CN101952166B - 具有肋及横置部单元的结构组件 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种结构组件(200)，用于具有外表层(100)的飞行器或航天器。此结构组件包括用以强化外表层的肋单元(202)及横置部单元(204)。肋单元是弯成弧形来对应于外表层(100)的内部曲度，横置部单元横向地相互连接肋单元的二弧形区段(206、206’)，横置部单元的强度是高于肋单元。本发明的另一观点还提供一具有所述结构组件的飞行器。

Description

具有肋及横置部单元的结构组件

技术领域

本发明涉及一种结构组件，用于飞行器或航天器，特别是涉及一种具有肋单元和横置部单元的结构组件。本发明亦涉及一种具有所述结构组件的飞行器。

背景技术

虽然强化外表层可应用于任何轻量结构中，不过以下进一步说明本发明所要解决的问题，其是关于该等结构应用于飞行器机身的底侧时产生的问题。

飞行器的机壳一般是由所谓的轻量化设计的外表层所制成，所述的外表层是由其内部以二维的结构和复数肋来加以强化，该二维结构是包含沿着飞行器的长轴方向设置的纵桁，该等肋是横向于飞行器的长轴方向以作为强化单元。供飞行器使用的机身内部组件或结构，例如货舱层或乘客分隔层是固定于所述的肋上。

请参照图1，图1显示例如现有的商务飞行器机身，其下半部分是呈圆筒形。肋106是沿着外表层100的内部来环置，为求简洁，在此仅显示出部分结构。肋106的底侧是用以支撑外表层100，并具有规则的凹部112，因而纵桁110可设置于飞行器的长轴方向，并且纵桁110穿过此肋。

此飞行器机身具有乘客分隔层108，其约略平行于机身的最大宽度。乘客分隔层108是直接支撑于肋106的边缘，并利用垂直设置于肋106两侧之间的支撑杆114、114’来进行支撑。在乘客分隔层108中，格栏116是设置于飞行器的长轴方向上，用以在飞行器乘载乘客时支撑乘客坐位(未绘示)。

货舱结构118包括有水平设置的货舱横置部126，其固定于肋106，并位于机身的底侧102附近。此货舱横置部的端侧是直接固定于肋106，且通常的是利用设置于两端侧之间的中央支撑单元122和横向支杆124、124’来支撑于肋106上。中央构型单元120是以飞行器的长轴方向来设置于货舱横置部126的中间。货舱横置部126、中央构型单元120及横向对应支撑杆105支撑住一货舱层104，为求简洁，所述的货舱层仅部分绘示出。

几十年来，铝和铝合金一直使用于上述的货舱及乘客分隔层结构，以及外表层、纵桁与肋。然而，此些材料已逐渐地被复合纤维材料所取代，特别是碳纤维强化塑料(carbon fibre reinforced plastic，CFP)，因为其可减少总重量进而可在飞行操作中保持低能量消耗，且同时维持相同的强度和硬度。相对于铝材料，复合纤维材料的进一步优点是低材料疲乏和避免腐蚀问题。

然而，当利用复合纤维材料来取代铝材料时，需考虑的是，当此两种材料的负载承受超出其负载限制时，此两种材料的表现是非常不同的。当铝材料承受超出负载，而逐渐塑性变形时，铝材料可吸收能量。在复合纤维材料的例子中，特别是CFP，其仅有非常低的能量吸收性，因此当过载时会产生突然的材料断裂。所以，需假设如图1所示的机身结构在超出负载(例如在低高度时的撞击事件中)下会具有非常不同的表现，其表现会依据结构是以铝材料或复合纤维材料所制造而决定。

在根据图1的结构的例子中，由铝所制造的外表层100、纵桁110、肋106以及货舱结构118可在作用于飞行器机身的底侧102的冲击力影响下产生变形。因此，大部分的冲击能量会被吸收，因而在上部分的客舱的组件可更均匀地进行减速，避免加速情形作用于乘客分隔层108上的乘客，以增加乘客的生存机会。

另一方面，在根据图1的结构的例子中，由复合纤维材料所制造的外表层100、纵桁110及肋106则可能发生脆性断裂，仅小部分的能量会被吸收。由于货舱结构118是仅设计来转移飞行中所产生的承载力量至肋106，因此亦会在撞击初期时发生结构失效。由于货舱结构仅能吸收较低的能量，因此大部分的冲击能量将被导入横向壳109和支撑杆114、114’，其中支撑杆亦可能断裂，而刺穿乘客分隔层，可能造成乘客的伤害，危及乘客的性命和自由。

