包括地板支撑横向构件和与该支撑横向构件连接的含柔性材料的承载件的航空器

摘要

航空器包括：至少一个地板横向构件(14)；至少一个支撑件(12；18)，承载所述地板横向构件；以及至少一个承载件，包括至少一种柔性材料并将所述横向构件连接至所述支撑件。

说明书

本发明涉及航空器的结构。

在本申请中，使用了传统的X、Y和Z正交坐标系，其中X和Y 方向都是水平的，而Z方向是竖直的。X方向是航空器机身的纵向方 向，而Y方向是其横向方向。

在飞机中，已知的是，借由在Y方向上延伸的横向构件来支撑机 身的地板。机身包括总体圆形的框架，所述框架是平面的且沿X方向 彼此间隔开。每个横向构件经由其端部紧固至框架的其中之一。每个 横向构件还抵靠在竖直柱上，这些竖直柱自身被紧固至框架的下部。 这提供了一刚性且坚固的组件。

然而，这种布置具有很多缺陷。由地板承载的负载在横向构件和 框架的接合处产生弯曲力矩，该弯曲力矩绕轴线X作用在框架上。飞 机在飞行时在结构中出现的应力还在Y方向上于相同的位置产生剪切 应力。这些应力相应地表现为对提供横向构件和框架之间连接的部分 的剪切力，使该部分在一侧上压平或压坏。这些不同的应力使得有必 要对所述部分进行加强，这增加了飞机的重量和制造成本。

本发明的一个目标是改善这方面对航空器的地板的支撑。

为此，本发明提供一种航空器，包括：

-至少一个地板横向构件；

-至少一个支撑件，承载所述横向构件的；以及

-至少一个承载件(palier)，包括至少一种柔性材料并将横向构 件连接至支撑件。

应理解，在本文中，承载件的材料比形成横向构件和支撑件的材 料更具有柔性。

因此，该材料的柔性使得承载件能够变形，由此使得横向构件能 够相对于支撑件移动。这种移动性减小了力矩绕轴线X的传递，以及 剪切力沿方向Y的传递。此外，承载件的材料承受弯曲和剪切应力以 及承受压平力。

此外，承载件没有随时间而卡住的风险。仅包括可移动的刚性部 分的承载件有可能随着部件的磨损和插所述部件之间的污秽而卡住。 这种卡住久而久之会使得在横向构件和支撑件的连接处产生噪音，这 对于航空器的乘客来说是不可接受的。另外，这种卡住会产生可移动 部件塞住并接着永久破裂的风险。

另外，由于柔性材料，不论承载件的形状如何，所述部件之间的 连接类似于由球窝接头(liaison rotule)提供的连接。即使承载件没有 被安装为相对于其他部件可移动也是如此。因此，承载件可适应任一 方向X、Y和Z的剪切应力，以及在这三个方向上的压平力。这因此 减轻了其他部件对所有这些应力的负载。

还应注意到，即使横向构件和/或支撑件由于另外受到的应力变 形，还是具有这些优势。

横向构件和支撑件之间的相对移动的特性以及承载件适应应力的 能力根据构成所述承载件的柔性材料的类型可大可小。

此外，插入这种承载件限制了部件之间的振动的传递，由此对振 动进行频率过滤。由此改进了航空器机上在振动和噪音方面的舒适度。

所述材料优选是弹性的。

因此，所述部件在相对移动和/或变形后回到其初始位置，特别是 在它们不再受压的情况下。

例如，所述材料是弹性体。

有利地，所述柔性材料是第一材料，承载件包括至少一个由第二 材料制成的、插在第一材料的两个层之间的插入件，第二材料比第一 材料的硬度大。

这种插入件能够加强承载件并根据初始选定的柔性材料来调整其 机械特性。

有利地，所述或每个插入件绕承载件的主轴线仅延伸在一部分圆 周上。

因此，使得承载件在某些区域或某些径向方向上的特性不同，从 而更好地适应预期的应力。

更通常地，承载件可被配置为在相对于承载件的主轴线成径向的 至少两个方向上具有不同的柔性，例如弹性。

有利地，承载件为环形形状，尤其为圆柱形形状。

这种形状是尤其有利的，使得承载件能够适应绕由环形形状限定 的轴线作用的弯曲力矩。

优选地，承载件具有由环形形状限定的轴线，该轴线在垂直于横 向构件的总体方向的水平方向上延伸。

因此，承载件尤其适于吸收绕轴线X的弯曲力矩。

有利地，航空器具有两个同心环，承载件被插入在所述两个同心 环之间，所述环分别连接至横向构件和支撑件，优选其中一个环形成 用于接收承载件的凹槽(logement)。

有利地，支撑件和横向构件中的至少一个包括与横向构件的总体 方向平行的竖直壁，由此其连接至支撑件和横向构件中的另一个。

这种布置使得组件能够被简单安装，尤其当期望将重点放在绕轴 线X的力矩的吸收时。

优选地，支撑件和横向构件的每一个包括这种类型的壁，这两个 壁具有联接至承载件的表面，两个壁都在相同方向上延伸。

这种布置进一步使安装更简便。

在一个实施方案中，支撑件包括在横向构件的至少一端部处—— 优选在两个端部处——连接至横向构件的框架。

在另一个与前一实施方案相容的实施方案中，支撑件包括至少一 个在远离横向构件的端部的位置处连接至横向构件的柱。

优选地，承载件被布置为当承载件在横向构件的纵向方向上的应 力强度超过预定“动态”阈值时塌缩，所述“动态”阈值大于一“静 态”阈值，所述“静态”阈值被预定为该强度在航空器的正常使用环 境下的最大值。

在碰撞时，这种塌缩导致能量在承载件处被在先吸收，由此延缓 机身截面的变形，因此改进结构在这种情况下的性能。

从通过参照附图作为非限制性实施例提供的多种实施方案的以下 描述中，本发明的其他特征和优势将变得明显，其中：

图1是本发明的飞机的侧视图；

图2是图1中飞机的机身结构的一部分的立体图；

图3是显示图2中结构的细节D的主视图；

图4是图3中元件的立体图；

图5是图3所示的元件在平面V-V上的截面图；以及

图6-8是类似图3的视图，显示其他实施方案。

参考图1，本发明的航空器2具体是一种重飞行器，在本实施例 中是飞机。该飞机包括机身4、两个机翼6、尾翼8以及引擎10，在 本实施例中有两个引擎。

在机身4的大部分长度上，机身4是圆柱形的，具有圆形的竖直 横截面。机身的纵向轴线对应于圆柱体的轴线，且平行于X方向。

机身结构尤其包括多个框架12，这些框架在图2中是可见的。这 些框架彼此等同。每个框架都具有大体圆形形状，例如，三叶形 (trilobée)形状，是平面的，且呈现出绕机身的纵向中心轴线旋转对 称。这些框架占据垂直于X方向的连续平面。这些框架是共轴的且面 向彼此，且彼此间隔。

该结构还包括水平横向构件14，其由沿Y方向延伸的直线型梁 (poutre profilée)形成。这些横向构件在共同的水平平面内延伸，且 它们彼此远离、面向彼此。

该结构包括直轨道16，这些直轨道平行于X方向。这些轨道彼此 远离，且由横向构件支撑，每个轨道由多个横向构件14支撑。航空器 具有由轨道16支撑的地板17。例如，乘客座椅(未示出)穿过地板 17紧固至轨道16。

该结构还包括直线竖直型柱(piquet profilée)18。每个横向构件 14与两个柱18相关联，每个柱的顶端紧固至横向构件而底端紧固至 已支撑横向构件端部的框架12。每个柱都远离横向构件端部而被连接 至横向构件。

在本实施方案中，对于每个横向构件，该结构包括位于横向构件 每个端部15的承载件20，其由柔性材料制造且将横向构件14连接至 框架12。承载件的材料是软的且可变形的，在本实施例中，其是弹性 的。这种材料比形成横向构件14和框架12的每一种材料更为柔性、 更为弹性、更为可变形，且更软。在此处后者是金属制成的。在本实 施例中，承载件的材料是弹性体，例如，具有10kN/mm到150kN/mm 的硬度。这种硬度优选根据承载件的几何形状来选择。

在本实施例中，承载件20总体是圆柱形环的形式，该圆柱形环限 定平行于X方向的主轴线22。具体地，该承载件是绕轴线22的旋转 对称形状。在相对于轴线22径向延伸的平面中，承载件的主截面 (section courante)是大体U形的，且U形分支的自由端部指向远离 轴线22的方向。

对于每个承载件20，该结构包括一个内环24和一个外环26，该 外环由固定器部件28限定。

内环24具有大体圆柱环形形状，为绕轴线22旋转对称。其主截 面同样是大体U形，且U形分支的自由端部指向远离轴线22的方向。 因此，该截面限定环24的接收承载件20的周缘槽。环24还包括平面 形状的壁或颊板(flasque)30，用于封闭环面的其中之一。借助于颊 板30，环24刚性地紧固至框架12的壁32，壁32自身是平面的且垂 直于X方向。

