CN103523198B - 用于飞行器的主要机身结构和机身部段以及飞行器 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的主要机身结构，包括：多个周向框架；地板结构，该地板结构具有连接至周向框架的横向端部；至少一个支柱，所述至少一个支柱用于对地板结构进行支承并且包括固定在周向框架上的下端部和固定在所述地板结构上的上端部，以及至少一个破坏开始元件，至少一个破坏开始元件与所述支柱相关联，包括：第一紧固装置，该第一紧固装置用于紧固至周向框架，该第一紧固装置离所述支柱的下端部一段距离；以及第二紧固装置，该第二紧固装置用于附接至所述支柱，该第二紧固装置远离所述支柱的端部。一种包括所述主要机身结构的飞行器部段和飞行器诸如飞机。

Description

用于飞行器的主要机身结构和机身部段以及飞行器

技术领域

本发明总体涉及通过飞行器机身的主要结构的下部部分来分散来自飞行器的碰撞的能量冲击，以给予飞行器上的乘员最好的保护。

因而，本发明涉及一种能够分散来自这种碰撞的能量的主要飞行器机身结构，特别是当冲击涉及机身的下部区域时是这样。

本发明能够有利地应用于至少部分由复合材料的制成的主要机身结构。

本发明特别地设计成应用于飞机的机身，特别是中等容量和高容量的客机的机身。

背景技术

客机的主要机身结构主要由通过周向框架和纵向加强件所强化的蒙皮组成。

该主要结构包括下部地板机构，该下部地板结构在其横向端部连接至周向框架并且通过支柱——有时称作支杆——的格栅来支承。以上提及的下部地板通常称作货箱地板。

主要机身结构还包括乘员舱地板结构，该乘员舱地板结构通过其横向端部连接至周向框架并且也通过支柱来支承。乘员舱地板在下文中被称作主地板。

图1示出了以横截面示出的这种主要机身结构10的典型示例，并且特别地示出了周向框架12、下部地板结构16的梁14、各自具有固定至周向框架12的下端部和固定至下部地板结构16的梁14的上端部以对下部地板结构16进行支承的支柱18的格栅以及主地板结构22的梁20和两个支柱24，所述两个支柱各自具有固定至周向框架12的下端部和固定至主地板结构22的梁20的上端部以对主地板结构22进行支承。下部地板结构16使得能够对飞机的行李舱26的地板进行支承，而主地板结构22使得能够对乘员舱28的地板进行支承。

图2示出了以横截面观察的主要机身结构10的第二典型示例，该主要机身结构10与图1的主要结构的不同之处在于，乘员舱包括下部层面30和上部层面32，使得主要机身结构还包括设计成对上部层面的地板进行支承的上地板结构34。

在飞机碰撞发生在速度——特别地关于那个速度的竖直分量——低的条件下的某些情况下，可取的是，与那个竖直分量相关联的冲击能量通过主要机身结构的限定在主地板结构22之下的下部部分最优地分散，使得机舱中的乘员所遭受的竖直冲击的影响保持在规定的限度内。

为此，可取的是，在紧跟竖直冲击的第一阶段期间，主要机身结构的限定在下部地板或货箱地板之下的第一部分36压碎的同时将低水平的力传递至主要结构的限定在下部地板之上的第二部分38。该第一阶段——通常持续大约150毫秒——具有允许通过主要结构的第一部分36的吸收最大能量的目标。该第一阶段通常紧随有第二阶段，在第二阶段期间，结构的第二部分38发生变形的同时吸收第一部分不能够吸收的过剩的能量。

因此，可取的是，在碰撞期间对通过主要结构的第一部分36传递至主要结构的第二部分38的力的水平进行限制，目的在于确保第二部分38不会过早地开始变形，这会限制第一部分36的压碎并且因此限制通过主要结构的整个下部部分吸收的能量的数量。在以上提及的第一阶段对传递至主要结构的第二部分38的力的水平进行限制对于减小用于抵抗所述第二部分38所要求的这些力的容量也是可取的，并且因而限制了构成该第二部分例如对主地板结构与周向框架12的元件进行支承的支柱24的质量。

然而，在碰撞期间施加于主要结构的第一部分36的力的大部分通过对第一部分36进行支承的支柱18的第一部分36而传递至下部地板结构16。这些力通过下部地板的横向端部并且因而直接到达周向框架12的位于主要结构的第二部分38的基部处的区域，从而引起该第二部分的过早变形。

