JP5095175B2 - ヘリコプター用衝撃吸収甲板 - Google Patents

ヘリコプター用衝撃吸収甲板 Download PDF

Info

Publication number
JP5095175B2
JP5095175B2 JP2006286639A JP2006286639A JP5095175B2 JP 5095175 B2 JP5095175 B2 JP 5095175B2 JP 2006286639 A JP2006286639 A JP 2006286639A JP 2006286639 A JP2006286639 A JP 2006286639A JP 5095175 B2 JP5095175 B2 JP 5095175B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
deck
fixing mechanism
cross member
helicopter
force
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2006286639A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2007112432A (ja
Inventor
ステファノ・ポッギ
Original Assignee
アグスタ・ソシエタ・ペル・アツイオーニ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by アグスタ・ソシエタ・ペル・アツイオーニ filed Critical アグスタ・ソシエタ・ペル・アツイオーニ
Publication of JP2007112432A publication Critical patent/JP2007112432A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5095175B2 publication Critical patent/JP5095175B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers
    • F16F7/12—Vibration-dampers; Shock-absorbers using plastic deformation of members
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B64C1/062—Frames specially adapted to absorb crash loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/18—Floors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Refuge Islands, Traffic Blockers, Or Guard Fence (AREA)
  • Bridges Or Land Bridges (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Road Paving Structures (AREA)
  • Vibration Dampers (AREA)

