CN114981613A - 飞行器结构防弹地板面板 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空航天结构，该航空航天结构包括撞击层和捕获层以及它们之间的中间层。该结构被布置成阻止射弹穿过该结构。

Description

飞行器结构防弹地板面板
技术领域
本发明涉及一种结构面板，尤其但不排它地，该结构面板用于飞行器或旋翼飞行器，诸如直升机。
背景技术
飞行器的地板必须能够承受多种力，并满足多种操作要求。例如，地板必须与机身一体化，并提供必要的刚度。它们还必须足够坚固以支撑内部载荷，例如来自乘客和/或货物的载荷，并且不能过度磨损。重量也是一个非常重要的特征，并且地板设计必须尽可能轻。
当引入弹道要求时，飞行器设计的困难进一步加重。例如，在冲突地区使用的飞行器经常是来自地面的弹道诸如步枪或手枪射弹的目标。在这种情况下，飞行器的地板可以被修改以吸收冲击该飞行器的弹道。具体来说，这是通过在飞行器内部增加补充层(有时称为“附加”装甲)来实现的。这种层(取决于威胁等级)可以包括硬而脆的材料(诸如陶瓷和钢)，与防剥落衬里组合，吸收冲击并防止射弹穿透到飞行器机舱或货物区域中。
这种地板修改允许飞行器在危险区域中运行，并且允许保护乘员、飞行员以及货物。然而，地板修改会显著增加飞行器的重量，这对有效载荷容量是有害的。因此，在地板结构的弹道性质与飞行器所需的有效载荷容量之间权衡利弊。有利的是，修改的面板/附加装甲可以被移除，从而在不需要弹道保护时恢复有效载荷容量。
发明人已经设计了一种非常规的修改的复合地板布置，其具有与标准复合地板相当的等效结构行为，但是引入了高水平的弹道保护，并且最小化了对飞行器有效载荷容量的影响。
更具体地，本文描述了一种非常规的修改的地板布置，其不仅提供了优良的弹道保护，而且最小化了对飞行器有效载荷容量的影响。这有利地允许更少的航班来运输给定量的材料或给定数目的乘客。
发明内容
在所附权利要求书中阐述了本发明的各个方面。
从本文描述的发明的第一方面来看，提供了一种防弹航空航天结构，所述结构包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，该撞击层限定面向外的表面，该捕获层限定面向内的表面，该中间结构层布置在撞击层与捕获层之间，其中中间结构层相对于撞击层间隔开，以在中间结构层与撞击层之间限定空间，所述空间包括一个或多个增强元件，并且其中撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成。
实际上，提供了一种具有增添防弹性质的复合航空航天结构，所述结构包括典型的夹层组合物，该夹层组合物具有相对于彼此间隔开的底部和顶部结构面，并且所述空间包括一个或多个增强元件，其中面向外的底部夹层面充当撞击面或层并且由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成，并且另外的非结构捕获层位于面向内的相对的结构夹层面(中间结构层)上方。这种布置提供了一种能够阻止射弹运动的非常规结构。实际上，提供了一种防弹结构或面板。
术语“防弹”旨在是指防止弹道投射物、诸如子弹的运动。
有利的是，在撞击层内并入金属层大大改进了面板的结构性能。具体地，中间结构层与包含在撞击层内的金属层的组合提供了协同作用，因为这两层为防弹结构提供了结构能力。
这种结构能力有利地允许该结构用作飞行器结构的承载部件，这与常规布置中仅仅是附加结构相反。实际上，在飞行器设计中，由该结构提供的防弹性质可以与该结构的结构性质相组合。通过用结构夹层底部面中的金属层代替多个纤维增强塑料层，可以使结构性能和行为等效，但是包含在底部面内的金属层提供了协同作用，因为该组合向结构能力提供了防弹结构。
