專利名稱：航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件與航空器機(jī)身之間的連接裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件與航空器機(jī)身表皮間的連接裝置。
背景技術(shù)：
航空器機(jī)身一般由機(jī)身表皮形成，機(jī)身表皮由一些結(jié)構(gòu)零件加固，結(jié)構(gòu)零件如縱 向加固件(桁條)和橫向加固件(框架)?？v向加固件通過不同組裝技術(shù)與表皮連接焊 接、鉚接等。至于橫向加固件，則通過夾具與表皮連接。 當(dāng)航空器在地面時(shí)，航空器可能承受來自于它們的外界環(huán)境的損害。因此，例如，在航空器周圍行駛的跑道車輛如機(jī)上人員裝載車或托盤式轉(zhuǎn)運(yùn)機(jī) (transbordeurs de palettes)，都可能造成對航空器機(jī)身的碰撞。
對機(jī)場設(shè)備如登機(jī)和下機(jī)用的舷梯也是一樣。大部分碰撞發(fā)生在艙門附近的周邊環(huán)境，通常在門周圍約三米的機(jī)身周邊區(qū)域 中。當(dāng)航空器機(jī)身表皮主要是金屬(一般具有延展性的鋁合金)時(shí)，機(jī)身表皮受到的 外部碰撞會留下痕跡，這些痕跡可能使得出現(xiàn)局部凹陷。出現(xiàn)這些從外部可看見的缺陷導(dǎo)致必須通過去掉蒙皮和內(nèi)部隔絕層從外部和從 內(nèi)部進(jìn)行深入的可視檢查?？蛇x地，可進(jìn)行非破壞性的檢測作業(yè)，如利用稱為傅科(Foucault)渦電流的方法 尋找裂紋，以便確證是否碰撞未導(dǎo)致肉眼看不見的其它損傷。當(dāng)航空器機(jī)身表皮由復(fù)合材料如碳纖維加強(qiáng)的塑料制成時(shí)，表皮所承受的碰撞不 會必然留下外部痕跡。但是，碰撞可能導(dǎo)致產(chǎn)生構(gòu)成表皮的復(fù)合蒙皮的不同層之間的分層。這些層因而 分開，這會降低表皮的抗壓及抗剪強(qiáng)度。該現(xiàn)象甚至?xí)斐晒潭ㄓ诒砥さ慕Y(jié)構(gòu)零件(如框架和桁條)斷裂。專利FR 2 666 895描述了一種可記憶并檢測碳基復(fù)合材料制零件受到的碰撞的 方法。盡管該方法非常令人滿意，但是該方法不能防止機(jī)身表皮受到的碰撞影響到與表 皮相鄰的結(jié)構(gòu)元件。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的旨在阻止或在任何情況下限制碰撞對鄰近機(jī)身表皮的結(jié)構(gòu)零件的影響。為此，本發(fā)明的目標(biāo)是具有至少一用于旅客進(jìn)入航空器的門的航空器，其特征在 于，該航空器具有至少一在航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件與航空器機(jī)身表皮之間實(shí)現(xiàn)連接的連接裝 置，連接裝置就位于門的內(nèi)周邊附近、在易受外部碰撞的區(qū)域中，并且連接裝置具有至少一壓縮脆弱區(qū)，以便吸收機(jī)身表皮外表面所承受到的碰撞，所述連接裝置另外構(gòu)造成用以抵 抗得住由航空器內(nèi)部壓力施加在機(jī)身表皮內(nèi)表面上的拉張力。因此，在機(jī)身表皮承受外部碰撞的情況下，裝置的脆弱區(qū)用作切斷保險(xiǎn)器和斷裂， 以避免施加在機(jī)身上的外部壓縮應(yīng)力傳播到相鄰的結(jié)構(gòu)并使其受損。當(dāng)結(jié)構(gòu)零件(例如框架)受損時(shí)，其復(fù)原在時(shí)間和成本上可能都是很沉重的，并 且需要航空器停飛。本發(fā)明可以克服該缺點(diǎn)，因?yàn)橹恍韪鼡Q已破壞的連接裝置。
