CN101977809B - 复合材料能量吸收结构零件和带有这类吸能器的航空器机身 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及用于航空器机身的能量吸收结构零件(2)，机身包括至少一加强框架(13)和至少一横梁(14)。能量吸收结构零件(2)包括基本沿碰撞时应吸收的压缩力方向的具有纵轴线Z的压缩梁(21)。所述压缩梁能够在第一端部(213)固定在横梁(14)上，在第二端部(214)固定在加强框架(13)上。压缩梁(21)在它的至少一端部(213、214)通过角撑(22)进行固定，所述角撑另外保证碰撞情况下切割压缩梁(21)的功能。
Description
技术领域
本发明涉及航空器主要结构。更特别的是，本发明涉及设计用于吸收能量的航空器主要结构，所述能量是在突然压缩载荷时、特别是在引起沿机身竖直轴线的机身应力的如着陆或突然水上降落的事故后引发的碰撞(具有竖直分量的撞击)时所散发的。
背景技术
航空器机身主要包括由通过加强框架和衍条被内加固的蒙皮所构成的结构。加强框架沿基本垂直于机身纵轴线的机身截面定位，并且衍条基本沿纵轴线延伸。在航空器参照框架(repère aéronef)中，加强框架支撑一般为水平的直的横梁，地板固定在这些横梁上。
在具有竖直主分力的撞击时，机身下部分一般是航空器的承受碰撞的首要区域，因此主要参与碰撞能量的吸收。
航空器、特别是民用运输飞机的检证规定了机身在不同撞击情况下的性能指标，以提高乘客在事故情况下的生存机会。
对于机身结构由金属材料制的结构零件(加强框架、蒙皮、衍条、横梁)形成的航空器，大量的碰撞能量被金属结构的零件的塑性变形吸收。通常不必一定设置专门的能量吸收系统，这是因为所述结构由于所使用的金属合金的固有特征及适合设计，以被动方式保证能量吸收功能。
因此，机身下部分设计用以主要回应航空器正常商业运营时遇到的应力。
现在，航空器性能的恒定改善，促使越来越频繁地实施复合材料制的结构零件用于航空器机身机构，这是由于这些复合材料允许这类结构获得的重量减轻。
但是，与断裂前具备较大塑性变形区的金属材料制结构零件相反的是，复合材料几乎没有断裂前的塑变区。
因此，在能量吸收方面，由复合材料实施的机身结构(机身框架、表皮、衍条等)的性能表现得与金属材料制的机身结构极其不同，应力结束时，在断裂之前或之后，复合材料结构将恢复塑性变形时吸收的能量的一大部分。
一种已知的方案是在地板与下框架之间插入结构零件，这些结构零件的构成允许在大于运行时公称应力强度的预定应力强度下开始受到破坏。在这些结构零件由纤维增强复合材料构成的情况下，破坏通过材料的脱离粘聚或层离而发生。这些潜在的能量吸收零件通过铆钉类型的固定件与地板的横梁和框架连接。
对于公称应力，结构零件像加强件那样起作用。在超应力的情况下，例如发生事故时，所述结构零件被触发，发生坍塌。该现象是不可逆的，因此消散了能量。而且，除引发时和地板最终碰撞到机身下部分时的行程结束时以外，其在基本恒定的载荷下发生。
但是，这种逐渐的梁材料破坏现象，理论上允许吸能器自身逐渐坍塌，但都很难控制和预测--甚至在实验室环境中。
另一方面，在撞击情况后在梁上施加载荷的情况下固定件剪切或被拔出时，如果材料破坏未适当引发，所述梁非但不能保证其能量吸收器的功能，而是该梁自由断裂，并且可能表现得像撞锤和过早损坏其他结构例如地板。因此这种方案不能令人满意，因为该方案不适于抵抗具有竖直主分力的撞击能力的要求。
因此，在航空器主要结构中的零件使用--其允许协调对主要结构使用复合材料制结构零件(加强框架、蒙皮、衍条等)并通过吸收能量的抗坠击、特别是抗竖直坠击性能的要求，对于提高在航空器中乘客的生存机会是必不可少的。
航空器机身的主要结构包括：
-蒙皮，其包括稳定蒙皮用的衍条；
-至少一加强框架；
-至少一固定在所述至少一加强框架上的横梁；
-至少一长形的结构零件，称为能量吸收结构零件，所述零件包括基本按碰撞时应被吸收的压缩力方向取向的、具有纵轴线Z的优选复合材料制的压缩梁，所述压缩梁在第一端部被固定在横梁上，而在第二端部被固定在加强框架上。
发明内容
