CN105392698A - 特别用于飞行器的冲击吸收装置 - Google Patents

Abstract

描述了一种飞行器(1)的固定起落滑撬的冲击吸收装置(10)。该冲击吸收装置包括凹元件(20)、凸元件(30)和芯部(40)，所述芯部布置在所述凹元件和所述凸元件之间，其中，所述凹元件包括腔，所述凸元件包括用于支撑所述芯部的支撑和压力表面，其中，所述芯部包括金属材料本体，所述本体具有受控的塑性变形。在本发明的实施例中，芯部包括具有蜂巢结构的挤压体或者包括具有螺旋缠绕的金属衬底的本体。

Description

特别用于飞行器的冲击吸收装置

技术领域

本发明涉及一种冲击吸收系统，特别地涉及航空航天领域中的冲击吸收系统。更特别地，本发明涉及一种用于吸收飞行器的冲击动能的至少一部分的装置。根据本发明的装置可应用于具有固定起落架滑撬的固定翼或者旋翼垂直起飞飞行器。根据本发明的装置还可以应用于具有安装在轮子或者滑撬上的固定底架的小型固定翼旅游飞行器。根据本发明的装置还可以应用于其它起落部件，例如，用于在公海中执行作业的水上飞机或者直升飞机的浮筒。

背景技术

在以下的描述和权利要求中，术语“固定起落架滑撬”(或者仅仅“滑撬”或者“固定滑撬”)将用来表示旋翼或者固定翼垂直起飞飞行器的起落滑撬、小型固定翼旅游飞行器的固定底架(其还可以安装在轮子上)或者其它起落部件(例如，用于在公海中执行作业的水上飞机或者直升飞机的浮筒)。

已知用于减少因飞行器和障碍物(例如地面)之间的冲击所产生的后果的各种系统。可以根据它们的致动和使用模式将这些安全系统分成主动系统和被动系统。

主动系统包括所有设计成尽可能地避免可能会危及乘客和机组人员生命的情形的装置。主动系统包括火警检测与抑制系统、应急供氧系统和用信号通知飞行器运行出现故障的所有报警系统。被动系统包括所有用来限制在飞行期间出现事故之后可能发生的损坏的装置。被动系统包括用于熄灭在冲击之后可能引发的任何火灾或者用于防止燃料箱爆炸的系统。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于飞行器被动安全性的冲击吸收装置，所述冲击吸收装置可以在建造新飞行器期间以及在改装飞行器期间以最小侵入的方式结合到现有结构中。

目前，已知两种主要的被动安全系统，其用于减小飞行器的固定起落滑撬和地面之间的冲击效应。

第一种已知系统包括位于其底部的一个或者多个气囊型充气垫，所述气囊型充气垫定位在飞行器的外部。这种系统目前很少应用在民用和军用航空工业中，原因在于就能量吸收而言其贡献稍稍有限并且在任何情况下均会对飞行器结构造成巨大损坏。特别地，旋翼飞行器的尾部在与地面冲击时被完全毁坏。此外，这种已知系统仅仅被批准和推荐在海面或者水面上起落时使用。实际上，气囊如果与地面上的粗糙物接触，其可能被刺破。

第二种已知系统构想使用由塑料或类似材料制成的碰撞盒，所述碰撞盒固定到飞行器的底部。这种系统存在的问题是碰撞吸能盒非常笨重，难以就尺寸进行设计并且在强外力冲击期间难以施以控制。

WO2010/141628(WO’628)公开了一种用于直升飞机的起落架的阻尼器，其具有：筒；活塞，所述活塞限定了位于活塞和筒底端之间的第一液压腔以及位于活塞和筒顶部之间的第二液压腔；堆叠的碟簧，所述碟簧以压缩状态设置在第一液压腔内、筒底端和活塞之间。碟簧中的每一个均具有大体凹入侧和相对的大体凸出侧，碟簧以交替方式堆叠，使得任意两个毗邻的垫圈的相同侧部定位成相互毗邻。阻尼器由底部衬套固定到滑撬上并经由顶部衬套进一步固定到直升飞机上。