Description

本発明はヘリコプター用衝撃吸収甲板(コラプシブルデッキ)に関する。
図１の数字１はヘリコプター全体を指し示しており、このヘリコプター１は、実質的に、乗員および搭載機器を収容する胴体２と、この胴体２の上端部から突出すると共にヘリコプター１を支えるための力を発生させるローター３とを具備してなる。
さらに詳しく言うと、胴体２は、ローター３と反対の側においては、乗員および搭載機器を支持するための甲板４によって画定されている。
さらに具体的には、甲板４は公知のタイプであって、乗員および搭載機器を支持するのに必要な構造的強度を甲板４に対して付与するためのフレーム５を具備してなり、しかもフレーム５の側に乗員踏面６を、逆側に胴体２の外面の一部７を形成している。
フレーム５(図２および図３に部分的に示す)は、それぞれの平行方向Ａに延在する多数の縦通材１０(一つだけを示す)と、多数の結節ポイント１２(一つだけを示す)において方向(方向線)Ａと直交している、それぞれの平行方向Ｂに延在する多数の横材１１(一つだけを示す)とによって形成された格子からなる。
横材１１は縦通材１０との干渉を避けるために各結節ポイント１２において不連続となっており、しかも定着機構１３(一つだけを詳細に示す)によって各結節ポイント１２において縦通材１０に対して固定されている。
さらに詳しく言うと、縦通材１０は長尺な平坦壁から形成されており、しかもそれはそれぞれの面２１,２２によって方向(方向線)Ａの両側で範囲が画定されている。同様に、横材１１は、多数の結節ポイント１２において不連続となった長尺な平坦壁によって形成されてなると共に、それぞれの面１７,１８によって方向(方向線)Ｂの両側で範囲が画定されている。
さらに詳しく言うと、定着機構１３は連結材１４の二つの対２７,２８からなり、これらは、それぞれの面１７および１８を、面２１および２２に接合するために方向Ｂの両側に配置されている。
さらに詳しく言うと、対２７の連結材１４は方向Ａの両側に配置されており、第１の連結材１４は面１７を面２１に対して接合し、かつ第２の連結材１４は面１７を面２２に対して接合している。
同様に、対２８の連結材１４は方向Ａの両側に配置されており、第１の連結材１４は面１８を面２１に対して接合し、かつ第２の連結材１４は面１８を面２２に対して接合している。
さらに詳しく言うと、連結材１４は同一であり、しかもそれぞれ部分２９および部分３０を具備してなるが、これらは同程度に延在し、互いに直交しており、縦通材１０および横材１１に対してそれぞれ固定され、方向ＡおよびＢに対してそれぞれ平行であり、したがって結節ポイント１２において一つになっている。
図４には、甲板４に垂直な方向に衝撃を受けた場合の、所定の結節ポイント１２に加わる力Ｆと、所定の結節ポイント１２に対応する甲板４上のポイントの変位ｓとのグラフである。
このグラフは、定着機構１３の可逆弾性変形に対応する最大値まで一様に増加する部分３１と、この部分３１に続く、定着機構１３の永久全体変形に対応する減少する部分３２とからなる。
さらに詳しく言うと、上記部分３１に沿っては、衝撃を受けている間に甲板４が獲得したエネルギーは踏面６に伝達され、そして踏面６から乗員ならびに搭載機器に伝達される。
一方で、上記部分３２に沿っては、踏面６へ伝達されるのとは対照的に、衝撃を受けている間に甲板４が獲得したエネルギーは、この甲板４の永久変形の形で消散させられる。
甲板１４はそれゆえ最大の力を踏面６に伝達した後、永久変形の形でエネルギーを消散させることができるに過ぎないが、これは、乗員および乗客に伝達される、耐えがたい量のエネルギーに相当するであろう。
したがって、衝撃を受けた場合に、乗員および乗客を保護するために、甲板によって踏面に伝達されるエネルギー量を低減する必要性が産業界では認識されていた。
その上、ある目的(ミッション)に関しては、ヘリコプター認証規定は、ヘリコプター甲板が既定量の衝撃エネルギーを、それを乗員あるいは乗客に伝達することなく吸収できることを要求している。
本発明の目的は、簡単、低コストな方法で上記要件を満たすよう設計されたヘリコプター用衝撃吸収甲板を提供することである。
本発明によれば、請求項１に記載されたヘリコプター用衝撃吸収甲板が提供される。
本発明の好ましい非限定的実施形態について、添付図面を参照して実例として説明する。
図５にはヘリコプター１のコラプシブル(衝撃吸収)甲板３５を示すが、このものは、甲板４と同様、実質的に、搭乗員および搭載装備を支持するのに必要な構造的強度を甲板３５に付与するためのフレーム３６を具備し、しかもフレーム３６の両側で、乗員踏面３７およびヘリコプター１の胴体２の外面の一部３８を形成している。
両方の横方向端部において、甲板３５は、乗員踏面３７と部分３８とを横方向につなぐと共にヘリコプター１の胴体２のそれぞれの側壁と一つになるよう湾曲した二つの壁３９を具備してなる。
フレーム３６は、互いにそして壁３９と平行なそれぞれの方向Ｃに延在する複数の縦通材４０,４１と、壁３９同士の間で、互いに平行であってかつ方向Ｃと直交するそれぞれの方向Ｄに延在する複数の横材(クロス材)４２とによって形成された格子からなる。
さらに詳しく言うと、縦通材４０は壁３９に隣接して配置され、一方、縦通材４１は縦通材４０同士の間に配置されている。縦通材４０の方向(方向線)Ｃは、二つの側方列内に配置された多数のポイントすなわち結節ポイント４３において方向(方向線)Ｄと交差し、そして縦通材４１の方向(方向線)Ｃは、上記列間に配置された多数のさらなるポイントすなわち結節ポイント４４において方向(方向線)Ｄと交差している。
各縦通材４０,４１は長尺な平坦壁を具備してなり、しかもそれぞれの側面５０,５１によって、関連する方向(方向線)Ｃの両側で範囲が画定されている。
