CN109866939A - 可变形拉胀结构和制造方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于吸收冲击能量的可变形拉胀结构，包括：互连的多个相邻三维拉胀单元(1)，其中，每个三维拉胀单元(1)包括至少一个表面元件(3)和从所述表面(3)延伸的多个支脚(5)，所述多个支脚(5)和所述表面元件(3)构造成使得垂直于所述表面元件(3)的至少两个平面中的结构的剖面切割遵循拉胀图案。

Description

可变形拉胀结构和制造方法
技术领域
本发明涉及拉胀结构，尤其涉及三维拉胀结构及其应用。具体指用于飞机制造、造船和其它工业分支的多孔材料。
背景技术
虽然在叶片损失方面没有对现有飞机进行特殊保护，但美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)和美国联邦航空局(FederalAviation Administration,FAA)已经进行了一些研究来评估机身在潜在的撞击区域抵御这样的事件所需的碳纤维复合材料厚度。一些获得的结果表明，碳纤维机身蒙皮需要具有较大的厚度和重量代价(penalty weight)来阻止叶片损失。
在非包容性发动机转子故障(Uncontained Engine Rotor Failure,UERF)事件的保护方面，为减少对发动机或辅助动力装置的危害而采取的设计预防措施是干舱或位于冲击区域的油箱的护罩。铝或钛是通常用于这些事件的护罩替代材料。
在自然界中发现的常规材料具有正泊松比，当拉伸时它们变得更薄并且在压缩后变宽，遵循泊松比方程：
因此，泊松比定义为横向应变除以纵向应变的负值。
有些材料或结构几何构造却表现出相反行为，称为拉胀，具有负泊松比，当被拉伸时，在所施加力的横向方向上变得更宽，并且在压缩时变得更薄。因此，向拉胀材料施加单向张力会使横向尺寸的大小增加。所述构造在冲击(等同于压缩)下的行为在于其由于这些构造的负泊松特性而使材料集中在冲击区域周围。
已知具有微孔结构的二维拉胀结构，所述微孔结构包括多个相邻的单元，这些单元形如倒六边形(inverted hexagon)，在单元几何结构的两个共面方向上呈现出拉胀行为。
已知的拉胀结构具有形如倒六边形的单元，这些单元交替连接在一起形成二维(2D)多孔网格，并在一个方向上挤出以形成板材，在所述板材中，二维(2D)网格的高度变为网格的厚度，并且网格的宽度和挤出尺寸表示多孔板的平面尺寸。这些板材在一个方向上具有拉胀行为，因为当垂直于板材的厚度施加压缩负载时，它们能够在原始网格的宽度方向上缩合(condensate)。
多孔板材用于各种工程应用，并且传统的蜂窝状中空单元夹层结构因其强度和轻便性而被广泛使用。传统多孔结构的所述几何结构已经用作，例如：航空航天和海洋产工中的夹层板的芯。
复合护板也是已知的，这些护板通常由多层不同材料组成，诸如金属、织物和陶瓷。典型的已知复合方式是将陶瓷层甲片和防弹织物层增强塑料进行混合。虽然它们比同等的全金属护板更轻，但它们仍然会在集成它们的结构中造成显著的重量代价。这种重量代价在飞机中尤其重要，因为飞机的航程、速度和/或升力性能都会受损。
发明内容
本发明的目的是通过，例如，单个集成制造的夹层板提供对飞机机身和系统中的高能量冲击的轻型保护，从而在冲击负载相对于板材具有垂直分量时，利用在两个方向上的二维拉胀行为形成板材的表面，使得结合高性能的防弹材料能够实现更轻的构造。
这种保护的应用在高度集成的后端发动机驱动的飞机构造中尤其有利，诸如开放式转子(Open Rotor)或边界层摄入(Boundary Layer Ingestion)架构，因为在这些架构中，螺旋桨叶片释放(Propeller Blade Release,PBR)和发动机碎片(非包容性发动机转子故障的小碎片和第三个圆盘)对机身的高能量冲击的安全考虑而需要保护装置(护罩)，从而导致该结构的驱动器尺寸发生改变。如果应用传统的现有技术保护解决方案，这将导致高的重量代价。
