用于飞行器的能量吸收器的制作方法

专利名称：用于飞行器的能量吸收器的制作方法
技术领域：
本申请涉及用于飞行器的能量吸收器。具体地，本申请涉及一种用 于飞行器的能量吸收器，此种能量吸收器在飞行器中的应用，以及一种 用于在飞行器中吸收能量的方法。
背景技术：
在飞行器中，使用支架或附接元件来保持以及附接诸如天花板顶 衬、吊挂箱或标示物的机载设备。刚性附接元件会将产生的加速力从飞 行器主结构经过支架直接传递至所附接的机载设备，尤其是在强烈加速 的情况下一一例如发生在剧烈紊流的情况中，或者例如在紧急降落的情 况下。同样，所有作用在机载设备的力或加速度经由支架或支架系统直 接传递给飞行器结构。
已知的支架及附接其上的机载设备是基于静载荷或最大使用载荷 而静止设置的。支架的损坏一一例如，在可能发生的过大加速力的作用 下从机载设备上断裂或脱离— 一会导致对支架、机载设备或飞行器主结 构的损坏，并且更进一步地可能危及或伤害乘客、或者对可能的撤离造 成防碍。

发明内容
本发明的目的在于提供一种用于飞行器的能量吸收器，即使在强烈 的机械载荷下，所述能量吸收器也能够为机载设备或飞行器上的其它设 备提供可靠的附接。
根据本发明的一个实施方式，提供用于飞行器的能量吸收器，该能 量吸收器包括壳体以及第 一 能量吸收元件和第二能量吸收元件，第三能 量吸收元件和第四能量吸收元件，所有的四个能量吸收元件均通过塑性 变形来吸收加速度能量。能量吸收元件的塑性变形是在壳体内进行。第 一能量吸收元件设置成与第二能量吸收元件邻接，而笫三能量吸收元件 设置成与第四能量吸收元件邻接，使得各个邻接的能量吸收元件在滚动 运动过程中抵靠彼此而撑牢，即彼此支撑。
借助于至少部分地整合在壳体中的能量吸收元件，可以限制机栽设 备上的机械栽荷，机栽设备通过能量吸收器与飞行器主结构连接，而且 机栽设备可以是例如安装在乘客上方的行李箱。例如，能量吸收器可以 设计成用于吸收由于飞行器运动而产生的加速度能量。通过吸收加速度 能量，能够减小从飞行器主结构传递至机载设备或从机栽设备传递至主 结构的力。这样使得可以增加机抢的被动安全性。另外，通过使用本发 明的具有能量吸收元件的能量吸收器，由于减小了最大的可能发生的机 械载荷，所以机栽设备的构造可以以节省材料或节省重量的方式进行设 计。这样允许在载荷曲线上涉及的所有部件(例如，机栽部件、支架和 主结构)的重量最优化。另外，利用一种静态支配系统，尤其是利用通 过载荷而变形的结构，使得均匀的栽荷分布成为可能。
通过使用彼此平行布置而且一个平整地置于另一个之上的多个能 量吸收元件，可以增加力的大小。同时，可以更好地利用存在的空间， 并且不同定位的能量吸收元件(例如，片或板的形式)可以通过产生的 两条力线来实现折叠层上的更有利的力分布。
因此，利用本发明的能量吸收器，可以至少部分地吸收例如可能伴 随紧急着陆时发生的撞击冲量。因此，所引起的冲击力不会完全传递至 机载设备，而是被另外衰减或部分吸收直至限定的力的大小，从而能够 防止故障。
通过塑性变形的原理，进一步可以在正反两个方向上吸收多个撞击 冲量。换句话说，能量吸收器可以在两个方向(具体地，是从壳体拉出 以及移入壳体的方向)上进行工作，并且因此能够吸收不同方向的冲击。
可以减小向外的作用力，从而(利用适当的构造)能够取消单独的 壳体，并且能够整合在所要安装的几何结构(例如，带有帽架的蜂巢板) 中。
没有受到摩擦的表面。
根据本发明的另一示例性实施方式，能量吸收器进一步包括第五能 量吸收元件和第六能量吸收元件，它们布置成彼此邻接，从而在滚动运 动过程中它们抵靠彼此而撑牢。
因此，能够使用抵靠彼此滚动的多个吸收对，由此，能够进一步增 加力的大小，并且更加扁平的能量吸收器构造成为可能。
