用于直升飞行器的能量吸收机架的制作方法

专利名称：用于直升飞行器的能量吸收机架的制作方法
用于直升飞行器的能量吸收机架
背景技术：
本发明在政府以陆军部授予的合同号为DAAH10-03-02-0003的 合同支持下做出。因此，政府在该发明中拥有一定权利。
本发明涉及一种机架，更具体地涉及一种机架结构，其在较高 下降率冲击事件的过程中衰减能量，并降低高质量构件可能进入乘 务员舱的可能性。
为了抵抗较高下降速率冲击，直升机典型地利用起落架、机身 緩冲以及座位冲撞的组合来衰减能量。虽然在衰减沖击中的能量时 起落架为主要的元件，然而存在起落架失效的情况，比如水中降落、 粗糙地形以及当起落架收回时。在这些情形中，飞机机身为主要的 能量衰减结构。
机身通过多种形式的结构变形来衰减能量，这些形式的结构变 形依靠材料的伸长及延展特性。失效模式比如翘曲、撕裂、压屈、 伸展以及剪切都吸收能量，但是这些才莫式相对低效，并且难以预测。 直升机的一个特别复杂之处是高质量系统比如发动机、传动装置以 及主旋翼系统等典型地定位于乘务员舱及客舱上方。在冲击事件过 程中的减速力量，可能导致高质量系统从它们的安装点分离并且进 入已占用的机抢内。
历史经验表明，传统的机身具有固有的能量吸收能力。这种能 量吸收能力在整体直升机系统防撞性设计中被开发。然而，在飞机 的使用寿命中，飞机的质量典型地增加，以便容纳升级的系统，/人 而使得机身结构得到加固，以便支撑额外的质量。加固结构典型地 变的坚固，从而减小了机身的结构变形，进而在冲击事件过程中可 以引起更高的减速力量。更高的减速力量可以增加高质量系统将从安装点分离并且进入已占用机舱内的可能性。最终结果是机身防撞 性能的降低。
相应地，需要提供一种机架，其在较高下降率冲击事件过程中 衰减了能量，该机架大体上独立于结构强度，并且降低了高质量系 统可能进入乘务员舱的可能性。
发明概要
根据本发明的机架包括能量吸收结构，该能量吸收结构大体上 定位于已占用机舱的上方。该能量吸收结构大体上包括框架、在转 动接头处安装到框架上的横梁、以及可折叠部件。该横梁大体上平 行于飞机纵轴线而定向，以便至少局部地支撑和/或形成上曱板的一 部分。高质量系统至少部分地被该上甲板支撑着。
每个横梁通过转动接头而安装到框架上。与转动接头相对并且 与乘务员舱的尾部相对，上甲板支撑于可折叠部件上。在正常运行 情况下，该可折叠部件作为机架的一部分而为上曱板提供了结构支 撑，但是该可折叠部件设计成在达到预定的阈值栽荷之后，例如发 生在较高下降速率沖击事件过程中的载荷，以受控的方式折叠。
作为在较高下降速率沖击事件过程中对达到预定阈值载荷的响 应，该可折叠部件将在上甲板的尾部区段下折叠，并且转动接头将 作为实质上的铰链而运行，从而使得该上甲板的前部区段以可预测 的方式变形，以便形成转动接头。由于上甲板支撑着高质量系统， 在沖击事件过程中，该高质量系统将随着该上曱板以受控的方式移 动。随着可折叠部件的折叠，高质量构件不太可能从它们的安装处
分离，并且穿透进入乘务员舱内。当上甲板关节式折转(articulate)时， 该主旋翼系统将也远离乘务员舱倾斜，从而使得主旋翼叶片将更有 可能冲击延伸尾部，并且降低了旋翼叶片可能穿透进入乘务员舱的 可能性。
因此本发明提供一种机架，其在较高下降率沖击事件过程中衰减能量，并且该机架大体上独立于结构强度，并且降低了高质量构 件可能进入乘务员舱的可能性。
附图简述
根据当前优选实施例的详细描述，本发明的多个特征及优点将 对那些熟悉本领域的人员变得明显。以下简要描述附属于详细描述
的附图


图1为用于本发明的示例性旋转翼飞机实施例的总体侧-现图2A为示例性旋转翼机架的总体侧视图2B为图2A中的示例性旋转翼机架的总体透视图3为用于旋转翼机架的框架的后视图4A为根据本发明的用于能量吸收结构的转动接头的俯视图4B为根据本发明的用于能量吸收结构的转动接头的正视图5为图4中的转动接头的铰链装配件的透视图6为图4中的转动接头横梁腹板加强件的后视图7为用于旋转翼机架的转动失效位置的后面透视图8A为根据本发明的用于能量吸收结构的转动接头在沖击事件
