包括有能够在发生碰撞时早期破坏以增加能量吸收的支柱的用于飞行器的主要机身结构制造技术

一种用于飞行器的主要机身结构，包括：多个周向框架；地板结构，该地板结构具有连接至周向框架的横向端部；至少一个支柱，所述至少一个支柱用于对地板结构进行支承并且包括固定在周向框架上的下端部和固定在所述地板结构上的上端部，以及至少一个破坏开始元件，至少一个破坏开始元件与所述支柱相关联，包括：第一紧固装置，该第一紧固装置用于紧固至周向框架，该第一紧固装置离所述支柱的下端部一段距离；以及第二紧固装置，该第二紧固装置用于附接至所述支柱，该第二紧固装置远离所述支柱的端部。一种包括所述主要机身结构的飞行器部段和飞行器诸如飞机。

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的主要机身结构和机身部段以及飞行器
本专利技术总体涉及通过飞行器机身的主要结构的下部部分来分散来自飞行器的碰撞的能量冲击，以给予飞行器上的乘员最好的保护。因而，本专利技术涉及一种能够分散来自这种碰撞的能量的主要飞行器机身结构，特别是当冲击涉及机身的下部区域时是这样。本专利技术能够有利地应用于至少部分由复合材料的制成的主要机身结构。本专利技术特别地设计成应用于飞机的机身，特别是中等容量和高容量的客机的机身。
技术介绍
客机的主要机身结构主要由通过周向框架和纵向加强件所强化的蒙皮组成。该主要结构包括下部地板机构，该下部地板结构在其横向端部连接至周向框架并且通过支柱——有时称作支杆——的格栅来支承。以上提及的下部地板通常称作货箱地板。主要机身结构还包括乘员舱地板结构，该乘员舱地板结构通过其横向端部连接至周向框架并且也通过支柱来支承。乘员舱地板在下文中被称作主地板。图1示出了以横截面示出的这种主要机身结构10的典型示例，并且特别地示出了周向框架12、下部地板结构16的梁14、各自具有固定至周向框架12的下端部和固定至下部地板结构16的梁14的上端部以对下部地板结构16进行支承的支柱18的格栅以及主地板结构22的梁20和两个支柱24，所述两个支柱各自具有固定至周向框架12的下端部和固定至主地板结构22的梁20的上端部以对主地板结构22进行支承。下部地板结构16使得能够对飞机的行李舱26的地板进行支承，而主地板结构22使得能够对乘员舱28的地板进行支承。图2示出了以横截面观察的主要机身结构10的第二典型示例，该主要机身结构10与图1的主要结构的不同之处在于，乘员舱包括下部层面30和上部层面32，使得主要机身结构还包括设计成对上部层面的地板进行支承的上地板结构34。在飞机碰撞发生在速度——特别地关于那个速度的竖直分量——低的条件下的某些情况下，可取的是，与那个竖直分量相关联的冲击能量通过主要机身结构的限定在主地板结构22之下的下部部分最优地分散，使得机舱中的乘员所遭受的竖直冲击的影响保持在规定的限度内。为此，可取的是，在紧跟竖直冲击的第一阶段期间，主要机身结构的限定在下部地板或货箱地板之下的第一部分36压碎的同时将低水平的力传递至主要结构的限定在下部地板之上的第二部分38。该第一阶段——通常持续大约150毫秒——具有允许通过主要结构的第一部分36的吸收最大能量的目标。该第一阶段通常紧随有第二阶段，在第二阶段期间，结构的第二部分38发生变形的同时吸收第一部分不能够吸收的过剩的能量。因此，可取的是，在碰撞期间对通过主要结构的第一部分36传递至主要结构的第二部分38的力的水平进行限制，目的在于确保第二部分38不会过早地开始变形，这会限制第一部分36的压碎并且因此限制通过主要结构的整个下部部分吸收的能量的数量。在以上提及的第一阶段对传递至主要结构的第二部分38的力的水平进行限制对于减小用于抵抗所述第二部分38所要求的这些力的容量也是可取的，并且因而限制了构成该第二部分例如对主地板结构与周向框架12的元件进行支承的支柱24的质量。然而，在碰撞期间施加于主要结构的第一部分36的力的大部分通过对第一部分36进行支承的支柱18的第一部分36而传递至下部地板结构16。这些力通过下部地板的横向端部并且因而直接到达周向框架12的位于主要结构的第二部分38的基部处的区域，从而引起该第二部分的过早变形。减小对下部地板结构16进行支承的支柱18的强度会使得在碰撞时传递至主要结构的第二部分38的力的水平减小，但是该解决方案并非令人满意的，因为其需要引起在飞机的正常运行期间在下部地板上的容许负荷减小。申请人提出的另一解决方案在国际专利申请WO2009/101372A1中进行了描述。在该文件中，地板结构通过由复合材料制成的压缩梁的形式的支柱来支承，该支柱沿着竖直方向定向并且各自固定至周向框架。这些支柱各自在它们的上端部处支承角板，该角板在高水平的压缩力诸如来自碰撞的压缩力的作用下能够切割支柱。然而，该解决方案要求每个支柱能够在正常运行中支柱受到地板上的载荷所引起的压缩力时抵抗相应的角板的切割装置，使得仅在碰撞时发生支柱的切割。因而，该解决方案需要支柱的扩大尺寸，这导致机身的主要结构的总体质量的不可取的增加。此外，如以上所解释的，来自碰撞的能量冲击能够通过飞机的机身的主要结构的下部部分被大部分地吸收。在具有金属主要结构——例如由铝制成——的机身结构中，冲击能量的吸收来自构成主要结构的金属元件的塑性变形。变形的金属元件特别是蒙皮、纵向加强件、对下部地板结构16进行支承的支柱18、对主地板结构22进行支承的支柱24以及每个周向框架12的限定在主地板结构之下的下部部分。然而，在飞机的构造中使用复合材料由于下述因素而变得普遍：该因素是，这些材料允许以小的质量获得大的刚度，提供使用这些材料的飞机比金属材料制成的飞机更优质的性能。因而，已经提出使用这种复合材料来构造机身主要结构的主元件，特别是周向框架、蒙皮和纵向加强件。然而，使用这些复合材料不允许这些结构构件如金属制成的元件发生变形那样发生塑形变形。相反，当它们受到大的冲击时，这些元件通常经历爆炸性破坏(failure)，从而导致吸收相对低的能量水平。使用已知类型的主要机身结构，已知类型的主要机身结构的主元件由复合材料制成，因而显著地减小了在碰撞中能够通过该结构吸收的能量的数量，特别是碰撞发生在机身的在该机身的中央纵向轴线正下方的腹部的情况下更是如此，所述情况对应于认证机构通常所使用的情境。
技术实现思路
特别地，本专利技术的目的在于提供一种针对这些问题中的全部或部分的简单、经济和有效的解决方案，使得以上提及的缺点至少部分地被避免。因而，本专利技术的目的在于一种用于飞行器的主要机身结构，该主要机身结构具有吸收来自竖直碰撞型冲击的能量的最优容量。本专利技术的目的在于一种具有低质量的用于飞行器的主要机身结构。为此，本专利技术提出了一种用于飞行器的主要机身结构，包括：–多个周向框架；–第一地板结构，该第一地板结构具有连接至周向框架的相对的横向端部；以及–用于支承第一地板结构的至少一个支柱，所述支柱具有固定至所述多个周向框架中的周向框架的下端部，以及固定至第一地板结构的相对的上端部。根据本专利技术，主要机身结构包括至少一个破坏开始元件，所述至少一个破坏开始元件包括：第一紧固装置，破坏开始元件通过第一紧固装置固定至所述多个周向框架中的周向框架，该第一紧固装置与支柱的下端部相距一定距离；以及第二紧固装置，破坏开始元件通过第二紧固装置固定在所述支柱上，该第二紧固装置与支柱的端部相距一定距离，使得破坏开始元件在径向方向且相对于主要机身结构的纵向轴线向内地定向的冲击力的作用下施加给所述支柱以虚力——即横向力，以有利于受到来自所述冲击力的压缩力的支柱的屈曲的早期破坏。由于破坏开始元件以与支柱的端部相距一定距离而固定至支柱并且以与支柱的下端部相距一定距离而固定在周向框架上，破坏开始元件使得能够在大致沿着主要机身结构的纵向轴线的径向方向且相对于主要机身结构的纵向轴线向内定向的冲击力的作用下施加给支柱以横向力。这种虚力相对于支柱的纵向方向横向地定向——即，以非零角度，并且优选地大于30度——定向，并且因而使得能够有利于受到压缩力的支柱的屈曲的早期破坏。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器的主要机身结构（40），包括：?多个周向框架（42a，42b）；?第一地板结构（16），所述第一地板结构（16）具有连接至所述周向框架的相对的横向端部（48）；以及?至少一个支柱（50a，50b），所述至少一个支柱（50a，50b）用于对所述第一地板结构（16）进行支承，所述支柱包括固定在所述多个周向框架的周向框架上的下端部（56）以及固定在所述第一地板结构上的相对的上端部（54），所述主要机身结构特征在于，所述主要机身结构包括至少一个破坏开始元件（58a，58b），所述至少一个破坏开始元件（58a，58b）包括：第一紧固装置（78），所述破坏开始元件通过所述第一紧固装置（78）远离所述支柱的所述下端部（56）地固定在所述多个周向框架中的周向框架（42a，42b）上；以及第二紧固装置（79），所述破坏开始元件通过所述第二紧固装置（79）远离所述支柱的所述端部（54，56）地固定在所述支柱（50a，50b）上，使得所述破坏开始元件（58a，58b）在大致沿着径向方向且相对于所述主要机身结构的纵向轴线（51）向内地定向的冲击力（92）的作用下给所述支柱（50a，50b）施加横向力（96），以有助于所述支柱受到由所述冲击力（92）引起的压缩力（98）而屈曲导致的早期破坏。...