这种防弹能力有利地允许该结构用作装甲以及承载部件，这与仅仅是需要附加装甲的结构面板的常规布置不同。实际上，飞行器设计的结构性质可以与该结构提供的防弹性质相组合。
根据本文描述的发明，提供了一种多层结构，特别地但不排它地，该多层结构用于诸如直升机的飞行器的地板。如上文所讨论，有利的是，由于结构内的层的布置，夹层层合结构有效地具有承载能力。
夹层芯将撞击面或层、中间结构层和捕获层间隔开，从而增加该布置的结构性能并改进该结构的刚性。因此，该结构能够支撑载荷，并且能够并入到飞行器的机身中。实际上，该结构可以一体化为飞行器机身的部分。
此外，通过由(非结构)超高分子量聚乙烯(UHMwPE)或等效的防剥落衬里材料形成该结构的面向最内的表面(捕获层)，该结构能够用作防弹面板。
该面板结构布置有撞击表面，如果一个射弹击中飞行器，该射弹将撞击该撞击表面。撞击面层本身可以(部分地)阻止射弹，或者它可以被射弹穿透，射弹从而进入夹层芯。然而，有很大的概率(取决于射弹类型)当射弹穿过撞击面层和夹层芯时，射弹的轨迹会被破坏，导致射弹旋转和转向，或者严重变形。然后，射弹可以穿过芯和中间结构层，并最终遇到捕获层/防剥落衬里。本文，射弹与例如超高分子量聚乙烯的纤维接触，该纤维能够阻止射弹运动，防止射弹离开该结构。
从上面的讨论中可以理解，提供了一种结构，该结构可以一体化到飞行器的机身设计中，同时提供一定水平的防弹防护。
因此，使用这种布置消除了在飞行器隔舱或货物区内定制防弹附加层的需要。这有利地减少了将弹道系统应用于飞行器的总重量，并增加了具有弹道系统的飞行器的有效载荷容量。
撞击层内的金属层可以有利地包括完全贯穿金属层的多个孔口。这些孔口可以呈(但不限于)跨该层并穿过该层延伸的大体上圆形孔的阵列的形式。
与直觉相反，完全贯穿金属层的孔或孔口加强了面板，即使通孔削弱了结构，使其在平面内刚度减小也是如此。尽管人们可能认为在射弹的路径上有更多的材料有利于阻止入射的射弹，但是已经确定的是，在这些高度动态的事件中，对入射射弹的不对称加载是有效干扰射弹运动所需的关键机制；尤其是对于具有硬芯或尖端的射弹。在穿过撞击面层的质量和惯性方面具有最大增量(即一个孔紧邻一块实心材料)，导致不对称的加载和固有的射弹失效/破裂行为。
孔口的目的有两个:
1.通过对射弹或物体的不对称加载来破坏接近飞行器机身的射弹或物体的形状、轨迹或飞行路径；和
2.降低金属层的平面内刚度，使其能够作为等效层(与纤维增强塑料层相比)引入层的组合物内，以与结构夹层芯和背面(中间结构层)一起形成(平衡的)纤维增强塑料复合夹层结构。
孔口的大小可以基于可能射向飞行器的射弹的预期大小(弹径)来选择。例如，孔口可以是贯穿撞击层延伸的圆形孔，其直径约为最小预期射弹弹径的0.9倍。
实际上，多个孔口降低了该层的重量和刚性，从而允许其方便地并入到诸如纤维增强塑料(FRP)的可固化结构中。具体地，金属层可以在一侧或两侧嵌入在一个或多个纤维增强塑料层之间。例如，可以使用碳纤维增强材料，其中可以层叠多个树脂浸渍层，以并入金属层作为其中一层。具体而言，由于缺少材料(例如，孔或狭缝)导致平面内刚度降低，预穿孔的撞击面引入到(较低刚度的)纤维增强塑料层合件中变得是有用的。
金属层可以是任何合适的材料。然而，钛或其合金提供了高强度、韧性和低重量。
作为一个示例，材料减少约40％的钛(Ti-6al-4v)板具有与准各向同性碳纤维(例如，中等模量碳纤维)层合件(或片层，取决于片层组合物，如50/50编织或多轴)大致相同的平面内刚度。
纤维增强塑料可以是任何合适的材料，诸如重量轻、强度和刚度高的碳纤维增强塑料。
经典层合理论(CLT)领域的技术人员可以确定这些层的尺寸。通过使用该理论，可以计算例如高度正交各向异性(单向)或准各向同性(编织)纤维层合件的组合物的总体性质。具体地说，层合件组合物可以选择成，使得相对的面(中间结构层)的总体行为将表现出与被嵌入在多个纤维增强塑料层合件中的具有其特定孔图案的金属面预期的(准)各向同性行为相同的(准)各向同性行为。由于孔的图案可以选择为圆形孔、狭缝或使接近的射弹变形所需的任何等效物，因此相对的面层合件可以定制成与此相匹配。金属面的平面内刚度的计算不太难，因为大多数金属表现出各向同性行为。对于金属层中的复杂图案，可以使用FEA(有限元分析)来计算平面内刚度。
