本发明涉及一种飞机防护罩，用于保护飞机免受恶劣天气的影响，更具体地涉及一种适用于保护低翼飞机，高翼飞机和直升机的飞机防护罩。飞机防护罩可以制造成用于模块化或便携式组装，并且与现有技术相比具有显著的制造、安装以及使用优势。
背景技术：
长期以来，需要保护停放的小型飞机免受诸如强光，强风，暴风，大雪和冰雹等的恶劣天气的影响。通常，使用永久性或半永久性飞机库保护停放在机场上的飞机。
然而，飞机库空间是有限的，租用和购买都很昂贵。高固定翼飞机和低固定翼飞机以及直升机都存在类似的保护方案和要求。已经开发了多种半永久性防护罩以提供一些免受恶劣天气的保护，例如在美国专利5,390,688和7,089,951中公开的用于保护飞机的防护装置。其他类型的半永久性防护罩已经专门开发用于保护直升机，例如在美国专利6,749,151中公开的仅提供有限的保护，美国专利8,336,807提供的用于封装直升机的复杂且昂贵的蛤壳式外壳。
不幸的是，这些防护罩仍然有很大的占地面积，并且通常连接到固定或灌浇混凝土基脚或其类似物上-因此，它们被机场视为飞机库。这种类型的分区或结构使得这些防护罩的选址变得更加困难和昂贵，并且在安装或制造的成本和劳动力方面复杂化。对固定基脚或地基的需求也使得组装或安装飞机防护罩的经济性在许多较小地区或周围地区成本过高。
许多这些飞机防护罩不能承受诸如北美平原等环境中存在的强风和大雪负荷-在这些环境中，希望覆盖和保护停放在室外或者在没有全面飞机库保护的半保护场景下的飞机的外部和控制表面，但是需要经受住这些要素是设计这种飞机防护罩的一个复杂因素。因此，大量停放的轻型飞机简单地系在外面，或者完全暴露在恶劣天气下，或者可能诸如座舱盖，整流罩，机翼，和/或尾翼等的仅一些表面使用由织物材料制成的单独覆盖件覆盖。不幸的是，用于保护飞机的覆盖件越多，安装和拆卸它们所需的时间和精力就越多。这些局部覆盖件可以防止阳光，但很大程度上不能防止冰雹，大雪或风。除了防晒之外，还需要提供一个能够承受强风，暴雨，大雪和冰雹的飞机防护罩用于保护飞机。
需要提供一种用于保护飞机的飞机防护罩，该防护罩覆盖飞机的全部或大部分并且具有相当小的占地面积。如果可能使用半便携式或便携式飞机防护罩，这将在市场上被广泛接受。特别是如果个别织物覆盖件的需求减少，相信这将提供显著的益处。
还希望提供一种容易打开和关闭以允许飞机进入/离开的飞机防护罩。许多现有技术的飞机防护罩的问题之一是，即使它们确实以合理直截了当的方式存在，飞机表面多个覆盖件的应用，通常在恶劣天气期间应用，使其变的更加困难且耗时，且使用吸引力较小。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种飞机防护罩，用于保护具有非常小的占地面积的飞机。本发明的另一目的是提供一种飞机防护罩以提供保护飞机的防护罩，该防护罩能够承受强风，暴雨，大雪和冰雹。
本发明的另一目的是提供一种飞机防护罩，该防护罩可以容易打开和关闭以允许飞机进入/离开界定的掩蔽空腔。为了最大限度地减少所存储飞机失窃的可能性，飞机防护罩也可能与位于其中的飞机锁定。
本发明的另一目的是提供一种飞机防护罩，该飞机防护罩适用于保护包括低翼飞机，高翼飞机和直升机的多种类型的飞机。
飞机防护罩包括界定后部掩蔽空腔的后部掩蔽部分以及放置在后部掩蔽部分前边缘前方并界定前部掩蔽空腔的前部掩蔽部分。后部掩蔽部分可以包括接合地面的侧壁部分，界定后部掩蔽空腔顶点的顶部，和/或前边缘。当飞机掩蔽于其中时，该前边缘靠近后飞机部分的最前部分。
前部掩蔽部分可在掩蔽飞机的关闭位置和允许飞机从飞机防护罩进入和离开的打开位置之间移动。
为了最大限度地减少所存储飞机失窃的可能性，飞机防护罩可能被锁定在关闭位置。
前部掩蔽部分包括至少一个前支撑梁，该前支撑梁可移动地安装到靠近其顶部的后部掩蔽部分的前边缘，使得在关闭位置时，该至少一个前支撑梁位于飞机上方并且通过至少一个向下延伸到地面的前支撑柱支撑在其至少一个末端处，和/或从后部掩蔽部分的前边缘向前延伸的柔性织物前部覆盖件。
至少一个前支撑梁可以包括两个梁，即左前支撑梁和右前支撑梁，并且至少一个前支撑柱可以包括连接到左前支撑梁的左前支撑柱和连接到右前支撑梁的右前支撑梁。左前支撑柱可以向下定向到地面且位于飞机的左侧，并且右前支撑柱可以向下定向到地面且位于飞机的右侧。在关闭位置时，左前支撑梁和右前支撑梁基本刚性地彼此连接。而且，在一些实施例中，在关闭位置中，左前支撑梁和右前支撑梁彼此非常接近地布置[允许它们可选地锁定在一起]。在一些实施例中，每个左前支撑梁和右前支撑梁都能够在垂直方向和水平方向上或其他方向上旋转地移动。在关闭位置时，左前支撑梁和右前支撑梁可以位于飞机的前飞机部分上方。
左前支撑梁和右前支撑梁中的至少一个可以具有至少一个弯曲部分，该弯曲部分适于在飞机防护罩位于关闭位置（飞机是直升机）时环绕飞机的一部分。
前部覆盖件安装在左前支撑梁和右前支撑梁，和/或左前部支撑柱和右前支撑柱上，该前部覆盖件由柔性和不透成分的织物制成。在某些情况下，前部覆盖件包括左前部覆盖件和右前部覆盖件。
在需掩蔽飞机是具有左翼和右翼的固定翼飞机的情况下，后飞机部分的最前部分可以包括从飞机左翼的后缘向后延伸并且在飞机的右翼的另一后方延伸的水平梁。这样的飞机防护罩还可以包括从后部掩蔽部分和前部掩蔽部分的前边缘向外和向前延伸的左翼掩蔽部分和右翼掩蔽部分，用于在飞机防护罩处于关闭位置时掩蔽飞机的左翼和右翼。左翼掩蔽部分和右翼掩蔽部分可以包括由柔性织物制成的左翼覆盖件和右翼覆盖件，用于覆盖飞机的左翼和右翼。
左翼掩蔽部分可以进一步包括从后部掩蔽部分的前边缘向外垂直延伸的后部左侧机翼梁，用于支撑左翼覆盖件。同样的，右翼掩蔽部分可以进一步包括从后部掩蔽部分的前边缘向外垂直延伸的后部右侧机翼梁，用于支撑右翼覆盖件。所述后部左侧机翼梁和所述后部右侧机翼梁将位于地面上或者高出后飞机部分的最前部分，在左翼和右翼边缘的后面。后部左侧机翼梁和后部右侧机翼梁可以通过例如伸缩来调节长度，调整长度以附着飞机掩蔽的剩余部分。
左翼掩蔽部分和右翼掩蔽部分可以分别包括前部左侧机翼梁和前部右侧机翼梁，以进一步增强对位于飞机左翼和右翼的前缘前方的左翼覆盖件和右翼覆盖件的支撑。前部左侧机翼梁和前部右侧机翼梁位于飞机的左翼和右翼上方并且靠近它们。
在一些实施例中，飞机防护罩可进一步包括左侧悬臂梁，该左侧悬臂梁安装在后部掩蔽部分并从其向前延伸以支撑前部左侧机翼梁的内端，和/或右侧悬臂梁，该右侧悬臂梁安装在后部掩蔽部分并从其向前延伸以支撑前部右侧机翼梁的内端。左侧悬臂梁和右侧悬臂梁可在地面上以一致的或不同的距离安装到后部掩蔽部分。
本发明的飞机防护罩的一些实施例还可以包括用于支撑前部左侧机翼梁和后部左侧机翼梁的外端的左侧机翼梁支撑结构以及用于支撑前部右侧机翼梁和后部右侧机翼梁的外端的右侧机翼梁支撑结构。左侧机翼梁支撑结构的中间部分可以包括向下延伸到地面的左前支撑柱，并且可旋转地移动地安装到前部左侧机翼梁的内端。类似地，右侧机翼梁支撑结构的中间部分可包括向下延伸到地面的右前支撑柱，并且可旋转地移动地安装到前部右侧机翼梁的内端。
飞机防护罩的各种部件安装在地面上-本领域技术人员将理解各种类型的地锚和固定方式，并且都被构想为落在本发明的范围内。
除了设计成保护作为固定翼飞机的飞机防护罩的实施例之外，飞机防护罩的其他实施例可以设计成用于保护作为直升机的飞机-对前支撑梁和框架结构的必要改变以适应上部转子轴以及这样的飞机上的机翼缺失将被本领域技术人员理解，并且如概述的那样，被设计成用于保护固定翼飞机或者直升机的飞机防护罩都被构想为落在本发明得范围内。
飞机防护罩可以保护飞机免受其他因素的影响，制造和安装起来既简单又经济高效，并且可以简单地打开和关闭以允许飞机的进入/离开。
附图说明