根据本发明，至少一能量吸收结构零件的压缩梁在它的至少一端部通过角撑进行固定，所述角撑包括：
-基本沿梁的纵轴线Z引导梁的引导部件；
-沿纵向轴线Z的方向将压缩梁切割为至少二个条带的切割零件；
-用于每条带的排出槽。
压缩梁包括一腹板和两个缘条，在位于角撑侧的梁的端部的一定长度上，其具有在与纵轴线Z垂直的平面中的U形直截面，并且该压缩梁通过吸收极限力的固定件被固定在角撑上，这些固定件适于吸收在撞击情况之外能量吸收零件所承受的力。
在角撑的一实施方式中，所述角撑包括一切割零件，该切割零件包括一朝向压缩梁腹板的刀片和两个位于刀片二侧的排出槽。
在角撑的一改进实施方式中，所述角撑包括一切割零件，该切割零件包括两个朝向压缩梁腹板的刀片和三个排出槽，其中的两个相邻的排出槽被一个刀片互相分开。
压缩梁优选由层片的堆叠体形成，每个层片由被树脂保持的连续纤维形成。所述梁包括主要构成压缩梁纵向强度特征的基本沿纵轴线Z取向的一些层片、和倾斜于纵轴线Z方向的一些层片，倾斜的层片主要决定在撞击时压缩梁被切割零件切割的阻抗力。
优选地，为了有利于开始起动对压缩梁腹板的切割，所述压缩梁在其第一端部包括起动凹口，当压缩梁固定在角撑上时，起动凹口与每个刀片相对。
在一实施方式中，角撑至少部分地由金属材料制成。
本发明还涉及能量吸收结构零件，其用于吸收两个航空器机身结构件之间的压缩载荷，该零件包括基本沿碰撞时应被吸收的压缩力的方向取向的、具有纵轴线Z的复合材料压缩梁，其特征在于，至少一能量吸收结构零件包括至少一固定在压缩梁至少一端部的角撑，角撑用于将压缩载荷传递给角撑固定在其上的结构件，所述角撑包括：
-基本沿梁的纵轴线Z引导压缩梁的引导部件；
-沿纵轴线Z的方向将压缩梁切割为至少二条带的切割零件；
-用于每个条带的排出槽。
在一实施方式中，在压缩梁的每一端部均固定有角撑。
附图说明
本发明的详细描述参照附图进行，附图中：
图1为透视图，示意性表示航空器机身主要结构的一区段的下部分，其包括四个根据本发明实施的在地板下面的能量吸收结构零件；
图2是符合本发明的机身的两个能量吸收结构零件的前视图；
图3是符合一实施方式的包括压缩梁的能量吸收结构零件的透视图；
图4是符合一实施方式的能量吸收结构零件的透视图，该能量吸收结构零件包括压缩梁和用于保持所述梁的保持构件；
图5是符合一改进实施方式的能量吸收结构零件的前视图；
图6是符合一实施方式的压缩梁的条带排释出的示意图；
图7a、7b是根据改进实施方式的压缩梁的条带排释出的示意图。
具体实施方式
如图1所示，航空器机身主要结构包括基本为圆柱形的骨架1，被衍条12加强的蒙皮11固定在骨架1上，这些衍条12基本沿航空器机身主要结构的纵轴线延伸。
航空器机身主要结构的骨架1主要由加强框架13形成。这些加强框架按与机身纵轴线基本垂直的机身截面定位，并且规则地分布在航空器机身的整个长度上。其中的每个加强框架的形状与机身的局部截面基本一致，通常为圆形、至少局部呈圆形，如图1的例子中所示的。
每个加强框架13上固定有一个横梁14。有利地，横梁14在航空器参照框架中是直的和水平的，以致所述横梁能支撑地板(未示出)，如货舱地板或客舱地板。
另外，在位于横梁14与加强框架13之间的航空器机身主要结构的下部分15中，骨架1包括至少一个能量吸收结构零件2。在图2所示的实施例中，示出了两个能量吸收结构零件2。每个能量吸收结构零件2包括：
-压缩梁21；
-至少一角撑22。
压缩梁21一方面在第一端部213与横梁14连接，另一方面在与第一端部相对的第二端部214与加强框架13连接。
压缩梁在它的两端部213、214中的至少一端部通过角撑22固定。
对于每个横梁-加强框架组件，压缩梁21具有纵轴线Z，纵轴线Z基本朝向例如在地板下面基本竖直的碰撞时应被吸收的压缩力的方向，能量吸收结构零件相对于航空器机身的纵向竖直对称平面16基本对称地布置。
在图1所示的实施例中，对于一个横梁-加强框架组件，四个能量吸收结构零件2两两地相对于航空器机身主要结构的纵向竖直对称平面16对称地定位，但该选择对于本发明不是限制性的。
