航空器门及制作方法与流程

1.本技术涉及一种用于航空领域的门，特别是一种由复合材料制成的可打开的门。
2.更具体地，本技术涉及一种所谓的风扇罩门(fancowldoor)，即用于飞机的发动机的集装箱(所谓的吊舱或机舱)的检查舱口，及其制造方法。


背景技术：

3.发动机的检查门为机舱的可打开的半圆柱形部分，通常由具有碳纤维填料的热固性基质的复合材料制成，以确保重量轻。
4.在组装过程中，用于将门连接到机舱的长方形纵向和横向加强件和元件被应用在门的凹面，该凹面面向舱口的内部隔间，元件从门的主体中突出。
5.已知类型的门的缺点是所使用的符合结构要求的复合材料不能抵抗经过的火焰。为了防止发动机区域发生火灾时门的内表面退化，需要用热保护板覆盖表面本身，而热保护板需要频繁更换，难以检查关键的内部区域。
6.在这种隔热模式下，门与机舱和加强元件之间的连接区域和加强元件在任何情况下都不会受到保护。
7.因此，已知类型的门的另一缺点是，在发动机着火的情况下，门有从机舱脱离的危险。
8.火焰从机舱逃逸将使火焰击中机翼和机身区域，这两部分分别由铝合金和碳纤维制成，将完全失去其机械和结构特性。