不利的是，WO’628的阻尼器布置在滑撬支腿的外部。这继而改变了飞行器的空气动力学阻力，并引发非常不利的后果，结果降低了飞行性能并增加了燃料消耗。

此外，WO’628的阻尼器设计成仅仅在压缩作用下使用并且不具有因将附件锚固到起落架而产生的大的拉伸强度。

本发明的目的是提供一种用于吸收飞行器的固定起落滑撬与地面之间的冲击动能的至少一部分的装置，其解决了已知技术方案所存在的问题。

根据第一个方面，本发明提供了一种飞行器的固定起落滑撬的冲击吸收装置。该冲击吸收装置包括凹元件、凸元件以及布置在所述凹元件和所述凸元件之间的芯部，其中，所述凹元件包括腔，所述凸元件包括用于支撑所述芯部的支撑和压力表面，其中，所述芯部包括金属材料本体，所述本体具有受控的塑性变形而且不会弹性恢复以及不会回弹，其中，所述冲击吸收装置包括：

第一适配器，所述第一适配器连接到所述凸元件，用于将所述冲击吸收装置连接到所述固定起落滑撬的第一管状区段；和

第二适配器，所述第二适配器连接到所述凹元件，用于将所述冲击吸收装置连接到所述固定起落滑撬的第二管状区段。

芯部可以例如包括具有蜂巢结构的挤压体或者包括具有螺旋缠绕的金属衬底的本体。

衬底可以包括连结在一起的波纹状薄板和平坦薄板。

有利地，芯部可以至少部分地由铝或者铝合金制成。

芯部可以被阳极化和/或喷砂和/或抛光处理。

芯部可以通过粘合剂连接到所述凸元件和/或所述凹元件。作为通过粘合剂连接的附加方案或者替代方案，芯部可以通过螺纹元件连接到所述凸元件并且可以通过另外的螺纹元件连接到所述凹元件。可替代地，可以使用穿过芯部内部的非螺纹杆。

在本发明的实施例中，所述冲击吸收装置还可以包括至少一个适配器，所述适配器连接到所述凸元件或者凹元件。所述适配器设计成用于连接到管状结构，所述管状结构将起落滑撬连接到飞行器。

根据另一个方面，本发明提供了一种包括如上所述的冲击吸收装置的飞行器。

附图说明

参照附图阅读，从以下以非限制性示例给出的描述中，本发明将变得更加清晰，其中：

图1a、1b和1c是带有结合根据本发明的冲击吸收装置的固定起落滑撬的飞行器的简图；

图2是根据本发明的冲击吸收装置的第一实施例的局部分解轴测图；

图3是根据图2的冲击吸收装置的局部分解轴测图；

图4和图5示出了根据图2的冲击吸收装置的凸元件；

图6和图7示出了根据图2的冲击吸收装置的凹元件；

图8是根据图2的冲击吸收装置的垫片元件的轴测图；

图9是根据图2的冲击吸收装置的适配器的轴测图；

图10和图11以横截面示出了根据图2的冲击吸收装置的适配器的两个变形；

图12是根据本发明的安装有防护波纹管的冲击吸收装置的局部截面图；

图13a、13b、13c、13d和13e是根据本发明的芯部的示意性横截面；

图14是根据本发明的冲击吸收装置的第二实施例的纵截面图；和

图15是根据本发明的冲击吸收装置的第三实施例的纵截面图。

具体实施方式

图1a和图1b示出了具有固定起落滑撬的飞行器1，所述固定起落滑撬结合根据本发明的装置10。根据本发明的装置10可以应用于具有固定起落滑撬的旋翼或者固定翼垂直起飞飞行器，包括直升飞机、旋翼式螺旋桨飞机或者飞行平台。如图1c所示，根据本发明的装置10还可以应用于小型旅游飞行器，所述小型旅游飞行器具有安装在轮子或者滑撬上的固定底架或者具有支撑浮筒或类似物的固定结构。

图2示出了根据本发明的第一实施例的装置10的局部分解图。该图还示出了滑撬1A的一部分和管状结构的部分1B和1C，管状结构的这两个部分将滑撬1A连接到飞行器10的其余部分。参照图2和图3，装置10包括凹部件20、凸部件30和芯部40。在优选实施例中，装置10还包括两个适配器50。该装置还可以包括防护波纹管70和固定夹子71，所述固定夹子用于紧固防护波纹管70的端部。

在图6和图7中还示出了根据第一实施例的凹部件20。优选地，凹部件具有横截面为圆形的中空圆柱体的大致形式，所述中空圆柱体具有敞开端部21和封闭底部22。封闭底部包括中央通孔23。封闭底部还可以包括开口24(例如，通过铣削形成)，以便减轻部件的重量。

如图3所示，通孔23适用于接收并且保持诸如内六角圆柱螺钉的螺纹元件25。螺纹元件25设计成将凹部件固定到将在以下描述中更加全面地描述的适配器50。有利地，螺纹元件通过螺母和垫圈251、252锁定(图3)。

