具有包括至少一个结构加强面板的机身的旋转机翼飞行器的制作方法

本发明涉及一种旋转机翼飞行器，该旋转机器飞行器具有机身，该机身包括至少一个结构加强面板，该结构加强面板包括受应力蒙皮和刚性地附连于受应力蒙皮的加强机架。

背景技术：

更一般地说，具有所谓的蒙皮加强设计并且通常应用在半单壳设计中的此类结构加强面板通常包括薄蒙皮，该薄蒙皮由离散背部结构支承，该离散背部结构由离散结构元件构成，例如通常称为纵梁(stringer)之类的纵向加强件，以及通常由框架所限定的横向中间加强件。离散背部结构,即纵梁和框架限定加强机架，其中，纵梁吸收在操作中产生的相当大部分的纵向负载。

通常，相应的纵梁粘结于或铆接于受应力蒙皮，并且在复合设计中，这些纵梁也可与受应力蒙皮共同固化、即同时固化。相应框架通常铆接于受应力蒙皮并且铆接到纵梁上，且所具有的高度大于纵梁的相应高度。因此，纵梁是持续的并且通过框架。框架示出局部切口，以允许结构加强面板的纵梁通过这些局部切口。

然而，在具有包括此类结构加强面板的旋转机翼飞行器中，受应力蒙皮的至少自由部段由此形成所谓的舱室并且通常具有相对于较小的厚度并易于由旋转机翼飞行器在操作中的动态行为所激励，该至少自由部段设置在纵梁和框架之间且由纵梁和框架界定，因此显著地有助于产生噪声辐射，尤其是在中高音频范围内的噪声辐射。由于对声学和噪声排放特性的改进在航空业中是持续的意愿，因而不断地尝试减小噪声辐射，总的来说是改进旋转机翼飞行器的振动声学性能。

通常，有若干技术有助于改进旋转机翼飞行器的振动声学性能。对于大多数技术而言，振动和噪声可通过使用被动方法来控制，类似于隔振和结构衰减，然而两者均与次级非承载元件相关，这些次级非承载元件对给定旋转机翼飞行器的基础重量效率有负面影响。

更确切地说，飞行器机体、例如包括结构加强面板的旋转机翼飞行器机身的振动声学性能借助结构衰减在其声源处、即在结构加强面板处得以最佳地控制。通过改进结构加强面板的相应衰减特性，振动能量能在其振动能积聚并且作为噪声而辐射之前耗散到结构加强面板内。能将合适的材料施加于结构加强面板，以增大这些结构加强面板在经受振动时耗散能量的能力。

传统的方案基于将例如粘合阻尼片或垫或玻璃纤维隔离垫的隔音材料添加至结构加强面板和/或相应的机舱衬里。粘合阻尼片或垫是附加片或垫，这些附加片或垫粘结到诸如上述舱室之类易于振动的结构加强面板的相应表面上。粘合阻尼片或垫通常仅由粘弹性材料构成或者与覆盖板相组合，并且例如实施为自由弹性体橡胶层。粘弹性材料在加载和卸载循环周期中具有内在滞后性能，这导致机械能量由于材料的内部材料的作用而耗散。

文献us3,058,704a描述了此种阻尼片或垫的使用。文献us8,479,876b2也描述了此种阻尼片或垫的使用，然而，这些阻尼片或垫并不尤其适用于飞行器机体，例如旋转机翼飞行器的包括结构加强面板的机身。而是，这些阻尼片或垫设置成通常用于交通工具的结构性非加强元件上的慢速交通工具，并且具有特定成形以改进总体组件的可成形性。此外，例如从文献ep2660048a1和us3,817,256a可以了解将粘弹性材料用于衰减。

然而，此类附加片或垫通常直接地施加于基础结构、即直接地施加于结构加强面板，并且更确切地说、施加于结构加强面板的诸如上述舱室之类的自由表面。这使得能够在足够部位的对应设定上采取简单经验方案，即将附加片或垫粘结在其上，但最终意味着额外增重。这些附加片或垫通常由此并不被认为是用于机身的承载和稳定构件。

此外，此种附加片或垫的相应覆盖比小于100％，由此导致噪声隔离效率的显著损失。该覆盖比限定被附加片或垫所覆盖的给定面板表面。更确切地说，结构加强面板通常包括多个加强构件、即纵梁和框架，这些加强构件铆接于给定受应力蒙皮、即受应力单体蒙皮。因此，在每个舱室处使用局部附加片或垫会不仅引起较低的覆盖比，而且会引起较高的额外重量。