根据本发明的另一示例性实施方式，提供第七能量吸收元件和第八 能量吸收元件，其中将第七能量吸收元件嵌套在第 一能量吸收元件中， 以及将第八能量吸收元件嵌套在第二能量吸收元件中。
通过这种方式，可以确保使被吸收的力更好地分布在壳体上。
根据本发明的另一实施方式，壳体包括第一盖板或盖片、第二盖板 或盖片、以及用于第二能量吸收元件和第一能量吸收元件的固定支撑 件。
根据本发明的另一实施方式，第一能量吸收元件具有纵向切口或狭 缝，其中，壳体还具有安装在狭缝区域内的中间壁。
通过在片上开槽以及通过中间壁将壳体分成多个室，由此能够充分 地减小折叠层上的最大力。
根据本发明的另一实施方式，能量吸收器进一步包括第一附接区域 和第二附接区域，第一附接区域设计成用于将能量吸收器附接至主结构 以及第二附接区域设计成用于将能量吸收器附接至机载设备。
附接区域例如可以使筒便的组装成为可能。在这一点上，能量吸收 器首先可以固定安装至机身表面或舱面表面或者固定安装至主结构的 支撑元件。然后接下来，机载设备元件可以在第二附接区域与能量吸收 器永久地连接。
根据，发明的另:示例，实施 式，能量吸，收器与主结构的附接或
因此，提供例如可以简便地安装的能量吸收器。第一附接区域另外 可以具有例如爪形元件形式的轮廓，其可以插在支撑件的矩形截面上。 在这一点上，爪形元件可以设计成，例如，使得能量吸收器利用这种插 入而保持在支撑件上，从而能够支撑能量吸收器的固定重量。为了能量 吸收器的最终附接，能量吸收器于是可以借助于螺钉、铆钉、自锁销钉
或类似装置而固定至支撑件。
根据本发明的另一示例性实施方式，能量吸收器进一步具有调节元 件。该调节元件可以随着改变杠杆臂而改变能量吸收元件的弯曲半径。 通过这种方式，可以提供力的大小的改变(例如，可以对可调的恒定载 荷的大小、或者渐变的或倾斜的趋势进行调节)。
通过这种方式，通过连续改变盖片距离可以自由地调节力的级数。
另外，可以通过修改盖片的轮廓而对力-路程的级数进行独立地修 改。此外，能够对能量吸收器本身进行构造或轮廓修改，以便进一步独 立调整对力-路程的级数的修改。
例如，盖片可以具有凸起部或峰部，从而迫使能量吸收元件额外地 弯曲，这样同样可以影响力的大小。
根据本发明的另一示例性实施方式，能量吸收器具有能量吸收方 向，其中，直到超过在能量吸收方向的方向上作用的最小力(力限制器)， 才能通过能量吸收器进行能量吸收。
内部设备(例如设施或隔室等)以充分固定的方式受到支撑并具有 相对最小的栽荷，从而使其适合于常规的机上操作。在通过强烈的冲击 力使载荷增加的情况下，则建立緩冲，其中例如，能量吸收元件在吸收 方向上被拉出壳体(或被推入壳体中)。通过这种方式，可以有效地吸 收相应的强烈的冲击力。
根据本发明的另一示例性实施方式，提供了能量吸收器在飞行器中 的应用。
根据本发明的另一示例性实施方式，提供一种用于在飞行器中吸收 能量的方法，包括从壳体中拉出第一能量吸收元件、第二能量吸收元件、 笫三能量吸收元件和第四能量吸收元件，以及在拉出过程中通过壳体内 的能量吸收元件的塑性变形来吸收加速度能量，其中，第一能量吸收元 件布置成与第二能量吸收元件邻接，而第三能量吸收元件布置成与第四 能量吸收元件邻接，使得各个邻接的能量吸收元件在滚动运动过程中抵 靠彼此而撑牢。
本发明的其它实施方式在从属权利要求中给出。
接下来，将参照附图通过示例性实施方式更加详细地描述本发明。


图1A示出根据本发明的一个示例性实施方式的能量吸收器的示意 性横截面图。
图1B示出图1A中的能量吸收器的俯视示意闺。
图2A示出能量吸收器的示意性横截面图。
图2B示出图2A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图3A示出能量吸收器的示意性横截面图。
图3B示出图3A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图4A示出另一能量吸收器的示意性横截面图。
图4B示出图4A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图5A示出能量吸收器的示意性横截面图。
图5B示出图5A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图6A示出根据本发明的示例性实施方式的能量吸收器的示意性横 截面图。
图6B示出图6A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图6C示出图6A中的能量吸收器的局部放大细节。
图7A示出能量吸收器的示意性横截面图。
图7B示出图7A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图8A示出具有调节元件的能量吸收器的示意性横截面图。
图8B示出图8A中的能量吸收器的另一示意性横截面图。
图8C示出根据图8A、 8B中的构造的能量吸收器的示例性力 -路 程-级数。
图8D示出在调节元件被致动的情况下的图8A、 8B中的能量吸收器。
图8E示出根据图8D中的构造的能量吸收器的相应的力-路程 一 级数。
图9A示出具有调节元件的能量吸收器。
图9B示出根据图9A中的构造的能量吸收器的相应的力-路程 - 级数。
图9C示出调节元件在不同的致动情况下的图9A中的能量吸收器。 图9D示出根据图9C中的构造的能量吸收器的相应的力-路程 - 级数。
图IOA示出具有调节元件的能量吸收器。
图IOB示出图10A中的能量吸收器的另一横截面图。
图10C示出根据图IOA、 10B中的构造的能量吸收器的相应的力-路程—级数。
图10D示出在调节元件被致动的情况下的图10A中的能量吸收器。
图IOE示出根据图IOD中的构造的能量吸收器的相应的力-路程-级数。
图IIA示出在调节元件被致动的情况下的能量吸收器。
图IIB示出根据图IIA中的构造的能量吸收器的相应的力-路程-级数。
图IIC示出在调节元件被致动的情况下的另一能量吸收器。
图IID示出根据图11C中的构造的能量吸收器的力_路程-级数。
在下面对附图的描述中，相同的附图标记用于相同或相似的元件。
附图中的图像是示意性的而非成比例的。
具体实施例方式
图1A示出根据本发明的示例性实施方式的能量吸收器的示意性横 截面图。能量吸收器100具有下壳体部101和上壳体部102， 二者之间 安装有能量吸收器元件。
其中安装有能量吸收元件1的能量吸收器100基本上被细分成所谓 的单层结构以及所谓的多层结构，单层结构具有单片或单板(用于吸收) 或具有叠置的多片或多板，多层结构具有以彼此相对的形式行进的两个 或多个片或板(也可以分别包括叠置的多片或多板)。
因此，为了实现例如覆盖层载荷的最优化、更好的空间利用或增加
力的大小，可以使多个片中的一个套住另一个。
此外，能量吸收器100包括用于能量吸收元件1和冲击力点105-112、 115的固定支撑件103。
图1B示出图1A中的能量吸收器旋转90°后的视图。上壳体部分 或双层片102具有用于例如附接至飞行器的主结构的孔113。能量吸收 元件1具有用于例如附接至飞行器的机载设备部分的孔114。如果现在 力沿着箭头116的方向作用于壳体上，并且力沿着相反方向117作用于 能量吸收元件l上，则一旦超过已知的最小力，能量吸收元件便将通过 塑性变形被从壳体中拉出。从而吸收了能量。
在相反的方向上也具有吸收功能，具体而言就是将能量吸收元件1 压入壳体中。第一沖击点105至112和115 —方面用于盖板101、 102 的连接，而且还用于分散产生的力(由力线118和箭头119、 120标示)。
图1中所示的结构表现了单层结构的基本形式。这里，能量吸收元 件1抵靠着覆盖层101、 102而被撑牢，并且一旦到达触发力即发生变 形。
图2A、 2B示出才艮据本发明的另一示例性实施方式的能量吸收器的 横截面视图。该结构大体上设计成类似于图1中的结构。借助于片1的 切口和壳体102、 101的细分，壳体102、 101的细分是以利用中间壁202 分成多个室的方式而实现，使得力可以大幅度减小或者均匀分布。附图 标记201代表片中的切口，中间壁202在切口中移动。
图3A、 3B示出根据本发明的另一示例性实施方式的另一能量吸收 器的两个横截面视图。该结构可以被视作独立的变形原理。但是，由于 此处优选地仅一个能量吸收元件l发生变形，所以将这种结构同样归类 为单层结构。片绕过辊子301、 302、 303、 304、 305、 306、 307进行多 次穿行。辊子可以设计成能够转动，以便保持最小的摩擦效应。
图4A、 4B示出才艮据本发明的另一示例性具体实施方式
的能量吸收 器，其结构属于"双层结构"。
这里，第一能量吸收元件1在一侧抵靠着盖板102而被撑牢。提供 第二能量吸收元件3，其在另一侧抵靠着下盖板IOI而被撑牢。 一旦到 达触发力，该能量吸收元件l、 3发生变形并且抵靠彼此滚动。
图5A、 5B示出根据本发明的另一示例性实施方式的能量吸收器，
该结构大致设计成类似于图4中的结构。通过放置两个或多个片1、 2 或3、 4，可以增加力的大小。例如，因此能够吸收更大的载荷。同时， 人们可以更好地利用空间，并且不同定位的片能够通过产生的两条力线 118而实现盖板101、 102上的有利的力分布。
图6A、 6B、 6C示出能量吸收器的另一实施方式。此处，分别地， 两个(或多个)片以叠置的方式设置(1、 2或3、 4或5、 6或7、 8)。 另外，不同组的嵌套片被分别地一个置于另一个之上。片对1、 2抵靠 片对3、 4以可以滚动运动的方式被撑牢，片对5、 6抵靠片对7、 8以 可以滚动运动的方式被撑牢。
此处可以非常有利地利用结构空间。 一个置于另一个之上的多个片 通过它们自身的布置而起到类似于盖板的作用，并可以因此减小作用在 覆盖层IOI、 102上的力。
此外，通过这些片的相邻放置，在相同的力的级数的情况下可以减 小能量吸收器100的厚度(即，两个盖板IOI、 102之间的距离)。这样 能够例如将能量吸收器整合在飞行器机舱结构的夹层板中，进而可以取 消壳体。
图7A、 7B示出根据本发明的另一示例性实施方式的能量吸收器。 该结构指出一种细长设计。这里，单独的能量吸收元件l、 2、 3、 4、 9、 IO通过中央拉杆701而彼此连接。不同定位的片可以通过产生的三条力 线1181、 1182、 1183而实现盖板101、 102上的有利的力分布。
图8A到图9D示出根据本发明的另一示例性实施方式的具有调节元 件的能量吸收器。力的级数可以通过连续改变盖板距离而进行自由调 节。该调节元件系统可以使用单盖原理也可以使用双盖或多盖原理。
调节元件系统包括第一调节元件801、第二调节元件802和盖板 803，盖板803可以通过两个调节元件801和802的致动而被移动。
通过调节元件801和802的致动，盖板803能够被移动，使得能量 吸收元件1或多或少被强烈地挤压在一起。
在图8A、 8B所示的构造中，可以提供图8C中的均匀、大致恒定 的力 -路程- 级数。
在图8D所示的位置中(这里调节元件801和802被更用力地旋紧， 使得盖板803将能量吸收元件1更用力地压在一起)，可以提供图8E中
所示的力-路程-级数(高于图8C中的水平)。