縦通材４０,４１と同様、各横材４２も長尺な平坦壁によって形成されるが、これは壁３９同士の間で延在しており、しかも壁３９と一つになるよう、甲板３５および縦通材４０,４１と直交する平面内で湾曲している二つの対向端部４８を有する。しかも各横材４２は、部分４８同士の間に介在させられかつ上記平面内で延在させられた矩形部分４９を具備してなる。
横材４２は各結節ポイント４３で分断されて縦通材４０,４１と干渉しないようになっており、しかもそれぞれの面４６,４７によって、関連する方向(方向線)Ｄの両側で、それぞれ範囲が画定されている。
図６、図７および図９にさらに詳しく示すように、横材４２は、それぞれの定着機構５２,５３によって、各結節ポイント４３,４４において縦通材４０,４１に固定されている。
本発明の重要な態様によれば、各定着機構５２,５３は、甲板３５と交差すると共に、衝撃を受けた場合に甲板３５に伝達されるエネルギーを消散させるための、少なくとも一つの局所的永久変形セクション５４,６４(図６では５４は全体を指し示している)を具備してなる。
さらに詳しく言うと、以下で詳細に説明するように、各定着機構５２,５３はセクション５４,６４に低強度ポイントを有し、これによってセクション５４,６４は永久的に変形させられ、そうして定着機構５２,５３を全体として永久変形させることができない大きさの衝撃力にてエネルギーを消散させる。
エネルギーの消散を伴わずに各定着機構５２,５３によって乗員踏面３７に伝達される力の最大値は、それゆえ極度に小さく、そして公知の定着機構１３(これは全体的な永久変形によってエネルギーを消散させる)によって伝達される力の最大値よりも小さい。
さらに詳しく言うと、定着機構５２は、それぞれの結節ポイント４４において、横材４２を縦通材４１に対して固定し、そして定着機構５３は、それぞれの結節ポイント４３において、横材４２を縦通材４０に対して固定する。
さらに詳しく言うと、搭乗員および搭載機器の重量の大半は結節ポイント４４に圧し掛かり、そして残りは結節ポイント４３に圧し掛かる。
特に図６および図７を参照すると、各定着機構５２は、有利なことには、所定の距離だけ離れて、対応する結節ポイント４４を取り囲む、閉じた多角形状の閉鎖輪郭５５を有する。
さらに詳しく言うと、各定着機構５２は、それ自身の軸線Ｅ(これは定着機構が取り付けられた際に甲板３５と直交する)に関して対称であり、しかも軸線Ｅと直交する平面内では一定の断面を有する。
さらに詳しく言うと、閉鎖輪郭５５は、定着機構５２の軸方向延在長さよりも小さくかつ閉鎖輪郭５５と直交する方向に測った閉鎖輪郭５５の厚みよりも大きな所定の距離を置いて、対応する結節ポイント４４を取り囲んでいる。
それゆえ定着機構５２は、図６および図７に示すように閉鎖輪郭５５を持つ薄片体であり、これは、甲板３５に垂直な衝撃を受けた場合に圧縮応力を受ける。
周知のとおり、圧縮された薄片体には圧縮力の方向と平行な波形の永久変形ラインが生じるが、これは局所弾力的不安定性に起因して、圧縮力と実質的に交差する薄片体の不完全な形状の断面に生じる。
さらに詳しく言うと、上記変形は、全体的不安定性あるいは静的降伏に起因して薄片体を永久的に変形させるのに必要な力よりも小さな作用力のもとで生じる。
したがって各定着機構５２は、５４によって全体を指し示すセクションにおいて永久変形させられるが、これは図示していない形状欠陥を有し、この結果、衝撃を受けた際に獲得するエネルギーは、乗員および乗客が耐えることのできる小さな大きさの伝達力として各定着機構５２によって消散させられる。
さらに詳しく言うと、各定着機構５２の閉鎖輪郭５５は連結材５８の二つの対５６,５７によって形成されるが、これは関連する方向Ｄの両側に配置され、しかも関連する横材４２の面４６および４７を関連する縦通材４１の面５０および５１にそれぞれ接合する。
さらに詳しく言うと、対５６の連結材５８は方向Ｃの両側に配置されており、連結材５８の一方は面４６を面５０に対して接合しており、そして別な連結材５８は面４６を面５１に対して接続している。
同様に、対５７の連結材５８は方向Ｃの両側に配置されており、連結材５８の一方は面４７を面５０に対して接合しており、そして別な連結材５８は面４７を面５１に対して接合している。
さらに詳しく言うと、連結材５８は同じものであり、しかもそれぞれが、互いに直交する方向に延在する平坦部６０および平坦部６１を両端に、そして、この平坦部６０および６１に対して斜めに延在する平坦部６２を具備してなる。
部分６０および６１は、関連する結節ポイント４４から所定の距離だけ離れて、対応する縦通材４１と、対応する横材４２とに、それぞれ取り付けられており、この結果、部分６２もまた、結節ポイント４４から所定の距離だけ離れている。
各定着機構５２の閉じた多角形輪郭５５は、それゆえ、対応する結節ポイント４４を取り囲む四つの連結材５８の部分６２によって形成される。
各連結材５８の部分６０,６１および６２の配置構造は、セクション５４の変形に続く定着機構５２の永久変形を容易にする。すなわち、所定の距離を置いて結節ポイントを取り囲む閉鎖輪郭５５によって、衝撃力は部分６０,６１,６２に非常に強い曲げモーメントを作り出すが、これらの部分は、その結果、対応する軸線Ｅの方向に永久変形させられる(実際に潰される)。
各連結材５８の傾斜部分６２の平坦な形状は、部分６０と部分６１との間に形成が困難な不連続湾曲部あるいは多角形部を必要とせず、部分６０,６１,６２へ作用する曲げモーメントを最大にするので特に有利である。
図８のグラフには、甲板３５と直交する方向に衝撃を受けた場合の、所与の結節ポイント４４に加わる力Ｆと、所与の結節ポイント４４に対応する甲板３５上のポイントの変位ｓとの関係を示す。