需要指出的是，所述區(qū)域在沿基本垂直于機(jī)身表皮的軸線方向的軸向壓縮方面被 削弱。根據(jù)一特征，該裝置包括兩個(gè)元件，這兩個(gè)元件中的至少一個(gè)具有所述至少一個(gè) 壓縮脆弱區(qū)。更特別的是，所述裝置包括第一元件和第二元件，第一元件具有所述至少一壓縮 脆弱區(qū)，第二元件構(gòu)造成用于抵抗拉張力。因此，減弱的抗壓強(qiáng)度的功能和抗拉強(qiáng)度的功能分開，并且每種功能通過一種不 同的元件保證。根據(jù)另一替換的特征，裝置兩個(gè)元件中的每個(gè)元件都具有所述至少一個(gè)壓縮脆弱 區(qū)并且都構(gòu)造成用以抵抗得住拉張力。因此每個(gè)元件保證兩種功能。要指出的是，裝置可包括多于兩個(gè)的元件。在這種情況下，能量吸收區(qū)域可在這些 元件中的一個(gè)或多個(gè)上。根據(jù)一特征，裝置包括唯一元件，該唯一元件包括所述至少一壓縮脆弱區(qū)并被構(gòu) 造成用以抵抗住拉張力。因此該裝置比起有兩個(gè)或多于兩個(gè)元件的裝置應(yīng)用更簡單。為了削弱裝置構(gòu)成元件的抗壓強(qiáng)度，多個(gè)孔或眼實(shí)施在裝置中，例如實(shí)施在裝置 的一個(gè)或多個(gè)元件中。一般在元件的厚度中進(jìn)行材料的去除，而所述厚度是按與軸向壓縮方向垂直的方 向所考慮的。根據(jù)一特征，所述裝置包括一個(gè)或多個(gè)內(nèi)部結(jié)構(gòu)穩(wěn)定器，以防止內(nèi)部結(jié)構(gòu)的擺動 運(yùn)動。該穩(wěn)定功能的目的是阻止內(nèi)部結(jié)構(gòu)元件(框架、桁條等)在外力作用下傾倒的自 然趨勢。更特別的是，所述裝置包括用于固定在機(jī)身表皮上的第一端部部分、用于固定在 內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件上的第二端部部分、和與其它兩個(gè)部分連接并具有至少一軸向壓縮脆弱區(qū)的 第三中間部分。無論裝置包括兩個(gè)元件還是只有單個(gè)元件，這些部分可位于上述兩個(gè)元件中的每 個(gè)元件上，或者只位于其中之一上。當(dāng)裝置包括兩個(gè)元件時(shí)，三個(gè)部分不必都在兩個(gè)元件上。根據(jù)一特征，第一端部部分延伸在與機(jī)身表皮內(nèi)表面平行的第一方向上，第二端 部部分延伸在與第一方向垂直的第二方向上。根據(jù)另一特征，第三中間部分可延伸在與第二方向基本平行的方向上，或者(在當(dāng)該第三部分由多個(gè)部分形成時(shí))該第三中間部分可延伸在基本平行于第二方向或相對第二方向傾斜的多個(gè)方向上。將會發(fā)現(xiàn)，第二方向相應(yīng)于軸向方向，裝置的所述區(qū)域沿該軸向方向構(gòu)形成用以 具有有意減小的軸向壓縮強(qiáng)度。另外應(yīng)注意的是，裝置的抗拉強(qiáng)度一般由裝置受力部分的適當(dāng)厚度保證。因此，裝置的整體形狀為把航空器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件連接至機(jī)身表皮上的角形件。角形件的沿其厚度看的形狀可根據(jù)不同實(shí)施方式和賦予裝置構(gòu)成元件的功能而變化。要指出的是，所述裝置特別位于被門封閉的開口周邊的區(qū)域中，當(dāng)?shù)菣C(jī)和下機(jī)舷 梯靠近運(yùn)動時(shí)該區(qū)域容易受到碰撞。


