CN101384482A - 用于飞机的能量吸收器 - Google Patents
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Abstract
目前，传统的用于将飞机的舱内设备附连到主结构的坚固的保持架不能有效的控制动载荷。根据本发明的实施例，提供了一种用于飞机的能量吸收器，其包括一个或多个能量吸收元件和一个壳体，其中能量吸收元件可以通过发生在壳体内的塑性变形吸收碰撞冲击。因此，限制了作用在主结构上的载荷，这样就增加了乘客的被动安全性并且减轻了重量。
Description
相关申请的引用参考
本申请要求2006年2月15日提交的德国专利申请No.10 2006007030.5和2006年2月15日提交的美国临时专利申请No.60/773,423的优先权，这些专利申请的公开内容以引用的方式并入本文。
技术领域
本申请涉及一种用于飞机的能量吸收器。更具体地说，本发明涉及一种用于飞机的能量吸收器，这种能量吸收器在飞机中的用途，以及在飞机中吸收能量的方法。
背景技术
在飞机上，使用保持架或附连元件保持和附连舱内设备，如舱内衬板衬层、吊挂箱或建构物。在刚性的附连元件的情况下，特别是如果发生急剧加速，例如在有严重紊流或紧急着陆的情况下可能发生急剧加速，此时产生的加速力可由保持架直接从飞机的主结构传递到所附连的舱内设备上。同样，作用在舱内设备的所有力或加速度经由保持架或固定系统直接传递到飞机结构上。
根据静载荷或最大工作载荷设置保持架和附连到保持架的舱内设备。保持架可能发生断裂，比如，由于产生过度加速力使保持架发生破裂或从舱内设备中飞出，这将导致破坏保持架、舱内设备或飞机的主结构并且进一步危及或伤害乘客或导致可能抽空的故障。
发明内容
因此希望提供一种用于飞机的能量吸收器，该能量吸收器在剧烈的机械载荷的情况下也能提供飞机舱内设备或其它装置的可靠的附连。
根据本发明的一个实施例，提供一种用于飞机的能量吸收器，该能量吸收器包括第一能量吸收元件和第二能量吸收器，两者都是通过塑性变形(或力限制)吸收加速能量或加速力，并且还包括壳体，其中能量吸收元件的塑性变形发生在该壳体内，并且其中第二能量吸收元件设置成平行于第一能量吸收元件并且邻接于第一能量吸收元件。
通过至少部分地结合在壳体内的能量吸收元件，可以限制作用在舱内设备上的机械载荷，该舱内设备通过能量吸收器连接到飞机的主结构上，该舱内设备例如是安装在乘客上方的行李舱。例如，该能量吸收器设计成用于吸收由于飞机运动产生的加速能量。通过吸收加速能量，可以减小从飞机的主结构传递到舱内设备的力或从舱内设备传递到主结构的力。这将增大舱内的被动安全性。此外，通过使用本发明的具有能量吸收元件的能量吸收器，由于最大机械载荷减小，所以舱内设备的结构将可以以节省材料和减轻重量的方式设计。这就允许在载荷曲线上包含的所有部件(比如，舱内部件、保持架和主结构)的重量最优化。此外，在静态支配系统中，特别是具有由于载荷而使结构变形的结构，可以使载荷均匀分布。
由于使用了多个彼此互相平行并且平放于彼此(也就是，邻接于彼此)的能量吸收元件，可以增加力能级。同时，可以更好地利用现有空间并且不同定位的能量吸收元件(比如，薄板形状)通过现有的两个力线实现在甲板层更有利的力分布。
因此，在具有本发明的能量吸收器的情况下，碰撞冲击，如那些在紧急着陆时所产生的，可以至少部分被吸收。合力冲击因此就不会完全传递到舱内设备上，反而发生衰减或部分被吸收到一个规定的力能级，这样就不会发生故障。
根据塑性变形原则，进一步可以在前向和反向方向上吸收多个碰撞冲击。换句话说，能量吸收器可在两个方向上工作(具体地，从壳体中拉出和移入到壳体中的方向)并且由此在不同方向上吸收冲击。
根据本发明的另一实施例，第二能量吸收元件嵌入到第一能量吸收元件内。
以这种方式，可以保证吸收的力更好地分布在壳体上。
根据本发明的另一实施例，该能量吸收器还包括第三能量吸收元件和第四能量吸收元件，其中第三能量吸收元件嵌入到第四能量吸收元件中并且第三能量吸收元件和第四能量吸收元件设置成邻接于第一能量吸收元件和第二能量吸收元件，使得两个能量吸收对通过滚动运动彼此抵靠而支撑。向外的作用力将减小，这样(在具有合适结构的情况下)分隔的壳体可以省去并且可以整体形成在待保持的几何形状中(比如，使帽架具有蜂窝孔盘)。
这里，没有表面受到摩擦。
根据本发明的另一实施例，壳体包括第一盖板或盖层、第二盖板或盖层和用于第二能量吸收元件和第一能量吸收元件的固定支座。
根据本发明的另一实施例，第一能量吸收元件具有纵向狭槽，壳体还具有中间壁，该中间壁安装在该狭槽的区域中。
通过使薄板开狭槽和由中间壁将壳体分成多个腔，作用到甲板层的最大作用力将大大减小。
根据本发明的另一实施例，该能量吸收器还包括第一附连区域和第二附连区域，其中第一附连区域设计成用于将所述能量吸收器附连到主结构上并且第二附连区域用于将能量吸收器附连到舱内设备上。