このグラフは、結節ポイント４４の可逆弾性変形に対応する、力の最大値まで一様に増加する部分７５と、この部分７５に続く、まず減少し、その後、平均値をはさんで振動する部分７６とを備える。
上記部分７５に沿っては、衝撃を受けた際に甲板３５が獲得するエネルギーは乗員踏面３７に伝達されるが、上記部分７６に沿っては、踏面３７に伝達されるのとは対照的に、甲板３５が獲得するエネルギーは、甲板３５の永久変形の形で消散させられる。
さらに詳しく言うと、力の最大値は局所的不安定性に起因してセクション５４の局所的変形に至るまでになり、そして最大値の後、上記部分７６は振動すると共に、静的降伏による定着機構５２のそれぞれの部分の漸進的な永久変形に対応する、さまざまな大きさの最大および最小二次的力からなる。
図４および図８のグラフを比較することで分かるように、本発明による定着機構５２は永久変形し、そして公知の定着機構１３よりも小さな大きさの力を伝達する。そして衝撃を受けた場合に、甲板３５によって消散させられる全エネルギー(図８のグラフのＸ軸によって示す)は、平均値を中心として振動する部分７６のために、甲板４によって消散させられるエネルギー(図４のグラフのＸ軸によって示す)よりも大きなものである。
甲板３５によって踏面３７に伝達される力の最大値は、公知の定着機構１３を全体として永久変形させるのに要する力よりも小さな力で、局所的不安定性に起因して局所的に変形する本発明による定着機構５２によって低減される。
エネルギーの消散を伴わずに甲板３５によって踏面３７に対して伝達される力は、それゆえ、甲板４によって踏面６に伝達される力よりも小さく、したがって乗員および乗客は十分にそれに耐えられる。
図５および図９は定着機構５３を部分的に示しているが、これは有利なことには、局所的永久変形セクション６４(これは固定された際に甲板３５と平行に延在する)において寸法が最小である。
周知のように、セクション６４は低強度ポイントを形成しており、これは、甲板３５と直交する圧縮力を受けた場合に、定着機構５３を全体として永久変形させるのに必要な力よりも小さな大きさの作用力で、局所的な永久変形を生じる。
定着機構５２と同様に、定着機構５３もそれゆえセクション６４において永久変形し、そして、乗員および搭載機器が耐えられる極めて小さな大きさの衝撃伝達力にて衝撃獲得エネルギーを消散し始める。
さらに詳しく言うと、各定着機構５３は、関連する横材４２の部分４８の、壁３９と向き合う一端部４５を、関連する縦通材４０に対して連結するための連結材６５と、横材４２の部分４９を縦通材４０に対して連結するための二つの連結材６７(図５には一方のみを示す)とを具備してなる。
さらに詳しく言うと、連結材６５は、関連する方向(方向線)Ｄの両側に配置されてなると共に端部４５から垂直方向に突出する二つの砂時計形プレート７０(図９には一方のみを示す)を具備してなり、各砂時計形プレート７０は、縦通材４０に対して固定された際に方向(方向線)Ｃと平行になる。
さらに詳しく言うと、固定された際、各砂時計形プレート７０は、方向Ｄと直交する平面と一致する平面内に存在し、しかもそれは、関連する縦通材４０に対して固定された二つの矩形端部７１と、この端部７１よりも小さくかつ永久変形セクション６４を形成している部分７２と、端部７１を部分７２の両端につないでいる二つの台形部分７３とを具備してなる。
連結材６７(図５)は関連する方向線Ｄの両側に配置されている。さらに詳しく言うと、対(図示せず)をなす第１の連結材６７は、関連する横材４２の面４７を関連する縦通材４０の面５０に対して接合しており、一方、他の連結材６７は、横材４２の面４６を縦通材４０の面５０に対して接合している。
さらに詳しく言うと連結材６７は同一であり、しかもそれぞれが上述したような、関連する横材４２および関連する縦通材４０に対してそれぞれ固定された、二つの砂時計形プレート７０を具備してなる。
本発明によるヘリコプター用の衝撃吸収甲板(コラプシブルデッキ)３５の利点は、上記説明から明らかであろう。
特に、定着機構５２,５３のセクション５４,６４の局所的永久変形によって、衝撃を受けた際に、甲板３５は、乗員または乗客に対して耐えがたい大きさの力を伝達することなく衝撃エネルギーの大部分を消散させるのに極めて効果的であることが、したがってまた所定期間の任務(ミッション)を管理する認証規定に適合することが判明した。
明らかに、請求項に規定される範囲から逸脱することなく、ここで説明しかつ図示したヘリコプター用衝撃吸収甲板３５に変更を加えることができる。
分かりやすくするために一部を取り除いた状態での、公知の甲板を具備してなるヘリコプターの斜視図である。 図１の細部に関する拡大斜視図である。 図２の線III‐IIIに沿った断面図である。 図１の甲板の所定の領域に加えられる力と、この領域の変位との関係を示すグラフである。 本発明の内容にしたがった甲板の斜視図である。 図５の細部に関する拡大斜視図である。 図６の線III‐IIIに沿った断面図である。 図５の甲板の所定の領域に加えられる力と、この領域の変位との関係を示すグラフである。 図５の甲板のさらなる細部の拡大斜視図である。
符号の説明
３５ コラプシブル(衝撃吸収)甲板
３６ フレーム
３７ 踏面
３８ 外面の一部
３９ 壁
４０,４１ 縦通材
４２ 横材
４３,４４ 結節ポイント
４６,４７ 面
４８ 対向端部
４９ 矩形部分
５０,５１ 側面
５２,５３ 定着機構
５４,６４ 局所的永久変形セクション
５５ 閉鎖輪郭
５８ 連結材
６０〜６２ 平坦部
６５,６７ 連結材
７０ 砂時計形プレート
７１ 矩形端部
７２ 永久変形セクションを形成している部分
７３ 台形部分

