CN101687540B - 用于飞行器的适应性面板 - Google Patents

Abstract

用于飞行器的被加压的舱壁或面板包括能量吸收蒙皮，该能量吸收蒙皮响应物体的碰撞而变形，其中该碰撞施加至少冲击能的阈值量到蒙皮上。该蒙皮可被构造成圆顶或上扬的面板，该圆顶或上扬的面板基本不含刚性加强件与不可变形的加强构件，所述刚性加强件与不可变形的加强构件会妨碍蒙皮的柔性特征。蒙皮可由整体式的一片式材料例如复合金属制成，且可包括多种一体形成的加强特征。

Description

用于飞行器的适应性面板

技术领域

本公开一般涉及飞行器结构，且更为具体地，涉及用于飞行器的适应性面板。

背景技术

加压的飞行器可包含位于机身的前端或机首(nose)的一个或更多个前压舱壁(forward pressure bulkhead)或面板，其中所述一个或更多个前压舱壁或面板用作加压内舱环境的屏障。例如，在一个飞行器设计中，前压舱壁的前侧可被飞行器的雷达罩或“头锥”(“nosecone”)包围，其中该飞行器的雷达罩或“头锥”容纳天线和/或其他装置。雷达罩的内侧不加压，即它暴露到周围空气状况下。该雷达罩典型地由轻质且可透过电磁的材料例如玻璃纤维形成。因此，前压舱壁被设计成提供附加的保护以防止空中物体，例如可能碰撞飞行器机首的鸟。

传统的前压舱壁被设计成通过提供“砖墙”的保护模式而刚性地对抗碰撞。换言之，传统的前压舱壁被设计成以极小的结构偏移来抵抗空中物体的穿入。在此方面，这样的前压舱壁与面板利用刚性加强梁、肋或支撑主舱壁面板的其他部件。因此，这样的前压舱壁与面板典型地由多个单独的部件制造成，其中所述多个单独的部件被焊接、铆接或以其他连接方式连接到一起以形成所需的结构。最终的结构可能包括大量的零件，这增加了前压舱壁的成本。

飞行器的冠状面板(crown panel)是在驾驶舱窗上方开始的区域，且典型地向后延伸到飞行器的结构框架构件。由于其暴露的部位在机身的前侧附近，因此与前压舱壁相同，此区域可能遭受鸟类撞击与飞行中的冰雹。在此区域中，可能存在相对于飞行方向的入射陡角(典型地，约25至30度)。传统的冠状面板利用所设计的坚固的结构与框架元件来抵抗由外来物体所导致的变形与穿入。因此，现有技术的冠状面板组件利用笨重的加强梁、肋或支撑暴露的冠状面板蒙皮的其他部件。而且，这样的现有技术的冠状面板组件可能需要大量的零件，这增加了冠状面板的材料与制造成本。

因此，需要有一种前向面板能克服上述的限制或不利之处。

发明内容

在此描述的适应性面板利用可变形的蒙皮或面板替代刚性面板与框架结构。该面板的主要区段被设计成受到例如空中物体的物体碰撞冲击时变形，从而吸收并消耗冲击能。在一个实施例中，面板由整体式的一片式材料形成，例如但不限于铝、钛、复合材料或其他适合的材料。加强的周向和/或横向特征可通过选择性移除材料而在一片式材料内形成。材料的选择性移除可导致相对薄的区域，当经受较小的冲击力时，该相对薄的区域变形，而相对厚的区域限定所述加强特征。当经受更大的冲击力时，这些加强特征中的一些变形。在此所述的面板的实施例利用了较少的零件，且相对于传统飞行器面板与面板支撑结构具有更轻的重量。例如，冠状面板的实施例可以比其常规对应物轻大约60-80磅。

根据一个公开的实施例，一种用于飞行器的能量吸收面板包括被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形的适应性外蒙皮。该适应性外蒙皮可以是整体式的，并可包括至少一个可变形加强特征，该至少一个可变形加强特征与所述适应性外蒙皮的至少一个边缘一体形成，并沿所述适应性外蒙皮的所述至少一个边缘延伸。该面板可进一步包括基本刚性的内蒙皮，以及在所述内蒙皮与所述外蒙皮之间由能量吸收材料制成的可压坏层。所述刚性的内蒙皮可形成压力舱壁，该压力舱壁与所述外适应性蒙皮间隔开一距离，该距离足以确保所述适应性外蒙皮在所述物体碰撞期间向内偏移。

根据另一个公开的实施例，一种用于飞行器的能量吸收冠状面板具有驾驶舱窗框架，该驾驶舱窗框架包括至少一个窗柱与一个后窗框架，该能量吸收冠状面板包括：适应性面板，该适应性面板被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，从而吸收与消耗所述冲击能的至少一部分；在所述适应性面板中形成并与所述后窗框架连结的前向加强特征；以及至少一个横向加强特征，该横向加强特征被形成在所述适应性面板内，并与至少一个窗柱对齐。横向加强特征可包括与窗柱对齐的左加强特征、中心加强特征以及右加强特征。

根据进一步的实施例，一种用于加压的飞行器的能量吸收面板包括经受由物体施加的碰撞的外侧，以及经受飞行器内的压力的内侧。该外侧由响应物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形的材料制成。所述内侧与外侧由单一整体式蒙皮的相对表面形成。整体式的蒙皮可由塑性材料/塑料、铝、钛以及复合材料制成，且可包括具有增加的厚度的周边区域，该周边区域用作可变形的加强特征。外侧可包括可变形的外蒙皮，且内侧可包括与外蒙皮间隔一距离的内蒙皮，该距离足以确保外蒙皮在物体碰撞期间向内偏移。可压坏的、能量吸收材料的层可被设置在内蒙皮与外蒙皮之间以便帮助吸收冲击能。

根据公开的方法实施例，一种制造用于飞行器的整体式蒙皮的方法，该整体式蒙皮响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，该方法包括：将金属板形成为轮廓形状；以及，通过改变在板的所选区域内的金属板的厚度而在板内形成适应性区域，该适应性区域将响应物体碰撞而变形。不限于通过化学蚀刻和/或机械加工的方法实现材料的移除，从而可改变在所选区域内的厚度。尤其在紧固件所处的非适应性区域内留出逐渐垫高部(graduated pad-up)时，化学铣切或机械加工确保在适应性区域内保持希望的材料厚度。在复合材料实施例中，也可通过诸如粘合的铝的双层结构的粘合材料或附加的层而产生垫高部区域。

