专利名称：一种用于飞行器的带有受控翘曲的复合防撞结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞行器的复合防撞结构，并且还涉及一种包括该结构的飞行器。
本发明特别应用于旋翼飞机，并特别用于直升飞机。
背景技术：
这种飞行器的结构需要与标准的功能约束相协调，并特别还与证明书相协调。
在飞行器冲击地面(撞击)的情况下，必须限制甚至防止靠近机舱的部件和飞行器重要部件中的结构上的破坏。必须避免一切不能接受的对人身的伤害。
近来，遵从特定规范与获得这种飞行器部件所需功能之间存在矛盾，因此需要做出在实际中并不总是可接受的妥协。这特别应用于旋翼飞行器。
对于增加飞行器结构性能以吸收由于冲击(事故)产生能量的探索已经得出多种提案。
专利FR-2632604描述了一种直升飞机结构，包括基本由台架组成的框架，所述台架的端部通过横梁相互连接在一起。该横梁主要由呈现为层叠结构的板组成，并由两个细的垂直芯部组成，所述芯部形成一个充满可变形材料(蜂窝状或泡沫)的空间，并黏附在上述材料上。所述板的芯部在它们的底部呈水平褶皱。通过在冲击事件中初始发生弯曲，一个特定的结构使得获得横梁的受控变形成为可能。
专利US-4084029，US-4734146和FR-2817608涉及具有正弦曲线形状的复合褶皱芯部的梁。在FR-2817608中，所述梁被设计为在由强烈冲击例如飞行器撞击释放动能的事件中以可控的方式吸收施加在其垂直方向上的剧烈的和突然的压缩力。所述芯部由大量碳纤维薄片和堆叠在一起的芳族聚酸胺纤维组成。形成在与每个纤维薄片的底板临近的边缘中的切口作为初始断裂，从而使得在用于引起梁断裂的合适的压缩力施加的过程中，逐渐加载并剥离所述薄片。
本发明特别应用于由在FR-2632604中所描述的那类框架所组成的结构的旋翼飞机中，并还应用于连接成对框架的梁中。
已经提出各种在飞行器机身冲击地面的事件中用于吸收能量的其它结构。
专利US-6620484描述了一种包括垂直复合板的吸收结构，该复合板具有以从所述结构的底部朝向其顶部增加的密度旋入其中的螺纹。
专利US-4593870涉及一种冲击吸收件，该吸收件在直升飞机机舱的地板下延伸，并且由交叉排列的梁组成，所述梁包括覆盖着蜂窝结构芯部的一个或两个层压板。破裂起始点位于层压板的底部。
专利US-4941767描述经由环部相互连接的交叉板。专利FR-2763313描述了一种用于悬挂油箱的装置。
专利US-5069318描述围绕薄壁的加强构件，以便在撞击事件中稳定其行为。专利US-5451015描述了一种用于在撞击事件中保护油箱的装置。专利US-6718713描述了一种具有用于平面隔离的插入通道的预成型元件。文件WO03/018295描述了一个元件，该元件被预成型为希腊字母“Pi”的形状，用于将复合部分组装在一起。
抛开研究不谈，依然存在提高飞行器结构的需求，以承受力并吸收由冲击导致的能量。
特别是，当制造这种在撞击事件中的安全结构时，适当进行必要的改进以避免对于力承受结构的周边部件(预先存在或设计)的主要改动。附加的机载重量和体积应当小或者忽略不计，并且在飞行器的正常操作中，形成的动力效应(弯曲，记载装备的运动)不应被恶化。还希望安装和维护费用低，并且执行工具简单、耐用、持久。
这些标准对于机载重量和体积问题特别受限的旋翼飞行器特别严苛。
特别是，希望获得一种与撞击速度相适应的飞行器结构，所述的撞击速度为7米每秒(m/s)到9m/s，例如约8.2m/s。还希望在撞击结束时作用在飞行器结构(例如机舱地板)上的最大撞击力与周边结构的强度相适应从而避免使其损坏。
高达某可接受的值，例如高达25,000牛顿(N)左右的值，一次撞击的冲击力不应被传递给承受结构并且它们的能量应当被吸收。
发明内容