技术实现要素：

9.为此，本技术提出并解决的技术问题是提供一种用于机舱的门以及制造门本身的方法，其使现有技术的上述缺陷得以克服。
10.该问题通过根据权利要求1的门以及根据同一发明构思，通过根据权利要求9的方法来解决。
11.本技术的优选特征存在于从属权利要求中。
12.本技术提供了一些显著的优点。
13.本技术允许制造多层门，其被配置成能够承受高工作温度，从而防止在机舱的内部隔室发生火灾时结构退化。
14.另一优点是根据本技术的多层门包括门本身的主体中形成的加强装置，其允许建筑材料的结构均匀性，其在高机械容量下与所包含的重量和厚度以及电导率值相关联，优化了它在航空领域的使用。
15.本技术的另一优点是相对于现有技术的门，门的重量减轻了约5％。
16.重量的减轻，结合在发动机起火时防止火焰通过和保持机舱空气动力学表面完整性的特点，转化为在运行条件下保持航空器整体空气动力学性能的机会。
17.另一优点是，根据本技术的多层门的生产方法快速且经济。
18.通过以下对一些实施例的详细描述，本技术的其他优点、特征和使用方法将变得清楚，这些实施例以示例的方式提供，而不限制本技术的范围。
附图说明
19.参考附图，其中：
20.图1是已知类型的门的透视图；
21.图2a-2c示出了根据本技术的门的实施例的内层的处理步骤示意图；
22.图3a-3e示出了用于获得根据本技术的门的实施例的第一部分的进一步处理步骤示意图；
23.图4示出了根据本技术的门的实施例的第一部分的分解透视图；
24.图5示出了根据本技术的门的实施例的第一部分的成型半模透视图；
25.图6示出了根据本技术的门的实施例的第二部分的成形反模透视图；
26.图7示出了用于形成根据本技术的多层门的模具透视图；
27.图8示出了根据本技术的门的实施例的透视图；
28.图9a示出了图8的分解透视图；
29.图9b示出了图9a的放大细节。
具体实施方式
30.以下描述涉及可打开的门，特别是发动机吊舱或机舱的门，其被配置成允许进入机舱的内部隔室，特别是在检查和/或维护发动机的情况下，以及门本身的制造方法。
31.根据本技术的多层门的第一实施例如图8所示，其整体用附图标记100表示。
32.根据本技术的门100包括在组装配置中面向机舱内部的第一多层部分40和在组装配置中面向机舱外部的第二层状部分50。
33.门100的第一部分40包括沿门本身的厚度方向彼此叠置的至少三层。
34.具体地，第一部分40包括由具有无机基质的复合材料制成的内层10、外层30和中间层20。
35.内层10和外层30，例如制成层压板的形式，都由包括碳纤维填料和热固性聚合物基质的复合材料制成，碳纤维填料优选碳纤维织物，热固性聚合物基质优选环氧树脂。
36.关于门100的中间层20，它是由复合材料制成的隔热层状元件，复合材料包括无机基质和碳基填料。
37.特别地，无机基质是由同一申请人开发并在国际专利申请wo2018179019中描述的类型的陶瓷基树脂。
38.有利地，所使用的陶瓷基树脂的tg(玻璃化温度)为900℃，并且可以承受高达1200℃的燃烧温度，符合iso2685的规定。
39.申请人开发的陶瓷基树脂的热稳定性在工作温度范围内进行了测试，证明是耐热的。
40.由于陶瓷基基质的多孔结构(特别是其残余孔隙率在16％和21％之间)，该多孔结构在-55℃至310℃的温度范围内是不可改变的，并且符合航空fts法规，因此，如此配置的中间层20充当隔缘体，即充当热隔缘体。
41.有利地，根据本技术的门的中间层20的比重在1180至1280kg/m3之间.
42.根据中间层20的第一变体实施例，碳纤维填料为碳纤维织物的形式，例如具有约200g/m2的重量。
43.该重量保证了碳纤维织物与陶瓷基树脂的最佳可加工性和浸渍性，并允许获得大约0.25mm的预浸渍织物厚度。
44.优选地，中间层20，例如通过重叠四个浸渍有陶瓷基质(as-ht)的碳纤维织物制成的预成型件，具有至少1mm的最小厚度，以确保组件在与温度为1200℃和热通量为120kw/m2的火焰接触时，不会被穿孔。
45.根据中间层20的变体实施例，碳纤维填料是无纺布或毛毡的形式。
46.具体而言，用浸渍陶瓷基质(asht)制成的单层无纺布，其最小厚度约为2mm，比重约为600kg/m3.
47.2mm厚的无纺布层，浸渍有陶瓷基质(as-ht)，确保组件不会被穿孔，例如在接触温度为1200℃的火焰和热通量120kw/m2的情况下.
48.由于这个原因，中间层20的结构完整性在操作阶段中的门的工作温度下得到保证，即使在发动机舱中发生火焰的情况下也是如此。
49.有利地无纺布是从碳纤维废料的回收中获得的，因此具有比碳纤维织物层更低的成本。
50.此外，安装单层无纺布在门的施工过程中需要较少的人力，相对于碳纤维织物层的定位，可以更快地组装门本身。
51.机舱的门是形状像圆柱体的一部分的元件，是机舱本身外壳的组成部分。
52.为了保证结构刚度，防止在使用过程中以及在开启和关闭操作过程中发生弯曲或变形，门采用纵向和横向加强元件加强，一般固定在门本身的内表面上，如图1所示。
53.有利地，本文所述的门提供了集成在门本身的本体中的纵向和/或横向加强元件。
54.特别地，第一部分40的层被成形为呈现出至少一个纵向突起和/或至少一个横向突起，其尺寸设置成增加门100的结构强度，用作结构加强元件。
55.因此，按照iso2685标准的规定，这样就保证了“防火”加强元件(fire proofness)的形成。
56.根据优选实施例，如图8、9a和9b所示，在组装配置中面向机舱内部的第一多层部分40具有至少一个纵向突起和/或至少一个横向突起，其向机舱内部延伸。
57.具体地，每个突起通过构成第一部分40的层的弯曲部获得。为此，在面向机舱内侧的面上的每个突起处，即在内层10的暴露面上，在第一部分40的面向机舱外侧的面上，即在外层30的暴露面上，有凹槽。
58.例如，每个突起具有u形横截面。特别地，为了优化结构加强，横截面实质上是梯形的，具有两个侧向区段，其朝向面向机舱内部的下基部倾斜。
