飞机座椅的制作方法
本申请是申请号为201280038724.4(国际申请号为pct/nz2012/000087)、申请日为2012年6月7日、发明名称为“直升飞机”的专利申请的分案申请。
本发明涉及一种飞机结构，尤其涉及一种复合飞机结构。
背景技术：
现有技术的直升飞机支撑结构和构架包括诸如木材、铝、钛、铬钼钢管和镁合金的材料。直升飞机结构的生产及制造基于特殊夹具和框架以及经认证的夹持设备的广泛使用，其中地板和夹具、框架和设备经常地被校准。这种装置具有包括位置固定以及不可移动的固有缺陷。
现有技术的机身生产及制造过程要求通过首先装配内部部件并且向外加工来建造机身。现有技术的建造直升飞机的方法从识别诸如中央地板面板的起始位置或部分而开始。接着，通过添加子框架和面板而围绕该起始位置系统地添加机身的内部结构。然后，通过铆接或栓接毗邻的子框架和面板以形成骨架来加固组件。一旦全部内部结构已经完成，机身骨架被包有表皮，通常是通过直接附接到骨架上，表皮或铆接或栓接在适当位置上。当完成了机身的主要结构并且机身结构上可靠时，将从生产或制造组件夹具移除机身。
常规的直升飞机机身制造具有许多缺陷。其中一个缺陷是极度劳动密集型建造。完整的机身具有巨大数量的独立零件，都需要预先生产。为了追踪以及装配这些零件，需要熟练的劳动力。进一步讲，生产夹具具有长的设置时间和长的拆除时间。在常规方式下直升飞机机身的生产非常昂贵。
常规直升飞机制造的另一缺陷是完工的直升飞机机身的外部表面覆盖了大量半球形铆钉钉头。这种类型的成品既不吸引人并且还导致高的阻力惩罚(dragpenalty)。显著的材料花费和时间与在机身外表皮中的平头铆钉的使用相关联以避免阻力惩罚。
使用金属片面板形成机身的外表皮的常规直升飞机机身制造的另一缺陷是难以达到平滑，并且因此难以达到有利于空气动力学的形状。
常规直升飞机制造的进一步的缺陷是门和窗的开口一般通过手工完成。通过手工完成导致没有两个门或窗的开口是相同的。因此，各窗或门需要一般通过手工的独立的定形以确保其允许无缝关闭的配件。
常规直升飞机机身制造使用铆接结构并且因此使用搭接接头的另一个缺陷是湿气的进入。这种湿气逐渐滞留并且继而发生腐蚀。腐蚀会导致结构故障。
将尾翼附属物附接到机身的现有技术的方法使用诸如铆钉、螺钉或螺栓的机械紧固件。诸如铆钉接合件或螺栓接合件的机械紧固件众所周知是劳动密集型并且需要特殊装置以及工具夹具的使用。
与使用机械紧固件来固定这种附属物关联的缺陷是，各毗邻表面必须具有形成用于紧固件穿过的多个孔。这种孔会导致结构的弱化并且可能成为结构故障的点。为了减小结构故障的风险，这种紧固的方法经常需要定期的维护检查以确保保持结构的完整，特别是对于可能在相邻的孔之间传导的任何裂缝。
机械紧固具有另外的缺陷在于，由于在固定的附属物被某些外部物体撞击的情况下撕裂周围的材料，可能对飞机造成实质性的破坏。
当一起附接到弯曲表面时，机械紧固具有另外的缺陷。弯曲表面与大致平面紧固件之间的形状不相配可能引起在紧靠紧固件的位置上的过度的应力。
另一缺陷是机械紧固的表面或铆接平面易于造成湿气会进入或滞留的密封问题。
另一缺陷是机械紧固的表面易于造成多种类型的腐蚀。纤维状腐蚀、晶间腐蚀以及表面腐蚀可以在机械紧固的表面之间形成。通常，即使有周期性的维护、拆解和检查，这些区域中的腐蚀也不会被察觉，并且可能导致紧固件或靠近紧固件的区域的灾难性故障。
常规地，直升飞机机组人员和乘客的座椅已经内置于直升飞机机身的结构中。近年来已经经历了机组人员和乘客的座椅发展成独立装配的前方座椅及用于后方乘客的折叠座椅。认证标准要求包括用于直升飞机的全部乘员的防撞座椅。
自从最近引入新认证规则，要求最新认证的直升飞机中的座椅“防撞”，其符合最大负荷系数的一定设计参数、惯性力和与可应用的飞行和着地负荷状态(包括多种寻求认证的紧急着陆状态)相对应的在乘员、座椅以及安全带或安全挂钩具之间的反作用力。
于是当新直升飞机设计或旧直升飞机设计翻新时，有一些最新设计防撞座椅安装在直升飞机中。这些新的座椅设计合并了减震器、折叠杠杆机构、制动器、能量吸收泡沫塑料，以及可折叠金属结构的设计。
现有技术中一种符合防撞座椅标准的座椅设计被称作行程调节式座椅(strokingseat)机构。该行程调节式座椅机构的缺陷包括：需要定期检查和维修、金属表面的防腐蚀保护、座椅动作的无意干扰以及座椅行程期间发生的肢体受伤。
现有技术中另一种符合防撞座椅标准的设计被称作制动式座椅机构。该座椅机构的缺陷：包括摩擦垫的预载随时间松动，并且需要定期检查和再调整，金属框架需要防腐蚀保护，座椅动作的无意干扰以及座椅行程期间发生的肢体受伤。
现有技术另一种符合防撞座椅标准的设计为铝制金属薄片箱设计。该座椅机构的缺陷包括：允许乘员通过座椅底盘落入座椅底座。当乘员可以在撞击中生还时，证据显示，乘员随后滞留在座椅底座中并且无法逃离撞击后的飞机。
在本说明中，参考了包括专利说明书和其他文件的外部信息资源，一般用于提供讨论本发明的特征的背景的目的。在任何司法管辖区，除非另有说明，参照这些信息资源将不会被解释为承认这些信息资源是现有技术或者形成本领域中公知常识的一部分。
本发明的目的在于提供一种克服或至少改进上文提及的至少一个缺陷或至少提供对公众有益的选择的解决方案。
本发明的其他目的可以在仅通过示例的方式给出的下文的描述中将变得明确。
技术实现要素：
本发明的一个方案涉及一种一级飞行结构，其由至少限定了机身外部的承重复合外壳组成，机身至少限定了中央机身部和尾桁架，其中中央机身部适用于封闭发动机或传动系中的至少一个。
优选地，所述尾桁架附接或适用于附接尾翼、翅片或尾部螺旋桨机构中的至少一个。
优选地，所述尾翼适用于支撑导管风扇尾部螺旋桨组件、水平稳定器和垂直稳定器。
优选地，所述尾桁架适用于附接尾翼从而形成单壳体式结构。
优选地，机身的前部适用于容纳一个或多个乘员以及飞行控制器。
优选地，复合一级飞行结构进一步包括机身的中央部和前部，其勾勒出门、窗或舱门的开口中的至少一个的轮廓。
优选地，该结构勾勒出位于机身表面的上方区域的开口的轮廓，所述开口适用于允许发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个至少部分地插入机身中。
优选地，复合一级飞行结构进一步包括在机身的至少上内部表面和下内部表面之间延伸的至少两个构件部件。
优选地，所述构件为发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个提供至少一个附接点，或者为发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个适用于附接在其上的框架组件提供至少一个附接点。
优选地，复合一级飞行结构进一步包括至少在机身的侧内部表面之间延伸并且横向于所述至少两个梁架部件延伸的至少两个构件。
优选地，至少一个构件适用于将由发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个所产生的负荷传递到复合外壳。
优选地，至少一个构件被布置为至少部分地形成封闭空间，在封闭空间中能够放置一个以上燃料电池。
优选地，构件适用于产生能附接至复合外壳的内部表面上的结构，使得所述结构至少部分地吸收飞机的冲击能量并且将能量转移远离封闭空间。
优选地，至少两个构件进一步包括一体形成并且向前凸出的构件，其适用于从中央机身部延伸到前部，所述凸出的构件具有适用于附接在复合外壳的下内部表面上的下方区域以及适用于支撑机舱地板面板的上方区域。
优选地，所述机身的前部和机舱地板面板至少部分地限定了机舱空间，使得乘员座椅和飞行控制器能够被定位或参照。
优选地，所述机舱地板通过向前凸出构件和多个结构构件支撑，所述结构构件适用于在机舱地板面板的下侧和复合外壳的下方区域的内部表面之间延伸。
优选地，所述结构构件适用于附接至机舱地板面板和复合外壳的内部表面。
优选地，所述结构构件包括第一套构件和第二套构件，并且所述第一套构件适用于基本垂直于第二套构件延伸，使得当组合时所述结构构件一起适用于形成在机舱地板面板和复合外壳的内部表面之间延伸的栅格结构。