之前的放大侧视图8B为根据本发明的用于能量吸收结构的转动接头在冲击事件
之后的放大侧视图9A为能量吸收结构在冲击事件之前相对于飞机乘务员舱的侧
-脱图；以及
图9B为能量吸收结构在冲击事件之后相对于飞机乘务员舱的放 大侧视图。
优选实施例详述
图1示意性地展示了具有主旋翼(rotor)组件12的旋转翼(rotary-wing)飞机10。该飞机10包括具有延伸的尾部16的机架14,该尾部
716上安装抗扭旋翼18。该主旋翼组件12由一个或多个发动机22通 过传动系统(示意性地展示在20处)而驱动。
该主旋翼组件12、传动系统20以及发动机22为在安装位置25(图 2B)处安装于上甲板24(图2A)上的高质量系统，该安装位置25大体 上位于乘务员舱C的上方。应当理解，文中使用的"乘务员舱"指 的是驾驶员座舱以及乘客舱，但主要指的是驾驶员座舱。应当理解， 文中使用的术语"上曱板"可以包括多个机架结构，该机架结构至 少部分地提供对高质量构件的支撑，并且该机架结构至少部分地位 于乘务员舱C的上方。虽然在所公开的实施例中展示了特定的直升 机配置，然而其它机器，比如涡轮螺旋桨飞机、倾斜S走翼飞机以及 倾斜翼飞机也将从本发明中受益。
参考图2A，飞机10的机架26包括大体上位于乘务员舱C上方 的能量吸收结构28。该能量吸收结构28大体上包括框架30、在转 动接头34处安装到该框架30的横梁32、以及可折叠(collapsible)部 件36。该框架30大体上4黄向于飞机10的纵轴线L，并且该框架30 可以包括多个腹板30w(也展示于图3中)。该框架30优选地设计成 用于抵抗冲击载荷，而不失效。即，该框架30在冲击事件过程中大 体上保存完整。应当理解，各种框架以及餘壁可以利用本发明。
该横梁32大体上平形于纵轴线L而定向，以便至少部分地支撑 和/或形成上甲板24的一部分。该横梁32大体上为I形梁，然而， 其它形状也可用于本发明。典型地，该横梁腹板的尺寸定制为适于 剪切载荷，并且顶梁(cap)的尺寸定制为承载弯曲力矩。虽然仅仅展 示了一个横梁32,应当理解，多个横梁可横向于框架30而定位，以 便支撑和/或形成上甲板24。该高质量系统12、 20、 22至少部分地 由上甲板24支撑。
该上甲板24的每个横梁32通过转动接头34而安装到框架30 上。相对于转动接头34,并且优选地相对于乘务员舱C的后部，上 甲板24支撑于可折叠部件36上。该可折叠部件36为安装在机架26内的专用能量衰减器。可折叠部件36在正常运行条件下作为机架26 的一部分而为上甲板24提供结构支撑，但是可折叠部件36设计成 当达到预定的阈值载荷数值之后，比如将在较高下降速率冲击事件 过程中发生的载荷之后，以受控的方式折叠。这种预定的阈值载荷 数值考虑到了在起落架可能导致无效时的情况下将会发生的栽荷， 这些情况比如水面降落、粗糙地形以及当起落架收起的时候。
相对于传统的机架结构，该可折叠部件36提供了高效以及受控 的能量吸收。换句话说，作为对预定的阈值载荷数值的响应，该可 折叠部件36设计成以特定的预定方式起作用。该可折叠部件36也 将以相同的可预测方式响应，而不管在飞机寿命周期内飞机质量的 增加。根据本发明，多种能量吸收构件可以作为可折叠部件而使用， 比如碎芯材料(比如蜂巢或者泡沫)，挤压的同心伸缩管，分段或切碎 的圓柱部件，倒转的可折叠管(inverting collapsible tubes),成形的类 似手风琴的皱折(forming accordion-like buckles)及类似结构。应当理 解，靠近可折叠部件36的机架区段也折叠或者变形，从而使得可折 叠部件36的运行不会被干扰。