公开的实施例满足了用于飞行器的结构简单的加压面板的需求，其包含少量部件并且能抵抗物体碰撞面板的冲击。10.用于飞行器的能量吸收冠状面板，该飞行器具有驾驶舱窗框架，所述驾驶舱框架包括至少一个窗柱与一个后窗框架，所述能量吸收冠状面板包括：适应性面板，该适应性面板被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，从而吸收与消耗所述冲击能的至少一部分；在所述适应性面板中形成并与所述后窗框架连结的前向边缘加强特征；以及至少一个横向加强特征，该横向加强特征被形成在所述适应性面板内并与所述至少一个窗柱对齐。11.根据权利要求10所述的能量吸收冠状面板，其中所述飞行器包括右窗柱、左窗柱以及在所述右窗柱与所述左窗柱之间的中心窗柱，且所述至少一个横向加强特征包括：与所述右窗柱对齐的右加强特征，与所述左窗柱对齐的左加强特征，以及与所述中心窗柱对齐的中心加强特征。12.根据权利要求10所述的能量吸收冠状面板，其中所述至少一个横向加强特征是可变形的。13.根据权利要求10所述的能量吸收冠状面板，其中：所述适应性面板包括大致凸起的外表面以及大致凹陷的内表面，所述大致凹陷的内表面被构造成，抵抗施加到所述凹陷的内表面的、相对于所述凸起的外表面所暴露于的环境空气压力的加压空气负载。14.根据权利要求1所述的能量吸收面板，其中所述适应性面板是无缝的。15.用于加压的飞行器的能量吸收面板，其包括：经受由物体施加的碰撞的外侧，该外侧由响应物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形从而吸收与消耗所述冲击能的至少一部分的材料制成；以及经受在所述飞行器内的压力的内侧。16.根据权利要求15所述的能量吸收面板，其中所述内与外侧由单一整体式蒙皮的相对表面而形成。17.根据权利要求16所述的能量吸收面板，其中所述整体式蒙皮由以下之一而形成：塑料；铝；钛；以及复合材料。18.根据权利要求16所述的能量吸收面板，其中所述整体式蒙皮包括沿其至少一个边缘而一体形成的加强结构。19.根据权利要求15所述的能量吸收面板，其中所述整体式蒙皮包括沿所述蒙皮的周边具有增加厚度的区域。20.根据权利要求15所述的能量吸收面板，其中：所述外侧包括可变形外蒙皮，以及所述内侧包括内蒙皮，该内蒙皮距所述外蒙皮被间隔开一距离，该距离足以允许所述外蒙皮在物体碰撞期间向内偏移。21.根据权利要求20所述的能量吸收面板，进一步包括：在所述内与外蒙皮之间的一层可压坏的材料。24.用于飞行器的加压面板，该加压面板吸收由空中物体的碰撞而产生的冲击能，该加压面板包括：由整体式金属形成的单一适应性面板，该适应性面板具有内表面与外表面，所述外表面具有大致凸起的形状，并经受由空中物体所施加的碰撞，所述内表面具有大致凹陷的形状，并经受在所述飞行器内的压力，所述适应性面板进一步包括围绕所述面板的周边而一体形成的结构性加强，其中所述结构性加强包括具有渐缩厚度的区域。25.制造用于飞行器的整体式金属蒙皮的方法，该整体式金属蒙皮响应由空中物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，该方法包括：将金属板切割成需要的尺寸与形状；借助在工具上拉伸成型该金属板而将所述金属板形成为需要的轮廓形状；将该金属板机械加工成产生需要的边缘轮廓以及保持突出部；掩蔽该金属板的周边；借助化学蚀刻处理所述金属板的区段而在所述金属板中产生加强特征；以及移除所述保持突出部；以及清洁所述金属板。

本发明内容部分被提供用于介绍以简化形式而存在的构思的一种选择，该简化形式在下面的具体实施方式中将进一步描述。本发明内容并不旨在识别要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在被用作辅助确定所要求保护的主题的范围。

附图说明

对主题更为全面的理解可通过结合附图并参考详细的说明书与权利要求书而获得，其中，在所述附图中，相同的附图标记表示相同的部件。

图1是现有技术的飞行器前压舱壁的透视正视图。

图2是当被安装在飞行器中时前压舱壁的实施例的示意性侧视图。

图3是如图2所示的前压舱壁的示意性后视图。

图4是如图2所示的前压舱壁的透视正视图。

图5是如图2所示的前压舱壁的后视图。

图6是如图5所示的前压舱壁当沿线6-6观察时的剖视图。

图7是前压舱壁的另一个实施例的透视正视图。

图8是当被安装在飞行器冠部内时，适应性面板的实施例的透视正视图。

图9是在如图8所示的适应性面板的安装部位附近的支撑与框架结构的透视正视图。

图10是适应性面板的实施例的正视图。

图11是如图10所示的适应性面板的侧视图。

图12是如图10所示的适应性面板的后视图。

图13是适应性面板当从图12中的线13-13观察时的剖视图。

图14是适应性面板当从图12中的线14-14观察时的剖视图。

图15是飞行器驾驶舱结构的透视图，该图示出非适应性面板的鸟笼加强形成部分，并示出待改进成包括用虚线界定的适应性面板的区域。

图16是沿图15中的线16-16剖切的透视图。

图17是剖视图，其示出将鸟笼加强结构附连到如图15与16所示的驾驶舱的梁形成部分。

图18是适应性面板的另一个实施例的剖视图，该适应性面板具有可压坏的、吸收能量的核心。

图19是与图18相似的剖视图，但该图示出已经被物体碰撞压坏的核心的一部分。

图20是适应性面板的另一个实施例的剖视图，该适应性面板具有平坦的外蒙皮以及可弯曲的内蒙皮。

图21是示出适应性面板的另一个实施例的使用的剖视图，该适应性面板具有被保持在层压复合材料框架内的内蒙皮与外蒙皮。

图22是示出利用层压复合材料的边缘加强结构的剖视图。

图23是示出利用层压复合材料的中心加强结构的剖视图。

图24是示出利用可变形铰链安装适应性面板的剖视图。

图25是与图24相似的视图，但该图示出因为物体撞击而已在铰链上旋转的适应性面板。

图26是示出利用中间框架作为金属铰链联结蒙皮面板与冠状面板的剖视图。

图27是示出前向冠状面板的透视图，该前向面板被一体帽状加劲件加强。

图28是图27中的冠状面板的正视图，该图示出了撞击机翼的物体。

图29是在图27与28中示出的机翼区段中所用的帽加劲(hatstiffened)的冠状面板的透视图。

图30是示出制造适应性面板的金属实施例的方法的流程图。

图31是飞行器生产与服役方法学的流程图。

图32是飞行器的框图。

具体实施方式

下面的详细说明本身仅是示例性的，且并不旨在限定本发明或本申请以及本发明的使用。此外，也不旨在被在前面的技术领域、背景技术、发明内容或下面的具体实施方式中出现的任何所表达或暗示的理论所限定。为了简洁，关于飞行器设计、飞行器结构、飞行器制造以及飞行器舱壁与面板的其他方面(以及飞行器舱壁与面板的各个操作部件)的传统技术与特征在此不做详细描述。

下面的说明谈到被“连接”或“连结”到一起的元件或特征。如此处所用，除非明白地表示为其他，则“连接”表示一个元件/特征直接被联结到(或直接相连通于)另一个元件/特征，且不必是机械式的。同样，除非明白地表示为其他，则“连结”表示一个元件/特征被直接或间接联结到(或直接或间接相连通于)另一个元件/特征，且不必是机械式的。

图1是现有技术的飞行器前压舱壁100的透视正视图。舱壁100被安装在接近非加压的机头雷达罩处的飞行器前侧。舱壁100保持飞行器座舱内的加压，同时提供了抵抗来自诸如鸟类、冰雹、碎屑(在此仅部分列出)等物体撞击的物理保护措施。在这一方面，舱壁100包括大致平坦的且盘状的表面板102。表面板102被设计成有刚硬度的或刚性的，且不可变形，从而在正常飞行状况下，其提供了坚固的且实质上不可穿透的壁。

要注意的是，表面板102由多个加劲肋(stiffening rib)104支撑，从而为表面板102提供了刚性加强结构。加劲肋104被物理地连结到表面板102的暴露表面。附加加劲肋(图中被隐藏)同样位于表面板102的相对表面。这些加劲肋104有意识地被设计成是舱壁100的不可变形的结构支撑构件。在实践应用中，加劲肋104的使用增添了舱壁100的全部零件的数量、费用、重量以及制造复杂性。

图2是根据本发明的示例性实施例当被安装在飞行器202内时前压舱壁200的示意性侧视图，图3是前压舱壁200的示意性后视图，图4是前压舱壁200的透视正视图，图5是前压舱壁200的后视图，以及图6是前压舱壁200沿图5中的线A-A观察时的剖视图。舱壁200一般被构造成用作接近飞行器202的非加压机头雷达罩204的前向压力舱壁。舱壁200被适合地构造成，当飞行器座舱相对于飞行器外的环境气压是加压状态时，反作用于压力负载。舱壁200包括圆顶210，该圆顶210利用了圆顶形状的自然特征，即用相对轻的膜而不是图1中所示的重型、加劲的“面板与梁”结构来承载压力。圆顶210在物体碰撞的冲击下具有足够的适应性以便变形，因此通过变形来吸收并消耗冲击能的至少一部分。