优选地，机舱空间进一步适用于允许多个座椅、飞行控制器以及乘员限制件被定位。
优选地，复合外壳包括层压制件，所述层压制件包括多个织物层。
优选地，多个构造层包括第一连续细丝薄毡层、第一碳与凯夫拉复合层、单向碳纤维层、第二碳与凯夫拉复合层、第二连续细丝薄毡的层，并且其中层压制件被或适用于被灌注固化的或可固化的树脂。
优选地，层压制件进一步包括附加的层压制件和/或包括soric的核心填充材料。
优选地，层压制件进一步包括在第一层和第二层之间的碳单向织物层。
优选地，层压制件进一步包括在第一层和第二层之间的碳双偏置织物层。
优选地，层压制件进一步包括在第一层和第二层之间的填充层。
优选地，碳双偏置织物层包括多个碳双偏置织物层，包括从中央机身部的上方区域的表面跨越到尾桁架的上部的表面的多个层、从中央机身表面部的上方区域跨越到尾桁架的中部和下表面部的多个层，以及在中央机身部的下方区域之间跨越至进入尾桁架区域的下表面的至少某路径的多个层。
优选地，单向碳纤维织物大约为200g/mm2。
优选地，至少一些支撑织物大约为200mm到300mm宽。
优选地，所述支撑织物集成在机身的层压制件层内。
优选地，连续相似薄毡层大约为300g/mm2。
优选地，碳与凯夫拉复合层大约为190g/mm2。
优选地，填充层大约为2mm厚。
优选地，所述外部表面层构成为基本平滑并且基本连续的表面，其穿过至少中央机身部延伸到尾桁架。
本发明的另一方案涉及适用于为一个以上燃料电池提供保护的封闭结构，所述封闭结构包括跨越在基本封闭的复合机身或飞行结构的外壳的上内部表面和下内部表面之间的至少四个竖立的面板构件、具有相对于机身内部或飞行结构内部的外壳侧向延伸的表面并且至少在其上方区域和下方区域中附接至机身的内部表面的至少两个面板构件，以及纵向延伸到机身的内部或飞行结构内部的外壳并且至少在其上方区域和下方区域中附接至机身的内部表面上的至少两个面板构件，所述面板构件限定了封闭空间。
优选地，机身或外壳以及面板构件中的每一个都包括复合层压结构。
优选地，所述封闭结构进一步包括地板构件，所述地板构件附接至封闭空间的下方区域。
优选地，面板构件的上方区域适用于支撑发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个，或者至少支撑可附接在发动机或主螺旋桨变速箱或传动系模块中的至少一个的框架组件。
优选地，所述封闭结构适用于支撑至少一个燃料电池。
优选地，至少一个面板构件具有孔隙，燃料电池能够通过所述孔隙插入。
优选地，机身或外壳以及面板构件一起构成使得当受到冲击负荷时转移冲击能量远离封闭空间的结构。
本发明的另一主要方案包含构成直升飞机机身的方法，所述直升飞机机身具有至少中央部和尾桁架部，所述方法包括：提供至少两个模具，第一模具具有基本对应于目标外机身壳轮廓的左舷部的内部形状，并且第二模具具有基本对应于目标外机身壳轮廓的右舷部的内部形状，将多个织物层施加到第一模具和第二模具中的每个中以构成左舷机身部和右舷机身部，并且将树脂灌注到织物层中以形成复合结构。
优选地，将多个织物层施加到模具中的步骤包括：施加第一cfm层，施加第一碳与凯夫拉复合织物层，施加cu层，施加第二碳与凯夫拉复合织物层，施加第二cfm层。
优选地，所述方法进一步包括施加附加的层压制件和/或包括soric的核心材料。
优选地，将多个织物层施加到模具中的步骤进一步包括在第一层和第二层之间的cu层。
优选地，将多个织物层施加到模具中的步骤，层压结构进一步包括在第一层和第二层之间的cdb层。
优选地，所述方法进一步包括一起对准第一模具和第二模具中的每一个，使得机身的左舷部和右舷部邻接。
优选地，各模具部具有一个以上对准标记物或数据，所述方法进一步包括对准各对准标记物或数据。
优选地，所述方法进一步包括横跨毗邻的机身的左舷部和右舷部施加多个织物层。
优选地，所述方法进一步包括提供对应于目标内部机身结构的多个模具。
优选地，所述方法进一步包括使树脂固化以及从模具移除复合结构的步骤。
本发明的另一主要方案包含建造直升飞机的方法，所述方法包括以下步骤：提供机身外表皮或外壳，该外壳包括至少机身中央部和尾桁架，机身外表皮或外壳勾勒出多个开口的轮廓并且限定了基本封闭的空间，通过多个开口的至少其中一个，将多个构件插入到机身中。
优选地，所述方法进一步包括组装在机身外表皮或外壳中的多个构件以构成内部结构。
优选地，所述方法进一步包括通过至少一个开口将多个地板面板插入到机身中。
优选地，所述方法进一步包括将多个构件结合到机身外表皮或外壳的内部表面、其他构件和地板面板、或其组合。
优选地，结合的步骤包括：将织物施加到毗邻构件的接近区域的重叠区域上，以及用树脂灌注织物以形成复合结构。
优选地，所述方法进一步包括：将多个构件布置在机身内部的中央部中以限定封闭空间。
优选地，所述机身进一步构成机身的前部，机身的前部可适用于封闭用于容纳驾驶员、乘客和飞行控制器的机舱。
优选地，所述多个开口包括门、窗或舱门的开口。
优选地，所述方法进一步包括：将尾翼或任意数目的飞行稳定附属物附接到尾桁架上。
优选地，所述尾桁架和所述尾翼限定了单壳体式结构。
优选地，所述尾翼适用于支撑导管风扇尾部螺旋桨组件、水平稳定器和垂直稳定器。
优选地，所述方法进一步包括：通过其中一个开口将发动机或发动机支撑架插入到机身中。
优选地，所述方法进一步包括：将发动机或发动机支撑架附接到至少一个构件上。
优选地，所述方法进一步包括：通过其中一个开口将至少一个燃料电池插入到机身内的封闭空间中。
本发明的另一主要方案包含一种用于飞机的防撞座椅组件，所述防撞座椅组件包括：座椅底座部件，座椅底座具有适用于附接至飞机的下表面；座椅底盘部件，其中座椅底盘适用于附接至座椅底座的顶部，所述座椅部件由复合层压结构形成。
优选地，所述座椅底座是当受到冲击时座椅底座压扁以吸收冲击能量的形式。
优选地，所述座椅底座部件具有底座壁和四个侧壁，所述侧壁包括基本连续的内层和外层，其各围绕座椅底座的周围延伸，所述侧壁进一步包括中间层，所述中间层包括设置在内层和外层之间的多个不连续的壁部使得压扁区域被限制在各壁向下一个过渡的区域中或附近。
优选地，所述底座壁和所述侧壁具有重叠区域，其中重叠区域通过侧壁延伸到底座壁中、或底座壁延伸到侧壁中、或者两者来提供。
优选地，侧层的重叠区域延伸穿过底座表面大约50mm并且底座层延伸高于侧表面大约30mm。
优选地，所述座椅底座进一步包括上层，上层围绕四个侧壁的上方区域延伸。
优选地，所述上支撑层是大约450g/m2的连续细丝织物。
优选地，所述座椅部件包括座椅靠背和座椅底盘，所述座椅靠背和座椅底盘由多个基本连续的层构成。
优选地，所述座椅是全复合上方座椅，其包括座椅底盘和座椅靠背，座椅底盘和座椅靠背结构上联接到可压扁的复合座椅底座。
优选地，所述底座壁适用于被紧固到飞机机舱的地板。
优选地，所述底座壁包括一个以上附加的碳双偏置织物层。
优选地，所述碳双偏置织物的底座壁大约为400g/mm2。
优选地，所述碳双偏置织物的底座壁至少有75mm宽。
优选地，所述底座壁和四个侧壁限定了封闭的内部空间，所述内部空间适用于容纳能量吸收材料或行李。
优选地，所述能量吸收泡沫是conforcf45、conforcf47或类似物。
优选地，至少其中一个侧壁具有开口，所述开口提供进入封闭空间的入口，所述开口具有围绕开口围边设置的支撑层。
优选地，所述支撑层是大约450g/m2的连续细丝薄毡织物。
优选地，所述后侧壁在座椅底座处向上延伸使得附加的支撑件设置在座椅的背部。
优选地，所述内层和外层是碳与凯夫拉织物0/90、双向或同轴类型的织物。
优选地，所述内层和外层是大约180g/m2的碳与凯夫拉织物。
优选地，所述中间层是大约450g/m2的连续细丝织物。
优选地，所述座椅底盘部件具有与基本平坦的座椅底座部一体的基本竖立的座椅靠背部，其中所述座椅底盘部件由交替的织物材料层构成的。
优选地，至少一种织物是流动介质。
优选地，至少一种构造提供机械强度。
优选地，当受到冲击负荷时，至少一种织物防止其他织物的爆炸性故障。
优选地，交替织物是碳与凯夫拉织物以及连续细丝。
优选地，核心材料将织物层的一部分间隔开。