能量吸收结构零件2的作用是双重的。一方面，能量吸收结构零件2保证机身结构承受正常负载时在横梁14与加强框架13之间的载荷传递的功能，正常负载对应于考虑到安全因素而增大的航空器正常运营期间遇到的应力。另一方面，当梁承受到在它的长度方向上、即在所示例子中基本竖直地施加的压缩载荷时，能量吸收结构零件2通过组成它的元件保证以渐进方式破坏所述梁21，该压缩载荷相应于撞击情况下遇到的载荷。逐渐破坏压缩梁21的作用是吸收碰撞时产生的能量的一部分。
角撑22另外保证切割压缩梁21的作用。
如图3所示，角撑22包括：
-引导部件223，所述引导部件适于在梁上施加足够的压缩载荷时引导压缩梁21基本沿其纵轴线Z的方向平动；
-切割零件224，其布置用于在所述梁在引导部件223中被引导平动时按纵轴线Z的方向将压缩梁21切割成条带；
-至少一排出槽225，其布置用于排出从梁切割出的条带。
在能量吸收结构零件2的一实施方式中，梁21至少在其位于角撑侧的端部的一定长度上，具有在与纵轴线Z垂直的平面中的呈U形的直截面，并包括宽度为L的一腹板211和高度为h的两个缘条212。在图3和4上所示的例子中，压缩梁在整个长度上具有在与纵轴线Z正交的平面中的U形直截面。
角撑22大致呈板状。所述角撑包括：
-引导部件223；
-切割零件224；
-两个排出槽225。
梁21的第一端部213例如在它的腹板211处，通过称为工作固定件215的固定件被固定至角撑22，这些固定件吸收能量吸收结构零件2在碰撞情况以外所承受的极限力。
在一实施例中，角撑22通过固定件226被固定在横梁14或加强框架13上。
梁21的第二端部214固定在加强框架13上。第二端部可以通过常规部件或与组装在横梁14上相同的方式通过角撑22进行组装。
但是，角撑22优选应用在横梁14上，以在机身下部分中发生碰撞时避免在加强框架13上的角撑可能的损坏并主要避免切割零件224的损坏。
在另一实施例中，角撑22在梁的各端部应用在横梁14上和加强框架13上。
在一优选的实施方式中，梁21由复合材料制成，并且由层片的堆叠体构成。每个层片(pli)由一些通过树脂保持的连续纤维实现。
在一实施例中，所述层片是单向的，纺织或编织的。
层片的堆叠体包括：
-一方面，用于主要保证正常运行中载荷传递、而不会在腹板211撕裂时提供很大阻抗力的层片，例如0°层片，即沿梁的纵轴线取向的层片；
-另一方面，相对纵轴线倾斜的层片，这些倾斜的层片一方面保证正常运行中的部分载荷传递，另一方面确定碰撞时压缩梁21被切割零件224切割的阻抗力，例如为±45°层片和90°层片，即相对梁的纵轴线呈±45°和90°取向的层片。
在一实施例中，梁21由6/3/3/2类型的十四个层片堆叠而成：6个0°层片，3个45°层片，3个-45°层片和2个90°层片。
在另一实施方式中，梁21由金属材料制成。
在一实施方式中，梁21的截面恒定。
在另一实施方式中，梁21具有恒定的截面及厚度。
在另一实施方式中，梁21在位于角撑22侧的端部、于一定长度上，具有这样的截面：该截面的尺寸明显小于梁21的剩余长度上的截面的尺寸。
优选地，梁21以与切割零件224相对的方式包括凹口217，用以有利于开始对梁21的腹板211进行切割。凹口217优选基本位于腹板的一半宽度上。
引导部件223靠着梁21的每个缘条212的外表面216定位，以便沿梁的纵轴线引导所述梁。
优选地，引导部件的深度H明显小于梁21的缘条212的高度h，以便可以使保持构件23就位，同时考虑制造公差。
切割零件224包括刀片227，刀片227设有朝向压缩梁21的切削刃，当所述压缩梁包括凹口--凹口优选大致位于腹板的一半宽度上--时，刀片面对压缩梁21的凹口217定位。优选地，刀片在切削刃处基本为V形。刀片227的长度至少等于压缩梁21的腹板211的最大厚度。例如，刀片227的长度基本等于压缩梁21的缘条212的高度h。
两个排出槽225位于刀片227各侧并允许在角撑22各侧排释出条带，每个条带包括压缩梁21的一缘条212以及保持与每个缘条连在一起的腹板的一部分，以特别地避免与横梁14发生硬接触，这种硬接触可能干扰破坏压缩梁的动力。