参考图4A和图4B, —种类型的转动接头34大体上包括安装于 框架30上的铰链装配件38(同时展示于图5中)、安装在横梁32的腹 板42上的腹板加强件(doubler)40(同时展示于图6中)、以及穿过铰链 装配件38的销钉43。该腹板加强件40以及腹板42用于沿着转动 接头34提供预定的转动失效位置(同时展示于图7中)。该铰链装配 件38优选地通过紧固件、焊接方式、粘合方式等而附接于框架30 上。该腹板加强件40可以通过紧固件、焊接方式、粘合方式而安装 于横梁上，或者可以与横梁32的腹板一体成形，以便提供围绕销钉 43枢转的凸耳(lug)。应当理解，转动失效位置不会沿着图7所示的 单一直线，但可以对每个横梁32独立。此外，转动失效位置不需要 水平，但可以倾斜，从而使得横梁32可以在X-Z平面外转动。
参考图8 A和8B，上部夹板(strap)44以及下部夹板46可以借助紧固件、焊接方式、胶合方式等跨过转动接头34而另外附接于框 架30以及 f黄梁32上。夹板44、 46在正常运行时抵抗剪切栽荷并转 移横梁顶梁的载荷。然而，作为对来自较高下降速率沖击事件中的 预定阈值栽荷数值的响应，夹板44、 46将失效(图8B)。
参考图9A和9B,作为对达到来自较高下降速率冲击事件中的 预定阈值载荷数值的响应，可折叠部件36将在上甲板的尾部区段下 方折叠，并且转动接头34将作为实质上的铰链而运行，从而使得靠 近框架30的该上甲板24的前部区段24F以可预测的方式变形，以 便形成预定的转动失效位置，从而使得尾部区段24a向下关节式折 转。换句话说，大的受控变形通过转动接头34而设计在机架内，该 转动接头34为高质量系统延长了冲击事件的时间，以便提供施加于 其上的重力净缩减。
由于上曱板24支撑着高质量系统12、 20以及22,高质量构件 将随着上甲板24 —起移动，以便在沖击事件过程中至少部分地控制 减速。该受控减速由可折叠部件36提供，从而使得高质量系统不太 可能从它们的安装处分离并且穿透进入乘务员舱C内。在传统设计 中翘曲、撕裂、压屈、伸展以及剪切失效;漠式相对低效并且难以预 测，与传统设计相比，该受控的变形同时转化为结构设计中的重量 减轻。
当上曱板24向后倾斜的时候，主旋翼系统12也将同时远离乘 务员舱C,并且主要地远离机组人员而向尾部倾斜，从而使得主旋翼 叶片将更可能地沖击延伸的尾部16,以便降低旋翼叶片可能穿透进 入乘务员舱的可能性。
应当理解，相对位置术语比如"前部"、"尾部，，、"上部，，、
"下部"、"下方"等是以交通工具的常规运行姿态作为参考的， 而不应当^支认为是限制性的。
虽然展示、描述并要求保护特定的步骤顺序，应当理解，这些 步骤可以任何分开的或者结合的顺序执行，除非另行表明，并且这些步骤将仍然受益于本发明。
前述描述为示例性的，而不是通过其内的限制而限定。根据上 述教导，本发明的许多修改和变型是可能的。虽然已经公开了本发 明的优选实施例，然而，本领域的普通技术人员将会认识到落入本 发明范围内的某些修改实施例。因此，应当理解，在后附的权利要 求范围内，本发明可以以不同于所具体描述的方式实施。为此，应 当研究随后的权利要求，以便确定本发明的真正范围和内容。
权利要求
1. 一种能在冲击事件过程中使能量衰减的方法，包括以下步骤提供机架结构，所述机架结构能够响应于超过预定载荷的冲击事件，而围绕预定位置关节式折转。
2. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 在所述预定位置处形成实质上的转动接头，所述机架结构围绕所述预定位置铰接。
3. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 提供可折叠结构，所述可折叠结构能够响应于所述冲击事件，而至少部分地支撑所述机架结构。
4. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 响应于所述冲击事件，而使所述机架结构围绕所述预定位置局部地变形。
5. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 围绕销钉而枢转所述机架，所述销钉在所述预定位置处安装于铰链内。