优选地，所述织物材料层包括：第一表面层，其为大约180g/mm2的碳与凯夫拉复合织物；第二层，其为大约300g/mm2的连续细丝薄毡；第三层，其为碳单向织物的侧向隔开部，各大约100m宽以及大约300g/mm2；第五层和第六层，其为大约180g/mm2的碳与凯夫拉复合织物；第六层，其为大约300g/mm2的连续细丝薄毡；第七层，其为大约300g/mm2的连续细丝薄毡；第八层，其为大约180g/mm2的碳与凯夫拉复合织物；多个第九层，其为侧部隔开的大约300g/mm2的碳单向织物；第十层，其为大约300g/mm2的连续细丝薄毡；以及第十一层，其为大约180g/mm2的碳与凯夫拉复合织物。
优选地，所述织物层材料进一步包括核心材料层，核心材料层布置在第六层和第七层之间。
优选地，所述核心材料包括两个侧向隔开的构件。
优选地，所述核心是pvc泡沫塑料材料或类似物。
优选地，每个第九织物层的宽度大约为50mm。
优选地，至少有三对侧向隔开的第九层。
本发明的进一步的主要方案包含至少在第一和第二相对表面之间提供机械和化学附接的紧固结构，每个表面都具有从相对侧延伸至非相对侧的多个孔，所述紧固结构包括定位在第一表面和第二表面之间并且延伸通过多个孔中的至少一些孔的粘合剂层，所述粘合剂层具有定位在第一表面和第二表面的各非相对侧上的头部。
优选地，粘合剂是甲基丙烯酸甲酯基环氧粘合剂。
优选地，粘合剂是itwplexusma530、ma550、clickbond、permabond、parsons、itwramseta7中的至少一种。
优选地，粘合剂具有大约150,000cps的粘度。
优选地，粘合剂与纤维添加剂混合。
优选地，添加剂是碳、凯夫拉或复合玻璃纤维中的至少一种。
优选地，在各相对表面之间的间隙不大于10mm。
优选地，在各相对表面之间的间隙大约为3mm。
优选地，紧固孔的尺寸大约为3mm到5mm。
优选地，紧固孔的尺寸大约为4mm。
优选地，紧固孔的孔中心间距隔开大约25mm。
优选地，紧固孔首先相对于表面的外侧边缘定位并且向内隔开。
优选地，定位为最接近于表面的外侧边缘的紧固孔距外侧侧边缘大约10mm。
优选地，至少一个紧固表面是飞机结构或机身的部分。
优选地，至少一个紧固表面是附属物，其适用于附接至飞机结构或机身。
本发明的另一个主要方案包含接合两个表面的方法，该方法包括：提供待接合的至少两个相对表面，在各表面中设置从相对侧延伸到非相对侧的多个孔，提供在相对表面之间的粘合剂层，其中粘合剂是化学的或机械的粘合表面的类型，粘合剂是液体形态或至少糊状，将表面放置在一起，使得粘合剂从相对侧到非相对侧流经或另外强制通过的多个孔中的至少一些孔，并且粘合剂在非相对侧上形成头部，以及固化粘合剂。
优选地，粘合剂的一部分形成复合铆钉。
优选地，所述方法进一步包括将纤维添加剂与粘合剂混合。
优选地，将表面放置在一起的步骤包括将表面放置分开不大于10mm。
优选地，将表面放置在一起的步骤包括将表面放置分开大约3mm。
优选地，在各表面中设置多个孔的方法包括设置大约3到5mm的尺寸。
优选地，在各表面中设置多个孔的方法包括提供大约4mm的尺寸。
优选地，孔的孔中心间距隔开大约25mm的方法。
优选地，所述孔首先相对于表面的外侧边缘定位并且向内隔开。
优选地，定位为最接近于表面的外侧边缘的孔与外侧侧边缘相距大约10mm。
本发明的另一个方案包含一种具有通过紧固机构附接的附属物的飞机表面，包括：在飞机表面和附属物之间提供机械和化学的附接，该机构包括在至少第一相对表面和第二相对表面之间的机械和化学的附接，每个表面都具有从各飞机表面和附属物的相对侧延伸到非相对侧的多个孔，包括定位在第一表面和第二表面之间并且延伸穿过多个孔中的至少一些孔的粘合剂层，当固化时，该粘合剂层具有定位在飞机表面和附属物表面的各非相对侧上的头部。
优选地，粘合剂是甲基丙烯酸甲酯基环氧粘合剂。
优选地，粘合剂是itwplexusma530、ma550、clickbond、permabond、parsons、itwramseta7中的至少一种。
优选地，粘合剂具有大约150,000cps的粘度。
优选地，粘合剂与纤维添加剂混合。
优选地，添加剂至少是碳、凯夫拉或复合玻璃纤维中的至少一种。
优选地，在各相对表面之间的间隙不大于10mm。
优选地，在各相对表面之间的间隙大约为3mm。
优选地，孔的尺寸大约为3mm到5mm。
优选地，孔的尺寸大约为4mm。
优选地，孔的孔中心间距隔开大约25mm。
优选地，孔首先在相对于表面的外侧边缘定位并且向内隔开。
优选地，定位为最接近于表面的外侧边缘的孔与外侧侧边缘相距大约10mm。
下面的实施例可以涉及上文任意方案。
从下面仅通过示例的方式并参照附图给出的描述中，本发明的其他方案可以变得明确。
如此处使用的，“和/或”的意思是“和”或者“或”，或两者。
如此处所使用的，名词所附的“(一个或者多个)”表示名词的复数和/或单数形式。
意图是对在此公开的数字区间(例如，1至10)的指代还包括对该区间内的所有有理数(例如1,1.1,2,3,3.9,4,5,6,6.5,7,8,9和10)的指代以及在在该区间内的任何有理数区间(例如，2至8、1.5至5.5和3.1至4.7)的指代，因此，明确公开了所有在此明确公开的区间的子区间。这些仅是特殊意图的实例并且所有可能的在最低值和最高值之间的数值枚举的组合被认为是在本申请中以相似方法明确声明的。
在已经参考专利说明书的本说明书中，其他外部文件、或其他信息来源，通常是为了提供讨论本发明的特征的上下文的目的。在任何司法管辖区，除非另有说明，参照这些外部文件将不会被解释为承认这些文件或者这些信息来源是现有技术或者形成本领域中公知常识的一部分。
在本说明书中使用的术语“包括”的意思是“至少部分地由…组成”。当本说明书中的解释声明包括该术语时，以在声明或权利要求中的通过该术语而开始的特征全部需要存在但是其他特征也可以存在。诸如“包括”和“包含”的相关术语以相同方式解释。
在本说明书中使用的术语“复合”的意思是两种以上材料的组成，其包括基体和加固件或者基体或加固件中的至少一个。术语“基体”的意思是指或包括聚合物材料，其经常被称为或互换地称为树脂或树脂溶液。术语“加固件”的意思是指或包括包含一种以上成分的织物或纤维材料。
对本发明所涉及的技术领域的技术人员来说，本发明的许多构造上的改变和广泛不同的实施例以及应用将启发他们而不会偏离如所附权利要求所限定的本发明的范围。在此，此处的公开和描述纯粹是说明性的，并非意图在任何意义上有限制性。
附图说明
现在将仅通过示例和参照附图对本发明进行描述，在附图中：
图1示出了具有一个以上垂直稳定器翅片的直升飞机的典型尾翼；
图2示出了粘合剂放置在其之间的两个表面；
图3示出了使用联接构件附接到尾翼的部分的翅片；
图4示出了具有多个孔的待被附接到尾翼的翅片的端视图；
图5示出了在上相对表面(举例来说可以是尾翅片)和下相对表面(举例来说可以是尾翼)之间的粘合剂；
图6示出了粘合剂在表面的向外侧上形成头部；
图7a和图7b分别示出了用于飞机且尤其是直升飞机的能量吸收座椅组件的立体图和主视图；
图8示出了座椅的部分的分解立体图；
图9示出了座椅底座的俯视剖视图；
图10示出了座椅底座的侧视剖视图；
图11示出了座椅底座的分解视图，其显示结构层压层的最优选地布置；
图12示出了座椅的后视立体图，其一般具有座椅底盘、座椅靠背和一对支撑肋件；
图13示出了座椅的后视图，其具有横断线a-a和b-b；
图14a详细示出了横断面a-a；
图14b详细示出了横断面b-b；
图15示出了座椅的分解视图；
图15a示出了直升飞机的外壳的两部分；
图15b示出了外壳各部分通过模制过程优选地分别构成，之后接合在一起以形成整体的机身结构；
图16示出了直升飞机外壳的侧视图；
图17示出了优选地安装在中央机身的后部或尾桁架的前部中以提供内部支撑的构件或隔壁；
图18示出了具有向前凸出构件的一对构件或龙骨梁；
图19示出了构件或面板，其适用于通过前窗的开口插入并且被定位在龙骨梁之间以从而形成可以在其上放置或安装诸如燃料电池的辅助物品的地板；
