直升飛的制造方法
【專利摘要】一種用于直升飛機的復(fù)合結(jié)構(gòu)，其形成承重復(fù)合外殼，外殼限定了機身的外部并且包括中央機身部分和尾桁架，機身適用于容納發(fā)動機或傳動系；一種分層復(fù)合防撞座椅以及支撐結(jié)構(gòu)；和通過在兩層之間設(shè)置粘合劑的緊固結(jié)構(gòu)和緊固方法，粘合劑被允許流經(jīng)層中的相對孔以提供層之間的化學(xué)和機械的附接。
【專利說明】直升飛機
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機結(jié)構(gòu)，尤其涉及一種復(fù)合飛機結(jié)構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)有技術(shù)的直升飛機支撐結(jié)構(gòu)和構(gòu)架包括諸如木材、鋁、鈦、鉻鑰鋼管和鎂合金的材料。直升飛機結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)及制造基于特殊夾具和框架以及經(jīng)認(rèn)證的夾持設(shè)備的廣泛使用，其中地板和夾具、框架和設(shè)備經(jīng)常地被校準(zhǔn)。這種裝置具有包括位置固定以及不可移動的固有缺陷。
[0003]現(xiàn)有技術(shù)的機身生產(chǎn)及制造過程要求通過首先裝配內(nèi)部部件并且向外加工來建造機身?，F(xiàn)有技術(shù)的建造直升飛機的方法從識別諸如中央地板面板的起始位置或部分而開始。接著，通過添加子框架和面板而圍繞該起始位置系統(tǒng)地添加機身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)。然后，通過鉚接或栓接毗鄰的子框架和面板以形成骨架來加固組件。一旦全部內(nèi)部結(jié)構(gòu)已經(jīng)完成，機身骨架被包有表皮，通常是通過直接附接到骨架上，表皮或鉚接或栓接在適當(dāng)位置上。當(dāng)完成了機身的主要結(jié)構(gòu)并且機身結(jié)構(gòu)上可靠時，將從生產(chǎn)或制造組件夾具移除機身。
[0004]常規(guī)的直升飛機機身制造具有許多缺陷。其中一個缺陷是極度勞動密集型建造。完整的機身具有巨大數(shù)量的獨立零件，都需要預(yù)先生產(chǎn)。為了追蹤以及裝配這些零件，需要熟練的勞動力。進一步講，生產(chǎn)夾具具有長的設(shè)置時間和長的拆除時間。在常規(guī)方式下直升飛機機身的生產(chǎn)非常昂貴。
[0005]常規(guī)直升飛機制造的另一缺陷是完工的直升飛機機身的外部表面覆蓋了大量半球形鉚釘釘頭。這種類型的成品既不吸引人并且還導(dǎo)致高的阻力懲罰(drag penalty)。顯著的材料花費和時間與在機身外表皮中的平頭鉚釘?shù)氖褂孟嚓P(guān)聯(lián)以避免阻力懲罰。
[0006]使用金屬片面板形成機身的外表皮的常規(guī)直升飛機機身制造的另一缺陷是難以達到平滑，并且因此難以達到有利于空氣動力學(xué)的形狀。
[0007]常規(guī)直升飛機制造的進一步的缺陷是門和窗的開口一般通過手工完成。通過手工完成導(dǎo)致沒有兩個門或窗的開口是相同的。因此，各窗或門需要一般通過手工的獨立的定形以確保其允許無縫關(guān)閉的配件。
[0008]常規(guī)直升飛機機身制造使用鉚接結(jié)構(gòu)并且因此使用搭接接頭的另一個缺陷是濕氣的進入。這種濕氣逐漸滯留并且繼而發(fā)生腐蝕。腐蝕會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)故障。
[0009]將尾翼附屬物附接到機身的現(xiàn)有技術(shù)的方法使用諸如鉚釘、螺釘或螺栓的機械緊固件。諸如鉚釘接合件或螺栓接合件的機械緊固件眾所周知是勞動密集型并且需要特殊裝置以及工具夾具的使用。
[0010]與使用機械緊固件來固定這種附屬物關(guān)聯(lián)的缺陷是，各毗鄰表面必須具有形成用于緊固件穿過的多個孔。這種孔會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的弱化并且可能成為結(jié)構(gòu)故障的點。為了減小結(jié)構(gòu)故障的風(fēng)險，這種緊固的方法經(jīng)常需要定期的維護檢查以確保保持結(jié)構(gòu)的完整，特別是對于可能在相鄰的孔之間傳導(dǎo)的任何裂縫。
[0011]機械緊固具有另外的缺陷在于，由于在固定的附屬物被某些外部物體撞擊的情況下撕裂周圍的材料，可能對飛機造成實質(zhì)性的破壞。
[0012]當(dāng)一起附接到彎曲表面時，機械緊固具有另外的缺陷。彎曲表面與大致平面緊固件之間的形狀不相配可能引起在緊靠緊固件的位置上的過度的應(yīng)力。
[0013]另一缺陷是機械緊固的表面或鉚接平面易于造成濕氣會進入或滯留的密封問題。
[0014]另一缺陷是機械緊固的表面易于造成多種類型的腐蝕。纖維狀腐蝕、晶間腐蝕以及表面腐蝕可以在機械緊固的表面之間形成。通常，即使有周期性的維護、拆解和檢查，這些區(qū)域中的腐蝕也不會被察覺，并且可能導(dǎo)致緊固件或靠近緊固件的區(qū)域的災(zāi)難性故障。
[0015]常規(guī)地，直升飛機機組人員和乘客的座椅已經(jīng)內(nèi)置于直升飛機機身的結(jié)構(gòu)中。近年來已經(jīng)經(jīng)歷了機組人員和乘客的座椅發(fā)展成獨立裝配的前方座椅及用于后方乘客的折疊座椅。認(rèn)證標(biāo)準(zhǔn)要求包括用于直升飛機的全部乘員的防撞座椅。
[0016]自從最近引入新認(rèn)證規(guī)則，要求最新認(rèn)證的直升飛機中的座椅“防撞”，其符合最大負(fù)荷系數(shù)的一定設(shè)計參數(shù)、慣性力和與可應(yīng)用的飛行和著地負(fù)荷狀態(tài)(包括多種尋求認(rèn)證的緊急著陸狀態(tài))相對應(yīng)的在乘員、座椅以及安全帶或安全掛鉤具之間的反作用力。
[0017]于是當(dāng)新直升飛機設(shè)計或舊直升飛機設(shè)計翻新時，有一些最新設(shè)計防撞座椅安裝在直升飛機中。這些新的座椅設(shè)計合并了減震器、折疊杠桿機構(gòu)、制動器、能量吸收泡沫塑料，以及可折疊金屬結(jié)構(gòu)的設(shè)計。
[0018]現(xiàn)有技術(shù)中一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的座椅設(shè)計被稱作行程調(diào)節(jié)式座椅(strokingseat)機構(gòu)。該行程調(diào)節(jié)式座椅機構(gòu)的缺陷包括:需要定期檢查和維修、金屬表面的防腐蝕保護、座椅動作的無意干擾以及座椅行程期間發(fā)生的肢體受傷。
[0019]現(xiàn)有技術(shù)中另一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的設(shè)計被稱作制動式座椅機構(gòu)。該座椅機構(gòu)的缺陷:包括摩擦墊的預(yù)載隨時間松動，并且需要定期檢查和再調(diào)整，金屬框架需要防腐蝕保護，座椅動作的無意干擾以及座椅行程期間發(fā)生的肢體受傷。
[0020]現(xiàn)有技術(shù)另一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的設(shè)計為鋁制金屬薄片箱設(shè)計。該座椅機構(gòu)的缺陷包括:允許乘員通過座椅底盤落入座椅底座。當(dāng)乘員可以在撞擊中生還時,證據(jù)顯示，乘員隨后滯留在座椅底座中并且無法逃離撞擊后的飛機。
[0021]在本說明中，參考了包括專利說明書和其他文件的外部信息資源，一般用于提供討論本發(fā)明的特征的背景的目的。在任何司法管轄區(qū)，除非另有說明，參照這些信息資源將不會被解釋為承認(rèn)這些信息資源是現(xiàn)有技術(shù)或者形成本領(lǐng)域中公知常識的一部分。
[0022]本發(fā)明的目的在于提供一種克服或至少改進上文提及的至少一個缺陷或至少提供對公眾有益的選擇的解決方案。
[0023]本發(fā)明的其他目的可以在僅通過示例的方式給出的下文的描述中將變得明確。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0024]本發(fā)明的一個方案涉及一種一級飛行結(jié)構(gòu)，其由至少限定了機身外部的承重復(fù)合外殼組成，機身至少限定了中央機身部和尾桁架，其中中央機身部適用于封閉發(fā)動機或傳動系中的至少一個。
[0025]優(yōu)選地，所述尾桁架附接或適用于附接尾翼、翅片或尾部螺旋槳機構(gòu)中的至少一個。
[0026]優(yōu)選地，所述尾翼適用于支撐導(dǎo)管風(fēng)扇尾部螺旋槳組件、水平穩(wěn)定器和垂直穩(wěn)定器。
[0027]優(yōu)選地，所述尾桁架適用于附接尾翼從而形成單殼體式結(jié)構(gòu)。
[0028]優(yōu)選地，機身的前部適用于容納一個或多個乘員以及飛行控制器。
[0029]優(yōu)選地，復(fù)合一級飛行結(jié)構(gòu)進一步包括機身的中央部和前部，其勾勒出門、窗或艙門的開口中的至少一個的輪廓。
[0030]優(yōu)選地，該結(jié)構(gòu)勾勒出位于機身表面的上方區(qū)域的開口的輪廓，所述開口適用于允許發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個至少部分地插入機身中。
[0031 ] 優(yōu)選地，復(fù)合一級飛行結(jié)構(gòu)進一步包括在機身的至少上內(nèi)部表面和下內(nèi)部表面之間延伸的至少兩個構(gòu)件部件。
[0032]優(yōu)選地，所述構(gòu)件為發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個提供至少一個附接點，或者為發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個適用于附接在其上的框架組件提供至少一個附接點。
[0033]優(yōu)選地，復(fù)合一級飛行結(jié)構(gòu)進一步包括至少在機身的側(cè)內(nèi)部表面之間延伸并且橫向于所述至少兩個梁架部件延伸的至少兩個構(gòu)件。
[0034]優(yōu)選地，至少一個構(gòu)件適用于將由發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個所產(chǎn)生的負(fù)荷傳遞到復(fù)合外殼。
[0035]優(yōu)選地，至少一個構(gòu)件被布置為至少部分地形成封閉空間，在封閉空間中能夠放置一個以上燃料電池。
[0036]優(yōu)選地，構(gòu)件適用于產(chǎn)生能附接至復(fù)合外殼的內(nèi)部表面上的結(jié)構(gòu)，使得所述結(jié)構(gòu)至少部分地吸收飛機的沖擊能量并且將能量轉(zhuǎn)移遠離封閉空間。
[0037]優(yōu)選地，至少兩個構(gòu)件進一步包括一體形成并且向前凸出的構(gòu)件，其適用于從中央機身部延伸到前部，所述凸出的構(gòu)件具有適用于附接在復(fù)合外殼的下內(nèi)部表面上的下方區(qū)域以及適用于支撐機艙地板面板的上方區(qū)域。
[0038]優(yōu)選地，所述機身的前部和機艙地板面板至少部分地限定了機艙空間，使得乘員座椅和飛行控制器能夠被定位或參照。
[0039]優(yōu)選地，所述機艙地板通過向前凸出構(gòu)件和多個結(jié)構(gòu)構(gòu)件支撐，所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件適用于在機艙地板面板的下側(cè)和復(fù)合外殼的下方區(qū)域的內(nèi)部表面之間延伸。
[0040]優(yōu)選地，所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件適用于附接至機艙地板面板和復(fù)合外殼的內(nèi)部表面。
[0041]優(yōu)選地，所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件包括第一套構(gòu)件和第二套構(gòu)件，并且所述第一套構(gòu)件適用于基本垂直于第二套構(gòu)件延伸，使得當(dāng)組合時所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件一起適用于形成在機艙地板面板和復(fù)合外殼的內(nèi)部表面之間延伸的柵格結(jié)構(gòu)。
[0042]優(yōu)選地，機艙空間進一步適用于允許多個座椅、飛行控制器以及乘員限制件被定位。
[0043]優(yōu)選地，復(fù)合外殼包括層壓制件，所述層壓制件包括多個織物層。
[0044]優(yōu)選地，多個構(gòu)造層包括第一連續(xù)細絲薄氈層、第一碳與凱夫拉復(fù)合層、單向碳纖維層、第二碳與凱夫拉復(fù)合層、第二連續(xù)細絲薄氈的層，并且其中層壓制件被或適用于被灌注固化的或可固化的樹脂。
[0045]優(yōu)選地，層壓制件進一步包括附加的層壓制件和/或包括Soric的核心填充材料。
[0046]優(yōu)選地，層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的碳單向織物層。[0047]優(yōu)選地，層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的碳雙偏置織物層。
[0048]優(yōu)選地，層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的填充層。
[0049]優(yōu)選地，碳雙偏置織物層包括多個碳雙偏置織物層，包括從中央機身部的上方區(qū)域的表面跨越到尾桁架的上部的表面的多個層、從中央機身表面部的上方區(qū)域跨越到尾桁架的中部和下表面部的多個層，以及在中央機身部的下方區(qū)域之間跨越至進入尾桁架區(qū)域的下表面的至少某路徑的多個層。
[0050]優(yōu)選地，單向碳纖維織物大約為200g/mm2。
[0051 ] 優(yōu)選地，至少一些支撐織物大約為200mm到300mm寬。
[0052]優(yōu)選地，所述支撐織物集成在機身的層壓制件層內(nèi)。
[0053]優(yōu)選地，連續(xù)相似薄氈層大約為300g/mm2。
[0054]優(yōu)選地,碳與凱夫拉復(fù)合層大約為190g/mm2。
[0055]優(yōu)選地，填充層大約為2mm厚。
[0056]優(yōu)選地，所述外部表面層構(gòu)成為基本平滑并且基本連續(xù)的表面，其穿過至少中央機身部延伸到尾桁架。
[0057]本發(fā)明的另一方案涉及適用于為一個以上燃料電池提供保護的封閉結(jié)構(gòu)，所述封閉結(jié)構(gòu)包括跨越在基本封閉的復(fù)合機身或飛行結(jié)構(gòu)的外殼的上內(nèi)部表面和下內(nèi)部表面之間的至少四個豎立的面板構(gòu)件、具有相對于機身內(nèi)部或飛行結(jié)構(gòu)內(nèi)部的外殼側(cè)向延伸的表面并且至少在其上方區(qū)域和下方區(qū)域中附接至機身的內(nèi)部表面的至少兩個面板構(gòu)件，以及縱向延伸到機身的內(nèi)部或飛行結(jié)構(gòu)內(nèi)部的外殼并且至少在其上方區(qū)域和下方區(qū)域中附接至機身的內(nèi)部表面上的至少兩個面板構(gòu)件，所述面板構(gòu)件限定了封閉空間。