隨著下面僅作為非限定例子給出的并參照附圖進(jìn)行的描述，可以了解其它特征和 優(yōu)點(diǎn)，附圖中-圖1是航空器的整體示意圖；-圖2a是航空器乘客門的整體示意圖；-圖2b是航空器貨艙門的整體示意圖；-圖3a是按本發(fā)明的裝置的一實(shí)施方式的整體示意圖；-圖3b是圖3a裝置的側(cè)視圖；-圖4a是按本發(fā)明的裝置的另一實(shí)施方式的整體示意圖；-圖4b是圖4a裝置的側(cè)視圖；-圖5是圖3a和3b裝置的一實(shí)施變型的示意透視圖；-圖6是圖4a和4b裝置的一實(shí)施變型的示意透視圖；-圖7a、7b和7c分別是按本發(fā)明的裝置的另一實(shí)施方式的橫截面示意圖、側(cè)視示 意圖和透視示意圖。
具體實(shí)施例方式如圖1所示并用標(biāo)注為10的總附圖標(biāo)記表示的航空器包括機(jī)身12和多個(gè)用于機(jī) 上進(jìn)出的門和艙蓋14、16、18、20、21。本發(fā)明特別適用于乘客和機(jī)組人員進(jìn)出航空器的航空器門、以及行李、貨物和食 品由此運(yùn)上機(jī)的其他的開/關(guān)用的艙門或艙蓋(貨盤艙、散裝艙等)。當(dāng)航空器在地面時(shí)，這些各種門和艙蓋容易受到損傷。實(shí)際上，貨艙裝卸用及人員登機(jī)和下機(jī)用的機(jī)場設(shè)備和設(shè)施在進(jìn)行靠近操作時(shí)可 能碰撞到航空器的機(jī)身。受到碰撞的區(qū)域?yàn)樵跈C(jī)上進(jìn)出用的門、艙蓋、艙口等周邊的區(qū)域。在圖2a上示出乘客用的機(jī)上通道門Pl，并且用虛線表示出易受到來自地面設(shè)備/ 設(shè)施的碰撞的周圍區(qū)域Z1。該區(qū)域?qū)Ｓ糜谙咸輰樱⑼ㄟ^ISO-DIS 7718標(biāo)準(zhǔn)確定。在區(qū)域Zl中，位于門Pl的開口兩側(cè)(飛機(jī)前部在門的左側(cè))的豎直的點(diǎn)劃線Li、 L2、L3、L4、L5、L6、L7表示這樣的位置加固框架(在飛機(jī)內(nèi)部的且加強(qiáng)機(jī)身的結(jié)構(gòu)零件或結(jié)構(gòu)元件)沿這些位置布置。這些不同位置兩兩間隔開通常在500mm至635mm之間的間距。區(qū)域Zl的高度一般約為3500mm，長度約為4500mm。
緊鄰門周邊的第二區(qū)域Z2以已知的方式通過直接固定在機(jī)身表皮上的一些框架 進(jìn)行加固。按本發(fā)明的連接裝置可沿位置Ll至L7固定在區(qū)域Z2以外，即相對于該區(qū)域Z2 側(cè)向地、和在該區(qū)域之上及之下地布置。例如沿區(qū)域Zl的高度，將多個(gè)裝置按照彼此分開 大致規(guī)則的距離的方式加以布置。在圖2b上，示出貨艙通道門/蓋P2 (飛機(jī)前部在門的右側(cè))，并且用虛線表示出環(huán) 繞該門的區(qū)域Z3，該區(qū)域Z3易受到來自機(jī)場設(shè)備/設(shè)施的碰撞。區(qū)域Z3專用于托盤式轉(zhuǎn) 運(yùn)機(jī)的對接。門P2例如相應(yīng)于圖1的門21。在區(qū)域Z3中，位于門P2的開口兩側(cè)的豎直的點(diǎn)劃線L’ 1、L’ 2、L’ 3、L’ 4、L’ 5、
