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申请/专利权人：波音公司

摘要：本公开涉及能量吸收地板下机体。构建了一种复合结构构件和这种复合结构构件的布置，以提供抵抗飞行、操作和内部货物载荷的多功能地板下机体，该多功能底板下机体能够在经受竖直施加压缩载荷诸如在硬着陆或坠毁情况下可能施加的载荷时吸收能量。复合结构构件和这些复合结构构件的布置不会给飞机施加任何寄生重量，即无需任何额外的能量吸收系统、结构或机构，并且与金属相比更轻。复合结构构件和这些复合结构构件的布置的相关部分被设计成在向结构构件施加动态压缩载荷时发生的整个行程或位移中渐进地塌缩，并且与防撞座椅一起作用以减轻对乘客的伤害。

主权项：1.一种用于飞机框架的复合结构构件，其特征在于，该复合结构构件包括：上盖和下盖，所述上盖和所述下盖均具有水平部分和竖直部分，所述上盖的竖直部分和所述下盖的竖直部分通过竖直腹板互连，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；加强件，该加强件位于所述竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的所述一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位，并且所述加强件的底端与所述下盖的水平部分隔开触发距离并具有倒角边缘，其中，所述倒角边缘形成所述加强件的两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面形成锐角；以及压溃配件，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间的肩部。

全文数据：能量吸收地板下机体技术领域本公开总体上涉及结构组件，更具体而言，涉及复合结构构件和用以形成复合多功能结构组件的这些结构构件的布置。背景技术适合于地板下机体的结构组件被设计成承载飞机飞行载荷，诸如飞行甲板载荷、乘客舱室载荷和货物保持载荷，并且通常配备有额外的能量吸收系统、结构或机构，以吸收压缩载荷下的能量，诸如在硬着陆过程中或坠毁情况下。例如，在直升飞机例如，旋翼飞机这种直升飞机通常具有较浅的地板下深度，经受高振动载荷，并且在硬着陆过程中或在坠毁情况下可能经受相当大的竖直冲击中，已经采用如下方案进行能量吸收：i可展开可延伸能量吸收装置；ii飞行器级气囊系统；和iii基体结构的修改，诸如以能量吸收管、正弦波形状梁、波纹形状梁、余弦形状梁和蜂窝状芯部结构为特征的结构。这种能量吸收系统、结构或机构给飞机增加了寄生重量，提出了空间和结构完整性问题，并且已经增加了生产和或维护成本。大多数军用旋翼飞机具有金属地板下机体结构，这些机体结构由横截面形状为“I”、“J”或“Z”的构架、框架和纵梁还被称为I字梁、J字梁和Z字梁，这些梁由金属板或者高速机加工金属坯料形成。为了节省重量和成本，在机体设计中越来越多地使用复合材料。由复合材料形成的结构由于它们的高强度重量比、良好的抗腐蚀性和压缩载荷事件过程中的高比能吸收能力而比较有利。与金属相比，复合材料通常较脆，并且在失效之前不会表现出塑性或高的延伸性。复合结构可以通过铺设由嵌入在聚合物基体中的增强纤维构成的复合层片来形成。复合结构通常被设计成沿着增强纤维的长度传输载荷。来自于一个纤维的载荷可以传递至同一层中的另一个纤维或者通过穿过基体材料而传递至相邻层中的纤维。然而，基体通常比纤维弱，从而当在平面外方向或在不平行于纤维的方向上在复合结构上放置足够高的载荷时，基体可能失效。在传统的复合结构中，复合层片通常与结构的外部几何形状对齐并且限定结构的外部几何形状。然而，复合结构可能受到不平行于纤维取向和或相对于复合层片的平面在平面外方向上取向的载荷。这种非平行和平面外载荷可能导致层间拉伸效应，这种效应可能超过复合结构的载荷承载能力。为了避免复合结构过载，可能需要附加复合层片，这会增加复合结构的重量和复杂性。针对这些及其他考虑，提供了这里做出的公开。发明内容这里公开了一种复合结构构件和这种复合结构构件的布置，以提供抵抗飞行、操作和内部货物载荷的多功能地板下机体，该多功能底板下机体能够在经受竖直施加的压缩载荷诸如在硬着陆或坠毁情况下可能施加的载荷时能够吸收能量。复合结构构件和这些复合结构构件的布置不会给飞机施加任何寄生重量，即无需任何额外的能量吸收系统、结构或机构，并且与金属相比更轻。复合结构构件和这些复合结构构件的布置的相关部分被设计成在向结构构件施加动态压缩载荷时发生的整个行程或位移中渐进地塌缩，并且与防撞座椅一起作用以减轻对乘客的伤害。因而，所述复合结构构件和这些复合结构构件的布置与金属基体相比至少提供了同等水平的压缩载荷安全性，并且重量更轻。根据本公开的一个方面，一种用于飞机框架的复合结构构件包括均具有水平部分和竖直部分的上盖和下盖。所述上盖的竖直部分和所述下盖的竖直部分通过竖直腹板互连以形成I字梁横截面形状。所述竖直腹板具有小于所述上盖的竖直部分和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度，这允许所述竖直腹板在传递至所述上盖的顶表面的压缩载荷作用下屈曲，并且将所述竖直腹板置于所述上盖和所述下盖之间。因此，所述竖直腹板被设计成在压缩载荷下失效。该方案使得会在初始屈曲过程中发生的载荷峰值最小化，金属和其他刚性类型的材料的典型特征是在经受压缩载荷时发生初始屈曲。