减小对下部地板结构16进行支承的支柱18的强度会使得在碰撞时传递至主要结构的第二部分38的力的水平减小，但是该解决方案并非令人满意的，因为其需要引起在飞机的正常运行期间在下部地板上的容许负荷减小。

申请人提出的另一解决方案在国际专利申请WO 2009/101372A1中进行了描述。在该文件中，地板结构通过由复合材料制成的压缩梁的形式的支柱来支承，该支柱沿着竖直方向定向并且各自固定至周向框架。这些支柱各自在它们的上端部处支承角板，该角板在高水平的压缩力诸如来自碰撞的压缩力的作用下能够切割支柱。

然而，该解决方案要求每个支柱能够在正常运行中支柱受到地板上的载荷所引起的压缩力时抵抗相应的角板的切割装置，使得仅在碰撞时发生支柱的切割。

因而，该解决方案需要支柱的扩大尺寸，这导致机身的主要结构的总体质量的不可取的增加。

此外，如以上所解释的，来自碰撞的能量冲击能够通过飞机的机身的主要结构的下部部分被大部分地吸收。

在具有金属主要结构——例如由铝制成——的机身结构中，冲击能量的吸收来自构成主要结构的金属元件的塑性变形。变形的金属元件特别是蒙皮、纵向加强件、对下部地板结构16进行支承的支柱18、对主地板结构22进行支承的支柱24以及每个周向框架12的限定在主地板结构之下的下部部分。

然而，在飞机的构造中使用复合材料由于下述因素而变得普遍：该因素是，这些材料允许以小的质量获得大的刚度，提供使用这些材料的飞机比金属材料制成的飞机更优质的性能。

因而，已经提出使用这种复合材料来构造机身主要结构的主元件，特别是周向框架、蒙皮和纵向加强件。

然而，使用这些复合材料不允许这些结构构件如金属制成的元件发生变形那样发生塑形变形。相反，当它们受到大的冲击时，这些元件通常经历爆炸性破坏(failure)，从而导致吸收相对低的能量水平。

使用已知类型的主要机身结构，已知类型的主要机身结构的主元件由复合材料制成，因而显著地减小了在碰撞中能够通过该结构吸收的能量的数量，特别是碰撞发生在机身的在该机身的中央纵向轴线正下方的腹部的情况下更是如此，所述情况对应于认证机构通常所使用的情境。

发明内容

特别地，本发明的目的在于提供一种针对这些问题中的全部或部分的简单、经济和有效的解决方案，使得以上提及的缺点至少部分地被避免。

因而，本发明的目的在于一种用于飞行器的主要机身结构，该主要机身结构具有吸收来自竖直碰撞型冲击的能量的最优容量。

本发明的目的在于一种具有低质量的用于飞行器的主要机身结构。

为此，本发明提出了一种用于飞行器的主要机身结构，包括：

–多个周向框架；

–第一地板结构，该第一地板结构具有连接至周向框架的相对的横向端部；以及

–用于支承第一地板结构的至少一个支柱，所述支柱具有固定至所述多个周向框架中的周向框架的下端部，以及固定至第一地板结构的相对的上端部。

根据本发明，主要机身结构包括至少一个破坏开始元件，所述至少一个破坏开始元件包括：第一紧固装置，破坏开始元件通过第一紧固装置固定至所述多个周向框架中的周向框架，该第一紧固装置与支柱的下端部相距一定距离；以及第二紧固装置，破坏开始元件通过第二紧固装置固定在所述支柱上，该第二紧固装置与支柱的端部相距一定距离，使得破坏开始元件在径向方向且相对于主要机身结构的纵向轴线向内地定向的冲击力的作用下施加给所述支柱以虚力——即横向力，以有利于受到来自所述冲击力的压缩力的支柱的屈曲的早期破坏。

由于破坏开始元件以与支柱的端部相距一定距离而固定至支柱并且以与支柱的下端部相距一定距离而固定在周向框架上，破坏开始元件使得能够在大致沿着主要机身结构的纵向轴线的径向方向且相对于主要机身结构的纵向轴线向内定向的冲击力的作用下施加给支柱以横向力。这种虚力相对于支柱的纵向方向横向地定向——即，以非零角度，并且优选地大于30度——定向，并且因而使得能够有利于受到压缩力的支柱的屈曲的早期破坏。

支柱的早期破坏使得能够对通过支柱传递至以上提及的第一地板结构的力的水平进行限制，并且更普遍地对传递至位于该第一地板结构上方的主要结构的对应于主要结构的以上限定的第二部分的那部分的力的水平进行限制，该部分是碰撞之后将在主要结构的压碎情境的第二阶段中压碎的部分。