正如本公开所用，术语“适应性”是指相对柔软和/或是柔性的材料和/或结构从而确保材料/结构响应诸如物体冲击所施加的突然载荷而变形与偏移。同样，正如本公开所用，“变形(deform)”与“可变形”以及“变形(deformation)”是指弹性(暂时的)与塑性(永久的)变形、部分或完全崩塌或压坏以及由物体碰撞所导致的圆顶210形状上的其他改变，这可以导致圆顶210吸收由碰撞产生的冲击能。

形成部分舱壁200的圆顶210的可变形特征满足了飞行器加压的轻质结构的需要，同时提供了针对物体的保护且没有诉诸传统的“砖墙”方法。在实践中，圆顶210呈现为球形，该球形对应于由舱压导致的自然加压力。因此，舱壁200的圆顶210仅需要以纯张力模式抵抗，且由于其圆顶的形状这种抵抗是高效的。通过足够能“捕获”一只鸟而不是允许其穿入，舱壁200以容纳偏移所需的少量附加空间的较少成本提供有效的保护。附加的空间也通过在传统方法中容纳加劲件(stiffener)所需的空间而一定程度地被平衡。

图2示出舱壁200的典型安装部位。在该示例性实施例中，舱壁200沿向前的方向相对于飞行器202的前侧轻微倾斜。对应本示例性的安装，舱壁200可相对于垂直平面倾斜大约5-7度。通过确保鸟类或其他物体遍及到更大面积上，圆顶倾斜可吸收更多能量，但这不是本发明的必要特征。舱壁200与外凸缘206连结。外凸缘206的目的是抵抗由于通过在环内的环状压缩而产生的舱壁膜增压所导致的张力载荷。在其他实施例中，可通过圆顶210本身或飞行器结构的其他部分来抵抗压力载荷。

在实践中，舱壁200可被连结到飞行器202的支撑和/或框架结构，从而舱壁200的外凸缘206保持静止。例如，舱壁200可被附连到刚性框架208，该刚性框架208提供在舱壁200、乘务舱底板(crewfloor)、雷达罩204与飞行器蒙皮之间的界面。框架208可由任何适合的材料例如铝制成。在所示的实施例中，框架208可实现为单片子结构，该单片子结构由三英寸厚的单块铝板机械加工而成。框架208的专门设计、构造以及成分可以变化以适应给定飞行器的需求。

参考图4-图6，如同前面所提到的，圆顶210适合地被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形。以这样的方式，圆顶210可吸收与消耗冲击能的至少一部分，且在实践性实施例中，实际上可吸收与消耗美国联邦航空局(FAA)许可所要求的全部鸟类冲击能，剩余的能量由下面的飞行器结构吸收。要注意的是，舱壁200与圆顶210可以不具有任何刚性不可变形加强构件(与利用加劲构件的传统设计相对比)。此外，在舱壁200的周向边缘附近，除了紧固件部位，圆顶210可以不包括任何孔或贯穿洞。

在一个实施例中，圆顶210可由铝合金形成，例如2024-T3号铝。大量其他的实施例也是可能的，其中圆顶210由其他适合的材料、合金以及复合材料或合成材料制成，所述复合材料或合成材料包括例如，但不限于，KEVLAR、SPECTRA、ZYLON、玻璃纤维、诸如PEEK与PEKK的热塑性塑料或者实际上任何的实用材料。失效前具有更高塑性应变与更高强度的材料典型地可吸收更多能量，但是舱壁200可被构造成经由圆顶210的弹性与塑性变形而确保显著的能量吸收。

在实践中，圆顶210一般可被形成为球冠(即，球壳的一段)的形状，该球冠的形状具有凸起的前表面212以及凹陷的后表面214。在适于一个具体应用的实施例中，圆顶210可被形成为具有大约120英寸的球半径、大约85.4英寸的直径(在基底处)以及大约八英寸的深度。圆顶210被构造成抵抗相对于被暴露于凸起的前表面212上的环境空气压力而被施加到凹陷的后表面214上的加压空气负载。这样不同的压力状态发生在飞行器正常操作期间。

根据应用，圆顶210可由单一层或多层材料制成。在图2-图6中示出的圆顶210的实施例由多层材料制成，其中该多层材料包括第一完全层216、连结于第一完全层216的第二完全层218以及连结于第二完全层218的部分层220。层216-220可利用任何适当的机构或技术被附连到一起，所述机构或技术例如冷粘合或结合(cold bonding)、热粘合或结合、机械紧固件、焊接、夹具等。第一层与第二层相对于部分层220是“完全的”，其中该部分层220不覆盖圆顶210的全部表面。换言之，由于它们均至少部分地限定了球冠，因此第一与第二层是冗余的层。然而，部分层220一般限定截顶的球冠，或限定具有球形轮廓的环状层。

圆顶210的外周222一般由其圆形的边缘限定。如图5与图6中所示，部分层220位于外周222周围。换言之，部分层220形成环绕第二完全层216周边的环状层。因此，第一完全层212的暴露外表面代表凸起的前表面212，而第二完全层218的暴露外表面连同部分层220的暴露外表面代表凹陷的后表面214。从而，第一完全层216一般对应于舱壁200的前侧，而部分层220一般对应于舱壁200的后侧。

第一完全层216、第二完全层218以及部分层220均可由可变形材料制成，该可变形材料有利于如上所述的舱壁200吸收与消耗冲击能的性能。取决于在圆顶210中所用的特殊材料，圆顶210可具有适应性、可变形材料的典型的一个或更多个性能，例如但不限于，柔性、韧性与延展性。在适用于一个实践应用的实施例中，第一完全层216与第二完全层218均由大约0.063英寸厚的铝板制成。特别地，这些完全层可由2024-T3号铝合金的无缝板制成。部分层220也可以由2024-T3号铝合金的无缝板制成。在上述的示例性实施例中，部分层220可具有朝向圆顶210的中心减小的可变厚度。

为了便于制造，可变厚度可以(但不是必须)由离散步骤制成，如图6中所示。在这一方面，部分层220具有朝向外周222设置的外边缘224，以及朝向圆顶210的中心设置的内边缘226。在示例性实施例中，内边缘226距离外边缘224大约14-17英寸，且部分层220可以为大约15.7英寸宽。外边缘224可具有大约0.125英寸的厚度，且内边缘226可具有大约0.031英寸的厚度。这里应当注意到，上述的具体特征尺寸仅是示例性的，且这些尺寸可以根据具体应用而改变。

在实践中，部分层220可包括任意数量的中间台阶，所述中间台阶具有在外边缘224与内边缘226之间的减小的厚度。期望在外周222附近的圆顶210具有相对厚的部分以便提供用于安装舱壁200的附加强度。圆顶210的壳厚度的变化也提供了对圆顶210边缘附近冲击应力的抵抗。由于在这些区域中圆顶210的适应性减小，因此朝向边缘的应力更大。

圆顶210(以及其任意层)可利用任何适合的制造技术而被制成。例如，圆顶210可利用膨胀成型技术而被制造，其中所述膨胀成型技术将压力施加到平坦的薄板以便形成球冠的形状，并且在圆顶210成型过程中倾向于保持恒定的壁厚。可替换地，圆顶210可利用旋压成型技术，即旋转平坦的薄板，同时用成型工具施加压力以便产生盘状的形状。圆顶210也可利用冲压成型、拉伸成型、超塑性成型或压制技术而被制成。在圆顶210由复合材料与塑料制成的情况下，制造工艺的其他普通形式也可被使用，例如但不限于，标准的复合层压、真空袋成型以及压热技术、模制成型或其他热成型工艺。