每个框架12还具有两个圆柱形壁，分别为从壁32的边缘延伸的 内壁34和外壁36，各朝向航空器的后部和前部。

颊板30刚性地紧固至壁32，该颊板与该壁面对面接触。这种紧 固例如以铆钉(未示出)提供，其中铆钉接合在框架和环的孔中。

外环26也是圆柱环形的形状，为绕轴线22旋转对称。环26在其 主径向截面中具有凸起部分，该凸起部分插在由承载件20形成的U 形分支之间。因此，借助于外环26的凸起部分在该方向上提供的支承， 承载件20被保持在由内环24形成的槽的底部。因此，承载件一方面 与内环面对面接触，另一方面与外环面对面接触，每一接触的界面是 圆柱形的。

形成环26的固定器部件28朝向机身和横向构件的中心延伸。因 此，固定器部件包括平面形状的、垂直于X方向的颊板40，由此固定 器部件与横向构件的壁42面对面接触，该横向构件的壁同样垂直于X 方向。颊板40刚性地紧固至壁42，例如，借助于穿过这两个壁的铆 钉。

间隔e在Y方向上设置在横向构件14和框架12之间。类似地， 间隔f在X方向上设置在固定器部件28和框架12之间，尤其是面向 壁32。

内环24和固定器部件28紧固至框架和横向构件的相应表面，所 述表面相互平行且在相同方向上，在这里是朝向机身的前部。

在本实施例中，可以看出，内环24和框架12刚性地紧固至承载 件。类似地，部件28和横向构件14刚性地紧固至承载件。横向构件 14仅借助于承载件材料的变形可以相对于框架12移动。

由于这种可能的变形，在横向构件14的每个端部处在横向构件14 和框架12之间形成了球窝接头连接。承载件20吸收这两个部件在Y 方向上施加于彼此的压平力48的应力中的所有或部分。类似地，承载 件吸收由绕轴线Y的弯曲力矩50产生的、可能出现在两个部件之间 的剪切应力中的所有或部分。由于是球窝接头，由绕轴线Y和Z的力 矩导致的剪切应力也被全部或部分吸收。由于构成承载件的材料，这 种连接随着时间基本不会出现磨损。形成承载件20的材料的存在还能 实现对飞机2舱室内振动和噪音的频率过滤和减少。可以看出，通过 将承载件接收在内环和外环之间限定的凹槽中，承载件20很大程度上 被保护免于受到外部元件的影响，具体为尤其免于受到污染。

在本实施例中，导轨16的其中之一被设置为在固定器部件28和 横向构件14之间的结合上方延伸，与这两个部件都接触。为此，固定 器部件通过在垂直于Y方向的平面中延伸的平面肋44加强。

在下文描述的其他实施方案中，那些没有再描述的特征应被视为 未改变地重复。

图6示出第二实施方案，其中仅环形承载件220的内表面具有圆 形的截面。其外表面具有矩形的截面。因此，外环26的内表面同样具 有矩形形状的截面，同时内环24具有圆形截面的圆柱形形状。这种形 状的组合增加了两个环之间的承载件的体积，且使得Y方向和其他方 向上的压平力的吸收更有效。这也能够更好地吸收沿每个轴线X、Y 和Z的弯曲力矩所产生的剪切应力。

图7示出第三实施方案。在此，位于内环24和外环26之间的承 载件320除柔性弹性体材料之外还包括插入件350。在该实施例中， 插入件由金属制成，但也可以由复合材料制成，例如，由玻璃纤维增 强的塑性材料制成。该插入件在本实施例中被嵌入弹性体材料中。

插入件350是圆柱形的，在平行于YZ平面的平面中具有圆形截 面。因此，可以看到沿相对于轴线22径向的方向以如下顺序在两个环 之间有三个叠加的层：

-弹性体材料的内层352；

-由金属插入件形成的中间层350；以及

-弹性体材料的外层354。

三个层中的每一个层都绕轴线22完全回转地延伸，且在绕轴线 22回转一周时在径向方向上的厚度不变。

因此，在本实施方案中，承载件的特性在绕轴线的所有径向方向 上相同。特别地，承载件在竖直方向上的硬度Kz与其沿方向Y的硬 度Ky相同。

图8示出第四实施方案。在此，承载件420具有两个被嵌在弹性 体材料中的局部插入件450a和450b(插入件可以由金属或复合材料 制成)。每个局部插入件都是圆柱形段的形式且仅在围绕轴线22一圈 的一部分上延伸，在本实例中绕轴线约100度角。两个插入件在几何 形状上位于同一圆柱体。插入件的其中之一占据上部，另一个占据下 部。每个插入件自身相对于与平面XZ平行的平面对称，且相对于与 平面XY平行的平面与另一插入件对称。