捕获层被布置成阻止穿过撞击层以及撞击层与捕获层之间的层的任何射弹的运动。有利地，捕获层可以由超高分子量聚乙烯材料形成。这种材料表现出极高的拉伸强度，并且通常由具有(审慎的)差的层间剪切强度的多个纤维层组成，能够在冲击时过度变形，这允许最佳地使用所述拉伸强度来阻止射弹。由于撞击层与捕获层之间限定的空间或间隔，本文所描述的布置有利地增加了射弹至少部分地以侧向取向与捕获层接触的概率(增加了射弹的表面积并降低了射弹穿透捕获层的概率，因为更多的材料被有效地处理)。这改进了射弹运动被捕获层阻止的概率。
各种材料可以用于所述捕获层。有利的是，超高分子量聚乙烯材料可以是由DSM制造的
Figure BDA0003739258120000061
Kevlar或另一种芳族聚酰胺纤维材料，或者也可以使用典型的防剥落衬里材料。
中间结构层也可以有利地由纤维增强塑料材料形成。这不仅允许减轻重量，还允许方便地制造成所需的形状或提供所需形状。此外，将纤维增强塑料用于中间结构层和撞击层允许将该结构共固化在一起成具有高强度、刚度和低重量的单一均质且平衡的结构。
类似地，在增强元件呈在中间结构层(顶部夹层面)与撞击层(底部夹层面)之间延伸的肋或其它结构构件的形式的布置中，这些也可以使用纤维增强塑料形成，并且另外与撞击层和中间结构层共固化。实际上，复合夹层，或者在由肋离散加强的情况下的“盒状结构”，形成为具有低重量和高强度。有利的是，如上文所讨论，金属层形成撞击层的子层的可能性允许这种金属层被共固化成本文所描述的均质面板结构。
在中间结构层与撞击层之间延伸的增强元件可以是基于飞行器面板的结构要求的任何合适的布置。这些元件增加了夹层结构的刚性。在一种布置中，所述一个或多个增强元件可以呈在撞击层与中间结构层之间延伸的多个肋的形式。这种肋可以在制造期间方便地与结构的其余部分共固化。例如，肋可以是在这两层之间延伸的工字梁、叶片加强件或帽状加强件。
在替代布置中，所述一个或多个增强元件可以呈泡沫、蜂窝或类似“芯”材料的形式。这种材料非常轻(低密度)，但可以在中间结构层与撞击层之间提供结构加载所需的刚性和剪切强度。在这种布置中，芯材料可以填充这两层之间的整个空间。
如上文所讨论，有利的是，撞击层、增强元件和中间结构层可以是结构内的共固化层。这允许使用复合物制造领域的技术人员熟知的常规FRP制造技术形成单体结构。
从另一方面来看，提供了一种形成防弹航空航天结构的方法，所述结构包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，该撞击层限定面向外的表面，该捕获层限定面向内的表面，该中间结构层布置在撞击层与捕获层之间，其中中间结构层相对于撞击层间隔开，以限定在中间结构层与撞击层之间的空间，所述空间包括一个或多个增强元件，并且其中撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成；其中该方法包括如下的步骤：层叠撞击层以并入金属层以及共固化该结构的撞击层、增强元件和中间结构层。
在防剥落衬里/捕获层材料由Dyneema变体组成的布置中，由于用于制造Dyneema材料的材料和过程，有必要将该层单独(冷)结合到固化的结构夹层复合物(具有一体化的撞击层)。热压罐或类似的(热)结合过程会改变Dyneema的性能。由于防剥落衬里不被视为面板设计的结构部分，因此其可以单独结合。
如果类似的基质材料(如环氧树脂)与基于芳族聚酰胺纤维的防剥落衬里/捕获层(材料组合环氧树脂/芳族聚酰胺并不少见)一起使用，那么有可能进行单次固化。