本发明的可变形结构对象旨在吸收冲击能量，并且根据上述说明，包括由多个互连的相邻三维拉胀单元形成的三维拉胀结构。
所述结构包括由多个互连的相邻三维拉胀单元形成的拉胀结构，每个三维拉胀单元包括至少一个表面元件和多个从所述表面元件延伸的支脚，所述多个支脚和所述表面元件构造成使得垂直于所述表面元件的至少两个平面中的结构的剖面切割或投影遵循拉胀图案。
所述表面元件可以具有平面表面、弯曲表面或由不同平面表面形成。
所得到的结构能够在所述至少两个平面中的每一个平面上实现拉胀行为，因而能够在多个垂直于主冲击方向的维度上实现拉胀行为，其优点在于通过减轻重量增强了缩合效果并且显著提高了屏蔽性能。
在一个实施例中，每个三维拉胀单元包括在所述单元的纵向方向上与所述第一表面元件具有偏移的第二表面元件，所述多个支脚在两个表面之间延伸。因此，每个拉胀单元包括在主冲击方向上相隔开的第一表面元件和第二表面元件，以及在所述第一表面元件和所述第二表面元件之间延伸的多个支脚。
在一个实施例中，所述单元是三维凹六边形拉胀单元，因此所述支脚在相邻的拉胀单元的表面元件中具有扭结，所述相邻的拉胀单元根据凹六边形拉胀模式，位于每个单元的两个表面元件之间的中间距离处。
本发明的另一个目的是一种夹层板，包括根据前述结构的内芯和两个覆盖所述内芯的平行外层。
因此，本发明可以包括基于拉胀几何结构的夹层结构，可以由芳族聚酰胺或其它性能良好的防弹纤维(聚丙烯、PBO、UHMWPE......)制成，甚至可以与拉胀结构表面元件中面向潜在威胁的陶瓷材料层结合。因此，本发明的另一个目的是一种基于拉胀的构造夹层概念，旨在用作轻型防弹罩，用于保护飞机系统和机身免受潜在危险事件的影响，诸如螺旋桨叶片释放(PBR)或非包容性发动机转子故障(UERF)。
本发明的另一个目的是一种吸震器，包括：根据上述可变形拉胀结构的内芯和围绕所述内芯的外层。
通过结合陶瓷和碳或/和防弹纤维织物材料的常规或三维(3D)打印技术，可以容易地实现根据本发明的护罩概念的制造。
作为替代性方案，本发明所要求保护的结构也可以由多个适当的材料条制造，包括以下步骤：
-提供第一材料条，
-遵循相邻单元的二维拉胀图案来折叠所述第一材料条，所述相邻单元具有表面元件和两个从所述表面元件延伸的支脚，
-提供第二材料条，
-将所述第二材料条与所述第一材料条的二维拉胀图案的一个所述表面元件连接，从而与所述第一材料条的纵向形成角度，
-遵循相邻单元的二维拉胀图案来折叠所述第二材料条，所述相邻单元具有表面元件和两个从所述表面元件延伸的支脚，所述第一材料条和所述第二材料条被构造成使得垂直于所述表面元件的至少两个平面中的结构的剖面切割或投影遵循二维拉胀图案，
-提供附加材料条并将它们与所述第一材料条的二维拉胀图案的每个表面元件连接并且重复前一步骤。
所述第二材料条的折叠和连接步骤可以以任何顺序进行，即，先折叠后连接到第一材料条，或先连接后折叠。
因此，本发明涉及针对高能量冲击的创新轻型护罩的构造和制造方法，如PBR或UERF事件，特别应用于使用OR或BLI发动机的后端安装发动机飞机架构，但也可转用于需要满足此类防护要求的传统架构飞机。
在性能方面，当发生冲击时，由于拉胀结构构造的行为，材料倾向于集中在靠近冲击点的区域中。当这种情况发生在前述定义的构造中时，拉胀单元的表面元件和支脚均倾向于在垂直于冲击区域的主冲击方向的多个方向上朝着单元的内部发生变形，也即结构在多个方向上朝着冲击区域缩合(condensation)，因此在发生冲击的区域中提供所需的防弹改进性能。
由于在垂直于主冲击方向的多个方向上实现了拉胀芯的致密化行为，构造出了多向拉胀芯结构，所以这种概念的冲击性能得到了改善。与传统的拉胀构造仅仅通过一个方向实现冲击保护相比，这可以实现更轻的冲击保护。
附图说明
为了使描述完整，并且为了更好地理解本发明，提供了一组附图。所述附图形成描述的组成部分，并示出了本发明的优选实施例。所述附图包括下图。
图1A示出了包括凹六边形单元的已知双向拉胀结构的截面图。
图1B示出了具有根据图1A的可变形结构的已知夹层板的截面图。