这使得能够减小如有关主要结构的以上提及的第二部分所要求的结构阻力，并且因此能够减小主要结构的质量。

这也使得能够延迟主要结构的该第二部分的压碎，并且因此能够以使由主要结构的限定在以上提及的第一地板结构下方的第一部分的压碎所产生的能量的吸收最大化。

此外，破坏开始元件在正常运行中不施加虚力(spurious force)给支柱，使得没有必要在确定支柱的尺寸时考虑虚力。

因而，本发明允许相对于文件WO 2009/101372 A1的以上描述的已知方案的质量减小，其中，支柱的破坏通过在施加给支柱的纵向力的作用下切割支柱来获得。

应当指出的是，机身的主要结构的纵向力在这里限定为从主要机身结构的下端部和上端部等距延伸且从主要结构的相对的横向端部等距延伸的纵向轴线。在具有轴对称的主要机身结构的特殊情况下，纵向轴线简单地是主要结构的对称轴。

所述支柱和所述破坏开始元件有利地固定在相同的周向框架上但并非必须地固定在相同的周向框架上。

此外，所述支柱优选地固定在以上提及的第一地板结构的梁上。

那个梁优选地由金属例如铝制成。

此外，所述支柱优选地相对于竖直方向倾斜，使得支柱的第二端部比支柱的下端部更接近于通过主要结构的纵向轴线的竖直平面。

通常，应当指出的是，以上提及的竖直平面大体构成主要机身结构的中间对称面。

支柱优选地由金属诸如钛合金制成。

关联的破坏开始元件有利地由复合材料制成，该复合材料例如由内嵌在硬化的环氧树脂中的碳化纤维构成。

所述破坏开始元件的所述第二紧固装置优选地与所述支柱的每个端部分离一段大于或等于所述支柱的总长度的25％的距离。

这使得能够使施加以上提及的虚力的区域远离支柱的端部，以使该虚力的效果最大化以及尽可能多地有利于支柱在屈曲中的破坏。

此外，所述破坏开始元件优选地包括具有两个相对的端部的压缩梁，其中，所述第一紧固装置和第二紧固装置分别定位在所述两个相对的端部处。

破坏开始元件的这种构造允许以上提及的虚力的有效传递。

此外，所述压缩梁有利地沿着下述方向延伸：该方向与所述支柱的纵向方向形成有包括在45度与145度之间的角度。

这使得能够使在支柱上的以上提及的虚力的效果最大化。

此外，这使得能够在第一地板结构上的载荷的作用下使在装配有所述主要机身结构的飞行器的正常运行期间施加给破坏开始元件的压缩力最小化。

此外，构成破坏开始元件的所述支柱和所述压缩梁优选地垂直于所述主要结构的纵向方向延伸。

作为一种变型，支柱的中的一个和/或另一个支柱以及以上提及的压缩梁中的一个和/或另一个压缩梁能够在不偏离本发明的范围的情况下沿着不垂直于所述主要结构的纵向方向的方向延伸。

通常，所述多个周向框架优选地包括至少一个周向框架——此后称作能量分散周向框架，所述至少一个周向框架包括由金属材料制成的至少一个有角度的区段，所述至少一个有角度的区段周向地延伸至通过所述支柱的下端部的纵向虚线的两侧。

该周向框架的以上提及的有角度的区段的金属特性赋予其塑性变形并且因此吸收来自碰撞的冲击能量的相当大的部分的能力。

构成周向框架的以上提及的有角度的区段的金属材料优选地是钛合金。

此外，由金属材料制成的所述有角度的区段有利地延伸至通过主要结构的纵向轴线的竖直平面的两侧，优选地相对于所述竖直平面对称。

这使得能够有利于在以上提及的竖直平面的两侧上的持续的能量吸收，该以上提及的竖直平面是下述平面：在该平面中，向上定向的冲击力在以上描述的类型的标准的碰撞情境下而被施加。

在本发明的一个优选实施方式中，所述主要地板结构是下地板结构，并且所述主要结构还包括：

–主地板结构，该主地板结构位于所述下部地板结构上方且具有连接至所述多个周向框架的相对的横向端部，以及

–至少两个支柱，所述至少两个支柱具有：相应的下端部，该相应的下端部位于所述竖直平面的两侧上且固定在以上提及的能量分散周向框架的金属材料制成的所述有角度的区段上；以及相应的相反的上端部，该上端部固定在所述主地板结构上，以支承所述主地板结构。

