冲击抵抗和损坏容限改善的飞行器机身段制造技术

冲击抵抗和损坏容限改善的飞行器机身段。本发明专利技术涉及一种经受外部物体冲击的飞行器机身段(32)，该飞行器机身具有有至少一个竖直对称平面(A-A)和中心纵向轴线的弯曲形状，并包括蒙皮(35)和布置成垂直于所述纵向轴线(33)的多个环形框架(37)，飞行器机身段(32)还包括安装飞行器支撑结构(41，43)上的至少一个内部网状结构(51，53)，其中所述支撑结构包括附接到所述蒙皮(35)并与所述环形框架(37)互连的纵梁(39)，所述内部网状结构(51，53)布置成用于与所述蒙皮(45)形成至少一个封闭的隔室(75)，以提高其对于所述冲击的抵抗力以及其损坏容限。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】冲击抵抗和损坏容限改善的飞行器机身段
本专利技术涉及一种抵抗外部物体的冲击并容忍由其引起的损坏的机身段，尤其涉及 一种由具有旋转叶片的发动机推动的飞行器的机身段，其中叶片或其它发动机碎片能够被 脱落并损坏所述机身段。
技术介绍
由包含外部旋转叶片(称为螺旋桨）的发动机推动的商用和军用的飞行器（ATR， C295，A400M等…。）是已知的。在其它的情形中（CBAvectorl23，SARA，AVANTI)，这样的发 动机位于飞行器的后部。 具有旋转的外部叶片的发动机带来的一个问题是，当安装在飞行器上时相关的故 障事件例如叶片脱落事件（即，发动机的外部叶片脱落并撞击机身的事件)、意外的发动机 转子故障事件（即发动机的内部转子的部件断裂的事件，其脱落并撞击机身，这也发生在常 规的涡扇发动机中，其中风扇叶片不在外部，而是置于风扇罩内部的通道中)，或者高能发 动机碎片脱落并撞击机身的事件。 这些事件会产生极大的损坏，其中机身结构的相当大的区域被移除，从而对于飞 行器的安全来说会导致危险状况。 试航要求对于这样的事件的安全性有着非常严格的限制，这驱使机身设计能够抵 抗这样的损坏事件并保证继续安全飞行并安全着陆，不会导致灾难性的事故（即，机身应 该是耐冲击且容忍较大损坏的)。 当发生发动机的故障时，高能碎片会脱落并冲击机身。机身不但需要承受这样的 冲击，而且需要在产生损坏后利用降低的结构强度承受之后发生的载荷。这些载荷形成在 继续安全飞行和到最近机场的着陆任务中(称为回家任务)。 该回家任务的一个特征载荷情形是发动机故障的结果。在该紧急情况中，飞行器 在飞机的对称平面外仅用一个发动机产生向前的推力。这样的推力会产生偏航力矩，其必 须用尾翼的坚直尾部安定面产生的侧方空气动力来平衡，从而使得飞行器能够继续以受控 的安全方式飞行。由于坚直尾部安定面位于飞行器的后部、后机身上方，该侧方的空气动力 产生了沿着后机身的重要的扭矩。 在发动机安装在飞行器后部的情形中，当损坏发生在后机身结构上时，该增大的 扭转载荷变得尤其的关键。这些载荷需要由变弱的损坏机身来承受，特别是抗扭强度减小 相当多，因为抵抗段从对扭矩特别优秀的完整封闭段转变成抗扭强度能力减小很多的损坏 的敞开段。 在发动机安装在机翼上的情形下，损坏发生在机翼前部的中部机身上。在机身的 该区域中，尽管该位置没有发动机安装在后部上时关键，但是该位置也很危险，因为这里没 有任何来自机翼的扭距载荷增加。 出现在回家任务中的其它载荷来自移动，强风和惯性也在机身段上施加了很大 的弯曲和扭转力矩。 toon] 当飞行器遭受由其它的高能分散源的冲击导致的损失时，例如形成在发动机叶片 上的脱落的冰块或飞行器脱落的碎块，例如杂物或轮胎碎片，会发生相似的情形。 当具有高能的外部物体击中机身时，例如撞鸟的情形、严重的飞行冰雹冲击或弹 道抛射物冲击，也会发生相似的情形。 这些事件也会在特定机身段上产生极大的损坏，其中机身结构的相当大的区域被 移除，从而对于飞行器的安全来说会导致危险状况。 众所周知，重量是航空工业的一个基本方面，因此目前的趋势是使用轻的不连续 的离散加强结构来代替不可能优化重量不利的连续结构，特别是使用复合材料来代替甚至 用作主要结构的金属材料。 航空产业中最常使用的复合材料包括嵌入预浸渍或预浸处理材料形式的热固性 或热塑性树脂的纤维束或纤维。其主要的优点在于： 相对于金属材料它们具有高的比强度。其为等式强度/重量。 它们对于疲劳载荷的优异性能。 由于材料的各向异性所导致的结构优化的可能性以及在不同取向组合纤维的可 能性，使得所设计的元件具有根据所施加载荷调节至不同要求的不同机械特性。 相比常规的轻的金属材料如铝，复合材料的缺点在于其低的抗冲击能力和损坏容 忍能力。复合材料不具有如金属材料所具有的塑形性能，且当变形时不能吸收高的应变能 量。 因此，需要复合材料制成的机身结构能够满足以上提及的需求。 W02009/068638公开了由复合材料制成的抗冲击机身，包括外蒙皮和内蒙皮，两个 蒙皮借助于构成多隔室结构的径向元件连结，从而在所述飞行器的后部提供需要的抗扭强 度。 本专利技术也关注与复合材料制成的机身的抗冲击和损坏容忍相关的航空工业需求， 并提供了与W02009/068638中公开的方案不同的方案。
技术实现思路
本专利技术的目标是提供一种飞行器机身，其具有易遭受在机身上产生重大损坏的外 部物体冲击的机身段，该机身在所述段中形成抗冲击和损坏容忍机身。 本专利技术的另一个目标是提供一种由带旋转叶片的发动机推动的飞行器，在经受来 自所述发动机的脱离叶片或其它发动机碎片假想冲击影响的所述段中形成抗冲击和损害 容忍机身。 -个方面，这些目标以及其它目标通过一种经受外部物体冲击的飞行器机身段实 现，该飞行器机身具有有至少一个坚直对称平面（A-A)和中心纵向轴线的弯曲形状，并包 括蒙皮和布置成垂直于所述纵向轴线的多个框架，飞行器机身段包括安装支撑结构上的至 少一个内部网状结构，其中所述支撑结构包括附接到所述蒙皮并与所述框架互连的纵梁， 所述内部网状结构布置成与所述蒙皮形成至少一个封闭的隔室，以提高其对于所述冲击的 抵抗力以及其损坏容限。 在本专利技术的实施例中，所述机身段还包括除属于所述支撑结构的附接到所述蒙皮 并与所述框架互连的梁外的附加的纵梁。因此，获得了一机身段，其包括增大了机身的抗扭 强度的加强件（内部网状结构）和改善了机身的抗弯强度的加强件（纵梁）。 在根据本专利技术的机身段的实施例中，所述内部网状结构的支撑结构通过多个梁和 多个框架的组而形成，且所述内部网状结构大致平行于所述蒙皮布置在所述支撑结构上。 因此，获得了具有加强件的机身段，该加强件一方面致力于增大机身段的非损坏区域上的 抗扭强度，另一方面致力于减小机身段的损坏区域上的物体的能量。 在本专利技术的实施例中，所述内部网状结构的支撑结构由两个梁和位于它们之间的 横向元件形成。因此，获得了具有加强件的机身段，该加强件主要旨在增加受高能冲击的机 身的非损坏区域上的抗扭强度。 在具有穿过机身内部的内部网状结构的机身段的实施例中，所述支撑结构可以构 造成为所述内部网状结构提供全平平面的支撑表面、或平面的多边形支撑表面或弯曲的支 撑表面。内部网状结构支撑表面的三个不同构造因此设置成便于其与遭受给定特征的物体 冲击的特定机身段协作。 在根据本专利技术的机身段的实施例中，内部网状结构可以由复合材料或金属材料 制成的面板形成，其包括沿着两个不同方向的两个抵抗元件，该两个不同方向为朝向所述 支撑结构的构件的交点的方向，该两个抵抗元件通过适当的附接手段被附接到所述支撑结 构，或者由取向为朝向所述支撑结构的构件的交点的方向的一个或两个不同方向的合适材 料制成的分立元件，例如杆、缆索或带形成。