有利地，保持构件23固定在角撑22上，以把压缩梁21保持在所述角撑的引导部件223中并可保证：压缩梁21的腹板211在梁压缩时保持与刀片227相对。例如，在切割零件224的厚度和引导部件223的厚度基本等于缘条212的高度h时，保持构件23在所述引导部件和所述切割零件的区域中固定于角撑22。
在角撑22的一改进实施方式中，如图5所示，所述角撑包括：
-引导部件223；
-包括两个刀片227的切割零件224；
-三个排出槽225。
引导部件223靠着压缩梁21的每个缘条212的外表面216定位，以便沿纵轴线Z引导所述压缩梁。
切割零件224包括两个刀片227，每个刀片带有一个朝向压缩梁的切削刃，两个刀片相互间隔开至多为压缩梁21的腹板211的宽度L的距离，例如基本定位于梁21的每个缘条212附近。
优选地，压缩梁21包括与每个刀片227相对的凹口217，用以有利于引发切割压缩梁21的腹板211。
两个排出槽225允许在角撑22的各侧排释出条带，每个条带包括压缩梁21的一个缘条212和保持与每个缘条连在一起的腹板的一部分，以特别避免与横梁14发生硬接触，这种硬接触可能干扰破坏压缩梁21的动力。
位于切割零件224的两个刀片227之间的第三排出槽225，允许从前面排出包括压缩梁腹板211剩余部分的条带。
有利地，保持构件23固定在角撑22上，以便把压缩梁21保持在所述角撑的引导部件223中，并可保证压缩梁21的腹板211在所述梁压缩时保持面对着刀片227。例如，保持构件23在所述引导部件的区域中被固定至角撑22，以便允许通过第三排出槽225释放包括压缩梁21腹板211的剩余部分的条带。
切割零件224优选对于所有能量吸收结构零件2都基本相同。
在一实施方式中，角撑22由金属材料制成，有利地由铝、铝合金或钢的合金制成，以便不会对机身主要结构在重量上产生明显的影响。
在一优选实施方式中，角撑22由例如碳纤维的约50mm长度的切割长纤维形式的纤维增强的复合材料制成。
在一实施方式中，引导部件223、排出槽225、切割零件224和至少一刀片通过加工或模制形成。
在一改进实施方式中，所述角撑由例如通过模压法实施的短纤维如碳纤维为基础的纤维增强复合材料制成。切割零件224的所述至少一刀片227的切削刃是附加的零件，优选是与角撑共同模制而成的，并且优选由金属材料、有利地钛合金制成，以保证切削寿命。
刀片优选在切削刃处具有称为刃口的角α(图7b)，角α在30°到45°之间，例如为37°。
通过计算工作固定件的断裂值，来确定能量吸收结构零件被触发的值。
正常运行时，即负载小于或等于考虑相关安全因素增大的商业经营中可能遇到的正常负载时，每个能量吸收结构零件2保证横梁14与加强框架13之间载荷转递的功能。
在撞击的情况下，产生沿竖直轴线的压缩梁21上载荷的增加。因而随着该载荷增加后，可能有两种使能量吸收结构零件2触发的情况：
-第一种情况对应于固定件剪切断裂，这允许触发能量吸收结构零件2。
因而压缩梁21沿其纵轴线Z移动，该移动基本是压缩载荷导致的移动，压缩梁21的腹板211被切割零件224划破。
-第二种情况对应于压缩梁21由于固定件区域中敲击而断裂，这允许触发能量吸收结构零件2。
因而压缩梁21沿其纵轴线Z移动，该移动基本为压缩载荷所导致的移动，压缩梁21的腹板211由于工作固定件敲击而破裂。
在该第二种触发情况中，作为固定件产生的敲击撕裂的补充，切割零件224切割压缩梁21的腹板211。
另外，有利地，切割零件224还有在工作固定件过早剪切断裂情况下的“失效保险”的功能，在这种情况下这些工作固定件不再保证使压缩梁21捶击破裂的功能。
在第一实施方式中，条带通过两个排出槽225在切割零件224的刀片227各侧被引导，如图6所示，其中每个条带包括压缩梁21的一缘条212和保持与每个缘条连在一起的腹板的一部分。
在改进实施方式中，条带--每个条带包括压缩梁21的一缘条212和保持与每个缘条连在一起的腹板剩余部分--被两个排出槽225引导，并且包括压缩梁21的腹板211的条带被位于切割零件224的两个刀片227之间的第三排出槽225引导，如图7a和7b所示。
使压缩梁沿其长度逐渐破坏，因而允许分散碰撞时产生的能量。
