Конструктивный компонент с ребром жесткости и поперечным элементом

Конструкция фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата содержит наружную обшивку (100), имеющую дугообразный внутренний контур, и конструктивный компонент (200). Указанный компонент содержит ребро жесткости (202) для наружной обшивки (100), которое изогнуто в форме дуги, соответствующей внутреннему контуру, и поперечный элемент (204), который соединяет две дуговых секции (206, 206') дуги ребра друг с другом поперечно и имеет более высокую жесткость, чем ребро. Улучшается поглощение энергии конструкцией фюзеляжа в случае перегрузки. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к конструктивному компоненту самолета или космического летательного аппарата и, в частности, к конструктивному компоненту, который имеет ребро жесткости и поперечный элемент. Изобретение также относится к самолету с таким конструктивным компонентом.

Хотя оно и применимо к любым легким конструкциям с упроченной наружной обшивкой, настоящее изобретение и техническая задача, на которой оно основано, объяснены более подробно в отношении нижней стороны фюзеляжа самолета.

Панели фюзеляжа для самолетов обычно производят по так называемой легкой конструкции с наружной обшивкой, которая упрочнена на внутренней стороне двухмерной конструкцией из стрингеров, проходящих в продольном направлении самолета, и ребер, действующих как элементы жесткости и проходящих поперечно продольному направлению самолета. Внутри самолета те компоненты и конструкции фюзеляжа, которые относятся к использованию самолета, крепят к ребрам, например, полы грузового и пассажирского отсеков.

На Фиг.1 в качестве примера показано сечение нижней половины традиционного фюзеляжа коммерческого самолета, имеющего в сущности цилиндрическую форму. Ребро 106 проходит кольцеобразно по внутренней стороне наружной обшивки 100, которая показана только на нескольких секциях для большей наглядности. Ребро 106 имеет на стороне основания, прилегающей к наружной обшивке 100, регулярно расположенные выемки 112, посредством которых стрингеры 110, проходящие в продольном направлении фюзеляжа 110 самолета, проходят через ребро.

Фюзеляж самолета снабжен полом 108 пассажирского отсека, приблизительно вровень с его наибольшей шириной. Пол 108 пассажирского отсека с одной стороны опирается на ребро 106 на его краях и с другой стороны опирается между его краями на проходящие перпендикулярно опорные стержни 114, 114' на ребре 106. В полу 108 пассажирского отсека рельсы 116 проходят в продольном направлении самолета и поддерживают пассажирские кресла, которые здесь не показаны, если самолет используют для перевозки пассажиров.

Конструкция 118 грузового отсека, которая включает, помимо прочего, горизонтально проходящий поперечный элемент 126, прикреплена к ребру 106 рядом с нижней стороной 102 фюзеляжа. Этот удерживающий поперечный элемент прикреплен на его концах непосредственно к ребру 106 и обычно поддерживается в области между концами центральной опорой 122 и боковыми стойками 124 на ребре 106. Центральный профиль 120 проходит в центре удерживающего поперечного элемента 126 в продольном направлении самолета. Поперечный элемент 126, центральный профиль 120, расположенные на боковых сторонах опорные рельсы 105 поддерживают пол 104 грузового отсека, который показан только частично для большей наглядности.

В течение десятилетий алюминий и алюминиевые сплавы использовали в качестве материалов для конструкций пола грузового и пассажирского отсеков, а также для наружной обшивки, стрингеров и ребер. Однако эти материалы все в большей степени заменяются волокнистыми композитными материалами, в частности углепластиком (CFP), поскольку этим можно достигнуть уменьшения общей массы самолета и, следовательно, пониженного расхода энергии при полете, при этом сохраняя такую же прочность и жесткость. Преимуществами волокнистых композитных материалов над алюминиевыми материалами также являются низкая усталость материала и отсутствие проблем с коррозией.