舱壁200也包括圆形外凸缘228，该圆形外凸缘228被连结到在外周222周围的圆顶210。在该实施例中，外凸缘228由多个区段组成，所述多个区段被形成为其横截面包括角度θ，该角度θ由一个支腿228a与另一支腿228b形成，其中所述支腿228a与圆顶210的轮廓基本匹配，并且所述支腿228b与机身的轮廓基本匹配。角度θ的目的是将圆顶210整合到机身，并为外凸缘228提供刚硬度，从而可抵抗由在圆顶210内的膜拉伸所导致的压缩载荷。

外凸缘228适合地被构造成为舱壁200提供刚性附连机构。再参考图2与图3，外凸缘228可被利用来将舱壁200附连到框架208、防风罩支撑件和/或飞行器202的其他结构。外凸缘228也可被构造成容纳飞行器机身蒙皮的附连。如图2与图4所示，外凸缘228也可为天线支撑组件229提供附连点。要注意的是，天线支撑组件229不需要被附连到圆顶210本身。相反，天线支撑组件229可在圆顶210上方形成“桥”。实际上，舱壁200可被构造成没有刚性加劲件或加强构件直接附连到圆顶210的任一侧，从而使得圆顶210响应物体碰撞而自由偏移和/或变形。

在适于一个具体应用的实施例中，外凸缘228可由适合的金属制成，例如但不限于，7075-T7351号铝合金或7050-T7451号铝合金。为了便于制造与组装，外凸缘228可被实现为分段的部件，所述分段的部件可被拼接到一起。图5示出三段式的外凸缘228，其通过三个接合元件230而被连结到一起。外凸缘228可利用适合的紧固件或紧固技术例如螺栓、铆钉、夹具、粘合、焊接等被连结到圆顶210。同样，舱壁200可利用适合的紧固件或紧固技术例如螺栓、铆钉、夹具、粘合、焊接等(经由外凸缘228)而被连结到飞行器202。

现在注意图7，该图示出飞行器的前压舱壁300的另一实施例。舱壁300可运用至少一个可变形撕裂带(tear strap)层304，该层304被连结到结构与前述的圆顶210相似的可变形圆顶301。在其他实施例中，撕裂带层304可由可变形加劲件构成。可变形撕裂带层304或加劲件层被构造成延缓圆顶301的疲劳以及动态裂纹的生长，同时保持足够的柔性以便适应舱壁300的冲击能吸收与消耗的特征。

舱壁300具有与舱壁200相同的多个特征；这些共同特征与方面在此将不再过多描述。舱壁300包括可变形圆顶301，该可变形圆顶301具有至少一个第一完全层302与至少一个韧性的且可变形的撕裂带层304，其中该撕裂带层304被连结到完全层302。在本示例性实施例中，舱壁300包括腹板(web)层306，该腹板层306被连结到完全层302，在此处，所述至少一个撕裂带层304由腹板层306限定。换言之，腹板层306包括撕裂带层304，因此像一个蜘蛛网。腹板层306本身是适应性的并可变形，这使得舱壁300能以上述方式吸收与消耗冲击能。因此，腹板层306可被运用于以与依赖于刚性、不可变形、“砖墙”构造的现有技术相比更为宽容的方式来增强舱壁300的结构整体性。

舱壁200、300的实施例可被设计成，抵抗四磅物体在海平面处以巡航速度(Vc)或在8000英尺处以0.85Vc行进时的撞击，其中无论哪一种情况均是严格的，正如FAA的规定§25.571中所要求的。根据需要，本公开的实施例可抵抗不同的物体重量与速度。在实践中，舱壁200、300可具有阈值冲击能比(threshold impact energy rating)，该阈值冲击能比确定舱壁圆顶210、301响应该碰撞是否变形与偏移。舱壁200、300的弯曲与成角度的表面增加了冲击物体将从圆顶210、301偏移出去的可能性。如果物体碰撞舱壁200、300而没有施加至少该阈值冲击能，则物体将或者从圆顶210、301弹开或者偏移离开圆顶210、301。在这样的情况下，圆顶210、301可暂时向内偏移，然后快速回到其原始形状。然而，如果物体以至少阈值冲击能碰撞舱壁200、300，则圆顶210、301将“捕获”物体、向内偏移并以吸收与消耗冲击能的方式变形。在此方面，在物体的冲击力之下，圆顶210、301起皱或压坏，其中该物体在与圆顶210、301接触之后，沿向后的方向运行一小段距离。

圆顶201、301的可变形的特性使得舱壁200、300在更长的冲击时间(相对于刚性与硬性的舱壁)内消耗冲击力。在碰撞之后，圆顶210、301可保持在起皱、压坏或弯曲的形状，或者可快速回到其原始形状。如果内部压力不能恢复舱壁200、300的原始形状，则可通过物理操作而被恢复，或者取决于变形的严重性而可被替换。舱壁200、300的简单的结构、轻的重量以及相对低的成本使得这样的舱壁成为牺牲部件。

上述的舱壁200、300的一般特征同样可利用飞行器的其他能量吸收蒙皮或面板来实现，例如在图8-图14中示出的冠状面板400、500。在一个典型的飞行器设计中，飞行器冠状面板400、500用作包含压力并提供对飞行中的鸟类、冰雹以及其他物体的抵抗。在此描述的冠状面板实施例400、500可以以相对于传统冠状面板与支撑结构更轻的重量与更低的成本来实现这样的功能。这些优点源自于使用圆顶的冠状面板400、500，其中所述圆顶的冠状面板400、500被设计成在阈值量的冲击能被施加到其上之后而变形。所导致的变形相对于传统冠状面板可以大一或两个数量级。由于被吸收的能量是所施加的力与所导致的偏移的乘积，因此该更大的偏移或变形有效地减少了所施加的冲击力。

在此所述的冠状面板400、500被设计成通过偏移来抵抗物体撞击，其中所述偏移减少了施加到结构上的冲击力与停滞压力。在实践中，根据本公开的实施例的冠状面板400、500因为三种物理效应而抵抗物体碰撞。第一，冲击能在更长的偏移行程中被吸收，从而冲击的峰值力更低。第二，鸟或相似物在冲击时将有时间遍布在更大的面积上，这样减少了在行程末端处的停滞压力——这是因为冠状面板400、500是适应性的，在边界处出现极小的反作用直至行程的末端(对应中心冲击)，以及在行程的末端反作用力被扩展在面板周向的大部分的周围，而不是在最靠近的相邻的框架/桁条构件处。第三，部分的初始能通过在面板400、500中的材料的弯曲而被吸收，但是一些初始能也通过目标质量的加速而被吸收(对于中心冲击)，且初始能在边界处最终释放，但是其作用是减小了峰值冲击力。

在此描述的冠状面板400、500在形式上相对于传统冠状面板设计是简单的。通过对传统蒙皮与相关加劲构件的替换，在此所述的冠状面板400、500优选地运用具有加强边界的上扬面板(lofted panel)。冠状面板400、500优选地被构造成具有渐缩的且非均匀的横截面，该横截面朝向面板400、500的中心变得更薄。在示例性实施例中，非均匀横截面可利用多种制造工艺中的任意一种被制造，所述工艺例如但不限于化学铣切。冠状面板500的一个实施例可包括撕裂带或粘合的第二膜的系统，该系统可以在没有框架或桁条的附加刚硬度的情况下抑制由冲击导致的裂缝，从而可保持冠状面板500的可变形、适应性特征。如下面将要讨论的，与上面所述的上扬面板对比，可以运用具有基本平坦的而不是上扬外表面的冠状面板400、500。