金属的有角度的区段、主地板结构和对主地板结构进行支承的两个支柱因而构成闭合的载荷路径，该闭合的载荷路径整体地由金属制成并且因此能够整体发生塑性变形。

因此，该载荷路径不具有倾向于过早地断裂的任何脆弱区域，这使得能够使主要机身结构的吸收碰撞后的冲击能量的能力最大化。

主地板结构例如能够构成乘员舱地板的结构。

对所述主地板结构支承的支柱的相应的上端部优选地固定在那个地板结构的梁上。

对所述主地板结构进行支承的支柱的相应的下端部因而能够优选地横向地位于所述下部地板结构之外。支柱的这些下端部因而能够分别地位于能量分散周向框架的金属材料制成的有角度的区段的两个相对的周向端部附近。

对主地板结构进行支承的支柱通过已知的方法优选地沿着竖直方向延伸。

此外，在本发明的优选实施方式中，所述能量分散周向框架还包括至少一个有角度的区段，所述至少一个有角度的区段由包括内嵌在硬化的树脂基质中的强化纤维的复合材料制成。

在本发明的优选的实施方式中，能量分散周向框架包括由复合材料制成的单一环形的区段，该单一环形的区段具有接合至由金属材料制成的有角度的区段的两个周向端部的两个周向端部。因而，这两个有角度的区段构成能量分散周向框架的整体。

通常，能量分散周向框架能够有利地包括沿周向端对端安装的多个有角度的区段，所述多个有角度的区段中的至少一个有角度的区段由金属制成并且所述多个有角度的区段中的至少另一个有角度的区段由复合材料制成。

作为一种变型，能量分散周向框架能够在不偏离本发明的范围的情况下整体地由金属制成。

在本发明的优选的实施方式中，所述多个周向框架还包括整体地由复合材料制成的至少一个周向框架，所述至少一个周向框架此后称作复合周向框架。将理解的是，该设计包括由复合材料制成的、不具有由以上所描述的类型的金属材料制成的有角度的区段的任何框架。

因而，多个周向框架优选地由能够根据不同的替代方案设置的能量分散周向框架和复合周向框架构成，所述方案包括例如每两个复合类型的周向框架中一个周向框架，或每三个复合类型的周向框架中一个周向框架，或使得连续的成对的复合周向框架与连续的成对的能量分散周向框架交替。

通常，主要机身结构优选地包括多个支柱，所述多个支柱具有固定在所述多个周向框架中的周向框架上的下端部以及固定在所述第一地板结构上的相对的上端部，以支承所述第一地板结构。

这些支柱优选地构造成相对于通过主要结构的轴线的以上提及的竖直平面对称。

特别地，所述多个支柱优选地包括至少一对支柱，所述至少一对支柱此后称作主支柱，所述主支柱的相应的下端部固定在同一个周向框架上，而主支柱的相应的上端部固定在所述第一地板结构上，所述主支柱对称地设置在通过主要结构的纵向轴线的竖直平面的两侧上，所述主要结构包括至少两个破坏开始元件，破坏开始元件的第一紧固装置固定在所述周向框架的在所述主支柱的所述下端部之间延伸的那部分上，而破坏开始元件的第二紧固装置分别地紧固至所述主支柱，与所述主支柱的端部相距一定距离。

与两个主支柱相关联的破坏开始元件因而能够分别固定至周向框架的位于靠近以上提及的竖直平面的那部分。

这使得这些破坏开始元件固定成尽可能接近于周向框架的在以上所描述的标准碰撞的情况下冲击力所施加的那部分。

为此，所述竖直平面与分别紧固至所述主支柱的两个破坏开始元件中的每个破坏开始元件的所述第一紧固装置之间的角度间隔——该角度间隔相对于主要结构的纵向轴线测量——优选地小于或等于10度，并且甚至更优选地小于或等于5度。

此外，紧固至两个主支柱的两个破坏开始元件优选地相对于所述竖直平面对称地延伸。

此外，在本发明的优选的实施方式中，对所述第一地板结构进行支承的所述多个支柱还包括一对次支柱，该对次支柱横向地位于由所述一对主支柱构成的组件的两侧上并且固定在与所述一对主支柱相同的周向框架上。