比如，附连区域使安装简单成为可能。在这点上，首先能量吸收器可以安装在机身或甲板表面或主结构的支撑元件上。然后，舱内设备元件可以永久连接在具有能量吸收器的第二附连区域上。
根据本发明的另一实施例，能量吸收器借助于力连接或坚固联锁连接的方式连接到主结构或舱内设备上。
因此，提供了一种例如容易安装的能量吸收器。例如，此外第一附连区域的剖面是，比如，爪形元件形状，其被插入在支座的矩形截面上。在这点上，爪形元件例如可以设计成能量吸收器由具有插入物的支座固定，这样它的固定重量就被保持。为了最后附连能量吸收器，能量吸收器可由螺钉、铆钉或自锁销或类似装置固定到支座上。
根据本发明的另一实施例，该能量吸收器还包括调节元件。该调节元件可以改变能量吸收元件的弯曲半径并且随之改变杠杆臂。以这种方式，可以改变力能级(因此可变性恒定性能和渐进或衰退的性能是可调节的)。
在这样方式下，通过连续的改变盖层之间的距离可以自由调节力曲线。
此外，力-位移曲线单独地通过盖层的轮廓改变而改变。此外，为了单独地调节力-位移曲线的进一步改变，能量吸收器自身被构造或构成。
例如，盖层可以具有隆起或凸起，这样能量吸收元件可以被强迫具有额外的弯曲，该额外弯曲也可以影响力能级。
根据本发明的另一实施例，该能量吸收器具有能量吸收方向，其中首先当超过沿能量吸收方向的最小力(规定力)时，通过能量吸收器吸收能量。
舱内设备(等等)基本以相应的最小载荷支撑固定，这样其适合于飞机正常工作状态。当载荷增大，比如通过力产生的强烈的冲击会发生衰减，其中例如，能量吸收器在吸收方向上从壳体被拉出(或被推入到壳体内)。以这种方式，相应的强烈力冲击会被有效地吸收。
根据本发明的另一实施例，提供了能量吸收器在飞机内的用途。
根据本发明的另一实施例，提供了一种在飞机中吸收能量的方法，包括：从壳体内拉出第一能量吸收元件和第二能量吸收元件；并且在拉出过程中通过第一能量吸收元件和第二能量吸收元件在壳体内的塑性变形来吸收加速能量；其中第二能量吸收元件设置成平行于第一能量吸收元件并且平放于第一能量吸收元件上，即邻接于第一能量吸收元件。
本发明的其它目的和实施例可从从属权利要求中得出。
下面，根据附图结合实施例更加详细地描述本发明。
附图说明
图1A示出了根据本发明的一个实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图1B示出了图1A中的能量吸收器的平面示意图。
图2A示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图2B示出了图2A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图3A示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图3B示出了图3A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图4A示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图4B示出了图4A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图5A示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图5B示出了图5A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图6A示出了根据本发明的一个实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图6B示出了图6A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图6C示出了图6A中的能量吸收器的局部放大图。
图7A示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。
图7B示出了图7A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图8A示出了根据本发明的另一实施例的具有调节元件的能量吸收器的横截面示意图。
图8B示出了图8A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图8C示出了具有图8A、8B的结构的能量吸收器的力-位移曲线图。
图8D示出了图8A、8B中的能量吸收器具有可致动调节元件的示意图。
图8E示出了具有图8D的结构的能量吸收器的相应的力-位移曲线图。
图9A示出了根据本发明的另一实施例的具有调节元件的能量吸收器。