[0058]優(yōu)選地，機身或外殼以及面板構(gòu)件中的每一個都包括復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)。
[0059]優(yōu)選地，所述封閉結(jié)構(gòu)進一步包括地板構(gòu)件，所述地板構(gòu)件附接至封閉空間的下方區(qū)域。
[0060]優(yōu)選地，面板構(gòu)件的上方區(qū)域適用于支撐發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個，或者至少支撐可附接在發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個的框架組件。
[0061 ] 優(yōu)選地，所述封閉結(jié)構(gòu)適用于支撐至少一個燃料電池。
[0062]優(yōu)選地，至少一個面板構(gòu)件具有孔隙，燃料電池能夠通過所述孔隙插入。
[0063]優(yōu)選地，機身或外殼以及面板構(gòu)件一起構(gòu)成使得當(dāng)受到?jīng)_擊負(fù)荷時轉(zhuǎn)移沖擊能量遠離封閉空間的結(jié)構(gòu)。
[0064]本發(fā)明的另一主要方案包含構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述直升飛機機身具有至少中央部和尾桁架部，所述方法包括:提供至少兩個模具，第一模具具有基本對應(yīng)于目標(biāo)外機身殼輪廓的左舷部的內(nèi)部形狀，并且第二模具具有基本對應(yīng)于目標(biāo)外機身殼輪廓的右舷部的內(nèi)部形狀，將多個織物層施加到第一模具和第二模具中的每個中以構(gòu)成左舷機身部和右舷機身部，并且將樹脂灌注到織物層中以形成復(fù)合結(jié)構(gòu)。
[0065]優(yōu)選地，將多個織物層施加到模具中的步驟包括:施加第一 CFM層，施加第一碳與凱夫拉復(fù)合織物層，施加CU層，施加第二碳與凱夫拉復(fù)合織物層，施加第二 CFM層。
[0066]優(yōu)選地，所述方法進一步包括施加附加的層壓制件和/或包括Soric的核心材料。
[0067]優(yōu)選地，將多個織物層施加到模具中的步驟進一步包括在第一層和第二層之間的CU層。
[0068]優(yōu)選地，將多個織物層施加到模具中的步驟，層壓結(jié)構(gòu)進一步包括在第一層和第二層之間的⑶B層。
[0069]優(yōu)選地，所述方法進一步包括一起對準(zhǔn)第一模具和第二模具中的每一個，使得機身的左舷部和右舷部鄰接。
[0070]優(yōu)選地，各模具部具有一個以上對準(zhǔn)標(biāo)記物或數(shù)據(jù)，所述方法進一步包括對準(zhǔn)各對準(zhǔn)標(biāo)記物或數(shù)據(jù)。
[0071]優(yōu)選地，所述方法進一步包括橫跨毗鄰的機身的左舷部和右舷部施加多個織物層。
[0072]優(yōu)選地，所述方法進一步包括提供對應(yīng)于目標(biāo)內(nèi)部機身結(jié)構(gòu)的多個模具。
[0073]優(yōu)選地，所述方法進一步包括使樹脂固化以及從模具移除復(fù)合結(jié)構(gòu)的步驟。
[0074]本發(fā)明的另一主要方案包含建造直升飛機的方法，所述方法包括以下步驟:提供機身外表皮或外殼，該外殼包括至少機身中央部和尾祐1架，機身外表皮或外殼勾勒出多個開口的輪廓并且限定了基本封閉的空間，通過多個開口的至少其中一個，將多個構(gòu)件插入到機身中。
[0075]優(yōu)選地，所述方法進一步包括組裝在機身外表皮或外殼中的多個構(gòu)件以構(gòu)成內(nèi)部結(jié)構(gòu)。
[0076]優(yōu)選地，所述方法進一步包括通過至少一個開口將多個地板面板插入到機身中。
[0077]優(yōu)選地,所述方法進一步包括將多個構(gòu)件結(jié)合到機身外表皮或外殼的內(nèi)部表面、其他構(gòu)件和地板面板、或其組合。
[0078]優(yōu)選地，結(jié)合的步驟包括:將織物施加到毗鄰構(gòu)件的接近區(qū)域的重疊區(qū)域上，以及用樹脂灌注織物以形成復(fù)合結(jié)構(gòu)。
[0079]優(yōu)選地，所述方法進一步包括:將多個構(gòu)件布置在機身內(nèi)部的中央部中以限定封閉空間。
[0080]優(yōu)選地，所述機身進一步構(gòu)成機身的前部，機身的前部可適用于封閉用于容納駕駛員、乘客和飛行控制器的機艙。
[0081 ] 優(yōu)選地，所述多個開口包括門、窗或艙門的開口。
[0082]優(yōu)選地，所述方法進一步包括:將尾翼或任意數(shù)目的飛行穩(wěn)定附屬物附接到尾桁架上。
[0083]優(yōu)選地，所述尾桁架和所述尾翼限定了單殼體式結(jié)構(gòu)。
[0084]優(yōu)選地，所述尾翼適用于支撐導(dǎo)管風(fēng)扇尾部螺旋槳組件、水平穩(wěn)定器和垂直穩(wěn)定器。
[0085]優(yōu)選地，所述方法進一步包括:通過其中一個開口將發(fā)動機或發(fā)動機支撐架插入到機身中。
[0086]優(yōu)選地，所述方法進一步包括:將發(fā)動機或發(fā)動機支撐架附接到至少一個構(gòu)件上。
[0087]優(yōu)選地，所述方法進一步包括:通過其中一個開口將至少一個燃料電池插入到機身內(nèi)的封閉空間中。
[0088]本發(fā)明的另一主要方案包含一種用于飛機的防撞座椅組件，所述防撞座椅組件包括:座椅底座部件，座椅底座具有適用于附接至飛機的下表面；座椅底盤部件，其中座椅底盤適用于附接至座椅底座的頂部，所述座椅部件由復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)形成。
[0089]優(yōu)選地，所述座椅底座是當(dāng)受到?jīng)_擊時座椅底座壓扁以吸收沖擊能量的形式。
[0090]優(yōu)選地，所述座椅底座部件具有底座壁和四個側(cè)壁，所述側(cè)壁包括基本連續(xù)的內(nèi)層和外層，其各圍繞座椅底座的周圍延伸，所述側(cè)壁進一步包括中間層，所述中間層包括設(shè)置在內(nèi)層和外層之間的多個不連續(xù)的壁部使得壓扁區(qū)域被限制在各壁向下一個過渡的區(qū)域中或附近。
[0091]優(yōu)選地，所述底座壁和所述側(cè)壁具有重疊區(qū)域，其中重疊區(qū)域通過側(cè)壁延伸到底座壁中、或底座壁延伸到側(cè)壁中、或者兩者來提供。
[0092]優(yōu)選地，側(cè)層的重疊區(qū)域延伸穿過底座表面大約50mm并且底座層延伸高于側(cè)表面大約30mm。
[0093]優(yōu)選地，所述座椅底座進一步包括上層，上層圍繞四個側(cè)壁的上方區(qū)域延伸。
[0094]優(yōu)選地，所述上支撐層是大約450g/m2的連續(xù)細絲織物。
[0095]優(yōu)選地，所述座椅部件包括座椅靠背和座椅底盤，所述座椅靠背和座椅底盤由多個基本連續(xù)的層構(gòu)成。
[0096]優(yōu)選地,所述座椅是全復(fù)合上方座椅，其包括座椅底盤和座椅靠背，座椅底盤和座椅靠背結(jié)構(gòu)上聯(lián)接到可壓扁的復(fù)合座椅底座。
[0097]優(yōu)選地，所述底座壁適用于被緊固到飛機機艙的地板。
[0098]優(yōu)選地，所述底座壁包括一個以上附加的碳雙偏置織物層。
[0099]優(yōu)選地，所述碳雙偏置織物的底座壁大約為400g/mm2。
[0100]優(yōu)選地，所述碳雙偏置織物的底座壁至少有75_寬。
[0101]優(yōu)選地，所述底座壁和四個側(cè)壁限定了封閉的內(nèi)部空間，所述內(nèi)部空間適用于容納能量吸收材料或行李。
[0102]優(yōu)選地，所述能量吸收泡沫是Confor CF45、Confor CF47或類似物。
[0103]優(yōu)選地，至少其中一個側(cè)壁具有開口，所述開口提供進入封閉空間的入口，所述開口具有圍繞開口圍邊設(shè)置的支撐層。
[0104]優(yōu)選地，所述支撐層是大約450g/m2的連續(xù)細絲薄氈織物。
[0105]優(yōu)選地，所述后側(cè)壁在座椅底座處向上延伸使得附加的支撐件設(shè)置在座椅的背部。
[0106]優(yōu)選地，所述內(nèi)層和外層是碳與凱夫拉織物0/90、雙向或同軸類型的織物。
[0107]優(yōu)選地，所述內(nèi)層和外層是大約180g/m2的碳與凱夫拉織物。
[0108]優(yōu)選地,所述中間層是大約450g/m2的連續(xù)細絲織物。
[0109]優(yōu)選地，所述座椅底盤部件具有與基本平坦的座椅底座部一體的基本豎立的座椅靠背部，其中所述座椅底盤部件由交替的織物材料層構(gòu)成的。
[0110]優(yōu)選地，至少一種織物是流動介質(zhì)。
[0111]優(yōu)選地，至少一種構(gòu)造提供機械強度。
[0112]優(yōu)選地，當(dāng)受到?jīng)_擊負(fù)荷時，至少一種織物防止其他織物的爆炸性故障。
[0113]優(yōu)選地，交替織物是碳與凱夫拉織物以及連續(xù)細絲。
[0114]優(yōu)選地，核心材料將織物層的一部分間隔開。
[0115]優(yōu)選地，所述織物材料層包括:第一表面層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物；第二層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄氈；第三層，其為碳單向織物的側(cè)向隔開部，各大約IOOm寬以及大約300g/mm2 ;第五層和第六層,其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物；第六層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄租；第七層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄氈；第八層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物；多個第九層，其為側(cè)部隔開的大約300g/mm2的碳單向織物；第十層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄租；以及第十一層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物。
[0116]優(yōu)選地，所述織物層材料進一步包括核心材料層，核心材料層布置在第六層和第七層之間。[0117]優(yōu)選地，所述核心材料包括兩個側(cè)向隔開的構(gòu)件。
[0118]優(yōu)選地，所述核心是PVC泡沫塑料材料或類似物。
[0119]優(yōu)選地，每個第九織物層的寬度大約為50_。
[0120]優(yōu)選地，至少有三對側(cè)向隔開的第九層。
[0121]本發(fā)明的進一步的主要方案包含至少在第一和第二相對表面之間提供機械和化學(xué)附接的緊固結(jié)構(gòu)，每個表面都具有從相對側(cè)延伸至非相對側(cè)的多個孔，所述緊固結(jié)構(gòu)包括定位在第一表面和第二表面之間并且延伸通過多個孔中的至少一些孔的粘合劑層，所述粘合劑層具有定位在第一表面和第二表面的各非相對側(cè)上的頭部。
[0122]優(yōu)選地，粘合劑是甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑。
[0123]優(yōu)選地，粘合劑是ITW Plexus MA530 >MA550> Cl ickbond>Permabond> Par sons > ITffRamset A7中的至少一種。
[0124]優(yōu)選地，粘合劑具有大約150，OOOcps的粘度。
[0125]優(yōu)選地，粘合劑與纖維添加劑混合。
[0126]優(yōu)選地，添加劑是碳、凱夫拉或復(fù)合玻璃纖維中的至少一種。
[0127]優(yōu)選地，在各相對表面之間的間隙不大于10mm。
[0128]優(yōu)選地，在各相對表面之間的間隙大約為3mm。
[0129]優(yōu)選地，緊固孔的尺寸大約為3mm到5mm。
[0130]優(yōu)選地,緊固孔的尺寸大約為4_。
[0131]優(yōu)選地，緊固孔的孔中心間距隔開大約25mm。
[0132]優(yōu)選地，緊固孔首先相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
[0133]優(yōu)選地，定位為最接近于表面的外側(cè)邊緣的緊固孔距外側(cè)側(cè)邊緣大約10mm。
[0134]優(yōu)選地，至少一個緊固表面是飛機結(jié)構(gòu)或機身的部分。
[0135]優(yōu)選地，至少一個緊固表面是附屬物，其適用于附接至飛機結(jié)構(gòu)或機身。
[0136]本發(fā)明的另一個主要方案包含接合兩個表面的方法，該方法包括:提供待接合的至少兩個相對表面，在各表面中設(shè)置從相對側(cè)延伸到非相對側(cè)的多個孔，提供在相對表面之間的粘合劑層，其中粘合劑是化學(xué)的或機械的粘合表面的類型，粘合劑是液體形態(tài)或至少糊狀，將表面放置在一起，使得粘合劑從相對側(cè)到非相對側(cè)流經(jīng)或另外強制通過的多個孔中的至少一些孔，并且粘合劑在非相對側(cè)上形成頭部，以及固化粘合劑。
[0137]優(yōu)選地，粘合劑的一部分形成復(fù)合鉚釘。
[0138]優(yōu)選地，所述方法進一步包括將纖維添加劑與粘合劑混合。
[0139]優(yōu)選地,將表面放置在一起的步驟包括將表面放置分開不大于10mm。[0140]優(yōu)選地，將表面放置在一起的步驟包括將表面放置分開大約3_。
[0141]優(yōu)選地，在各表面中設(shè)置多個孔的方法包括設(shè)置大約3到5_的尺寸。
[0142]優(yōu)選地，在各表面中設(shè)置多個孔的方法包括提供大約4_的尺寸。
[0143]優(yōu)選地，孔的孔中心間距隔開大約25mm的方法。
[0144]優(yōu)選地，所述孔首先相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
[0145]優(yōu)選地，定位為最接近于表面的外側(cè)邊緣的孔與外側(cè)側(cè)邊緣相距大約10mm。
[0146]本發(fā)明的另一個方案包含一種具有通過緊固機構(gòu)附接的附屬物的飛機表面，包括:在飛機表面和附屬物之間提供機械和化學(xué)的附接，該機構(gòu)包括在至少第一相對表面和第二相對表面之間的機械和化學(xué)的附接，每個表面都具有從各飛機表面和附屬物的相對側(cè)延伸到非相對側(cè)的多個孔，包括定位在第一表面和第二表面之間并且延伸穿過多個孔中的至少一些孔的粘合劑層，當(dāng)固化時，該粘合劑層具有定位在飛機表面和附屬物表面的各非相對側(cè)上的頭部。
[0147]優(yōu)選地，粘合劑是甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑。
[0148]優(yōu)選地，粘合劑是ITW Plexus MA530 >MA550> Cl ickbond>Permabond> Par sons > ITffRamset A7中的至少一種。
[0149]優(yōu)選地，粘合劑具有大約150，OOOcps的粘度。
[0150]優(yōu)選地，粘合劑與纖維添加劑混合。