一个或多个加强件位于所述竖直腹板的至少一侧，并且具有C形沟槽横截面，该沟槽横截面具有抵靠所述竖直腹板的所述一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板在大体垂直方向上延伸的两个侧部。所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位。所述加强件的底端具有倒角边缘，所述倒角边缘形成所述两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面具有大约30°至大约60°的锐角。所述倒角边缘形成触发器，当所述加强件由于所述竖直腹板的设计失效而向下移动时，所述触发器使所述加强件开始渐进塌缩或压溃，从而所述触发器与所述下盖的上表面相互作用。所述竖直腹板用以承载压缩载荷过程中的载荷的设计失效防止所述竖直腹板和所述加强件之间相互作用，从而允许所述紧固件独立地作用。在一些实施方式中，可以使用单个加强件来加强竖直腹板。在其他实施方式中，可以以背靠背的关系布置对称的一对加强件，所述竖直腹板位于一对加强件中的每个的中间部分之间。该构造用于在加强件被压缩载荷向下驱动时进一步稳定加强件并防止加强件旋转。根据本公开的另一方面，该复合结构构件进一步包括压溃配件，该压溃配件具有紧密地位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间的肩部。另选地，所述压溃配件可以与所述加强件一体地形成。所述压溃配件的后顶部具有安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内的圆角半径。所述压溃配件与所述加强件的倒角边缘处的触发器相反地在所述加强件的顶部处引入压溃力，并且支撑所述加强件的远离所述竖直腹板和所述加强件的中间部分延伸的两个侧部。本公开的另一个方面为一种用于能量吸收的结构布置。在该结构布置中，第一对基本平行的复合结构构件与第二对基本平行的复合结构构件正交地布置并相交以形成箱型或刚性结构。所述第一对和第二对的每个所述复合结构构件都如上所述构造成具有I字梁横截面形状，该I字梁横截面形状具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖。所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度。一个或多个以上描述的加强件位于所述第一对基本平行的复合结构构件中的每个复合结构构件中的竖直腹板上。不必加强所述第二对复合结构构件，但是如果适合于预期使用，该第二对也可以包括如这里公开的加强件。第一对复合结构构件也可以包括如这里公开的压溃配件。在本公开的该方面中，所述第一对复合结构构件利用多个间接带角件连接至第二对复合结构构件，所述多个剪切带角件固定至第一对和第二对的复合结构构件的每个相交处以形成具有十字构造的接头。所述剪切带角件在这些接头处对施加在这些接头上的拉伸和剪切载荷提供加强，并且在压缩载荷下吸收能量。所述剪切带角件具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分。第一平面部分连接至第一对复合结构构件中的一个的一端，第二平面部分连接至第二对复合结构构件中的一个的一端，从而剪切带的顶表面紧紧地抵靠复合结构构件的上盖的下表面。所述剪切带的所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成大约30°到大约60°的锐角的倒角底部边缘，该倒角底部边缘像位于加强件的底部的倒角边缘一样用作触发器。用于能量吸收的结构布置的一个应用是一种用于飞机的地板下系统，结构布置在地板下机体经受通过飞机地板竖直施加的压缩载荷诸如在旋翼飞机硬着落或坠毁过程中可能产生的载荷时减轻损失。在本公开的又一个方面中，公开了一种用于在复合结构布置经受竖直施加的压缩载荷时吸收所述复合结构布置中的能量的方法。该方法包括如下步骤：i形成具有I字梁横截面的复合结构构件，如以上所公开的，该横截面具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；ii将加强件定位在第一对复合结构构件中的竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有C形沟槽横截面形状，该C形沟槽横截面形状具有抵靠所述竖直腹板的一侧定位的中间部分和远离所述后面板和所述竖直腹板延伸的两个侧部，从而所述加强件的顶部接近所述上盖的水平部分定位；iii在所述两个侧部的底端处形成相对于所述下盖的顶表面成锐角的倒角边缘；iv将所述第一对复合结构构件布置成基本彼此平行并且正交于第二对基本平行的复合结构构件；v利用多个剪切带角件将所述第一对复合结构构件联接至所述第二对基本平行的复合结构构件，所述剪切带角件均具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分，所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成锐角的倒角底部边缘。该方法还包括：定位压溃配件的步骤，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间的肩部；或者将所述压溃配件与所述加强件一体地形成的步骤。已经讨论的特征、功能和优点以及所述复合结构构件和复合结构构件的布置的其他目的、特征、功能和优点可以在本公开的各种示例中独立地实现，或者可以在其他示例中相组合，参照去如下描述和附图可以看出本公开的进一步的细节。附图说明图1是具有通过布置所公开的复合结构构件形成的能量吸收地板下机体的旋翼飞机以虚线示出的分解图。图2是具有底部蒙皮的图1所示的能量吸收地板下机体的一部分的立体图。图3A是复合结构构件的正视图，其中加强件和压溃配件位于复合结构构件的竖直腹板上。图3B是沿着图3A的线3B-3B截取的复合结构构件的剖视图。图4A是具有C形沟槽横截面的加强件的立体图。图4B是图4A中示出的加强件的左侧图。图5是复合结构构件的一部分的立体图，其中加强件和压溃配件位于复合结构构件的竖直腹板上。图6A是处于拆卸状态下的加强件和压溃配件的分解立体图。图6B是处于组装状态下的图6A所示的加强件和压溃件的立体图。图6C是处于组装状态下的加强件和压溃配件的局部左侧图。图7是形成复合结构构件的相交处的十字形接头的立体图。图8A是用于连接相交复合结构构件的抗剪带的前正视图，示出了该抗剪带的内表面。图8B是图8A中所示的抗剪带的右侧图，示出了该抗剪带的外表面。图8C是图8A中所述的抗剪带的平面俯视图。图9A和图9B是用于比较在结构构件的毁灭性塌缩过程中吸收的能量与在结构构件的渐进塌缩过程中吸收的能量的力-位移曲线图。图10是吸收飞机中的能量的方法的流程图。具体实施方式在如下详细描述中，参照航空结构更具体地说，参照直升飞机，诸如旋翼飞机或直升机描述并示出了复合结构构件和用以形成用作能量吸收地板下机体的复合多功能结构组件的这些复合结构构件的布置的各种示例，以举例说明本公开的一般原理。该描述在本质上仅仅是例示性的，并且不是为了限制所公开的复合结构构件和复合结构结构的布置或所公开的复合结构构件和所公开的复合结构构件的布置的应用和使用。本领域技术人员将认识到，本公开可以在其他类似应用或环境中实践，并且或者具有图示示例的其他类似或等效变型。例如，本公开的教导可以应用于其他乘用飞机、货运飞机、军用飞机、旋翼飞机和其他类型的飞机或飞行器、以及航空飞行器、卫星、空间运载工具、火箭和其他航空载具、以及轮船和其他水运工具、火车、汽车、卡车、巴士或可能经受相当大的压缩载荷的其他合适结构。应该注意，这里没有详细描述对本公开领域的技术人员来说普遍已知的那些方法、程序、部件或功能。现在参照附图，这些附图是为了举例说明该公开的各种非限制性的示例性实施方式。图1示出了直升类型的飞机10在该示例中，为旋翼飞机或直升机，飞机10可以结合通过布置所公开的复合结构构件14而形成的能量吸收地板下机体12。飞机10可以包括前机身16、主机身18和尾部24。主机身18容纳多个座椅20、电气和机械控制件以及优选容纳在流体压力柔顺结构22内的燃料电池舱。前机身16容纳驾驶舱，该驾驶舱也可以包括多个座椅20。主旋翼26通过旋翼主轴28操作地联接至主机身18的顶部，并且设置能量吸收支柱30以进一步支撑主旋翼26并吸收竖直地施加的压缩载荷。起落架32操作地联接至主机身18的底部。尾部旋翼34操作地联接至尾部24。座椅20由座椅柱36支撑，这些座椅柱以诸如在飞行过程中防止座椅20横向移动和向上竖直移动的方式通过内部地板系统或面板未示出固定至能量吸收地板下机体12的上表面。流体压力柔顺结构22和其他结构也可以以诸如在飞行过程中防止座椅20横向移动和竖直向上移动的方式通过内部地板系统固定至能量吸收地板下机体12。图2示出了能量吸收地板下机体12的一部分，其中飞机外部蒙皮38结合至能量吸收地板下机体12的下表面。能量吸收地板下机体12是多功能的，具有反抗飞行、操纵和内部货物载荷的能力，并且具有能够在经受竖直施加的压缩载荷诸如可能在硬着陆或过程中或在坠毁情况下施加的载荷时吸收能量的能力。能量吸收地板下机体12还不会给飞机10增加寄生重量，即无需额外的能量吸收系统、结构或机构，这些额外的能量吸收系统、结构或机构会给飞机重量增加高达大约4000磅；因此，能量吸收地板下机体12与金属相比重量更轻。优选地，能量吸收地板下机体12由多向复合材料构成，该多向复合材料具有在竖直方向上以及在与竖直成45°至90°的角度的方向上取向的复合纤维。适合于形成能量吸收地板下机体12的复合材料能够使用传统复合铺设技术构成，诸如手动将层片铺放在心轴上以形成期望形状或者使用自动层片铺放技术，如编织、自动纤维铺放AFP或这些方法的任何组合。这种复合材料的示例包括可从Hexcel公司或CytecSolvay集团获得标准或中间模量复合纤维增强件，不过在构建能量吸收地板下机体12时也可以采用其他同等材料。能量吸收地板下机体12包括多个复合结构构件14的箱型或栅格状结构布置，其中至少第一对40基本平行的复合结构构件14与至少第二对42基本平行的复合结构构件14正交地布置并相交。第一对40或第二对42中的复合结构构件14可以布置在主机身18的纵向或长度方向例如，前后方向上或布置在横跨主机身18的宽度的横向方向上。在图1和图2所示的示例中，能量吸收地板下机体12定位成这样：第一对40复合结构构件14在横向方向上，而第二对42复合结构构件在纵向或长度方向上。第二对42复合结构构件14被构造成龙骨梁，其中第一对40复合结构构件14在龙骨梁之间延伸。短梁43与第一对40复合结构构件14成一直线地定位，并且位于第二对42结构构件14的外侧，如图2所示。每个复合结构构件14都大体构造成I字梁横截面形状，该I字梁横截面形状具有通过竖直腹板48互连的上盖44和下盖46。一个或多个加强件50位于至少第一对40复合结构构件14的每个复合结构构件14中的竖直腹板48上。第一对40复合结构构件14利用固定至第一对40和第二对42复合结构构件14的每个相交处的多个抗剪带角件52而连接至第二对42复合结构构件14。抗剪带角件52在接头54处对施加在接头54上的拉伸和剪切载荷提供增强，并且在压缩载荷下吸收能量。将参照图3A、图3B、图4A、图4B和图5更详细地描述复合结构构件14和加强件50。首先参照图3B图3A中所示的复合结构构件14的横截面，复合结构构件14中的上盖44和下盖46均具有水平部分56和竖直部分58。竖直部分58从水平部分56的大约中点在大体竖直方向上延伸。上盖44的竖直部分58和下盖46的竖直部分58通过竖直腹板48互连而形成具有I字梁横截面形状的复合结构构件14，其中竖直腹板48实际承载上盖44和下盖46之间剪切载荷。该总体结构有时被称为中间对角张力或IDT框架。竖直腹板48被设计成在压缩载荷下失效。竖直腹板48具有小于上盖44的竖直部分58和下盖46的竖直部分58的盖厚度Tc的腹板厚度Tw，这允许竖直腹板48在传输至能量吸收地板下机体12和上盖44的顶表面60的压缩载荷诸如由飞机坠毁或硬着陆产生的载荷下屈曲。在一些实施方式中，腹板厚度Tw和盖厚度Tc的比在大约0.4到0.8的范围内，优选为大约0.6。例如，盖厚度Tc可以为大约0.080英寸，而腹板厚度Tw可以在大约0.04英寸到大约0.065英寸的范围内，优选为大约0.050英寸。该方案将竖直腹板48置于上盖44和下盖46之间的压缩中，并且使得会在初始屈曲过程中产生的载荷峰值最小化，初始屈曲是金属和其他刚性类型材料的典型特征。如所公开那样形成的复合结构构件14在竖直腹板48已经呈现相当大的挠曲或屈曲时还承载载荷。竖直腹板48可以沿着复合结构构件14的整个长度形成有减小的腹板厚度Tw，或者复合结构构件14可以形成有一个或多个离散的区段62，在这些区段62中，竖直腹板48具有减小的腹板厚度Tw，如图3A所示。离散区段62可以为如图3A所示的矩形，或者可以以适合于预期目的的其他形状形成，例如具有沿着复合结构构件14的长度形成区域63、65的多个边缘的形状，在这些区域中，竖直腹板48的高度如图5所示那样变化。至少第一对40复合结构构件14中的竖直腹板48利用位于上盖44和下盖46之间的竖直腹板48的至少一个侧表面64上的一个或多个加强件50加强。总的来说，竖直腹板48的高度在加强件50所在的位置例如，离散区段62中较高，而在加强件50之间的位置中较短。在一些实施方式中，可以使用单个加强件50来加强竖直腹板48。在其他实施方式中，对称的一对加强件50以背靠背的关系布置，其中竖直腹板48位于该对加强件50之间，第一加强件50位于竖直腹板48的第一侧表面64上，第二加强件50位于与第一侧表面64相反的第二侧表面64上。该构造在加强件50被施加至能量吸收地板下机体12的压缩载荷向下驱动时稳定加强件50并防止加强件50旋转。加强件50可以位于沿着复合结构构件14的长度的任何位置。例如，当刚性的乘客货物地板放置在能量吸收地板下机体12上时，加强件50可以沿着复合结构构件14的长度均匀地间隔开，这是因为这种地板在硬着落期间提供均匀分布的竖直施加压缩载荷。加强件50也可以直接位于载荷施加点下面，特别是当没有刚性地板时，诸如位于座椅柱36或货物栓系环下面。加强件50可以以用于I字梁横截面形状结构诸如复合结构构件14的加强件的任何典型形状形成。例如，加强件50可以构造成具有C字沟槽形、J字形、90°角、帽形或箱型。具体参照图4A和图4B，附图示出了具有C字沟槽形水平横截面的加强件50，其中中间部分66抵靠竖直腹板48的侧表面64定位，两个侧部分68在大体垂直方向上远离中间部分66和竖直腹板48当安装在复合结构构件14上时，参见例如图5延伸。中间部分66具有大体矩形构造，其中平坦前表面72和平坦后表面74位于中间部分66的相反表面上。中间部分66具有从底端边缘76到相反的顶端边缘70的长度。底端边缘76和顶端边缘70大体平行。中间部分66具有位于侧部分68之间的宽度。侧部分68大体彼此平行，并且与中间部分66一起形成加强件50的倒圆形后边缘77。加强件的后边缘77无需是倒圆的，即它们可以成直角。加强件50的底部边缘78通过使两个侧部68的底表面80相对于下盖46的顶表面82的平面形成大约30°到大约60°更具体地大约40°到大约50°，更优选地大约45°的锐角C而被倒角参见图4B。两个侧部68的顶表面84没有倒角，而是与中间部分的顶端边缘70形成了平坦连续顶表面86。加强件50通过铺设一层或多层多向碳纤维热固性预浸渍材料带至大约0.090英寸的公称厚度Ts而构成。碳纤维在预浸渍材料带中以多个方向例如以0°竖直、相对于竖直45°和90°布置。为了避免在压缩载荷下在加强件50中发生局部屈曲，为了允许加强件50均匀地压溃，并为了提高加强件50中的比能吸收，侧部68的长度B和加强件50的厚度Ts的比应该在大约7到10的范围内，更具体为在大约7到8的范围内。例如，侧部68的长度B可以为大约0.7英寸，使得BTs的比为大约7.7。加强件50位于竖直腹板48上，其中中间部分66的平坦后表面74抵靠竖直腹板48的侧表面64，并且连续顶表面86接近复合结构构件14的上盖44的水平部分56定位并由该水平部分56牢固地支撑。侧部68的底表面80和中间部分66的底端边缘76形成了加强件50的自由端，该自由端没有被下盖46的水平部分56牢固地支撑。相反，中间部分66的底端边缘76与下盖46的水平部分56间隔开在大约0.01到0.03英寸范围内的触发距离88，使得加强件50的中间部分66抵靠竖直腹板48的侧表面64平放，而不必适应下盖46的水平部分56和竖直部分58之间的半径。触发距离88还允许竖直腹板48在向加强件50施加载荷之前初始屈曲即，设计失效，并且减少初始载荷峰值。加强件50的倒角底部边缘78用作触发器，该触发器在加强件50由于竖直腹板48的设计失效而向下移动经过触发距离88时使加强件50开始渐进塌缩或压溃。中间部分66的底端边缘76首先与下盖46的顶表面82相互作用，然后倒角底部边缘78逐渐地与下盖46的顶表面82相互作用以便从顶部到底部逐渐塌缩，并且使得在底部边缘笔直时在初始屈曲过程中会发生的载荷峰值最小化。竖直腹板48承载压缩载荷的设计失效防止竖直腹板48和加强件50之间的相互作用，从而允许加强件50独立地作用而吸收能量。加强件50优选包括位于加强件50的上部处的压溃配件90，压溃配件90与加强件50的倒角底部边缘78处的触发相反地向加强件50的连续顶表面86引入压溃力，并且在压缩载荷被施加至复合结构构件14时支撑加强件50的侧部68。参照图3A和图6A-图6C，压溃配件90被示出为单独元件，该单独元件具有：底部91，其装配在由加强件50的中间部分66的平坦前表面72和侧部68的内表面形成的空间内；和顶部94，其比底部91宽并具有安置在加强件50的连续顶表面86上的肩部92。肩部92紧紧地位于连续顶表面86和上盖44的水平部分56之间。底部91使加强件50的侧部68相对于中间部分66维持在它们大体垂直取向。参照图6C，压溃配件90的顶部94的后部具有连接顶部94的后表面96和顶表面97的圆角半径98。圆角半径98安置在上盖44的水平部分56和竖直部分58之间的半径角部100图3B中所示中，以进一步在压溃配件90和复合结构构件14之间提供紧密配合，并且将施加至复合结构构件14的竖直冲击载荷有效地传递至加强件50。压溃配件90可以由机加工金属材料如铝形成，或者由复合材料诸如注射成型、树脂传递成型或其他类型的复合材料形成。另选地，压溃配件90可以由相同复合材料形成为复合加强件50的一体部分，从而加强件50具有位于加强件50的顶部处的加强结构。参照图7，第一对40复合结构构件14利用固定至第一对40和第二对42复合结构构件14的每个相交处104的多个抗剪带角件52连接至第二对42复合结构构件14，以形成具有十字构造的接头54。抗剪带角件52在接头54处对施加在接头54上的拉伸和剪切载荷提供增强，并在压缩载荷下吸收能量。在图7中，接头54由连续复合结构构件14形成，该连续复合结构构件14与两个额外的复合结构构件14的端部正交地相遇，这两个额外的复合结构构件14的竖直腹板48在公共平面内对齐。使用四个抗剪带角件52连接这三个复合结构构件14。参照图8A至图8C，每个抗剪带角件52具有第一平面部分106和第二平面部分108，第二平面部分108通过弯曲半径110与第一平面部分106互连并且相对于第一平面部分106以大约90°角定位。第一平面部分106连接至第一对40复合结构构件14中的一个的一端，并且第二平面部分108连接至第二对42复合结构构件14中的一个的一端。抗剪带角件52的顶表面112是平坦的并且仅仅抵靠复合结构构件14的上盖44的水平部分56的底表面57定位。抗剪带角件52的下边缘114形成了抗剪带角件52的自由端，该自由端并没有由下盖46的水平部分56牢固地支撑。相反，类似于加强件50，下边缘114与下盖46的水平部分56间隔开在大约0.01到大约0.03英寸范围内的触发距离88，使得第一平面部分106和第二平面部分108抵靠竖直腹板48的侧表面64平放，而不必适应下盖46的水平部分56和竖直部分58之间的半径。触发距离88允许竖直腹板48在向抗剪带角件52施加载荷之前开始屈曲即，设计失效，并且进一步减小初始载荷峰值。类似于加强件50，抗剪带角件52的第一平面部分106和第二平面部分108具有下边缘114，下边缘114以相对于下盖46的顶表面82的平面成大约30°到大约60°更具体地为大约40°到大约50°，更优选为大约45°的锐角C倒角。像加强件50的底边缘78处的倒角边缘一样，倒角下边缘114用作触发器。倒角下边缘114可以包括平坦的非倾斜部分116和倾斜部分118。非倾斜部分116的长度应该足够小，从而倾斜部分118提供有效触发器。另选地，抗剪带角件52的倒角下边缘114可以仅具有倾斜部分118，这类似于加强件50的侧部68的底表面80。抗剪带角件52通过将一层或多层多向碳纤维预浸渍平面编织织物铺设成大约0.033英寸的公称厚度Ta而构成。这些碳纤维在预浸渍织物中以多个方向例如以0°竖直、相对于竖直45°和90°的方向布置。为了避免在压缩载荷下抗剪带角件52中局部屈曲，为了允许抗剪带角件52均匀地压溃，并且为了提高抗剪带角件52中的比能吸收，第一平面部分106和第二平面部分108的长度L和抗剪带角件52的厚度Ta的比应该在大约0.04到大约0.09英寸的范围内，并且更具体为大约0.06英寸。抗剪带角件52的倒角下边缘114用作触发器，当抗剪带角件52由于竖直腹板48的设计失效而向下移动经过触发距离88时，该触发器使抗剪带角件52渐进地塌缩或压溃。抗剪带角件52的下边缘114的平坦非倾斜部分116与下盖46的顶表面82相互作用，然后倾斜部分118渐进地与下盖46的顶表面82相互作用，以使抗剪带角件52从顶部到底部渐进地竖直塌缩，并且使得在底部边缘为笔直时会在初始屈曲过程中发生的载荷峰值最小。