本发明的一个目的在于减轻所述问题，同时尽可能多地满足上面提到的标准。
为此目的，在本发明的一个方面，提供一种飞行器结构，该结构包括连接到纵向壁上的横向壁。每个壁包括两个布置在中间装置的任一侧上的复合材料的护套。所述壁的至少一个包括褶皱芯部，所述褶皱芯部呈现沿与护套基本平行的轴线(Z)延伸的褶皱，从而使得在冲击事件中，所述壁沿所述轴线的能量吸收能力增强，并且至少一个所述壁包括薄弱区域，在这样一次冲击过程中，所述薄弱区域加速壁的受控破坏。
在本发明的优选实施例中●所述结构可包括底板、形成为框架的横向壁、和形成为梁的纵向壁，所述梁具有基本沿垂直轴线(Z)延伸的芯部，并且所述所述纵向壁、所述褶皱芯部、和所述薄弱部在所述底板下延伸；●中间装置的一部分包括以波纹形式延伸的褶皱芯部，其与相应的外护套齐平或延伸到相应的外护套的位置处；●所述褶皱芯部可以是周期性形状，并且特别可以是正弦曲线形状或者是梯形。特别在这样一种情况下，所述芯部与护套相配合以形成凹腔，该凹腔形成为多边形截面的棱柱部分，并且基本平行垂直轴线(Z)；●壁的两个护套中的每一个包括至少一个薄弱区域，以在冲击事件中，促使相应壁的对称变形；●所述中间装置可容纳有蜂窝状填充材料，例如合成泡沫体或蜂窝结构；●至少一个所述护套可包括一个(或多个)加强结构，该加强结构在基本平行于芯部内的褶皱的轴线(Z)的加强区域内延伸；这些区域可规则地间隔开并形成在壁的每个护套内；这些加强结构被设计(适于)加强壁的侧弯曲刚度，从而防止在撞击事件中壁侧向弯曲，这种弯曲会引起干扰所述壁的垂直变平并因此干扰能量吸收过程的风险；
●薄弱区域的形式为在至少一个外护套的至少一个层(A)中的局部断口，所述局部断口的区域形成可塑性变形的防撞击装置的部分，适于导致初始断裂，并且接着通过局部弯曲用于经受能量吸收；●至少一个壁可包括外护套和褶皱芯部，所述褶皱芯部包括多个由碳或芳族聚酸胺形成的、或从聚对苯撑对酞酰胺(polyparaphenyleneterephthalamide)获得的纤维或织物层，所述纤维或织物以环氧树脂或等价物浸渍；●至少一个承载壁在纵向和横向平面(X、Y)具有正弦曲线轮廓，并且可具有带有由连续的张开段形成的切口的层或板层，所述张开段初始基本从壁的相对边缘开始在垂直方向内垂直延伸，并接着以约90°的角度倾斜，并且基本与提升段横向相交，所述提升段延伸到达中心带附近，奇数层或板层具有带有从成角度段在第一方向中延伸的提升段的切口，而偶数层或板层具有带有在与奇数层的第一方向相对的方向中延伸的提升段的切口；●至少一个承载壁包括具有切口的层或板层，所述切口在纵向和横向平面(X、Y)中以约45°的角度(I，J)倾斜，这些切口对奇数层在第一方向中倾斜，对于偶数层在相反的方向中倾斜，折叠部形成纵向主轴线的中心矩形板，其从四边形板的任意侧上横向延伸，纵向折叠边缘远离中心板。并且两个交叉边缘在所述矩形板的一个角处相重叠，并相对于横轴(Y)基本成45°延伸；●在形式为框架的承载壁上，护套的已知为“首”板层的外层被切开。在形式为梁的承载壁上，护套的已知为“首”板层的外层延伸到达梁的根部或基体；●褶皱芯部可包括位于所述褶皱的顶端和底端的外壳板部分的平坦部，以便提供平的组装表面。
因此，根据本发明的一个方面，提供一种飞行器结构，该结构包括在撞击事件中可塑性变形的防撞击装置，以便通过局部弯曲至少一个与外护套位置一致的壳板部分，和/或通过中间装置的至少一部分的连续退化，使得在承载壁内能够以可控的方式吸收能量。
本发明的另一个目的在于，提供一种旋翼飞行器，具有根据本发明的至少一个复合防撞结构。
本发明使得将能量吸收装置结合于在本质上由复合材料形成的力承受结构中成为可能，该能量吸收装置能够在撞击过程中提供显著的能量吸收量，与此同时不会降低所述结构的静力强度。