图20示出了能够从窗的开口插入并且放置于地板构件上并且接合到地板构件的机舱地板面板；
图21示出了地板面板，其能够从通过机身上表面勾勒出轮廓的检查舱门上插入并且可选择地接合到龙骨梁上；
图22示出了可选择的面板，其适用于被定为在中央机身的下方外地板区域上以利于用于货物储存的平坦表面；
图23示出了适用于竖立在中央机身后部区域以构成朝向定位在下方的空间的天花板的面板；
图24示出了适用于从中央机身部的上方区域中的开口插入的地板面板；
图25示出了适用于从中央机身部的上方区域中的开口插入并且从尾桁架区域关闭中央机身的内部区域的面板；
图26和图27示出了适用于附接至通过机身勾勒出轮廓的开口的前窗和机舱顶板；
图28示出了适用于关闭窗开口以及通过机身勾勒出轮廓的检查舱门的多个罩；
图29示出了直升飞机机身的一个优选实施例的侧视图；
图30示出了直升飞机机身的一个优选实施例的仰视图；
图31示出了优选的直升飞机机身300和尾翼336的侧视图，其显示附加织物层332可以施加到层压结构的区域；
图32示出了优选的直升飞机的仰视图，并且特别示出了通过机身勾勒出轮廓的多个开口。
具体实施方式
图1示出了具有一个以上垂直稳定器翅片101和一个以上水平稳定器翅片102的直升飞机100的典型尾翼。稳定翅片是飞机上的主要需求用以提供空气动力稳定性，但是可以提供诸如容纳诸如传感器和灯或用于飞机飞行控制的机构的辅助功能。
现有技术的方法通过使用诸如铆钉、螺钉或螺栓的机械紧固件，将诸如翅片101,102的尾翼附属物附接到诸如直升飞机尾桁架103和风扇管结构104的机身或飞机上。诸如铆钉接合或螺栓接合的机械紧固众所周知是劳动密集型并且需要特殊装置以及工具夹具的使用。
与使用机械紧固件来固定这种附属物相关的缺陷是各毗邻表面必须具有形成为使紧固件穿过的多个孔。这种孔会导致结构的弱化并且可能成为结构故障点。为了减小结构故障的风险，这种紧固的方法经常需要定期的维护检查以确保保持结构的完整性，特别对于可能在相邻的孔之间传播的任何裂缝。
机械紧固件具有另外的缺陷在于，在被某些外部物体撞击紧固的附属物的情况下由于撕裂周围的材料，可能对飞机造成实质性的破坏。
当一起附接到弯曲表面时，机械紧固件具有另外的缺陷。弯曲表面与大致平坦的紧固件之间的形状不相配会引起在紧靠紧固件的位置上的过度的应力。
另外的缺陷是机械紧固的表面或铆接表面易于产生湿气可以进入或滞留的密封问题。
另外的缺陷是机械紧固的表面易于受到多种类型的腐蚀。纤维状腐蚀、晶间腐蚀以及表面腐蚀可能形成在机械紧固的表面之间。通常，即使有周期性的维护、拆解和检查，这些区域中的腐蚀也经常不被察觉，并且可能导致紧固件或者接近紧固件的区域的灾难性故障。
一种将尾翼附属物紧固到机身或飞机结构上并且克服与使用常规机械紧固件相关联的断裂问题的方法是通过使用诸如甲基丙烯酸甲酯的化学结合或机械粘合剂。图2显示在它们之间具有粘合剂106的两个表面105。这种粘合剂最开始是液体或糊状以使得它们在与表面105化学反应之前在表面105之间流动并且固化以形成刚性结合。各表面105应该具有基本一致的形状以确保最佳可能的结合，但是并不要求是齐平吻合。当粘合剂106被施加在表面105上时，组件在指示箭头的方向上被定位在一起并且允许粘合剂固化。粘合剂的固化一般需要化学放热反应。
使用化学结合将附接物接合到飞机结构的缺陷是这种结合一般只提供抗剪强度。如果在紧固的附属物被某些外部物体撞击的情况下受到拉伸压力或剥离压力，则化学结合仍然可能易于遭到破坏。
本发明的一个优选地实施例涉及附接或将附属物附接到机身或飞机结构的方法，其克服或至少改善了上文提及缺陷中的至少一个或至少提供对公众有益的选择。在优选的实施例中，附接或附接方法被用来将尾翼附属物附接到飞机构架上，但是也可以包括附接包括支架和天线的其他各种物体。
图3显示使用联接构件108附接到尾翼104的部分的翅片101。联接构件108是由头部107提供的机械紧固以及由固化的粘合剂109提供的化学结合的一体组合。
为了联接表面，优选地但并不必须的是，各表面彼此是基本齐平吻合的或至少具有基本一致的形状。
优选地，联接构件108是通过至少以下一些步骤形成的：
1、待接合的相对表面的区域被标记或通过其他方式注明。
2、待接合的相对表面的区域具有在各表面中形成的多个孔。不要求孔对准。图4示出了具有多个孔111的待附接至尾翼的翅片的端视图。
3、粘合剂的一部分被施加在各相对表面之间。图5显示，在上方相对表面(可以是例如尾翅片101)以及下方相对表面(可以是例如尾翼104)之间的粘合剂109。粘合剂可以是胶水或树脂并且可以包括纤维或者是纤维复合物。
4、相对表面101、相对表面104随后相对于彼此在f表示的方向上定位。相对表面101、相对表面104的定位使得粘合剂109强制经过孔111。当粘合剂流经孔111时，表面吸引(经由
流出翅片101末端的粘合剂可以内凹或另外定形以在翅片101和尾翼104之间提供平滑的以及有利空气动力学的过渡部110。
如图6所示，粘合剂109在表面的外侧上形成头部107。当粘合剂固化时，头部107形成联接构件108。联接构件108提供机械紧固，同时表面以及所得到的组件还享有化学结合。联接构件通过比仅仅结合或另外提供的完全的机械紧固件更强大的手段来提供同时抵抗剪力和张力的强度。
当表面由衬底和树脂形成时，构成联接构件以接合两个表面特别有用。粘合剂109可以是与所述树脂相同或相似的材料使得当固化时，组件变成材料基本均匀的结构。
联接构件108提供的进一步优点是可以改进要求发生的任意修理过程，例如，如果附属物被要求更换。由于附属物的疲劳弱化或被无意中的撞击损坏，可以要求更换。
通过使用任何已知的方法，损坏的附属物可以从尾翼上切下并且尾翼被研磨或用砂纸打磨以复原其原样和轮廓。一旦尾翼被修复，新的附属物可以被制备好并通过使用上文提及的过程构成新的联接构件108而附接到尾翼上。任何来自旧联接构件的剩余材料不能实质上影响新联接构件的构成。
优选地，粘合剂是itwplexusma530或ma550。然而，诸如clickbond、permabond、parsons、itwramseta7或其他甲基丙烯酸甲酯基环氧粘合剂的类似粘合剂。
优选地，粘合剂的粘度大约为150,000cps。
可选地，粘合剂与纤维添加剂混合。优选地，添加剂是碳，或者可选的是凯夫拉或复合玻璃纤维。
优选地，在各定位的表面之间的间隙不大于10mm。优选地，在各定位的表面之间的间隙是大约3mm的间隙。优选地，表面在整流罩边缘上可以上升到10mm。
孔的尺寸可以是3mm到5mm并且优选地大约为4mm。优选地，孔被定位成孔中心之间相隔大约25mm。优选地，孔被首先相对于表面的外侧边缘被定位并且向内加工。优选地，最外侧的孔距外侧边缘大约10mm。
常规直升飞机机组人员和乘客的座椅已经嵌入了直升飞机机身的结构中。之后的一些年已经经历了机组人员和乘客的座椅发展成独立装配的前方座椅及用于后方乘客的折叠座椅。认证标准要求包括用于直升飞机所有乘员的防撞座椅。
自从最近引入新认证规则，要求最新认证的直升飞机中的座椅“防撞”，其满足最大负荷因数、惯性力和与可应用的飞行和着地负荷状态(包括多种寻求认证的紧急着陆状态)相对应的在乘员、座椅以及安全带或安全挂钩具之间的反作用力的一定设计参数。
于是，当新直升飞机设计或旧直升飞机设计翻新时，有一些最新设计防撞座椅安装在直升飞机中。这些新的座椅设计合并了减震器、折叠杠杆机构、制动器、能量吸收泡沫，以及可折叠金属结构的设计。
现有技术中一种符合防撞座椅标准的座椅设计被称为行程调节式座椅机构。该行程调节式座椅机构的缺陷包括：需要定期检查和维修、金属表面的防腐蚀保护、座椅动作的无意干扰，以及座椅行程期间发生的肢体受伤。
现有技术中另一种符合防撞座椅标准的设计被称作制动式座椅机构。该座椅机构的缺陷包括：摩擦垫的预载随时间松动，并且需要定期检查和再调整，金属框架需要防腐蚀保护，座椅动作的无意干扰，以及座椅行程期间发生的肢体受伤。
现有技术中另一种符合防撞座椅标准的设计是铝制金属薄片箱设计。该座椅机构的缺陷包括：允许乘员通过座椅底盘落入座椅底座。当乘员可以在撞击中生还时，证据显示，乘员随后滞留在座椅底座中并且无法逃离被撞击的飞机。
本发明的一个优选的形式是直升飞机的乘员的防撞座椅，其克服或改善上文提及缺陷中的至少一个缺陷或至少提供对公众有益的选择。优选地，冲击座椅还满足当前的具有30g向下和18.5g向前的能量吸收座椅设计的认证要求。
本发明的另一方案是位于提供垂直距离以允许压扁的机构上的座椅。在本发明的实施例中，座椅是全复合上方座椅，其包括座椅底盘和座椅靠背，座椅底盘和座椅靠背结构上结合到可压扁的复合座椅底座。座椅被设计为既适合定位在驾驶舱的前方位置也适合定位在驾驶舱的后方位置。
图7a和7b分别显示飞机且特别是直升飞机的能量吸收座椅组件200的立体图和主视图。座椅200一般由上复合层压部202和下复合部201构成。各复合部由特殊布置的被灌注树脂且与可固化树脂结合在一起的织物层构成。
下复合部201或底座，在硬着陆或撞击期间，对于飞机的冲击能量可压扁，以至少移动一些距离而有利于减轻座椅上的乘员能承受的伤害。图8显示座椅200的部分的分解立体图。优选地，上座椅部和下座椅部是独立装配的并且建造之后再接合在一起的。诸如泡沫的能量吸收构件203，可以被安装在座椅底座201的开口的中央区域中以进一步改进座椅的冲击能量吸收特性。优选地，能量吸收泡沫是conforcf45、conforcf47或类似物。
结果能量吸收的特性是，例如在实验用或业余爱好者搭建的飞机中，并且不需要泡沫203，可以提供座椅底座201的开口中央区域、舱门开口209和盖204以允许例如开口中央区域用于行李储存。
在使用中，座椅通过下复合部201锚定到飞机机舱地板并且在前方和后方的机舱位置都可兼容。通过使用包括可以附接在座椅上的膝盖和肩膀带的安全带组件，就座的乘员在使用中被限制到座椅中。
现在将会结合图9至图11对下复合部或座椅底座201的织物层的优选的布置进行描述。图9是座椅底座201的俯视剖视图，并且图10是座椅底座201的侧视剖视图。图11是座椅底座201的分解视图，其显示结构层压层的最优选的布置。优选地，座椅底座由用树脂灌注且与树脂结合在一起的多个织物层构造以构成复合物或基体。
优选地，座椅底座201具有侧部结构，该侧部结构具有外织物层204和内织物层205，内织物层205围绕外周延伸。中间层206定位到在前表面、后表面和侧表面中的每一个上的内周层204和外周层205之间。当需要座椅底座201中的舱门开口209时，织物层207需要在开口周围分层并且优选地在内部表面上分层。
优选地，中间层206在各表面之间不连续，也就是说，中间层不会缠绕座椅底座的垂直定向的角部区域208。当受到来自基本垂直方向的压力时，角部区域208在结构的各角部中具有提供薄弱点的间隙或薄部从而提供局部屈曲模式。图10显示织物底座层的布置，其中上层212和下层213布置在中间层214的任意侧。
优选地，各底座层的外边缘和侧层的下边缘具有织物部，其提供重叠区域以用于额外支撑。优选地，侧织物的重叠区域延伸穿过底座表面大约50mm并且底座织物在侧表面上延伸高出大约30mm。
可以理解的是，区域显示为重叠，区域可以被替换为在底座壁和侧之间延伸的连续织物部。相似地，其中织物区域显示为连续的，这些区域可以替换重叠织物部。优选地，任何重叠区域大约是30mm至50mm的尺寸。
优选地，内周层204和外周层205以及上底座层212和下底座层213由树脂灌注的诸如碳和/或凯夫拉(ckc)0/90、双向或同轴类型织物的双向织物构造而成。内周层204和外周层205为组件提供机械强度。优选地，ckc织物是大约180g/m2的碳与凯夫拉织物。优选地，中间层206是树脂灌注的连续细丝薄毡(cfm)织物。中间层206帮助内周层和外周层提供额外的刚性。优选地，cfm织物大约是450g/m2。
层210设置在座椅底座201的上侧边缘的内周上，用于座椅底盘202接合到座椅底座的区域中的额外支撑。优选地，层210还在座椅底座的后部处向上延伸而提供对座椅底盘202的背部的额外支撑。优选地，附加层210延伸超过座椅底座201与座椅底盘202交汇的凸缘大约30mm。优选地，上支撑层210和舱门支撑层207是cfm织物，并且大约为450g/m2。
可设置构件215以有利于稳固装配，通过构件215，紧固件可以定位以将座椅底座附接到飞机机舱的地板上。构件215优选地由75mm宽的大约400g/mm2的碳双偏置织物构成。
将会结合图12至图15对上侧复合部或座椅202的织物层的优选布置进行描述。图12显示座椅202的后视立体图，其一般具有座椅底盘220、座椅靠背221和一对支撑肋件222。支撑肋件从座椅靠背221的顶部延伸到底盘220的前部。支撑肋件帮助保持在可生还的撞击中座椅结构的刚性使得基本抑制了座椅靠背折向座椅底盘。优选地，座椅202由用树脂灌注和结合在一起的多个织物层构成以构成复合物或基体。优选地，使用诸如itwplexusma530或ma550的甲基丙烯酸甲酯结构的粘合剂将座椅结合到座椅底座。然而，诸如clickbond、permabond、parsons、itwramseta7或其他甲基丙烯酸甲酯基环氧粘合剂也是适当的选择。
图13显示座椅的后视图，其具有横断线a-a和b-b。图14a详细示出了横断面a-a。图14b详细示出了横断面b-b。一般的，座椅由诸如ckc的交替的结构织物层和诸如cfm的织物构造而成。使用诸如泡沫的核心材料以隔开织物层以在座椅202结构的中央部中可以有复合i型梁类型的结构，然而，当使用溢出两模具灌注方法时，可能忽略泡沫。优选地，各层被布置以连续地从座椅靠背221的上部向座椅底盘220的前部延伸。然而，应该注意的是，座椅靠背和座椅底盘可以使用非连续织物部构造而成，并且如上文涉及的对座椅底座的描述。那些非连续部分与重叠部分接合。
cfm层作为流动介质使用。cfm层在其自身中不会提供显著的强度，但是其被用来分离两结构材料以产生夹层结构。树脂流动经过并围绕碳是有问题的。cfm作为流动介质使用解决且减轻了间隙和流动的问题。
如所提到的，ckc是一种包括碳和凯夫拉材料的材料。碳材料用来提供强度和硬度。凯夫拉材料用于其能量吸收特性或作为围绕碳的曲径式密封。当碳结构机械性地失效时，凯夫拉一起保持结构并且容忍压扁。凯夫拉还防止碳断片变成会严重伤害乘员的刺或切削边缘。
座椅靠背和座椅底盘具有第一表面层223和第二表面层224。优选地，第一表面层223是诸如ckc的提供机械强度的材料并且大约是180g/mm2。优选地，第二表面层224是诸如cfm的材料并且大约是300g/mm2。
第三层225是一对侧向隔开的织物部，各自大约100mm宽。第三层可以由多于一的层构成，并且优选为两层。优选地，第三层是诸如单向碳(cu)的材料并且大约是300g/mm2。
第五层226和第六层227设置在第三层(单层或者多层)的后面。优选地，第五表面层226是诸如ckc的提供机械强度的材料并且大约是180g/mm2。优选地，第六层227是诸如cfm的材料并且大约是300g/mm2。
两个侧向隔开的核心构件228作为备选设置在第六层的后面。核心层提供在顶层和底层之间的间隙以改进组件的机械强度。优选地，核心构件228是pvc泡沫材料或相似物。在两片分离灌注模具系统中可以省略核心构件228。
第七层和第八层229,234设置在核心构件228后面。优选地，第七层229是诸如cfm的材料并且大约是300g/mm2。优选地，第八层234是诸如ckc的提供机械强度的材料并且大约是180g/mm2。
多个第九层230是侧向隔开的并且与核心构件228对准。第九层230用于为座椅靠背和座椅底盘提供额外的强度。优选地，第九层230包括三对侧向隔开的织物。优选地，第九层织物是单向碳并且大约是300g/mm2。优选地，各织物部分的宽度大约是50mm。
第十层231和第十一层232接近座椅靠背和座椅底盘的后侧。优选地，第十层231是大约300g/mm2的cmf。优选地，第十一层232是ckc并且大约180g/mm2。
座椅可以在单个动作被灌注，包括全部的前层压材料、核心层压材料和后层压材料，或座椅可以在两个过程中在两片分离式模具系统中被灌注，其中座椅的前半部作为一部分被灌注，省略核心材料并且座椅的后半部作为第二部分被灌注。然后，使用甲基丙烯酸甲酯结构的粘合剂将两部分化学结合在一起。
座椅可以为舒适而装设垫子。优选地，使用能量吸收cf45和cf47泡沫作为座椅底座上的垫子来为座椅装设垫子以提供舒适及能量吸收的特性。
当飞机撞击地面时，装配的座椅和座椅底座提供可折叠或可压扁的结构以吸收能量。压扁过程按照优选的顺序发生，首先，座椅底座的后面板将会屈曲；其次，侧面板将屈曲；第三，前面板将会屈曲。各角部区域208在不引起其他面板屈曲的情况下，允许各座椅底座侧面板基本上屈曲。
如果在飞机撞击期间座椅和座椅底座上的负荷不大到足以使任何或所有座椅底座侧壁屈曲，则撞击负荷将会分布到诸如可以排列座椅靠背以及垫子的能量吸收泡沫的其他区域。
本实施例提供的优点包括构架的重量轻。座椅的重量小于常规设计的行程调节式座椅或制动式座椅的重量的一半，同时符合faafarpart27防撞座椅标准。
优选地，能量吸收座椅组件包括上侧拼凑复合层压部和下侧拼凑复合可压扁部，其中座椅的使用是通过下部锚定到机舱地板。优选地，复合上侧座椅包括座椅底盘和结构上结合到可压扁的复合座椅底座的座椅靠背。优选地，可压扁的座椅底座在前方和后方位置都可兼容。优选地，结构上拼凑的座椅包括座椅底盘和座椅靠背，座椅靠背是产生计算机械性能的拼凑式层压制件。优选地，通过包括附接在座椅上的膝盖和肩膀带的安全带组件，乘员在使用中被限制在座椅中。优选地，底座部包括结构上拼凑的座椅底座，其是产生计算机械性能以及在某特定负荷状态下的设计塌缩次序的拼凑式层压制件。优选地，碳层压制件的作用是提供刚度。优选地，凯夫拉的作用是在撞击过程中收容碳层压制件。优选地，拼凑式层压制件包括至少一个碳纤维层压制件和至少一个芳纶纤维层压制件。优选地，防撞座椅设计为符合联邦航空局(faa)、联邦航空规章(far)、title14、航空与空间part27、适航性标准、正常范畴旋翼飞机的认证要求。优选地，座椅包括使用rtm工艺灌注的座椅底盘和座椅靠背层压制件。优选地，座椅底座层压制件使用rtm灌注。优选地，使用结构粘合剂hpr25a/b将座椅与座椅底座粘合。优选地，能量吸收泡沫conforcf45和conforcf47安装在座椅底座以进一步协助能量吸收。优选地，使用在座椅底座垫子中的能量吸收cf45和cf47泡沫为座椅装设垫子。以下面的模式和顺序来预测故障：背面板屈曲，侧面板屈曲，以及总体屈曲。优选地，如果其余的结构能够支撑屈曲的形状并且将负荷重新分配到其他区域，那么局部屈曲模式(面板)不会导致最终故障。
现有技术直升飞机结构或构架包括诸如木材、铝、钛、铬钼钢管和镁合金的材料。直升飞机结构的生产及制造是围绕特殊夹具和框架以及经认证的夹持设备的广泛使用，其中地板和夹具、框架和设备经常地被校准。这种安装方法具有包括位置固定以及不可移动的固有缺陷。
现有技术的机身生产及制造过程要求机身首先通过装配内部组件并且向外施工而建造。现有技术的建造直升飞机的方法从识别诸如中央地板面板的起始位置或部分而开始。之后，通过添加子框架和面板而围绕起始位置系统地添加机身的内部结构。然后，通过铆接或栓接毗邻的子框架和面板以形成骨架来加固组件。一旦全部内部结构已经完成，机身基架被包上或铆接或栓接在适当位置中的外皮，外皮通常通过直接附接而铆接或栓接在骨架上。当完成了机身的主要结构并且机身结构上牢固时，将机身从生产或制造组件夹具中移除。
常规直升飞机机身制造具有许多缺陷。众所周知的是极度劳动密集型建造。完整的机身具有巨大数量的独立零件，都需要预先生产。为了追踪以及装配这些零件，需要熟练的劳动力。进一步讲，生产夹具具有长的设置时间和长的拆除时间。常规方式的直升飞机机身制造非常昂贵。
常规直升飞机制造的另一缺陷是完工的直升飞机机身外部表面覆盖了大量半球形铆钉钉头。这种类型的成品既不吸引人并且还导致高的阻力惩罚。显著材料的成本和时间与在机身外侧表皮中使用平头铆钉以避免阻力惩罚相关联。
使用金属片面板形成机身的外表皮的常规直升飞机机身制造的另一缺陷是难以达到平滑，并且因此难以达到有利于空气动力学的形状。
常规直升飞机机身制造的另一缺陷是门和窗的开口一般通过手工完成。通过手工完成导致没有两个门或窗的开口是相同的。因此一般通过手工，各窗或门的开口需要独立定形以确保允许得到无缝关闭的配件。
使用铆接结构以及因此搭接接头的常规直升飞机机身制造的另一缺陷是湿气的进入。这种湿气逐渐滞留并且继而引发腐蚀。腐蚀会导致结构故障。
根据一个实施例，本发明是用于飞机(并且优选为直升飞机)的机身结构。图15至图32示出了优选的直升飞机机身，优选的机身部件和优选的组装过程。优选的机身形成直升飞机的外壳并且外壳是承重结构。本说明书中，承重机身的意思是直升飞机外壳为直升飞机提供重要的结构支撑，其包括但不仅限于支撑发动机和变速箱机构、机舱、燃料电池、尾桁架和尾部螺旋桨组件和尾翼。优选的机身由复合物，即，用聚合物或即将用聚合物(其包括聚酯、乙烯基醇和环氧树脂)灌注的多个织物层的层压制件构造而成，聚合物固化或能够固化而将层以基本刚性的形态紧锁在一起。优选地，树脂是uv稳定的。
与基于常规金属框架的飞机相比，复合机身结构可以提供诸如减少制造劳力的优点。优选地，至少部分在模具中构成复合机身。模制的飞机构架提供诸如零件尺寸和形状的可重复性的优点。零件的可重复性至少向保证毗邻零件或组件的精确装配迈进了一些，从而某种程度上改善了个别关注毗邻零件的装配(这通常在常规的基于金属框架的飞机中普遍存在)的要求。
通过复合机身结构进一步可以提供的优点是耐久性。常规的基于金属框架的飞机具有某种程度上通过在飞行时所传递的应力以及发动机和工作表面引起的振动而规定的工作寿命。在这种环境下金属确认为最终断裂，因此，规定严格的飞行时间记录以确保飞机材料没有超过安全期而使用。和金属机身相比，优选的复合机身具有改进的劣化速度。
通过复合机身结构进一步可以提供的优点是在发生机械故障的情况下(例如鸟撞击或与地面上的物体无意间撞击)机身的某些或全部的替换。可以切除复合机身的受损部分并且安装替换的复合部分。优选的机身部分的替换包括将受损部分从飞机构架切除，制备与移除的部分基本相符的飞机构架的部分并且安装飞机构架的该部分，优选地在复合层压结构中的织物的区域与现存的结构重叠。
通过复合机身结构进一步可以提供的优点是在诸如对准台、尺寸标记物以及一个以上定位数据的关键标识在模具中的预先定位。
通过复合机身结构进一步可以提供的优点是窗槽口、机舱和货物门槽口以及检查面板槽口的预先定位。
通过复合机身结构进一步可以提供的优点是包括用于窗、机舱和货物门以及检查面板和舱门的开口密封凸缘的模制。
替换机身的部分还包括替换诸如尾桁架的大型机身区域。为了替换尾桁架，在接近中央机身部、或至少接近尾桁架的受损部分的区域中从机身切除现有的尾桁架。制备基本对应于移除的尾桁架的替换的尾桁架并且将其抵接到剩余的机身结构上。移植过程包括制备复合材料的部分以及穿过抵接区域重叠复合材料。
图15a示出了直升飞机的外壳301、302的两部分。如图15b所示，外壳的各部分通过模制过程优选地单独形成，然后接合在一起以形成整体的机身结构300。
优选地，机身部分301,302由复合材料并通过模制过程制造。优选地，复合材料具有多个织物层，其包括大约300g/mm2的cfm外层，大约190g/mm2的下一ckc层，任意附加支撑材料层，诸如大约2mm的soric的泡沫层或填充物层，大约190g/mm2的下一ckc层以及大约300g/mm2的下一cfm层。csm外层形成用来防止冲击以及磨损伤害的层。可选地，在层压结构被放置之前将凝胶涂层涂覆于模具表面上以促进平滑的机身外表面并且不费力的从模具移出。
优选地，各织物层被放入基本符合期望机身部301、302的外表面的形状的模具中。然后，织物层被灌注uv稳定树脂合成物并且可选地经受真空过程以将结构紧锁在一起。包括单真空袋法、双真空袋法、硅袋法或光rtm对模法的多种树脂灌注方法可以被使用。固化层保持在它们各自的模具中。然后，模具旋转并通过栓接或夹接而接合在一起。然后，被灌注部分301、被灌注部分302被层压在一起。层压接合过程通过灌注或手动配置执行。一旦机身整体固化，从完成机身结构收回模具半部。