[0151]優(yōu)選地，添加劑至少是碳、凱夫拉或復(fù)合玻璃纖維中的至少一種。
[0152]優(yōu)選地，在各相對表面之間的間隙不大于10mm。
[0153]優(yōu)選地，在各相對表面之間的間隙大約為3mm。
[0154]優(yōu)選地,孔的尺寸大約為3mm到5mm。
[0155]優(yōu)選地,孔的尺寸大約為4mm。
[0156]優(yōu)選地，孔的孔中心間距隔開大約25mm。
[0157]優(yōu)選地，孔首先在相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
[0158]優(yōu)選地，定位為最接近于表面的外側(cè)邊緣的孔與外側(cè)側(cè)邊緣相距大約10mm。
[0159]下面的實施例可以涉及上文任意方案。
[0160]從下面僅通過示例的方式并參照附圖給出的描述中，本發(fā)明的其他方案可以變得明確。
[0161]如此處使用的，“和/或”的意思是“和”或者“或”，或兩者。
[0162]如此處所使用的，名詞所附的“(一個或者多個)”表示名詞的復(fù)數(shù)和/或單數(shù)形式。
[0163]意圖是對在此公開的數(shù)字區(qū)間(例如，I至10)的指代還包括對該區(qū)間內(nèi)的所有有理數(shù)(例如I, 1.1, 2，3，3.9，4，5，6，6.5，7，8，9和10)的指代以及在在該區(qū)間內(nèi)的任何有理數(shù)區(qū)間(例如，2至8、1.5至5.5和3.1至4.7)的指代，因此，明確公開了所有在此明確公開的區(qū)間的子區(qū)間。這些僅是特殊意圖的實例并且所有可能的在最低值和最高值之間的數(shù)值枚舉的組合被認(rèn)為是在本申請中以相似方法明確聲明的。
[0164]在已經(jīng)參考專利說明書的本說明書中，其他外部文件、或其他信息來源，通常是為了提供討論本發(fā)明的特征的上下文的目的。在任何司法管轄區(qū)，除非另有說明，參照這些外部文件將不會被解釋為承認(rèn)這些文件或者這些信息來源是現(xiàn)有技術(shù)或者形成本領(lǐng)域中公知常識的一部分。[0165]在本說明書中使用的術(shù)語“包括”的意思是“至少部分地由…組成”。當(dāng)本說明書中的解釋聲明包括該術(shù)語時，以在聲明或權(quán)利要求中的通過該術(shù)語而開始的特征全部需要存在但是其他特征也可以存在。諸如“包括”和“包含”的相關(guān)術(shù)語以相同方式解釋。
[0166]在本說明書中使用的術(shù)語“復(fù)合”的意思是兩種以上材料的組成，其包括基體和加固件或者基體或加固件中的至少一個。術(shù)語“基體”的意思是指或包括聚合物材料，其經(jīng)常被稱為或互換地稱為樹脂或樹脂溶液。術(shù)語“加固件”的意思是指或包括包含一種以上成分的織物或纖維材料。
[0167]對本發(fā)明所涉及的【技術(shù)領(lǐng)域】的技術(shù)人員來說，本發(fā)明的許多構(gòu)造上的改變和廣泛不同的實施例以及應(yīng)用將啟發(fā)他們而不會偏離如所附權(quán)利要求所限定的本發(fā)明的范圍。在此，此處的公開和描述純粹是說明性的，并非意圖在任何意義上有限制性。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0168]現(xiàn)在將僅通過示例和參照附圖對本發(fā)明進行描述，在附圖中:
[0169]圖1示出了具有一個以上垂直穩(wěn)定器翅片的直升飛機的典型尾翼；
[0170]圖2示出了粘合劑放置在其之間的兩個表面；
[0171]圖3示出了使用聯(lián)接構(gòu)件附接到尾翼的部分的翅片；
[0172]圖4示出了具有多個孔的待被附接到尾翼的翅片的端視圖；
[0173]圖5示出了在上相對表 面(舉例來說可以是尾翅片)和下相對表面(舉例來說可以是尾翼)之間的粘合劑；
[0174]圖6示出了粘合劑在表面的向外側(cè)上形成頭部；
[0175]圖7a和圖7b分別示出了用于飛機且尤其是直升飛機的能量吸收座椅組件的立體圖和王視圖；
[0176]圖8不出了座椅的部分的分解立體圖；
[0177]圖9示出了座椅底座的俯視剖視圖；
[0178]圖10示出了座椅底座的側(cè)視剖視圖；
[0179]圖11示出了座椅底座的分解視圖，其顯示結(jié)構(gòu)層壓層的最優(yōu)選地布置；
[0180]圖12不出了座椅的后視立體圖，其一般具有座椅底盤、座椅靠背和一對支撐肋件；
[0181]圖13示出了座椅的后視圖，其具有橫斷線A-A和B-B;
[0182]圖14a詳細示出了橫斷面A-A ;
[0183]圖14b詳細示出了橫斷面B-B ；
[0184]圖15a不出了直升飛機的外殼的兩部分；
[0185]圖15b示出了外殼各部分通過模制過程優(yōu)選地分別構(gòu)成，之后接合在一起以形成整體的機身結(jié)構(gòu)；
[0186]圖16不出了直升飛機外殼的側(cè)視圖；
[0187]圖17示出了優(yōu)選地安裝在中央機身的后部或尾桁架的前部中以提供內(nèi)部支撐的構(gòu)件或隔壁；
[0188]圖18示出了具有向前凸出構(gòu)件的一對構(gòu)件或龍骨梁；
[0189]圖19示出了構(gòu)件或面板，其適用于通過前窗的開口插入并且被定位在龍骨梁之間以從而形成可以在其上放置或安裝諸如燃料電池的輔助物品的地板；
[0190]圖20示出了能夠從窗的開口插入并且放置于地板構(gòu)件上并且接合到地板構(gòu)件的機艙地板面板；
[0191]圖21示出了地板面板，其能夠從通過機身上表面勾勒出輪廓的檢查艙門上插入并且可選擇地接合到龍骨梁上；
[0192]圖22示出了可選擇的面板，其適用于被定為在中央機身的下方外地板區(qū)域上以利于用于貨物儲存的平坦表面；
[0193]圖23示出了適用于豎立在中央機身后部區(qū)域以構(gòu)成朝向定位在下方的空間的天花板的面板；
[0194]圖24示出了適用于從中央機身部的上方區(qū)域中的開口插入的地板面板；
[0195]圖25示出了適用于從中央機身部的上方區(qū)域中的開口插入并且從尾桁架區(qū)域關(guān)閉中央機身的內(nèi)部區(qū)域的面板；
[0196]圖26和圖27示出了適用于附接至通過機身勾勒出輪廓的開口的前窗和機艙頂板；
[0197]圖28示出了適用于關(guān)閉窗開口以及通過機身勾勒出輪廓的檢查艙門的多個罩；
[0198]圖29示出了直升飛機機身的一個優(yōu)選實施例的側(cè)視圖；
[0199]圖30示出了直升飛機機身的一個優(yōu)選實施例的仰視圖；
[0200]圖31示出了優(yōu)選的直升飛機機身300和尾翼336的側(cè)視圖，其顯示附加織物層332可以施加到層壓結(jié)構(gòu)的區(qū)域；
[0201]圖32示出了優(yōu)選的直升飛機的仰視圖，并且特別示出了通過機身勾勒出輪廓的多個開口。
【具體實施方式】
[0202]圖1示出了具有一個以上垂直穩(wěn)定器翅片101和一個以上水平穩(wěn)定器翅片102的直升飛機100的典型尾翼。穩(wěn)定翅片是飛機上的主要需求用以提供空氣動力穩(wěn)定性，但是可以提供諸如容納諸如傳感器和燈或用于飛機飛行控制的機構(gòu)的輔助功能。
[0203]現(xiàn)有技術(shù)的方法通過使用諸如鉚釘、螺釘或螺栓的機械緊固件，將諸如翅片101，102的尾翼附屬物附接到諸如直升飛機尾桁架103和風(fēng)扇管結(jié)構(gòu)104的機身或飛機上。諸如鉚釘接合或螺栓接合的機械緊固眾所周知是勞動密集型并且需要特殊裝置以及工具夾具的使用。
[0204]與使用機械緊固件來固定這種附屬物相關(guān)的缺陷是各毗鄰表面必須具有形成為使緊固件穿過的多個孔。這種孔會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的弱化并且可能成為結(jié)構(gòu)故障點。為了減小結(jié)構(gòu)故障的風(fēng)險，這種緊固的方法經(jīng)常需要定期的維護檢查以確保保持結(jié)構(gòu)的完整性，特別對于可能在相鄰的孔之間傳播的任何裂縫。
[0205]機械緊固件具有另外的缺陷在于，在被某些外部物體撞擊緊固的附屬物的情況下由于撕裂周圍的材料，可能對飛機造成實質(zhì)性的破壞。
[0206]當(dāng)一起附接到彎曲表面時，機械緊固件具有另外的缺陷。彎曲表面與大致平坦的緊固件之間的形狀不相配會引起在緊靠緊固件的位置上的過度的應(yīng)力。
[0207]另外的缺陷是機械緊固的表面或鉚接表面易于產(chǎn)生濕氣可以進入或滯留的密封問題。
[0208]另外的缺陷是機械緊固的表面易于受到多種類型的腐蝕。纖維狀腐蝕、晶間腐蝕以及表面腐蝕可能形成在機械緊固的表面之間。通常，即使有周期性的維護、拆解和檢查，這些區(qū)域中的腐蝕也經(jīng)常不被察覺，并且可能導(dǎo)致緊固件或者接近緊固件的區(qū)域的災(zāi)難性故障。
[0209]一種將尾翼附屬物緊固到機身或飛機結(jié)構(gòu)上并且克服與使用常規(guī)機械緊固件相關(guān)聯(lián)的斷裂問題的方法是通過使用諸如甲基丙烯酸甲酯的化學(xué)結(jié)合或機械粘合劑。圖2顯示在它們之間具有粘合劑106的兩個表面105。這種粘合劑最開始是液體或糊狀以使得它們在與表面105化學(xué)反應(yīng)之前在表面105之間流動并且固化以形成剛性結(jié)合。各表面105應(yīng)該具有基本一致的形狀以確保最佳可能的結(jié)合，但是并不要求是齊平吻合。當(dāng)粘合劑106被施加在表面105上時，組件在指示箭頭的方向上被定位在一起并且允許粘合劑固化。粘合劑的固化一般需要化學(xué)放熱反應(yīng)。
[0210]使用化學(xué)結(jié)合將附接物接合到飛機結(jié)構(gòu)的缺陷是這種結(jié)合一般只提供抗剪強度。如果在緊固的附屬物被某些外部物體撞擊的情況下受到拉伸壓力或剝離壓力，則化學(xué)結(jié)合仍然可能易于遭到破壞。
[0211]本發(fā)明的一個優(yōu)選地實施例涉及附接或?qū)⒏綄傥锔浇拥綑C身或飛機結(jié)構(gòu)的方法，其克服或至少改善了上文提及缺陷中的至少一個或至少提供對公眾有益的選擇。在優(yōu)選的實施例中，附接或附接方法被用來將尾翼附屬物附接到飛機構(gòu)架上，但是也可以包括附接包括支架和天線的其他各種物體。
[0212]圖3顯示使用聯(lián)接構(gòu)件108附接到尾翼104的部分的翅片101。聯(lián)接構(gòu)件108是由頭部107提供的機械緊固以及由固化的粘合劑109提供的化學(xué)結(jié)合的一體組合。
[0213]為了聯(lián)接表面，優(yōu)選地但并不必須的是，各表面彼此是基本齊平吻合的或至少具有基本一致的形狀。
[0214]優(yōu)選地，聯(lián)接構(gòu)件108是通過至少以下一些步驟形成的:
[0215]1、待接合的相對表面的區(qū)域被標(biāo)記或通過其他方式注明。
[0216]2、待接合的相對表面的區(qū)域具有在各表面中形成的多個孔。不要求孔對準(zhǔn)。圖4示出了具有多個孔111的待附接至尾翼的翅片的端視圖。
[0217]3、粘合劑的一部分被施加在各相對表面之間。圖5顯不,在上方相對表面(可以是例如尾翅片101)以及下方相對表面(可以是例如尾翼104)之間的粘合劑109。粘合劑可以是膠水或樹脂并且可以包括纖維或者是纖維復(fù)合物。
[0218]4、相對表面101、相對表面104隨后相對于彼此在F表不的方向上定位。相對表面101、相對表面104的定位使得粘合劑109強制經(jīng)過孔111。當(dāng)粘合劑流經(jīng)孔111時，表面吸引(經(jīng)由Coandd效應(yīng))使得粘合劑沿著表面的輪廓流經(jīng)孔，并且已經(jīng)流過孔111，呈放射狀地流向外側(cè)。
[0219]流出翅片101末端的粘合劑可以內(nèi)凹或另外定形以在翅片101和尾翼104之間提供平滑的以及有利空氣動力學(xué)的過渡部110。
[0220]如圖6所示，粘合劑109在表面的外側(cè)上形成頭部107。當(dāng)粘合劑固化時，頭部107形成聯(lián)接構(gòu)件108。聯(lián)接構(gòu)件108提供機械緊固，同時表面以及所得到的組件還享有化學(xué)結(jié)合。聯(lián)接構(gòu)件通過比僅僅結(jié)合或另外提供的完全的機械緊固件更強大的手段來提供同時抵抗剪力和張力的強度。
[0221]當(dāng)表面由襯底和樹脂形成時，構(gòu)成聯(lián)接構(gòu)件以接合兩個表面特別有用。粘合劑109可以是與所述樹脂相同或相似的材料使得當(dāng)固化時，組件變成材料基本均勻的結(jié)構(gòu)。
[0222]聯(lián)接構(gòu)件108提供的進一步優(yōu)點是可以改進要求發(fā)生的任意修理過程，例如，如果附屬物被要求更換。由于附屬物的疲勞弱化或被無意中的撞擊損壞，可以要求更換。
[0223]通過使用任何已知的方法，損壞的附屬物可以從尾翼上切下并且尾翼被研磨或用砂紙打磨以復(fù)原其原樣和輪廓。一旦尾翼被修復(fù)，新的附屬物可以被制備好并通過使用上文提及的過程構(gòu)成新的聯(lián)接構(gòu)件108而附接到尾翼上。任何來自舊聯(lián)接構(gòu)件的剩余材料不能實質(zhì)上影響新聯(lián)接構(gòu)件的構(gòu)成。
[0224]優(yōu)選地，粘合劑是ITW Plexus MA530 或MA550。然而，諸如 ClickboncUPermaboncUParsons、ITW Ramset A7或其他甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑的類似粘合劑。
[0225]優(yōu)選地，粘合劑的粘度大約為150，000cps。
[0226]可選地，粘合劑與纖維添加劑混合。優(yōu)選地，添加劑是碳，或者可選的是凱夫拉或復(fù)合玻璃纖維。
[0227]優(yōu)選地，在各定位的表面之間的間隙不大于10_。優(yōu)選地，在各定位的表面之間的間隙是大約3mm的間隙。優(yōu)選地，表面在整流罩邊緣上可以上升到10mm。
[0228]孔的尺寸可以是3mm到5mm并且優(yōu)選地大約為4臟。優(yōu)選地，孔被定位成孔中心之間相隔大約25mm。優(yōu)選地，孔被首先相對于表面的外側(cè)邊緣被定位并且向內(nèi)加工。優(yōu)選地，最外側(cè)的孔距外側(cè)邊緣大約10mm。
[0229]常規(guī)直升飛機機組人員和乘客的座椅已經(jīng)嵌入了直升飛機機身的結(jié)構(gòu)中。之后的一些年已經(jīng)經(jīng)歷了機組人員和乘客的座椅發(fā)展成獨立裝配的前方座椅及用于后方乘客的折疊座椅。認(rèn)證標(biāo)準(zhǔn)要求包括用于直升飛機所有乘員的防撞座椅。
[0230]自從最近引入新認(rèn)證規(guī)則，要求最新認(rèn)證的直升飛機中的座椅“防撞”，其滿足最大負(fù)荷因數(shù)、慣性力和與可應(yīng)用的飛行和著地負(fù)荷狀態(tài)(包括多種尋求認(rèn)證的緊急著陸狀態(tài))相對應(yīng)的在乘員、座椅以及安全帶或安全掛鉤具之間的反作用力的一定設(shè)計參數(shù)。
[0231]于是，當(dāng)新直升飛機設(shè)計或舊直升飛機設(shè)計翻新時，有一些最新設(shè)計防撞座椅安裝在直升飛機中。這些新的座椅設(shè)計合并了減震器、折疊杠桿機構(gòu)、制動器、能量吸收泡沫，以及可折疊金屬結(jié)構(gòu)的設(shè)計。
[0232]現(xiàn)有技術(shù)中一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的座椅設(shè)計被稱為行程調(diào)節(jié)式座椅機構(gòu)。該行程調(diào)節(jié)式座椅機構(gòu)的缺陷包括:需要定期檢查和維修、金屬表面的防腐蝕保護、座椅動作的無意干擾，以及座椅行程期間發(fā)生的肢體受傷。
[0233]現(xiàn)有技術(shù)中另一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的設(shè)計被稱作制動式座椅機構(gòu)。該座椅機構(gòu)的缺陷包括:摩擦墊的預(yù)載隨時間松動，并且需要定期檢查和再調(diào)整，金屬框架需要防腐蝕保護，座椅動作的無意干擾，以及座椅行程期間發(fā)生的肢體受傷。
[0234]現(xiàn)有技術(shù)中另一種符合防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)的設(shè)計是鋁制金屬薄片箱設(shè)計。該座椅機構(gòu)的缺陷包括:允許乘員通過座椅底盤落入座椅底座。當(dāng)乘員可以在撞擊中生還時,證據(jù)顯示，乘員隨后滯留在座椅底座中并且無法逃離被撞擊的飛機。
[0235]本發(fā)明的一個優(yōu)選的形式是直升飛機的乘員的防撞座椅，其克服或改善上文提及缺陷中的至少一個缺陷或至少提供對公眾有益的選擇。優(yōu)選地，沖擊座椅還滿足當(dāng)前的具有30G向下和18.5G向前的能量吸收座椅設(shè)計的認(rèn)證要求。
[0236]本發(fā)明的另一方案是位于提供垂直距離以允許壓扁的機構(gòu)上的座椅。在本發(fā)明的實施例中，座椅是全復(fù)合上方座椅，其包括座椅底盤和座椅靠背，座椅底盤和座椅靠背結(jié)構(gòu)上結(jié)合到可壓扁的復(fù)合座椅底座。座椅被設(shè)計為既適合定位在駕駛艙的前方位置也適合定位在駕駛艙的后方位置。
[0237]圖7a和7b分別顯示飛機且特別是直升飛機的能量吸收座椅組件200的立體圖和主視圖。座椅200 —般由上復(fù)合層壓部202和下復(fù)合部201構(gòu)成。各復(fù)合部由特殊布置的被灌注樹脂且與可固化樹脂結(jié)合在一起的織物層構(gòu)成。
[0238]下復(fù)合部201或底座，在硬著陸或撞擊期間，對于飛機的沖擊能量可壓扁，以至少移動一些距離而有利于減輕座椅上的乘員能承受的傷害。圖8顯示座椅200的部分的分解立體圖。優(yōu)選地，上座椅部和下座椅部是獨立裝配的并且建造之后再接合在一起的。諸如泡沫的能量吸收構(gòu)件203，可以被安裝在座椅底座201的開口的中央?yún)^(qū)域中以進一步改進座椅的沖擊能量吸收特性。優(yōu)選地，能量吸收泡沫是Confor CF45,Confor CF47或類似物。
[0239]結(jié)果能量吸收的特性是，例如在實驗用或業(yè)余愛好者搭建的飛機中，并且不需要泡沫203，可以提供座椅底座201的開口中央?yún)^(qū)域、艙門開口 209和蓋204以允許例如開口中央?yún)^(qū)域用于行李儲存。
[0240]在使用中，座椅通過下復(fù)合部201錨定到飛機機艙地板并且在前方和后方的機艙位置都可兼容。通過使用包括可以附接在座椅上的膝蓋和肩膀帶的安全帶組件，就座的乘員在使用中被限制到座椅中。
[0241]現(xiàn)在將會結(jié)合圖9至圖11對下復(fù)合部或座椅底座201的織物層的優(yōu)選的布置進行描述。圖9是座椅底座201的俯視剖視圖，并且圖10是座椅底座201的側(cè)視剖視圖。圖11是座椅底座201的分解視圖，其顯示結(jié)構(gòu)層壓層的最優(yōu)選的布置。優(yōu)選地，座椅底座由用樹脂灌注且與樹脂結(jié)合在一起的多個織物層構(gòu)造以構(gòu)成復(fù)合物或基體。
[0242]優(yōu)選地，座椅底座201具有側(cè)部結(jié)構(gòu)，該側(cè)部結(jié)構(gòu)具有外織物層204和內(nèi)織物層205，內(nèi)織物層205圍繞外周延伸。中間層206定位到在前表面、后表面和側(cè)表面中的每一個上的內(nèi)周層204和外周層205之間。當(dāng)需要座椅底座201中的艙門開口 209時，織物層207需要在開口周圍分層并且優(yōu)選地在內(nèi)部表面上分層。
[0243]優(yōu)選地,中間層206在各表面之間不連續(xù),也就是說，中間層不會纏繞座椅底座的垂直定向的角部區(qū)域208。當(dāng)受到來自基本垂直方向的壓力時，角部區(qū)域208在結(jié)構(gòu)的各角部中具有提供薄弱點的間隙或薄部從而提供局部屈曲模式。圖10顯示織物底座層的布置，其中上層212和下層213布置在中間層214的任意側(cè)。
[0244]優(yōu)選地，各底座層的外邊緣和側(cè)層的下邊緣具有織物部，其提供重疊區(qū)域以用于額外支撐。優(yōu)選地，側(cè)織物的重疊區(qū)域延伸穿過底座表面大約50mm并且底座織物在側(cè)表面上延伸高出大約30mm。
[0245]可以理解的是，區(qū)域顯示為重疊，區(qū)域可以被替換為在底座壁和側(cè)之間延伸的連續(xù)織物部。相似地，其中織物區(qū)域顯示為連續(xù)的，這些區(qū)域可以替換重疊織物部。優(yōu)選地，任何重疊區(qū)域大約是30mm至50mm的尺寸。
[0246]優(yōu)選地，內(nèi)周層204和外周層205以及上底座層212和下底座層213由樹脂灌注的諸如碳和/或凱夫拉(CKC)0/90、雙向或同軸類型織物的雙向織物構(gòu)造而成。內(nèi)周層204和外周層205為組件提供機械強度。優(yōu)選地，CKC織物是大約180g/m2的碳與凱夫拉織物。優(yōu)選地，中間層206是樹脂灌注的連續(xù)細絲薄氈(CFM)織物。中間層206幫助內(nèi)周層和外周層提供額外的剛性。優(yōu)選地，CFM織物大約是450g/m2。
[0247]層210設(shè)置在座椅底座201的上側(cè)邊緣的內(nèi)周上，用于座椅底盤202接合到座椅底座的區(qū)域中的額外支撐。優(yōu)選地，層210還在座椅底座的后部處向上延伸而提供對座椅底盤202的背部的額外支撐。優(yōu)選地，附加層210延伸超過座椅底座201與座椅底盤202交匯的凸緣大約30mm。優(yōu)選地，上支撐層210和艙門支撐層207是CFM織物，并且大約為450g/m2。
[0248]可設(shè)置構(gòu)件215以有利于穩(wěn)固裝配，通過構(gòu)件215，緊固件可以定位以將座椅底座附接到飛機機艙的地板上。構(gòu)件215優(yōu)選地由75mm寬的大約400g/mm2的碳雙偏置織物構(gòu)成。
[0249]將會結(jié)合圖12至圖15對上側(cè)復(fù)合部或座椅202的織物層的優(yōu)選布置進行描述。圖12顯示座椅202的后視立體圖，其一般具有座椅底盤220、座椅靠背221和一對支撐肋件222。支撐肋件從座椅靠背221的頂部延伸到底盤220的前部。支撐肋件幫助保持在可生還的撞擊中座椅結(jié)構(gòu)的剛性使得基本抑制了座椅靠背折向座椅底盤。優(yōu)選地，座椅202由用樹脂灌注和結(jié)合在一起的多個織物層構(gòu)成以構(gòu)成復(fù)合物或基體。優(yōu)選地，使用諸如ITWPlexus MA530或MA550的甲基丙烯酸甲酯結(jié)構(gòu)的粘合劑將座椅結(jié)合到座椅底座。然而，諸如Clickbond、Permabond、Parsons、ITff Ramset A7或其他甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑也是適當(dāng)?shù)倪x擇。
[0250]圖13顯示座椅的后視圖，其具有橫斷線A-A和B-B。圖14a詳細示出了橫斷面A-A。圖14b詳細示出了橫斷面B-B。一般的，座椅由諸如CKC的交替的結(jié)構(gòu)織物層和諸如CFM的織物構(gòu)造而成。使用諸如泡沫的核心材料以隔開織物層以在座椅202結(jié)構(gòu)的中央部中可以有復(fù)合I型梁類型的結(jié)構(gòu)，然而，當(dāng)使用溢出兩模具灌注方法時，可能忽略泡沫。優(yōu)選地，各層被布置以連續(xù)地從座椅靠背221的上部向座椅底盤220的前部延伸。然而,應(yīng)該注意的是，座椅靠背和座椅底盤可以使用非連續(xù)織物部構(gòu)造而成，并且如上文涉及的對座椅底座的描述。那些非連續(xù)部分與重疊部分接合。
[0251]CFM層作為流動介質(zhì)使用。CFM層在其自身中不會提供顯著的強度，但是其被用來分離兩結(jié)構(gòu)材料以產(chǎn)生夾層結(jié)構(gòu)。樹脂流動經(jīng)過并圍繞碳是有問題的。CFM作為流動介質(zhì)使用解決且減輕了間隙和流動的問題。
[0252]如所提到的，CKC是一種包括碳和凱夫拉材料的材料。碳材料用來提供強度和硬度。凱夫拉材料用于其能量吸收特性或作為圍繞碳的曲徑式密封。當(dāng)碳結(jié)構(gòu)機械性地失效時，凱夫拉一起保持結(jié)構(gòu)并且容忍壓扁。凱夫拉還防止碳斷片變成會嚴(yán)重傷害乘員的刺或切削邊緣。
[0253]座椅靠背和座椅底盤具有第一表面層223和第二表面層224。優(yōu)選地,第一表面層223是諸如CKC的提供機械強度的材料并且大約是180g/mm2。優(yōu)選地，第二表面層224是諸如CFM的材料并且大約是300g/mm2。
[0254]第三層225是一對側(cè)向隔開的織物部，各自大約IOOmm寬。第三層可以由多于一的層構(gòu)成，并且優(yōu)選為兩層。優(yōu)選地，第三層是諸如單向碳(CU)的材料并且大約是300g/mm2 ο[0255]第五層226和第六層227設(shè)置在第三層(單層或者多層)的后面。優(yōu)選地，第五表面層226是諸如CKC的提供機械強度的材料并且大約是180g/mm2。優(yōu)選地，第六層227是諸如CFM的材料并且大約是300g/mm2。
[0256]兩個側(cè)向隔開的核心構(gòu)件228作為備選設(shè)置在第六層的后面。核心層提供在頂層和底層之間的間隙以改進組件的機械強度。優(yōu)選地，核心構(gòu)件228是PVC泡沫材料或相似物。在兩片分離灌注模具系統(tǒng)中可以省略核心構(gòu)件228。
[0257]第七層和第八層229，234設(shè)置在核心構(gòu)件228后面。優(yōu)選地，第七層229是諸如CFM的材料并且大約是300g/mm2。優(yōu)選地，第八層234是諸如CKC的提供機械強度的材料并且大約是180g/mm2。
[0258]多個第九層230是側(cè)向隔開的并且與核心構(gòu)件228對準(zhǔn)。第九層230用于為座椅靠背和座椅底盤提供額外的強度。優(yōu)選地，第九層230包括三對側(cè)向隔開的織物。優(yōu)選地，第九層織物是單向碳并且大約是300g/mm2。優(yōu)選地，各織物部分的寬度大約是50mm。
[0259]第十層231和第十一層232接近座椅靠背和座椅底盤的后側(cè)。優(yōu)選地，第十層231是大約300g/mm2的CMF。優(yōu)選地，第十一層232是CKC并且大約180g/mm2。
[0260]座椅可以在單個動作被灌注，包括全部的前層壓材料、核心層壓材料和后層壓材料，或座椅可以在兩個過程中在兩片分離式模具系統(tǒng)中被灌注，其中座椅的前半部作為一部分被灌注，省略核心材料并且座椅的后半部作為第二部分被灌注。然后，使用甲基丙烯酸甲酯結(jié)構(gòu)的粘合劑將兩部分化學(xué)結(jié)合在一起。
[0261]座椅可以為舒適而裝設(shè)墊子。優(yōu)選地，使用能量吸收CF45和CF47泡沫作為座椅底座上的墊子來為座 椅裝設(shè)墊子以提供舒適及能量吸收的特性。
[0262]當(dāng)飛機撞擊地面時，裝配的座椅和座椅底座提供可折疊或可壓扁的結(jié)構(gòu)以吸收能量。壓扁過程按照優(yōu)選的順序發(fā)生，首先，座椅底座的后面板將會屈曲；其次，側(cè)面板將屈曲；第三，前面板將會屈曲。各角部區(qū)域208在不引起其他面板屈曲的情況下，允許各座椅底座側(cè)面板基本上屈曲。
[0263]如果在飛機撞擊期間座椅和座椅底座上的負(fù)荷不大到足以使任何或所有座椅底座側(cè)壁屈曲，則撞擊負(fù)荷將會分布到諸如可以排列座椅靠背以及墊子的能量吸收泡沫的其他區(qū)域。
[0264]本實施例提供的優(yōu)點包括構(gòu)架的重量輕。座椅的重量小于常規(guī)設(shè)計的行程調(diào)節(jié)式座椅或制動式座椅的重量的一半，同時符合FAA FAR Part27防撞座椅標(biāo)準(zhǔn)。
[0265]優(yōu)選地，能量吸收座椅組件包括上側(cè)拼湊復(fù)合層壓部和下側(cè)拼湊復(fù)合可壓扁部，其中座椅的使用是通過下部錨定到機艙地板。優(yōu)選地，復(fù)合上側(cè)座椅包括座椅底盤和結(jié)構(gòu)上結(jié)合到可壓扁的復(fù)合座椅底座的座椅靠背。優(yōu)選地，可壓扁的座椅底座在前方和后方位置都可兼容。優(yōu)選地，結(jié)構(gòu)上拼湊的座椅包括座椅底盤和座椅靠背，座椅靠背是產(chǎn)生計算機械性能的拼湊式層壓制件。優(yōu)選地，通過包括附接在座椅上的膝蓋和肩膀帶的安全帶組件，乘員在使用中被限制在座椅中。優(yōu)選地，底座部包括結(jié)構(gòu)上拼湊的座椅底座，其是產(chǎn)生計算機械性能以及在某特定負(fù)荷狀態(tài)下的設(shè)計塌縮次序的拼湊式層壓制件。優(yōu)選地，碳層壓制件的作用是提供剛度。優(yōu)選地，凱夫拉的作用是在撞擊過程中收容碳層壓制件。優(yōu)選地，拼湊式層壓制件包括至少一個碳纖維層壓制件和至少一個芳綸纖維層壓制件。優(yōu)選地，防撞座椅設(shè)計為符合聯(lián)邦航空局(FAA)、聯(lián)邦航空規(guī)章(FAR)、Titlel4、航空與空間Part27、適航性標(biāo)準(zhǔn)、正常范疇旋翼飛機的認(rèn)證要求。優(yōu)選地，座椅包括使用RTM工藝灌注的座椅底盤和座椅靠背層壓制件。優(yōu)選地，座椅底座層壓制件使用RTM灌注。優(yōu)選地，使用結(jié)構(gòu)粘合劑HPR25A/B將座椅與座椅底座粘合。優(yōu)選地，能量吸收泡沫Confor CF45和Confor CF47安裝在座椅底座以進一步協(xié)助能量吸收。優(yōu)選地，使用在座椅底座墊子中的能量吸收CF45和CF47泡沫為座椅裝設(shè)墊子。以下面的模式和順序來預(yù)測故障:背面板屈曲，側(cè)面板屈曲，以及總體屈曲。優(yōu)選地，如果其余的結(jié)構(gòu)能夠支撐屈曲的形狀并且將負(fù)荷重新分配到其他區(qū)域，那么局部屈曲模式(面板)不會導(dǎo)致最終故障。
[0266]現(xiàn)有技術(shù)直升飛機結(jié)構(gòu)或構(gòu)架包括諸如木材、鋁、鈦、鉻鑰鋼管和鎂合金的材料。直升飛機結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)及制造是圍繞特殊夾具和框架以及經(jīng)認(rèn)證的夾持設(shè)備的廣泛使用，其中地板和夾具、框架和設(shè)備經(jīng)常地被校準(zhǔn)。這種安裝方法具有包括位置固定以及不可移動的固有缺陷。
[0267]現(xiàn)有技術(shù)的機身生產(chǎn)及制造過程要求機身首先通過裝配內(nèi)部組件并且向外施工而建造?，F(xiàn)有技術(shù)的建造直升飛機的方法從識別諸如中央地板面板的起始位置或部分而開始。之后，通過添加子框架和面板而圍繞起始位置系統(tǒng)地添加機身的內(nèi)部結(jié)構(gòu)。然后，通過鉚接或栓接毗鄰的子框架和面板以形成骨架來加固組件。一旦全部內(nèi)部結(jié)構(gòu)已經(jīng)完成，機身基架被包上或鉚接或栓接在適當(dāng)位置中的外皮，外皮通常通過直接附接而鉚接或栓接在骨架上。當(dāng)完成了機身的主要結(jié)構(gòu)并且機身結(jié)構(gòu)上牢固時，將機身從生產(chǎn)或制造組件夾具中移除。
[0268]常規(guī)直升飛機機身制造具有許多缺陷。眾所周知的是極度勞動密集型建造。完整的機身具有巨大數(shù)量的獨立零件，都需要預(yù)先生產(chǎn)。為了追蹤以及裝配這些零件，需要熟練的勞動力。進一步講，生產(chǎn)夾具具有長的設(shè)置時間和長的拆除時間。常規(guī)方式的直升飛機機身制造非常昂貴。
[0269]常規(guī)直升飛機制造的另一缺陷是完工的直升飛機機身外部表面覆蓋了大量半球形鉚釘釘頭。這種類型的成品既不吸引人并且還導(dǎo)致高的阻力懲罰。顯著材料的成本和時間與在機身外側(cè)表皮中使用平頭鉚釘以避免阻力懲罰相關(guān)聯(lián)。
[0270]使用金屬片面板形成機身的外表皮的常規(guī)直升飛機機身制造的另一缺陷是難以達到平滑，并且因此難以達到有利于空氣動力學(xué)的形狀。
[0271]常規(guī)直升飛機機身制造的另一缺陷是門和窗的開口一般通過手工完成。通過手工完成導(dǎo)致沒有兩個門或窗的開口是相同的。因此一般通過手工，各窗或門的開口需要獨立定形以確保允許得到無縫關(guān)閉的配件。
[0272]使用鉚接結(jié)構(gòu)以及因此搭接接頭的常規(guī)直升飛機機身制造的另一缺陷是濕氣的進入。這種濕氣逐漸滯留并且繼而引發(fā)腐蝕。腐蝕會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)故障。
[0273]根據(jù)一個實施例，本發(fā)明是用于飛機(并且優(yōu)選為直升飛機)的機身結(jié)構(gòu)。圖15至圖32示出了優(yōu)選的直升飛機機身，優(yōu)選的機身部件和優(yōu)選的組裝過程。優(yōu)選的機身形成直升飛機的外殼并且外殼是承重結(jié)構(gòu)。本說明書中，承重機身的意思是直升飛機外殼為直升飛機提供重要的結(jié)構(gòu)支撐，其包括但不僅限于支撐發(fā)動機和變速箱機構(gòu)、機艙、燃料電池、尾桁架和尾部螺旋槳組件和尾翼。優(yōu)選的機身由復(fù)合物，即，用聚合物或即將用聚合物(其包括聚酯、乙烯基醇和環(huán)氧樹脂)灌注的多個織物層的層壓制件構(gòu)造而成，聚合物固化或能夠固化而將層以基本剛性的形態(tài)緊鎖在一起。優(yōu)選地，樹脂是UV穩(wěn)定的。[0274]與基于常規(guī)金屬框架的飛機相比，復(fù)合機身結(jié)構(gòu)可以提供諸如減少制造勞力的優(yōu)點。優(yōu)選地，至少部分在模具中構(gòu)成復(fù)合機身。模制的飛機構(gòu)架提供諸如零件尺寸和形狀的可重復(fù)性的優(yōu)點。零件的可重復(fù)性至少向保證毗鄰零件或組件的精確裝配邁進了一些，從而某種程度上改善了個別關(guān)注毗鄰零件的裝配(這通常在常規(guī)的基于金屬框架的飛機中普遍存在)的要求。
[0275]通過復(fù)合機身結(jié)構(gòu)進一步可以提供的優(yōu)點是耐久性。常規(guī)的基于金屬框架的飛機具有某種程度上通過在飛行時所傳遞的應(yīng)力以及發(fā)動機和工作表面引起的振動而規(guī)定的工作壽命。在這種環(huán)境下金屬確認(rèn)為最終斷裂，因此，規(guī)定嚴(yán)格的飛行時間記錄以確保飛機材料沒有超過安全期而使用。和金屬機身相比，優(yōu)選的復(fù)合機身具有改進的劣化速度。
[0276]通過復(fù)合機身結(jié)構(gòu)進一步可以提供的優(yōu)點是在發(fā)生機械故障的情況下(例如鳥撞擊或與地面上的物體無意間撞擊)機身的某些或全部的替換?？梢郧谐龔?fù)合機身的受損部分并且安裝替換的復(fù)合部分。優(yōu)選的機身部分的替換包括將受損部分從飛機構(gòu)架切除，制備與移除的部分基本相符的飛機構(gòu)架的部分并且安裝飛機構(gòu)架的該部分，優(yōu)選地在復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)中的織物的區(qū)域與現(xiàn)存的結(jié)構(gòu)重疊。
[0277]通過復(fù)合機身結(jié)構(gòu)進一步可以提供的優(yōu)點是在諸如對準(zhǔn)臺、尺寸標(biāo)記物以及一個以上定位數(shù)據(jù)的關(guān)鍵標(biāo)識在模具中的預(yù)先定位。
[0278]通過復(fù)合機身結(jié)構(gòu)進一步可以提供的優(yōu)點是窗槽口、機艙和貨物門槽口以及檢查面板槽口的預(yù)先定位。
[0279]通過復(fù)合機身結(jié)構(gòu)進一步可以提供的優(yōu)點是包括用于窗、機艙和貨物門以及檢查面板和艙門的開口密封凸緣的模制。
[0280]替換機身的部分還包括替換諸如尾桁架的大型機身區(qū)域。為了替換尾桁架，在接近中央機身部、或至少接近尾桁架的受損部分的區(qū)域中從機身切除現(xiàn)有的尾桁架。制備基本對應(yīng)于移除的尾桁架的替換的尾桁架并且將其抵接到剩余的機身結(jié)構(gòu)上。移植過程包括制備復(fù)合材料的部分以及穿過抵接區(qū)域重疊復(fù)合材料。
[0281]圖15a不出了直升飛機的外殼301、302的兩部分。如圖15 (b)所不,夕卜殼的各部分通過模制過程優(yōu)選地單獨形成，然后接合在一起以形成整體的機身結(jié)構(gòu)300。
[0282]優(yōu)選地，機身部分301，302由復(fù)合材料并通過模制過程制造。優(yōu)選地，復(fù)合材料具有多個織物層，其包括大約300g/mm2的CFM外層,大約190g/mm2的下一 CKC層,任意附加支撐材料層，諸如大約2mm的soric的泡沫層或填充物層，大約190g/mm2的下一 CKC層以及大約300g/mm2的下一 CFM層。CSM外層形成用來防止沖擊以及磨損傷害的層?？蛇x地，在層壓結(jié)構(gòu)被放置之前將凝膠涂層涂覆于模具表面上以促進平滑的機身外表面并且不費力的從模具移出。
[0283]優(yōu)選地，各織物層被放入基本符合期望機身部301、302的外表面的形狀的模具中。然后，織物層被灌注UV穩(wěn)定樹脂合成物并且可選地經(jīng)受真空過程以將結(jié)構(gòu)緊鎖在一起。包括單真空袋法、雙真空袋法、硅袋法或光RTM對模法的多種樹脂灌注方法可以被使用。固化層保持在它們各自的模具中。然后，模具旋轉(zhuǎn)并通過栓接或夾接而接合在一起。然后，被灌注部分301、被灌注部分302被層壓在一起。層壓接合過程通過灌注或手動配置執(zhí)行。一旦機身整體固化，從完成機身結(jié)構(gòu)收回模具半部。
[0284]各機身半部的優(yōu)選的布置過程如下，并且相對的模具半部可以是類似的。優(yōu)選地，通過清洗、拋光以及應(yīng)用脫模劑來制備機身模具。模具被可選地噴上大約0.018”至
0.022”厚的犧牲凝膠涂層，并且凝膠涂層可以固化。優(yōu)選地，機身外層或外殼層壓制件包括CFM300、CKC190、加上附加的層壓制件，其是機身加Soric2mm，CKC190加CFM300的整個長度中的位置特定的附加層壓制件。附加的層壓制件可以希望加強或加固取決于負(fù)荷和負(fù)荷路徑的結(jié)構(gòu)的特定區(qū)域。
[0285]一旦所有層壓制件被正確地放置并且附加的層壓制件被正確地定位，通過可選的單真空袋、雙真空袋、硅真空袋或光RTM對模來密閉機身模具。優(yōu)選地，施加100%真空。優(yōu)選地，執(zhí)行真空泄漏測試。優(yōu)選地，整個的機身至少留在真空中12小時。優(yōu)選地，在這期間機身模具被加熱到+30°C。機身模具的內(nèi)部也被加熱到+30°C。優(yōu)選的樹脂是聚乙烯酯，并且環(huán)氧混合樹脂Derakane510C-350FR在具有0.2%的鈷元素時有活性并且在0.7%時反應(yīng)遲緩。優(yōu)選地，樹脂被加熱到+30 °C。
[0286]緊接在灌注開始之前，在真空下在機身層壓制件上執(zhí)行最終泄漏測試。泄漏測試應(yīng)為<2-3mb/分鐘。優(yōu)選地，在單次平滑處理中，如所制備的灌注樹脂以足以維持機身灌注的量緊接在灌注之前2%被催化。
[0287]灌注優(yōu)選地按特定的順序執(zhí)行以確保完整灌注并且通過在模具最深部位處開始并且逐漸向最低的真空端口前進而避免停工，然后更進一步，樹脂閥被打開以影響樹脂流動。經(jīng)修整和接合的機身外殼或機身能夠以適合六人、小于IOOkg的直升飛機的尺寸被建造。
[0288]圖16不出了直升飛機外殼的側(cè)視圖。優(yōu)選地,夕卜殼300具有一體形成的中央機身區(qū)域303和尾部區(qū)域304。優(yōu)選地，中央機身區(qū)域303適于支撐至少發(fā)動機和傳動系，并且可以進一步支撐燃料罐和諸如梁架和隔壁的結(jié)構(gòu)構(gòu)件。傳動系包括適用于驅(qū)動主螺旋槳并且連接到驅(qū)動尾螺旋槳的軸的主螺旋槳變速箱。
[0289]當(dāng)從機身模具移除時，機身外殼是中空無框架結(jié)構(gòu)。為了完成直升飛機組裝，包括龍骨梁、地板面板和隔壁的各種構(gòu)件以優(yōu)選的順序安裝，使得傳遞到機身的飛行負(fù)荷以及來自主螺旋槳系統(tǒng)和尾螺旋槳系統(tǒng)以及發(fā)動機的負(fù)荷被分配到直升飛機的飛機構(gòu)架周圍。各構(gòu)件具有在機身內(nèi)適當(dāng)?shù)胤峙湄?fù)荷的尺寸和位置。通過由外殼勾勒出輪廓的諸如機艙門開口的開口，各構(gòu)件按順序插入中空機身。各構(gòu)件尺寸被修整并且一旦進入機身就被永久地結(jié)合在適當(dāng)位置上。
[0290]機身優(yōu)選地按照以下順序裝配:尾桁架前方隔壁311，燃料罐后方隔壁311，龍骨梁313，龍骨梁314，橫向梁315，燃料囊地板317，后方機艙隔壁318，機艙地板319，上隔壁321，中央貨物地板323，側(cè)貨物艙地板324，側(cè)貨物艙頂面板325，后方艙地板326，發(fā)動機化霜托盤327，風(fēng)擋玻璃和風(fēng)擋玻璃豎框328以及頂窗面板329。
[0291]優(yōu)選地，尾部區(qū)域304至少包括尾桁架。然而，尾部區(qū)域還可以包括諸如尾螺旋槳支架和/或尾翼和/或飛行穩(wěn)定附屬物的物品。
[0292]外殼300還可以包括一體形成的前部305，其具有為容納飛行員、乘客以及飛行控制器的機艙。優(yōu)選地，夕卜殼300包括一體形成的前部305并且勾勒出用于窗307、門306、檢查艙門309，310、儲存區(qū)域308等的開口的輪廓。優(yōu)選地，開口允許直升飛機的所有其他部件被安裝。例如，諸如隔壁、梁架、壁以及支撐結(jié)構(gòu)的裝備，以及諸如飛行控制機構(gòu)、燃料箱、發(fā)動機以及傳動系的輔助部件是在機身部301，302被接合之后被安裝的。[0293]圖17至圖28顯示大量部件優(yōu)選地安裝到機身300的內(nèi)部。部件以優(yōu)選的順序被安裝。
[0294]圖17示出了優(yōu)選地安裝在中央機身的后部或尾桁架304的前部中以提供內(nèi)部支撐的構(gòu)件或隔壁311，312。優(yōu)選地，隔壁311、隔壁312通過限定在機身頂部的開口 313被安裝。隔壁311、隔壁312被優(yōu)選地安裝以為發(fā)動機和螺旋槳變速箱提供支撐或裝配位置。
[0295]圖18示出了具有向前凸出構(gòu)件316的一對構(gòu)件或龍骨梁313。優(yōu)選地，龍骨梁適于從機身的中央部的上內(nèi)側(cè)表面延伸到下內(nèi)側(cè)表面。優(yōu)選地，構(gòu)件316適于向前延伸到機艙區(qū)305以為機艙地板提供支撐。優(yōu)選地，構(gòu)件314適于與構(gòu)件316互補并且為機艙地板提供進一步的支撐。優(yōu)選地，構(gòu)件314適于從機艙區(qū)域的前方向中央機身部的后方區(qū)域延伸。優(yōu)選地，構(gòu)件315適于橫向于構(gòu)件316延伸并且為機艙地板和座椅安裝提供進一步支撐。優(yōu)選地，各構(gòu)件314，315，316適于與至少一些重疊部的嚙合或接合以形成延伸通過機艙空間304的下方區(qū)域的柵格狀結(jié)構(gòu)。優(yōu)選地，構(gòu)件314，315，316被成形為使得他們基本符合機身300的下內(nèi)側(cè)表面的輪廓以便結(jié)構(gòu)能夠被結(jié)合在一起以形成基本剛性的結(jié)構(gòu)。優(yōu)選地，構(gòu)件314至構(gòu)件316中的每一個都適于通過諸如前窗開口 307或門開口 306的開口被插入機身的內(nèi)部區(qū)域中。梁架313的上方區(qū)域優(yōu)選地適于連接到發(fā)動機和/或變速箱結(jié)構(gòu)并且將與發(fā)動機和變速箱有關(guān)的負(fù)荷分配到機身壁。
[0296]圖19示出了構(gòu)件或面板317，其適于通過前窗開口 307插入并且被定位在龍骨梁313之間，從而形成可以放置或安裝諸如燃料電池的輔助物品的地板。
[0297]圖20示出了能夠通過窗開口 307插入并且定位于窗開口 307上方并且接合到地板構(gòu)件314，315，316的機艙地板面板319。隔壁面板318從靠近機身300的上內(nèi)側(cè)表面的區(qū)域向下內(nèi)表面延伸，并且優(yōu)選地還跨越在機身側(cè)壁的內(nèi)部表面之間。面板318可選地包括檢查艙門322以及互補的艙門蓋320。另一面板321適于附接在面板318的上側(cè)邊緣和機身的上內(nèi)側(cè)表面之間。優(yōu)選地，面板321可移除以便于立即檢查機身區(qū)，其可以容納發(fā)動機或驅(qū)動機構(gòu)。優(yōu)選地，梁架313、地板構(gòu)件和隔壁面板318構(gòu)成用于將容納在封閉結(jié)構(gòu)內(nèi)的一個以上燃料電池與撞擊能量隔離的封閉結(jié)構(gòu)。
[0298]圖21示出了地板面板323，其能夠從通過機身300上表面勾勒出輪廓的檢查艙門插入并且可選擇地接合到龍骨梁313。
[0299]圖22示出了可選擇的面板324，其適于被定位在中央機身的下外地板區(qū)域上以利于貨物儲存的平坦表面。圖23示出了適于豎立在中央機身后區(qū)域以構(gòu)成朝向定位在下方的空間的天花板的面板325。
[0300]圖24示出了適于從中央機身部的上方區(qū)域中的開口插入的地板面板326。優(yōu)選地，地板面板適于接合到機身的內(nèi)部表面以及周圍的結(jié)構(gòu)。
[0301]圖25示出了適于通過中央機身部的上方區(qū)域中的開口插入并且從尾桁架區(qū)域閉合中央機身的內(nèi)部區(qū)域的面板327。
[0302]優(yōu)選地，包括面板、壁、構(gòu)件和梁架311至327的內(nèi)部結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成并且通過模制過程制成。優(yōu)選地，復(fù)合材料具有多個織物層，其包括大約300g/mm2的CFM的外層，大約190g/mm2的下一 CKC層,任意附加支撐材料層,諸如大約2mm的soric的泡沫或填充物層，大約190g/mm2的下一 CKC層以及大約300g/mm2的下一 CFM層。CSM的外層形成防止沖擊并且磨損傷害的層?？蛇x地，在放置層壓結(jié)構(gòu)之前將凝膠涂層涂覆于模具表面以促進平滑的機身外表面并且不費力的從模具中移出。
[0303]構(gòu)件是大部分平坦的面板部分，其包括一級結(jié)構(gòu)、二級結(jié)構(gòu)和三級結(jié)構(gòu)并且構(gòu)件是專用于各部分用途的拼湊式層壓制件。一級結(jié)構(gòu)是直接承重結(jié)構(gòu)，其設(shè)計為運載飛行發(fā)動機并且通過飛機構(gòu)架傳輸負(fù)荷。一級結(jié)構(gòu)的示例是龍骨梁313以及機身結(jié)構(gòu)301和302。二級結(jié)構(gòu)運載間接負(fù)荷并且通過飛機構(gòu)架從一級結(jié)構(gòu)共享負(fù)荷。二級結(jié)構(gòu)的示例是地板323。三級結(jié)構(gòu)是次要承重結(jié)構(gòu)，其故障不會導(dǎo)致二級結(jié)構(gòu)或一級結(jié)構(gòu)接連故障。三級結(jié)構(gòu)的示例是面板327。
[0304]各平坦面板的典型的布置過程可以如下。通過清洗、拋光以及應(yīng)用脫模劑而制備層壓臺。然后，臺被可選地噴上大約0.018”至0.022”厚的犧牲凝膠涂層。凝膠涂層可以固化。每個平坦面板的層壓結(jié)構(gòu)不同。基本的平坦面板層壓制件可以具有附加的層壓制件，其在整個面板中是位置特定的?？上Ｍ郊拥膶訅褐萍砑訌娀蚣庸倘Q于負(fù)荷和負(fù)荷路徑的結(jié)構(gòu)的特定區(qū)域。
[0305]一旦所有層壓制件被正確地布置并且附加的層壓制件被正確地定位，臺模具通過可選的單真空袋、雙真空袋、硅真空袋或光RTM對模密閉。然后，施加100%真空，執(zhí)行真空泄漏測試并且整個的機身至少留在真空中4個小時。在這期間臺模具被加熱到+30°C。聚乙烯酯/環(huán)氧混合樹脂Derakane510C-350FR在具有0.2%的鈷元素時有活性并且在0.7%時反應(yīng)遲緩。樹脂被加熱到+30°C。緊接在灌注開始之前，在真空下在臺層壓制件上執(zhí)行最終泄漏測試。泄漏測試應(yīng)為<2-3mb/分鐘。在單次平滑處理中，如所制備的灌注樹脂以足以維持機身灌注的量緊接在灌注之前2%被催化。灌注必須按特定的順序執(zhí)行以確保完全灌注并且避免停工。在層壓制件最深部位開始灌注并且使灌注繼續(xù)進行，然后逐漸地更進一步樹脂閥被打開以影響樹脂流動。
[0306]圖26和圖27示出了適于附接在通過機身勾勒出輪廓的開口上的前窗328和機艙頂 329。
[0307]圖28示出了多個適于關(guān)閉通過機身勾勒出輪廓的窗開口以及檢查艙門的罩。窗是真空，其形成為模制的機身形狀以匹配模制的窗槽口。使用硫化過程來安裝窗。機艙、貨物和艙門密封件壓配合至在模制過程時形成的預(yù)制槽口。機艙、貨物以及艙門鉸鏈和閂鎖匹配鉆孔到模具臺上以及在模制過程中預(yù)制的標(biāo)識。
[0308]現(xiàn)有技術(shù)的一個缺陷是門和窗的凹槽一般通過手工完成。手工完成導(dǎo)致具有唯一輪廓的結(jié)構(gòu)，因此需要裝配進入凹槽的窗、門等也是手工完成以確保它們匹配，并且匹配而無過大的縫。
[0309]在本優(yōu)選的實施例中，在機身內(nèi)部的各部件和附屬物由復(fù)合模制過程形成。當(dāng)生產(chǎn)大量這種物品時，該過程提供諸如形狀精確再現(xiàn)的優(yōu)點。物品形狀的精確再現(xiàn)提供了不需要對物品的匹配進行任何特殊關(guān)注就能夠替換機身上的該物品的優(yōu)點。精確的匹配使制造成本和時間極大地減少。
[0310]圖29示出了直升飛機機身的一個優(yōu)選地實施例的側(cè)視圖，并且圖30示出了其仰視圖。優(yōu)選地，機身是連續(xù)的層壓結(jié)構(gòu)，其包括至少中央機身部303和尾桁架304。如圖所示，可選的機艙區(qū)域305被包括在連續(xù)的機身部中。優(yōu)選地，連續(xù)的中央機身部303和尾桁架304包括跨越連續(xù)區(qū)域的加固構(gòu)件。優(yōu)選地，第一構(gòu)件330定位在機身上方區(qū)域的表面上并且從中央機身部的上方區(qū)域的表面跨越到尾桁架的上部的表面。優(yōu)選地，第二構(gòu)件331定位在第一構(gòu)件下方的機身的表面上并且跨過中央機身表面部的上方區(qū)域和尾桁架的中部和下表面部。優(yōu)選地，第三構(gòu)件332定位在機身表面上并且在中央機身部的下方區(qū)域之間跨越到進入尾桁架區(qū)域的表面的至少某路徑。
[0311]優(yōu)選地，第一構(gòu)件、第二構(gòu)件和第三構(gòu)件中的每個都由諸如大約200g/mm2的單向碳纖維織物的織物制造而成。優(yōu)選地，第一構(gòu)件、第二構(gòu)件和第三構(gòu)件中的每個大約200mm至300mm寬。優(yōu)選地，這些構(gòu)件作為‘附加層壓制件’被集成到機身的層壓結(jié)構(gòu)中。優(yōu)選地，這些構(gòu)件居中地位于內(nèi)表面層和外表面層之間。優(yōu)選地，第一構(gòu)件、第二構(gòu)件和第三構(gòu)件中的每個跨越限定為在機身的中央機身部和尾桁架之間的區(qū)域的過渡區(qū)。
[0312]該構(gòu)件為尾桁架和相對于中央機身部定位在的尾桁架上的任意尾翼結(jié)構(gòu)提供額外的強度和穩(wěn)定性。
[0313]建造直升飛機的方法以如下優(yōu)選的順序包括以下步驟。本領(lǐng)域的技術(shù)人員將會理解到該特定組裝過程可以被重新排序。
[0314]1、制備承重機身外皮或外殼，包括制備和接合機身的兩個相對部分。
[0315]接合的機身包括中央部、尾桁架和可選的前部。尾桁架可選地包括尾翼。機身優(yōu)選地勾勒出門和窗開口的輪廓?？蛇x的前部包括用于容納駕駛員、乘客和飛行控制器的機艙。中央部適于支撐發(fā)動機和傳動系。尾桁架和尾翼基本為單殼體式結(jié)構(gòu)。尾翼適用于支撐導(dǎo)管風(fēng)扇尾部螺旋槳組件、水平穩(wěn)定器和垂直穩(wěn)定器。承重機身進一步勾勒出定位在上表面的開口的輪廓，該開口適用于使發(fā)動機主螺旋漿變速箱和傳動系模塊插入并且附接在內(nèi)部。
[0316]優(yōu)選地，通過將幾個織物層分層放置并且用聚合物或樹脂灌注這些層以構(gòu)成復(fù)合結(jié)構(gòu)來制備承重機身。優(yōu)選地，相對的機身部被接合而各機身部仍然在各自的模具中。
[0317]2、制備至少兩個龍骨梁部件。
[0318]優(yōu)選地，通過將幾個織物層分層放置并且用聚合物或樹脂灌注這些層以構(gòu)成復(fù)合結(jié)構(gòu)來制備龍骨梁部件。
[0319]3、通過穿過機身中的窗或門的開口插入該至少兩個龍骨梁部件來安裝至少兩個龍骨梁部件。
[0320]4、連接至少兩個龍骨梁部件的上方區(qū)域。能夠通過將織物部施加到機身和梁架的近側(cè)區(qū)域的重疊區(qū)域并且用聚合物或樹脂灌注織物以構(gòu)成復(fù)合結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)連接。
[0321]5、制備至少兩個隔壁部件。
[0322]6、通過穿過機身中的窗或門的開口插入該至少兩個隔壁部件來安裝至少兩個隔壁部件。
[0323]7、連接至少兩個隔壁部件的上方區(qū)域。能夠通過將織物部施加到隔壁、機身和梁架的近側(cè)區(qū)域的重疊區(qū)域并且用聚合物或樹脂灌注織物以構(gòu)成復(fù)合結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)連接。優(yōu)選地，至少兩個隔壁部件包括后方隔壁和前方隔壁，后方隔壁和前方隔壁與至少兩個龍骨梁部件一起限定了用于容納燃料電池部件的封閉空間。
[0324]8、制備至少一個地板面板。
[0325]9、通過穿過機身中的窗或門的開口插入地板面板來將該地板面板安裝到機身中。
[0326]優(yōu)選地，根據(jù)以下優(yōu)選的步驟順序來建造包括中央部和尾桁架部的機身或機身的至少一部分。然而，本領(lǐng)域技術(shù)人員將認(rèn)識到的是，組裝步驟無需按嚴(yán)格的順序執(zhí)行。[0327]1、制備模具并且在該模具的內(nèi)表面涂上諸如凝膠涂層或液態(tài)蠟的脫模劑?？梢钥蛇x地應(yīng)用大約0.018” - 0.022”厚的凝膠涂層。
[0328]2、CFM織物層被放置在模具中。
[0329]3、CKC織物層被放置在模具中。
[0330]4、一個或多個可選的織物層被放置在模具中。
[0331]5、諸如Soric的核心介質(zhì)層被放置在模具中。
[0332]6、CKC織物層被放置在模具中。
[0333]7、CFM織物層被放置在模具中。
[0334]8、優(yōu)選地，通過樹脂灌注過程將織物層鎖固在一起。
[0335]可選的層包括附加結(jié)構(gòu)穩(wěn)定增強型織物，其嵌入在其他織物層中?？上Ｍ蛇x層加固機身近側(cè)窗和門的開口、艙門以及其他附接或緊固件被定位的區(qū)域?？蛇x層可以是CDB(碳雙偏置)層，或者可選層可以是⑶(單向碳)以構(gòu)成承重構(gòu)件。
[0336]圖31示出了優(yōu)選的直升飛機機身300和尾翼336的側(cè)視圖，其顯示附加織物層332可以應(yīng)用到層壓結(jié)構(gòu)的區(qū)域。優(yōu)選地，附加織物332定位在機身中央部過渡到尾桁架的區(qū)域近側(cè)。優(yōu)選地，附加層332是CKC材料或⑶B材料。
[0337]優(yōu)選地，使用CFM材料和CKC材料的層壓結(jié)構(gòu)來構(gòu)造尾翼。尾翼336可以通過至少一個重疊材料層333而接合到機身300的尾桁架部。優(yōu)選地,重疊區(qū)域至少是30mm。優(yōu)選地，重疊材料層是CKC材料和CKC材料的層壓結(jié)構(gòu)。
[0338]圖32示出了優(yōu)選地直升飛機的仰視圖，并且特別地示出了多個通過機身勾勒出輪廓的開口。優(yōu)選地，各開口具有附加的織物材料層334、335，其應(yīng)用到開口邊緣的至少部分。在這種情況下，開口具有唇緣或凸緣，織物層優(yōu)選地從機身的主表面延伸到唇緣或凸緣的邊緣。優(yōu)選地，織物是CFM材料。更進一步，可以希望有多個附加的織物材料層以為機身近側(cè)施加有織物的區(qū)域提供額外的強度。例如，可以施加三層。優(yōu)選地，層至少25mm寬。
[0339]優(yōu)選的直升飛機機身承載機身在支撐機身和關(guān)聯(lián)部件的重量時以及在抵抗外部所施加的力(諸如那些通過發(fā)動機和傳動系機構(gòu)產(chǎn)生的力)時所受到的負(fù)荷或力。
[0340]概括而言，設(shè)計工程師使用術(shù)語負(fù)荷路徑來描述負(fù)荷路徑穿過從施加點到它們被反作用的點的結(jié)構(gòu)的途徑。與此相反，通過在一點的主應(yīng)力向量的方向來被更加清楚地識別應(yīng)力軌跡。
[0341]由于高的向前速度，動態(tài)負(fù)荷傳遞給機身。優(yōu)選的直升飛機機身承受三秒鐘在160kts下傳遞給機身的負(fù)荷乘以3.5倍極限負(fù)荷加上進一步的1.5倍的最終負(fù)荷所求得的總和。負(fù)荷必須通過主螺旋槳片、桅桿、主螺旋槳變速箱、進入主螺旋槳變速箱框架并且進入龍骨梁313，然后經(jīng)由眾多負(fù)荷路徑進入機身而被分配到機身中。
[0342]從原理上講，飛機的一級結(jié)構(gòu)分配負(fù)荷。二級結(jié)構(gòu)也運載負(fù)荷但是當(dāng)被損壞時不會導(dǎo)致飛機的災(zāi)難性故障。
[0343]尾桁架主要支撐尾螺旋槳。尾螺旋槳的用途在于在盤旋中對抗主螺旋槳扭矩以及在盤旋且低速中提供方向控制。尾桁架還必須支撐飛行中動態(tài)負(fù)荷。也即，上垂直翅片抵消了巡航中的尾螺旋槳推力的需求。下垂直翅片為自轉(zhuǎn)提供穩(wěn)定性。水平穩(wěn)定器在向前飛行中提供縱向穩(wěn)定性。
[0344]必須通過主螺旋槳向上推力來克服直升飛機的重量，否則直升飛機將停留在地面。這個重量可以稱為負(fù)荷。這個負(fù)荷將取決于直升飛機的操縱而變化。主螺旋槳負(fù)荷被定向在主螺旋槳變速箱框架中。主螺旋槳變速箱框架優(yōu)選地附接在左右主龍骨梁313的六個位置上。全部的操縱負(fù)荷被轉(zhuǎn)移到機身結(jié)構(gòu)中。在尾桁架上形成的負(fù)荷被傳遞到機身的中央部中。機艙結(jié)構(gòu)不得不承受來自前方速度和側(cè)方速度的動態(tài)負(fù)荷。機艙還必須承受來自在座椅上的乘員的重量所施加的負(fù)荷或在機艙地板上的貨物負(fù)載。全部機艙負(fù)荷被傳遞到龍骨梁313，314中以及機身中。
【權(quán)利要求】
1.一種一級飛行結(jié)構(gòu),包括: 至少限定了直升飛機機身的外部的承重復(fù)合外殼，所述機身至少限定了中央機身部和尾桁架， 其中所述中央機身部適用于封閉發(fā)動機或傳動系中的至少一個。
2.如權(quán)利要求1所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述尾桁架已經(jīng)附接或適用于附接尾翼、翅片或尾部螺旋槳機構(gòu)中的至少一個。
3.如權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述尾翼適用于支撐導(dǎo)管風(fēng)扇尾部螺旋槳組件、水平穩(wěn)定器和垂直穩(wěn)定器。
4.如權(quán)利要求1至3中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，所述尾桁架適用于附接尾翼從而形成單殼體結(jié)構(gòu)。
5.如權(quán)利要求1至4中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，進一步包括機身的前部，所述機身的前部適用于容納一個或多個乘員以及飛行控制器。
6.如權(quán)利要求1至5中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述機身的中央部和前部勾勒出門、窗或艙門開口中的至少一個的輪廓。
7.如權(quán)利要求1至6中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述結(jié)構(gòu)勾勒出位于機身表面的上部區(qū)域中的開口的輪廓，所述開口適用于使發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個至少部分地插入所述機身中。
8.如權(quán)利要求1至7中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，進一步包括在機身的至少上方和下方內(nèi)部表面之間延伸的至少兩個構(gòu)件部件。
9.如權(quán)利要求8所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述構(gòu)件為發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個提供至少一個附接點，或者為發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個適用于附接在其上的框架組件提供至少一個附接點。
10.如權(quán)利要求1至9中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，進一步包括至少在機身的側(cè)內(nèi)部表面之間延伸并且橫向于至少兩個梁架部件延伸的至少兩個構(gòu)件。
11.如權(quán)利要求8至10中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中至少一個所述構(gòu)件適用于將由發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個所產(chǎn)生的負(fù)荷傳遞到復(fù)合外殼。
12.如權(quán)利要求8至11中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中至少一個所述構(gòu)件被布置為至少部分地形成封閉空間，在所述封閉空間中能夠放置一個以上燃料電池。
13.如權(quán)利要求8至12中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述構(gòu)件適用于形成能附接在復(fù)合外殼的內(nèi)部表面上的結(jié)構(gòu)使得所述結(jié)構(gòu)至少部分地吸收飛機的沖擊能量并且將能量轉(zhuǎn)移而遠離所述封閉空間。
14.如權(quán)利要求5至13中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中至少兩個構(gòu)件進一步包括一體形成且向前凸出的構(gòu)件，其適用于從所述中央機身部延伸到所述前部，凸出的構(gòu)件具有適用于附接在復(fù)合外殼的下方內(nèi)部表面的下方區(qū)域以及適用于支撐機艙地板面板的上方區(qū)域。
15.如權(quán)利要求14所述的一 級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述機身的所述前部和所述機艙地板面板至少部分地限定了機艙空間，使得乘員的座椅和飛行控制器能夠被定位或參照。
16.如權(quán)利要求14或權(quán)利要求15所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中機艙地板通過向前凸出的構(gòu)件和多個結(jié)構(gòu)構(gòu)件支撐，所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件適用于在機艙地板面板的下側(cè)和復(fù)合外殼的下方區(qū)域的內(nèi)部表面之間延伸。
17.如權(quán)利要求16所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件適用于附接至機艙地板面板和復(fù)合外殼的內(nèi)部表面。
18.如權(quán)利要求16或權(quán)利要求17所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件包括第一套構(gòu)件和第二套構(gòu)件，并且所述第一套構(gòu)件適用于基本垂直于所述第二套構(gòu)件延伸，使得當(dāng)組合時所述結(jié)構(gòu)構(gòu)件一起適用于形成在機艙地板面板和復(fù)合外殼的內(nèi)部表面之間延伸的柵格結(jié)構(gòu)。
19.如權(quán)利要求5所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中機艙空間進一步適用于使多個座椅、飛行控制器以及乘員限制件被定位。
20.如權(quán)利要求1至19中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中復(fù)合外殼包括層壓制件，所述層壓制件包括多個織物層。
21.如權(quán)利要求20所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中多個織物層包括第一連續(xù)細絲薄氈層、第一碳與凱夫拉復(fù)合層、單向碳纖維層、第二碳與凱夫拉復(fù)合層、第二連續(xù)細絲薄租層，并且其中層壓制件被或適用于被灌注固化的或可固化的樹脂。
22.如權(quán)利要求21所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中層壓制件進一步包括附加的層壓制件和/或包括Soric的核心填充材料。
23.如權(quán)利要求21或權(quán)利要求22所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的碳單向織物層。
24.如權(quán)利要求21至23中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的碳雙偏置織物層。
25.如權(quán)利要求21至24中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，所述層壓制件進一步包括在第一層和第二層之間的填充層。
26.如權(quán)利要求24所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述碳雙偏置織物層包括多個碳雙偏置織物層，包括: 從中央機身部的上方區(qū)域的表面跨越到尾桁架的上部的表面的多個層， 從中央機身表面部的上方區(qū)域跨越到尾桁架的中部和下表面部的多個層，以及 在中央機身部的下方區(qū)域之間跨越到進入尾桁架區(qū)域的下表面的至少某路徑的多個層。
27.如權(quán)利要求21至26中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中單向碳纖維織物大約為200g/mm2。
28.如權(quán)利要求21至27中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中至少一些支撐織物大約為 200mm 到 300mm 寬。
29.如權(quán)利要求21至28中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述支撐織物集成在機身的層壓制件層內(nèi)。 29、如權(quán)利要求21至29中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述連續(xù)細絲薄氈層大約為 300g/mm2。
30.如權(quán)利要求21至30中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述碳與凱夫拉復(fù)合層大約為190g/mm2。
31.如權(quán)利要求21至31中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中所述填充層大約為2mm厚。
32.如權(quán)利要求21至32中的任一項所述的一級飛行結(jié)構(gòu)，其中外部表面層形成為基本平滑且基本連續(xù)的表面，其穿過至少中央機身部延伸到尾桁架。
33.適用于為一個以上燃料電池提供保護的封閉結(jié)構(gòu)，所述封閉結(jié)構(gòu)包括跨越在基本封閉的復(fù)合機身或飛行結(jié)構(gòu)的外殼的上內(nèi)部表面和下內(nèi)部表面之間的至少四個豎立的面板構(gòu)件、具有相對于機身內(nèi)部或飛行結(jié)構(gòu)的外殼側(cè)向地延伸的表面并且至少在其上方區(qū)域和下方區(qū)域中附接至機身的內(nèi)部表面的至少兩個面板構(gòu)件，以及縱向地延伸到機身的內(nèi)部或飛行結(jié)構(gòu)內(nèi)部的外殼并且至少在其上方區(qū)域和下方區(qū)域中附接在機身的內(nèi)部表面上的至少兩個面板構(gòu)件，所述面板構(gòu)件限定封閉空間。
34.如權(quán)利要求33所述的封閉結(jié)構(gòu)，其中機身或外殼以及面板構(gòu)件中的每個都包括復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)。
35.如權(quán)利要求33或34所述的封閉結(jié)構(gòu)，進一步包括地板構(gòu)件，所述地板構(gòu)件附接至封閉空間的下方區(qū)域。
36.如權(quán)利要求33至35中的任一項所述的封閉結(jié)構(gòu)，其中面板構(gòu)件的上方區(qū)域適用于支撐發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個，或至少支撐能附接發(fā)動機或主螺旋槳變速箱或傳動系模塊中的至少一個的框架組件。
37.如權(quán)利要求 33至36中的任一項所述的封閉結(jié)構(gòu)，其中所述封閉結(jié)構(gòu)適用于支撐至少一個燃料電池。
38.如權(quán)利要求33至37中的任一項所述的封閉結(jié)構(gòu)，其中至少一個面板構(gòu)件具有孔隙，燃料電池能夠通過所述孔隙插入。
39.如權(quán)利要求33至38中的任一項所述的封閉結(jié)構(gòu)，其中機身或外殼以及面板構(gòu)件一起構(gòu)成使得當(dāng)受到?jīng)_擊負(fù)荷時轉(zhuǎn)移沖擊能量遠離封閉空間的結(jié)構(gòu)。
40.構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述直升飛機機身具有至少中央部和尾桁架部，所述方法包括: 提供至少兩個模具，第一模具具有基本對應(yīng)于目標(biāo)外機身殼輪廓的左舷部的內(nèi)部形狀，并且第二模具具有基本對應(yīng)于目標(biāo)外機身殼輪廓的右舷部的內(nèi)部形狀， 將多個織物層施加到第一模具和第二模具中的每個中以構(gòu)成左舷機身部和右舷機身部，以及 將樹脂灌注到織物層中以形成復(fù)合結(jié)構(gòu)。
41.如權(quán)利要求40所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，其中將多個織物層施加到模具中的步驟包括:施加第一 CFM層，施加第一碳與凱夫拉復(fù)合織物層，施加CU層，施加第二碳與凱夫拉復(fù)合織物層，施加第二 CFM層。
42.如權(quán)利要求40或權(quán)利要求41所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，其中所述方法進一步包括施加附加的層壓制件和/或包括Soric的核心材料。
43.如權(quán)利要求40至42中的任一項所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，其中將多個織物層施加到模具中的步驟進一步包括在第一層和第二層之間的CU層。
44.如權(quán)利要求40至43中的任一項所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，其中將多個織物層施加到模具中的步驟，層壓結(jié)構(gòu)進一步包括在第一層和第二層之間的CDB層。
45.如權(quán)利要求40至44中的任一項所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述方法進一步包括將第一模具和第二模具中的每個一起對準(zhǔn)，使得機身的左舷部和右舷部鄰接。
46.如權(quán)利要求45所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，其中各模具部具有一個以上的對準(zhǔn)標(biāo)記物或數(shù)據(jù)，所述方法進一步包括對準(zhǔn)各對準(zhǔn)標(biāo)記物或數(shù)據(jù)。
47.如權(quán)利要求45或權(quán)利要求46所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述方法進一步包括施加多個織物層橫跨機身的毗鄰的左舷部和右舷部。
48.如權(quán)利要求40至47中的任一項所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述方法進一步包括提供對應(yīng)于目標(biāo)內(nèi)部機身結(jié)構(gòu)的多個模具。
49.如權(quán)利要求40至47中的任一項所述的構(gòu)成直升飛機機身的方法，所述方法進一步包括使樹脂固化以及從模具移除復(fù)合結(jié)構(gòu)的步驟。
50.建造直升飛機的方法，所述方法包括以下步驟: 提供機身外表皮或外殼，所述外殼包括至少機身中央部和尾祐1架，機身外表皮或外殼勾勒出多個開口的輪廓并且限定基本封閉的空間， 通過多個開口中的至少一個,將多個構(gòu)件插入到機身中。
51.如權(quán)利要 求50所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括組裝在機身外表皮或外殼中的多個構(gòu)件以構(gòu)成內(nèi)部結(jié)構(gòu)。
52.如權(quán)利要求50或權(quán)利要求51所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括通過至少一個開口將多個地板面板插入到機身中。
53.如權(quán)利要求50至52所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括將多個構(gòu)件結(jié)合到機身外表皮或外殼的內(nèi)部表面、其他構(gòu)件和地板面板、或其組合。
54.如權(quán)利要求50至53所述的建造直升飛機的方法，其中結(jié)合的步驟包括:將織物施加到毗鄰構(gòu)件的鄰近區(qū)域的重疊區(qū)域上，以及用樹脂灌注織物以形成復(fù)合結(jié)構(gòu)。
55.如權(quán)利要求50至54所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括將多個構(gòu)件布置在機身內(nèi)部的中央部中以限定封閉空間。
56.如權(quán)利要求50至55所述的建造直升飛機的方法，其中所述機身進一步構(gòu)成機身的前部，機身的前部可適用于封閉用于容納駕駛員、乘客和飛行控制器的機艙。
57.如權(quán)利要求50至56所述的建造直升飛機的方法，其中所述多個開口包括門、窗或艙門的開口。
58.如權(quán)利要求50至57所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括將尾翼或任意數(shù)目的飛行穩(wěn)定附屬物附接到尾桁架上。
59.如權(quán)利要求58所述的建造直升飛機的方法，其中所述尾桁架和尾翼限定單殼體式結(jié)構(gòu)。
60.如權(quán)利要求58或權(quán)利要求59所述的建造直升飛機的方法，其中所述尾翼適用于支撐導(dǎo)管風(fēng)扇尾部螺旋槳組件、水平穩(wěn)定器和垂直穩(wěn)定器。
61.如權(quán)利要求50至60所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括通過一個所述開口將發(fā)動機或發(fā)動機支撐架插入到機身中。
62.如權(quán)利要求50至61所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括將發(fā)動機或發(fā)動機支撐架附接到至少一個構(gòu)件上。
63.如權(quán)利要求50至62所述的建造直升飛機的方法，其中所述方法進一步包括通過一個所述開口將至少一個燃料電池插入到機身內(nèi)的封閉空間中。
64.—種用于飛機的防撞座椅組件,包括: 座椅底座部件，所述座椅底座具有適用于附接至飛機的下表面， 座椅底盤部件,其中座椅底盤適用于附接至座椅底座的頂部,所述座椅部件由復(fù)合層壓結(jié)構(gòu)構(gòu)成。
65.如權(quán)利要求64所述的防撞座椅組件，其中所述座椅底座是當(dāng)受到?jīng)_擊時所述座椅底座壓扁以吸收沖擊能量的形式。
66.如權(quán)利要求64或65中的任一項所述的防撞座椅組件,其中所述座椅底座部件具有底座壁和四個側(cè)壁，所述側(cè)壁包括基本連續(xù)的內(nèi)層和外層，內(nèi)層和外層各圍繞座椅底座的周圍延伸，所述側(cè)壁進一步包括中間層，所述中間層包括設(shè)置在內(nèi)層和外層之間的多個不連續(xù)的壁部使得壓扁區(qū)域被限定在各壁向下一個過渡的區(qū)域中或附近。
67.如權(quán)利要求64至66中的任一項所述的防撞座椅，其中所述底座壁和所述側(cè)壁具有重疊區(qū)域，其中所述重疊區(qū)域通過所述側(cè)壁延伸到所述底座壁中、或所述底座壁延伸到所述側(cè)壁中、或者兩者來提供。
68.如權(quán)利要求64至67的任一項所述的防撞座椅，其中側(cè)層的重疊區(qū)域延伸穿過底座表面大約50mm并且底座層延伸高于側(cè)表面大約30mm。
69.如權(quán)利要求64至68中的任一項所述的防撞座椅，其中所述座椅底座進一步包括上層，所述上層圍繞四個側(cè)壁的上方區(qū)域延伸。
70.如權(quán)利要求64至69中的任一項所述的防撞座椅,其中上支撐層是大約450g/m2的連續(xù)細絲織物。
71.如權(quán)利要求64至70中的任一項所述的防撞座椅,其中所述座椅部件包括座椅靠背和座椅底盤，所述座椅靠背和座椅底盤由多個基本連續(xù)的層構(gòu)成。
72.如權(quán)利要求64至71中的任一項所述的防撞座椅,其中座椅是全復(fù)合上座椅,其包括座椅底盤和座椅靠背，所述座椅底盤和座椅靠背結(jié)構(gòu)上聯(lián)接到可壓扁的復(fù)合座椅底座。
73.如權(quán)利要求64至72中的任一項所述的防撞座椅，其中所述底座壁適用于被緊固至飛機機艙地板。
74.如權(quán)利要求64至73中的任一項所述的防撞座椅，其中所述底座壁包括一個以上附加的碳雙偏置織物層。
75.如權(quán)利要求64至74中的任一項所述的防撞座椅，其中所述碳雙偏置織物的底座壁大約為400g/mm2。
76.如權(quán)利要求64至75中的任一項所述的防撞座椅，其中所述碳雙偏置織物的底座壁至少為75mm寬。
77.如權(quán)利要求64至76中的任一項所述的防撞座椅，其中所述底座壁和四個側(cè)壁限定封閉的內(nèi)部空間，所述內(nèi)部空間適用于容納能量吸收材料或行李。
78.如權(quán)利要求64至78中的任一項所述的防撞座椅，其中所述能量吸收泡沫是ConforCF45、Confor CF47 或類似物。
79.如權(quán)利要求64至79中的任一項所述的防撞座椅，其中至少一個所述側(cè)壁具有開口，所述開口提供進入封閉空間的入口，所述開口具有圍繞開口周邊設(shè)置的支撐層。
80.如權(quán)利要求64至79中的任一項所述的防撞座椅,其中所述支撐層是大約450g/m2的連續(xù)細絲薄氈織物。
81.如權(quán)利要求64至80中的任一項所述的防撞座椅，其中后側(cè)壁在座椅底座處向上延伸使得附加的支撐件設(shè)置在座椅的背部。
82.如權(quán)利要求64至81中的任一項所述的防撞座椅，其中所述內(nèi)層和外層是碳與凱夫拉織物0/90、雙向或同軸類型的織物。
83.如權(quán)利要求64至82中的任一項所述的防撞座椅，其中所述內(nèi)層和外層是大約180g/m2的碳與凱夫拉織物。
84.如權(quán)利要求64至83中的任一項所述的防撞座椅，其中所述中間層是大約450g/m2的連續(xù)細絲織物。
85.如權(quán)利要求64至84中的任一項所述的防撞座椅，其中所述座椅底盤部件具有與基本平坦的座椅底座部一體的基本豎立的座椅靠背部，其中所述座椅底盤部件由交替的織物材料層構(gòu)成。
86.如權(quán)利要求64至85中的任一項所述的防撞座椅，其中至少一個織物是流動介質(zhì)。
87.如權(quán)利要求64至86中的任一項所述的防撞座椅，其中至少其中一個織物提供機械強度。
88.如權(quán)利要求64至87中的任一項所述的防撞座椅，其中當(dāng)受到?jīng)_擊負(fù)荷時，至少一個織物防止其他織物的爆炸性故障。
89.如權(quán)利要求64至88中的任一項所述的防撞座椅，其中交替織物是碳與凱夫拉織物以及連續(xù)細絲。
90.如權(quán)利要求64至89中的任一項所述的防撞座椅,其中核心材料將織物層的一部分間隔開。
91.如權(quán)利要求64至90中的任一項所述的防撞座椅，其中所述織物材料層包括: 第一表面層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物， 第二層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄租， 第三層，其為碳單向織物的側(cè)向隔開部，各自大約IOOmm寬和大約300g/mm2, 第五層和第六層，其大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物， 第六層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄租， 第七層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄租， 第八層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物， 多個側(cè)部隔開的第九層，其為大約300g/mm2的碳單向織物， 第十層，其為大約300g/mm2的連續(xù)細絲薄氈，以及 第H 層，其為大約180g/mm2的碳與凱夫拉復(fù)合織物。
92.如權(quán)利要求64至91中的任一項所述的防撞座椅，其中所述織物材料層進一步包括核心材料層，所述核心材料層布置在第六層和第七層之間。
93.如權(quán)利要求64至92中的任一項所述的防撞座椅，其中所述核心材料包括兩個側(cè)向隔開的構(gòu)件。
94.如權(quán)利要求 64至93中的任一項所述的防撞座椅，其中所述核心是PVC泡沫材料或類似物。
95.如權(quán)利要求64至94中的任一項所述的防撞座椅，其中各第九織物層的寬度大約為50mmo
96.如權(quán)利要求64至95中的任一項所述的防撞座椅，其中至少有三對側(cè)向隔開的第九層。 96.至少在第一和第二相對表面之間提供機械和化學(xué)附接的緊固結(jié)構(gòu)，每個表面具有從相對側(cè)延伸至非相對側(cè)的多個孔，所述緊固結(jié)構(gòu)包括定位在第一表面和第二表面之間并且延伸通過多個孔中的至少一些孔的粘合劑層，所述粘合劑層具有定位在第一表面和第二表面的各非相對側(cè)上的頭部。
97.如權(quán)利要求96所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中粘合劑是甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑。
98.如權(quán)利要求96至97中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中粘合劑是ITWPlexusMA530、MA550、Clickbond、Permabond、Parsons、ITW Ramset A7 中的至少一種。
99.如權(quán)利要求96至98中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中粘合劑具有大約150, OOOcps 的粘度。
100.如權(quán)利要求96至99中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中粘合劑與纖維添加劑混合。
101.如權(quán)利要求96至100中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中添加劑是碳、凱夫拉或復(fù)合玻璃纖維中的至少一種。
102.如權(quán)利要求96至101中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中在各相對表面之間的間隙不大于10mnin
103.如權(quán)利要求96至102中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中在各相對表面之間的間隙大約為3mm。
104.如權(quán)利要求96至103中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中孔的尺寸大約為3mm到5mm ο
105.如權(quán)利要求96至104中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中孔的尺寸大約為4mm。
106.如權(quán)利要求96至105中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中孔的孔中心間距隔開25mm ο
107.如權(quán)利要求96至106中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中孔首先相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
108.如權(quán)利要求96至107中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中定位為最接近于表面的外偵_緣的孔距外側(cè)側(cè)邊緣大約10mm。
109.如權(quán)利要求96至108中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中至少一個表面是飛機結(jié)構(gòu)或機身的部分。
110.如權(quán)利要求96至109中的任一項所述的緊固結(jié)構(gòu)，其中至少一個表面是附屬物，其適用于附接到飛機結(jié)構(gòu)或機身。
111.接合飛行結(jié)構(gòu)的兩個表面的方法，包括: 提供待接合的飛行結(jié)構(gòu)的至少兩個相對表面， 在各表面中設(shè)置從相對側(cè)延伸到非相對側(cè)的多個孔， 提供在相對表面之間的粘合劑層，其中粘合劑是化學(xué)地或機械地粘合表面的類型，粘合劑是液體形態(tài)或至少糊狀， 將表面放置在一起，使得粘合劑從相對側(cè)到非相對側(cè)流經(jīng)或另外強制通過多個孔中的至少一些孔，并且粘合劑在非相對側(cè)上形成頭部，并且固化所述粘合劑。
112.如權(quán)利要求111所述的接合兩個表面的方法，其中所述方法進一步包括將纖維添加劑與粘合劑混合。
113.如權(quán)利要求111至112中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中將表面放置在一起的步驟包括將表面放置分開不大于10_。
114.如權(quán)利要求111至113中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中將表面放置在一起的步驟包括將表面放置分開大約3mm。
115.如權(quán)利要求111至114中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中在各表面中設(shè)置多個孔包括提供大約3mm到5mm的尺寸。
116.如權(quán)利要求111至115中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中在各表面中設(shè)置多個孔包括提供大約4_的尺寸。
117.如權(quán)利要求111至116中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中孔的孔中心間距隔開大約25mm。
118.如權(quán)利要求111至117中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中所述孔首先相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
119.如權(quán)利要求111至118中的任一項所述的接合兩個表面的方法，其中定位為最接近于表面的外側(cè)邊緣的孔距外側(cè)側(cè)邊緣大約10mm。
120.一種具有通過緊固機構(gòu)附接的附屬物的飛機表面，所述緊固機構(gòu)在飛機表面和附屬物之間提供機械和化學(xué)的附接，該機構(gòu)包括在至少第一和第二相對表面之間的機械和化學(xué)的附接，每個所述表面都具有從每個飛機表面和附屬物的相對側(cè)延伸到非相對側(cè)的多個孔，包括定位在第一表面和第二表面之間并且延伸穿過多個孔中的至少一些孔的粘合劑層，當(dāng)固化時，所述粘合劑層具有定位在飛機表面和附屬物表面的各非相對側(cè)上的頭部。
121.如權(quán)利要求120中的任一項所述的飛機表面，其中粘合劑是甲基丙烯酸甲酯基環(huán)氧粘合劑。
122.如權(quán)利要求120至121中的任一項所述的飛機表面，其中粘合劑是ITWPlexusMA530、MA550、Clickbond、Permabond、Parsons、ITW Ramset A7 中的至少一種。
123.如權(quán)利要求120至122中的任一項所述的飛機表面，其中粘合劑具有大約150, OOOcps 的粘度。
124.如權(quán)利要求120至123中的任一項所述的飛機表面，其中粘合劑與纖維添加劑混八口 ο
125.如權(quán)利要求120至124中的任一項所述的飛機表面，其中添加劑至少是碳、凱夫拉或復(fù)合玻璃纖維中的至少一種。
126.如權(quán)利要求120至125中的任一項所述的飛機表面，其中在各相對表面之間的間隙不大于10mm。
127.如權(quán)利要求120至126中的任一項所述的飛機表面，其中在各相對表面之間的間隙大約為3mm。
128.如權(quán)利要求120至127中的任一項所述的飛機表面，其中孔的尺寸大約為3mm到5mm ο
129.如權(quán)利要求120至128中的任一項所述的飛機表面，其中孔的尺寸大約為4mm。
130.如權(quán)利要求120至129中的任一項所述的飛機表面，其中孔的孔中心間距隔開大約 25mm。
131.如權(quán)利要求120至130中的任一項所述的飛機表面，其中孔首先相對于表面的外側(cè)邊緣定位并且向內(nèi)隔開。
132.如權(quán)利要求120至131中的任一項所述的飛機表面，其中定位為最接近于表面的外側(cè)邊緣的孔距外側(cè)側(cè) 邊緣大約10mm。
【文檔編號】B32B27/00GK103813959SQ201280038724
【公開日】2014年5月21日 申請日期:2012年6月7日 優(yōu)先權(quán)日:2011年6月7日
【發(fā)明者】彼得·馬洛尼, 尼娜·希特利 申請人:復(fù)合材料直升飛機控股有限公司