发明内容

本发明的目的之一在于改善飞行器机身在超出负载事件中的能量吸收表现，特别在结构主要是由复合纤维材料所制造时。

根据本发明的权利要求1的结构组件和权利要求20的飞行器，本发明的目的可被实现。

本发明的想法是在于提供一种结构组件，用于飞行器或航天器，结构组件包括肋单元和横置部单元，横置部单元的刚度/强度是高于肋单元。肋单元是专门用以强化飞行器或航天器的外表层，因而弯成弧形来对应于此外表层的内部曲度。此横置部单元横向地连接肋单元的二弧形区段，并吸收大于肋单元所能吸收的结构机械负载。

由于横置部单元横向地连接肋单元的弧形区段，因而相较于肋单元，横置部单元距离外表层较远。在飞行器或航天器的外装承受过多负载的事件中，因此肋单元是先断裂并吸收小部分的冲击能量。由于横置部单元的刚度/强度是高于肋单元，因而不会同时断裂，而会在肋单元断裂所减少的能量影响下，以逐步顺列变形的方式变形。飞行器或航天器会阶段性较温和地断裂，以减少乘客的危险。

本发明进一步的设计和改良是说明于附属权利要求中。

根据本发明的一较佳实施例，更进一步提供至少一能量吸收单元，其连接于肋单元的负载传入区与横置部单元的相对支撑部之间。此是特别有利的，因为即使肋单元在冲击事件中断裂后，至少一断片仍被能量吸收单元来支撑于横置部单元上。在冲击的另一过程中，能量吸收单元是更被推向完整的横置部单元，由于能量吸收单元的特殊设计，能量是持续被吸收，以确保飞行器或航天器是均匀地断裂。

根据本发明的较佳实施例，能量吸收单元是设置于垂直于肋单元的方向上，及/或于垂直于横置部单元的方向上。其可提供非常稳定的支撑，因而可使用较少材料来进行高能量吸收。

根据本发明的一较佳实施例，能量吸收单元在面对于肋单元的一端具有触发区域，在超出能量吸收单元的负载的事件中，此区域是用以比能量吸收单元的其它区域还早发生损坏。此能量吸收单元可特别地于此触发区域中，例如通过穿孔或局部缺少纤维层来被减弱其强度。因此产生一最初的损坏于肋单元附近，且之后产生稳定的损坏或断裂，其沿着能量吸收单元来移动至横置部单元。

根据本发明的一较佳实施例，能量吸收单元具有多重机械强度(或局部性的机械强度)，其逐步增加于横置部单元的方向上。由于上述设计，靠近于外壁的区域的能量吸收是先发生，其中更内部的区域是保持未损坏。因此，在能量吸收单元的渐进损坏过程中，可改善能量吸收单元与横置部单元的连接。

根据本发明的一较佳实施例，能量吸收单元是设计成一特殊构型组件，因而可具非常大的屈曲稳定性(buckling stability)，且可用较少的重量来形成高能量吸收。

此能量吸收单元优选具有封闭、特别是图形或椭圆的剖面轮廓(或构型)。此剖面轮廓具有高屈曲稳定性和非常高的能量吸收性。

或者，此能量吸收单元优选具有半封闭、特别是Ω形、半圆形或半椭圆形的剖面轮廓(或构型)。此剖面轮廓可利用其开口侧来固定于一表面，例如提供于肋单元与横置部单元之间的支撑杆，以节省材料和重量。

根据本发明的一较佳实施例，能量吸收单元是一体地形成于肋单元及/或横置部单元，其减少组件和重量，以及减少连接组件，因此有利于低制造成本。

根据本发明的一较佳实施例，肋单元是用以强化飞行器或航天器的机身底侧上的外表层。此是有利的，因为于低高度的撞击会造成最初冲击于机身底侧。

根据本发明的一较佳实施例，肋单元具有Z形或L形的剖面轮廓形状，此是非常有利的，因为此些剖面轮廓允许能量吸收单元可简易地组装于其一侧上。

根据本发明的一较佳实施例，横置部单元是用以支撑飞行器或航天器的货舱层。横置部单元的双功能可节省重量和成本。

根据本发明的一较佳实施例，横置部单元是且直线地设置于二弧形区段之间。因此，有利于使用较少材料来达到最高稳定性。

根据本发明的一较佳实施例，横置部单元具有J形或I形的剖面轮廓形状，此是非常有利的，因为在来自肋单元的方向上的弯折负载下，此些剖面轮廓可具有高刚度。再者，此不对称的J形剖面特别地留有空间来组装吸收单元于其一侧上。