图8是当被安装在飞行器402上时，可变形的冠状面板400的实施例的透视正视图，而图9是在冠状面板400的安装部位附近的支撑与框架结构的透视正视图。为了清楚，冠状面板400在图9中未示出。图8示出飞行器402在驾驶舱附近的部分(同样参看图2)。飞行器402的该具体实施例利用驾驶舱的窗框架结构，该驾驶舱的窗框架结构包括右(右舷)窗柱404、左(左舷)窗柱406、在右窗柱404与左窗柱406之间的中心窗柱408以及后窗框架支撑结构410。驾驶舱的窗框架结构的这些元件可由铝、钛、复合材料或具有必要的结构性能的任何材料制成。这些元件有助于将驾驶舱的窗412安装到飞行器402。

通常，由于物体碰撞，由冠状面板400上的结构区域吸收的冲击能基本等于由冲击物体施加到结构区域的力与结构区域响应碰撞发生偏移的距离的乘积。因此，具有更大刚硬度的结构区域在碰撞时偏移更小，并因此与刚硬度更小的结构区域相比，必须吸收更高水平的力。因为刚硬度更小的结构区域可比刚硬度更大的结构区域偏移更大，因此作为冲击的结果，刚硬度更小的区域经受了更小的力。将上述原理合并在冠状面板400的设计中确保了面板400的主要的、可变形区域通过结构的偏移与变形而吸收冲击能，而冠状面板400的基本不偏移的其他加强区域由于它们的强度而能吸收冲击能。

在示出的示例中，冠状面板400位于飞行器的后窗框架支撑结构410与另一个框架支撑结构414之间(见图9)。在此方面，冠状面板400可包括一体形成的加强特征，该加强特征被适合地构造成用于连结到后窗框架支撑机构410、框架支撑结构414和/或飞行器402的其他安装元件。冠状面板400的边界可被形成为比冠状面板400的主要段更具刚性，以便抵抗冲击。例如，冠状面板400的边界可相对于面板400的主要段具有增加的厚度，从而为边界提供抵抗物体冲击而不会损坏所需的附加强度。本特征(更大的刚度)是边界所期望的，其中该边界用作冠状面板400的可变形段与刚性的飞行器支撑结构410、414之间的接合部。而且，该边界可能需要附加的强度以便容纳冠状面板400的紧固件。

冠状面板400跨越飞行器402的区段，飞行器402的该区段具有相对于行进方向相当陡的入射角，而飞行器402在框架支撑结构414后面的区段可具有相对小的入射角。要注意的是，冠状面板400无须包括或利用重的、刚性的或不可变形的框架构件，而这样的框架构件是传统冠状面板设计的特征。参考图9，在后窗框架支撑结构410与框架支撑结构414之间的空间416没有任何用于冠状面板400的结构支撑构件。

相反，传统冠状面板可能需要在空间416中的刚性且坚硬的交叉构件的“腹板”；该腹板用作对传统冠状面板蒙皮的结构性支撑，并被设计成，传统冠状面板的功能像刚性的“墙”以抵抗外来物体引起的变形或穿入。在实践性运用中，该加劲腹板的使用增加了冠状面板与飞行器的全部零件的数量、花费、重量以及制造复杂性。

图9中示出的支撑元件被简化成，示出冠状面板400无须由任何刚性结构加劲构件支撑或支持。在实践中，飞行器402可包括在空间416内的支撑元件(未示出)，在所述空间416内，这样的支撑元件被利用以便安装或支撑飞行器系统与硬件。因此，可被安装到传统的冠状面板或安装在传统的冠状面板后方的装备可被重新安装在周围的飞行器结构上、距离冠状面板400足够远以便避免物体冲击时被冠状面板400的变形所影响。这样的装备支撑元件在图中未示出，因为它们不与冠状面板400的构造或操作无关。

图10是适应性冠状面板500的替换实施例的正视图，图11是冠状面板500的侧视图，图12是冠状面板500的后视图，图13是沿图12中的线13-13剖切的冠状面板500的剖视图，以及图14是沿图12中线14-14剖切的冠状面板500的剖视图。在一个具体的飞行器应用中，例如但不限于，冠状面板500可具有约100英寸的宽度(在图10或图11中的最长尺寸)，且前后长度约为57英寸(在图11中最好地被示出为冠状面板500的“峰”尺寸)。

冠状面板500是适用于飞行器的能量吸收蒙皮的一个可能实施例。冠状面板500被适合地构造成，当飞行器座舱相对于飞行器外的环境空气压力被加压时，抵抗压力负载。冠状面板500利用凹陷形状的自然特征用轻的膜而不是如传统冠状面板所用的重的加劲“面板与梁”结构来承载舱压受力。实际上，冠状面板500的公开实施例没有任何刚性不可变形的框架构件。冠状面板500足够柔韧以在物体碰撞的冲击下变形，因此通过例如但不限于弹性和/或塑性变形而吸收与消耗冲击能的至少一部分。更为具体地，冠状面板500被适合地构造成响应由物体碰撞导致的冲击能的阈值量而变形，从而吸收与消耗冲击能的至少一部分。冠状面板500的该特征满足了飞行器加压的轻质结构的需要，且提供了抵抗物体的保护而不诉诸传统的“刚性壁”的方法。在实践中，冠状面板500可足够柔韧以便在物体碰撞时同时变形与偏移，而不允许穿入。然而，冠状面板500是足够硬挺的，该冠状面板500将抵抗风负载而没有变形，所述风负载在例如0.85马赫的空速(air speed)飞行中通常遇到。

现在参考图10-图12，冠状面板500具有大致凸起的外表面502以及大致凹陷的内表面504(见图8，该图示出冠状面板400的全部轮廓)。在示出的实施例中，凸起的外表面502表示飞行器的外表面，且因此，凸起的外表面502优选地是基本光滑与无缝的。凹陷的内表面504可能经受在飞行器内建立的内舱压力。在此方面，冠状面板500被适合地构造成抵抗施加到凹陷的内表面504上的、相对于暴露到凸起的外表面502的环境空气压力的加压空气载荷。如下更为详细描述的，凹陷的内表面504可包括在其中形成的多个特征。

冠状面板500一般包括，但不限于：至少部分由前边缘506、侧边缘508以及后边缘510限定的外周；前边缘加强特征512；侧边缘加强特征514；后边缘加强特征516；右(右舷)横向加强特征518；左(左舷)横向加强特征520；以及中心横向加强特征522。在冠状面板500的该实施例中，各种加强特征被一体地形成在冠状面板500中，且因此冠状面板500在结构上是整体式的或一件式的。换言之，这些加强特征无须被看做是分离的且单独的物理元件，且可在不将多个零件组装在一起的情况下制造冠状面板500。

冠状面板500的该实施例被构造成可变形的面板，该可变形的面板由整体式的单件材料而形成，但是，其他实施例可采用多于一件的形式。如图10所示，冠状面板500的单件特征导致了具有基本光滑外表面的无缝面板。用于制造冠状面板500的材料可以是，例如但不限于，钛、铝、金属合金、环氧石墨复合材料、环氧玻璃纤维复合材料、缝纫复合材料、缝纫

、热塑性石墨复合材料、热塑性玻璃纤维复合材料、金属纤维复合材料组合等。例如，在适于一种具体飞行器设计的实施例中，冠状面板500可由2024-T3号或2024-T42号铝材制成。在一些应用中，2024-T3号铝由于其高的应变-损坏特征、抗疲劳以及低成本而可以期望用于冲击区域。

在一个实施例中，用于冠状面板500的整体式金属材料在机械加工或化学铣切之前最初具有公称的且均匀的厚度，该厚度也表示在机械加工或化学铣切之后冠状面板500的最大厚度。在一个具体应用中，例如，在图13与图14中由数字524表示的公称厚度可以是大约0.375英寸。