各机身半部的优选的布置过程如下，并且相对的模具半部可以是类似的。优选地，通过清洗、抛光以及应用脱模剂来制备机身模具。模具被可选地喷上大约0.018”至0.022”厚的牺牲凝胶涂层，并且凝胶涂层可以固化。优选地，机身外层或外壳层压制件包括cfm300、ckc190、加上附加的层压制件，其是机身加soric2mm，ckc190加cfm300的整个长度中的位置特定的附加层压制件。附加的层压制件可以希望加强或加固取决于负荷和负荷路径的结构的特定区域。
一旦所有层压制件被正确地放置并且附加的层压制件被正确地定位，通过可选的单真空袋、双真空袋、硅真空袋或光rtm对模来密闭机身模具。优选地，施加100％真空。优选地，执行真空泄漏测试。优选地，整个的机身至少留在真空中12小时。优选地，在这期间机身模具被加热到+30℃。机身模具的内部也被加热到+30℃。优选的树脂是聚乙烯酯，并且环氧混合树脂derakane510c-350fr在具有0.2％的钴元素时有活性并且在0.7％时反应迟缓。优选地，树脂被加热到+30℃。
紧接在灌注开始之前，在真空下在机身层压制件上执行最终泄漏测试。泄漏测试应为<2-3mb/分钟。优选地，在单次平滑处理中，如所制备的灌注树脂以足以维持机身灌注的量紧接在灌注之前2％被催化。
灌注优选地按特定的顺序执行以确保完整灌注并且通过在模具最深部位处开始并且逐渐向最低的真空端口前进而避免停工，然后更进一步，树脂阀被打开以影响树脂流动。经修整和接合的机身外壳或机身能够以适合六人、小于100kg的直升飞机的尺寸被建造。
图16示出了直升飞机外壳的侧视图。优选地，外壳300具有一体形成的中央机身区域303和尾部区域304。优选地，中央机身区域303适于支撑至少发动机和传动系，并且可以进一步支撑燃料罐和诸如梁架和隔壁的结构构件。传动系包括适用于驱动主螺旋桨并且连接到驱动尾螺旋桨的轴的主螺旋桨变速箱。
当从机身模具移除时，机身外壳是中空无框架结构。为了完成直升飞机组装，包括龙骨梁、地板面板和隔壁的各种构件以优选的顺序安装，使得传递到机身的飞行负荷以及来自主螺旋桨系统和尾螺旋桨系统以及发动机的负荷被分配到直升飞机的飞机构架周围。各构件具有在机身内适当地分配负荷的尺寸和位置。通过由外壳勾勒出轮廓的诸如机舱门开口的开口，各构件按顺序插入中空机身。各构件尺寸被修整并且一旦进入机身就被永久地结合在适当位置上。
机身优选地按照以下顺序装配：尾桁架前方隔壁311，燃料罐后方隔壁311，龙骨梁313，龙骨梁314，横向梁315，燃料囊地板317，后方机舱隔壁318，机舱地板319，上隔壁321，中央货物地板323，侧货物舱地板324，侧货物舱顶面板325，后方舱地板326，发动机化霜托盘327，风挡玻璃和风挡玻璃竖框328以及顶窗面板329。
优选地，尾部区域304至少包括尾桁架。然而，尾部区域还可以包括诸如尾螺旋桨支架和/或尾翼和/或飞行稳定附属物的物品。
外壳300还可以包括一体形成的前部305，其具有为容纳飞行员、乘客以及飞行控制器的机舱。优选地，外壳300包括一体形成的前部305并且勾勒出用于窗307、门306、检查舱门309,310、储存区域308等的开口的轮廓。优选地，开口允许直升飞机的所有其他部件被安装。例如，诸如隔壁、梁架、壁以及支撑结构的装备，以及诸如飞行控制机构、燃料箱、发动机以及传动系的辅助部件是在机身部301,302被接合之后被安装的。
图17至图28显示大量部件优选地安装到机身300的内部。部件以优选的顺序被安装。
图17示出了优选地安装在中央机身的后部或尾桁架304的前部中以提供内部支撑的构件或隔壁311，312。优选地，隔壁311、隔壁312通过限定在机身顶部的开口313被安装。隔壁311、隔壁312被优选地安装以为发动机和螺旋桨变速箱提供支撑或装配位置。
图18示出了具有向前凸出构件316的一对构件或龙骨梁313。优选地，龙骨梁适于从机身的中央部的上内侧表面延伸到下内侧表面。优选地，构件316适于向前延伸到机舱区305以为机舱地板提供支撑。优选地，构件314适于与构件316互补并且为机舱地板提供进一步的支撑。优选地，构件314适于从机舱区域的前方向中央机身部的后方区域延伸。优选地，构件315适于横向于构件316延伸并且为机舱地板和座椅安装提供进一步支撑。优选地，各构件314,315,316适于与至少一些重叠部的啮合或接合以形成延伸通过机舱空间304的下方区域的栅格状结构。优选地，构件314,315,316被成形为使得他们基本符合机身300的下内侧表面的轮廓以便结构能够被结合在一起以形成基本刚性的结构。优选地，构件314至构件316中的每一个都适于通过诸如前窗开口307或门开口306的开口被插入机身的内部区域中。梁架313的上方区域优选地适于连接到发动机和/或变速箱结构并且将与发动机和变速箱有关的负荷分配到机身壁。
图19示出了构件或面板317，其适于通过前窗开口307插入并且被定位在龙骨梁313之间，从而形成可以放置或安装诸如燃料电池的辅助物品的地板。
图20示出了能够通过窗开口307插入并且定位于窗开口307上方并且接合到地板构件314,315,316的机舱地板面板319。隔壁面板318从靠近机身300的上内侧表面的区域向下内表面延伸，并且优选地还跨越在机身侧壁的内部表面之间。面板318可选地包括检查舱门322以及互补的舱门盖320。另一面板321适于附接在面板318的上侧边缘和机身的上内侧表面之间。优选地，面板321可移除以便于立即检查机身区，其可以容纳发动机或驱动机构。优选地，梁架313、地板构件和隔壁面板318构成用于将容纳在封闭结构内的一个以上燃料电池与撞击能量隔离的封闭结构。
图21示出了地板面板323，其能够从通过机身300上表面勾勒出轮廓的检查舱门插入并且可选择地接合到龙骨梁313。
图22示出了可选择的面板324，其适于被定位在中央机身的下外地板区域上以利于货物储存的平坦表面。图23示出了适于竖立在中央机身后区域以构成朝向定位在下方的空间的天花板的面板325。
图24示出了适于从中央机身部的上方区域中的开口插入的地板面板326。优选地，地板面板适于接合到机身的内部表面以及周围的结构。
图25示出了适于通过中央机身部的上方区域中的开口插入并且从尾桁架区域闭合中央机身的内部区域的面板327。
优选地，包括面板、壁、构件和梁架311至327的内部结构由复合材料制成并且通过模制过程制成。优选地，复合材料具有多个织物层，其包括大约300g/mm2的cfm的外层，大约190g/mm2的下一ckc层，任意附加支撑材料层，诸如大约2mm的soric的泡沫或填充物层，大约190g/mm2的下一ckc层以及大约300g/mm2的下一cfm层。csm的外层形成防止冲击并且磨损伤害的层。可选地，在放置层压结构之前将凝胶涂层涂覆于模具表面以促进平滑的机身外表面并且不费力的从模具中移出。
构件是大部分平坦的面板部分，其包括一级结构、二级结构和三级结构并且构件是专用于各部分用途的拼凑式层压制件。一级结构是直接承重结构，其设计为运载飞行发动机并且通过飞机构架传输负荷。一级结构的示例是龙骨梁313以及机身结构301和302。二级结构运载间接负荷并且通过飞机构架从一级结构共享负荷。二级结构的示例是地板323。三级结构是次要承重结构，其故障不会导致二级结构或一级结构接连故障。三级结构的示例是面板327。
各平坦面板的典型的布置过程可以如下。通过清洗、抛光以及应用脱模剂而制备层压台。然后，台被可选地喷上大约0.018”至0.022”厚的牺牲凝胶涂层。凝胶涂层可以固化。每个平坦面板的层压结构不同。基本的平坦面板层压制件可以具有附加的层压制件，其在整个面板中是位置特定的。可希望附加的层压制件来加强或加固取决于负荷和负荷路径的结构的特定区域。
一旦所有层压制件被正确地布置并且附加的层压制件被正确地定位，台模具通过可选的单真空袋、双真空袋、硅真空袋或光rtm对模密闭。然后，施加100％真空，执行真空泄漏测试并且整个的机身至少留在真空中4个小时。在这期间台模具被加热到+30℃。聚乙烯酯/环氧混合树脂derakane510c-350fr在具有0.2％的钴元素时有活性并且在0.7％时反应迟缓。树脂被加热到+30℃。紧接在灌注开始之前，在真空下在台层压制件上执行最终泄漏测试。泄漏测试应为<2-3mb/分钟。在单次平滑处理中，如所制备的灌注树脂以足以维持机身灌注的量紧接在灌注之前2％被催化。灌注必须按特定的顺序执行以确保完全灌注并且避免停工。在层压制件最深部位开始灌注并且使灌注继续进行，然后逐渐地更进一步树脂阀被打开以影响树脂流动。