根据本发明的一较佳实施例，肋单元是一体形成于横置部单元，由于组件数量的减少，因而可降低制造成本，特别是，亦有利于由铝所制成所述的结构组件。

根据本发明的一较佳实施例，更进一步提供至少一结合单元，用以结合至少一弧形区段于飞行器或航天器的强化组件上，结合单元的机械强度是低于强化组件的机械强度。此是有利的，因为在冲击的例子中，未被肋单元和横置部单元所吸收的能量是通过结合单元，来传入此连接于强化组件的飞行器或航天器的剩余结构中。由于结合单元的机械强度是低于强化组件的机械强度，此结合单元会先吸收能量而损坏，藉以例如减少作用于乘客分隔层的减速现象。

此结合单元的机械强度优选是低于横置部单元的机械强度，因而有利于确保在冲击事件中横置部单元的稳定功能。再者，结合单元的机械强度优选是高于吸收单元的机械强度，亦即直到可用的能量吸收单元被毁坏，结合单元才开始吸收能量，因而导致机身具有持续且更均匀的断裂。

为让本发明的上述内容能更明显易懂，下文特举优选实施例，并配合所附图式，作详细说明如下：

附图说明

图1显示依照现有的飞行器机身的下半部的剖面示意图；

图2显示依照本发明的第一实施例的结构组件的立体示意图；

图3A至图3C显示依照本发明的不同实施例的结构组件的剖面概略示意图；

图4显示依照本发明的第二实施例的结构组件的立体示意图；以及

图5显示依照本发明的一实施例的飞行器机身的下半部的剖面示意图。

具体实施方式

以下各实施例的说明是参考附加的图式，用以例示本发明可用以实施的特定实施例。本发明所提到的方向用语，例如「上」、「下」、「前」、「后」、「左」、「右」、「内」、「外」、「侧面」等，仅是参考附加图式的方向。因此，使用的方向用语是用以说明及理解本发明，而非用以限制本发明。

在不同的图中，功能相似的单元是以相同标号表示，否则另外标示。

请参照图2，在一立体图中，结构组件200是用以强化飞行器机身的下侧外表层100。结构组件200以由碳纤维强化塑料来一体形成。

结构组件200包括肋单元202，其具有L形的剖面轮廓形状，并弯成弧形来对应于此外表层的内部曲度，以强化于飞行器机身的下侧。由此L形剖面所形成的肋底侧是用以支撑此外表层并被凹部112以固定的间距来分隔及穿过，因而当结构组件200组装于飞行器机身时，纵桁是以飞行器的长轴方向来穿过凹部112的开口，以强化此外表层。

弧形区段206、206’是位于肋单元202的两端，并通过横置部单元204，来线性地连接成类似弧弦。此横置部单元204具有“J”形剖面轮廓形状，并设计为相较于肋单元202具有较大壁厚。由于此剖面轮廓形状和壁厚，横置部单元204的刚度可高于肋单元202。

肋单元202是利用二设置于中间区域的支撑杆207来支撑横置部单元204。支撑杆207是约略垂直于肋单元202，亦即约为肋单元202所形成的圆弧径向上。支撑杆207具有低于横置部单元204的强度。

若肋单元202断裂，例如是由于飞行器的下侧被冲击或撞击。肋单元202的断片最初仍通过支撑杆207来支撑于横置部单元204，然而，根据冲击的程度，当肋单元202的断片接近横置部单元204时，由于支撑杆207的低强度，其接着会被冲击所毁坏。支撑杆207优选是设计成能量吸收单元，例如中空剖面形状，藉以在毁坏过程中可吸收最高可能的能量。根据此设计，在后续的毁坏或分裂过程中，可产生能量吸收。或者，支撑杆207是用以支撑能量吸收单元(未绘示)，其可分段地制造，并平行地固定支撑杆207上。

请参照图3A，其显示(仅沿着连续线)结构组件200的剖面的轮廓形状，例如图2所示的组件，因而可看出肋单元202的“L”形剖面轮廓与横置部单元204的“J”形剖面轮廓。横置部单元204的“J”形剖面轮廓的三个水平带状部是相对于肋单元202的“L”形剖面轮廓的水平带状部，且在比较的条件中，此横置部单元204的带状部具有较大的刚度。刚度差异是更在于，相较于横置部单元204的带状部的宽度W，肋单元202的水平剖面部分(带状部)具有较小的宽度w。