59.根据本技术的门100的第二部分50被配置为连接到第一部分40的外层30，以满足机舱的空气动力学要求。
60.第二部分50由复合材料的空气动力学轮廓制成，该复合材料包括碳纤维填料(优选碳纤维织物)和具有良好抗冲击性的热塑性聚合物基质(例如包含pmma)。根据变体实施例，第二部分50具有热固性聚合物基质。
61.本技术还涉及门的极其简化的制造过程。
62.多层门实际上由芯部或中间层组成，其由具有高孔隙率无机基质(as-ht)的碳制成，无机基质用作阻燃屏障，并且在每个主面上覆盖至少一种碳纤维织物和聚合物基质。根据具体的结构要求、门的尺寸、与机舱固定部分的连接点的数量以及航空器飞行条件下的负载，碳纤维织物可以相互重叠使用，以优化本技术的结构强度。
63.根据本技术的门还保证了极其简单的检查，被制造成具有实质恒定厚度的单件，没有通常被发动机流体弄脏的热保护。
64.根据本技术的门的制造过程设想制造隔热分层元件20的第一步，即，中间层，特别是可以作为预成型件存储的中间层。
65.图2a示出了具有实质半圆柱形形状的半模(s1)。特别地，半模的外表面具有至少两个横向凹槽和/或至少两个纵向凹槽，它们在内表面处表现为相等数量的横向和纵向突起。
66.然后通过将浸渍有陶瓷基质(as-ht)的碳填料定位在实质为半圆柱形半模的外表面上来制造中间层20。
67.特别地，在半模(s1)上布置彼此叠置并预先浸渍的碳纤维织物层。
68.根据优选的变型实施例，碳填料是以无纺布层的形式存在，特别是由预先浸渍的再生碳纤维材料制成的无纺布。
69.然后将模具插入真空袋中，然后将材料在高压釜中在约3个大气压的压力、约80℃的温度、约12小时的条件下进行第一次硬化处理。然后取出袋子以方便随后的干燥过程。
70.然后，在环境压力下，在约80℃的温度下，对材料进行第二次热处理循环，持续约12小时。
71.随后，由碳和陶瓷基质(as-ht)制成的预成型件20在惰性气体气氛中在约750℃的温度下进行热处理，以获得所需的化学-物理特性。如图2c所示，然后将预成型件20与半模(s1)分离，并且可以在等待后续层压步骤中的使用时被储存，例如如图3a-3e所示。
72.层压阶段包括使用实质上半圆柱形的第二成型半模(s2)，其与半模(s1)的区别仅在于由层10的厚度确定的偏移量，在其上定位有内部预浸渍层10，在内预浸渍层10上定位预成型件20，并且在预成型件20上定位外预浸渍层30。
73.将获得的组件置于真空下，放入特殊的真空袋中，以保证内预浸渍层10和外预浸渍层30在预成型件20的内表面、外表面上的附着力，并消除在将层10和30施加到预浸渍的预制件20(as-ht)上过程中积累的任何空气。
74.为了使层10和30的基质聚合并使其在中间层20上最佳耦合，将上述组件插入高压釜内，进行压力值为3bar的固化过程，温度为177℃，时间约为2.5小时。
75.有利地，根据本技术的方法允许在形成门100的第一部分40的层期间制造至少一个突起14、14'或加强元件，如图2a至4所示。除了在组装、劳动时间和成本方面的优势之外，由阻燃材料制成的加强元件14、14'可在发动机舱发生火灾时进一步提高门100的机械阻力。
76.图8示出了根据本技术的门的优选形式，其包括两个横向加强突起14和三个纵向加强突起14'。然而，根据具体应用所需的结构要求，根据本技术的门可以通过使用与图中所示不同的半模而具有不同数量的加强元件。
77.优选地，层10和30具有过量的树脂含量，其在层之间的耦合阶段充当粘合剂。
78.特别地，外层30和真空袋之间放置保护层，称为剥离层，即用外层30的树脂浸渍自身但不允许其耦合的聚酯织物。
79.出于这个原因，剥离层用于将第一部分40与真空袋分离并在去除袋时保护外层30的表面。
80.在固化步骤之后移除真空袋，被认为是门100的混合加强部分的第一部分40留在模具中而不移除保护剥离层，同时等待随后与第二部分50即空气动力学部分粘合。特别地，第一部分40可以作为预制件存储。
81.第二部分50通过另一半模(s3)制成，其具有实质上半圆柱形的形状。
82.如图6所示，将包括碳纤维填料和热塑性基质，特别是聚甲基丙烯酸甲酯(pmma)的复合材料预浸渍层放置在半模(s3)上，并在真空袋中在环境温度下进行约4小时的固化循环。
83.为了继续进行第二部分50在第一部分40上的耦合，例如通过层压，从外层30去除保护层。施加保护层的表面是干净的，并且准备好进行后续粘合或涂漆操作，避免研磨性清洁操作。
84.如图5所示，一旦去除了保护层，就在层30的外表面施加环氧结构粘合剂膜45层。
85.在定位粘合剂膜45之后，如图7所示，通过将用作门100的空气动力学层的第二部分50与用作结构增强件的第一部分40相匹配，组装两个半模s2和s3，并将产品放置在真空袋中，以约3bar的压力，在高压釜中进行粘合剂的固化过程，在约177℃的温度下，持续约2个半小时。
86.门100的第一部分40的制造方式使其不需要进行修改以满足机舱内部的美学规格；因此，一旦从成型模具中取出，内层10就不需要加工或涂漆。
87.因此，根据本技术的多层门100表现为具有优异机械特性的碳纤维层压板，在层10和20由具有热固性基质的碳纤维制成的情况下，其如下：
88.表1
89.astm值(mpa)d3039-抗张强度365d3039-拉伸模量55000d695-抗压强度5.38d695-压缩模量51000d6484-开孔压缩125
90.参考上面已经描述的内容，本技术的优点因此是门的重量较轻、在发生火灾时增加飞机的总体安全性、更容易维护、减少制造门所需的部件以及降低总成本。
91.本技术允许制造基本上没有未被完全保护的区域或部件的门，也就是说，与机舱内的环境隔离，从而确保沿着门的整个表面延伸的结构阻力的连续性和均匀性，以及在火灾情况下由于火焰而产生的穿孔的高阻力。
92.根据优选实施例，在不限制应用范围的情况下，仅通过示例的方式描述了本技术，但应理解的是，本领域的专家可以对本技术进行修改和/或改进，而不偏离本技术权利要求中定义的发明概念的范围。