图9B示出了具有图9A的结构的能量吸收器的相应的力-位移曲线图。
图9C示出了图9A中的能量吸收器具有一个不同的可致动调节元件的示意图。
图9D示出了具有图9C的结构的能量吸收器的相应的力-位移曲线图。
图10A示出了根据本发明的另一实施例的具有调节元件的能量吸收器。
图10B示出了图10A中的能量吸收器的另一横截面的示意图。
图10C示出了具有图10A、10B的结构的能量吸收器相应的力-位移曲线图。
图10D示出了图10A中的能量吸收器具有可致动调节元件的示意图。
图10E示出了具有图10D的结构的能量吸收器的相应的力-位移曲线图。
图11A示出了根据本发明的另一实施例的具有可致动调节元件的能量吸收器。
图11B示出了具有图11A的结构的能量吸收器的相应的力-位移曲线图。
图11C示出了根据本发明的另一实施例的具有可致动调节元件的另一能量吸收器。
图11D示出了具有图11C的结构的能量吸收器的力-位移曲线图。
具体实施方式
在下面附图的描述中，相同的附图标记用于表示相同的或相似的元件。附图所表示的内容只是示意性的而不是成比例的。
图1A示出了根据本发明的一个实施例的能量吸收器的横截面示意图。能量吸收器100具有下部壳体区101和上部壳体区102，在它们之间安装有能量吸收元件。
安装有能量吸收元件1的能量吸收器100基本上可细分为：具有一个薄板或多个彼此互相嵌入的薄板的所谓的单甲板和具有两个或多个彼此相对的薄板(该薄板可以再次分别包括多个彼此互相嵌入的薄板)的多甲板。
因此，多个薄板可以彼此嵌入，从而获得例如最佳的盖层载荷和更好的体积利用或增大的力能级。
此外，能量吸收器100包括用于能量吸收元件1的固定支座103和力冲击点105-112、115。
图1B示出了图1A旋转90°后的示意图。上部壳体部分或双甲板薄板102具有孔113，用于附连例如飞机的主结构。能量吸收元件1具有孔114，用于附连例如飞机的舱内设备部分。如果现在一个力沿箭头116的方向作用于壳体上并且另一个力沿相反方向117作用于吸收元件1上，那么在超过已知的最小力时，该吸收元件通过塑性变形被从壳体中拉出。这样，吸收能量。
吸收作用也可发生在相反的方向上，如具体的是能量吸收元件1被压入壳体中。第一冲击点105至112和115一方面用于连接盖层101、102和用于分配作用力(用力线118和箭头119、120表示)。
如图1所示的结构示出了单甲板的基本形式。这里，能量吸收元件1抵靠而支撑于盖层101、102并且在达到触发力时变形。
图2A、2B示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器的横截面示意图。该结构大体上设计成如图1中的结构。通过薄板1的狭槽和使壳体102、101被再分成多个腔的中间壁202，可以大大地减小力或使力均匀分布。附图标记201表示薄板上的狭槽，中间壁202位于该狭槽中。
图3A、3B示出了根据本发明的另一实施例的另一能量吸收器的两个横截面示意图。该结构可以看作是独立的变形原理。然而，由于这里优选仅仅使一个能量吸收元件1发生变形，该结构也属于单甲板。该薄板多次环绕地经过圆滚子301、302、303、304、305、306、307。这些滚子被设计成可旋转的，从而保持最小的摩擦效果。
图4A、4B示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器，其属于“双甲板”结构。
这里，第一能量吸收元件1在一侧抵靠而支撑于盖层102。设有第二能量吸收元件3，其在另一侧抵靠而支撑于下侧盖层101。当达到触发力时，能量吸收元件1、3发生变形并且相对彼此滚动。
图5A、5B示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器。该结构主要类似于图4中的结构设计。通过安置两个或多个薄板1、2或3、4，能够增大力能级。例如，因此能够吸收较大载荷。同时，能更好地利用空间并且不同地定位的薄板通过现有的两个力线118实现在盖层或盖板101、102上有利的力分布。
图6A、6B和6C示出了能量吸收器的另一实施例。这里，两个(或多个)薄板分别彼此嵌入(1、2或3、4或5、6或7、8)。此外，不同的嵌入薄板组分别互相叠置。薄板对1、2通过滚动运动抵靠而支撑于薄板对3、4，薄板对5、6通过滚动运动抵靠而支撑于薄板对7、8。
这里非常有利地利用结构空间。多个彼此叠置的薄板通过它们自身的布置象盖板一样作用，并且因此减小作用到盖层101、102上的力。
此外，通过这些薄板相邻的设置，在恒定的力曲线下可以减小能量吸收器100的厚度(也就是，盖层101、102两者之间的间距)。这将使能量吸收器整体形成为多层夹层板，例如，这又导致壳体缩小。
图7A、7B示出了根据本发明的另一实施例的能量吸收器。该结构设计成细长形。这里，各个能量吸收元件1、2、3、4、9、10经由中间拉杆701互相连接。不同地定位的薄板通过现有的三个力线1181、1182、1183实现在盖层101、102上有利的力分布。