本发明也涉及一种用于飞行器的机身部段，该机身部段包括以上描述的类型的主要机身结构。

本发明也涉及一种飞行器诸如中等容量或高容量类型的客机，该飞行器包括至少一个机身部段和/或以上描述的类型的主要机身结构。

附图说明

通过给出非限定性示例以及参照附图，在阅读下面的描述之后，本发明将得到更好的理解并且本发明的其他细节、优点和特征将变得明显，其中：

–已经描述的图1和图2是已知类型的主要飞行器机身结构的示意性横截面图；

-图3是根据本发明的优选实施方式的主要飞行器机身结构的下部部分的局部示意性立体图；

-图4是图3的主要机身结构的下部部分的局部示意性横截面图；

-图5是图4的细节V的放大视图；

-图6是图5的细节VI的放大视图；

–图7是属于图4中可视的主要机身结构的下部部分的支柱的下端部的示意性立体图；

–图8是属于图4中可视的主要机身结构的下部部分的破坏开始元件的示意性立体图；

–图9和图10是图8的破坏开始元件的分别从下面和侧面观察的示意图；

–图11是图3的主要机身结构的示意性截面图，示出了包括有由金属材料制成的下部部分和由复合材料制成的上部部分的周向框架。

–图12是图3的主要机身结构的示意性横截面图，示出了完全由复合材料地制成的周向框架。

在所有的这些图中，相同的附图标记能够表示相同或相似的元件。

具体实施方式

图3示出了根据本发明的优选实施方式的飞行器的主要机身结构40的下部部分。

在本说明书中，X表示主要机身结构40的纵向方向，该纵向方向也能够同化为包括该主要机身结构的飞机的纵向方向。此外，Y表示横向于主要机身结构40定向的方向并且也能够同化为飞机的横向方向，并且Z是竖直方向或高度方向，这三个方向X、Y、Z相互正交。

在所描述的示例中，飞机的机身由许多部段构成。因而，图3示出了那个机身的部段的主要结构的一部分。

该主要结构40包括多个周向框架42a、42b——仅下部部分示出在图3中——以及下部地板结构16和主地板结构22。

通过已知的方式，下部地板结构16包括例如由铝制成的纵横交错的梁14和纵向轨道44，并且主地板结构22包括也由铝制成的纵横交错的梁20和纵向轨道46。

主地板结构22的每个梁20在其横向端部47处连接至周向框架42a、42b并且通过例如由铝制成的两个支柱支承。

下部地板结构16的每个梁14均在其横向端部48处连接至周向框架42a、42b。

如通过图4更清楚地示出的，下部地板结构16的每个梁14也通过四个支柱来支承，所述四个支柱有时称作支杆，其连接至与梁14的横向端部48相同的周向框架42a。这些支柱由金属例如钛合金制成。

这四个支柱细分为下述两个部分：一对主支柱50a和50b，该对主支柱50a和50b位于相对靠近通过主机身结构40的轴线51的竖直平面V处，并且相对于该竖直平面V相互对称；以及两个次支柱52a和52b，所述两个次支柱52a和52b横向地位于一对主支柱50a、50b的两侧上，也相对于竖直平面V对称。

这四个支柱中的每个支柱均包括固定在以上提及的梁14上的上端部54以及固定在周向框架42a上的下端部56。

此外，这些支柱中的每个支柱均垂直于纵向方向X延伸并且相对于竖直平面V倾斜，使得支柱的上端部54比其下端部56更接近于竖直平面V。

在适合于本发明的方式中，每个主支柱50a、50b均连接至对应的破坏开始元件58a、58b，所述对应的破坏开始元件58a、58b基本上由压缩梁构成，该压缩梁具有固定在与主支柱相同的周向框架42a上的下端部68以及固定在主支柱上的上端部70，该上端部70位于支柱的远离其端部54和56(图4和图5)的区域60处。该压缩梁优选地由复合材料制成，例如基于内嵌在硬化的环氧树脂中的碳化纤维制成。

如图6和图7所示出的，四个支柱50a、50b、52a、52b中的每个支柱均呈压缩梁的形式，该压缩梁具有连接至两个刚硬的横向凸缘64的平的核心62，使得以上提及的梁具有大致C形横截面。在描述的示例中，梁的横向边缘64在支柱(图7)的下端部56处渐缩。

图8至图10更详细地示出了构成破坏开始元件58a中的一个破坏开始元件58a的压缩梁。该梁包括平的核心66，该平的核心66具有分别构成破坏开始元件的下端部68与上端部70的两个相对的向外张开的端部。这两个端部68和70具有相应的刚硬的横向边缘72和74，该横向边缘72和74分别在核心66的两侧上、垂直于核心66突出并且在破坏开始元件58a的中间区域76处连接至彼此。