L’ 6表示這樣的位置加固框架沿這些位置加以布置。緊接門周沿的第二區(qū)域Z4 (和圖2a的區(qū)域Z2 —樣)通過直接固定在機(jī)身表皮上 的一些框架加固。符合本發(fā)明的裝置也可以沿位置L’ 1至L’ 6設(shè)置在周邊區(qū)域Z4之外。圖3a和3b上示意性示出的裝置或連接器(clip) 20例如安置于圖2a和2b所示 的未加固對接區(qū)中。該裝置將航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的加固零件連接于機(jī)身表皮或機(jī)身壁22。特別是，圖3a和3b的加固零件是作為橫向加固件的框架24，并且只看到該框架 24的在橫截面上呈開放C形的形狀(圖3a)?？蚣鼙倔w沿方向Al縱向地延伸(圖3b)。在圖1和2的方位標(biāo)中，方向Al對應(yīng)于豎向。裝置20包括兩個(gè)相連結(jié)的不同元件26和28，元件26和28每一個(gè)都具有在橫截 面上呈角型材或反L形的整體形狀，以便這些元件能很容易地一方面固定至框架24和壁22 而另一方面互相固定。因此，每個(gè)元件26、28包括第一端部部分26a、28a，所述第一端部部分在與機(jī)身表 皮22的內(nèi)表面22a平行的方向A2上延伸，以便被固定于該內(nèi)表面。更特別的是，第一元件26的第一部分26a通過它的外表面與內(nèi)表面22a接觸，而 第二元件28的第一部分28a靠著第一部分26a的內(nèi)表面定位。例如為螺栓-螺母型的常規(guī)固定部件30把這兩個(gè)元件組裝在表皮22上。要指出的是，機(jī)身表皮可以是復(fù)合材料(碳等)或金屬制的。每個(gè)元件26、28還包括第二部分26b、28b，所述第二部分總體上在垂直于方向A2 的方向A3上延伸，以便能被固定在框架24的本體上，特別是固定在框架的大的縱向外表面 上。更特別的是，元件26的第二部分26b通過它的外表面與框架24的縱向外表面接 觸，并且例如通過機(jī)械固定件如螺栓、鉚釘或者通過粘附，元件26的第二部分26b固定于該 縱向外表面。元件28的第二部分28b通過其外表面的稱為端部的部分，與第二部分26b的內(nèi)表面接觸，并且例如通過機(jī)械固定件如螺栓、鉚釘或通過粘附，使第二部分28b固定于該內(nèi)表面。第一元件26還包括第三中間部分，該第三中間部分包括壓縮脆弱區(qū)26c。該區(qū)呈相對軸向壓縮方向垂直地(方向A2)、在方向A3上延伸的褶皺或波紋的形式。該褶皺26c在元件26的一大部分長度上縱向(沿方向Al)地延伸，甚至延伸在其 整個(gè)長度上(圖3b)。由于該預(yù)彎曲形狀提供極小的抗外軸向壓縮力(用箭頭F表示)的強(qiáng)度，第一元 件26將在這種力(碰撞)的作用下倒塌并斷裂，因此起到切斷保險(xiǎn)器或能量吸收器的作用。至于第二元件28，它被構(gòu)造成抵抗得住艙內(nèi)部壓力所引起的拉張力(用箭頭T表 示)。為此，它的尺寸(長度、厚度)是經(jīng)過適配的。要指出的是，在該實(shí)施例中，第二元件28還由于其小厚度(按橫截面所取的尺寸) 在抗壓縮方面被削弱。但是，第二元件的厚度被調(diào)適，以便不提供大于第一元件抗壓強(qiáng)度的抗壓強(qiáng)度。因此，在表皮22上的軸向碰撞(箭頭F)的情況下，直的角形件形式的元件28將 首先斷裂，而波狀角形件形式的元件26將通過變形吸收碰撞能量，以保護(hù)與壁相鄰并與壁 連接的內(nèi)部結(jié)構(gòu)24。將注意到，知道連接器(裝置20)已起到它的保護(hù)作用并已斷裂是很有用的。為此，“斷裂線”類型的檢測機(jī)構(gòu)或應(yīng)變儀集成在連接器中，或者固定在連接器上。 該機(jī)構(gòu)與連接器的構(gòu)成元件中的一個(gè)和/或另一個(gè)相連接，并承受這些元件所承受的變 形。