图2A示出了具有正方形顶部和底部平行表面元件的三维单元几何结构的实施例，所述三维单元几何结构在垂直于所述表面元件的两个平面中的投影或剖面切割具有双向凹六边形图案。
图2B示出了具有正方形顶部表面元件的三维单元几何结构的另一实施例，所述三维单元几何结构在垂直于所述表面元件的两个平面的投影中具有双向凹六边形图案。
图3示出了平面图结构及其两个剖面图，具有三维单元几何结构，所述三维单元几何结构包括覆盖所述单元的表面元件的八边形顶部和底部附加层。
图4A至图4D示出了三维平面图结构及其两个剖面图，具有三维单元几何结构，所述三维单元几何结构具有覆盖表面元件的的正方形顶部和底部层。
图5A至图5B示出了具有三维凹拉胀图案的三维单元几何结构的另一个实施例的三维图，该图还包括相邻单元的中间表面元件。
图6示出了实施例结构在冲击下的剖面图，以及所述结构的四个不同变形阶段。
图7A至图7B示出了表面元件具有十字形形状的单元的一实施例，并且所述单元还包括覆盖所述表面元件的层，所述层具有正方形形状。图7A和图7B示出了缩合之前和之后的结构。
图8A和图8B示出了由材料条制成的本发明结构对象的制造步骤的实施例的示意图。
图9A至图9D示出了由具有不同折叠构造的材料条制造的本发明结构对象的制造步骤的另一实施例的示意图。
图10A至图10B示出了单元结构的其它实施例的三维图。
图11示出了夹层机身集成护罩的实施例。
图12示出了机身附加护罩的实施例。
图13示出了吸震器的实施例。
具体实施方式
图1A和1B示出了已知拉胀结构的剖面图，其中，拉胀单元1的组件按常规方式在垂直于剖面图的方向上挤出以产生三维结构。在该结构中，每个拉胀单元1以具有多个边缘和顶点的多边形的形式成角，更具体地，对应于凹六边形拉胀单元1。每个拉胀单元1界定一个内腔。这种结构仅在一个方向上具有拉胀行为，当其经受压缩变形时，例如，在图1所示的冲击方向上经受时，该结构能够仅在垂直于冲击方向和挤压方向的方向上缩合。
优选地，拉胀单元1的壁2由诸如芳族聚酰胺或超高分子量聚乙烯纤维等高强度材料制成，并且面向威胁的壁2由诸如陶瓷等硬质材料制成的层6覆盖。
为了减轻重量，单元1的腔可以直接用空气填充，或者由诸如泡沫等轻型可变形材料填充。
利用针对本发明要求保护的结构所描述的行为，这种构造不需要与传统构造一样多的陶瓷材料，因为陶瓷层6会将自身集中在威胁冲击区域周围。芳族聚酰胺层也是如此。这得到了比传统陶瓷/芳族聚酰胺更轻的构造，因为在传统构造中，为了实现相同的防护性能，在整个防护区域上需要的陶瓷和芳族聚酰胺层的厚度和密度都必须衡相当于能在冲击区域周围缩合的陶瓷和芳族聚酰胺层的构造。因此，这种传统的解决方案产生了更高的总体密度和重量代价。
图2中所示的拉胀单元1包括平行的第一表面元件3和，可选的，第二表面元件4以及多个从第一表面元件3延伸到第二表面元件4(如果有的话)的支脚5。多个支脚5和表面元件3、4构造成使得垂直于第一和第二表面元件3、4的两个平面中的结构的投影或剖面切割遵循拉胀图案。
为了实现双向拉胀行为，描述了几个另外的实施例，所有实施例都基于拉胀单元1的构造。
图3示出了平面图结构及其两个剖面图，具有三维单元几何结构，且另外包括覆盖拉胀单元1的表面元件3、4的八边形顶部和底部层6。
图4A至图4D示出了本发明可变形结构对象的一个实施例，其中，单元结构基于凹六边形三维拉胀单元1。拉胀单元1的第一和第二表面元件3、4由具有平面多边形形状的层6覆盖，特别是四边的多边形，即，正方形顶部和底部层6通过垂直偏移距离分开，因为主冲击方向是垂直的，如图4A所示。支脚5从第一和第二表面元件3、4的至少每个顶点延伸出来，再呈凹角进入单元1，到达相邻拉胀单元1中在主冲击方向上位于该第一拉胀单元1的第一表面元件3和第二表面元件4之间的中间距离处的表面元件3、4的相应顶点。各支脚5呈凹角进入拉胀单元1，使得它们在通过包含垂直主冲击方向和表面元件3、4的对角线的两个垂直平面的剖面图上显示出凹角六边形结构，如图4C至4D所示。
图5A示出了另一个实施例的一个三维拉胀单元1的等距视图，该图还包括相邻单元1的层6。