破坏开始元件58a的向外张开的端部68和70中的每个向外张开的端部均包括通孔78和79(图8和图9)——例如数量为三个，从而允许紧固螺钉或铆钉通过(图中未示出这些螺钉或铆钉)。因而，根据本发明的术语，以上提及的孔78和79分别构成破坏开始元件58a的第一紧固装置和第二紧固装置的一部分。

在所示出的示例中，破坏开始元件58a通过那个破坏开始元件58a的核心66的与相应的横向边缘74相对的第一表面而应用于相应的支柱50a，并且该破坏开始元件58a通过与相应的横向边缘72和以上提及的第一表面相对的第二表面而应用于相应的周向框架42a。

如图5所示出的，分别紧固至两个主支柱50a、50b的破坏开始元件58a、58b在两个主支柱50a、50b之间延伸。更精确地，这些破坏开始元件中的每个破坏开始元件的下端部68固定在周向框架42a的在两个主支柱50a、50b的相应的下端部56之间延伸的那部分81上。

仍然参照图5，明显的是，每个支柱50a、50b的连接至相关联的破坏开始元件58a、58b的上端部70的区域60与支柱50a、50b的下端部56分离一段大约等于支柱的长度L的35％的距离d1，并且与该支架的上端部54分离一段大约等于支架的长度L的55％的距离d2。更普遍地，距离d1和距离d2优选地大于支柱50a、50b的长度L的25％，如以上所解释的。

每个破坏开始元件58a、58b的下端部68就其本身而言，位于接近竖直平面V处，使得构成以上提及的第一紧固装置的孔78包括在角度θ之内，该角度θ从主要结构40的纵向轴线51相对于竖直平面V而测量，该角度θ等于大约5度(图4和图12)。

此外，如图6中所示出的，构成破坏开始元件58a的压缩梁沿着下述方向D1延伸，该方向D1与相应的支柱50a的纵向方向D2形成等于约60度的角度。当然，关于其他主支柱50a及其相关联的破坏开始元件58b而言也是这样。更普遍地，角度α能够有利地包括在从45度扩展至135度的范围之内。

如通过图3所示出的，主要机身结构40包括第一类型的轴向框架42a和第二类型的周向框架42b。

图11示出了第一类型的周向框架42a，其特征在于，该周向框架42a包括由金属例如钛合金制成的有角度的区段80以及由复合材料例如基于内嵌在硬化的树脂中的碳化纤维的复合材料制成的有角度的区段82。

由金属制成的有角度的区段80构成周向框架42a的下部部分，并且相对于通过主要结构40的轴线51的竖直平面V居中。复合的有角度的区段82位于由金属制成的有角度的区段80上方并且具有接合至由金属制成的有角度的区段80的周向端部86的周向端部84。

因而，对下部地板结构16的每个梁14进行支承的四个支柱50a、50b、52a、52b固定在相应的周向框架42a的金属制成的有角度的区段80上。

应当指出的是，由金属制成的有角度的区段80在下部地板结构16的梁14的横向端部48之外周向地延伸。

此外，对主地板结构22的每个梁20进行支承的两个支柱24也固定在相应的周向框架42a的金属制成的有角度的区段80上。更精确地，这两个支柱24具有下端部87，该下端部87固定在有角度的区段80的分别在下地板结构16的相应的梁14的横向端部48与该有角度的区段80的相应的端部86之间延伸的那部分88上。

因而，每个能量吸收周向框架42a的金属制成的有角度的区段80与主地板结构22的相应的梁20以及对主地板结构22进行支承的支柱24构成了用于力90的闭合的循环路径，该力90是由施加在其轴线51正下方的主要结构40之下的向上的冲击92而引起。这种冲击92对应于标准碰撞情况，例如由认证机构所考虑的那些情况。本发明的一个优点来自下述因素：构成以上提及的载荷路径的元件都能够塑性变形并且因此能够吸收来自这种碰撞的冲击能量的大部分。因而，以上提及的载荷路径不具有在碰撞时趋于过早断裂的任何脆弱区域。

图12示出了第二类型的周向框架42b，其特征在于，该周向框架42b由复合材料例如基于内嵌在硬化的树脂中的碳化纤维的复合材料整体地制成。

如通过图3所示出的，主要结构40具有第一类型的两个周向框架42a与第二类型的一个周向框架42b的交替的布置。因而，2/3的主要结构40由第一类型的周向框架42a与1/3的第二类型的周向框架42b构成。