Claims (3)

  1. ヘリコプター用甲板(３５)であって、
    少なくとも一つの縦通材(４０)および少なくとも一つの横材(４２)であって、それぞれが、ポイント(４３)において交差する第１の方向(Ｃ)および第２の方向(Ｄ)に延在している、少なくとも一つの縦通材(４０)および少なくとも一つの横材(４２)と、
    前記交差ポイント(４３)において、前記縦通材(４０)と前記横材(４２)とを連結するための定着機構(５３)と、を具備し、前記横材(４２)は前記交差ポイント(４３)において不連続となっており、
    前記定着機構(５３)は、甲板(３５)と交差する平面内に存在する少なくとも一つのセクション(６４)において寸法が最小であって、衝撃を受けた際に、甲板(３５)によって吸収されるエネルギーを、前記セクション(６４)の変形によって永久的に消散させるようになっており、
    前記定着機構(５３)は、少なくとも一つの砂時計形部分(７０)を具備してなることを特徴とする甲板(３５)。
  2. 対向する横方向端部に、ヘリコプター(１)の胴体(２)のそれぞれの側壁と一つになるように湾曲した二つの壁(３９)と、それぞれの壁(３９)に隣接して配置された二つの縦通材(４０)と、を備えることを特徴とする請求項１に記載の甲板(３５)。
  3. 側壁を備えた胴体(２)と、請求項１または請求項２に記載の甲板(３５)と、を具備してなることを特徴とするヘリコプター。
JP2006286639A 2005-10-21 2006-10-20 ヘリコプター用衝撃吸収甲板 Expired - Fee Related JP5095175B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP05425743.1 2005-10-21
EP05425743A EP1777155B1 (en) 2005-10-21 2005-10-21 Deformable floor substructure for a helicopter