优选地，凹部件20由单件金属材料构成，例如钢、不锈钢、铝、铝合金、钛、钛合金或类似材料。例如，可以使用铝合金6082。这种合金在加工期间具有极佳的可锻性、硬度、结构强度和耐磨性。作为铝合金6082的替代方案，可以使用铝合金7075、铝合金5053或者结构钢。钢和钛增加了装置的重量，但是提供了更大的抗应力性。在其它实施例中，凹部件20由复合材料制造。

在一个实施例中，凹部件20的内径大约为135mm，外径大约为145mm。凹部件20的内表面25的长度(从封闭底部22至敞开端部21)为大约170mm。

在图4和图5中还示出了根据第一实施例的凸部件30。根据第一实施例的凸部件30包括横截面为圆形的蘑菇状本体，其具有柄31和盖32，所述盖32的直径大于柄31的直径。

凸部件优选通过由金属材料制成的实体(solidbody)构成，所述金属材料诸如钢、不锈钢、铝、铝合金、钛、钛合金或类似材料。例如，可以使用铝合金6082。这种合金在加工期间具有极佳的可锻性、硬度、结构强度和耐磨性。作为铝合金6082的替代方案，可以使用铝合金7075、铝合金5053或者结构钢。钢和钛增加了装置的重量，但是却提供了更大的抗应力性。在其它实施例中，凸部件30由复合材料制造，由此减轻了整体重量。

凸部件30优选地包括中央通孔33，所述中央通孔沿着其长度的一定区段具有较大的直径，而在其长度的其余部分上具有较小的直径。根据第一实施例的凸部件30的外表面34可以包括减轻重量的铣削区35。

通孔33以与凹部件20中的通孔23类似的方式适用于接收和保持诸如内六角圆柱螺钉的螺纹元件25。螺纹元件25设计成将凸部件固定到将在下文描述中更加全面描述的适配器50。有利地，螺纹元件25通过螺母和垫圈251、252锁定(图3).

根据第一实施例，图3和图8中示出的垫片60可以布置在凸部件30和适配器50之间。垫片60可以是厚盘的形式，优选地，在其外表面上具有一条或者多条径向槽60A、60B、60C。这些槽有利地设置成用于保持密封剂以及用于有利于其结晶。继而，密封剂旨在密封防护波纹管70，该密封防护波纹管也将在下文提及。垫片60可以具有实体表面或者更优选地可以具有通过铣削、铸造或者某种其它工艺形成的一系列开口61。优选地，垫片60包括中央通孔63，所述中央通孔允许螺纹元件25穿过其中。

垫片60可以通过粘合剂层粘结到适配器50上或者可以保持自由。

如图2和图3所示，根据第一实施例的装置10优选地包括两个适配器50，即，顶部适配器和底部适配器。优选地，顶部适配器和底部适配器以相同的方式形成，因此将参照图9、10和11仅仅描述一个适配器50。

优选地，适配器50包括圆柱形实体，其具有第一大直径区段51和第二小直径区段52。过渡区段55设置在两个区段51和52之间。优选地，设置了中央通孔53，所述中央通孔穿过大直径区段和小直径区段两者。

优选地，适配器50还包括横向通孔54，所述横向通孔沿着区段52的直径延伸。通孔54适用于接收图2中示出的锁定销56。销56可以是通过螺母和埋头螺母57锁定的螺纹构件。

适配器50可以由与凹部件和/或凸部件相同的材料制成。

图10示出了根据本发明的适配器50的第一实施例的横截面。根据第一实施例的适配器设计成装配在飞行器(直升飞机或类似物)的滑撬的管状区段1A或1B的内部。图10还示出了螺纹孔54，所述螺纹孔适用于接收端部带有螺纹的锁定销56。

图11示出了根据本发明的适配器50的第二实施例的横截面。根据第二实施例的适配器设计成装配在直升飞机或类似物的滑撬的管状区段1A或1B的外部。与图10的适配器类似，图11示出了适用于接收端部带有螺纹的锁定销56的螺纹孔54。

芯部40布置在凹部件20和凸部件30之间。优选地，芯部40具有横截面为圆形的大致圆柱形形状。

优选地，芯部40连接到凸部件30的表面36(图4)，例如通过粘结。有利地，可以使用用于金属的结构粘合剂，典型为双组分环氧树脂。作为粘结的替代方案，还可以通过钎焊或者其它类似技术实施芯部和凸部件之间的连接。