此外，给定结构加强面板的相应外表面须在施加附加片或垫之前经局部地预处理，以允许随后粘结附加片或垫，这会导致额外成本并延长交货时间。最后，须适当地保护附加片或垫的相应边界和边缘免受环境影响，以确保耐久性。

与此相反，即通常在粘弹性材料作为粘弹性层夹在给定面板的两个硬性层之间的情形中，一旦给定面板经受横向负载和横向运动，机械能量就会耗散，这些横向负载在粘弹性层内产生横向剪切应力和应变。其中，机械能量耗散由于粘弹性层的剪切变形而产生。与刚好施加在易于振动的结构加强面板的相应表面上的上述自由粘弹性橡胶层所获得的衰减效果相比，此种所谓的约束层衰减效果有效得多。

更确切地说，约束层衰减效果的基础有效性在很大程度上取决于所施加的粘弹性材料的相应特性和粘弹性层的厚度以及相应约束层、即给定面板的两个硬性层的对应厚度和弹性模量，并且还取决于给定面板的相应覆盖比。在该情形中，该覆盖比限定给定面板的由粘弹性层所覆盖的表面。然而，应注意的是，诸如相应操作温度之类的环境因素也会影响基础衰减特性。

借助示例，文献us3,071,217a描述了一种结构加强面板的对应衰减结构，该结构加强面板具有粘弹性材料层，该粘弹性材料层在相关联加强机架的区域中施加在给定受应力蒙皮的外蒙皮和内蒙皮之间。然而，此种方案在实践中是不可行的，因为需要铆接通过粘弹性材料层，这易于由于松弛和微动疲劳问题而产生预张力损失。更一般地说，结构加强面板、即加强件和框架与具有一体粘弹性层的受应力蒙皮的组件的铆接被视为是不可行的，这是因为由于粘弹性层的松弛和相应铆钉的轴向微动而产生的显著张紧负载损失。

应注意的是，还存在各种其它方案用以改进结构加强面板且更通常是在操作中易于产生振动和噪声的强化蒙皮结构的振动声学性能。例如，文献us4,635,882a描述了一种提供结构加强面板的噪声衰减的方案，该方案基于借助粘弹性材料层来互连结构加强面板的给定纵梁的远侧凸缘。文献wo81/02718a1还描述了借助粘弹性约束层来对结构加强元件、例如飞行器机身中的框架进行振动衰减，这些粘弹性约束层刚性地附连于结构加强元件的两个横向表面。此外，文献us4,235,398a描述了一种装饰板设计，该装饰板设计用作机身和飞行器机舱之间的隔离装置，而为飞行器添加额外的非承载质量。

在文献ep1399362a1中描述了用于改进结构加强面板的振动声学性能的又一种方案，根据该方案，飞行器的结构加强面板包括夹层蒙皮和刚性地附连于该夹层蒙皮的加强框架。该受应力蒙皮包括铝制内蒙皮、铝制外蒙皮以及芯部材料，该芯部材料设置在内蒙皮和外蒙皮之间。该芯部材料包括轻型铝泡沫芯部和铝制强化网格，该强化网格包括纵向和横向网格构件。这些纵向网格构件限定纵梁，以使得可省略设置单独的纵梁，从而能减小结构加强面板的总体重量。此外，可避免框架中、单独的纵梁所需的弱化切口，由此整体地加强结构加强面板。

在文献us3,817,356a、us3,058,704a以及us2,819,032a中描述了其它结构加强面板。然而，这些文献均未描述借助粘弹性芯部元件实现噪声和振动衰减。

综上所述，通常将结构加强面板用在飞行器中是众所周知的措施，并且通常将粘弹性材料用于噪声和振动衰减也是众所周知的措施。然而，目前并不存在可用的用在旋转机翼飞行器中的结构设置，该结构设置将结构加强面板与粘弹性材料相组合，以使得同时改进结构重量效率及其噪声和振动衰减效率。

技术实现要素：

因此，本发明的目的是提供一种新型的旋转机翼飞行器，该旋转机翼飞行器具有机身，该机身包括结构加强面板，该结构加强面板具有增大的结构重力效率和改进的噪声和振动衰减特性。