为了便于标识对任何特定元件或技术的讨论,在附图标记中最高位数字指的是元件首次引入时的附图号码。
图1是作为低翼飞机的飞机防护罩的一个实施例的正视透视图，并且示出了处于打开位置的飞机防护罩。
图2是处于关闭位置的图1的飞机防护罩的正视透视图。
图3是用于将左前支撑梁和右前支撑梁可旋转地安装到飞机防护罩后部的结构的一个实施例的俯视图。
图4是图3的部件的正视图。
图5是根据本发明的处于关闭位置的飞机防护罩的一个实施例的框架的详细示意图；
图6是图5的飞机防护罩的框架的正视图；
图7是根据本发明的处于打开位置的飞机防护罩的框架的替代实施例的详细示意图；
图8是根据本发明的左侧机翼梁外部支撑结构的一个实施例的剖面侧视图；
图9是织物覆盖件到纵向元件的褶边袋附接件的一个实施例的细节图。
图10是用于刚性联接左前支撑梁和右前支撑梁的连接器的一个实施例的侧视图。
图11是用于将左前支撑梁和右前支撑梁中的每一个分别联接到左前支撑柱和右前支撑柱的连接器的一个实施例的侧视图。
图12是飞机防护罩的另一个实施例的正视透视图，其中飞机是高翼飞机，飞机防护罩处于打开位置。
图13是处于关闭位置的图12的飞机防护罩的正视透视图。
图14是根据本发明的飞机防护罩的另一实施例的正视透视图，其中飞机是直升机，飞机防护罩处于关闭位置。
具体实施方式
除非另外定义，否则本文使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属领域的普通技术人员通常理解的相同含义。尽管在本发明的实践或测试中可以使用与本文所述相似或等同的任何方法和材料，但现在描述优选的方法和材料。
本发明是一种用于飞机的存放和掩蔽的飞机防护罩。飞机防护罩简易组装，对地基或地面工作方面没有什么要求，并且允许将合理快速的保护应用在飞机上以保护其不受因素的影响。飞机可以合理快速地放入和退出飞机防护罩，并且飞机防护罩为飞机提供增强的保护，并且在包括风，雨和雪负荷在内的恶劣条件下具有结构完整性。飞机防护罩可选地锁定关闭，以允许对其中存储的飞机进行防盗保护。此处描述的本发明的实施例旨在用于保护小型飞机，例如在航空工业中被认为是“轻型飞机”的飞机。然而，虽然这里概述的本发明的实施例展示了对单引擎螺旋桨驱动飞机的保护和掩蔽，但是对于本领域技术人员来说显而易见的是本发明的实施例不限于此，而是也可适用于保护小型双引擎螺旋桨驱动飞机，小型喷气式飞机和滑翔机飞机。
首先参考图1和图2，示出了旨在用于掩蔽飞机102的飞机防护罩100。图1示出处于打开位置的飞机防护罩100，图2示出处于关闭位置的飞机100，掩蔽飞机102。在这种情况下，所示的飞机102是低翼飞机。如图所示的飞机102具有左翼114和右翼116。为了描述本发明的操作，所描述的飞机102的两个部分是后飞机部分和前飞机部分。如此处进一步详细描述的，在是固定机翼飞机的情况下，后飞机部分106是在机翼后缘后面的飞机部分，前飞机部分110是包括机翼和机翼前部到飞机前方的机身的飞机部分-例如图示的飞机102的整流罩118和座舱盖120部分。
飞机防护罩100包括以保护性方式覆盖后飞机部分106的后部掩蔽部分104，使得后部掩蔽部分104的前端放置在左翼114和右翼116的后缘之后并且靠近该后缘。前部掩蔽部分108从后部掩蔽部分104的前边缘112向前延伸，并且可在以保护性方式覆盖前飞机部分的至少大部分的关闭位置和允许飞机102进入和离开的打开位置之间移动。
后部掩蔽部分104具有前边缘112，该前边缘112位于飞机102的左翼114和右翼116的后缘之后并且靠近该后缘。前部掩蔽部分108从后部掩蔽部分104的前边缘112向前延伸。前部掩蔽部分108可在打开位置和关闭位置之间移动-在关闭位置时，前部掩蔽部分108将掩蔽前飞机部分110的大部分-例如整流罩118和座舱盖120-当在打开位置时，飞机102可以移入或移出飞机防护罩100。