在任何情况中，优选地，因为凹部件20和凸部件30可以彼此内部自由滑动，所以不能构想凹部件20和凸部件30之间直接机械连接。

为了允许这种滑动运动，可以通过油性润滑剂或者合成润滑剂保持凹元件的圆筒形内表面和/或凸元件的外表面湿润。优选地，通过由橡胶或者类似的弹性和可变形材料制成的波纹管保持润滑剂。该波纹管70仅在图12中示出。相反地在其它附图中没有示出波纹管，以便不会阻碍观察装置的其它部件。可以通过例如金属制夹持夹子71或类似物固定波纹管70。润滑剂设置用于避免阻碍滑动部件，但是其对阻尼没有产生实质性影响。

优选地，根据本发明的芯部40是具有大体圆柱形几何结构的挤压实体，所述大体圆柱几何结构具有内部蜂巢结构(图13c)，所述内部蜂巢结构可以由不同的材料和金属合金制成。通过改变直径、内薄板的厚度、单元格的密度和/或其它物理或几何特征，可以获得直接影响重量、结构强度以及冲击能量吸收能力的大量组合。有利地，可以通过定义明确的用于在部件承受特定类型的力或者冲击时非常准确地预测部件的所有响应的物理/数学定律(小程度近似)表示所有这些性能；因此，可以针对每个使用领域实施特定研究并且确保应用最适当和最切实可行的技术方案。在一个实施例中，单元格是六角形单元格，边长尺寸为4mm至6mm，例如为大约5mm。

在本发明的实施例中(图13a和图13b)，芯部40通过绕芯轴螺旋地(成螺旋形地)缠绕金属衬底而形成，所述金属衬底包括连结在一起的波纹状薄板41和平坦薄板42。在其它实施例中，芯部40通过绕芯轴成螺旋形地缠绕金属衬底而形成，所述金属衬底由夹在连接在一起的两块平坦薄板之间的波纹状薄板形成。薄板41、42的厚度可以为大约0.20mm。衬底的厚度可以为大约5.0mm。

特别地，图13a示出了具有单螺旋(40’)的能量吸收芯部。图13b替代地示出了具有双螺旋(40’，40”)的能量吸收芯部。

图13c、13d和13e示出了能量吸收芯部的其它可行的横截面。芯部40可以形成为蜂巢结构，其具有大体六角形单元格(图13c)、大体圆形单元格(图13d)或者大体正方形单元格(图13e)。形状影响芯部的密度。

在本发明的实施例中，芯部40可以部分地填充有聚氨酯泡沫(所述聚氨酯泡沫自发地改变其物理状态)。换言之，芯部的蜂巢腔中的至少一些填充有聚氨酯泡沫。优选地，在等于芯部高度的至少1/5的长度上填充芯部的所有蜂巢腔。更优选地，在等于芯部高度的大约1/4的长度上填充芯部的所有蜂巢腔。薄板的厚度可以为大约0.20mm。衬底的厚度可以为大约5.0mm。

优选地，芯部40通过粘结连接到凸部件30和/或凹部件20。

在本发明的实施例中，芯部40经受阳极化处理。优选地，在整个芯部上实施阳极化处理。阳极化处理包括增大材料的孔隙度，以便获得更加稳固和耐用的粘结。

在本发明的实施例中，芯部40经受喷砂处理，以便使表面具有更多孔。喷砂处理致使材料的孔隙度增大，以便获得更加稳固和耐用的粘结。有利地，还可以在凸部件和/或凹部件上实施类似的喷砂处理。

在本发明的实施例中，芯部的表面承受抛光处理，这种情况也旨在获得良好的粘结效果。

在本发明的一个实施例中，芯部的外径介于大约70mm和90mm之间，优选为大约80mm，高度介于大约55mm和大约75mm之间，优选为大约65mm。

优选地，芯部的密度大约为0.60306g/cm³±10％。优选地，芯部的密度根据芯部自身的外部尺寸以及根据内孔的直径而变化。

在装置使用期间并且在发生猛烈冲击时(例如，与地面冲击)，凸部件30作为活塞，从而积聚冲击能量并将其传递给芯部40，致使芯部变形并且导致两个元件(芯部和凸部件)填充并占据凹部件20的中空空间。

在本发明的实施例中，还设置有容纳套环，用于在发生冲击时并且因此在存在芯部40被压缩(并且因此径向膨胀)的情况下增强凹部件20的径向强度。容纳套环可以由多个环形件形成，所述环形件由金属材料制成并浸入在环氧树脂基体中并且层压有层内定向为45°的双斜纹碳皮。