在由层压复合材料形成的冠状面板500的情况下，可在冠状面板500的所选区域中设置双层结构(ply doubler)、陡坡(drop-off)、向上的斜坡(ramp up)或向下的斜坡(ramp down)，以便加强和强化这些区域。同样，可以改变层的取向，以便改变冠状面板500包括硬挺度的物理性能。

右横向加强特征518、左横向加强特征520以及中心横向加强特征522一体地形成在用于冠状面板500的整体式单件材料中。横向加强特征被形成于冠状面板500的凹陷的内表面504内。每一个横向加强特征被优选地形成为，当经受由物体碰撞导致的预料中的冲击能时，它仍是可变形的。换言之，这些横向加强特征可被有意识地设计成响应冲击能的阈值而变形或偏移，且它们将不会，实际上也不能用作坚硬的与刚性的不可变形结构梁。这些可变形的加强特征可被适合地构造成强化冠状面板500，并吸收与消耗由物体碰撞与其他冲击危险所导致的冲击能。此外，这些加强特征可用作抗裂构件，该抗裂构件用作阻止或抵抗裂纹的生长，其中该裂纹的生长可作为由例如鸟的物体碰撞的结果而发生在冠状面板500的较薄区段中。在这样的实施例中，加强特征由整体式的单件材料制成，然而，其他的实施例可采用分离的紧固带或粘合带作为裂纹抵抗特征。这样的特征可以与图2-图7中所述与所示的用于前压舱壁210、301的那些特征相类似。

如前面参考图8与图9所述，飞行器可包括用于驾驶舱窗412的多个窗柱404、406、408。在此方面，冠状面板500的横向加强特征可适合地被构造成与这样的窗柱对齐。例如，右横向加强特征518被定位成安装后与右窗柱404对齐，左横向加强特征520被定位成安装后与左窗柱406对齐，以及中间横向加强特征522被定位成安装后与中心窗柱408对齐。由于从窗柱404、406、408到飞行器的其余机构建立了连续的载荷路径，因此这样的构造是需要的。该窗柱的对齐在图8中示出——右横向加强特征518被设置成其用作右窗柱404的“延伸”，左横向加强特征520被设置成其用作左窗柱406的“延伸”，以及中心横向加强特征522被设置成其用作中心窗柱408的“延伸”。由于它们从外面是无法看见的，因此横向加强特征在图8中用虚线示出。

由如图14(该图是沿图12中的线14-14剖切后的中心横向加强特征522的横截面图)所示，每一个横向加强特征518、520、522优选被形成为带有斜坡横截面。该斜坡横截面是期望的，以使得横向加强特征是适应性的且同时在与冠状面板500的较薄区段的连接处抗拉裂或撕裂，而在其他实施例中该斜坡横截面可以是渐缩的横截面。在图示的实施例中，中心横向加强特征522沿其纵向横轴线保持了整体式材料的公称厚度524。应注意，中心横向加强特征522在两侧逐渐变薄，直到其到达冠状面板500的主区(primary area)，该主区表示相对薄的区段。在此示例中，中心横向加强特征522向下倾斜到厚度526(图14)，该厚度可对应于冠状面板500的主区厚度。

沿横向加强特征518、520、522的斜坡角无需是统一的。而且，对于所有的横向加强特征，斜坡角无需是统一的，且横向加强特征的斜坡角轮廓在两侧无需是相同的，即对称的。例如，中心横向加强特征522的斜坡角可小于右横向加强特征518的斜坡角与左横向加强特征520的斜坡角，以便适应在冠状面板500中间附近的更大变形。作为另一个示例，在右/左横向加强特征518/520的内侧上的斜坡角可比在右/左横向加强特征518/520的外侧上的斜坡角更为陡峭。斜坡被用于两个主要目的。第一，可能存在最小的需要的斜坡角以满足提高了的服务期限的需要。在这样的实施例中，加强特征518、520以及522可处于如下区域内，该区域比边缘506、508以及510具有相对更大的适应性。这些周向的边缘区域与加劲构件相邻，该加劲构件是驾驶舱窗的围绕以及逃生舱口构造所需要的，且由于加劲构件强化了周向区域，因此具有更小的适应性。

冠状面板400、500可被设计与构造成适应在每一个具体区域内的斜坡等级。如果在诸如框架的加劲特征附近的等级太陡峭，则穿入更可能发生在“基本的”蒙皮尺寸与该斜坡匹配的地方。加强特征518、520以及522可在最小的所需等级上被倾斜以便提高服务期限。斜坡特性与横向加强特征的轮廓可根据冠状面板400、500的预期冲击负载和所需偏移与变形而被调整，

如上所述，冠状面板500的所示实施例可由具有公称厚度的整体式的单件材料(例如铝)制成。横向加强特征518、520、522可通过材料的选择性移除以及减小在有韧性与可变形的横向加强特征附近的公称厚度而在冠状面板500中一体形成。换言之，来自原材料的材料被选择性移除，从而剩余材料限定横向加强特征，并且如果可适用，则还限定横向加强特征的渐缩横截面特性。

根据整体式的单件材料是金属的一个实施例，可以在金属中化学蚀刻出横向加强特征。多个掩模与蚀刻步骤可被用于形成上述且在图12与图13中示出的阶梯式渐缩的锥度。然而，这里应该注意，根据用于制作冠状面板500的材料，可运用多种其他的制造技术，包括例如但不限于模制、铸造与成形(仅列出几个)等，以形成横向加强特征518、520、522。

再参考图8与图9，冠状面板500可被构造成，前向边缘506、侧边缘508以及后边缘510(或在这些边缘附近的区域)被连结到飞行器的各种框架支撑结构。因此，前向边缘加强特征512、侧边缘加强特征514以及后边缘加强特征516可被适合地构造成连结到各自的框架支撑结构。例如，前向边缘加强特征512可被设计成连结到后窗框架支撑结构410，如图9所示。这些边缘加强特征为在冠状面板500的主适应性区域与飞行器的刚性且非适应性的框架结构之间的过渡提供附加的结构支撑。而且，这些边缘加强特征可被构造成容纳用于安装冠状面板500的埋头孔紧固件(例如，铝或钛的销或螺栓、螺杆或铆钉)。

在冠状面板500的示出的实施例中，前向边缘加强特征512、侧边缘加强特征514以及后边缘加强特征516可被整体形成在用于冠状面板500的整体式的单件材料内。这些边缘加强特征可以以用于横向加强特征的上述方式而优选地形成。在边缘加强特征方面的共同特征、特性以及制造技术在此将不再过多描述。

简要地，边缘加强特征512、514、516可通过如上所述选择性地移除材料而被形成在整体式的单件材料中。图13是沿图12中的线13-13剖切后的后边缘加强特征516的剖视图。图13示出用于后边缘加强特征516的一个适合的渐缩轮廓。要注意的是，后边缘加强特征516从公称厚度524过渡到减小的厚度528，该减小的厚度528表示冠状面板500的主要变形区域的厚度。

与横向加强特征518、520、522相反，边缘加强特征512、514、516不可以是可变形的，因为它们用作冠状面板500的安装边界。该安装边界联结飞行器的刚性且不可变形支撑结构。因此，边缘加强特征512、514、516可优选地被构造成为冠状面板500提供坚硬与刚性的外周。冠状面板500可被设计成，与周边相比在中心处尽可能弯曲，而不会与在冠状面板500下方安装的装置相碰，其中该周边由于一体的加强特征而只能最小地弯曲。

边缘加强特征512、514、516的斜坡轮廓用于提供在冠状面板500的适应性主区与冠状面板500的周边之间的过渡。在特定实施例中，边缘加强特征的斜坡可与横向加强特征518、520、522(见图12)的斜坡相混合。而且，如上面针对横向加强特征518、520、522所述，边缘加强特征512、514、516的斜坡角沿其长度无需是均匀的，对于所有边缘加强特征512、514、516的斜坡角无需是均一的，并且边缘加强特征512、514、516的斜坡角度轮廓在两侧上无需相同。边缘加强特征512、514、516的斜坡特征以及轮廓可根据冠状面板500的预期冲击负载、所需偏移与变形特性以及安装冠状面板500的具体飞行器的特性而被调整。