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2007112432A JP2007112432A (ja) 2007-05-10
JP5095175B2 true JP5095175B2 (ja) 2012-12-12

Family

ID=35670851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006286639A Expired - Fee Related JP5095175B2 (ja) 2005-10-21 2006-10-20 ヘリコプター用衝撃吸収甲板

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7845594B2 (ja)
EP (2) EP1930237B1 (ja)
JP (1) JP5095175B2 (ja)
CA (2) CA2831230C (ja)
DE (2) DE602005011634D1 (ja)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE602005011634D1 (de) * 2005-10-21 2009-01-22 Agusta Spa Verformbare Bodenunterstruktur für einen Hubschrauber
US8079549B2 (en) * 2008-06-30 2011-12-20 EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures
JP5407773B2 (ja) * 2009-11-06 2014-02-05 トヨタ自動車株式会社 エネルギー吸収構造
JP5129827B2 (ja) 2010-02-12 2013-01-30 三菱重工業株式会社 衝撃吸収構造体及び衝撃吸収構造体の製造方法、並びに、移動体
DE102010062018B4 (de) * 2010-11-26 2015-05-13 Airbus Operations Gmbh Stützstab zur Stützung einer Fussbodenstruktur eines Flugzeugs
EP2876042B1 (en) * 2013-11-20 2018-01-03 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Helicopter airframe
EP2889212B1 (en) 2013-12-30 2016-01-06 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft
CN104562987A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 贵州泰丰直升飞机维护工程有限公司 一种矩形快速拼装平台
CN104562960A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 贵阳高新泰丰航空航天科技有限公司 一种硬性快速拼装平台
CN104594225A (zh) * 2014-12-25 2015-05-06 贵州通用航空有限责任公司 一种防滑式快速拼接平台
CN104594220A (zh) * 2014-12-25 2015-05-06 贵州通用航空有限责任公司 一种防静电的快速拼接平台
CN104562989A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 贵州泰丰直升飞机维护工程有限公司 一种防振式快速拼装平台
CN104562988A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 贵州通用航空有限责任公司 一种由柔性分子材料制成的防振式快速拼装平台
CN104562953A (zh) * 2014-12-25 2015-04-29 贵阳高新泰丰航空航天科技有限公司 一种矩形快速拼装平台
US10745098B2 (en) * 2017-09-05 2020-08-18 The Boeing Company Energy-absorbing under-floor airframe