根据本文描述的方法，可以形成一种防弹面板或结构，其中，金属层一体地组合到纤维增强塑料结构中。与捕获层，诸如Dyneema或其它材料组合，提供了一种面板，该面板在单一结构中有利地提供了结构性质和防弹性质。
撞击层、中间结构层和可能的增强元件可以在单次固化操作期间(例如在热压罐中或热压罐外)共固化。
然后，捕获层可以结合到中间结构层的上表面或外表面或者与中间结构层的上表面或外表面接触(使用合适的壳体)，以形成总体结构面板。
有利的是，背衬层可以另外结合或连接到该结构的面向内的表面。这样就可以提供工作表面，在该工作表面上乘客可以行走或可以放置负载。这有利地保护了该结构，并且另外地保持了捕获层的形状。
有利的是，由于该结构能够由纤维增强塑料与金属层组合地形成，因此可以将该结构形成为非平面形状。例如，可以使用空气动力学形状，其中金属层被压制或成形为期望的形状，剩余的层围绕它(平行)层叠，并且整个构件被共固化，以提供最终的和复杂形状的防弹结构。
从更进一步的方面来看，提供了一种纤维增强塑料结构，该纤维增强塑料结构包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，该撞击层限定面向外的表面，该捕获层限定面向内的表面，该中间结构层布置在撞击层与捕获层之间，其中中间结构层相对于撞击层间隔开，以在中间结构层与撞击层之间限定空间，所述空间包括一个或多个增强元件，并且其中撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成。
应该认识到，这种能够提供结构性能和防弹性能的结构可以用于许多应用中。例如，围绕制造区域或其它可能释放高速射弹的区域的防护结构将是该技术的应用。如果刚硬和重量轻的构造是不可或缺的，防爆墙或测试设施结构也可以从这种布置中受益。
本文描述的发明的方面拓展到诸如直升机的飞行器或并入这种面板的飞行器结构。
附图说明
现在将参考附图仅通过举例说明的方式描述本发明的各个方面，在附图中：
图1示出了根据本文中的发明的结构的示意图；
图2示出了在本文中描述的发明的一种布置中的穿过金属层的孔口的分布；并且
图3示出了各种射弹穿过该结构的运动和失效机制。
虽然本发明容易有各种修改和替代形式，但是在附图中以举例说明的方式示出了特定的实施例，并且本文对其进行了详细描述。然而，应该理解的是，附图和所附的详细描述并不旨在将本发明限制于所公开的特定形式，而是本发明将涵盖落入所要求保护的发明的精神和范围内的所有修改、等同物和替代物。
应认识到，本文描述的本发明的方面的特征可以方便地和可互换地以任何合适的组合使用。还将认识到，本发明不仅涵盖个别实施例，还涵盖本文已经讨论的实施例的组合。
具体实施方式
本文中描述的发明在飞行器设计中具有特别有利的应用。
下面的示例聚焦在这样一个应用上。然而，该结构同样可以用于需要结构性能和弹道保护的新颖性组合的其它应用中。例如，飞行器的其它部分(如驾驶舱)可能同样受益。其它应用包括一般结构，诸如建筑物或者甚至汽车。本文描述的布置也可以应用于非平面面板；即使是双曲面镶板，条件是撞击面层和捕获层/防剥落衬里保持平行和等距。
聚焦于航空航天工业的示例应用，用于固定翼和旋翼飞行器的地板被设计用于使用载荷(机体载荷，和/或由货物产生的载荷，和/或由部队产生的载荷)。地板面板仅针对这些载荷(包括冲击和磨损)而设计，并且没有/具有可忽略防弹功能。
为了保护乘员和/或货物，必须增添防弹保护系统。常规的布置涉及在结构地板的上方或下方以及机身的(下)侧面板处单独增添的防弹保护系统，该防弹保护系统通常由特殊等级的陶瓷、钢或其它金属材料组成，有时也包括其它材料组合物，其唯一功能是阻止射弹。这种常规的布置大大增加了重量和成本。它们还占据额外的空间。在许多情况下，由于装甲是可分离的这一固有事实，这也造成了后勤上的不利。然而，单独的防弹保护系统的主要优点是，当不需要防弹保护时，这些系统中的一些可以容易地移除。