内部网状结构支撑的四个不同实施方式因此设 置成便于实现用于遭受给定特征的物体外部的冲击的特定机身段的内部网状结构。 在根据本专利技术的机身段的实施例中，所述蒙皮、所述框架和所述梁由复合材料制 成。因此，提供其结构元件由复合材料制成的抗本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种经受外部物体冲击的飞行器机身段(32)，所述飞行器机身具有有至少一个竖直对称平面(A‑A)和中心纵向轴线的弯曲形状，并包括蒙皮(35)和布置成垂直于所述纵向轴线(33)的多个框架(37)，其特征在于飞行器机身段(32)还包括安装在支撑结构(41，43)上的至少一个内部网状结构(51，53)，其中所述支撑结构包括附接到所述蒙皮(35)并与所述框架(37)互连的纵梁(39)，所述内部网状结构(51，53)布置成与所述蒙皮(35)形成至少一个封闭的隔室(75)，以提高其对于所述冲击的抵抗力以及其损坏容限。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.10.21 ES P2011316931. 一种经受外部物体冲击的飞行器机身段（32)，所述飞行器机身具有有至少一个坚 直对称平面（A-A)和中心纵向轴线的弯曲形状，并包括蒙皮（35)和布置成垂直于所述纵向 轴线（33)的多个框架（37)，其特征在于飞行器机身段（32)还包括安装在支撑结构（41， 43)上的至少一个内部网状结构（51，53)，其中所述支撑结构包括附接到所述蒙皮（35)并 与所述框架（37)互连的纵梁（39)，所述内部网状结构（51，53)布置成与所述蒙皮（35)形 成至少一个封闭的隔室（75)，以提高其对于所述冲击的抵抗力以及其损坏容限。2. 根据权利要求1所述的飞行器机身段（32)，还包括除属于所述支撑结构（41，43)的 附接到所述蒙皮（35)并与所述框架（37)互连的梁外的附加的纵梁（39)。3. 根据权利要求1-2中任一项所述的飞行器机身段（32)，其中，所述支撑结构（41)由 多个梁（39)和多个框架（37)的组而形成。4. 根据权利要求3所述的飞行器机身段（32)，其中，所述内部网状结构（51)布置成基 本上平行于所述蒙皮（35)。5. 根据权利要求1-2中任一项所述的飞行器机身段（32)，其中，所述支撑结构（43)由 两个纵梁（39)和位于它们之间的多个横向元件（34)的组而形成。6. 根据权利要求5所述的飞行器机身段（32)，其中，所述支撑结构（43)构造成为所述 内部网状结构（53)提供完全平面状的支撑表面。7. 根据权利要求5所述的飞行器机身段（32)，其中，所述支撑结构（43)还包括与所述 横向构件（34)互连的纵向元件（36)，并构造成为所述内部网状结构（53)提供平面状的多 边形支撑表面。8. 根据权利要求5所述的飞行器机身段（32)，其中，所述支撑结构（43)还包括与所述 横向元件（34)互连的纵向元件（36)，并构造成为所述内部网状结构（53)提供弯曲的支撑 表面。9. 根据权利要求3-8中任一项所述的飞行器机身段（32)，其中，所述内部网状结构 (51，53)包括由复合材料、金...

【专利技术属性】
技术研发人员：埃斯特万·马丁诺冈萨雷斯，爱德华多·维纽埃圣托拉拉，迭戈·福尔奇科尔特斯，P·戈雅阿巴乌尔里，E·季纳尔多弗纳恩德兹，朱利安·吉利莫特，
申请(专利权)人：空中客车西班牙运营有限责任公司，空中客车法国运营小规模股份公司，
类型：发明
国别省市：西班牙;ES