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5125368Y2 (ja) * 1972-11-14 1976-06-29
US4292375A (en) * 1979-05-30 1981-09-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Superplastically formed diffusion bonded metallic structure
US4593870A (en) * 1983-09-09 1986-06-10 Bell Helicopter Textron Inc. Energy absorbing composite aircraft structure
US5069318A (en) * 1989-12-26 1991-12-03 Mcdonnell Douglas Corporation Self-stabilized stepped crashworthy stiffeners
US5301900A (en) * 1990-12-12 1994-04-12 Groen Henry J Autogyro aircraft
EP0719635B1 (en) * 1994-12-26 2003-01-22 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Laminated structure of fiber reinforced plastics and shock-absorbing structure
JPH08197668A (ja) * 1995-01-23 1996-08-06 Honda Motor Co Ltd 繊維強化樹脂の積層構造
DE19922295C1 (de) * 1999-05-14 2000-07-27 Eurocopter Deutschland Unterbodenstruktur einer Rumpfzelle eines Luftfahrzeuges
JP3888630B2 (ja) * 2002-12-04 2007-03-07 川崎重工業株式会社 エネルギー吸収部材及びそれを用いるヘリコプタの耐衝撃構造
US7389860B2 (en) * 2004-03-29 2008-06-24 The Texas A&M University System Energy absorbing device having notches and pre-bent sections
JP4520367B2 (ja) * 2005-06-07 2010-08-04 川崎重工業株式会社 航空機の耐衝撃構造
DE602005011634D1 (de) * 2005-10-21 2009-01-22 Agusta Spa Verformbare Bodenunterstruktur für einen Hubschrauber

Also Published As

Publication number Publication date
US20070114331A1 (en) 2007-05-24
CA2831230C (en) 2014-08-26
EP1930237B1 (en) 2009-07-29
CA2831230A1 (en) 2007-04-21
US7845594B2 (en) 2010-12-07
DE602005011634D1 (de) 2009-01-22
CA2565010C (en) 2014-06-10
EP1930237A1 (en) 2008-06-11
DE602005015772D1 (de) 2009-09-10
EP1777155B1 (en) 2008-12-10
CA2565010A1 (en) 2007-04-21
EP1777155A1 (en) 2007-04-25
JP2007112432A (ja) 2007-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5095175B2 (ja) ヘリコプター用衝撃吸収甲板
US9995359B2 (en) Deformable structure for absorption of energy from mechanical and/or acoustic impacts
EP3339677B1 (en) Energy absorbing structure for attenuating the energy transmitted from an energy source
US20090000506A1 (en) Energy dissipation device for a multi-member vehicle
RU2565165C2 (ru) Фюзеляж воздушного судна с интегрированной энергопоглощающей деформационной конструкцией и воздушное судно с таким фюзеляжем
US10962075B2 (en) Shock absorber system comprising a primary shock absorber device and a secondary shock absorber device of different stiffnesses, associated structure and aircraft
KR20210107682A (ko) 차량의 로커 구조물 및 그 획득방법
KR20100061287A (ko) 복수의 충돌에너지 흡수단계를 갖는 차량의 충돌에너지 흡수장치
US20140001312A1 (en) Primary fuselage structure for aircraft including struts capable of early failure to increase the absorption of energy in the event of a crash
JP7031356B2 (ja) 車両前部構造
US8282085B2 (en) Absorbent covering
US20120112004A1 (en) Shock absorbing structure
JP6488758B2 (ja) 衝撃吸収部材
JP4520367B2 (ja) 航空機の耐衝撃構造
JP7088085B2 (ja) 車両用荷重吸収部材
EP1468889B1 (en) Coupler for a railway vehicle, with a rubber damper and energy absorbing members
US20180010663A1 (en) Energy-absorbing structure for vehicle
Santosa et al. The concept of double-walled sandwich columns for energy absorption
US12123471B2 (en) Self-centering impact energy dissipation mechanism
CN110382335A (zh) 用于车辆后下部结构中间梁的吸收装置
KR100898084B1 (ko) 저속 및 고속충돌에 적합한 범퍼 빔
JP7337430B1 (ja) 弾性緩衝体
JP6915601B2 (ja) 粘弾性ダンパー
KR100410506B1 (ko) 차량의 충돌에너지 흡수부재
JP2021191968A (ja) 衝撃吸収機構、衝撃吸収機構の製作方法

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20090527

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20090907

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20111129

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20111130

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120223

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120821

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120919

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150928

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees