航空器内部结构零件与航空器机身之间的连接装置的制作方法

专利名称：航空器内部结构零件与航空器机身之间的连接装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空器内部结构零件与航空器机身表皮间的连接装置。
背景技术：
航空器机身一般由机身表皮形成，机身表皮由一些结构零件加固，结构零件如纵 向加固件(桁条)和横向加固件(框架)。纵向加固件通过不同组装技术与表皮连接焊 接、铆接等。至于横向加固件，则通过夹具与表皮连接。 当航空器在地面时，航空器可能承受来自于它们的外界环境的损害。因此，例如，在航空器周围行驶的跑道车辆如机上人员装载车或托盘式转运机 (transbordeurs de palettes)，都可能造成对航空器机身的碰撞。
对机场设备如登机和下机用的舷梯也是一样。大部分碰撞发生在舱门附近的周边环境，通常在门周围约三米的机身周边区域 中。当航空器机身表皮主要是金属(一般具有延展性的铝合金)时，机身表皮受到的 外部碰撞会留下痕迹，这些痕迹可能使得出现局部凹陷。出现这些从外部可看见的缺陷导致必须通过去掉蒙皮和内部隔绝层从外部和从 内部进行深入的可视检查。可选地，可进行非破坏性的检测作业，如利用称为傅科(Foucault)涡电流的方法 寻找裂纹，以便确证是否碰撞未导致肉眼看不见的其它损伤。当航空器机身表皮由复合材料如碳纤维加强的塑料制成时，表皮所承受的碰撞不 会必然留下外部痕迹。但是，碰撞可能导致产生构成表皮的复合蒙皮的不同层之间的分层。这些层因而 分开，这会降低表皮的抗压及抗剪强度。该现象甚至会造成固定于表皮的结构零件(如框架和桁条)断裂。专利FR 2 666 895描述了一种可记忆并检测碳基复合材料制零件受到的碰撞的 方法。尽管该方法非常令人满意，但是该方法不能防止机身表皮受到的碰撞影响到与表 皮相邻的结构元件。

发明内容
本发明的目的旨在阻止或在任何情况下限制碰撞对邻近机身表皮的结构零件的影响。为此，本发明的目标是具有至少一用于旅客进入航空器的门的航空器，其特征在 于，该航空器具有至少一在航空器内部结构零件与航空器机身表皮之间实现连接的连接装 置，连接装置就位于门的内周边附近、在易受外部碰撞的区域中，并且连接装置具有至少一压缩脆弱区，以便吸收机身表皮外表面所承受到的碰撞，所述连接装置另外构造成用以抵 抗得住由航空器内部压力施加在机身表皮内表面上的拉张力。因此，在机身表皮承受外部碰撞的情况下，装置的脆弱区用作切断保险器和断裂， 以避免施加在机身上的外部压缩应力传播到相邻的结构并使其受损。当结构零件(例如框架)受损时，其复原在时间和成本上可能都是很沉重的，并 且需要航空器停飞。本发明可以克服该缺点，因为只需更换已破坏的连接装置。
需要指出的是，所述区域在沿基本垂直于机身表皮的轴线方向的轴向压缩方面被 削弱。根据一特征，该装置包括两个元件，这两个元件中的至少一个具有所述至少一个 压缩脆弱区。更特别的是，所述装置包括第一元件和第二元件，第一元件具有所述至少一压缩 脆弱区，第二元件构造成用于抵抗拉张力。因此，减弱的抗压强度的功能和抗拉强度的功能分开，并且每种功能通过一种不 同的元件保证。根据另一替换的特征，装置两个元件中的每个元件都具有所述至少一个压缩脆弱 区并且都构造成用以抵抗得住拉张力。因此每个元件保证两种功能。要指出的是，装置可包括多于两个的元件。在这种情况下，能量吸收区域可在这些 元件中的一个或多个上。根据一特征，装置包括唯一元件，该唯一元件包括所述至少一压缩脆弱区并被构 造成用以抵抗住拉张力。因此该装置比起有两个或多于两个元件的装置应用更简单。为了削弱装置构成元件的抗压强度，多个孔或眼实施在装置中，例如实施在装置 的一个或多个元件中。一般在元件的厚度中进行材料的去除，而所述厚度是按与轴向压缩方向垂直的方 向所考虑的。根据一特征，所述装置包括一个或多个内部结构稳定器，以防止内部结构的摆动 运动。该稳定功能的目的是阻止内部结构元件(框架、桁条等)在外力作用下倾倒的自 然趋势。更特别的是，所述装置包括用于固定在机身表皮上的第一端部部分、用于固定在 内部结构零件上的第二端部部分、和与其它两个部分连接并具有至少一轴向压缩脆弱区的 第三中间部分。无论装置包括两个元件还是只有单个元件，这些部分可位于上述两个元件中的每 个元件上，或者只位于其中之一上。当装置包括两个元件时，三个部分不必都在两个元件上。根据一特征，第一端部部分延伸在与机身表皮内表面平行的第一方向上，第二端 部部分延伸在与第一方向垂直的第二方向上。根据另一特征，第三中间部分可延伸在与第二方向基本平行的方向上，或者(在当该第三部分由多个部分形成时)该第三中间部分可延伸在基本平行于第二方向或相对第二方向倾斜的多个方向上。将会发现，第二方向相应于轴向方向，装置的所述区域沿该轴向方向构形成用以 具有有意减小的轴向压缩强度。另外应注意的是，装置的抗拉强度一般由装置受力部分的适当厚度保证。因此，装置的整体形状为把航空器的内部结构零件连接至机身表皮上的角形件。角形件的沿其厚度看的形状可根据不同实施方式和赋予装置构成元件的功能而变化。要指出的是，所述装置特别位于被门封闭的开口周边的区域中，当登机和下机舷 梯靠近运动时该区域容易受到碰撞。


随着下面仅作为非限定例子给出的并参照附图进行的描述，可以了解其它特征和 优点，附图中-图1是航空器的整体示意图；-图2a是航空器乘客门的整体示意图；-图2b是航空器货舱门的整体示意图；-图3a是按本发明的装置的一实施方式的整体示意图；-图3b是图3a装置的侧视图；-图4a是按本发明的装置的另一实施方式的整体示意图；-图4b是图4a装置的侧视图；-图5是图3a和3b装置的一实施变型的示意透视图；-图6是图4a和4b装置的一实施变型的示意透视图；-图7a、7b和7c分别是按本发明的装置的另一实施方式的横截面示意图、侧视示 意图和透视示意图。
具体实施例方式如图1所示并用标注为10的总附图标记表示的航空器包括机身12和多个用于机 上进出的门和舱盖14、16、18、20、21。本发明特别适用于乘客和机组人员进出航空器的航空器门、以及行李、货物和食 品由此运上机的其他的开/关用的舱门或舱盖(货盘舱、散装舱等)。当航空器在地面时，这些各种门和舱盖容易受到损伤。实际上，货舱装卸用及人员登机和下机用的机场设备和设施在进行靠近操作时可 能碰撞到航空器的机身。受到碰撞的区域为在机上进出用的门、舱盖、舱口等周边的区域。在图2a上示出乘客用的机上通道门Pl，并且用虚线表示出易受到来自地面设备/ 设施的碰撞的周围区域Z1。该区域专用于舷梯对接，并通过ISO-DIS 7718标准确定。在区域Zl中，位于门Pl的开口两侧(飞机前部在门的左侧)的竖直的点划线Li、 L2、L3、L4、L5、L6、L7表示这样的位置加固框架(在飞机内部的且加强机身的结构零件或结构元件)沿这些位置布置。这些不同位置两两间隔开通常在500mm至635mm之间的间距。区域Zl的高度一般约为3500mm，长度约为4500mm。
紧邻门周边的第二区域Z2以已知的方式通过直接固定在机身表皮上的一些框架 进行加固。按本发明的连接装置可沿位置Ll至L7固定在区域Z2以外，即相对于该区域Z2 侧向地、和在该区域之上及之下地布置。例如沿区域Zl的高度，将多个装置按照彼此分开 大致规则的距离的方式加以布置。在图2b上，示出货舱通道门/盖P2 (飞机前部在门的右侧)，并且用虚线表示出环 绕该门的区域Z3，该区域Z3易受到来自机场设备/设施的碰撞。区域Z3专用于托盘式转 运机的对接。门P2例如相应于图1的门21。在区域Z3中，位于门P2的开口两侧的竖直的点划线L’ 1、L’ 2、L’ 3、L’ 4、L’ 5、
L’ 6表示这样的位置加固框架沿这些位置加以布置。紧接门周沿的第二区域Z4 (和图2a的区域Z2 —样)通过直接固定在机身表皮上 的一些框架加固。符合本发明的装置也可以沿位置L’ 1至L’ 6设置在周边区域Z4之外。图3a和3b上示意性示出的装置或连接器(clip) 20例如安置于图2a和2b所示 的未加固对接区中。该装置将航空器内部结构的加固零件连接于机身表皮或机身壁22。特别是，图3a和3b的加固零件是作为横向加固件的框架24，并且只看到该框架 24的在横截面上呈开放C形的形状(图3a)。框架本体沿方向Al纵向地延伸(图3b)。在图1和2的方位标中，方向Al对应于竖向。装置20包括两个相连结的不同元件26和28，元件26和28每一个都具有在横截 面上呈角型材或反L形的整体形状，以便这些元件能很容易地一方面固定至框架24和壁22 而另一方面互相固定。因此，每个元件26、28包括第一端部部分26a、28a，所述第一端部部分在与机身表 皮22的内表面22a平行的方向A2上延伸，以便被固定于该内表面。更特别的是，第一元件26的第一部分26a通过它的外表面与内表面22a接触，而 第二元件28的第一部分28a靠着第一部分26a的内表面定位。例如为螺栓-螺母型的常规固定部件30把这两个元件组装在表皮22上。要指出的是，机身表皮可以是复合材料(碳等)或金属制的。每个元件26、28还包括第二部分26b、28b，所述第二部分总体上在垂直于方向A2 的方向A3上延伸，以便能被固定在框架24的本体上，特别是固定在框架的大的纵向外表面 上。更特别的是，元件26的第二部分26b通过它的外表面与框架24的纵向外表面接 触，并且例如通过机械固定件如螺栓、铆钉或者通过粘附，元件26的第二部分26b固定于该 纵向外表面。元件28的第二部分28b通过其外表面的称为端部的部分，与第二部分26b的内表面接触，并且例如通过机械固定件如螺栓、铆钉或通过粘附，使第二部分28b固定于该内表面。第一元件26还包括第三中间部分，该第三中间部分包括压缩脆弱区26c。该区呈相对轴向压缩方向垂直地(方向A2)、在方向A3上延伸的褶皱或波纹的形式。该褶皱26c在元件26的一大部分长度上纵向(沿方向Al)地延伸，甚至延伸在其 整个长度上(图3b)。由于该预弯曲形状提供极小的抗外轴向压缩力(用箭头F表示)的强度，第一元 件26将在这种力(碰撞)的作用下倒塌并断裂，因此起到切断保险器或能量吸收器的作用。至于第二元件28，它被构造成抵抗得住舱内部压力所引起的拉张力(用箭头T表 示)。为此，它的尺寸(长度、厚度)是经过适配的。要指出的是，在该实施例中，第二元件28还由于其小厚度(按横截面所取的尺寸) 在抗压缩方面被削弱。但是，第二元件的厚度被调适，以便不提供大于第一元件抗压强度的抗压强度。因此，在表皮22上的轴向碰撞(箭头F)的情况下，直的角形件形式的元件28将 首先断裂，而波状角形件形式的元件26将通过变形吸收碰撞能量，以保护与壁相邻并与壁 连接的内部结构24。将注意到，知道连接器(装置20)已起到它的保护作用并已断裂是很有用的。为此，“断裂线”类型的检测机构或应变仪集成在连接器中，或者固定在连接器上。 该机构与连接器的构成元件中的一个和/或另一个相连接，并承受这些元件所承受的变 形。因此该机构将变形直至其断裂(在连接器承受的最大变形下得到)，这将启动向 航空器机载的维护计算机(航空器的监测信息系统)发送信号。文献FR 2 666 895描述 了一种可用于上述例子中的碰撞检测方法。