所示的后部掩蔽部分104包括后部支撑框架142，该后部支撑框架142由彼此平行且大致垂直于轴线122放置的多个后部掩蔽部分部件124组成。在图1的实施例中，拱型后部掩蔽部分124的数量是四个。应该理解的是，根据例如所需保护的飞机102的形状和尺寸，后部掩蔽部分部件124的数量，尺寸和形状可以变化。如图所示，后部掩蔽部分部件124通过使用标准管道连接头或夹具，以常规方式经由纵向撑杆132和对角撑杆134连接，该对角撑杆134由例如圆形，方形或矩形的管材料制成。在不脱离本文的范围和意图的情况下，所使用的纵向撑杆132和对角撑杆134的数量和类型以及它们的形状，构造或其他参数都可以改变。
在考虑的多个实施例中，每个后部掩蔽部分部件124由顶部部分126，左壁部分128和右壁部分130构成，所述顶部部分126，左壁部分128和右壁部分130可使用标准管道连接器彼此断开连接以便于运输和处理（部件124的这些部分件图5）。优选地，后部掩蔽部分104使得界定的后部掩蔽空腔围绕紧邻的后飞机部分106，以确保较小的占地面积，同时通过大致沿着轴线122移动后飞机部分106而允许后飞机部分106容易进入和退出，例如使用后推拖拉机。
后部掩蔽部分部件124支撑由例如柔性织物材料制成的后部覆盖件136，后部覆盖件136使用固定在其上的带子，带扣和系带或常规地面锚以常规方式固定。可选地，后部掩蔽部分104也可以被构造成由例如多个壁部和顶部部分制成的刚性壳体结构。在刚性后部覆盖件136界定后部掩蔽空腔的情况下，后部覆盖件136可以包括一系列自支撑覆盖件部分，或者可替代地包括后部支撑框架上的刚性覆盖件部分。后部覆盖件136的柔性或刚性结构都被构想为落入本发明的范围。
每个后部掩蔽部分部件124通过使用例如标准u形夹和u形销连接器固定到诸如常规螺旋钻/螺旋地锚等的地锚上。便携式结构设计领域的技术人员将理解用于部件的可移除或快速地锚定的许多方法和设备，并且飞机防护罩100的这些和其他部件的所有地面附接方法将被理解为落入本发明的范围内。
前部掩蔽部分108包括左前支撑梁138和右前支撑梁140，所述左前支撑梁138和右前支撑梁140可移动地安装到靠近其顶部部分126的后部掩蔽部分104的前边缘112上，使得当飞机防护罩100处于关闭位置时，左前支撑梁138和右前支撑梁140设置在前飞机部分110上方并且从前边缘112向前延伸并在飞机102上方。优选地，左前支撑梁138和右前支撑梁140中的每一个都可旋转地安装到后部掩蔽部分104的前边缘112，使得它们每个都可以在基本垂直和大致水平的方向上可旋转地移动。参考图3，详细示出了左前支撑梁138和右前支撑梁140到后部掩蔽部分104的安装-左铰链302和右铰链304能够分别围绕左垂直轴线306和右垂直轴线308作旋转运动，并且彼此靠近地安装到后部掩蔽部分104的前边缘112，通常安装到后部掩蔽部分124的最前部分，靠近其顶点。示出了安装板310，该安装板310使用常规手段安装到后部掩蔽部分部件124的最前部分。左铰链302经由u形左连接部件312和左u形销316以及相关的拼合或开合销附接到左前支撑梁138，从而实现围绕水平轴线320的旋转运动。类似地，右铰链304经由u形右连接部件314和右u形销318以及相关的拼合或开合销附接到右前支撑梁140，使得右前支撑梁140能够围绕水平轴线320水平运动。左前支撑梁138和右前支撑梁140到后部掩蔽部分104的连接允许双轴旋转运动，可以用其他硬件和不同方式完成，并且可以构想实现相同目标的任何这种连接方法均落入此范围内。或者，左前支撑梁138和右前支撑梁140可使用例如螺栓或其类似物可移除地安装到后部掩蔽部分104的前边缘112的顶点。图4示出了图3的部件的正视图。