图14和图15示出了本发明的另外两个实施例。相同的附图标记用于表示相同的部件或者功能等效的部件。

根据图14的实施例，提供了两个内螺纹连接件。换言之，冲击吸收装置使用两种不同的螺纹连接件。第一螺纹连接件25’用于将适配器50连接到凸部件30。第二螺纹连接件25”用于将凹部件20连接到另一个相对的适配器50。在这个实施例中，可以避免使用垫片60。凸部件30可以通过利用上述类型的粘合剂的粘结而紧固到芯部上。

图14还示出了管状结构的两个管状部分1B和1C，这两个管状部分将滑撬1A连接到飞行器10的其余部分。根据本发明并且与其它已知技术方案不同，装置被直接连接到起落滑撬的管状支撑结构，也能够承受高拉伸力，而且对飞行器的重量以及前进运动期间的空气动力学阻力产生的影响可忽略不计。

根据图15的实施例，在两个适配器50之间设置有单个内螺纹连接件25。在这个实施例中，也可以避免使用垫片60。凸部件30可以通过使用上述类型的粘合剂的粘结而紧固到芯部上。

根据图14和图15的实施例，凸部件30可以形成有异形中央部分，所述异形中央部分具有中央孔和增强凸缘37。这些增强凸缘数量优选是四个或者更多个并且可以通过上述类型的结构粘合剂紧固到中央部分上。

根据本发明的装置可以应用于具有固定起落滑撬的旋翼或者固定翼垂直起飞飞行器，包括直升飞机、旋翼式螺旋桨飞机和飞行平台。根据本发明的装置还可以应用于具有安装在轮子或者滑撬上的固定底架的小型旅游飞行器或者应用于所有其它上述机器。

其旨在用来吸收动能，所述动能必须在与地面或者不作限定的第三方物体碰撞期间被吸收。然而，初步研究的有限领域没有排除未来将根据本发明的装置10应用于其它能量阻尼系统的可能性。目前通过芯部提供了这样的用途，所述芯部仅仅通过增大其密度和所述部件的阳极化来改变，使得其成品具有更大的功能性能力和更大的动能吸收(与通常其吸收的总量相比，吸收增加量较小)。

当前应用旨在用于承受压缩力并且具有几何横截面形成为例如圆形、正方形或者矩形的管状结构的所有这些结构。通过利用安装在垂直起飞飞行器或者在任何情况下具有固定底架/滑撬的飞行器的预先存在的固定起落结构，目的是通过将部件插入到上述构件中使得所述部件的芯部在飞行器机身发生变形之前受损(giveway)来阻尼碰撞期间的能量。

如果固定起落部件示意性示出为笼，则将根据本发明的装置10插入到该结构的指向地面的部分内部。

可以在飞行器1的设计和初始建造期间装配根据本发明的装置10，或者可以后续通过改装固定起落部件而安装根据本发明的装置。在这种情况下，在具有“单一结构”滑撬的某种飞行器中，可能需要在预定的位置处切割固定起落部件的管状部分，并且将装置插入到结构内部(通过适配器插入到管状部分的内部或者外部)。可以通过铆接/螺栓连接、焊接或者粘结实施连接。有利地，适配器50的孔54可以用于螺栓连接。

因此，由于螺纹孔54的缘故，可以根据要求提供三种不同类型的接头，即焊接接头、螺栓连接接头或者铆接接头或者其组合。螺栓连接非常有利，原因在于，与需要专业人员和用于执行的特殊机械设备以及在每次操作之后需要焊缝检查的焊接不同，螺栓连接非常坚固并且应用简单。而且，螺栓连接或者铆钉连接的主要优势在于在发生涉及装置的冲击或者整体或局部碰撞时，足以移除螺栓和替换装置，以便立即获得能够通过这种非常简单和快速的操作恢复其预期功能的飞行器。可替代地，如果需要非常高的可靠性和安全性程度，则使用螺栓连接和焊接两者确保100％可靠的接头，没有变得松弛或者易于削弱的任何风险。在这种情况下，如果在冲击之后需要更换部件，则需要在实施更新滑撬支腿的小零件的螺栓连接和焊接之前除去装置和滑撬支腿的小零件。这种连接是优选的。