另外，装置20的两个元件或零件例如由复合材料制成。可选地，这两个元件或零件也可由如通过适当镀膜保护防止电蚀的轻金属合金的 金属材料制成。例如，这些元件由钛制成，并且这些元件中每一个的厚度根据这些元件在其应用 时所承受的力(通常力和导致变形的力)予以确定。应注意的是，可通过其它方式如在元件厚度中制出孔眼来使第一元件脆弱化。第一元件也可按两个相互形成一倾斜角的部分的方式实现，并且这两个部分之间 的连接区可以变薄，以便提供较小的抗轴向压缩强度。例如，框架24的高度约为85mm，并且装置20沿纵向方向Al的长度例如为150mm。图4a和4b上示意性示出的装置40将结构元件(框架24)保持在位，该结构元件 借助唯一连接元件以相邻方式连接至机身表皮22。唯一连接元件既保证适于抵抗通常力的拉伸力机械强度的功能，同时又保证弱小 的轴向压缩机械强度的功能。该元件在横截面(图4a的平面)上的总体形状为倒T形，并且该元件沿方向Al 纵向延伸(图4b)。
元件40可看作是两个呈倒置波状角型件形式的子元件的结合，这两个子元件沿 方向Al —个布置在另一个之后，其中的一个子元件的整体形状为L形而另一个子元件的整 体形状为反L形。整体形状近似于图3a和3b的元件26的整体形状的每个子元件具有弧形或弯曲 的中间部分(居中部分)，以便具有对于外轴向应力(F)的预弯曲特性。两个弧形的中间部 分42a和42b具有彼此相反的凹部，并且这两个中间部分分别被形成底部(端部部分)42c 和42d的平坦部分延长，底部42c和42d通过机械固定件(铆钉或螺栓)或者通过粘附固 定于表皮22的内表面22a。由一弧形中间部分和一底部构成的每个组件形成支腿。
这些子组件在其上部分42e聚合(图4b)，以便只形成单一零件。上部分在某种程度上形成一公共的本体或区部，支腿连接到该公共的本体或区 部。上部分42e (端部部分)通过固定机构如机械固定件(铆钉或螺栓)或通过粘附， 固定于框架24的外纵向表面。该上部分以可选择的方式在它的厚度中具有眼或孔44，以便削弱其抗轴向压缩强度。减轻的上部分42e的轮廓必要时包括波纹或齿牙，以稍微减小零件质量，并因此 减轻机载重量。另外，在一方面两个弧形支腿42a和42c、与另一方面42b和42d之间，设置有沿方 向A3的笔直的缝隙46，以便进一步降低装置40的抗压强度并赋予该装置附加的柔韧性/ 弹性。因此，连接装置40借助其两支腿的弧形部分42a、42b和可能的孔眼44，在压缩方 面被削弱，以便吸收轴向碰撞的能量并因此保护框架24。在该实施方式中，装置40的抗拉张力T的强度通过大于图3a的元件28 (直角形 件)厚度的其厚度而获得。因此力求通过减轻孔眼和周边齿牙减小装置重量，以补偿增厚。要指出的是，装置可包括多于两个的交替向前和向后的相继的弧形支腿，这些支 腿通过缝隙相互分开并固定于本体42e。在该实施方式中，结合图3a、3b所述的断裂检测机构类型的一个或多个断裂检测 机构可与装置40相结合。图5表示图3a和3b的装置20的一实施变型。在该变型中，连接装置50的第一压缩脆弱元件与(波状角形件形式的)第一元件 26相同，并保留相同参考数字。装置50的第二元件52集成除装置20的第二元件28保证的功能(抗拉强度)外 的一辅助功能。该第二元件52包括与(直角形件形式的)第二元件28几乎相同的部分52a，该部 分52a将叠置在第一元件26的大内表面上。第二元件52还包括稳定部分52b，稳定部分52b垂直于部分52a的大表面、并因此 垂直于框架24延伸(在横截面中)。该横向延伸部的作用是防止框架24在承受通常力时朝表皮22方向横向摆动(倾斜)。要指出的是，该延伸部实施成第二元件的一弯折(通过折叠得到)的形式，该弯折 从第二元件的高部分延伸，直到其与连接至壁22的桁条54相接触的低部分。