【技术特征摘要】
2012.06.28 FR 12561801.一种用于飞行器的主要机身结构(40)，包括：多个周向框架(42a，42b)；第一地板结构(16)，所述第一地板结构(16)具有连接至所述周向框架的相对的横向端部(48)；以及至少一个第一支柱，所述第一支柱用于对所述第一地板结构(16)进行支承，所述第一支柱包括固定在所述多个周向框架的周向框架上的下端部(56)以及固定在所述第一地板结构上的相对的上端部(54)，所述主要机身结构特征在于，所述主要机身结构包括至少一个破坏开始元件(58a，58b)，所述至少一个破坏开始元件(58a，58b)包括：第一紧固装置(78)，所述破坏开始元件通过所述第一紧固装置(78)远离所述第一支柱的所述下端部(56)地固定在所述多个周向框架中的周向框架(42a，42b)上；以及第二紧固装置(79)，所述破坏开始元件通过所述第二紧固装置(79)远离所述第一支柱的上端部(54)和下端部(56)固定在所述第一支柱上，使得所述破坏开始元件(58a，58b)在相对于所述主要机身结构的纵向轴线(51)大致沿着径向方向向内定向的冲击力(92)的作用下给所述第一支柱施加横向力(96)，以有助于所述第一支柱受到由所述冲击力(92)引起的压缩力(98)而屈曲导致的早期破坏。2.根据权利要求1所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)的所述第二紧固装置(79)与所述第一支柱的上端部(54)和下端部(56)分离开下述距离(d1，d2)：所述距离(d1，d2)大于或等于所述第一支柱的总长度(L)的25％。3.根据权利要求1或2所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)包括具有两个相对端部(68，70)的压缩梁，其中，所述第一紧固装置(78)和所述第二紧固装置(79)分别定位在所述两个相对端部(68，70)处。4.根据权利要求3所述的主要机身结构，其中，所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁沿着下述方向(D1)延伸：所述方向(D1)与所述第一支柱的纵向方向(D2)形成有处于45度与145度之间的角度(α)。5.根据权利要求3所述的主要机身结构，其中，所述第一支柱和所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁垂直于所述主要机身结构(40)的纵向方向(X)延伸。6.根据权利要求4所述的主要机身结构，其中，所述第一支柱和所述破坏开始元件(58a，58b)的所述压缩梁垂直于所述主要机身结构(40)的纵向方向(X)延伸。7.根据权利要求1所述的主要机身结构，其中，所述多个周向框架包括至少一个能量分散周向框架，所述至少一个能量分散周向框架包括至少一个有角度的区段(80)，所述至少一个有角度的区段(80)由金属材料制成并且周向地延伸至穿过所述第一支柱的所述下端部(56)的纵向虚线(100)的两侧。8.根据权利要求7所述的主要机身结构，其中，由金属材料制成的所述有角度的区段(80)延伸至穿过所述主要机身结构(40)的纵向轴线(51)的竖直平面(V)的两侧。9.根据权利要求8所述的主要机身结构，其中，所述第一地板结构是下地板结构，...

【专利技术属性】
技术研发人员：杰罗姆·米利埃，让马克·福雷，埃德蒙·弗罗热，克里斯蒂安·佩克特，桑德里纳·蒙路易博奈尔，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：