在该实施例中，如在这两个图中可以看到的，支脚5和表面元件3、4均由高强度材料的连续条20、30形成，所述连续条20、30被扭结形成之字形，表面元件3、4被成形为由每个拉胀单元1的两个条20、30交叉而形成的十字形。条20、30可以直接由高强度防弹材料制成，也可在复合中结合硬质材料制成，以增加所得的抗冲击性能。
另外，每个拉胀单元1包括位于覆盖第一和/或第二表面元件3、4之处的材料层6。在该实施例中，层6由硬质材料制成，所述硬质材料设置在两个条20、30的对角交叉的顶部上，垂直于主冲击方向，以增加冲击点处的抗冲击性。该实施例具有以下优点：在垂直于冲击方向的两个方向上缩合硬质材料层6元件以避免局部穿透，并且高强度材料的连续条20、30能够在冲击点之外的区域延伸，以通过充当可展开网的大变形来吸收大量能量，充分利用其防弹织物性质。
替代性地，在图5A至图5B中，单元1的层6设置在面向冲击方向的条20、30的顶部上，但是为了简化制造工艺，也可以设置在条20、30的交叉的底部上，或者甚至在条20、30的两个对角线之间。
如图6所示，示出了冲击下的结构的剖面图，可以观察到四个不同的变形阶段：
1、第一阶段-致密化，其中，冲击区域周围的材料由于两个不同方向的拉胀性质而致密化。
2、第二阶段-锁定，其中，冲击区域处的结构无法致密化，也不能挤压变形，也不再能展开。
3、第三阶段-整体变形，其中，结构中的冲击区域外的区域进行延展，并且这些区域的厚度由于拉胀行为而增加，从而吸收大量能量。
4、第四阶段，其中，冲击区域外的区域进一步进行延展，由于拉胀单元1的大变形，结构无拉胀，这些拉胀单元不再是凹角进入的，因此，厚度减小，将结构延伸到最终展开阶段，其中，结构的其余部分作为网整体变形，由于其防弹织物性质而吸收冲击的剩余能量。
图7A至图7B示出了由条20、30形成支脚5及表面元件3、4的实施例，其中，覆盖表面元件3、4的层6是正方形。层6元件的形状可以不同于矩形或正方形，并且界定出表面3、4的条20、30的交叉可以不同于表面元件3、4的对角线。尽管如此，图7A至图7B中所示的构造相比于其它实施例实现了更好的压紧，因为层6元件的顶点不会彼此干扰，从而实现最大可能的缩合，使冲击区域处的层6元件之间的间隙最小化，如图7A和图7B所示，示出了缩合之前和之后的结构。
本发明制造方法的一个实施例包括如图8A到图8B和图9A到图9C中所描述的以下步骤：
-提供第一材料条20、30，
-遵循相邻拉胀单元1的二维拉胀图案来折叠所述第一材料条20、30，所述相邻拉胀单元1具有表面元件23、33和两个从所述表面元件23、33延伸的支脚25、35，
-提供第二材料条21，31，
-将所述第二材料条21，31与所述第一条20、30的二维拉胀图案的一个所述表面元件23、33连接，从而与所述第一条20、30的纵向形成角度，
-遵循相邻单元1的二维拉胀图案来折叠所述第二材料条21，31，所述相邻单元1具有表面元件23、33和两个从所述表面元件23、33延伸的支脚25、35，所述第一材料条20、30和所述第二材料条21，31被构造成使得垂直于所述表面元件23、33的至少两个平面中的结构的投影或剖面切割遵循二维拉胀图案，
-提供附加材料条21，31并将它们与所述第一材料条20、30的二维拉胀图案的每个表面元件23、33连接并且重复前一步骤。
为了保持所得到的三维单元结构的最终形状和总厚度，提出了将用树脂预浸渍的条20、30、21、31折叠好后进行的中间固化工艺，或者，如果条没有被预浸渍的话，则在附加步骤中使用注入或注射树脂工艺，使得每个折叠后的条20、30、21、31在条20、30、21、31被连接在一起的步骤之前保持所需的形状。
替代性地，可以首先将条20、30、21、31组装在一起而不固化，使得它们仍然可以作为机构变形，再通过外部工具握持所得三维单元结构的外部顶部和底部表面，按需要的距离将它们分开，然后，如果条20、30、21、31进行了预浸渍，则整体固化；或者，如果没有进行预浸渍，则在附加步骤中使用注入或注射树脂工艺，再整体固化，从而获得最终形状和总厚度。