下面的说明示出了用于制造冠状面板500的多个可能方法中的一种。材料的原材料(例如，铝板)被切割成期望的尺寸与形状。然后，材料在适当构造的工具(未示出)上被拉伸成型直到材料呈现需要的轮廓形状。在这一点上，材料可被机加工从而形成需要的边缘轮廓并形成保持突出部，该保持突出部将被用于化学蚀刻工艺。其后，加强特征可经由适合的化学蚀刻工艺被形成，该化学蚀刻工艺可包括多个掩模与蚀刻步骤。在完成化学蚀刻之后，材料被清洗，且保持突出部被移除。以这样的方式，整体式的单件材料被转换成冠状面板500。应该理解的是，替换的制造技术与不同的工艺步骤可被用于形成冠状面板500。

具有在此所述的可变形特性的冠状面板的替换实施例可利用具有内蒙皮与外蒙皮的复合结构而实现。例如，特定实施例可由层压复合结构形成，其中该层压复合结构不包括核心，而其他的实施例可由具有内蒙皮与外蒙皮的结构形成，且核心材料夹在内、外蒙皮之间。结构可以是非加劲的、蜂窝加劲的或其被设计成在冲击时反转或变形的其他类型的核心加劲面板。一种金属实施例利用铝蒙皮与铝蜂窝核心，其中压坏核心可吸收外来物体碰撞的冲击能。在这样的实施例中，围绕周边包括衬垫、向上斜坡或其他的加强特征(如上面针对整体式材料的实施例所述)以便防止在不可变形区域的穿入和/或沿周边的附连。

如前面所述，由层压复合材料形成的冠状面板400、500的实施例可通过改变层数、提供双层结构、提供形成轮廓的或斜坡的模式的层陡降、改变层的方位、利用预浸处理、缝合加强、树脂浸渍以及复合材料制造领域公知的多种其他材料与技术而被制作以满足具体应用的需要。

复合材料的实施例可利用碳纤维蒙皮与在蒙皮之间的合适的核心材料。在这样的复合材料实施例中，为了包含在非适应性区域内以及到安装紧固件的加强区域的冲击，可能需要材料的附加板或层围绕周边。可替换地，层压带可绕周边被粘合。此外，沿周边使用可变形铰链将确保复合材料与复合蜂窝实施例以最小的结构效果更好地吸收冲击。功能上，可变形铰链可用任何金属制成，例如弹性/弹簧金属，该弹簧金属提供足够大的破坏应变以便塑性变形，而不会因铰链的所需旋转偏移而断裂。旋转偏移角将取决于冠状面板的凸度。如果圆顶用其凸缘构成一角度Ψ，则所需的角度偏移将是两倍的Ψ。在这样的实施例中，冠状面板后面的框架提供了便利的附连点，并且借助适当的材料选择而提供了可变形铰链。

现在注意图15-17，这些图示出了将适应性冠状面板500附连到飞行器结构530的区域532，该区域532围绕包括框架534的飞行器前驾驶舱区域。正如最好在图16与17中看到的，适应性冠状面板500包括呈阶梯状的外边缘514，该呈阶梯状的外边缘514与由支撑梁536在上凸缘538中形成的阶梯537相匹配。凸缘538也支撑邻接的蒙皮面板540。紧固件例如铆钉542可被用于将边缘542紧固到凸缘538。

参考图18，适应性面板的替换实施例600被示出，该适应性面板的替换实施例600由复合材料制成。适应性面板600包括可压坏的能量吸收核心602，该能量吸收核心602被粘合到并夹在外蒙皮604与内蒙皮606之间。能量吸收核心602可包括泡沫或蜂窝，例如铝蜂窝。外蒙皮604可以是适应性的，并可以包括诸如铝的金属、热塑性或纤维增强聚合物，其中这些材料具有足够的适应性，从而响应物体的碰撞而变形且偏移。在图示实施例中，内蒙皮606被示出为层压复合材料，该层压复合材料包括形成能抵抗飞行器内压力的舱壁608的多个层压层606。然而，内蒙皮606可由金属或其他刚性材料或者比外蒙皮604的适应性更小的材料而制成。在这样的实施例中，内蒙皮604与外蒙皮606均是弯曲的，不过其他的几何形状也是可以的。

图19示出在被物体碰撞而受冲击之后的适应性面板600，其中该碰撞导致外蒙皮604向内变形与偏移，如在610处所示。物体碰撞的冲击能的一部分被适应性的外蒙皮604吸收，而冲击能的另一部分可被可压坏的核心602吸收。在一些应用中，可能重要的是，核心602具有足以吸收预期水平冲击能的厚度，从而内蒙皮606不经受不期望的水平。

图20示出与图18所示实施例相似的适应性面板的另一个实施例612，但是该实施例612具有平坦的而不是弯曲或上扬的外蒙皮。层压复合内蒙皮606被示出为是弯曲的，然而，在一些应用中，它可以是大致平坦或弯曲的。

现在注意图21，该图示出包括适应性外蒙皮616与内蒙皮617的适应性面板的进一步实施例615，其中所述内蒙皮617具有比外蒙皮616相对更大的刚性或更小的适应性。外蒙皮616可由如下材料制成，该材料包括但不限于诸如铝的金属、热塑性塑料、纤维增强聚合物或者具有足够的适应性从而可变形并吸收由物体碰撞所导致的冲击能(抵抗正常风速和/或以0.85马赫速度相遇时的空气动力学载荷)的其他材料。重要的是，外蒙皮616与内蒙皮617被间隔开一距离621，该距离621足以使得以616a示出的外蒙皮616的最大偏移不会冲击或影响内蒙皮617的一体性。换言之，应当提供足够的深度621，在物体碰撞期间，外蒙皮616可在该深度内变形。

内蒙皮617可由具有足够刚度以抵抗飞行器内侧的加压的任何适合的材料制成。例如，内蒙皮617可由具有增强纤维的层压复合材料形成或可由诸如铝的金属整体式材料制造。在该示例中，内蒙皮617具有凹陷的内表面619，但是，其他的几何形状也是可以的。相似地，正如所示出的，外蒙皮616是大致平坦的，然而，如前面所讨论的，外蒙皮616根据应用可具有其他几何形状。在这样的实施例中，外蒙皮616与内蒙皮617可被保持在形成层压复合框架618的层618a之间。

图22示出边缘的细节，其中，适应性面板622的边缘被保持在层压复合框架620的层624之间。层624可在626处呈坡状，以便形成与图12-图14中所示实施例相联系的前述特征相似的加强特征。相似地，铺在面板622的边缘上的层624可在628处呈坡状，以便在框架620与面板622之间形成基本光滑的外侧表面过渡。

图23示出与图14中所示相似的中心、横向加强特征628，但其运用了例如纤维增强聚合物的复合材料的层压层624。相邻的适应性面板622被安置(capture)在加强特征628的层624之间。板的陡坡可被用于形成渐缩的轮廓626。

现在注意图24与图25，其示出适应性面板的实施例640，该适应性面板可借助于实心铰链652而被安装在框架或其他结构654上。以这样的方式，适应性面板640包括可压坏的能量吸收核心644，该能量吸收核心644被夹在内蒙皮648与适应性外蒙皮646之间。内蒙皮648由复合材料的层压层650形成。