上述目的通过具有机身的旋转机翼飞行器来解决，该机身包括至少一个结构加强面板，该结构加强面板包括如权利要求1所述的特征。

更确切地说，根据本发明，具有机身的旋转机翼飞行器包括至少一个结构加强面板，其中，该结构加强面板包括受应力蒙皮和刚性地附连于受应力蒙皮的加强机架。该受应力蒙皮包括内蒙皮、外蒙皮以及芯部元件组件，该芯部元件组件设置在内蒙皮和外蒙皮之间。芯部元件组件包括相嵌合的至少一个粘弹性芯部元件和至少一个中间芯部元件。至少一个粘弹性芯部元件设置成用于噪声和振动衰减。

根据一个方面，本发明的旋转机翼飞行器包括机身，该机身具有至少一个结构加强面板，该至少一个结构加强面板适合于实现一方面结构重力效率和另一方面有效的噪声和振动衰减两者。这两个项目对于旋转机翼飞行器在其经济可行性和舒适性方面的接受性而言是至关重要的，但这也通常适用于飞行器。

更确切地说，旋转机翼飞行器中的最相关噪声源基于在相应动态系统且更具体地在相应传动齿轮箱内产生的中到高音频。旋转机翼飞行器的机舱上的相应声学冲击的对应严重性对于具有传动齿轮箱的旋转机翼飞行器而言是尤为显著的，该传动齿轮箱安装在机身的顶部并且极为靠近机舱，这对应于当前直升飞机的标准体系结构。

有利的是，本发明的旋转机翼飞行器包括机身，该机身具有至少一个结构加强面板，该至少一个结构加强面板具有这样的设计，该设计考虑到受应力蒙皮的修改弹性特性以及中间芯部元件对于结构加强面板和加强机架的纵梁的基础纵向刚度、尤其是对于结构加强面板的超临界设计的贡献。更确切地说，省略使用粘合阻尼片或垫，这些粘合阻尼片或垫粘结于相应的承载蒙皮、即受应力蒙皮。替代的是，使用具有整体化粘弹性层的特定连续蒙皮结构来用于获得受应力蒙皮。因此，受应力蒙皮表现为复合蒙皮，该复合蒙皮具有作为其一部分的相应粘弹性层。

粘弹性层较佳地由粘弹性材料构成，该粘弹性材料可包括任何类型的弹性体橡胶材料，例如epdm(乙烯-丙烯-二烯橡胶)、eva(乙烯-乙酸乙烯酯橡胶)、fpm(氟橡胶)。有利的是，提供此类弹性体材料为复合蒙皮额外隔热。

此外，为获得出色的耐火能力而定制特定的弹性体材料。在使用那些材料的情形中，可同时地既改进耐火又改进声学性能。这对于直升飞机应用是更为令人关注的，因为给定机身的相应上部盖板的各部分由于它们靠近相应的发动机而需要耐火能力。因此，具有钛层片的复合蒙皮呈现有用的构造。

更确切地说，此种复合蒙皮较佳地由内部受应力承载蒙皮、外部受应力蒙皮以及夹在这两个蒙皮之间的粘弹性层构成。将单体蒙皮分成两个部分，即外蒙皮和内蒙皮改进了结构加强面板的复合蒙皮的相应耐疲劳性和相应抗屈曲性。

有利的是，粘弹性层包括在受应力蒙皮内且由此包括在基础结构负载路径内，由此作用在振动和噪声的源头处。此外，粘弹性层完全地受内蒙皮和外蒙皮保护。因此，该粘弹性层不会经受直接环境因素，这些直接环境因素会对该粘弹性层的长期衰减性能并且与相应周围部件的粘合性有不利影响。此外，弹性体材料的基础热稳定性在无氧环境内会显著地增大，该无氧环境能够使得结构增强面板设置在例如相应机体的热结构位置内并操作。

内蒙皮和外蒙皮两者可包括金属和/或纤维强化聚合物。蒙皮的预定厚度优选地是相同的，以避免不同的原材料并且利用复合蒙皮在其抗屈曲性方面的最大有效惯性。

较佳地，本发明的复合蒙皮限定结构加强面板的若干舱室。相应加强机架的诸如纵梁和框架之类的加强元件优选地直接地铆接于复合蒙皮，由此避免舱室。弹性体层较佳地几乎完全地覆盖加强件和框架之间的每个舱室，由此提供最佳的覆盖比和最佳的噪声衰减能力。