左前支撑梁138和右前支撑梁140中的每一个绕左垂直轴线306，右垂直轴线308和水平轴线320的旋转运动以及左前支撑梁138和右前支撑梁140以及左前支撑柱144和右前支撑柱146之间的旋转运动分别基本上促进飞机102的左翼114和右翼116之上的向上和向后移动以打开前部掩蔽部分108，反之亦然，以将其移动到关闭位置。优选地，在关闭位置时，左前支撑梁138和右前支撑梁140被设置为彼此非常接近并且经由支撑梁连接器152大体刚性彼此连接。图10示出了支撑梁连接器152的一个示例，所示支撑梁连接器152为u形夹和销结构，用于增加组合的左前支撑梁138和右前支撑梁140的刚度和强度。
左前支撑梁138优选地在其末端处从安装板310可旋转且可移动地附接到左前支撑柱144，并且右前支撑梁140类似地在其远端从安装板310附接到右前支撑柱146。左前支撑柱144和右前支撑柱146中的每一个都向下延伸到地面以便以常规方式支撑它，例如使用如图所示的u形夹和销结构。左前支撑柱144和右前支撑柱146中的每一个都可固定到地锚，该地锚也可以具有许多不同类型。可选地，通过提供锁定硬件以将左前支撑梁138和右前支撑梁140彼此固定地连接，飞机防护罩100可以被锁定在关闭位置。
左前支撑梁138和右前支撑梁140与左前支撑柱144和右前支撑柱146一起分别支撑由柔性织物材料制成的左前部覆盖件148和右前部覆盖件150以覆盖前飞机部分110的至少大部分，其中左前部覆盖件148和右前部覆盖件150从后部掩蔽部分104的前边缘112向前延伸。
如图2所示，在关闭位置中，左前支撑梁138和右前支撑梁140被放置在前飞机部分110的上方，其中左前支撑柱144向下定向且在飞机102的左侧，右前支撑柱146向下定向且在飞机102的右侧。优选地，左前部覆盖件148和右前部覆盖件150的上边缘部分分别安装到左前支撑梁138和右前支撑梁140，并且左前部覆盖件148和右前部覆盖件150的前边缘部分分别以常规方式安装到左前支撑柱144和右前支撑柱146，例如使用设置在左前部覆盖件148和右前部覆盖件150中的褶边袋以容纳左前支撑梁138，左前支撑柱144，右前支撑梁140和右前支撑柱146的相应部分。左前部覆盖件148和右前部覆盖件150使用固定到左前支撑柱144和右前支撑柱146和/或常规地锚上的带子，带扣和系带112以常规方式固定。在不脱离本发明的范围和意图的情况下，也可以使用其他前支撑梁结构。
图5展示了根据本发明的飞机防护罩100的结构框架的一个实施例。示出了后部掩蔽部分104和后部掩蔽部分部件124。还示出了后部掩蔽部分104的前边缘112前方的前部掩蔽部分108。如图1和图2所示，前部掩蔽部分108包括左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分部分156，其能够保护飞机102的左翼和右翼的外侧部分，其中飞机102是一架固定翼飞机。如图所示，左翼掩蔽部分154包括在后部掩蔽部分104的前边缘112处从后部掩蔽部分部件124的最前部分向外延伸的后部左侧机翼梁502。后部左侧机翼梁502延伸超出飞机102的左翼114的翼尖。类似地，右翼掩蔽部分156包括后部右侧机翼梁504，该后部右侧机翼梁504在后部掩蔽部分104的前边缘112处从后部掩蔽部分104的右侧，从后部掩蔽部分部件124的最前部分横向向外延伸。后部右侧机翼梁504延伸超出飞机102的右翼116的翼尖。后部掩蔽部分104和后部右侧机翼梁504安装到后部掩蔽部分部件124的最前部分，使得它们布置在地面上方，大约高于或等于飞机102的左翼114和右翼116的后缘的高度。
左翼掩蔽部分154包括位于飞机102的左翼114的前缘前方的前部左侧机翼梁506，使得前部左侧机翼梁506布设在左翼114之上并且靠近左翼114。类似地，右翼掩蔽部分156还包括位于飞机102的右翼116的前缘前方的前部右侧机翼梁508，前部右侧机翼梁508在右翼116之上并且靠近右翼116。