在正常的运行中，下部地板结构16通常受到通过下部地板所承载的载荷所引起的法向载荷94(图11)。该向下的法向载荷94通过主支柱50a、50b和次支柱52a、52b接纳并且传递至周向框架42a、42b。考虑到破坏开始元件58a、58b相对于主支柱50a、50b的倾斜的相对角α(图6)，法向力94在破坏开始元件58a和58b上施加几乎很小的载荷。

在以上描述的类型的碰撞中，破坏开始元件58a和58b的下端部68(图5)直接地受到向上的冲击力90，使得这些破坏开始元件各自将沿着构成每个破坏开始元件的压缩梁的方向D1定向的虚力96(图5和图6)传递至相应的主支柱50a、50b。

这种虚力96的施加与施加给每个主支柱50a、50b的端部54和56且来自冲击92的压缩力98结合促进每个主支柱50a、50b的较早地屈曲破坏。

主支柱50a、50b的较早地破坏使得能够对传递至下部地板16的力的水平进行限制，并且更普遍地传递至主要结构40的第二部分38的力的水平进行限制。这使得能够减小关于构成该第二部分38的元件所需要的结构强度，并且也使得能够延迟该第二部分38的压碎并且因此能够使由主要结构40的第一部分36的压碎所带来的能量吸收最大化。

应当指出的是，主支柱50a、50b和次支柱52a、52b的塑性变形促进该能量吸收。

此外，第一类型的每个周向框架42a的金属制成的有角度的区段80的逐渐的塑性变形带来由复合材料制成的周向框架42b的逐渐破坏。这种逐渐破坏允许通过这些第二类型的周向框架的能量吸收比关于在已知类型的主要机身结构中的复合材料制成的周向框架吸收的爆炸性破坏有效得多。

当然，使用第二类型的周向框架——整体地由复合材料制成、与第一类型的周向框架交替——允许相当大的质量节省。

第一类型的周向框架的混合结构也允许相对于装备已知类型的主要机身结构的金属制成的周向框架的质量更加节省。

作为一种变型，次支柱52a、52b也能够连接至以上描述的类型的破坏开始元件。

此外，图3示出了每个周向框架均连接至对下部地板结构16进行支承的支柱50a、50b、52a、52b。然而，在不偏离本发明的范围的情况下，周向框架中的仅一些周向框架能够连接至这种支柱。这些周向框架然后优选地是能量分散型但并非必须是能量分散型。在任何情况下，每个能量分散的周向框架的金属制成的有角度的区段80均优选地定位成使得至少一个纵向虚线100(图3)通过有角度的区段80，从而延伸通过以上提及的支柱中的至少一个支柱的下端部56。

同样作为一种变型，能量分散周向框架中的一些或全部在有利时能够整体地由金属制成。

此外，破坏开始元件能够制成许多部分。特别地，这些元件能够由压缩梁以及设计用于将所述压缩梁组装至相应的支柱和/或组装至相应的周向框架上的一个或两个部件构成。

Claims (16)

1.一种用于飞行器的主要机身结构(40)，包括：

多个周向框架(42a，42b)；

第一地板结构(16)，所述第一地板结构(16)具有连接至所述周向框架的相对的横向端部(48)；以及

至少一个第一支柱，所述第一支柱用于对所述第一地板结构(16)进行支承，所述第一支柱包括固定在所述多个周向框架的周向框架上的下端部(56)以及固定在所述第一地板结构上的相对的上端部(54)，所述主要机身结构特征在于，所述主要机身结构包括至少一个破坏开始元件(58a，58b)，所述至少一个破坏开始元件(58a，58b)包括：第一紧固装置(78)，所述破坏开始元件通过所述第一紧固装置(78)远离所述第一支柱的所述下端部(56)地固定在所述多个周向框架中的周向框架(42a，42b)上；以及第二紧固装置(79)，所述破坏开始元件通过所述第二紧固装置(79)远离所述第一支柱的上端部(54)和下端部(56)固定在所述第一支柱上，使得所述破坏开始元件(58a，58b)在相对于所述主要机身结构的纵向轴线(51)大致沿着径向方向向内定向的冲击力(92)的作用下给所述第一支柱施加横向力(96)，以有助于所述第一支柱受到由所述冲击力(92)引起的压缩力(98)而屈曲导致的早期破坏。

2.根据权利要求1所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)的所述第二紧固装置(79)与所述第一支柱的上端部(54)和下端部(56)分离开下述距离(d1，d2)：所述距离(d1，d2)大于或等于所述第一支柱的总长度(L)的25％。