有利的是，粘弹性层增大内蒙皮和外蒙皮之间的给定距离，且由此增大该内蒙皮和外蒙皮的惯性力矩，该惯性力矩转换为增大每个舱室的基础抗弯刚度和抗屈曲性。抗弯刚度由于粘弹性层的增大而开放了使用钢箔来作为用于耐火应用的蒙皮材料的可能性，这与钛相比可降低材料的成本。

然而，每个舱室的基础抗弯刚度和抗屈曲性的增大在一定程度上消除或者甚至逆转由于复合蒙皮的粘弹性层的低剪切刚度和相关联剪切变形而对于受应力蒙皮的抗弯刚度的不利影响。粘弹性层对于受应力蒙皮的相应稳定性能的影响是剪切刚度和粘弹性层厚度的函数，而剪切网度取决于温度。尽管会增大内蒙皮和外蒙皮之间的距离，增大粘弹性层的厚度和剪切顺应性仍会显著地减小复合蒙皮的有效抗弯刚度。然而，应注意的是，对于粘弹性层的某一剪切刚度以及约0.25mm的各个蒙皮厚度，与具有类似抗屈曲性的单体蒙皮相比，受应力蒙皮的特定刚度，即有效抗弯刚度与总面积重量的基础比值约变大10％。与不具有任何类型衰减的纯粹结构设置相比，这导致具有一体化衰减特性的结构设置具有总重量节省潜力。由于附加的粘合阻尼片或垫是多余的，因而可进一步节省总重量。

为了消除与通过粘弹性材料铆接相关联的基础问题，将中间元件，较佳地是复合层片的插条夹在相应附连区域中的内蒙皮和外蒙皮两者之间，在该附连区域处发生铆接。

这些插条较佳地包括纤维强化聚合物，该纤维强化聚合物具有诸如玻璃、碳、芳族聚酰胺之类的任何类型强化纤维。插条优选地从预浸渍箔片中自动地切下。

有利地是，较佳地由单向复合材料制成的插条通过增大纵梁的纵向和抗弯刚度来实现这些纵梁的主要结构作用。插条在后屈曲模式中分配在工作蒙皮内，从而增大纵梁的有效柱屈曲强度。于是，并且考虑到单向复合材料的较大特定刚度，可减小纵梁的给定横截面，从而进一步引起次级重量节省潜能。

复合层片的所产生标称厚度较佳地与粘弹性层的厚度相同。对于具有纵梁和框架的半单壳面板的典型构造，插条具有正交网格叠层，该正交网格叠层具有纵向部分和横向部分，且纵梁相对于操作中的主要负载方向纵向地定向，而该框架正交于纵梁定向。粘弹性材料布置在由纵向部分和横向部分，即舱室界定的每个区域处。其中，每个粘弹性层在邻抵界面处与相邻的插条邻抵。插条的纵向部分较佳地与相应纵梁位置相对应并且优选地由单向复合层片构成，这些单向复合层片相对于纵梁的纵向延伸部纵向地定向。

有利的是，本发明的复合蒙皮预制造有同时共同固化的粘弹性层和插条。用于实施粘弹性层的相应橡胶材料的所施加限定优选地根据所需的衰减特性以及对树脂和复合材料的所施加固化特性的兼容性来规定，复合材料用于插条。

较佳地借助压力成型技术来完成制造。更确切地说，由蒙皮、插条以及粘弹性层构成的复合蒙皮优选地经按压和加热，直到粘弹性层和插条两者完全整合为止。

根据较佳的实施例，至少一个中间芯部元件在内蒙皮和外蒙皮之间设置在附连区域中，该内蒙皮在附连区域中经由至少一个中间芯部元件刚性地附连于外蒙皮。

根据又一较佳的实施例，至少一个中间芯部元件包括纵向部件和横向部件的网格，该纵向部件和横向部件限定至少一个中间自由空间，至少一个粘弹性芯部元件设置在该至少一个中间自由空间中。