本发明的其它方面、特点和优点将从下面参考附图的描述中显现出来，所述附图显示了本发明的优选实施例，但是没有任何限定的特征。
在附图中●图1是根据本发明的直升飞机的示意性正视图，从侧面进行显示，前端或“鼻部”对应左边，并且后端或“尾部”对应右边；●图2是分解透视图(从侧面和上面观察)，显示在各部件组装之前的本发明的直升飞机结构；●图3是本发明的结构的第一壁的剖视图，该图还显示所述结构的第二壁，该第二壁通过具有四个分支(交叉支杆)的交叉形状截面的杆(或部分件)连接到第一壁上；●图4是从图3结构的IV-IV线截取的剖面片断，显示交叉形状部分的杆的分层插入件的位置；●图5是根据本发明的结构的框架的透视图片断，采用粗点划线显示在奇数板层何处切开的例子(以层在所述结构中的顺序)；●图6是与图5中显示的类似的结构的部件视图，其中粗点划线显示了在偶数板层切开的例子(以层在所述结构中的顺序)；●图7与图5中所显示的类似，是用于根据本发明的部件的复合织物板层的横向纵视图片断，其中粗虚线显示复合织物板层如何在结构中折叠并且切开的例子；●图8是从与图5中所显示的相反的垂直方向观察的详细的横向纵视图片断，显示根据本发明的结构的壁的板层的奇数薄片，其中实线和虚线对显示复合织物板层如何在结构中折叠和切开的例子；●图9是与图8类似的视图，但是显示本发明的偶数薄片，其中，实线和虚线对显示在结构中折叠的例子；●图10是根据本发明的结构的蜂窝材料复合交叉件成形部分的透视图片断(从垂直方向上方观察的横向纵视图)，弯曲由在垂直方向延伸的凹口区域控制，并且例如，通过在铸造过程中限定浸渍纤维的外覆盖物的凹陷(可能在高温过程中)获得；●图11是与图10类似的视图，显示具有芯部的梁，所述芯部由褶皱的复合壁和填充物泡沫材料组成；以及●图12是从图11的XII-XII线截取的剖面图，显示外壳和褶皱芯部的排布，其中外壳部分和外覆盖物齐平。
具体实施例方式
在附图中，相同或相似的元件被赋予相同的附图标记，其中可以看到三个互成直角的轴线。
垂直或称仰角轴Z与所描述的结构的高度和厚度相应例如上/下或顶/底的短语被相关地用于其上。
水平或“纵”轴X与所描述的结构的长度或主要尺寸相应。例如前/后的短语被相关地用于其上。
水平或“横”轴Y与所描述的结构的宽度或侧面尺寸相应。短语“侧面”被相关地用于其上。
轴线X和Y定义了水平X、Y平面。轴线X和Z定义了纵向(和垂直)X、Z平面。轴线Y和Z定义了横向(和垂直)平面Y、Z。
在附图1和2中，飞行器1是直升飞机，包括机身2B、主旋翼15和扭矩旋翼16。本发明可被用于其它类型的飞行器上，例如既可用于固定翼飞行器，也可用于比空气轻的飞行器。
在附图1或2中，可以看到力承受结构2，这种结构为飞行器1的机身2B提供强度，该强度在飞行器涉及安全行为和冲击事件的操作中是必需的。
特别从图2中可看到，该力承受结构2包括如下形式的承载壁18i)从后端(左)到前端(右)标注的横向框架3到8；ii)纵向梁9到12；iii)底板13；iv)适合于支承主传动齿轮箱的机器底板14，所述主传动齿轮箱连接到主驱动和升降旋翼15以及后旋翼16上；以及v)成分隔形式的壁，例如这些标记为17和17B的部分，它们用于覆盖结构2并形成机身2B的侧面和底部。
力承受结构2属于复合(层叠)类型。特别参考附图3到4和10到12，结构2的每个壁18包括两个基本平的外护套19，它们布置在中间装置20、23、24、70的每一侧上。
在附图3和4中，结构2具有两个壁18和18B，每个包括护套19和装置20形成的组件。外壳或护套19由树脂浸渍的纤维织物形成。复合材料部分可以通过热模制例如在约180℃模制温度下成型。装置20由蜂窝状材料组成，护套19被粘接在所述蜂窝状材料上。