在图9A所示的位置中，其中盖板803以倾斜的方式定位，可以提 供图9B所示的力的级数。这里，在消耗最小力之后，力的级数不再恒 定，而是在拉出条l时减小。相反，在将条推入时力的级数增加。
盖板803也可以具有不同的形式，例如，具有峰部或凸起部808, 这样导致片l更进一步朝区域809弯曲，从而相应地改变力-路程-级 数。
在图9C所示的构造中，提供了相反的力的级数(参见图9D)，因 此在拉出片l时，所花费的力增加(反之亦然)。
图IOA至11D示出具有调节元件801、 802、 805、 806和盖片803、 807的双层结构系统。
由图IOA、 10B中的构造所产生的力的级数在图10C中示出。在拉 出或推入片1、 3时，此处的力维持恒定。
如果将调节元件801、 802、 805、 806旋入(参见图IOD)，则提供 了增加的力的级数(参见图IOE)。
如果调节元件以不同的方式被用力旋入，如图11A所示，则提供了 在拉出时减小的力的级数(参见图IIB)。
如果相反地，将调节元件以与图11A中的构造相反的方式旋入(参 见图11C)，则提供了在拉出条l、 2时增加的力的级数(参见图IID)。
调节元件也可以通过液压挺杆、偏心盘或电动调节驱动器来代替螺 钉进行定位(参见图11A和11C )。
因此,可以非常快速地和/或才艮据单独的情况自动地调节吸收的力的 大小。
自然，还可以使用其它材料，例如柔性的、可变形的塑料或其它 的柔性的、可变形的材料/混合材料。
所示的能量吸收器还可以用来作为所谓的连接杆中的能量吸收 器。其它的应用为，例如
帽架链锁的连接杆中的能量吸收器。其具体的效果在于将松脱的 支架的力传递到置于支架前方的帽架上，从而形成这种支撑方案的冗余 设计。基本上，这些原理在永久的、强制压配合连接(限制运动)的情
况下是必需的。
起落架中的能量吸收器。 系带系统中的能量吸收器。
在用于大型着陆襟翼和方向舵的方向拉杆组中的能量吸收器。
用于座椅的能量吸收器。
用于货物固定的能量吸收器。
整合在机艙标示物的附接点中的能量吸收器。
用于APUs的能量吸收器，特別是用于APU (辅助动力单元)的附接。
用于隔墙或飞行器拦阻网的能量吸收器。
通过改变能量吸收元件的几何形状、弯曲半径和材料性质，可以 改变力的大小。此外，力的大小可以通过改变盖板的距离而进行调节。 存在持久的摩擦连接。该系统不易受环境影响。此外，该系统对于斜拉 (即，例如关于图9A中的箭头方向倾斜)不敏感，斜拉可能发生在例 如由于撞击而导致主结构变形的情况中。这里，可能发生元件/部件的 相对位移，这样会导致在拉出方向上的偏离。
应当指出，术语"包括"不排除其它元件或步骤，"一个"或"一 种"不排除多个的情况。这里与不同实施方式相关描述的元件也可以进 行结合。
还应该指出，权利要求中的附图标记不应被解释为对权利要求保 护范围的限制。
权利要求
1. 用于飞行器的能量吸收器(100)，所述能量吸收器(100)包括:第一能量吸收元件(1)、第二能量吸收元件(3)、第三能量吸收元件(5)和第四能量吸收元件(7)，其中所有四个能量吸收元件适于通过塑性变形来吸收加速度能量；壳体(101；102)；其中所述能量吸收元件(1；3；5；7)的塑性变形在所述壳体(101；102)内进行；并且其中所述第一能量吸收元件(1)设置成与所述第二能量吸收元件(3)邻接，并且其中所述第三能量吸收元件(5)设置成与所述第四能量吸收元件(7)邻接，使得各个邻接的能量吸收元件(1；3或5；7)在滚动运动过程中抵靠彼此而撑牢。
2. 如权利要求l所述的能量吸收器(100),进一步包括第五能量吸收元件和第六能量吸收元件，所述第五能量吸收元件和 所述第六能量吸收元件布置成彼此邻接，使得所述第五能量吸收元件和 所述第六能量吸收元件在滚动运动的情况下抵靠彼此而撑牢。