根据又一较佳的实施例，加强机架包括纵梁和框架的网格，该纵梁和框架在附连区域中刚性地附连于受应力蒙皮，且纵梁和框架至少部分地界定至少一个中间自由空间。

根据又一较佳的实施例，纵梁和框架在附连区域中设置在内蒙皮上，并且借助相关联的附连装置刚性地附连于内蒙皮、至少一个中间芯部元件以及外蒙皮。

根据又一较佳的实施例，至少一个中间芯部元件包括纤维强化聚合化合物。

根据又一较佳的实施例，纤维强化聚合化合物包括碳和/或玻璃和/或芳族聚酰胺纤维。

根据又一较佳的实施例，纵向部件包括基本上沿着纵梁的纵向延伸部定向的纤维，和/或横向部件包括基本上沿着框架的纵向延伸部定向的纤维。

根据又一较佳的实施例，内蒙皮和外蒙皮的至少之一包括金属材料。

根据又一较佳的实施例，内蒙皮和外蒙皮的至少之一包括纤维强化聚合化合物。

根据又一较佳的实施例，至少一个粘弹性芯部元件包括在室温和1khz激励频率下至少5％的阻尼损耗系数。

根据又一较佳的实施例，至少一个粘弹性芯部元件包括橡胶材料。

根据又一较佳的实施例，橡胶材料包括乙烯-丙烯-二烯橡胶、乙烯-乙酸乙烯酯橡胶和/或氟橡胶。

根据又一较佳的实施例，至少一个粘弹性芯部元件的相应厚度至少基本上对应于至少一个中间芯部元件的相应厚度。

根据又一较佳的实施例，相应厚度包括在0.1mm和2mm之间。

附图简述

通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件由相同的附图标记和字母所标示，并且因此在以下描述中仅仅描述一次。

图1示出根据本发明的具有包括结构加强面板的机身的直升飞机的侧视图，

图2示出图1的结构加强面板的立体图，

图3示出图2的结构加强面板的剖视图，以及

图4示出图2的结构加强面板的分解视图。

具体实施方式

图1示出飞行器1，将该飞行器示意性地说明为旋转机翼飞行器、且更具体地说明为直升飞机。因此，出于简略和清楚的目的，飞行器1下文中称为“直升飞机”1。

说明性地，直升飞机1包括机身2，该机身连接于起落架1f并且限定机舱2a和后部机身2b。后部机身2b连接于尾桁3。

根据一个方面，机身2至少部分地基于半单壳设计来实施并且包括至少一个蒙皮加强面板、即至少一个结构加强面板6。下文参照图2至图4来示例性地并且代表性地详细描述该至少一个结构加强面板。

说明性地，直升飞机1进一步包括至少一个多桨叶主旋翼1a，该至少一个多桨叶主旋翼在操作期间提供升力和向前或向后推力。至少一个多桨叶主旋翼1a包括多个旋翼桨叶1b、1c，这些旋翼桨叶在相关联的旋翼头部1d处安装于旋翼轴1e，该旋翼轴在直升飞机1的操作中围绕相关联的旋翼轴线转动。

借助示例，直升飞机1进一步包括至少一个优先地带护罩的反扭矩装置4，该反扭矩装置构造成在操作期间提供反扭矩，即抵抗由至少一个多桨叶主旋翼1a的转动而产生的扭矩，从而在有关偏航情况下平衡直升飞机1。至少一个反扭矩装置4说明性地设置在尾桁3的后部段处并且较佳地包括尾部旋翼4a。尾桁3的后部段较佳地进一步包括翼部5。说明性地，尾桁3还设有合适的水平稳定器3a。

较佳地是，尾桁3是复合尾桁，即包括复合材料并且较佳地至少基本上由复合材料制成的尾桁。说明性地，复合尾桁3较佳地实施为纤细梁元件，该纤细梁元件至少部分地包括尾桁锥部3b，该尾桁锥部较佳地是管状的。换言之，复合尾桁3优选地是具有近似圆形横截面的闭合结构。

图2示出图1的结构加强面板6。结构加强面板6较佳地包括受应力蒙皮7和加强机架8，该加强机架刚性地附连于受应力蒙皮7。更确切地说，加强机架8优选地在相应的附连区域12a中借助合适的附连装置12刚性地附连于受应力蒙皮7。附连装置12较佳地是铆钉，然而可类似地采用诸如螺钉或螺栓或甚至粘结件之类的替代附连装置。