Claims (12)
1.航空器机身主要结构，其包括：
-蒙皮(11)；
-至少一加强框架(13)；
-固定在所述至少一加强框架(13)上的至少一横梁(14)；
-至少一称为能量吸收结构零件(2)的长形结构零件，至少一能量吸收结构零件包括复合材料制的具有纵轴线Z的压缩梁(21)，所述复合材料包括由树脂保持的连续纤维的层片，所述压缩梁的纵轴线基本按碰撞时应被吸收的压缩力的方向取向，所述压缩梁在第一端部(213)固定于所述横梁(14)，而在第二端部(214)固定于所述加强框架(13)；
其特征在于，所述至少一能量吸收结构零件(2)的压缩梁(21)在其至少一个端部通过角撑(22)予以固定，所述角撑包括：
-引导部件(223)，其将所述压缩梁(21)基本沿其纵轴线Z引导；
-切割零件(224)，其将所述压缩梁(21)按所述纵轴线Z的方向切割为至少两个条带；
-用于每个条带的排出槽(225)。
2.如权利要求1所述的航空器机身主要结构，其中，所述压缩梁(21)包括一腹板(211)和两个缘条(212)，至少在所述压缩梁的位于所述角撑(22)侧的端部的一定长度上，所述压缩梁具有在与所述纵轴线Z垂直的平面中的U形直截面，所述压缩梁通过固定件被固定于所述角撑(22)，这些固定件用于吸收在碰撞情况之外所述能量吸收结构零件(2)所承受的极限力。
3.如权利要求2所述的航空器机身主要结构，其中，所述角撑(22)包括具有一刀片(227)和两个排出槽(225)的切割零件(224)，所述刀片朝向所述压缩梁(21)的腹板(211)，而所述两个排出槽(225)位于所述刀片(227)的两侧。
4.如权利要求2所述的航空器机身主要结构，其中，所述角撑(22)包括具有两个刀片(227)和三个排出槽(225)的切割零件(224)，所述两个刀片朝向所述压缩梁(21)的腹板(211)，而所述三个排出槽中的两个相邻排出槽相互间被一个刀片(227)分开。
5.如上述权利要求中任一项所述的航空器机身主要结构，其中，所述压缩梁(21)包括：基本按所述纵轴线Z取向的层片，这些层片主要体现压缩梁纵向强度特征；和相对所述纵轴线Z的方向倾斜的层片，这些倾斜的层片主要决定碰撞时所述压缩梁(21)被所述切割零件(224)切割的阻抗力。
6.如权利要求1所述的航空器机身主要结构，其中，所述压缩梁(21)在所述第一端部(213)处具有起动凹口(217)，当所述压缩梁(21)固定于所述角撑(22)时，所述起动凹口(217)与每个刀片(227)相对。
7.如权利要求1所述的航空器机身主要结构，其中，所述角撑(22)至少部分地由金属材料制成。
8.如权利要求1所述的航空器机身主要结构，其中，所述能量吸收结构零件(2)保证所述横梁(14)与所述加强框架(13)之间的正常载荷的传递，所述正常载荷对应于航空器正常运营期间遇到的应力。
9.如述权利要求8所述的航空器机身主要结构，其中，所述正常载荷的传递通过借助工作固定件(215)使所述压缩梁(21)固定于所述角撑(22)来保证。
10.航空器，其包括如权利要求1至9中任一项所述的航空器机身主要结构。
11.能量吸收结构零件(2)，用于吸收航空器机身的两个结构件即加强框架(13)和横梁(14)之间的压缩载荷，所述能量吸收结构零件包括复合材料制的具有纵轴线Z的压缩梁(21)，所述复合材料包括由树脂保持的连续纤维的层片，所述纵轴线Z基本按碰撞时应被吸收的压缩力的方向取向，
其特征在于，至少一能量吸收结构零件(2)包括固定于所述压缩梁(21)的至少一个端部的至少一角撑(22)，所述角撑(22)用于将压缩载荷传递给所述角撑固定在其上的所述结构件，所述角撑包括：
-引导部件(223)，其将所述压缩梁(21)基本沿其纵轴线Z引导；
-切割零件(224)，其将所述压缩梁(21)按所述纵轴线Z的方向切割为至少两个条带；
-用于每个条带的排出槽(225)。
12.如权利要求11所述的能量吸收结构零件(2)，其中，角撑(22)固定在所述压缩梁(21)的每一端部。
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