这样构成的稳定器通过将框架利用机械固定件(螺栓或铆钉)连接于一桁条而实 现对框架的撑固。稳定器的总体形状为三角形或梯形，并且该稳定器通过至少两个固定件固定在桁条上.ο图6表示图4a和4b的装置40的一实施变型，其包括与图5所示稳定器相类似的 结构稳定器。在该变型中，连接装置60包括本体62a，本体62a固定于框架24并且必要时如图 4b的本体42e那样穿有开口。如同图4a、4b的弧形支腿那样，三个弧形支腿62b、62c和62d联接于本体62a，它 们接连地交替具有时而朝前、时而朝后的凹面。三个弧形支腿62b、62c和62d被相应的缝隙64、66两两地纵向隔开。通过与图5稳定器52b的弯折相类似的垂直弯折62e保证稳定功能。图7a、7b和7c所示的装置70示出本发明的第三实施方式。该装置由两个彼此支 靠的元件72、74形成，这两个元件一方面固定在航空器的内部结构24上，另一方面固定在 壁22上。每个元件72、74包括部分72a、74a，该部分延伸在由方向Al和A3形成的平面中， 以便能被固定于框架24的本体，特别是固定在其大的纵向外表面上。两个相应部分72a、74a形成所涉及元件的本体，并且例如通过螺接或铆接而相互 固定。至于部分74a，它则直接固定在结构元件24上。每个元件72、74还包括中间部分72b、74b，中间部分72b、74b相对于由方向Al和 A3形成的平面倾斜并且分别从部分72a、74a起朝机身壁22的方向延伸。形成底部的平坦部分72c、74c从倾斜部分72b、74b起平行于表皮22地延伸，并与 该表皮接触，以便通过固定机构如机构76(与图3a的机构30类似)固定于表皮22。完全如同连接器(clip)40的弧形部分42a和42b那样，中间部分72b、74b构成连 接器70的腹芯部。但它们在拉伸方面比弧形部分42a和42b更稳定，因为它们可被相对位 于部分72b和74b之间的中间平面对称的倾斜力拉紧。相对轴向压缩方向(F)倾斜延伸的中间部分72b、74b，由于多个减轻孔眼78的存 在而具有压缩脆弱性。在元件72、74的厚度中形成的这些孔眼基本沿纵向方向Al排齐。要指出的是，为减小按本发明的连接装置的抗压强度而形成孔眼(图4b、6和7b) 是一种实施特别简单的方式。可以考虑其它去除材料的方式，例如，在装置的构成元件中加工适当的切口。因此，每个元件72、74同时被构造成(通过其厚度)具有足够的抗拉力强度和对 于轴向压缩力(沿F)的脆弱性。要指出的是，完全和图3a和3b的元件28 —样，元件72的尺寸相较于元件74尺 寸减小，这是为了将元件24、74、72的腹芯部覆盖减到最小，并因此减轻质量。如在该例中那样，构件74a可能需要多条按通过力流的固定线。另外，元件72的厚度小于或等于元件74的厚度，因为通过更多固定件连接的构件 74将传递更多力。如图7b和7c所示的，从元件74通过直角折叠形成的弯折74d沿方向A2和A3横 向延伸。该弯折的作用是在朝左和朝表皮22方向(图7a)摆动的情况下稳定框架24。该弯折的形状和功能类似于图5和6的弯折的形状及功能。另外，在元件72与稳定器74d之间设有切口 80，以允许在两个方向上进行折叠 (稳定器的折叠和元件74的折叠)并避免相邻桁条脚的凹形槽。适于注意到的是，按本发明的连接装置/连接器可具有这里未示出的不同形式， 条件是这些形式中的每一个均提供有意的压缩脆弱性和足够的抗拉机械强度。按本发明的装置可被用在来自外界的碰撞可能损坏航空器壁以及与该壁相邻安 装的内部元件的航空器区域中。
权利要求