技术特征：
1.航空器门(100)，其配置为从机舱外壳的关闭位置移动到打开位置以允许检查机舱的内部隔室，所述航空器门包括：-第一多层部分(40)，包括内层(10)、外层(30)和中间层(20)，其中所述中间层(20)由具有无机基质和碳基填料的复合材料制成，所述第一部分以具有至少一个基本上为长方形的加强突起(14、14')的方式成形；-第二层状部分(50)，具有空气动力学轮廓并且成形为与所述第一多层部分(40)耦合连接，所述门(100)的整体构造使得在组装构造中，并且在所述第一部分(40)和所述第二部分(50)之间的耦合连接中，所述至少一个基本上为长方形的加强突起(14、14')面向所述机舱的所述内部隔室。2.根据权利要求1所述的航空器门(100)，其中所述中间层(20)的所述碳基填料为碳纤维织物。3.根据权利要求1所述的航空器门(100)，其中所述中间层(20)的所述碳基填料是无纺布，可选地为再生碳。4.根据前述权利要求中任一项所述的航空器门(100)，其中所述第二部分(50)由具有热塑性或热固性聚合物基质和碳基填料的复合材料制成。5.根据前述权利要求中任一项所述的航空器门(100)，其中所述内层(10)和所述外层(30)由包括碳纤维填料和热固性聚合物基质的复合材料制成。6.根据前述权利要求中任一项所述的航空器门(100)，其中所述第一多层部分(40)在所述内层(10)上的每个基本上为长方形的加强突起(14、14')处具有在所述外层(30)上的基本上为长方形的凹槽。7.根据前述权利要求中任一项所述的航空器门(100)，进一步包括粘合膜材料(45)层，其位于所述第一多层部分(40)和所述第二部分(50)之间。8.根据前述权利要求中任一项所述的航空器门(100)，包括两个横向加强突起(14)和三个纵向加强突起(14')。9.根据权利要求1至8中任一项所述的航空器门(100)的制造方法，包括以下步骤：(a)提供包括隔热层状元件(20)的第一多层部分(40)，所述第一部分(40)定位在成型半模(s2)上；(b)提供具有空气动力学轮廓的第二部分(50)，所述第二部分(50)定位在另一成形半模(s3)上；(c)通过闭合所述半模(s2)上的所述另一半模(s3)，将所述第二部分(50)施加到所述第一部分(40)上。10.根据权利要求9所述的航空器门(100)的制造方法，其中，在所述步骤(c)之前，还包括在所述第一部分(40)多层上定位粘合膜材料(45)层的步骤，所述方法还包括步骤(d)：提供固化所述粘合膜材料(45)层的步骤。

技术总结
一种用于航空器的门(100)，其被配置成从机舱外壳的关闭位置移动到打开位置以允许检查机舱的内部隔室，包括：第一多层部分(40)，包括内层(10)、外层(30)和中间层(20)，其中中间层(20)由具有无机基质和碳基填料的复合材料制成，第一部分以具有至少一个实质上长方形的加强突起(14、14')的方式成形；-第二层状部分(50)，具有空气动力学轮廓并且成形为与第一多层部分(40)耦合连接，门(100)的整体构造使得在组装构造中，并且在第一多层部分(40)和第二部分(50)之间的耦合连接中，实质上长方形的加强突起(14、14')面向机舱的内部隔室。14')面向机舱的内部隔室。14')面向机舱的内部隔室。


技术研发人员：克里斯蒂亚诺
受保护的技术使用者：航空服务责任有限公司
技术研发日：2021.12.13
技术公布日：2023/9/14