图8A至图9D示出了根据本发明另一实施例的具有调节元件的能量吸收器。通过连续改变盖板之间的距离可以自由调节力曲线。这种调节元件系统可以用于单甲板原理、双甲板或多甲板原理。
该调节元件系统包括第一调节元件801，第二调节元件802和由两个调节元件801、802致动的可移动的盖板803。
通过调节元件801、802的致动，能够移动盖板803，这样就使能量吸收元件1更紧或更松地被挤压。
图8A、8B中所示的结构提供了图8C的均匀、基本相同的力-位移曲线图。
在图8D所示的位置(这里调节元件801、902被旋入地更深，这样盖板803将能量吸收元件1更强地压到一起)，提供了图8D所示的力-位移曲线(比图8C中具有更高的水平)。
在图9A所示的其中盖板803倾斜地定位的位置中，提供了图9B所示的力曲线。这里，在使用最小力后，在拉出带1时，力曲线不恒定反而减小。反之，当推入带时，力曲线会增大。
盖板803也可具有一个不同的形状，例如，隆起或凸起808，其导致薄板1的弯曲仍然在区域809内，由此将相应改变力-位移曲线。
在图9C所示的结构中提供相反的力曲线(参见图9D)，其中当拉出薄板或盘1时，消耗的力将增大(并且反之亦然)。
图10A至图11D示出了具有调节元件801、802、805、806和盖板803、807的双甲板系统。
由图10A、10B所示的结构产生的力曲线如图10C所示。此处当拉出或拉入薄板1、3时，力曲线恒定。
如果调节元件801、802、805、806被旋入(参见图10D)，将具有一个增大的力曲线(参见图10E)。
如果调节元件以不同的方式被牢固地旋入，如图11A所示，当拉出时，力曲线减小(参见图11B)。
相反，如果调节元件与图11A中的结构以相反的方式旋入(参见图11C)，当拉出条1、2时，力曲线增大(参见图11D)。
该调节元件也可以由液压挺杆、偏心盘或电力调节驱动代替螺钉定位(参见图11A和11C)。
因此，可以针对不同情况很快和/或自动地调节吸收的力能级。
自然，也可以使用其它材料，比如，可变形塑料或其它弹性、可变形材料/材料混合物。
所示的能量吸收器也可以用作在所谓的拉杆中的能量吸收器。进一步的应用是，例如：
用于帽架链的连杆中的能量吸收器。一种特殊的效果是释放座的力传递到位于盖释放座前方的帽架上并且多余的潜力被保持。基本上，这些原理可用于需要永久的正向力连接(运动学上所规定的)的地方。
在起落架中的能量吸收器。
用于皮带系统的能量吸收器。
用于大的着陆襟翼和舵中的内侧舵连杆的能量吸收器。
用于座位的能量吸收器。
用于固定货物的能量吸收器。
整体形成在舱内建构物的连接点的能量吸收器。
用于APU(“辅助动力单元”)的能量吸收器，特别是用于APU的附件。
用于挡板或飞机避雷网的能量吸收器。
通过改变吸收元件的几何形状、弯曲半径和材料性质可以改变力能级。此外，可以改变盖层之间的间距调节力能级。可以存在一个永久摩擦连接。该系统可以不受外界条件的影响。此外，该系统对例如当一个冲击使主结构变形而产生的对角拉力不敏感(也就是，例如，如图9A箭头所示的对角线)。这里，当元件/部件之间产生相对位移将导致拉出方向发生偏差。
应该注意到术语“包括”不排除其它元件或步骤并且“一个”不排除多个。同时可以组合不同的相关实施例中的所描述的元件。
同时也应该注意到权利要求书中的附图标记不能限制权利要求所保护的范围。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于飞机的能量吸收器(100)，所述能量吸收器(100)包括：
第一能量吸收元件(1)和第二能量吸收元件(2)，两者都是通过塑性变形吸收加速能量；
壳体(101；102)；
其中所述能量吸收元件(1；2)的塑性变形发生在所述壳体(101；102)内；并且
其中所述第二能量吸收元件(2)设置成与所述第一能量吸收元件(1)平行并且邻接于所述第一能量吸收元件(1)；
其中所述第一能量吸收元件(1)包括纵向狭槽(201)；
其中所述壳体(101；102)还包括中间壁(202)，所述中间壁设置在所述狭槽的区域内。
2.根据权利要求1所述的能量吸收器(100)，
其中所述第二能量吸收元件(2)嵌入到所述第一能量吸收元件(1)内。
3.根据权利要求2所述的能量吸收器(100)，还包括：
第三能量吸收元件(3)和第四能量吸收元件(4)；
其中所述第三能量吸收元件(3)嵌入到所述第四能量吸收元件(4)内；并且
其中所述第三能量吸收元件(3)和所述第四能量吸收元件(4)设置成邻接于所述第一能量吸收元件(1)和所述第二能量吸收元件(2)，使得两个能量吸收对在滚动运动期间彼此抵靠而支撑。