横置部单元204和肋单元202的剖面轮廓可具有各种变化，有些可能性是如图3A所示的虚线。例如，通过此额外的水平剖面部分300，横置部单元204的剖面轮廓可设计成“I”形。此时，或者，通过额外的水平剖面部分302，肋单元202的剖面轮廓可设计成“Z”形。

支撑杆207具有简单的平坦剖面轮廓，因而其强度是低于横置部单元204和肋单元202的强度。

请参照图3B和图3C，其例如显示另一实施例的结构组件200的概略剖面轮廓。在此例中，结构组件200并未一体形成，而是由数个分离的单元所组成。

在图3B所示的剖面轮廓中，肋单元202例如包括肋脚轮廓部304和肋翼轮廓部306。横置部单元204是由横置部头部308和横置部翼部310所组成，一中间部312包括有部分的横置部单元204和部分的肋单元202，以及支撑杆207。

图3C所示的剖面轮廓是由二U形半轮廓部314、316所组成，其壁部分重迭于横置部单元204的区域上，以提供横置部单元204较大的刚度。

请参照图4，其显示另一实施例的结构组件200的立体示意图。如同图2所示的实施例，结构组件200包括肋单元202和横置部单元204，其形成为一体，横置部单元204直线地互相连接肋单元202的二弧形区段206、206’之间。然而，横置部单元204所连接的弧形区段206、206’并未位于肋单元202的末端，取代的是，肋单元202超过弧形区段206、206’来持续地延伸至结合单元214，以结合于飞行器的其它强化单元，例如标准肋。

横置部单元204的剖面轮廓具有T形设计，T形轮廓的横梁是位于上侧。肋单元202具有“L”形剖面于弧形区段206、206’之间，并连接于横置部单元204。其中肋单元202的剖面轮廓在进入超过弧形区段206、206’的标准肋区域中，是呈Z形。

此横置部单元204的T形剖面和肋单元202的“L”形剖面分别提供平坦接触表面，以设置能量吸收单元208，其在垂直于横置部单元204的方向上具有半封闭的Ω形剖面。能量吸收单元208是制作成独立单元，并通过黏合、铆接及/或栓接的方式来连接于肋单元202和横置部单元204。能量吸收单元208可例如是以CFP、金属或复合结构(例如三明治结构)所制成。在此例中，能量吸收单元208的材料可各别地选自肋单元202和横置部单元204的材料，以最佳化能量吸收性。触发区域209是形成于各能量吸收单元208的末端，并面对肋单元202，因而此区域在超出负载的事件中是比能量吸收单元208的其它区域，还早发生损坏。

再者，横向支撑杆207是插设于肋单元202与横置部单元204之间，以形成支杆，如此例所示，其一体形成于肋单元202与横置部单元204上，并可例如设计成适当的中空剖面，藉以在冲击事件中进行能量吸收单元208的功能。

请参照图5，其显示依照本发明的一实施例的相似于图1的具有结构组件200的飞行器机身下半部的剖面示意图。正如图1，为求简洁，仅显示出部分的具有横梁110的外表层100。

结构组件200包括肋单元202和横置部单元204，肋单元202是对应于机身底侧上的外表层100来弯曲，横置部单元204是例如一体成型为整合CFP或铝组件，三能量吸收单元208是垂直地设置于肋单元202与横置部单元204之间。在此例中，肋单元202是设计成，在横置部单元204所相互连接的弧形区段206、206’之间具有低机械强度，其低于超出弧形区段206、206’的区域的强度，超出弧形区段206、206’的区域的轮廓形状是用以对应连接于标准肋106，其通过结合单元214来连接于此结构组件的两侧。相较于能量吸收单元208，结合单元214具有较高的强度，但低于标准肋106。

横置部单元204是设置于弧形区段206、206’和肋单元202之间，彼此在线性水平的位置上被形成，因而其机械强度高于弧形区段206、206’之间的肋单元202。为求简洁，仅显示出部分的被支撑的货舱层104。相对于图1，机身其它组件是未变更地被显示出。

在正常的飞行操作中，所显示的结构是支撑正常结构性的负载，横置部单元204，特别是吸收负载，是通过高刚度的标准肋106来支撑于现有结构中。

在冲击或撞击于地面的事件中，例如紧急降落时，此结构可进行一序列的能量吸收，其中肋单元202是最初变形/毁坏并被坚硬的横置部单元204所压迫。同时，在通过变形或断裂来吸收能量的期间，能量吸收单元208是逐渐地被毁坏。若能量吸收单元208的作用被耗尽，肋单元202会撞击于横置部204。由于负载是通过横置部单元204来传送至上方的结构，结合单元214在能量吸收单元后损坏，而成为下一较弱的组件，如同能量吸收单元208，其优选设计成可在此过程中吸收特定的能量。直到结合单元214的作用被耗尽，被连串的能量吸收所大幅地减少的冲击能量才会作用于上方的结构。相较于现有飞行器结构，通过横向机壳的支撑杆114、114’和肋106所传入乘客分隔层108和座椅格栏116的负载是大幅地被减少。