铰链652包括第一支腿652a与第二支腿652b，并由诸如金属的材料制成，该材料足够柔软而能允许支腿652a、652b在经受阈值弯曲力时绕铰接点652c枢转。铰链652(其可被称为“活铰链(live hinge)”或“塑性铰链”)确保了适应性面板640在因物体碰撞而被冲击时绕铰接点652c枢转。支腿652a、652b可相对于彼此呈角度Ψ定向，且铰链652可被设计成支腿652a在物体碰撞期间可旋转过两倍的Ψ。在冲击碰撞期间，活铰链652的变形可吸收冲击能的附加量，从而补充了由可压坏核心644与适应性外蒙皮646所吸收的冲击能的量。图25示出已经由物体碰撞而受冲击的面板640，该物体碰撞导致了在656处表示的外蒙皮646的变形，以及整个面板640旋转过由附图标记657标识的角度。

图26示出利用梁660将冠状面板601与蒙皮面板603相联结。在这样的示例中，冠状面板601由层压复合层664形成，且蒙皮面板603类似地包括层压复合层666。层664、666利用紧固件665被固定到梁660的上凸缘663。梁660也可包括被腹板661连接到上凸缘663的下凸缘662。至少上凸缘663可由诸如铝的材料制成，其中所述材料具有足够的柔韧性，从而当因物体碰撞而导致冠状面板601偏移时，其可在铰接点667处弯曲。

图27-29示出了面板，该面板可被用在机翼、水平尾翼、控制表面或鸭式结构(canard)668上，其中该面板具有可变形外蒙皮669，该外蒙皮669借助于图29中所示的适应性径向帽(radical hat)673而被加劲。径向帽673包括置于适应性蒙皮669下方并支撑该适应性蒙皮669的适应性纵向加劲件674。加劲件674在前杆与后杆676(spar)之间延伸，与肋675平行。图27示出物体671将要碰撞面板668。图28示出外来物体671已经碰撞面板668，导致蒙皮669在672处所示的变形。

如前面所示，在图1-图14中示出的适应性面板的实施例400、500可利用图30中所示的方法制造，其中所述适应性面板的实施例400、500是由金属或其他可成形材料形成的。从680开始，单一的一层适合的材料(例如且并不限于铝)被首先切割成需要的尺寸与形状。然后在682处，金属板在适合的工具上被拉伸成型以成为需要的轮廓。然后，在684处，利用传统的材料移除装备选择性地改变(例如，减少)在需要区域内的金属板厚度，并使得板的边缘成形以及形成用在后面工艺中的保持突出部(未示出)，则金属板可被机械加工。在686处，掩模可被运用到金属板的区域，以便在随后的工艺步骤中保护这些区域。在步骤688，为了产生前面所述的渐缩的和/或呈坡状厚度的加强，金属板的化学蚀刻被执行。在步骤690处，蚀刻掩模被移除，且在692处，保持突出部被移除且金属板被清洗。

在上述的复合材料实施例中，为了阻止或抵抗裂纹的蔓延，附加的层可交错，而在复合的蜂窝实施例中，由于由双重和/或厚的蒙皮(即，内表面板与外表面板)的冗余，因此不需要撕裂带。相似地，高密度核心或热塑性外表面板可被用于实现这些目的。

公开的实施例可发现在多种潜在应用中的使用，尤其在运输工业中，包括例如航空、航海以及汽车应用。因此，现在参考图31与图32，公开的实施例可被用于飞行器制造，且如图31中所示的服务方法700，以及如图32中所示的飞行器702的内容中。在预生产过程中，示例性方法700可包括飞行器702的规格与设计704以及材料获取706。在生产期间，进行飞行器702的部件与子组件的制造708以及系统的整合710。其后，为了投入服役714，飞行器702可通过认证并交付712。当由客户使用以服役时，飞行器702被制定计划以便常规维护与保养716(也可包括修整、重新构造、翻新等)。

方法200的每一个工艺可通过系统整合商、第三方和/或操作者(例如，客户)而被实现或实施。为了本说明的目的，系统整合商可包括但不限于任意数量的飞行器制造商与主系统转包商；第三方可包括但不限于任意数量的卖方、转包商以及供应方；且操作者可以是航空公司、租赁公司、军方实体、服务组织等。

如图32中所示，由示例性方法700生产的飞行器702可包括带有多个系统720以及内部722的机身718。高级系统720的示例包括一个或多个推进系统724、电气系统726、液压系统728以及环境系统730。也可包括任何多个其他系统。尽管示出了航空的示例，但是本公开的原理可被运用到其他工业，例如航海与汽车工业。

在此示出的系统与方法可在生产与服役方法700的任何一个或多个步骤中被实现。例如，对应于生产工艺708的部件与子组件可以与在飞行器700在服役时所生产的部件或子组件相似的方式而被制造或制作。同样，例如，通过飞行器702的大致快速的组装或减少飞行器702的成本，一个或多个设备的实施例、方法实施例或其组合可在生产阶段708与710期间而被利用。相似地，当飞行器702在服役中，一个或多个设备实施例、方法实施例或者其组合可被利用，以便例如但不限于维护、复合结构的修整以及保养716。

虽然至少一个示例性实施例已经在前面详细的说明中出现，但是应该理解，存在大量的变形。同样应当理解，在此所述的示例性实施例或实施例并不旨在以任何方式限定要求保护的主题的范围、适用性或构造。而且，前面详细描述的说明将为本领域的技术人员提供便利的路线图以便实施所述实施例或实施例。应当理解，在要素的功能与排列方面将可实现多个变形，而不脱离由权利要求限定的范围，该权利要求包括在提交本专利申请时已知的等效物与预期的等效物。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的能量吸收面板，其包括：

被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形的适应性外蒙皮，

其中所述能量吸收面板是设置在所述飞行器的驾驶舱的窗上方的冠状面板。

2.根据权利要求1所述的能量吸收面板，其中所述适应性外蒙皮是整体式的。

3.根据权利要求2所述的能量吸收面板，其中所述适应性外蒙皮由铝制成。

4.根据权利要求1所述的能量吸收面板，其进一步包括：

至少一个可变形加强特征，该至少一个可变形加强特征与所述适应性外蒙皮的至少一个边缘一体形成并沿该至少一个边缘延伸。

5.根据权利要求1所述的能量吸收面板，其进一步包括：

基本刚性的内蒙皮，

在所述内蒙皮与所述外蒙皮之间的可压坏的层。

6.根据权利要求5所述的能量吸收面板，其中所述可压坏的层包括蜂窝。

7.根据权利要求1所述的能量吸收面板，其进一步包括：

形成压力舱壁的基本刚性的内蒙皮，所述内蒙皮与所述适应性外蒙皮间隔开一距离，该距离足以允许所述适应性外蒙皮在物体碰撞期间向内朝向所述内蒙皮偏移。

8.一种用于飞行器的能量吸收冠状面板，所述能量吸收冠状面板设置在所述飞行器的驾驶舱的窗的上方，该飞行器具有驾驶舱窗框架，所述驾驶舱窗框架包括至少一个窗柱与一个后窗框架，所述能量吸收冠状面板包括：

适应性面板，该适应性面板被构造成响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，从而吸收与消耗所述冲击能的至少一部分；

前边缘加强特征，该前边缘加强特征在所述适应性面板中形成并与所述后窗框架连结；以及

至少一个横向加强特征，该横向加强特征被形成在所述适应性面板内并与所述至少一个窗柱对齐。

9.一种制造用于飞行器的整体式蒙皮的方法，其中该蒙皮响应由物体碰撞所导致的冲击能的阈值量而变形，其中所述蒙皮是设置在所述飞行器的驾驶舱的窗上方的冠状面板，该方法包括：

将蒙皮形成为轮廓形状，以及

通过改变在所述蒙皮的所选区域内的蒙皮厚度而在所述蒙皮内形成将响应物体碰撞而变形的适应性区域。

10.根据权利要求9所述的方法，其中改变在所述蒙皮的所选区域内的蒙皮厚度是利用化学蚀刻实现的。

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