如前所述，所要求保护的结构可以由两个板材10覆盖，如图1B所示，形成夹层以增加其结构应用的弯曲刚度，或由附加板材10和可变形结构的芯，增加抗冲击性。
在三维单元结构形成夹层板的内芯的特定情况下，其中，所述夹层板包括两个覆盖所述内芯的附加顶部和底部平行外层10，这些外层10可以在最后一步结合到经固化的芯。或者，当内芯三维单元结构尚未固化时，两个附加顶部和底部平行外层10可以直接用于通过粘合剂或树脂粘合所述芯内部结构的顶部和底部层6。通过将两个平行外层10分开所需的距离，可以通过固化或共固化所得整体的附加步骤获得最终形状和总厚度。两个平行外层10的分离可以通过，例如，在夹层板的轮廓边界上的两个平行外层10之间添加具有所需分离高度的分离元件来进行。
在前述实施例中，条20、30、21、31可以通过如图8A所示的与条20、30的长边正交的折叠线来折叠，形成开放的单元1，再与陶瓷层6材料组装，形成如图8B所示的扭结条，扭结条在两个方向上组装在一起，形成如图8B所示的包括闭合单元2的可变形结构。
替代性地，条20、30、21、31可以用如图9A-图9D所示的折纸(origami)形状折叠，起始为平整条30，以相对于如图9A所示的条30长边成对角线的折叠线来折叠。然后用图9B所示的步骤的线条来折叠条30以形成扭结的、可以向上添加陶瓷硬质层6材料的折纸条带。条30、31在两个方向上组装在一起以形成如图9C所示的可变形结构。该替代性制造方法提供以下优点：条30、31可以更好地适应矩形或正方形层6元件的顶点，从而实现更好的结构压紧和展开，始终保持条带的连续性。图9D示出了所得结构的俯视图和剖视图，加在一起可以形成结构所需的最终厚度。
图9B示出了折纸制造步骤的一个实施例，其中，折叠线32相对于条30的纵向方向对角地定位。图8A示出了折叠步骤，其中，折叠线22相对于条20的纵向方向正交定位。
在图8A中，每个支脚5和表面元件3均是正方形，折叠线22与条20的纵向正交。
在图9B中，每个支脚5和表面元件3均是菱形。因此，折叠线32形成四个不同的三角形34、36，它们成对折叠，其中一对三角形34朝向条30的一个方向折叠，另一对三角形36朝向条30的相反方向折叠。当两条折叠线32彼此交叉时，三角形34、36和菱形37的顶点重合。
在图10A中，示出了凹六边形三维单元的一个实施例，其中，支脚5是杆或棒，并且直接连接到表面元件3、4。
作为另一替代性方案，在图10B中，示出了凹六边形三维单元1的一个实施例，其中，支脚5是通过物理铰链9直接连接到表面元件3、4的杆或棒。
前述实施例的具有杆和棒的支脚5在图中具有圆形横截面，不过其它构造也是可能的。
在所提出的实施例中，由单元1形成的腔是空的，即，充满空气，但是替代性地，也可以通过诸如泡沫等可变形轻型材料填充，优点在于避免单元1吸水，以免增加结构的重量，并且还有助于在制造时保持形状。
图11和图12公开了一种护罩，所述护罩也可以用作集成在飞机机身中的结构部件(图11)，或者如果在之后的组装过程中组装的话，作为单独的功能部件的附加护罩(图12)。如果作为结构部件集成，机身也可以利用这种夹层构造作为用于蒙皮板稳定的轻型结构，类似于承载单元夹层结构的传统主飞机负载(primary aircraft loads)，但具有抵抗高能量冲击的附加功能性价值。如果作为附加护罩组装，则功能性除还承受飞机的结构负载之外，只在于抵抗潜在的高能发动机碎片冲击。在作为附加护罩的后一个实施例中，三维单元结构可以用两个附加板覆盖成为夹层，或直接没有附加板，以便在不需要额外的弯曲刚度时减小重量代价。
最后，图13公开了所要求保护的结构的附加应用，即作为在支柱构造上形成的吸震器，可以用于附接到机身结构的负载部件或汽车的前部，用于在飞机迫降情况下或在汽车正面事故情况下吸收能量。在图13中，可变形结构被外层11覆盖以增加能量吸收能力，但为了简化和降低制造成本，也可以不添加。

Claims (15)