图1示出了根据本文中描述的发明的结构的总体布置。
所示的布置是(整体式)“间隔装甲”解决方案的典型组合物，其包括撞击面2和防剥落衬里(捕捉或捕获层)3，在其间具有一些空间4、5。术语“间隔装甲”是指这样一种布置，其中撞击面和防剥落衬里或其它第二(和/或第三)面不直接连接，而具有一定的间隙。
本文描述的布置将钛合金用于撞击面，并且将特定的硬装甲Dyneema溶液用于防剥落衬里。在常规的装甲组合物中，这些功能可以由撞击面材料来实现，撞击面材料为诸如陶瓷、其它金属合金如铝或装甲钢。防剥落衬里材料可以是例如基于芳族聚酰胺纤维的硬装甲板(Kevlar)或者甚至软金属合金。
然而，根据本文中描述的发明，通过利用/采用“穿孔装甲”，可以消除与现有结构相关的这些问题中的一些问题。如前文所述，穿孔的装甲撞击面包括多个孔/穿孔的重复图案(可以是例如圆形孔、狭缝、十字形、三角形；完全针对某组威胁选择/定制)，这有效地减少了撞击面中的材料量。
(各向同性)材料的减少也意味着造成刚度(和结构“层”强度；但不太重要；特别是对于夹层平衡)的成比例减小。用于撞击面的正确材料(关于与纤维增强复合材料相比小的CTE差异)、用于结构性能和防弹效果的正确厚度以及正确的孔图案(以有效地影响该组威胁)的组合以及将刚度量减小到等于相同厚度的纤维增强复合物的刚度，使得发明人能够用具有类似结构性能的部分金属撞击面(底部夹层面)代替常规结构，但是增添了针对入射射弹的撞击面的功能。
例如，大约40％的钛撞击面材料(通过孔图案)可以被移除，这将钛的原始平面内刚度降低了40％(使用使得撞击面能够保持表现出准各向同性行为的一组重复的穿孔)。夹层顶部蒙皮中的准各向同性碳纤维增强塑料的平面内刚度等于穿孔钛的新刚度，这提供了平衡的总体层合件。如果要平衡的层合件的顶部面和底部面的正交各向异性量相似，也可以形成正交各向异性设计。如果需要，也可以形成非平衡层合件。移除了足够的材料以将平面内刚度降低到与其它纤维增强层合件相同的水平的金属撞击面层，可以被认为是等效物，在任何纤维增强塑料层合组合物中组合相同刚度(准各向同性)层。
通过将金属撞击面层(单层)嵌入在少量纤维增强复合层中，纤维增强复合结构已知的“拼接”技术可用于有利地重新分布撞击面边缘周围和例如面板界面处的载荷。
现在将参照图1至图3更详细地描述本发明的具体实施例。
再次参考图1，结构1包括在飞行中面向下朝向地面的第一金属撞击面表面或层2。在一个示例中，该层是钛层，并且包括延伸穿过该层的多个孔口或孔。实际上，该层用孔来穿孔。面层中的孔遍及表面分布，并且降低了层2的平面内刚度。刚度的降低被选择为与夹层结构(中间结构层)4的上部的刚度相对应，如下面进一步描述的。因此，有利的是，可以形成平衡的夹层结构。
金属撞击面2本身可以嵌入纤维增强复合物的一个薄层中，并且/或者使用粘合性膜材料结合到所述结构的其余部分。以这种方式将该层嵌入复合物中或使用粘合性膜材料有利地允许整个结构(包括金属层)在制造期间共固化。为确保一体化金属层的强度和可靠性，应进行适当的表面处理(如涂覆粘合性底漆)。
该结构包括面向上并朝向飞行器内部(未示出)的捕获层/防剥落衬里3。捕获层或防脱落层的功能是阻止已经穿过该结构下层的任何射弹或其部分/残余物的运动。这防止射弹离开该结构并进入该结构所连接到的飞行器。
如图1所示，提供中间结构层4。该层充当夹层结构的相对/顶部层/面，该夹层结构由撞击面层2与层4的组合形成。在两个相对的表面2、4之间提供了间隔d。
该间隔是传递惯性矩(结构面板的刚度和结构性能所必需的)以及射弹进一步偏离其初始轨迹、取向和/或形状的“时间”的关键，当射弹穿过金属撞击层通往捕获层时，会受到金属撞击层的影响。
离散的增强件(下面进一步描述)结构(诸如肋或加强件)或芯5位于该空间d内。在图1的示例中，增强件布置呈多个肋(虚线)或泡沫芯(离散点)的形式(下面讨论)。在图1中，具有一体化撞击面的结构夹层用s表示。
在使用中，射弹6可以指向该结构，其目的是穿透该结构并进入飞行器。
还可以提供顶部表面7，顶部表面7可以是铝层。该层在结构的上部和外部外壳处起作用，并且可以成为例如飞行器机舱的地板。该层保护该结构和捕获层免受磨损、损坏和例如水/流体侵入。
在一个示例中，捕获层/防剥落衬里由超高分子量聚乙烯材料(诸如由DSM制造的
Figure BDA0003739258120000131
)形成。Dyneema是一种拉伸强度极高的合成纤维(UHMWPE)。
重要的是，捕获层/防剥落衬里在面板内不具有任何结构特性；它纯粹地就位以捕获穿透该结构的射弹6(或其一部分)。通过将弹道保护功能和结构能力组合起来而不是将它们分开，总体解决方案将更轻，占用空间更小。
图2示出了相对于穿透撞击面的圆孔阵列8孤立的撞击面层2(也如图1所示)。取决于撞击面表面(这是结构夹层的一部分)所需的平面内刚度，可以使用任何合适的孔或孔口分布(取决于结构装甲设计所针对的威胁(射弹类型和弹径))。
实际上，撞击面或层有两个不同的目的。首先，表面充当多层夹层或层合结构的一侧，为飞行器地板提供承载强度(在一个示例中)。其次，该表面充当多构件或多层防弹面板的第一构件。
图3示出了接近撞击面孔口的三个射弹6a、6b、6c。
所述射弹可以包括不同的组合物(例如穿甲弹、弹丸及其组合)。取决于射弹的类型和弹径，在冲击穿孔的撞击面层时，可能预期不同的响应。AP(硬而脆)射弹6a或具有例如硬化钢尖端的有套射弹在不对称加载时具有开始翻滚9的趋势，有效地增加了射弹相对于结构面板的其余部分和捕获层/防剥落衬里的表面积。
这随后增加了捕获层/防剥落衬里阻挠/阻止射弹的有效性。较软且可延展的射弹(弹丸)6b、6c具有在与撞击面层10冲击时严重变形或者分裂成多个变形部分11的趋势，这取决于相对于孔口位置的冲击位置。如同AP射弹一样，这增加了射弹相对于捕获层/防剥落衬里的表面积，并且增加了捕获层/防剥落衬里阻挠/阻止射弹的有效性。孔口大小和阵列8的设计应该针对预期的射弹类型(或其范围)威胁来具体选择。在冲击时，撞击面层损坏，并且碎片可能从面板12中排出或者进入面板芯，并且也被捕获层/防剥落衬里捕获。
实际上，通过该结构实现了多阶段过程，以阻止射弹，同时维持该结构在射弹穿透路径周围的结构强度。可以阻止射弹完全穿透面板，同时面板充当机身的连续结构部分。
同样可以使用这些增强件布置的组合。
发明人已经确定，可以使用任何合适形状的穿孔，例如圆形孔、三角形孔、狭槽、正方形、八边形孔等。在每个示例中，以重复的图案分布这些形状对平面内刚度具有相同的影响，只要移除正确量的各向同性材料，并且图案重复到足以使面被认为是准各向同性的即可。
圆孔或穿孔提供了特别的优点，这些优点包括:
1.易于生产。一种具体地板面板设计(Ti-6Al-4V)中的飞行器级钛难以加工/机加工。孔的机加工(钻孔)提供了一种具有成本效益的解决方案。
2.应力的分布。由于金属撞击面层既用作撞击面，也用作完全结构面，因此必须考虑通过该层(作为复合物的一部分)的应力分布。使用圆孔代替正方形、三角形等，移除了锐孔边缘周围的应力集中(Kts)。圆孔型因此被认为更坚固。
还已经确定，该结构可以全部或部分使用增材制造工艺方便地制造。这有利地允许增强件(金属撞击面)层在结构强度和另外的进一步破坏射弹路径的能力方面得到充分优化。
例如，可以使用以下技术中的一个技术：
粉末床熔融法；
直接金属激光烧结(DMLS)；
电子束熔化(EBM)；
选择性激光熔化(SLM)；
选择性激光烧结(SLS)；
直接金属线沉积；
直接金属粉末沉积。
本发明优于现有技术的优点包括但不限于：
-适用作固定翼飞行器或直升机的地板面板、机身、驾驶舱封壳或需要弹道保护的任何其它结构部件的装甲结构复合面板；
-在具有等效结构性能的情况下，它可以比针对预期威胁范围的当前黄金标准更轻(面积重量)；以及
-比带有附加装甲的结构面板占用更少的空间。

Claims (15)

1.一种防弹航空航天结构，所述结构包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，其中，所述撞击层限定面向外的表面，所述捕获层限定面向内的表面，所述中间结构层被布置在所述撞击层与捕获层之间，其中，所述中间结构层相对于所述撞击层间隔开，以在所述中间结构层与所述撞击层之间限定空间，所述空间包括一个或多个增强元件，所述撞击层、所述一个或多个增强元件和所述中间结构层一起形成夹层结构化复合物，并且其中，所述撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成。
2.根据权利要求1所述的结构，其中，所述金属层包括完全贯穿所述金属层的多个孔口。
3.根据权利要求2所述的结构，其中，所述孔口呈穿过所述金属层延伸的多个分布的圆形穿孔的形式。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述金属层在一侧或两侧嵌入在一个或多个纤维增强塑料层之间。
5.根据权利要求4所述的结构，其中，所述纤维增强塑料层是碳纤维增强塑料层。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述捕获层包括超高分子量聚乙烯材料。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述中间结构层由纤维增强塑料材料形成。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述一个或多个增强元件呈在所述撞击层与所述中间结构层之间延伸的多个肋的形式。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述一个或多个增强元件呈泡沫或蜂窝芯材料的形式。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的结构，其中，所述撞击层、增强元件和中间结构层是所述结构内的共固化层，一起形成夹层结构化复合物。
11.一种形成防弹航空航天结构的方法，所述结构包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，其中，所述撞击层限定面向外的表面，所述捕获层限定面向内的表面，所述中间结构层被布置在所述撞击层与捕获层之间，其中，所述中间结构层相对于所述撞击层间隔开，以在所述中间结构层与所述撞击层之间限定空间，所述空间包括一个或多个增强元件，并且其中，所述撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成；其中，所述方法包括如下的步骤：层叠所述撞击层以并入所述金属层；以及共固化所述结构的所述撞击层、所述增强元件和中间结构层。
12.根据权利要求11所述的方法，还包括将所述捕获层结合到共固化的结构的所述结构中间层的步骤。
13.根据权利要求12所述的方法，还包括将背衬层结合到所述捕获层的面向内的表面的步骤。
14.根据前述权利要求中的任一项所述的结构或方法，其中，所述层在形状上是非平面的，但是彼此平行。
15.一种纤维增强塑料结构，包括撞击层和相对的捕获层以及中间结构层，其中，所述撞击层限定面向外的表面，所述捕获层限定面向内的表面，所述中间结构层被布置在所述撞击层与捕获层之间，其中，所述中间结构层相对于所述撞击层间隔开，以在所述中间结构层与所述撞击层之间限定空间，所述空间包括一个或多个增强元件，并且其中，所述撞击层由包括至少一个金属层的纤维增强塑料层合件形成。
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