根据一个方面，加强机架8包括框架9和纵梁10的网格，该框架和纵梁分别在附连区域12a中刚性地附连于受应力蒙皮7。框架9具有纵向延伸部，这些纵向延伸部较佳地沿着图1的旋转机翼飞行器1的横向方向9a、即横向于图1的旋转机翼飞行器1的前进飞行方向的方向定向。纵梁10具有纵向延伸部，这些纵向延伸部较佳地沿着图1的旋转机翼飞行器1的纵向方向10a、即至少大致平行于图1的旋转机翼飞行器1的前进飞行方向的方向定向。

应注意的是，结构加强面板6说明性地包括两个框架9和两个纵梁10，出于简化和澄清的目的，分别用附图标记9、10来示例性地并且代表性地标示两个框架和两个纵梁中的单个框架和单个纵梁。然而，结构加强面板6可包括多个框架9和/或纵梁10。

较佳地是，框架9借助合适的互连装置11连接于纵梁10。框架9和纵梁10较佳地至少部分地界定至少一个中间自由空间13，该至少一个中间自由空间在本申请的上下文中也称为“舱室”。较佳地是，该结构加强面板包括多个舱室13，每个舱室均至少部分地由相关联的框架9和纵梁10所界定。

图3示出图2的结构加强面板6，该结构加强面板具有图2的加强机架8的受应力蒙皮7和纵梁10，用以说明受应力蒙皮7的较佳构造。纵梁10说明性地借助图2的附连装置12在附连区域12a中附连于受应力蒙皮7，该附连装置示例性地实施为铆钉。

根据一个方面，受应力蒙皮7具有说明性的厚度7c并且包括内蒙皮7a和外蒙皮7b，以及至少一个粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15。至少一个粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15较佳地设置在内蒙皮7a和外蒙皮7b之间，以使得受应力蒙皮7示例性地实施为复合蒙皮。

内蒙皮7a和外蒙皮7b的至少之一可包括金属材料。替代地或附加地，内蒙皮7a和外蒙皮7b的至少之一可包括纤维强化聚合化合物。

至少一个粘弹性芯部元件14较佳地设置成用于噪声和振动衰减，并且优选地设置在图2的舱室13中。根据一个方面，至少一个粘弹性芯部元件14包括在室温和1khz激励频率下至少5％的阻尼损耗系数。较佳地是，至少一个粘弹性芯部元件14包括橡胶材料，该橡胶材料可包括乙烯-丙烯-二烯橡胶、乙烯-乙酸乙烯酯橡胶和/或氟橡胶。

说明性地，至少一个粘弹性芯部元件14的相应厚度14a至少基本上对应于至少一个中间芯部元件15的相应厚度。厚度14a较佳地包括在0.1mm和2mm之间，并且优选地在整个受应力蒙皮7上厚度是不变的。优选地是，厚度14a并不超过受应力蒙皮7的厚度7c的一半。

至少一个中间芯部元件15较佳地包括纤维强化聚合化合物。这些纤维强化聚合化合物可包括碳和/或玻璃和/或芳族聚酰胺纤维，或者任何其它合适的和可适用的纤维。

借助示例，示出两个粘弹性芯部元件14。每个粘弹性芯部元件14较佳地在相关联的邻抵界面处、优选地借助单个对接接头邻抵于至少一个中间芯部元件15。然而，出于附图的简略和清楚起见，仅仅单个邻抵界面由附图标记16所标示。

然而，应注意的是，斜接或交迭构造类似地也是可能的，以避免制造期间的尖锐邻抵界面或甚至空隙。然而，对接接头在机械方面并不被视为是有问题的，因为考虑到具有沿纵向方向定向的层片的至少一个中间芯部元件15的横向部件(在图4中的15b)的低横向抗弯刚度，该对接接头并不表征蒙皮抗弯刚度上的尖锐变化。

图4示出图2和图3的具有受应力蒙皮7和加强机架8的结构加强面板6。加强机架说明性地包括图2的框架9和纵梁10的网格，这些框架和纵梁借助图2的互连元件11互连。

如上所述，受应力蒙皮7包括内蒙皮7a和外蒙皮7b，以及图3的至少一个粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15。至少一个粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15说明性地限定芯部元件组件17，该芯部元件组件说明性地夹在内蒙皮7a和外蒙皮7b之间。