1.一种用于吸收冲击能量的可变形拉胀结构，包括：互连的多个相邻三维拉胀单元(1)，其特征在于，每个三维拉胀单元(1)包括至少一个表面元件(3)和从所述表面元件(3)延伸的多个支脚(5)，所述多个支脚(5)和所述表面元件(3)构造成使得垂直于所述表面元件(3)的至少两个平面中的结构的剖面切割遵循拉胀图案。
2.根据权利要求1所述的可变形拉胀结构，其中，每个三维拉胀单元(1)包括与所述第一表面元件(3)具有偏移的第二表面元件(4)，所述多个支脚(5)在两个表面元件(3,4)之间延伸。
3.根据权利要求2所述的可变形拉胀结构，其中，每个三维拉胀单元(1)是三维凹六边形单元，所述三维凹六边形单元在垂直于所述表面元件(3,4)的至少两个平面上的剖面切割遵循二维凹六边形图案。
4.根据权利要求2或3所述的可变形拉胀结构，其中，所述拉胀单元(1)的所述第一和第二表面元件(3,4)具有平面多边形形状。
5.根据权利要求4所述的可变形拉胀结构，其中，所述支脚(5)从所述第一表面元件(3)的多边形的至少每个顶点延伸到所述第二表面元件(4)的多边形的顶点。
6.根据前述权利要求中任一项所述的可变形拉胀结构，其中，所述支脚(5)通过铰链(9)连接到所述表面元件(3,4)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的可变形拉胀结构，其中，所述表面元件(3,4)和所述支脚(5)通过连续延伸的条(20,30)形成，所述条(20,30)在所述表面元件(3,4)上形成所述支脚(5)和十字形形状。
8.根据前述权利要求中任一项所述的可变形拉胀结构，其中，所述拉胀单元(1)包括位于覆盖所述表面元件(3,4)之处的材料层(6)。
9.根据权利要求8所述的可变形拉胀结构，其中，所述层(6)是四边多边形。
10.根据权利要求8所述的可变形拉胀结构，其中，所述层(6)是八边多边形。
11.一种夹层板，其特征在于，包括根据前述任一项权利要求所述的可变形拉胀结构的内芯，以及中间夹有所述内芯的两个外板(10)。
12.一种吸震器，其特征在于，包括根据前述权利要求1至10中任一项所述的可变形拉胀结构的内芯，以及围绕所述内芯的外层(11)。
13.一种可变形拉胀结构的制造方法，所述可变形拉胀结构包括由多个互连的相邻三维拉胀单元(1)形成的拉胀结构，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-提供第一材料条(20,30)，
-遵循相邻单元(1)的二维拉胀图案来折叠所述第一材料条(20,30)所述相邻单元(1)具有表面元件(23,33)和两个从所述表面元件(23,33)延伸的支脚(25,35)，
-提供第二材料条(21,31)，
-将所述第二材料条(21,31)与所述第一材料条(20,30)的二维拉胀图案的一个所述表面元件(23,33)连接，从而与所述第一材料条(20,30)的纵向形成角度，
-遵循相邻单元(1)的二维拉胀图案来折叠所述第二材料条(21,31)，所述相邻单元(1)具有表面元件(23,33)和两个从所述表面元件(23,33)延伸的支脚(25,35)，所述第一材料条(20,30)和所述第二材料条(21,31)被构造成使得垂直于所述表面元件(23,33)的至少两个平面中的结构的剖面切割遵循二维拉胀图案，
-提供附加材料条(21,31)并将它们与所述第一材料条(20,30)的二维拉胀图案的每个表面元件(23,33)连接并且重复前一步骤。
14.根据权利要求13所述的可变形拉胀结构的制造方法，其中，所述材料条(20,30)包括与所述条(20)的纵向正交的折叠线(22,32)，或者与所述条(30)的纵向方向成对角线的折叠线(22,32)，并且所述条(20,30)的折叠遵循所述折叠线(22,32)。
15.根据权利要求14所述的可变形拉胀结构的制造方法，其中，所述方法包括在连接步骤之前对折叠后的所述条(20,30,21,31)进行固化的步骤，或者包括在所述条(20,30,21,31)折叠并连接以形所述成结构之后对所述结构进行固化的步骤。
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