3.根据权利要求1或2所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)包括具有两个相对端部(68，70)的压缩梁，其中，所述第一紧固装置(78)和所述第二紧固装置(79)分别定位在所述两个相对端部(68，70)处。

4.根据权利要求3所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁沿着下述方向(D1)延伸：所述方向(D1)与所述第一支柱的纵向方向(D2)形成有处于45度与145度之间的角度(α)。

5.根据权利要求3所述的主要机身结构，其中，所述第一支柱和所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁垂直于所述主要机身结构(40)的纵向方向(X)延伸。

6.根据权利要求4所述的主要机身结构，其中，所述第一支柱和所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁垂直于所述主要机身结构(40)的纵向方向(X)延伸。

7.根据权利要求1所述的主要机身结构，其中，所述多个周向框架包括至少一个能量分散周向框架，所述至少一个能量分散周向框架包括至少一个有角度的区段(80)，所述至少一个有角度的区段(80)由金属材料制成并且周向地延伸至穿过所述第一支柱的所述下端部(56)的纵向虚线(100)的两侧。

8.根据权利要求7所述的主要机身结构，其中，由金属材料制成的所述有角度的区段(80)延伸至穿过所述主要机身结构(40)的纵向轴线(51)的竖直平面(V)的两侧。

9.根据权利要求8所述的主要机身结构，其中，所述第一地板结构是下地板结构，所述主要机身结构(40)还包括:

主地板结构(22)，所述主地板结构(22)位于所述下地板结构上方且具有连接至所述多个周向框架(42a，42b)的相对的横向端部(47)，以及

至少两个第二支柱(24)，所述至少两个第二支柱(24)具有：相应的下端部(87)，所述相应的下端部(87)位于所述竖直平面(V)的两侧上且固定在所述能量分散周向框架的由金属材料制成的所述有角度的区段(80)上；以及相应的相对上端部，所述相应的相对上端部固定在所述主地板结构(22)上，以对所述主地板结构(22)进行支承。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的主要机身结构，其中，所述能量分散周向框架还包括至少一个有角度的区段(82)，所述至少一个有角度的区段(82)由包括内嵌在硬化树脂基质中的强化纤维的复合材料制成。

11.根据权利要求7至9中的任一项所述的主要机身结构，其中，所述多个周向框架还包括完全由复合材料制成的至少一个周向框架。

12.根据权利要求1所述的主要机身结构，包括多个支柱，所述多个支柱具有：下端部(56)，所述下端部(56)固定在所述多个周向框架中的周向框架(42a，42b)上；以及相对的上端部(54)，所述上端部(54)固定在所述第一地板结构(16)上，以对所述第一地板结构(16)进行支承，并且其中，所述多个支柱包括至少一对主支柱(50a，50b)，所述至少一对主支柱(50a，50b)的相应的下端部(56)固定在同一个周向框架(42a，42b)上，并且所述至少一对主支柱(50a，50b)的相应的上端部(54)固定在所述第一地板结构(16)上，所述主支柱(50a，50b)对称地定位于延伸通过所述主要机身结构(40)的纵向轴线(51)的竖直平面(V)的两侧上，所述主要机身结构包括至少两个破坏开始元件(58a，58b)，所述至少两个破坏开始元件(58a，58b)的第一紧固装置(78)固定在所述周向框架的在所述主支柱的所述下端部(56)之间延伸的那一部分(81)上，并且所述至少两个破坏开始元件(58a，58b)的第二紧固装置(79)分别远离所述主支柱的端部固定至所述主支柱。

13.根据权利要求12所述的主要机身结构，其中，所述竖直平面(V)与分别和所述主支柱(50a，50b)相关联的所述至少两个破坏开始元件(58a，58b)中的每个破坏开始元件的所述第一紧固装置(78)之间的、从所述主要机身结构(40)的所述纵向轴线(51)测量的角度间隔(θ)小于10度。

14.根据权利要求12或13所述的主要机身结构，其中，对所述第一地板结构(16)进行支承的所述多个支柱还包括一对次支柱(52a，52b)，所述一对次支柱(52a，52b)横向地定位于由所述至少一对主支柱(50a，50b)构成的组件的两侧上并且固定在与所述主支柱(50a，50b)相同的周向框架(42a，42b)上。

15.一种用于飞行器的机身部段，其特征在于，所述机身部段包括根据权利要求1至14中的任一项所述的主要机身结构(40)。

16.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据权利要求15所述的机身部段或根据权利要求1至14中的任一项所述的主要机身结构(40)。