更确切地说，至少一个中间芯部元件15较佳地是包括纵向部件15a和横向部件15b的网格，这些纵向部件和横向部件限定图2的至少一个中间自由空间13、即舱室13。优选地是，纵向部件15a包括基本上沿着纵梁10的纵向延伸部定向的纤维，和/或横向部件15b包括基本上沿着框架9的纵向延伸部定向的纤维。

借助示例，中间芯部元件15包括两个纵向部件15a和两个横向部件15a，这些纵向部件和横向部件说明性地限定正交网格型式。然而，出于附图的简化和清楚目的，仅仅单个纵向部件和单个横向部件由相应的附图标记15a、15b所标示。

纵向部件15a和横向部件15b示例性地至少部分地界定多个舱室。说明性地，至少部分地界定九个舱室，为附图的简化和清楚起见，这些舱室中仅仅两个舱室由附图标记13所标示。

每个舱室13较佳地设有相关联的粘弹性芯部元件14。因此，示意出九个粘弹性芯部元件，为附图的简化和清楚起见，这些粘弹性芯部元件中仅仅两个粘弹性芯部元件由附图标记14所标示。

根据一个方面，至少一个粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15，即示例性地是图4中的九个粘弹性芯部元件14、纵向部件15a和横向部件15b是嵌合的，即一起形成嵌合式几何形状结构。在本发明的上下文中，术语“嵌合式”指借助粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15在内蒙皮7a和外蒙皮7b之间提供的平铺空间。粘弹性芯部元件14和至少一个中间芯部元件15因此以不具有间隙并且并不完全交迭的相互邻抵框架的几何型式构造在内蒙皮7a和外蒙皮7b之间，一个框架是至少一个中间芯部元件15而第二框架是粘弹性芯部元件14。换言之，纵向部件15a和横向部件15b限定具有规则开口的网格状构造，这些规则开口完全地由各个粘弹性芯部元件14所覆盖。此种构造可以是棋盘状的。

根据一个方面，至少一个中间芯部元件15、即该中间芯部元件的纵向部件15a和横向部件15b在内蒙皮7a和外蒙皮7b之间设置在图2的附连区域12a中。因此，内蒙皮7a较佳地借助图2和图3的附连装置12经由至少一个中间芯部元件15、即该中间芯部元件的纵向部件15a和横向部件15b在附连区域12a中附连于外蒙皮7b。

此外，加强机架8、即该加强机架的纵梁10和框架9较佳地在附连区域12a中设置在内蒙皮7a上，并且借助附连装置12刚性地附连于内蒙皮7a、至少一个中间芯部元件15、即该中间芯部元件的纵向部件15a和横向部15b以及外蒙皮7b。纵梁10说明性地设置在纵向部件15a之上，并且框架设置在横向部件15b之上，以使得附连装置12并不夹持任何一个粘弹性芯部元件14。

应注意的是，可依据本领域技术人员公知常识对上文所描述实施例更改，且由此也被认为是本发明的一部分。具体地说，应注意的是，较佳地实施为半单壳结构中的一体化蒙皮加强面板的、如图1至图4所示的本发明结构加强面板6仅仅是示例性的，并且说明性地参照图1的旋转机翼飞行器、即直升飞机1中的应用来示出并描述。然而，本发明的结构加强面板可类似地适用于其它飞行器、具体地说固定机翼飞行器中的应用。此种适用落在本领域技术人员的公知常识内，本领域技术人员可将参照用于旋转机翼飞行器的半单壳结构中的一体化蒙皮加强面板解释的上述启示简单地应用于用于固定机翼飞行器的半单壳结构中的一体化蒙皮加强面板。

附图标记列表

1旋转机翼飞行器

1a多桨叶主旋翼

1b、1c旋翼桨叶

1d旋翼头部

1e旋翼轴

1f起落架

2机身

2a机舱

2b后部机身

3尾桁

3a水平稳定器

3b尾桁锥部

4反扭矩装置

4a尾部旋翼

5翼部

6结构加强面板

7受应力蒙皮

7a内蒙皮

7b外蒙皮

7c受应力蒙皮厚度

8加强机架

9框架

9a横向方向

10纵梁

10a纵向方向

11互连元件

12附连装置

12a附连区域

13舱室

14粘弹性芯部元件

14a粘弹性芯部元件厚度

15中间芯部元件

15a中间芯部元件的纵向部件

15b中间芯部元件的横向部件

16邻抵界面

17芯部元件组件