左侧悬臂梁510安装到后部掩蔽部分104并由此向前延伸以支撑前部左侧机翼梁506的内端。类似地，右侧悬臂梁512安装到后部掩蔽部分104并由此向前延伸以支撑前部右侧机翼梁508的内端。在后部左侧机翼梁502和前部左侧机翼梁506的末端处，左侧外部机翼梁支撑件514相对于彼此保持和支撑这些梁并且加强左翼掩蔽部分154。类似地，在后部右侧机翼梁504和前部右侧机翼梁508的末端处，右侧外部机翼梁支撑件516相对于彼此保持并支撑这些梁并且加强右翼掩蔽部分156。多个机翼梁支撑结构518从后部左侧机翼梁502，后飞机部分106，前部左侧机翼梁506和前部右侧机翼梁508向下延伸以支撑地面上的左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156。机翼梁支撑结构518优选地固定到地锚。如同锚定在地面上的飞机防护罩100的其他位置的情况一样，可以使用多种类型的地锚。
图5所示的框架结构包括安装在左侧悬臂梁510和右侧悬臂梁512之间的前部覆盖件支撑板，用于在关闭时在飞机102上方为左前部覆盖件148和右前部覆盖件150提供支撑。通过将织物支撑在前部支撑部件524的顶部上，该支撑板可以进一步加强前部掩蔽部分108并且为左前部覆盖件148和右前部覆盖件150提供附加支撑。如图所示，前部覆盖件支撑板包括至少一个前部支撑部件524，两个框架部件528。该前部覆盖件支撑板旨在通过缩短左前支撑梁138和右前支撑梁140来缩短左前部覆盖件148和右前部覆盖件150在前飞机部分110上方的悬挂距离，并将其附接点从后掩蔽部分104向前移动到左前支撑梁138和右前支撑梁140来减小前部支撑板铰接点530。前部覆盖件支撑板可以以许多不同的特定形式构造或集成到前部掩蔽部分108中，所有这些都在本发明的范围内，只要它们实现了为后部掩蔽部分104的前边缘112的前方的左前部覆盖件148和右前部覆盖件150提供支撑的目的，和/或减少前部掩蔽部分108悬臂在飞机102上延伸的距离。
还示出了从左前支撑梁138和右前支撑梁140向外延伸的多个前部局部支撑部件526元件，以对左前部支撑件148和右前部支撑件150提供进一步支撑以保持它们离开或支撑在前飞机部分110的上部区域上。在这种情况下，示出了六个前部局部支撑部件526元件。
还示出了左侧机翼梁支撑柱520，该左侧机翼梁支撑柱520支撑前部左侧机翼梁506的内端部分，且从其向下延伸到地面并锚定到地面，以及右侧机翼梁支撑柱522，该右侧机翼梁支撑柱522支撑前部右侧机翼梁508的内端部分，且向下延伸到地面并锚定到地面。优选地，左侧机翼梁支撑柱520和右侧机翼梁支撑柱522可旋转地安装到它们各自的前部机翼梁上，允许其在向上方向旋转以使得飞机102的左翼114和右翼116能够分别进入和离开左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156。可选地，左侧机翼梁支撑柱520和右侧机翼梁支撑柱522使用例如螺栓或销可拆卸地安装。
左侧悬臂梁510和右侧悬臂梁512可以适用于承受作用在相应的左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156上的天气以及风和雪负荷，从而允许省略左侧机翼梁支撑柱520和右侧机翼梁支撑柱522。
图6示出了处于关闭位置的图5的框架结构的正视图。
如图5和图6中详述，尽管可以想到，飞机防护罩100的许多实施例包括前部覆盖件支撑板和多个前部局部支撑部件526元件，但是图7示出了飞机防护罩100的框架结构的另一个实施例，而没有前部覆盖件支撑板。示出的为处于打开位置时的框架。