При замене алюминиевых материалов волокнистыми композитными материалами необходимо учитывать тот факт, что оба класса материалов имеют разные характеристики под нагрузкой выше предельной. При чрезмерной нагрузке алюминиевые материалы подвергаются постепенной пластической деформации и при этом поглощают энергию, а в случае волокнистых композитных материалов, в частности углепластика, происходит внезапное разрушение материала при очень низком поглощении энергии. По этой причине необходимо предположить, что конструкция фюзеляжа, показанная на Фиг.1, проявляет разные характеристики при чрезмерной нагрузке, например в случае падения с низкой высоты, в зависимости от того, произведена ли она из алюминиевых материалов или волокнистых композитных материалов.

В случае конструкции согласно Фиг.1, произведенной из алюминия, наружная обшивка 100, стрингеры 110 и ребра 106, а также удерживающая конструкция 118 деформируются под воздействием ударных сил, действующих на нижнюю сторону 102 фюзеляжа самолета. В результате этого высокая доля ударной энергии будет поглощена, и компоненты в верхней части салона будут замедляться более равномерно. Это ограничивает ускорение, действующее на пол 108 пассажирского отсека и увеличивает шансы пассажиров на выживание.

С другой стороны, в случае конструкции согласно Фиг.1, произведенной из волокнистого композитного материала, необходимо ожидать хрупкого разрушения наружной обшивки 100, стрингеров 110 и ребра 106, при этом энергии поглощается очень мало. Поскольку вышележащая удерживающая конструкция 118 предназначена только для отклонения сил нагрузки, создаваемых при полете в ребре 106, здесь необходимо также ожидать преждевременного разрушения. Из-за пониженного поглощения энергии в области удерживающей конструкции большая часть ударной энергии передается в боковые панели 109 и на опорные стержни 114, 114', которые также могут разрушиться и проникнуть в пассажирский отсек, угрожая пассажирам травмами вплоть до смертельного исхода.

Поэтому цель изобретения заключается в улучшении характеристики поглощения энергии конструкцией фюзеляжа самолета в случае перегрузки, в частности когда конструкция фюзеляжа выполнена из волокнистых композитных материалов.

Согласно изобретению эта цель достигается посредством использования конструктивного компонента с признаками по пункту 1 и самолетом с признаками по пункту 19 формулы изобретения.

Идея, на которой основано настоящее изобретение, заключается в предоставлении конструктивного компонента для самолета или космического летательного аппарата, который объединяет в себе ребро и поперечный элемент, причем поперечный элемент имеет более высокую жесткость/прочность, чем ребро. Ребро служит исключительно для упрочнения наружной обшивки самолета или космического летательного аппарата и для этой цели изогнуто в форме дуги, соответствующей внутреннему контуру наружной обшивки. Поперечный элемент соединяет две дуговых секции ребра в поперечном направлении и конструктивно поглощает механические нагрузки в большей степени, чем ребро.

Поскольку поперечный элемент соединяет дуговые секции ребра поперечно, он отстоит от наружной обшивки на большее расстояние, чем ребро. В случае перегрузки корпуса самолета или космического летательного аппарата ребро разрушается первым и поглощает меньшую долю ударной энергии. Поскольку поперечный элемент имеет меньшую жесткость/прочность, чем ребро, он не разрушается одновременно с ребром, но ступенчато с разделением по времени под влиянием энергии, уменьшенной в результате разрушения ребра. Самолет или космический летательный аппарат тормозится поэтапно и, следовательно, более мягко, что снижает риск для пассажиров.

Предпочтительные конструкции и усовершенствования изобретения описаны в зависимых пунктах формулы изобретения.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления также предусмотрен по меньшей мере один элемент, поглощающий энергию, который соединяет зону приложения нагрузки на ребро с противоположной опорной секцией поперечного элемента. Это выгодно, в частности, потому, что по меньшей мере один из фрагментов продолжает опираться на элемент, поглощающий энергию, на поперечном элементе даже после разрушения ребра в случае удара. После этого удара элемент, поглощающий энергию, подается к поперечному элементу, который еще не затронут, причем энергия продолжает поглощаться из-за специфической конструкции элемента, поглощающего энергию. Это обеспечивает равномерное торможение самолета или космического летательного аппарата.