6. 如权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 远离大体上水平的方向而使所述机架结构的尾部区段倾斜。
7. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 响应于所述冲击事件，用所述机架结构关节式折转所述高质量系统。
8. 如权利要求l所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 用所述机架结构支撑主旋翼系统；以及响应于所述沖击事件，使所述主旋翼系统远离乘务员舱而倾斜。
9， 一种在冲击事件过程中的能量衰减方法，包括下列步骤 (l)为机架结构的上曱板限定转动失效位置，使得所述上甲板能 够响应于超过预定载荷的冲击事件，而围绕所述转动失效位置关节式折转。
10. 如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述步骤(2)还包括通过靠近所述上曱板的尾部区段的可折叠部件为所述上甲板提 供选择性支撑，使得所述可折叠部件能够响应于所述冲击事件而折 叠。
11. 如权利要求9所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤 响应于所述冲击事件，用所述上甲板使高质量系统关节式折转。
12. —种飞枳4几架，包括横梁，其安装在预定位置处；以及可折叠部件，其靠近所述横梁而安装，所述可折叠部件能够响 应于超过预定载荷的冲击事件而折叠，从而使得所述横梁根据此冲 击事件，能围绕所述预定位置关节式折转。
13. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，所述预定位置限 定转动接头，所述转动接头包括安装于所述飞机机架的框架上的铰 链以及穿过所述铰链和所述横梁而定位的销钉。
14. 如权利要求13所述的机架，其特征在于，还包括安装于所 述横梁的腹板上的加强件，所述销钉穿过所述腹板和所迷加强件而 定位。
15. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，还包括跨过所述 预定位置而安装于所述飞机机架和所述^f黄梁上的夹板。
16. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，所述可折叠部件 包括可折叠管。
17. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，还包括由所述横 梁支撑的上曱板。
18. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，还包括由所述斗黄 梁支撑的高质量系统。
19. 如权利要求12所述的机架，其特征在于，所述横梁至少部分地安装于乘务员舱的上方。
20.如权利要求12所述的机架，其特征在于，还包括远离乘务 员舱的主旋翼系统，以便作为对所述冲击事件的响应，对所述横梁 围绕所述预定位置的关节式折转作出响应。
全文摘要
一种飞机机架，包括具有框架的能量吸收结构、在转动接头处安装于该框架的横梁以及可折叠部件。在较高下降率冲击事件过程中，作为对达到预定阈值载荷数值的响应，该可折叠部件将在上甲板的尾部区段的下方折叠。该转动接头作为实质上的铰链而运行，从而使得该上甲板的头部区段以可预测的方式变形。由于上甲板支撑着高质量系统，高质量构件不太可能从它们的安装处分离，并且穿透进入乘务员舱内，并且主旋翼系统将在尾部远离乘务员舱倾斜，从而降低了旋翼叶片可能穿透进入乘务员舱的可能性。
文档编号B64C27/00GK101443235SQ200580049503
公开日2009年5月27日 申请日期2005年12月12日 优先权日2005年2月24日
发明者B·F·凯, W·汤森 申请人:西科尔斯基飞机公司