因此該機(jī)構(gòu)將變形直至其斷裂(在連接器承受的最大變形下得到)，這將啟動向 航空器機(jī)載的維護(hù)計(jì)算機(jī)(航空器的監(jiān)測信息系統(tǒng))發(fā)送信號。文獻(xiàn)FR 2 666 895描述 了一種可用于上述例子中的碰撞檢測方法。另外，裝置20的兩個(gè)元件或零件例如由復(fù)合材料制成?？蛇x地，這兩個(gè)元件或零件也可由如通過適當(dāng)鍍膜保護(hù)防止電蝕的輕金屬合金的 金屬材料制成。例如，這些元件由鈦制成，并且這些元件中每一個(gè)的厚度根據(jù)這些元件在其應(yīng)用 時(shí)所承受的力(通常力和導(dǎo)致變形的力)予以確定。應(yīng)注意的是，可通過其它方式如在元件厚度中制出孔眼來使第一元件脆弱化。第一元件也可按兩個(gè)相互形成一傾斜角的部分的方式實(shí)現(xiàn)，并且這兩個(gè)部分之間 的連接區(qū)可以變薄，以便提供較小的抗軸向壓縮強(qiáng)度。例如，框架24的高度約為85mm，并且裝置20沿縱向方向Al的長度例如為150mm。圖4a和4b上示意性示出的裝置40將結(jié)構(gòu)元件(框架24)保持在位，該結(jié)構(gòu)元件 借助唯一連接元件以相鄰方式連接至機(jī)身表皮22。唯一連接元件既保證適于抵抗通常力的拉伸力機(jī)械強(qiáng)度的功能，同時(shí)又保證弱小 的軸向壓縮機(jī)械強(qiáng)度的功能。該元件在橫截面(圖4a的平面)上的總體形狀為倒T形，并且該元件沿方向Al 縱向延伸(圖4b)。
元件40可看作是兩個(gè)呈倒置波狀角型件形式的子元件的結(jié)合，這兩個(gè)子元件沿 方向Al —個(gè)布置在另一個(gè)之后，其中的一個(gè)子元件的整體形狀為L形而另一個(gè)子元件的整 體形狀為反L形。整體形狀近似于圖3a和3b的元件26的整體形狀的每個(gè)子元件具有弧形或彎曲 的中間部分(居中部分)，以便具有對于外軸向應(yīng)力(F)的預(yù)彎曲特性。兩個(gè)弧形的中間部 分42a和42b具有彼此相反的凹部，并且這兩個(gè)中間部分分別被形成底部(端部部分)42c 和42d的平坦部分延長，底部42c和42d通過機(jī)械固定件(鉚釘或螺栓)或者通過粘附固 定于表皮22的內(nèi)表面22a。由一弧形中間部分和一底部構(gòu)成的每個(gè)組件形成支腿。
這些子組件在其上部分42e聚合(圖4b)，以便只形成單一零件。上部分在某種程度上形成一公共的本體或區(qū)部，支腿連接到該公共的本體或區(qū) 部。上部分42e (端部部分)通過固定機(jī)構(gòu)如機(jī)械固定件(鉚釘或螺栓)或通過粘附， 固定于框架24的外縱向表面。該上部分以可選擇的方式在它的厚度中具有眼或孔44，以便削弱其抗軸向壓縮強(qiáng)度。減輕的上部分42e的輪廓必要時(shí)包括波紋或齒牙，以稍微減小零件質(zhì)量，并因此 減輕機(jī)載重量。另外，在一方面兩個(gè)弧形支腿42a和42c、與另一方面42b和42d之間，設(shè)置有沿方 向A3的筆直的縫隙46，以便進(jìn)一步降低裝置40的抗壓強(qiáng)度并賦予該裝置附加的柔韌性/ 彈性。因此，連接裝置40借助其兩支腿的弧形部分42a、42b和可能的孔眼44，在壓縮方 面被削弱，以便吸收軸向碰撞的能量并因此保護(hù)框架24。在該實(shí)施方式中，裝置40的抗拉張力T的強(qiáng)度通過大于圖3a的元件28 (直角形 件)厚度的其厚度而獲得。因此力求通過減輕孔眼和周邊齒牙減小裝置重量，以補(bǔ)償增厚。要指出的是，裝置可包括多于兩個(gè)的交替向前和向后的相繼的弧形支腿，這些支 腿通過縫隙相互分開并固定于本體42e。在該實(shí)施方式中，結(jié)合圖3a、3b所述的斷裂檢測機(jī)構(gòu)類型的一個(gè)或多個(gè)斷裂檢測 機(jī)構(gòu)可與裝置40相結(jié)合。圖5表示圖3a和3b的裝置20的一實(shí)施變型。在該變型中，連接裝置50的第一壓縮脆弱元件與(波狀角形件形式的)第一元件 26相同，并保留相同參考數(shù)字。裝置50的第二元件52集成除裝置20的第二元件28保證的功能(抗拉強(qiáng)度)外 的一輔助功能。該第二元件52包括與(直角形件形式的)第二元件28幾乎相同的部分52a，該部 分52a將疊置在第一元件26的大內(nèi)表面上。第二元件52還包括穩(wěn)定部分52b，穩(wěn)定部分52b垂直于部分52a的大表面、并因此 垂直于框架24延伸(在橫截面中)。該橫向延伸部的作用是防止框架24在承受通常力時(shí)朝表皮22方向橫向擺動(傾斜)。要指出的是，該延伸部實(shí)施成第二元件的一彎折(通過折疊得到)的形式，該彎折 從第二元件的高部分延伸，直到其與連接至壁22的桁條54相接觸的低部分。這樣構(gòu)成的穩(wěn)定器通過將框架利用機(jī)械固定件(螺栓或鉚釘)連接于一桁條而實(shí) 現(xiàn)對框架的撐固。穩(wěn)定器的總體形狀為三角形或梯形，并且該穩(wěn)定器通過至少兩個(gè)固定件固定在桁條上.ο圖6表示圖4a和4b的裝置40的一實(shí)施變型，其包括與圖5所示穩(wěn)定器相類似的 結(jié)構(gòu)穩(wěn)定器。在該變型中，連接裝置60包括本體62a，本體62a固定于框架24并且必要時(shí)如圖 4b的本體42e那樣穿有開口。如同圖4a、4b的弧形支腿那樣，三個(gè)弧形支腿62b、62c和62d聯(lián)接于本體62a，它 們接連地交替具有時(shí)而朝前、時(shí)而朝后的凹面。三個(gè)弧形支腿62b、62c和62d被相應(yīng)的縫隙64、66兩兩地縱向隔開。通過與圖5穩(wěn)定器52b的彎折相類似的垂直彎折62e保證穩(wěn)定功能。圖7a、7b和7c所示的裝置70示出本發(fā)明的第三實(shí)施方式。該裝置由兩個(gè)彼此支 靠的元件72、74形成，這兩個(gè)元件一方面固定在航空器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)24上，另一方面固定在 壁22上。每個(gè)元件72、74包括部分72a、74a，該部分延伸在由方向Al和A3形成的平面中， 以便能被固定于框架24的本體，特別是固定在其大的縱向外表面上。兩個(gè)相應(yīng)部分72a、74a形成所涉及元件的本體，并且例如通過螺接或鉚接而相互 固定。至于部分74a，它則直接固定在結(jié)構(gòu)元件24上。每個(gè)元件72、74還包括中間部分72b、74b，中間部分72b、74b相對于由方向Al和 A3形成的平面傾斜并且分別從部分72a、74a起朝機(jī)身壁22的方向延伸。形成底部的平坦部分72c、74c從傾斜部分72b、74b起平行于表皮22地延伸，并與 該表皮接觸，以便通過固定機(jī)構(gòu)如機(jī)構(gòu)76(與圖3a的機(jī)構(gòu)30類似)固定于表皮22。完全如同連接器(clip)40的弧形部分42a和42b那樣，中間部分72b、74b構(gòu)成連 接器70的腹芯部。但它們在拉伸方面比弧形部分42a和42b更穩(wěn)定，因?yàn)樗鼈兛杀幌鄬ξ?于部分72b和74b之間的中間平面對稱的傾斜力拉緊。相對軸向壓縮方向(F)傾斜延伸的中間部分72b、74b，由于多個(gè)減輕孔眼78的存 在而具有壓縮脆弱性。在元件72、74的厚度中形成的這些孔眼基本沿縱向方向Al排齊。要指出的是，為減小按本發(fā)明的連接裝置的抗壓強(qiáng)度而形成孔眼(圖4b、6和7b) 是一種實(shí)施特別簡單的方式?？梢钥紤]其它去除材料的方式，例如，在裝置的構(gòu)成元件中加工適當(dāng)?shù)那锌凇Ｒ虼?，每個(gè)元件72、74同時(shí)被構(gòu)造成(通過其厚度)具有足夠的抗拉力強(qiáng)度和對 于軸向壓縮力(沿F)的脆弱性。要指出的是，完全和圖3a和3b的元件28 —樣，元件72的尺寸相較于元件74尺 寸減小，這是為了將元件24、74、72的腹芯部覆蓋減到最小，并因此減輕質(zhì)量。如在該例中那樣，構(gòu)件74a可能需要多條按通過力流的固定線。另外，元件72的厚度小于或等于元件74的厚度，因?yàn)橥ㄟ^更多固定件連接的構(gòu)件 74將傳遞更多力。如圖7b和7c所示的，從元件74通過直角折疊形成的彎折74d沿方向A2和A3橫 向延伸。該彎折的作用是在朝左和朝表皮22方向(圖7a)擺動的情況下穩(wěn)定框架24。該彎折的形狀和功能類似于圖5和6的彎折的形狀及功能。另外，在元件72與穩(wěn)定器74d之間設(shè)有切口 80，以允許在兩個(gè)方向上進(jìn)行折疊 (穩(wěn)定器的折疊和元件74的折疊)并避免相鄰桁條腳的凹形槽。適于注意到的是，按本發(fā)明的連接裝置/連接器可具有這里未示出的不同形式， 條件是這些形式中的每一個(gè)均提供有意的壓縮脆弱性和足夠的抗拉機(jī)械強(qiáng)度。按本發(fā)明的裝置可被用在來自外界的碰撞可能損壞航空器壁以及與該壁相鄰安 裝的內(nèi)部元件的航空器區(qū)域中。
權(quán)利要求
具有至少一用于乘客登入航空器的門(14、16、P1)的航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一在航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件(24)與航空器機(jī)身表皮(22)之間實(shí)現(xiàn)連接的連接裝置(20；40；50；60；70)，所述連接裝置就位于所述門的內(nèi)周邊附近易受到外部碰撞的區(qū)域(Z1)中，并且所述連接裝置具有至少一壓縮脆弱區(qū)(26c；42a；42b；62b；62c；62d；72b；74b)，以便吸收機(jī)身表皮外表面所承受的碰撞，所述連接裝置另外構(gòu)造成用以抵抗由航空器內(nèi)部壓力施加在機(jī)身表皮內(nèi)表面上的拉張力。
2.如權(quán)利要求1所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置包括兩個(gè)元件(26、28;72、 74)，這兩個(gè)元件中的至少一個(gè)元件具有所述至少一壓縮脆弱區(qū)。
3.如權(quán)利要求2所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置包括具有所述至少一壓縮 脆弱區(qū)(26c)的第一元件(26)和構(gòu)造成用以抵抗拉張力的第二元件(28)。
4.如權(quán)利要求2所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置包括兩個(gè)元件(72、74)，這 兩個(gè)元件中每個(gè)都具有所述至少一壓縮脆弱區(qū)(72b、74b)并且都被構(gòu)造成用以抵抗拉張 力。