竖直腹板48承载压缩载荷的设计失效防止抗剪带角件52和竖直腹板48之间相互作用，从而允许抗剪带角件52独立地作用来吸收能量。加强件50、压溃配件90和抗剪带角件52利用机械和粘合剂装置安装至复合结构构件14的竖直腹板48和上盖44。例如，复合结构构件14的竖直腹板48和上盖44、加强件50和压溃配件90之间的所有接触表面都可以使用任何航空质量糊状粘合剂诸如可从HenkelAG&Co获得LoctiteEA9394AERO糊状粘合剂粘结在一起。通过将机械紧固件诸如Hi-Lite或Hi-Lok直柄紧固件和紧固件套环或铆钉穿过延伸穿过加强件50的中间部分66的多个孔102，将压溃配件90进一步附着至加强件50，并且将紧固件50和抗剪带角件52进一步附装至复合结构构件14的竖直腹板48。在加强件50以背靠背的关系布置的实施方式中，加强件50被粘结至竖直腹板48的相反侧表面64并且通过竖直腹板48而紧固在一起。类似地，抗剪带角件52被布置成使得一个抗剪带角件52的第一平面部分106与第二抗剪带角件52中的第二平面部分108成背靠背的关系，并且粘结至竖直腹板48的相反侧表面64并通过竖直腹板48而紧固在一起。所公开的复合结构构件14和由复合结构构件14形成的能量吸收地板下机体12在整个压缩载荷峰值中提供稳定水平的载荷，并且因此在经受压缩载荷时提供渐进压溃。图9A和图9B是相比较的力-位移F-D曲线，其中由能量吸收地板下机体12吸收的总能量等于压缩载荷力在Y轴上和位移在X轴上的乘积，即F-D曲线下面的面积。渐进塌缩的目的是使F-D曲线120下面的面积最大。图9A是压缩载荷下用于典型地板下机体的F-D曲线图，该压缩载荷具有导致屈曲和灾难性塌缩的初始载荷峰值122。图9B是在压缩载荷下用于能量吸收地板下机体12的F-D曲线图，该压缩载荷具有低初始载荷峰值122和在位移上分散开的平均压溃载荷124，从而得到能量吸收地板下机身12的稳定、渐进压溃。因此，能量吸收地板下机体12包括简单的结构元件，这些结构元件容易集成到能量吸收地板下机体12中，以处理飞行、操作和货物载荷，并且从压缩载荷吸收能量以提供能量吸收地板下机体12的受控且渐进的压溃。复合结构构件14中的竖直腹板48被设计成在飞机硬着落或坠毁过程中以相对低的压缩载荷屈曲。加强件50和抗剪带角件52被设计成用于双重用途，即：加强并在结构上连接至能量吸收地板下机体12的复合结构构件14，并且通过渐进地压溃而吸收能量，以允许能量吸收地板机体12在压缩载荷过程中经受受控失效。因而，复合结构构件14和这种复合结构构件14的布置与金属机体相比至少提供了同等水平的压缩载荷安全性，并且重量更小。在本公开的另一个方面中，公开一种用于在复合结构结构布置经受竖直施加的压缩载荷时吸收所述复合结构布置诸如能量吸收地板下机体12中的能量的方法200。在该方法的步骤202中，将复合结构构件14形成为具有I字梁横截面，如以上公开的，复合结构构件14具有由竖直腹板48互连的上盖44和下盖46，竖直腹板48具有小于上盖44和下盖46的竖直部分58的盖厚度Tc的腹板厚度Tw。在步骤204中，将加强件50定位在第一对40复合结构构件14中的竖直腹板48的至少一侧上，加强件50具有C型沟槽横截面形状，该C型沟槽横截面形状具有抵靠竖直腹板48的侧表面64定位的中间部分66以及远离中间部分66和竖直腹板48延伸的两个侧部68，从而加强件50的顶部接近上盖44的水平部分56定位，并且在两个侧部68的底端处以相对于下盖46的顶表面82成锐角C形成倒角底端边缘76。在步骤206中，将具有肩部92的压溃配件90定位在加强件50的连续顶表面86和上盖44的水平部分56的底表面57之间或者与加强件50一体地形成。在步骤208中，将第一对40复合结构构件14布置成基本彼此平行并正交于第二对42基本平行的复合结构构件14，并且利用多个抗剪带角件52连接至彼此，每个抗剪带角件52均具有通过弯曲半径110互连的第一平面部分106和第二平面部分108，第一平面部分106和第二平面部分108具有倒角下边缘114，该倒角下边缘114相对于下盖46具有锐角C。在本公开的又一个方面中，用于飞机10的地板下系统包括这里公开的复合结构构件14的结构布置，用于在地板下系统经受竖直施加的压缩载荷时减轻损坏。另外，本公开根据如下条款的实施方式：1.一种用于飞机框架的复合结构构件，该复合结构构件包括：上盖和下盖，所述上盖和所述下盖均具有水平部分和竖直部分的，所述上盖的竖直部分和所述下盖的竖直部分通过竖直腹板互连，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；以及加强件，所述加强件位于所述竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位，并且所述加强件的底端具有倒角边缘。2.根据条款1所述的复合结构构件，其中，一对加强件以背靠背的关系布置，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。3.根据条款1所述的复合结构构件，其中，所述倒角边缘形成所述加强件的两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面形成锐角。4.根据条款3所述的复合结构构件，其中，所述锐角为大约30°到大约60°。5.根据前述条款中任一项所述的复合结构构件，该复合结构构件进一步包括压溃配件，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间的肩部。6.根据条款5所述的复合结构构件，其中，所述压溃配件的后顶部包括安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内的圆角半径。7.一种用于能量吸收的结构布置，该结构布置包括：第一对基本平行的复合结构构件和第二对基本平行的复合结构构件，所述第二对基本平行的复合结构构件与所述第一对基本平行的复合结构构件正交地布置并相交，每个所述复合结构构件都具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；以及加强件，该加强件位于所述第一对基本平行的复合结构构件中的每个复合结构构件中的竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位，并且所述加强件的底端具有倒角边缘。8.根据条款7所述的结构布置，其中，一对加强件以背靠背的关系布置，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。9.根据条款7所述的结构布置，其中，所述倒角边缘形成所述加强件的两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面形成锐角。10.根据条款9所述的结构布置，其中，所述锐角为大约30°到大约60°。11.根据条款7所述的结构布置，该结构布置进一步包括压溃配件，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述复合结构构件的上盖的底表面之间的肩部。12.根据条款11所述的结构布置，其中，所述压溃配件的后顶部包括安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内的圆角半径。13.根据条款7至12中任一项所述的结构布置，其中，所述第一对基本平行的复合结构构件利用多个抗剪带角件连接至所述第二对基本平行的复合结构构件，每个所述抗剪带角件具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分，所述第一平面部分连接至所述第一对基本平行的复合结构构件中的一个，所述第二平面部分连接至所述第二对基本平行的复合结构构件中的一个，所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成锐角的倒角底部边缘。14.根据条款13所述的结构布置，其中，所述锐角为大约30°至大约60°。15.一种用于飞机的地板下系统，该地板下系统包括条款7至12中任一项所述的结构布置，该结构布置用于在所述地板下系统经受竖直施加的压缩载荷时减轻损坏。16.一种用于在复合结构布置经受竖直施加的压缩载荷时吸收所述复合结构布置中的能量的方法，该方法包括：形成复合结构构件，该复合结构构件具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；将加强件定位在第一对复合结构构件中的竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，从而所述加强件的顶部接近所述上盖的水平部分定位，所述侧部在其底端处具有倒角边缘，所述倒角边缘相对于所述下盖的顶表面成锐角；以及将所述第一对复合结构构件布置基本成彼此平行并且正交于第二对基本平行的复合结构构件。17.根据条款16所述的方法，该方法进一步包括定位具有肩部的压溃配件，使得所述肩部位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间。18.根据条款17所述的方法，该方法进一步包括将所述压溃配件的后顶部处的圆角半径安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内。19.根据条款16至18中任一项所述的方法，该方法进一步包括以背靠背的关系布置的一对加强件，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。20.根据条款16至18中任一项所述的方法，该方法进一步包括利用多个抗剪带角件将所述第一对复合结构构件连接至所述第二对基本平行的复合结构构件，每个抗剪带角件具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分，所述第一平面部分连接至所述第一对复合结构构件中的一个的一端，并且所述第二平面部分连接至所述第二对基本平行的复合结构构件中的一个的一端，所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成锐角的倒角底部边缘。当然，基于用于实现本公开中的原理的上述描述，可以设计许多其他修改和改变。例如没有限制地，可以修改复合结构构件14、加强件50和抗剪带角件52的尺寸和横截面形状，以适应不同的飞机或其他结构和不同类型的载荷要求。还可以将一个或多个加强件50以竖直以外的角度例如，相对于竖直大约10°定位在竖直腹板48上，以抵抗离轴施加的压缩载荷。所有这些修改和变化都应被认为在如所附权利要求中限定的本公开的精神和范围内。

权利要求：1.一种用于飞机框架的复合结构构件，该复合结构构件包括：上盖和下盖，所述上盖和所述下盖均具有水平部分和竖直部分，所述上盖的竖直部分和所述下盖的竖直部分通过竖直腹板互连，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；以及加强件，该加强件位于所述竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的所述一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位，并且所述加强件的底端具有倒角边缘。2.根据权利要求1所述的复合结构构件，其中，一对加强件以背靠背的关系布置，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。3.根据权利要求1所述的复合结构构件，其中，所述倒角边缘形成所述加强件的两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面形成锐角，并且其中，所述锐角为大约30°到大约60°。4.根据前述权利要求中任一项所述的复合结构构件，该复合结构构件进一步包括压溃配件，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间的肩部，并且其中，所述压溃配件的后顶部包括安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内的圆角半径。5.一种用于能量吸收的结构布置，该结构布置包括：第一对基本平行的复合结构构件和第二对基本平行的复合结构构件，所述第二对基本平行的复合结构构件与所述第一对基本平行的复合结构构件正交地布置并相交，每个所述复合结构构件都具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；以及加强件，该加强件位于所述第一对基本平行的复合结构构件中的每个复合结构构件中的竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的所述一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，所述加强件的顶端接近所述上盖的水平部分定位，并且所述加强件的底端具有倒角边缘。6.根据权利要求5所述的结构布置，其中，一对加强件以背靠背的关系布置，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。7.根据权利要求5所述的结构布置，其中，所述倒角边缘形成所述加强件的两个侧部的底表面，所述底表面相对于所述下盖的顶表面形成锐角，并且其中，所述锐角为大约30°到大约60°。8.根据权利要求5至7中任一项所述的结构布置，该结构布置进一步包括压溃配件，该压溃配件具有位于所述加强件的顶端和所述复合结构构件的上盖的底表面之间的肩部。9.根据权利要求8所述的结构布置，其中，所述压溃配件的后顶部包括安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内的圆角半径。10.根据权利要求5至7中任一项所述的结构布置，其中，所述第一对基本平行的复合结构构件利用多个抗剪带角件连接至所述第二对基本平行的复合结构构件，每个所述抗剪带角件具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分，所述第一平面部分连接至所述第一对基本平行的复合结构构件中的一个，所述第二平面部分连接至所述第二对基本平行的复合结构构件中的一个，所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成锐角的倒角底部边缘，并且其中，所述锐角为大约30°至大约60°。11.一种用于飞机的地板下系统，该地板下系统包括权利要求5至7中任一项所述的结构布置，该结构布置用于在所述地板下系统经受竖直施加的压缩载荷时减轻损坏。12.一种用于在复合结构布置经受竖直施加的压缩载荷时吸收所述复合结构布置中的能量的方法，该方法包括：形成复合结构构件，该复合结构构件具有通过竖直腹板互连的上盖和下盖，所述竖直腹板具有小于所述上盖和所述下盖的竖直部分的盖厚度的腹板厚度；将加强件定位在第一对复合结构构件中的竖直腹板的至少一侧，所述加强件具有抵靠所述竖直腹板的所述一侧定位的中间部分和远离所述中间部分和所述竖直腹板延伸的两个侧部，从而所述加强件的顶部接近所述上盖的水平部分定位，所述侧部在其底端处具有倒角边缘，所述倒角边缘相对于所述下盖的顶表面成锐角；以及将所述第一对复合结构构件布置成基本彼此平行并且正交于第二对基本平行的复合结构构件。13.根据权利要求12所述的方法，该方法进一步包括定位具有肩部的压溃配件，使得所述肩部位于所述加强件的顶端和所述上盖的底表面之间，并且进一步包括将所述压溃配件的后顶部处的圆角半径安置在所述上盖的水平部分和竖直部分之间的半径角部内。14.根据权利要求12或13所述的方法，该方法进一步包括以背靠背的关系布置一对加强件，所述竖直腹板位于所述一对加强件中的每个加强件的中间部分之间。15.根据权利要求12或13所述的方法，该方法进一步包括利用多个抗剪带角件将所述第一对复合结构构件联接至所述第二对基本平行的复合结构构件，每个抗剪带角件具有通过弯曲半径互连的第一平面部分和第二平面部分，所述第一平面部分连接至所述第一对复合结构构件中的一个的一端，并且所述第二平面部分连接至所述第二对基本平行的复合结构构件中的一个的一端，所述第一平面部分和所述第二平面部分具有相对于所述下盖成锐角的倒角底部边缘。

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