接下来在图1等的实施例中示出的是分别用于覆盖飞机102的左翼114和右翼116的左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156，其中的每一个均从后部掩蔽部分104的前边缘112附近以及前部掩蔽部分108横向延伸。左翼掩蔽部分154包括柔性织物左翼覆盖件158以覆盖飞机102的左翼114，右翼掩蔽部分156包括柔性织物右翼覆盖件160以覆盖飞机102的右翼116。每个左翼覆盖件158和右翼覆盖件160优选地由框架结构支撑，使得织物机翼覆盖件不接触飞机102的机翼。
图8示出了根据本发明实施例的左翼掩蔽部分154的剖面侧视图，展示了左翼掩蔽部分154的各种部件与飞机102的左翼114之间的布设和相互作用。优选地，机翼梁支撑结构518，左侧外部机翼梁支撑件514和左侧机翼梁支撑柱520在如图8所示方块箭头指示的基本上垂直方向上伸缩可调，因此使得左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156可针对诸如低翼或高翼飞机的不同的飞机102进行调整。可选地，后部左侧机翼梁502和前部左侧机翼梁506也可以伸缩可调以适应具有不同机翼跨距的飞机102。可选地，左翼掩蔽部分154可以仅包括具有左翼覆盖件158的后部左侧机翼梁502-在飞机102停放其中的情况下，固定到左翼114前方的地锚，在这样的实施例中左翼覆盖件158与机翼的顶部部分和前缘接触。图8的实施例示出了外侧左翼掩蔽部分154的剖视图。飞机另一侧的右翼掩蔽部分可以以反射的方式制造，使得飞机防护罩的该部分的构型在形式和功能上是反射性的，除了右翼掩蔽部分大致垂直于飞机机身右侧向外延伸，而不是左侧。
优选地，用于后部掩蔽部分104，前部掩蔽部分108，左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的覆盖件设置为单独的覆盖件，其通过褶边袋和/或系带固定到相应的框架结构，以与布设在覆盖件上的垫圈相互作用用于以本领域技术人员已知的方式紧固这些覆盖件。图9是柔性织物覆盖件的褶边袋结构的细节图，例如左翼覆盖件158或右翼覆盖件160-褶边袋162沿覆盖件的下边缘布设，以将纵向元件164容纳在其中。剖面166设置在预定位置，允许带子或系带202与纵向元件164相互作用，以将诸如左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的各种柔性织物覆盖件固定到地锚或支撑部件。
如图9所示，左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的前边缘和后边缘均包括褶边袋162，其中容纳有纵向部件164。与纵向部件164相互作用的可调系带202被连接以保持左翼覆盖件158和右翼覆盖件160上的张力。可选地，每个左翼覆盖件158和右翼覆盖件160进一步包括用于分别容纳前部左侧机翼梁506和前部右侧机翼梁508的褶边袋，因此允许每个左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的前部部分被释放并折叠在左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的顶部，从而允许左翼114和右翼116进入和离开相应的左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156，而每个柔性机翼覆盖件的其余部分保持固定就位。或者，系带202被固定到相应的地锚上。
优选地，相邻的覆盖件具有足够的重叠以确保对飞机的保护，并且使用例如按扣或钩和环紧固件来彼此固定。优选地，柔性织物材料选自本领域已知的多种商业上可获得的材料作为“海洋帆布”材料，例如丙烯酸树脂，pvc涂布的聚酯乙烯树脂，硅处理过的基材和用于户外使用的涂布网。大多数海洋帆布材料具有抗uv和uvb的能力，相当的强度，并且在一定程度上具有耐水性或防水性。
左翼覆盖件158和右翼覆盖件160可选地包括切口，以容纳例如双引擎飞机102的引擎整流罩。另外，该设计的高翼配置适应双引擎飞机。