5.如權(quán)利要求1所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置包括唯一一個(gè)元件(40； 60)，該唯一一個(gè)元件具有所述至少一壓縮脆弱區(qū)并被構(gòu)造成用以抵抗拉張力。
6.如權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的航空器，其特征在于，減輕孔眼(44；78)制成在 所述連接裝置中，以削弱其抗壓強(qiáng)度。
7.如權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置具有至少一內(nèi) 部結(jié)構(gòu)穩(wěn)定器(52b ；62e ；74d)，以防止所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)的擺動運(yùn)動。
8.如權(quán)利要求1至7中任一項(xiàng)所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置包括用于固 定至所述機(jī)身表皮(22)的第一端部部分、用于固定至所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件(24)的第二端部 部分、和與其它兩部分連接并具有至少一軸向壓縮脆弱區(qū)(26c ；42a ；42b ；62b ；62c ；62d ； 72b ； 74b)的第三部分。
9.如權(quán)利要求8所述的航空器，其特征在于，所述第一端部部分在與所述機(jī)身表皮內(nèi) 表面平行的第一方向上延伸，而所述第二端部部分在與所述第一方向垂直的第二方向上延 伸。
10.如權(quán)利要求9所述的航空器，其特征在于，所述第三部分在與所述第二方向基本平 行的方向上延伸。
11.如權(quán)利要求9或10所述的航空器，其特征在于，所述第二方向相應(yīng)于軸向方向，所 述連接裝置的所述至少一壓縮脆弱區(qū)沿該軸向方向被構(gòu)形成具有減小的抗軸向壓縮強(qiáng)度。
12.如權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的航空器，其特征在于，所述連接裝置的整體形狀 為將所述航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件連接到所述機(jī)身表皮的角形件。
全文摘要
具有至少一用于乘客登入航空器的門(14、16、P1)的航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一在航空器內(nèi)部結(jié)構(gòu)零件(24)與航空器機(jī)身表皮(22)之間實(shí)現(xiàn)連接的連接裝置(20；40；50；60；70)，所述連接裝置就位于所述門的內(nèi)周邊附近易受外部碰撞的區(qū)域(Z1)中，并且所述連接裝置具有至少一壓縮脆弱區(qū)(26c；42a；42b；62b；62c；62d；72b；74b)，以便吸收機(jī)身表皮外表面所承受的碰撞，所述連接裝置另外構(gòu)造成用以抵抗由航空器內(nèi)部壓力施加在機(jī)身表皮內(nèi)表面上的拉張力。
文檔編號B64C1/12GK101861269SQ200880116241
公開日2010年10月13日 申請日期2008年11月14日 優(yōu)先權(quán)日2007年11月16日
發(fā)明者A·德佩熱 申請人:空中客車運(yùn)營公司