图26和图27示出了适于附接在通过机身勾勒出轮廓的开口上的前窗328和机舱顶329。
图28示出了多个适于关闭通过机身勾勒出轮廓的窗开口以及检查舱门的罩。窗是真空，其形成为模制的机身形状以匹配模制的窗槽口。使用硫化过程来安装窗。机舱、货物和舱门密封件压配合至在模制过程时形成的预制槽口。机舱、货物以及舱门铰链和闩锁匹配钻孔到模具台上以及在模制过程中预制的标识。
现有技术的一个缺陷是门和窗的凹槽一般通过手工完成。手工完成导致具有唯一轮廓的结构，因此需要装配进入凹槽的窗、门等也是手工完成以确保它们匹配，并且匹配而无过大的缝。
在本优选的实施例中，在机身内部的各部件和附属物由复合模制过程形成。当生产大量这种物品时，该过程提供诸如形状精确再现的优点。物品形状的精确再现提供了不需要对物品的匹配进行任何特殊关注就能够替换机身上的该物品的优点。精确的匹配使制造成本和时间极大地减少。
图29示出了直升飞机机身的一个优选地实施例的侧视图，并且图30示出了其仰视图。优选地，机身是连续的层压结构，其包括至少中央机身部303和尾桁架304。如图所示，可选的机舱区域305被包括在连续的机身部中。优选地，连续的中央机身部303和尾桁架304包括跨越连续区域的加固构件。优选地，第一构件330定位在机身上方区域的表面上并且从中央机身部的上方区域的表面跨越到尾桁架的上部的表面。优选地，第二构件331定位在第一构件下方的机身的表面上并且跨过中央机身表面部的上方区域和尾桁架的中部和下表面部。优选地，第三构件332定位在机身表面上并且在中央机身部的下方区域之间跨越到进入尾桁架区域的表面的至少某路径。
优选地，第一构件、第二构件和第三构件中的每个都由诸如大约200g/mm2的单向碳纤维织物的织物制造而成。优选地，第一构件、第二构件和第三构件中的每个大约200mm至300mm宽。优选地，这些构件作为‘附加层压制件’被集成到机身的层压结构中。优选地，这些构件居中地位于内表面层和外表面层之间。优选地，第一构件、第二构件和第三构件中的每个跨越限定为在机身的中央机身部和尾桁架之间的区域的过渡区。
该构件为尾桁架和相对于中央机身部定位在的尾桁架上的任意尾翼结构提供额外的强度和稳定性。
建造直升飞机的方法以如下优选的顺序包括以下步骤。本领域的技术人员将会理解到该特定组装过程可以被重新排序。
1、制备承重机身外皮或外壳，包括制备和接合机身的两个相对部分。
接合的机身包括中央部、尾桁架和可选的前部。尾桁架可选地包括尾翼。机身优选地勾勒出门和窗开口的轮廓。可选的前部包括用于容纳驾驶员、乘客和飞行控制器的机舱。中央部适于支撑发动机和传动系。尾桁架和尾翼基本为单壳体式结构。尾翼适用于支撑导管风扇尾部螺旋桨组件、水平稳定器和垂直稳定器。承重机身进一步勾勒出定位在上表面的开口的轮廓，该开口适用于使发动机主螺旋浆变速箱和传动系模块插入并且附接在内部。
优选地，通过将几个织物层分层放置并且用聚合物或树脂灌注这些层以构成复合结构来制备承重机身。优选地，相对的机身部被接合而各机身部仍然在各自的模具中。
2、制备至少两个龙骨梁部件。
优选地，通过将几个织物层分层放置并且用聚合物或树脂灌注这些层以构成复合结构来制备龙骨梁部件。
3、通过穿过机身中的窗或门的开口插入该至少两个龙骨梁部件来安装至少两个龙骨梁部件。
4、连接至少两个龙骨梁部件的上方区域。能够通过将织物部施加到机身和梁架的近侧区域的重叠区域并且用聚合物或树脂灌注织物以构成复合结构来实现连接。
5、制备至少两个隔壁部件。
6、通过穿过机身中的窗或门的开口插入该至少两个隔壁部件来安装至少两个隔壁部件。
7、连接至少两个隔壁部件的上方区域。能够通过将织物部施加到隔壁、机身和梁架的近侧区域的重叠区域并且用聚合物或树脂灌注织物以构成复合结构来实现连接。优选地，至少两个隔壁部件包括后方隔壁和前方隔壁，后方隔壁和前方隔壁与至少两个龙骨梁部件一起限定了用于容纳燃料电池部件的封闭空间。
8、制备至少一个地板面板。
9、通过穿过机身中的窗或门的开口插入地板面板来将该地板面板安装到机身中。
优选地，根据以下优选的步骤顺序来建造包括中央部和尾桁架部的机身或机身的至少一部分。然而，本领域技术人员将认识到的是，组装步骤无需按严格的顺序执行。
1、制备模具并且在该模具的内表面涂上诸如凝胶涂层或液态蜡的脱模剂。可以可选地应用大约0.018”–0.022”厚的凝胶涂层。
2、cfm织物层被放置在模具中。
3、ckc织物层被放置在模具中。
4、一个或多个可选的织物层被放置在模具中。
5、诸如soric的核心介质层被放置在模具中。
6、ckc织物层被放置在模具中。
7、cfm织物层被放置在模具中。
8、优选地，通过树脂灌注过程将织物层锁固在一起。
可选的层包括附加结构稳定增强型织物，其嵌入在其他织物层中。可希望可选层加固机身近侧窗和门的开口、舱门以及其他附接或紧固件被定位的区域。可选层可以是cdb(碳双偏置)层，或者可选层可以是cu(单向碳)以构成承重构件。
图31示出了优选的直升飞机机身300和尾翼336的侧视图，其显示附加织物层332可以应用到层压结构的区域。优选地，附加织物332定位在机身中央部过渡到尾桁架的区域近侧。优选地，附加层332是ckc材料或cdb材料。
优选地，使用cfm材料和ckc材料的层压结构来构造尾翼。尾翼336可以通过至少一个重叠材料层333而接合到机身300的尾桁架部。优选地，重叠区域至少是30mm。优选地，重叠材料层是ckc材料和ckc材料的层压结构。
图32示出了优选地直升飞机的仰视图，并且特别地示出了多个通过机身勾勒出轮廓的开口。优选地，各开口具有附加的织物材料层334、335，其应用到开口边缘的至少部分。在这种情况下，开口具有唇缘或凸缘，织物层优选地从机身的主表面延伸到唇缘或凸缘的边缘。优选地，织物是cfm材料。更进一步，可以希望有多个附加的织物材料层以为机身近侧施加有织物的区域提供额外的强度。例如，可以施加三层。优选地，层至少25mm宽。
优选的直升飞机机身承载机身在支撑机身和关联部件的重量时以及在抵抗外部所施加的力(诸如那些通过发动机和传动系机构产生的力)时所受到的负荷或力。
概括而言，设计工程师使用术语负荷路径来描述负荷路径穿过从施加点到它们被反作用的点的结构的途径。与此相反，通过在一点的主应力向量的方向来被更加清楚地识别应力轨迹。
由于高的向前速度，动态负荷传递给机身。优选的直升飞机机身承受三秒钟在160kts下传递给机身的负荷乘以3.5倍极限负荷加上进一步的1.5倍的最终负荷所求得的总和。负荷必须通过主螺旋桨片、桅杆、主螺旋桨变速箱、进入主螺旋桨变速箱框架并且进入龙骨梁313，然后经由众多负荷路径进入机身而被分配到机身中。
从原理上讲，飞机的一级结构分配负荷。二级结构也运载负荷但是当被损坏时不会导致飞机的灾难性故障。
尾桁架主要支撑尾螺旋桨。尾螺旋桨的用途在于在盘旋中对抗主螺旋桨扭矩以及在盘旋且低速中提供方向控制。尾桁架还必须支撑飞行中动态负荷。也即，上垂直翅片抵消了巡航中的尾螺旋桨推力的需求。下垂直翅片为自转提供稳定性。水平稳定器在向前飞行中提供纵向稳定性。
必须通过主螺旋桨向上推力来克服直升飞机的重量，否则直升飞机将停留在地面。这个重量可以称为负荷。这个负荷将取决于直升飞机的操纵而变化。主螺旋桨负荷被定向在主螺旋桨变速箱框架中。主螺旋桨变速箱框架优选地附接在左右主龙骨梁313的六个位置上。全部的操纵负荷被转移到机身结构中。在尾桁架上形成的负荷被传递到机身的中央部中。机舱结构不得不承受来自前方速度和侧方速度的动态负荷。机舱还必须承受来自在座椅上的乘员的重量所施加的负荷或在机舱地板上的货物负载。全部机舱负荷被传递到龙骨梁313,314中以及机身中。
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