Согласно предпочтительным вариантам осуществления элемент, поглощающий энергию, проходит в сущности в направлении, перпендикулярном ребру, и/или в направлении, перпендикулярном поперечному элементу. Это обеспечивает исключительно стабильную опору и, следовательно, высокое поглощение энергии при низком использовании материала.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления элемент, поглощающий энергию, имеет запускающий участок в конце, противоположном ребру, который должен разрушиться раньше, чем другие участки элемента, поглощающего энергию, при перегрузке на элементе, поглощающем энергию. Элемент, поглощающий энергию, может, например, быть специально ослаблен на запускающем участке путем выполнения отверстий или локально отсутствующих слоев волокна. Это создает первоначальное разрушение рядом с ребром, после чего происходит стабильное разрушение или появляется фронт разрушения, который проходит вдоль элемента, поглощающего энергию, в направлении поперечного элемента.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления поглощающий элемент имеет локальную механическую прочность, которая увеличивается в направлении поперечного элемента. Из-за описанной конструкции участки поглотителя энергии, лежащие рядом с наружной стенкой, поглощают энергию первыми, тогда как участки, лежащие дальше внутрь, остаются незатронутыми. Это улучшает связь элемента, поглощающего энергию, с поперечным элементом в ходе прогрессирующего разрушения элемента, поглощающего энергию.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления элемент, поглощающий энергию, выполнен как профилированная деталь. Это дает ему значительную устойчивость на продольный изгиб и высокое удельное поглощение энергии при относительно небольшой дополнительной массе.

Элемент, поглощающий энергию, предпочтительно имеет замкнутый, в частности кругообразный или эллиптический профиль. Такой профиль имеет исключительно высокую устойчивость на продольный изгиб и очень высокое удельное поглощение энергии. Альтернативно, элемент, поглощающий энергию, имеет наполовину замкнутый, в частности Ω-образный, полукруглый или полуэллиптический профиль. Такой профиль можно крепить открытой стороной к поверхности, например, к опорной стойке, расположенной между ребром и поперечным элементом, этим добиваясь экономии материала и снижая массу.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления элемент, поглощающий энергию, выполнен неразъемно с ребром и/или поперечным элементом. Здесь преимущество заключается в снижении производственных издержек из-за меньшего количества компонентов и уменьшении массы в связи с отсутствием соединительных элементов. Согласно одному предпочтительному варианту осуществления ребро предназначено для упрочнения наружной обшивки на нижней стороне фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата. Преимущество заключается в том, что разрушение на малой высоте обычно приводит к тому, что первый удар приходится на нижнюю сторону фюзеляжа.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления ребро имеет Z- или L-образный профиль. Это особенно благоприятно потому, что эти формы профиля обеспечивают легкий монтаж поглощающего элемента на одной стороне.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления поперечный элемент предназначен для поддержки пола грузового отсека самолета или космического летательного аппарата. Такая двойная функция поперечного элемента позволяет снижать массу и экономить расходы.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления поперечный элемент проходит между двумя дуговыми секциями ребра в сущности прямолинейно. Преимущество заключается в наибольшей возможной устойчивости при меньшем количестве материала.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления поперечный элемент имеет J- или I-образный профиль. Преимуществом является то, что эти профили имеют высокую жесткость при изгибающей нагрузке от направления ребра. Более того, асимметричный J-образный профиль также, в частности, оставляет место для монтажа поглощающего элемента на одной стороне.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления ребро выполнено неразъемно с поперечным элементом. Это приводит к снижению производственных издержек из-за меньшего количества компонентов. В частности, это также выгодно при производстве конструктивного компонента из алюминия.

Согласно одному предпочтительному варианту осуществления по меньшей мере один соединительный элемент предусмотрен для соединения по меньшей мере одной из дуговых секций с элементом жесткости самолета или космического летательного аппарата. Этот соединительный элемент имеет механическую прочность, которая ниже механической прочности элемента жесткости. Преимущество заключается в том, что в случае удара энергия, которая не поглощена ребром и поперечным элементом, вводится соединительным элементом в структуру самолета или космического летательного аппарата, соединенную с элементом жесткости. Поскольку механическая прочность соединительного элемента ниже механической прочности элемента жесткости, соединительный элемент разрушается первым при поглощении дальнейшей энергии, этим уменьшая замедления, действующие на пассажирский отсек, например.

Механическая прочность соединительного элемента предпочтительно ниже механической прочности поперечного элемента. Преимущество заключается в том, что стабилизирующая функция поперечного сохраняется в случае удара. Кроме того, механическая прочность соединительного элемента предпочтительно выше механической прочности поглощающего элемента, что означает, что соединительный элемент не начинает поглощать энергию до приложения пути разрушения элемента, поглощающего энергию. Это приводит к непрерывному, а следовательно, более равномерному торможению конструкции фюзеляжа.

Изобретение более подробно объяснено ниже на иллюстративных вариантах осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

На чертежах:

Фиг.1 - схематический вид в поперечном разрезе нижней половины традиционного фюзеляжа самолета;

Фиг.2 - перспективный вид конструктивного компонента согласно первому варианту осуществления;

Фиг.3А-С - схематические профильные поперечные сечения конструктивных компонентов разных вариантов осуществления;

Фиг.4 - перспективный вид конструктивного компонента согласно второму варианту осуществления;

Фиг.5 - схематический вид в поперечном сечении нижней половины фюзеляжа самолета согласно одному варианту осуществления изобретения.

Одинаковые ссылочные номера на чертежах обозначают одинаковые или функционально сходные компоненты, если не указано иное.

На Фиг.2 показан перспективный вид конструктивного компонента 200 для упрочнения наружной обшивки фюзеляжа самолета на его нижней стороне. Конструктивный компонент 200 выполнен неразъемно из углепластика.

Конструктивный компонент 200 содержит ребро 202, которое имеет L-образный профиль и изогнуто в форме дуги, соответствующей внутренней кривизне упрочняемой секции наружной обшивки на нижней стороне фюзеляжа самолета. Основание ребра, образованное L-образным профилем, рассчитанное на прилегание к наружной обшивке, прерывается с регулярными интервалами выемками 112, через которые, когда конструктивный компонент 200 собран в фюзеляже самолета, проходят стрингеры для упрочнения наружной обшивки в продольном направлении самолета.

Дуговые секции 206, 206' на обоих концах ребра 202 соединены линейно поперечным элементом 204 как хордой арки. Поперечный элемент имеет J-образный профиль и имеет повышенную толщину стенки по сравнению с ребром 202. Из-за профиля и толщины стенки жесткость поперечного элемента 204 намного выше, чем жесткость ребра 202.

Ребро 202 поддерживается в его центральной области двумя опорными стойками 207 на поперечном элементе 204. Опорные стойки 207 проходят приблизительно перпендикулярно ребру 202, т.е. приблизительно в радиальном направлении дуги круга, описанного ребром 202. Опорные стойки 207 имеют более низкую механическую прочность, чем поперечный элемент 204.

Если ребро 202 разрушится - например, из-за удара нижней стороной или крушения самолета - фрагменты ребра 202 вначале продолжают опираться на опорные стойки 207 на поперечном элементе 204. Из-за меньшей прочности опорных стоек 207, однако, они разрушаются при дальнейшем развитии удара в зависимости от силы удара, тогда как фрагменты ребра 202 приближаются к поперечному элементу 204. Опорные стойки 207 предпочтительно выполнены как элементы, поглощающие энергию, например, как пустотелый профиль, так что во время этого процесса разрушения они поглощают максимально возможное количество энергии, причем поглощение энергии происходит, согласно расчетам, посредством последовательного разрушения или фрагментации. Альтернативно, опорные стойки 207 предназначены для поддержки элементов, поглощающих энергию (здесь не показаны), которые произведены отдельно, установлены на опорные стойки 207 и проходят параллельно им.

На Фиг.3А показано только непрерывными линиями, поперечное сечение профиля конструктивного компонента 200, например, компонента, показанного на Фиг.2. Показаны L-образный профиль ребра 202 и J-образный профиль поперечного элемента 204. Три проходящих горизонтально секций пояса J-образного поперечного элемента 204 расположены напротив проходящей горизонтально секции L-образного ребра 202, в сравнительном смысле, что требует повышенной жесткости поперечного элемента 204. Разница в жесткости далее увеличивается тем, что секция горизонтального профиля (пояса) ребра 202 имеет меньшую ширину "w", чем соответствующая ширина "W" поясов поперечного элемента 204.

Профили поперечного элемента 204 и ребра 202 могут быть изменены многими путями. Некоторые из возможностей показаны на Фиг.3А пунктирными линиями. Например, профиль поперечного элемента 204 может быть выполнен I-образным путем принятия дополнительной горизонтальной профилированной секции 300. В то же время, или альтернативно, профиль ребра 202 может быть выполнен Z-образным путем принятия дополнительной горизонтальной профилированной секции 302.

Опорные стойки 207 имеют простой плоский профиль, в результате чего их прочность ниже, чем соответствующая прочность ребра 202 и поперечного элемента 204.

На Фиг.3В и 3С показано в качестве примеров, схематически как поперечные сечения профиля, другие варианты осуществления конструктивного компонента 200. В этом случае конструктивный компонент 200 не выполнен неразъемно, а состоит из отдельных компонентов, соединенных различными способами.

В случае профиля, показанного на Фиг.3В, ребро 202, например, состоит из части основания 304 и части полки 306. Поперечный элемент 204 состоит из головной секции 308 и части полки 310. Центральная секция 312 содержит секции ребра 202 и поперечного элемента 204, а также опорные стойки 207.

Профиль, показанный на Фиг.3С, состоит из двух U-образных профилированных половин 314, 316, стенки которых находят друг на друга в области поперечного элемента 204, что придает ему повышенную жесткость.

На Фиг.4 показан перспективный вид еще одного варианта осуществления конструктивного компонента 200. Как и в случае варианта осуществления, показанного на Фиг.2, конструктивный компонент 200 содержит ребро 202 и поперечный элемент 204, выполненный неразъемно с ним, причем поперечный элемент соединяет две дуговых секции 206, 206' ребра прямолинейно друг к другу. Соединенные дуговые секции 206, 206', однако, не лежат на концах ребра 202; вместо этого ребро 202 продолжается за пределы дуговых секций 206, 206' и оканчивается в соединительном элементе 214 для соединения с другими элементами жесткости фюзеляжа самолета, например, обычными ребрами.

Профиль поперечного элемента 204 имеет Т-образную форму, причем поперечная балка Т-образного профиля лежит на верхней стороне. Ребро 202 имеет L-образный профиль в области между дуговыми секциями 206, 206', на которых оно соединено с поперечным элементом 204, тогда как профиль переходит в Z-образный профиль обычного ребра в остальных областях, лежащих за пределами дуговых секций 206, 206'.

Т-образный профиль поперечного элемента 204 и L-образный профиль ребра 202 имеют на обеих сторонах плоскую контактную поверхность, на которой размещены элементы 208, поглощающие энергию, с наполовину замкнутым, Ω-образным профилем в направлении, перпендикулярном поперечному элементу 204. Элементы 208, поглощающие энергию, выполнены как отдельные компоненты и соединены с ребром 202 и поперечным элементом 204 клеем, заклепками и/или болтами. Элементы 208, поглощающие энергию, могут, например, быть выполнены из углепластика, металлов или других композитных структур, таких как слоистые структуры. В этом случае материал для элементов 208, поглощающих энергию, может быть выбран независимо от материала ребра 202 и поперечного элемента 204, этим создавая возможность оптимизации свойств поглощения энергии. Запускающий участок 209 выполнен на конце каждого элемента 208, поглощающего энергию, обращенном к ребру 202, так чтобы в случае перегрузки элемент 208, поглощающий энергию, он разрушился раньше других участков элемента 208.

Кроме того, боковые опорные стойки 207 введены между ребром 202 и поперечным элементом 204, причем эти стойки выполнены в приведенном примере неразъемно с ребром 202 и поперечным элементом 204 и также могут выполнять функцию элемента 208, поглощающего энергию в случае удара, если они, например, выполнены в форме пустотелого профиля.

На Фиг.5 приведен сходный с Фиг.1 схематический вид в поперечном сечении нижней половины фюзеляжа самолета с конструктивным компонентом 200 согласно одному варианту осуществления изобретения. Как и на Фиг.1, наружная обшивка 100 со стрингерами 110 показаны только частично для наглядности.

Конструктивный компонент 200 содержит ребро 202, изогнутое так, чтобы соответствовать наружной обшивке 100 на нижней стороне фюзеляжа, и поперечный элемент 204, которые выполнены неразъемно, например, как объединенный углепластиковый или алюминиевый компонент, а также три элемента 208, поглощающих энергию и проходящих перпендикулярно между ними. Ребро 202 в этом случае выполнено с более низкой механической прочностью между дуговыми секциями 206, 206', соединенными поперечным элементом 204, чем в областях, лежащих за пределами дуговых секций 206, 206', где его профиль соответствует профилю обычных ребер 106, которые соединены на обеих сторонах соединительными элементами 214 с конструктивным компонентом. Соединительные элементы 214 имеют более высокую прочность чем элементы 208, поглощающие энергию, но меньшую прочность по сравнению с обычными ребрами 106.

Поперечный элемент 204 проходит между дуговыми секциями 206, 206' ребра 202 прямолинейно и горизонтально и выполнен так, что он механически прочнее ребра 202 между дуговыми секциями 206, 206'. Он поддерживает пол 104 грузового отсека, который показан только частично для большей наглядности. Все остальные конструкции фюзеляжа самолета показаны неизмененными по отношению к конструкциям на Фиг.1.

В обычном полете показанная конструкция выдерживает обычные конструктивные нагрузки, и поперечный элемент 204, в частности, поглощает нагрузки, которые выдерживают в традиционных конструкциях обычные ребра 106, из-за его высокой жесткости.

В случае удара или падения на землю, например, при аварийной посадке, эта конструкция осуществляет каскадное поглощение энергии, где ребро 202 первоначально деформируется/разрушается и прижимается к жесткому поперечному элементу 204. В то же время элементы 208, поглощающие энергию, постепенно разрушаются во время поглощения энергии путем деформации и/или фрагментации. Если действие элементов 208, поглощающих энергию, закончилось, ребро 202 ударяется о поперечный элемент 204. Из-за нагрузок, передаваемых поперечным элементом 204 на вышележащую конструкцию, соединительные элементы 214 разрушаются как следующий более слабый компонент после элементов, поглощающих энергию. Как и элементы 208, поглощающие энергию, они, предпочтительно, рассчитаны на поглощение значительного количества энергии во время этого процесса. Пока действие соединительных элементов 214 не закончилось, ударная энергия, значительно сниженная каскадным поглощением, ударяет в вышележащую конструкцию. По сравнению с традиционными конструкциями самолета нагрузки, вводимые опорными стержнями 114, 114' и ребром 106 в боковых панелях в пол 108 пассажирского отсека и рельсы 116 для кресел, значительно снижаются.

Хотя настоящее изобретение было описано со ссылками на предпочтительные иллюстративные варианты осуществления, оно ими нет ограничено и может быть модифицировано различными способами.

Например, элементы, поглощающие энергию, могут быть выполнены из замкнутых профилей. Элементы, поглощающие энергию, могут быть добавлены как на одну, так и на обе стороны ребра и поперечного элемента.

Перечень ссылочных номеров

100	Наружная обшивка
102	Нижняя сторона фюзеляжа
104	Пол грузового отсека
105	Опорный рельс
106	Элемент жесткости (ребро)
108	Пол пассажирского отсека
109	Боковая панель
110	Стрингер
112	Выемки
114, 114'	Опорные стержни
116	Рельсы пассажирских кресел
118	Удерживающая конструкция
120	Центральный профиль
122	Центральная опора
124, 124'	Боковые опоры
126	Удерживающий поперечный элемент
200	Конструктивный компонент
202	Ребро
204	Поперечный элемент
206, 206'	Дуговые секции
207	Опорная стойка
208	Элемент, поглощающий энергию
209	Запускающий участок
210	Зона введения нагрузки
212	Опорная секция
214	Соединительный элемент
300, 302	Секция горизонтального профиля
304	Часть профиля основания ребра
306	Часть полки ребра
308	Головная часть поперечного элемента
310	Часть полки поперечного элемента
312	Часть центрального профиля

314, 316	U-образный профиль
W	Ширина профилированной секции поперечного элемента
w	Ширина профилированной секции ребра

1. Конструкция фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата, содержащая:
- наружную обшивку (100), имеющую дугообразный внутренний контур; и
- конструктивный компонент (200), причем конструктивный компонент (200) содержит:
ребро жесткости (202) для наружной обшивки (100), которое изогнуто в форме дуги, соответствующей внутреннему контуру, и
поперечный элемент (204), который соединяет две дуговых секции (206, 206') дуги ребра (202) друг с другом поперечно и имеет более высокую жесткость, чем ребро (202).

2. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что, кроме того, предусмотрен по меньшей мере один элемент (208), поглощающий энергию, который соединяет зону (210) введения нагрузки ребра (202) с противоположной опорной секцией (212) поперечного элемента (204).

3. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, проходит, в сущности, в направлении, перпендикулярном ребру (202).

4. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, проходит, в сущности, в направлении, перпендикулярном поперечному элементу (204).

5. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, имеет на его конце, обращенном к ребру (202), запускающий участок (209), который предназначен для разрушения раньше остальных участков элемента (208), поглощающего энергию, в случае перегрузки элемента (208), поглощающего энергию.

6. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, имеет локальную механическую прочность, которая возрастает в направлении поперечного элемента (204).

7. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, выполнен как профилированная деталь.

8. Конструкция фюзеляжа по п.7, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, имеет замкнутый, в частности круговой или эллиптический, профиль.

9. Конструкция фюзеляжа по п.7, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, имеет наполовину замкнутый, в частности Ω-образный, полукруглый или полуэллиптический, профиль.

10. Конструкция фюзеляжа по п.2, отличающаяся тем, что элемент (208), поглощающий энергию, выполнен неразъемно с ребром (202) и/или поперечным элементом (204).

11. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что ребро (202) упрочняет наружную обшивку (100) на нижней стороне (102) фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата.

12. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что ребро (202) имеет Z- или L-образный профиль.

13. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что поперечный элемент (204) предназначен для поддержки пола (104) грузового отсека самолета или космического летательного аппарата.

14. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что поперечный элемент (204) проходит, в сущности, прямолинейно между двумя дуговыми секциями (206, 206').

15. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что поперечный элемент (204) имеет J- или l-образный профиль.

16. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что ребро (202) выполнено неразъемно с поперечным элементом (204).

17. Конструкция фюзеляжа по меньшей мере по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что, кроме того, предусмотрены элемент жесткости (106) для упрочнения наружной обшивки (100) и по меньшей мере один соединительный элемент (214) для соединения по меньшей мере одной из дуговых секций (206, 206') с элементом жесткости (106), причем соединительный элемент (214) имеет механическую прочность ниже, чем механическая прочность элемента жесткости (106).

18. Конструкция фюзеляжа по п.17, отличающаяся тем, что механическая прочность соединительного элемента (214) ниже, чем механическая прочность поперечного элемента (204).

19. Конструкция фюзеляжа по п.17, отличающаяся тем, что механическая прочность соединительного элемента (214) выше, чем механическая прочность поглощающего элемента (208).

20. Самолет, имеющий конструкцию фюзеляжа, согласно по меньшей мере одному из пп.1-19.