射率。例如，通過后部表面的蒸汽沉積或根據(jù)DE—10027925一C2，在覆蓋層上使用特殊的低發(fā)射的膜而實現(xiàn)。優(yōu)點在于進一步減少側(cè)整流板的輻射熱的損失。
雖然參照優(yōu)選的示例性實施方式，本發(fā)明已經(jīng)被在這個情況下描述，其不限于此，而是可以以多種方式修改。
權(quán)利要求
1、一種飛機側(cè)整流板，其包括部件(9)，所述部件(9)限定獨立的空心腔(12、13、14)，所述獨立的空心腔(12、13、14)大致排列在優(yōu)選的彎曲平面中，并且設(shè)置在兩個覆蓋層(1、2)之間，其特征在于設(shè)置完全地圍繞具有空心腔(12、13、14)的部件(9)的氣密膜，并且，在應(yīng)用真空裝置以將所述空心腔(12、13、14)抽真空后，所述氣密膜以氣密的方式圍繞具有空心腔的部件(9)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于 空心腔(12、 13、 14)具有蜂窩形狀，并且具有用于抽真空的開口U7、18、 19)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于 氣密膜(11)圍繞部件(9)，以至少一個覆蓋層(1、 2)被密封。
4、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于氣密膜(11)以氣密的方式圍繞部件(9)，以所述兩個覆蓋層(1、 2) 被密封。
5、 根據(jù)上述權(quán)利要求至少一項所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于 覆蓋層(1)的一個以多孔格的形式設(shè)置，并且具有孔(22， 23， 24)，所述孔(22， 23， 24)與核心材料中的開口 (17， 18， 19)對齊。
6、 根據(jù)上述權(quán)利要求的至少一項所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于: 氣密膜(11)的面對所述部件(9)的至少一個表面浸漬樹脂。
7、 根據(jù)上述權(quán)利要求的至少一項所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于: 至少在覆蓋層(1)之一的方向上設(shè)置部件(9)中的開口(17， 18， 19)。
8、 根據(jù)上述權(quán)利要求的至少一項所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于: 氣密膜(11)圍繞部件(9)，并且在于，所述氣密膜(11)被覆蓋層(1， 2)橫向地密封。
9、 根據(jù)上述權(quán)利要求的至少一項所述的飛機側(cè)整流板，其特征在于: 整流板的后側(cè)和/或前側(cè)具有高度的熱輻射反射性。
10、 用于生產(chǎn)飛機側(cè)整流板的方法，其使用具有空心腔的部件，其中， 具有空心腔的所述部件經(jīng)受真空裝置，所述空心腔通過具有空心腔的所述部件經(jīng)受真空裝置而被抽真空，所 述部件被氣密膜密封，并且所述真空裝置隨后被移走，所述氣密膜自身緊 密地施加到所述部件。
11、 根據(jù)權(quán)利要求io所述的方法，其特征在于-在真空裝置被移走以前，所述部件在一側(cè)上或在兩側(cè)上設(shè)置覆蓋層。
12、 根據(jù)權(quán)利要求10或11所述的方法，其特征在于所述空心腔設(shè)置有開口，并且在于，在應(yīng)用真空裝置期間，在真空裝 置被移走以前，所述開口被覆蓋層密封或是被氣密膜密封。
13、 根據(jù)權(quán)利要求10至12所述的方法，其特征在于所述部件設(shè)置有多孔格形式的覆蓋層，并且在于，包括多孔格形式的 覆蓋層的所述部件被氣密膜密封。
14、 根據(jù)權(quán)利要求10至13所述的方法，其特征在于所使用的氣密膜是在至少在設(shè)置有到空心腔的開口的區(qū)域設(shè)置有樹 脂涂層的膜。
15、 根據(jù)權(quán)利要求10至14所述方法，其的特征在于 所述部件被以氣密膜圍繞以后，并且在所述真空裝置釋放后，橫向的覆蓋層被連接。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機側(cè)整流板，具有獨立的空心腔(12、13、14)形式的部件(9)，它基本上以優(yōu)選的彎曲平面設(shè)置，并且設(shè)置在兩個覆蓋層(1、2)之間，其中，設(shè)置有完全地圍繞具有空心腔(12、13、14)的部件(9)的氣密膜，當(dāng)使用真空裝置將空心腔(12、13、14)抽空后，以密封方式圍繞具有空心腔的部件(9)。
文檔編號B32B3/12GK101479098SQ200780023583
公開日2009年7月8日 申請日期2007年6月22日 優(yōu)先權(quán)日2006年6月23日
發(fā)明者格奧爾格·米泰勒, 賴納·米勒 申請人:空中客車德國有限公司