虽然本发明已用较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，本发明可作各种之更动与润饰。

例如，能量吸收单元可具有封闭的剖面轮廓，且能量吸收单元可增设于肋单元与横置部单元的一侧上以及两侧上。

主要元件符号说明：

100：外表层

102：机身底侧

104：货舱层

105：支撑杆

106：强化组件(肋)

108：乘客分隔层

109：横向壳

110：纵桁

112：凹部

114、114’：支撑杆

116：座椅格栏

118：货舱结构

120：中央构型单元

122：中央支撑单元

124、124’：横向支杆

126：货舱横置部

200：结构组件

202：肋单元

204：横置部单元

206、206’：弧形区段

207：横向支撑杆

208：能量吸收单元

209：触发区域

210：负载传入区

212：支撑部

214：结合单元

300、302：水平剖面部分

304：肋脚轮廓部

306：肋翼轮廓部

308：横置部头部

310：横置部翼部

312：中间轮廓部

314、316：U形轮廓部

W：横置部剖面部分的宽度

w：肋剖面部分的宽度

Claims (20)

1.一种结构组件(200)，用于包括有外表层(100)的飞行器或航天器，其特征在于：所述结构组件(200)包括：

肋单元(202)，用以强化所述外表层(100)，其弯曲成弧形，来对应于所述外表层的内部轮廓；以及

横置部单元(204)，其横向地互相连接所述肋单元(202)的二弧形区段(206、206’)，并具有一高于所述肋单元(202)的刚度。

2.如权利要求1所述的结构组件，其特征在于：还包括至少一能量吸收单元(208)，其连接所述肋单元(202)的负载传入区(210)与所述横置部单元(204)的相对支撑部(212)。

3.根据权利要求2所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)是设置于垂直于所述肋单元(202)的方向上。

4.如权利要求2所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)是设置于垂直于所述横置部单元(204)的方向上。

5.如权利要求3所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)在面对于所述肋单元(202)的一端具有触发区域(209)，其设计成在超出所述能量吸收单元(208)负载的事件中是比所述能量吸收单元(208)的其它区域，还早发生损坏。

6.如权利要求4所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)具有多重机械强度，其逐步增加于所述横置部单元(204)的方向上。

7.如权利要求3或4所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)是设计成一构型组件。

8.如权利要求7所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)具有封闭的图形或椭圆的剖面轮廓。

9.如权利要求7所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)具有半封闭的Ω形、半圆形或半椭圆形的剖面轮廓。

10.如权利要求3或4所述的结构组件，其特征在于：所述能量吸收单元(208)是一体成型于所述肋单元(202)及所述横置部单元(204)。

11.如权利要求1所述的结构组件，其特征在于：所述肋单元(202)是用以强化所述飞行器或航天器的机身底侧(102)上的所述外表层(100)。

12.如权利要求11所述的结构组件，其特征在于：所述肋单元(20)具有Z形或L形的剖面轮廓。

13.如权利要求1所述的结构组件，其特征在于：所述横置部单元(204)是用以支撑所述飞行器或航天器的货舱层(104)。

14.如权利要求13所述的结构组件，其特征在于：所述横置部单元(204)是直线地设置于所述二弧形区段(206、206’)之间。

15.如权利要求13所述的结构组件，其特征在于：所述横置部单元(204)具有J形或I形的剖面轮廓。

16.如权利要求11或13所述的结构组件，其特征在于：所述肋单元(202)是一体成型于所述横置部单元(204)。

17.如权利要求1所述的结构组件，其特征在于：还包括至少一结合单元(214)，用以结合所述弧形区段(206、206’)的至少一个于所述飞行器或航天器的强化组件(106)上，其中所述结合单元(214)具有一机械强度低于所述强化组件(106)的机械强度。

18.如权利要求17所述的结构组件，其特征在于：所述结合单元(214)的机械强度低于所述横置部单元(204)的机械强度。

19.如权利要求17或18所述的结构组件，其特征在于：所述结合单元(214)的机械强度高于所述能量吸收单元(208)的机械强度。

20.一种飞行器，其特征在于：包括如权利要求1所述的结构组件。

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