3. 如权利要求1或2所述的能量吸收器(100)，进一步包括 第七能量吸收元件(2)和第八能量吸收元件(4); 其中所述第七能量吸收元件(2 )嵌套在所述第一能量吸收元件(1)中；并且其中所述第八能量吸收元件(4 )嵌套在所述第二能量吸收元件(3 )中。
4. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100)， 其中所述壳体(101; 102)包括第一盖板(101)、第二盖板(102)以及用于所述第二能量吸收元件(2)和所述第一能量吸收元件(1)的 固定支撑件(103; 104)。
5. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100)， 其中所述第一能量吸收元件(1)具有纵向狭缝(201); 其中所述壳体(101; 102)进一步具有安装在所述狭缝区域内的中间壁(202)。
6. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100),进一步包括第一附接区域(113); 第二附接区域(114);其中所述第一附接区域(113 )设计成用于将所述能量吸收器(100 ) 附接至主结构；以及其中所述第二附接区域(114)设计成用于将所述能量吸收器(100 ) 附接至内部设备。
7. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100)， 其中所述能量吸收器借助于螺钉、铆钉或自锁锁定销附接至主结构或内部i殳备。
8. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100), 其中所述能量吸收器(100)进一步具有调节元件(801);并且 其中通过所述调节元件(801)能够连续地调节所述能量吸收元件(1)的弯曲半径。
9. 如前述权利要求中的一项所述的能量吸收器(100), 其中所述能量吸收器具有能量吸收方向；并且其中， 一旦超过在所述能量吸收方向上作用的最小力，则通过所述 能量吸收器进行能量吸收。
10. 如权利要求1-9中的一项的能量吸收器(100)在飞行器中的 应用。
11. 一种用于在飞行器中吸收能量的方法，所述方法包括下列步骤从壳体中拉出第一能量吸收元件(1)、第二能量吸收元件(3)、第 三能量吸收元件(5)和笫四能量吸收元件(7);通过所述壳体(101; 102)内的所述第一能量吸收元件(1; 3; 5; 7)和所述第二能量吸收元件(2)在拉出过程中的塑性变形来吸收加速 度能量； 其中所述第一能量吸收元件(1)设置成与所述第二能量吸收元件(3)邻接，并且其中所述第三能量吸收元件(5)设置成与所述第四能 量吸收元件(7)邻接，使得各个邻接的能量吸收元件(1; 3或5; 7) 在滚动运动过程中抵靠彼此而撑牢。
全文摘要
目前，典型地使用强力支架来将机载设备附接至飞行器主结构上，强力支架通常对于处理动态载荷是无效的。根据本发明的示例性实施方式，提供一种用于飞行器的能量吸收器，所述能量吸收器包括壳体以及一个或多个能量吸收元件，于是，在壳体内的能量吸收元件能够通过塑性变形来吸收撞击冲量。因此，作用于主结构的载荷受到限制，这样能够实现增加乘客的被动安全性并且实现重量减轻。
文档编号F16F7/12GK101384832SQ200780005665
公开日2009年3月11日 申请日期2007年2月7日 优先权日2006年2月15日
发明者扬·施罗德, 迈克尔·德马里, 迈克尔·沙里耶豪森, 迪尔克·洪费尔德特, 马丁·斯佩贝尔 申请人:空中客车德国有限公司