具有至少一用于乘客登入航空器的门(14、16、P1)的航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一在航空器内部结构零件(24)与航空器机身表皮(22)之间实现连接的连接装置(20；40；50；60；70)，所述连接装置就位于所述门的内周边附近易受到外部碰撞的区域(Z1)中，并且所述连接装置具有至少一压缩脆弱区(26c；42a；42b；62b；62c；62d；72b；74b)，以便吸收机身表皮外表面所承受的碰撞，所述连接装置另外构造成用以抵抗由航空器内部压力施加在机身表皮内表面上的拉张力。
2.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述连接装置包括两个元件(26、28;72、 74)，这两个元件中的至少一个元件具有所述至少一压缩脆弱区。
3.如权利要求2所述的航空器，其特征在于，所述连接装置包括具有所述至少一压缩 脆弱区(26c)的第一元件(26)和构造成用以抵抗拉张力的第二元件(28)。
4.如权利要求2所述的航空器，其特征在于，所述连接装置包括两个元件(72、74)，这 两个元件中每个都具有所述至少一压缩脆弱区(72b、74b)并且都被构造成用以抵抗拉张 力。
5.如权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述连接装置包括唯一一个元件(40； 60)，该唯一一个元件具有所述至少一压缩脆弱区并被构造成用以抵抗拉张力。
6.如权利要求1至5中任一项所述的航空器，其特征在于，减轻孔眼(44；78)制成在 所述连接装置中，以削弱其抗压强度。
7.如权利要求1至6中任一项所述的航空器，其特征在于，所述连接装置具有至少一内 部结构稳定器(52b ；62e ；74d)，以防止所述内部结构的摆动运动。
8.如权利要求1至7中任一项所述的航空器，其特征在于，所述连接装置包括用于固 定至所述机身表皮(22)的第一端部部分、用于固定至所述内部结构零件(24)的第二端部 部分、和与其它两部分连接并具有至少一轴向压缩脆弱区(26c ；42a ；42b ；62b ；62c ；62d ； 72b ； 74b)的第三部分。
9.如权利要求8所述的航空器，其特征在于，所述第一端部部分在与所述机身表皮内 表面平行的第一方向上延伸，而所述第二端部部分在与所述第一方向垂直的第二方向上延 伸。
10.如权利要求9所述的航空器，其特征在于，所述第三部分在与所述第二方向基本平 行的方向上延伸。
11.如权利要求9或10所述的航空器，其特征在于，所述第二方向相应于轴向方向，所 述连接装置的所述至少一压缩脆弱区沿该轴向方向被构形成具有减小的抗轴向压缩强度。
12.如权利要求1至11中任一项所述的航空器，其特征在于，所述连接装置的整体形状 为将所述航空器内部结构零件连接到所述机身表皮的角形件。
全文摘要
具有至少一用于乘客登入航空器的门(14、16、P1)的航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一在航空器内部结构零件(24)与航空器机身表皮(22)之间实现连接的连接装置(20；40；50；60；70)，所述连接装置就位于所述门的内周边附近易受外部碰撞的区域(Z1)中，并且所述连接装置具有至少一压缩脆弱区(26c；42a；42b；62b；62c；62d；72b；74b)，以便吸收机身表皮外表面所承受的碰撞，所述连接装置另外构造成用以抵抗由航空器内部压力施加在机身表皮内表面上的拉张力。
文档编号B64C1/12GK101861269SQ200880116241
公开日2010年10月13日 申请日期2008年11月14日 优先权日2007年11月16日
发明者A·德佩热 申请人:空中客车运营公司