因此，同样，在沿与平面XZ平行的平面切割时，可以在两个环 之间在沿与轴线成径向的方向上看到下列顺序的承载件的三个重叠 层：

-弹性体材料的内层452；

-由插入件中的每一个450a和450b形成的中间层；以及

-弹性体材料的外层454。

然而，在沿水平平面切割时，此时承载件在径向方向上仅具有两 层，即，弹性体材料的内层452和外层454，所述层成为一体。

因此，在这一实施方案中，承载件的属性在绕轴线的所有径向方 向上并不相同。特别地，承载件在竖直方向上的硬度Kz的值比其在Y 方向上的硬度Ky大。

对航空器的各种配置的撞击性能进行了深入研究，配置的其中之 一是根据本发明的第一实施方案。

已发现，将铰链与在机身的径向水平方向上提供平移自由度组合 能使得在发生碰撞时的破裂运动学过程中额外的能量被吸收。由于框 架和横向构件之间结合的恰到好处的特性，这种铰接设计因此在吸收 能量的研究中提供了一种引人关注的技术。另外，这些优势看起来可 更广泛地延伸至本发明，尤其在上述的其他实施方案中。

更准确地，已发现，本发明能够同时解决以下两个问题。在静态 条件下，在飞机使用的正常环境下，本发明能够降低框架中的力，同 时允许结构以非永久的方式变形。因此，其可用于在绕轴线X的旋转 和沿Y方向的平移中提供弹性。

在动态条件下，尤其在碰撞中，本发明通过授以在提供额外的吸 收能量可能的方向上的移动，改进了组成地板结构的各元件的破裂运 动学性能。这尤其发生在Y方向上，即，横向构件14的方向。已发 现，在碰撞模拟中，本发明的航空器的横向构件(它们的中心相对于 向上移动的端部向下移动)比非本发明的航空器弯曲地更多。另外， 机身在YZ平面中的竖直横截面由于增大Y方向上的横向水平尺寸而 在形状上变得椭圆，这种情况比在对照航空器中发生的程度更大。相 同截面在竖直方向上比在对照航空器中压平地更少，其中在柱18附近 的机身壁的摆动减小。承载件提供的沿Y方向的自由度使得机身截面 能够变得椭圆，由此改进其总体性能。这种椭圆化的一个主要后果是 延缓机身下部的能量吸收，由此将机身的剩余高度转变成额外的能量 吸收区。

对于在碰撞时的这一表现，承载件包括通过在承受超过预定值的 负载时塌缩而提供能量吸收的区域是有利的。所述值大于用于确定结 构在静态条件下的尺寸的极限负载。由于负载沿轴线Y导向，塌缩将 发生在该方向上。换句话说，承载件被布置为当在横向构件的纵向方 向上施加至承载件的应力强度超过预定阈值时塌缩，在此指动态阈值， 其值大于预定为该强度在航空器的正常使用环境下的最大值的静态阈 值。

在上述每个实施方案中，尤其在图6的实施方案中，承载件可被 配置为具有这一特性，例如，通过适当地选择承载件的材料和/或其尺 寸。材料例如可以是弹性体。尤其是在这种情况中，承载件可以被设 计为至少沿两个方向Y和Z上具有不同柔性，例如弹性。

然而，还可以对上述任一承载件进行改进，以向其增加至少一个 形成额外的能量吸收区的部分。这一部分可以例如由不同于承载件的 其余部分的材料制成。该部分同样可以是弹性体。该部分例如在被布 置为接收上述负载的Y方向上形成为承载件的延伸。或者，如果适合， 该部分可以是圆柱形形状，类似于承载件的其他部分的形状。

自然地，承载件拟在碰撞时塌缩的这一部分并不必然由弹性材料 制成。材料在Y方向上呈现出弹性即可。在这样的条件下寻求的是能 量吸收，而不是这些部分可以随后回到其初始配置，这在碰撞后没有 意义。这说明，依然能够设想使用弹性体来实现此目的。

自然地，对本发明可以做出大量的改进，而不超出本发明的实质。

承载件可以包括至少两种互不相同的柔性材料，不考虑任选的插 入件。

所述或每个插入件可以被设置为延伸半圈或四分之一圈。

所述或每个插入件可以被配置为使得承载件在轴向方向上的弹性 与在径向方向上的弹性不同。

在另一实施方案中，本发明的承载件可以被设置为不是将横向构 件与框架连接在一起，而是将横向构件连接至每一个柱18。所述横向 构件还可以被设置为在其每个端部处经由本发明的承载件连接至框架 以及经由本发明的承载件连接至每一个柱。

承载件的形状可以改变且可具有不同于圆柱形或环形的形状。