优选地，后部覆盖件136，左前部覆盖件148和右前部覆盖件150以及左翼覆盖件158和右翼覆盖件160作为单独的覆盖件被提供，所述覆盖件通过褶边袋和/或系带202固定到飞机防护罩100的框架的相应部分，以与布设在覆盖件上的垫圈相互作用用于以本领域技术人员已知的方式紧固这些覆盖件。优选地，相邻的覆盖件具有足够的重叠以确保对飞机102的保护，并且使用例如按扣，钩和环紧固件或类似物来彼此固定。
为了在所示实施例中打开飞机防护罩100，固定在左前部覆盖件148，右前部覆盖件150，左翼覆盖件158以及右翼覆盖件160上的系带202被释放。然后，将每个左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的前部部分折叠在相应的左翼覆盖件158和右翼覆盖件160的顶部。然后，左侧机翼梁支撑柱520和右侧机翼梁支撑柱522向上旋转并固定在上部位置。然后打开支撑梁连接器152以释放左前支撑梁138和右前支撑梁140，同时左前支撑柱144和右前支撑柱146从它们的地锚释放。最后，左前支撑梁138和右前支撑梁140以及相关联的左前部覆盖件148和右前部覆盖件150以及左前支撑梁138和右前支撑梁140向上和向后移动，使得左前支撑柱144和右前支撑柱146移过并放置到相应左翼掩蔽部分154和右翼掩蔽部分156的后部。为了关闭飞机防护罩100，以相反的顺序执行这些步骤的逆过程，以关闭，扣紧和收紧覆盖件到相应位置。
图10和图11提供了图1的飞机防护罩100的其他特定部件的详细视图。
尽管图1和图2的实施例示出了用于掩蔽低翼飞机102的飞机防护罩100，但图12和图13示出了飞机防护罩100的替代实施例，其设计成用于掩蔽为高翼飞机的飞机102，图12示出了处于打开位置的实施例和图13的是处于关闭位置的。
图14示出了根据本发明的飞机防护罩100的另一实施例，其中飞机102是直升机，飞机防护罩100处于关闭位置。此处，覆盖诸如尾部和稳定器（未示出）等的后飞机部分106的后部掩蔽部分104的前边缘112放置在飞机102的转子轴1402的后方并且与其接近。如上所述，前部掩蔽部分108包括左前支撑梁138和右前支撑梁140，左前支撑梁138和右前支撑梁140可移动地安装到后部掩蔽部分104的前边缘112。优选地，每个左前支撑梁138和右前支撑梁140可旋转地移动-安装到相应的左前支撑柱144和右前支撑柱146，左前支撑柱144和右前支撑柱146向下延伸到地面以用于支撑如上所述的用于飞机防护罩100的支撑梁。
左前支撑梁138和右前支撑梁140放置在飞机102机舱的上方，其中左前支撑柱144向下定向且在飞机102的左侧，同时右前支撑柱146向下定向且在飞机102的右侧。在该实施例中示出的每个左前支撑梁138和右前支撑梁140都具有适于在关闭位置时环绕飞机102的转子轴1402的一部分的弯曲部分。或者，弯曲部分被省略，并且左前支撑梁138和右前支撑梁140被安装到后部掩蔽部分104的前边缘112，以与飞机102的转子轴的直径相等的距离间隔设置，并且通过布设于其间的连接元件刚性地可拆卸地彼此连接。
将意识到，用于构造本文所述系统的各种组件的特定材料不被认为是对本发明范围的限制。本领域技术人员将容易认识并能够选择实现本发明的目的的材料和组件，而不需要任何发明技能。
对于本领域技术人员来说应该显而易见的是，在不脱离本发明构思的情况下，除了已经描述的那些以外，还可以有更多的修改。因此，本发明的主题不限于所附权利要求的范围。而且，在解释说明书和权利要求书时，所有术语应该以与上下文一致的最宽泛的可能的方式来解释。具体而言，术语“包括”和“包含”应该解释为以非排他性方式引用元件，组件或步骤，表明所提及的元件，组件或步骤可以存在，或利用，或与其他未明确引用的元件，组件或步骤组合。