每个护套19可包括多个堆叠的层，例如●浸渍碳纤维的复合织物板层形式的外层，所述纤维相对于主能量吸收轴线Z基本成约45°角延伸；●浸渍芳族聚酸胺纤维的复合织物板层形式的中间层，所述纤维相对于轴线Z基本成约45°角延伸；以及●浸渍碳纤维的复合织物板层形式的中心层，所述纤维相对于轴线Z基本成约0°或90°角延伸。
还可提供其它层，在这些层中纤维相对于轴线Z成零度(0°)角延伸。在这样一种叠层中，差异可形成在奇数层和偶数层之间，所述奇数层包括外护套19的外层并称之为“首”板层，所述偶数层可包括内层并称之为“末”板层。
所述壁的一些层可包括在交叉结构中，例如在以预定角度(例如90°)横截的方向上延伸的若干纤维下层中，从一个下层到另一个下层被内部布置的纤维。这些下层可以是在普通树脂基体中被浸渍在一起的树脂。
在其它层中，纤维被布置在统一朝向例如基本平行朝向的若干薄片中。
图3和4中所示的壁18和18B由互连的交叉支杆21组装在一起，并且它们被填充以形成装置20的蜂窝状多孔材料(23)。
壁18B具有称之为“外部”形状的加强形状25，用于侧向稳定所述壁，并且因此提高其在垂直拉平过程中吸收能量的能力，所述形状被形成在两个护套19中。
轴线26A(与轴线Z平行)的具有截头圆锥体头部26B的圆柱形插入件26被容纳在轴线21B的部分件21的基体21A处，以便通过在沿轴线Z的冲击事件中分层，引起环绕在部分件21周围的材料剥离。
插入件26基本沿着轴线Z延伸，在撞击事件中轴线Z方向上的能量被吸收，并且在这种情况下，通过至少部分剥离部分件21，用以降低其沿着轴线Z经受力的强度，从而其强度变得接近于壁18、18B的强度，由此从用于吸收冲击能量的结构的部件中增强平衡作用。
在冲击事件中，插入件或钉子促使部分件21破裂、爆裂、或通过在所述部分件的至少底部内“钻”一个“通道”来使其分层。
所述插入件26因此使得通过使在部分件21中围绕着它的所述组件或连接部分爆裂创造破坏起始点，所述部分件21用作连接壁18和18B的元件。
这样一个部分件或交叉支杆21可以通过例如围绕芯部缠绕纤维和/或编织纤维获得。
在正常情况下，交叉支杆21在壁18和壁18B之间提供结构的连续性，并且插入件26不执行功能。
在撞击事件中，交叉支杆和在其中其形成一部分的连接部的强度(沿轴线Z)对于吸收能量是有害的。由于分层插入件的存在，交叉支杆在这样的条件下剥离或破坏，因此适当地，使得用于进行连接的结构性元件被分离成为可能(特别是框架或梁)，因此允许所述元件对吸收撞击能量做出贡献。
在附图5中，可以看到结构2的透视图，所述结构2包括固定在梁12上的框架6。
层或板层中的切口27由粗虚线表示。在壁18或框架6中，由于它们所处顺序，所述层为所述的“奇数”。
结构2包括沿轴线Y和Z横向延伸的承载壁18或褶皱状梁12，并且形成与轴线Z平行的褶皱或波纹28。
由于梁12和框架6被组装在一起，例如在模制的时候，因此框架6呈现与波纹28互补的形状。
褶皱状壁18在其外护套19中具有形状，从而对于每个波纹28，两个壳板部分29定位为与壁18的护套平面相一致，所述平面沿轴线Y和Z延伸。
在这些壳板部分29之间，壁18的部分30与这两个壳板部分29形成连续的连接，并且相对于沿轴线Y和Z延伸的护套平面倾斜。
所述波纹28具有壳板部分29，所述壳板29在一个接一个的所述护套平面内交替变得等高。因此，壳板部分29和倾斜的连接部分30一起形成一系列凹腔61，所述凹腔61具有梯形截面的棱柱部分的形状。
奇数板层或层具有切口27，所述切口27带有在从成角度段33的第一方向中基本沿轴线Z延伸的张开段32。在奇数板层的给定切口27中，可以看到基本沿轴线Y延伸的提升段34。
张开段32基本与形成褶皱底部的、位于壳板部分29和连接部分30之间的边缘35一致，基本平行于轴线Z，其在仰角方向(Z)上从壁18的基体边缘向中间区域36延伸。该区域36沿着轴线Z与框架6的高边缘和低边缘相互对准。
每个提升段34初始基本沿轴线Y从连接所述段34到临近的张开段32的弯曲段33延伸覆盖壳板部分29。然后，所述提升段34继续基本沿轴线Y延伸，凸伸到壁18的护套平面上，但是越过连接部分30，并因此跟随所述部分的倾斜。
在图6中，层是所述的“偶数”板层，并且它们具有与图5的奇数板层完全相似的切口。
然而，所述张开段32基本沿底边35延伸，所述底边35与由偶数板层跟随的边缘横向(沿Y轴线)相对。
偶数板层的提升段34也基本从连续的弯曲段33沿横轴Y延伸，但是处于与奇数板层的提升段34相反的方向(在图6中从右到左)。
提升段34接着同样在与奇数层的第一方向相反的方向上，延伸越过跟随其斜面的连接部分30。
因此，通过使切口27的位置交替并由此使纤维在浸渍树脂中交替，将奇数和偶数板层或层层叠为壁18提供了优化的性能。
通过这种切口27，制造承载壁18的方法可呈现其它的与方式有关的特征，在所述方式中，所述层被折叠。这可以从图7到9的例子中看出。
在一种变形中，壁18可呈现弯曲形轮廓(正弦曲线)。
图7显示切口27在结构2的壁18内的复合纤维板层中的例子，所述切口以粗虚线对表示。
在奇数板层中，借助折叠部37具有切口27的层形成基本沿纵轴X的连续中心带板38，并因此垂直于壁18的相对边缘。
此外，具有切口27的层或板层形成折叠部37，所述折叠部37提供成角度板39，所述成角度板39相对于轴线X和Y折叠成约45°的角度K。成角度板39延伸与壁18的顶边40齐平(基本平行于轴线Y)，并直到接近中心带板38。
换言之，这些折叠部37形成主轴线X的中心矩形板38，其从四边形的任意侧上横向延伸。这些四边形定义了成角度板39。
折叠部37的纵向边缘41远离形成中心矩形的板38，并且两个交叉边缘42与所述矩形的一个角相邻，沿相对于轴线Y基本成45°延伸，但是与角度K相对，相应的板39围绕角度K被折叠。
图8显示了基本沿着轴线Z观察的图5例子的壁18，该壁18带有由实线和虚线对表示的切口。
在这里也具有折叠部，但是看不到。承载壁18带有具有切口27的若干层或若干折叠部，所述切口27在平面X、Y中以约45°的角度倾斜。
这些切口27对于奇数层在一个方向倾斜，对于偶数层在相对的方向倾斜，如由图9的切口27的角度J所清晰显示的那样，该角度与所述角度I相对。
在实施例中，在成形为框架(4到8)的承载壁18上，外护套19的外层是所述的“首”板层并且被切开。可选择地，或者另外，在成形为梁(9到12)的壁18上，“首”板层的护套19的外层延伸到所述壁18的基体的跟部。
在图5和6中，可以看到褶皱壁18具有壳板部分29，其至少在褶皱的顶和底部分中是平的，因此使得容易将壁与结构2的其它元件组装起来。
在成型操作中，两个壁18和18B(图3和4)在制造包括这些壁的结构2的部件的过程中被组装在一起。该制造过程可包括下述主要步骤。
壁18B沿第一平面(Y、Z)延伸，而壁18沿垂直于第一平面的第二平面(X、Z)延伸；每个壁具有侧面加强形状25和蜂窝状填充物20、23。
为了将这些壁组装在一起，限定一个内部空腔的多壳模具被使用。
一个壳覆盖在可被预先浸渍的若干纤维层或薄片中的适当位置。蜂窝状填充材料和装配有分层的插入件26的互连交叉支杆21接着被置于模具中，部分件21的一个叶片啮合进入壁18的填充物23内形成的槽中。交叉支杆21为待制造的结构2提供附加的刚度。
另外的层被堆叠，并且浸渍树脂被加入和/或结合在所述层中。
在一系列外层被堆叠完毕后，可能包括可膨胀约束件的支承壳被放置在该组层和放置在模具中的部件的顶部。
接着施加热压(例如，在1500千克每平方毫米(kg/mm2)和180℃下)。接下来通过移动所述壳和支承壳打开模具使得结构2被释放，在该结构中，两个壁18和18B被部分件21连接在一起。
这种结合过程降低了当结构2的部件(例如部件4到14、17和18)被放置在一起时，在定位和/或组装中发生错误的风险。
结构2的承载壁18拥有可塑性变形的防撞击装置，特别体现为形状25、45，它们通过局部弯曲有助于受控的能量吸收。
这些可变形的防撞击装置可为以约8m/s的速度遭受撞击的飞行器1设计。在这种情况下，引起在撞击结束时作用在结构2上的最大撞击力，通过防撞击装置的作用，为结构2的强度做出贡献，从而使得不会以不可接受的方式产生破坏。直到撞击冲击力超过可接受值，它们不会被传递到结构2的在所述梁上延伸的部分上，并且特别地，其能量被防撞击装置所吸收。
为了在撞击事件中使壁18产生初始破裂，所述壁18包括薄弱区域45，该区域45在与撞击事件中被吸收的力的主要方向相交叉(特别是正交)的方向上延伸，所述主要方向通常基本与仰角轴Z一致。
在图3中，薄弱形状或区域45的形式为在壁18的护套19中的复合层的边缘。
这些边缘区域45总体沿轴线X延伸，定义了彼此堆叠的突出的带，从而使得在每个这种形状45的位置处，护套19呈现为厚度减少。
其它形状25在壁18、18B的护套19的一个或两个壳体复合层中以凹口的形式定义了局部刚度(图3、4和10)。
这些凹入的凹口总体沿垂直轴线Z延伸，并且定义成相平行的长方形或椭圆形槽，这些槽沿着横轴Y规则地间隔开。
在这些形状25的位置处，壁18呈现减少的壁厚。壁18中的弯曲的延伸通过该组槽被沿着轴线Z引导。
在壁18被模制的过程中，这些形状25可在高温下被获得，或者另外通过在平移和/或滚动中使用模具，通过向护套19施加压力使它们变形而获得。
如图12所示，壁18的装置20包括截面在与起皱的护套19相垂直的平面内的芯部70，由此对可变形防撞击装置做出贡献。
锯齿形状的芯部70至少从承载壁18的基体47的附近开始并且在护套19之间总体沿垂直轴线(Z)延伸。
带有褶皱芯部70的装置20的中间部分具有与相应护套19局部重合的壳板部分，并且中间装置20的合成泡沫体24在这些壳板部分之间随其连续延伸。
该壁可通过使壳板部分29局部弯曲，并且也可通过使所述装置20的泡沫体退化而变形。
芯部70可与壁18的护套19齐平。
所述装置20的芯部70与壳板部分29协同操作以构成凹腔61，所述凹腔被填充以泡沫体24，并且具有梯形截面的棱柱部分的形状。
芯部70和填充材料24形成可变形的防撞击装置的部分，并且它们在冲击事件中吸收能量。
权利要求
1.一种飞行器结构(2)，包括由纵向壁(9-12，18)相互连接的横向壁(3-8，18B)，其特征在于，每个壁(3-12，18，18B)包括两个布置在中间装置(20)的每一侧上的复合材料的平的护套(19)，所述壁的至少一个的所述中间装置包括褶皱芯部(70)，所述褶皱芯部(70)呈现沿与护套基本平行的轴线(Z)延伸的褶皱，从而使得在冲击事件中，所述壁在所述方向(Z)上的能量吸收能力增强，并且所述壁中的至少一个包括薄弱区域(45)，在这样一次冲击事件中，所述薄弱区域(45)对壁激发出受控破坏的触发。
2.根据权利要求1所述的结构(2)，还包括底板(13)、形成为框架的横向壁(3-8)和形成为梁的纵向壁(9-12)，其芯部基本沿垂直轴线(Z)延伸，并且其中所述纵向壁、所述褶皱芯部、和所述薄弱部在所述底板下延伸。
3.根据权利要求1和2所述的结构(2)，其特征在于，中间装置部分(20)包括以波纹形式延伸的褶皱芯部，其与相应的外护套(19)齐平或延伸到相应的外护套(19)的位置处，并且所述褶皱芯部与护套相配合以形成凹腔(61)，该凹腔(61)形成为多边形截面的棱柱部分，并且呈基本垂直轴线(Z)的形式。
4.根据权利要求1到3中任一所述的结构(2)，其特征在于，壁的两个护套中的每一个包括至少一个薄弱区域(45)，以在冲击事件中，促使相应壁的对称变形。
5.根据权利要求1到4中任一所述的结构(2)，其特征在于，所述中间装置(20)含有有蜂窝状填充材料(23，24)，例如合成泡沫体或蜂窝结构。