在物理安装在最初没有装配根据本发明的装置1的飞行器上之后，可能需要根据新的载荷(即使载荷增加微乎其微)和重心变化来更新飞行软件。

有利地，根据本发明的装置在安装之后基本不需要任何类型的维护(除了通常针对飞行器的所有零件实施的常规检查之外)。这是由于，除了冲击时之外，不存在移动或者承受任何类型磨损的机械零件。实际上，不应当检查、更换或者补充润滑剂(若有的话)。在此，将不对装置实施直接操作，而是在损坏之后实施简单的更换。

与已知的解决方案相比，并且尤其是与WO`628相比，本发明提供了一系列优势，在下文中提及了所述优势中的以下优势：

拉伸强度：根据本发明的冲击吸收装置具有大于安装在直升飞机或类似物上的起落部件所需的拉伸强度，从而允许结构组件不会对装配有不带冲击阻尼器的传统系统的飞行器的性能带来不利影响。不同的是，根据WO`628的阻尼器不具有相同的物理特征，其设计成仅用于压缩用途，不具备任何实质性拉伸强度。

高消耗能力：根据本发明的冲击吸收装置是基于金属材料芯部的使用，所述芯部具有受控的塑性变形，允许消耗大量能量而不发生碎裂的问题。

无维护和操作错误：与具有液压零件或者气体操作的零件的已知系统相比，根据本发明的冲击吸收装置不需要特别的维护操作或者检查。

插入到直升飞机的起落部件内部：根据本发明的冲击吸收装置安装成固定式起落部件的整体部分(如图1和图2所示)而非位于其外部(如根据WO`628的技术方案中那样)。

空气动力学阻力较小：根据本发明的冲击吸收装置被插入在飞行器的起落部件内部并且不会改变运动中飞行器的空气动力学阻力系数，从而避免运动性能受限以及避免燃料消耗增大。这个问题是由于因使用位于直升飞机的起落部件外部以及机身外部的一个或者多个阻尼器而导致阻碍飞行器运动的表面面积增大的缘故。

广泛兼容的系统：根据本发明的冲击吸收装置可以安装在直升飞机或者其它交通工具使用的任何固定式起落部件中。另一方面，根据WO`628的阻尼器需要改变飞行器的内部结构和外部结构，以便产生额外的附接点。此外，为了安装WO`628的阻尼器，飞行器必须装配用于限制拉伸载荷的系统。

Claims (13)

1.一种飞行器(1)的固定起落滑撬的冲击吸收装置(10)，所述冲击吸收装置(10)包括凹元件(20)、凸元件(30)和芯部(40)，所述芯部布置在所述凹元件(20)和所述凸元件(30)之间，其中，所述凹元件包括腔，所述凸元件包括用于支撑所述芯部(40)的支撑和压力表面，其中，所述芯部包括金属材料本体，所述本体具有受控的塑性变形而且不会弹性恢复以及不会回弹，其中，所述冲击吸收装置(10)包括：

第一适配器(50)，所述第一适配器连接到所述凸元件(30)，用于将所述冲击吸收装置(10)连接到所述固定起落滑撬的第一管状区段(1B)；和

第二适配器(50)，所述第二适配器连接到所述凹元件(20)，用于将所述冲击吸收装置(10)连接到所述固定起落滑撬的第二管状区段(1C)。

2.根据权利要求1所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)包括具有螺旋缠绕的金属衬底的本体。

3.根据权利要求2所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述衬底包括连接在一起的波纹状薄板和平坦薄板。

4.根据权利要求1所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)包括具有蜂巢结构的挤压本体。

5.根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)至少部分地由铝或者铝合金制成。

6.根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)被阳极化和/或喷砂和/或抛光处理。

7.根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)通过粘合剂连接到所述凸元件(30)和/或所述凹元件(20)。

8.根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述芯部(40)通过螺纹元件(25)连接到所述凸元件(30)并且通过另外的螺纹元件(25)连接到所述凹元件(20)。

9.根据权利要求1至7中任一项所述的冲击吸收装置(10)，包括单个内部螺纹连接件(25)，所述单个内部螺纹连接件从所述第一适配器(50)延伸至所述第二适配器(50)。

10.根据权利要求9所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述单个内部螺纹连接件(25)设计成穿过所述芯部(40)的通孔。

11.根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述凸元件包括异形中央部分，所述异形中央部分具有中央孔和增强凸缘(37)。

12.根据权利要求11所述的冲击吸收装置(10)，其中，所述增强凸缘(37)通过粘合剂紧固到所述异形中央部分。

13.一种飞行器(1)，所述飞行器包括根据前述权利要求中任一项所述的冲击吸收装置(10)。