4.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述壳体(101；102)包括第一盖板(101)，第二盖板(102)以及用于第二能量吸收元件(2)和第一能量吸收元件(1)的固定支座(103；104)。
5.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，还包括：
第一附连区域(113)；
第二附连区域(114)；
其中所述第一附连区域(113)设计成用于将所述能量吸收器(100)附连至主结构上；并且
其中所述第二附连区域(114)设计成用于将所述能量吸收器(100)附连至飞机的舱内设备上。
6.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中借助于螺钉、铆钉或自锁锁定销将保持架附连到主结构或舱内设备。
7.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述能量吸收器(100)还具有调节元件(801)；并且
其中通过所述调节元件(801)，所述能量吸收元件(1)的弯曲半径是连续可调的。
8.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述能量吸收器具有能量吸收方向；并且
其中当超过沿所述能量吸收方向作用的最小力时，通过所述能量吸收器吸收能量。
9.根据权利要求1至8中一项所述的能量吸收器(100)在飞机中的应用。
Claims (11)
1.一种用于飞机的能量吸收器(100)，所述能量吸收器(100)包括:
第一能量吸收元件(1)和第二能量吸收元件(2)，两者都是通过塑性变形吸收加速能量；
壳体(101；102)；
其中所述能量吸收元件(1；2)的塑性变形发生在所述壳体(101；102)内；并且
其中所述第二能量吸收元件(2)设置成与所述第一能量吸收元件(1)平行并且邻接于所述第一能量吸收元件(1)。
2.根据权利要求1所述的能量吸收器(100)，
其中所述第二能量吸收元件(2)嵌入到所述第一能量吸收元件(1)内。
3.根据权利要求2所述的能量吸收器(100)，还包括:
第三能量吸收元件(3)和第四能量吸收元件(4)；
其中所述第三能量吸收元件(3)嵌入到所述第四能量吸收元件(4)内；并且
其中所述第三能量吸收元件(3)和所述第四能量吸收元件(4)设置成邻接于所述第一能量吸收元件(1)和所述第二能量吸收元件(2)，使得两个能量吸收对在滚动运动期间彼此抵靠而支撑。
4.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述壳体(101；102)包括第一盖板(101)，第二盖板(102)以及用于第二能量吸收元件(2)和第一能量吸收元件(1)的固定支座(103；104)。
5.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述第一能量吸收元件(1)包括纵向狭槽(201)；
其中所述壳体(101；102)还包括中间壁(202)，所述中间壁设置在所述狭槽的区域内。
6.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，还包括:
第一附连区域(113)；
第二附连区域(114)；
其中所述第一附连区域(113)设计成用于将所述能量吸收器(100)附连至主结构上；并且
其中所述第二附连区域(114)设计成用于将所述能量吸收器(100)附连至飞机的舱内设备上。
7.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中借助于螺钉、铆钉或自锁锁定销将保持架附连到主结构或舱内设备。
8.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述能量吸收器(100)还具有调节元件(801)；并且
其中通过所述调节元件(801)，所述能量吸收元件(1)的弯曲半径是连续可调的。
9.根据前述权利要求中一项所述的能量吸收器(100)，
其中所述能量吸收器具有能量吸收方向；并且
其中当超过沿所述能量吸收方向作用的最小力时，通过所述能量吸收器吸收能量。
10.根据权利要求1至9中一项所述的能量吸收器(100)在飞机中的应用。
11.一种在飞机中的能量吸收方法，所述方法包括以下步骤:
从壳体中拉出第一能量吸收元件(1)和第二能量吸收元件(2)；
在向外拉出的过程中，通过所述第一能量吸收元件(1)和所述第二能量吸收元件(2)在壳体(101；102)内发生的塑性变形来吸收加速能量；
其中所述第二能量吸收元件(2)设置成平行于所述第一能量吸收元件(1)并且邻接于所述第一能量吸收元件(1)。
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