6.根据权利要求1到5中任一所述的结构(2)，其特征在于，所述薄弱区域(45)在与芯部(70)的褶皱的轴线(Z)基本垂直的区域上延伸。
7.根据权利要求1到6中任一所述的结构(2)，其特征在于，所述壁中的至少一个包括加强结构(25)，该加强结构(25)的形式为在至少一个外护套(19)内延伸的凹口。
8.根据权利要求1到7中任一所述的结构(2)，其特征在于，薄弱区域(45)的形式为在至少一个外护套(19)的一个层中的局部断口，所述局部断口的区域(45)形成可塑性变形的防撞击装置的部分，适于导致初始断裂，并且接着通过局部弯曲用于经受能量吸收。
9.根据权利要求1到8中任一所述的结构(2)，其特征在于，至少一个壁(3-12，18，18B)具有多个加强下陷凹口(25)，所述凹口(25)沿着所述轴线(Z)延伸，该下陷规则地间隔开，并且形成在每个所述壁的护套(19)中，并且适合于增强所述壁的侧向弯曲刚度，从而在撞击事件中，它们防止壁(18)侧向弯曲，这种弯曲会引起干扰所述壁的垂直变平并因此干扰能量吸收过程的风险。
10.根据权利要求1到9中任一所述的结构(2)，其特征在于，至少一个壁(3-12，18，18B)包括外护套(19)和褶皱芯部，所述褶皱芯部包括多个由碳、芳族聚酸胺形成的、或从聚对苯撑对酞酰胺获得的纤维或织物层，所述纤维或织物以环氧树脂浸渍。
11.根据权利要求1到10中任一所述的结构(2)，其特征在于，褶皱芯部包括位于所述褶皱的顶端和底端的外壳板部分(29)的平坦部，以便提供平的组装表面。
12.根据权利要求1到11中任一所述的结构(2)，其特征在于，在形式为框架的壁(3-8)上，护套(19)的外层或“首”板层被切开，并且其中，在形式为梁的壁(9-12)上，护套(19)的外层或“首”板层延伸到达根部或基体(47)。
13.根据权利要求1到12中任一所述的结构(2)，其特征在于，壁(3-12，18，18B)具有带有由连续的张开段(31)形成的切口的层，所述张开段(31)初始从壁(18)的相对边缘开始基本沿垂直方向垂直延伸，并接着以约90°的角度转角(33)，并且提升段(34)基本上横向地延伸至中心带(38)附近，奇数层具有带有从成角度段(33)沿第一方向延伸的提升段(34)的切口，而偶数层具有带有在与所述第一方向相对的方向中延伸的提升段(34)的切口。
14.根据权利要求1到13中任一所述的结构(2)，其特征在于，壁(4-12，18，18B)包括具有切口的层，所述切口在一纵向和横向平面(X、Y)中以约45°的角度(I，J)倾斜，这些切口对奇数层在第一方向中倾斜，对于偶数层在相反的方向中倾斜，折叠部(37)形成纵向主轴线的中心矩形板(38)，其从四边形板(39)的任意侧上横向延伸，纵向折叠边缘(37)远离中心板(38)，并且两个交叉边缘(42)与所述板(38)的一个角相一致，并相对于横轴(Y)基本成45°延伸。
15.一种旋翼飞行器(1)，其特征在于包括一种根据权利要求1到14中任一所述的结构(2)。
全文摘要
一种用于飞行器(1)的结构(2)，该结构包括连接到纵向壁(9－12)上的横向壁(3－8)；每个壁(3－12。18，18B)包括两个布置在中间装置(20)的任一侧上的复合材料的护套(19)；壁包括褶皱芯部(70)，所述褶皱芯部(70)呈现沿与护套基本平行的轴线(Z)延伸的褶皱，从而使得在冲击事件中，所述壁沿所述轴线的能量吸收能力增强；壁包括薄弱区域(45)，在这样一次冲击过程中，所述薄弱区域加速壁的受控损坏。
文档编号B64C1/06GK101020501SQ20071008799
公开日2007年8月22日 申请日期2007年1月26日 优先权日2006年1月27日
发明者H·帕因 申请人:尤洛考普特公司