改进设计的起落架舱顶部的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞行器，特别是具有主起落架舱的飞行器。更准确地说，本发明涉及该起落架舱的顶部以及该顶部的环境设施。
[0002]本发明适用于所有类型的飞行器，特别是商用飞机。
【背景技术】
[0003]在现有的飞行器上，主起落架舱顶部一般用于隔离通常是飞行器的机舱的增压的上舱与形成起落架舱的下舱，起落架舱用于接纳两个彼此横向隔开的主起落架。
[0004]该不增压的起落架舱在前部由一个集装在机身中的机翼翼盒进行界定，该翼盒用于在翼盒两侧的相应侧沿横向方向连接飞行器的两个机翼。此外，起落架舱顶部一般固定地安装在机翼翼盒的上蒙皮上。因此，在极力垂直操纵飞行器的情况下，中央机翼翼盒容许的沿横向方向的变形会对起落架舱顶部沿该相同方向产生强制的寄生变形。为了限制这些寄生变形的负面影响，可以设计一种较挠性的顶部。但是，当顶部必须吸收直接来自起落架的结构元件例如斜撑的机械力时，那么，这种技术方案可能不合适。
[0005]因此，要求主起落架舱顶部的环境设施进行优化设计，特别是旨在解决起落架舱顶部与中央机翼翼盒之间的这种变形协调问题。
[0006]发明目的
[0007]为此，本发明首先在于一种用于飞行器的起落架舱顶部，所述起落架舱顶部用于在一个增压上舱与用于接纳第一主起落架和第二主起落架的一个起落架舱之间形成增压障碍(barrigre de pressurisat1n)，所述起落架舱顶部包括:
[0008]—第一加强主结构和第二加强主结构，所述第一加强主结构和第二加强主结构沿所述起落架舱顶部的横向方向彼此隔开，并分别配有允许铰接第一主起落架的结构元件的安装部件以及允许铰接第二起落架的结构元件的安装部件；以及
[0009]—膜板，其连接第一加强主结构和第二加强主结构，同时沿所述横向方向间置在所述第一加强主结构和第二加强主结构之间。
[0010]值得注意的是，本发明在于打破以前的技术方案，在以前的技术方案中，起落架舱顶部的设计是沿其横向方向相对均匀。实际上，本发明巧妙地将该顶部分成三个不同的部分，即两个加强主结构和一个中间膜板，所述两个加强主结构用于形成顶部的刚性部分，所述中间膜板固有地较具挠性，其作用类似于两个主结构之间的一个机械脱扣装置的作用。在这种构型中，主结构的内在刚度使之可符合要求地吸收主起落架直接传入这些结构中的机械力。此外，因为这两个主结构之间沿横向方向的脱扣(d6coup I age)，所以每个结构仅仅由中央机翼翼盒的一横向变窄部分施加载荷(solliciter)。这大大减少加强主结构上的寄生变形的出现，在极力垂直操纵飞行器的情况下，则尤其如此。
[0011 ]换句话说，本发明的起落架舱顶部的设计能令人满意地解决该起落架舱顶部与中央机翼翼盒之间的变形协调问题，同时能适当地吸收直接来自主起落架的机械力。
[0012]单独地或组合地，本发明具有以下可选技术特征的至少一个。
[0013]所述膜板具有圆形形状，以便在起落架舱顶部的上表面限定一个凹入部分。优选地，其可具有U形横截面，完美最佳化地吸收增压力，同时保证在两个加强主结构之间沿横向方向的机械脱扣。
[0014]所述膜板具有在400至500毫米的曲率半径。
[0015]所述膜板具有第一端部和第二端部，所述第一端部和第二端部分别固定在所述第一加强主结构和第二加强主结构上，所述膜板的主要部分设置在所述第一端部和第二端部之间。优选地，这三个元件制成一整体件。
[0016]所述第一端部和第二端部每个都具有一基本上垂直的切线。不过，这些切线与垂直方向之间可以成一个角度，例如20°的最大锐角。
[0017]所述膜板的主要部分具有基本上不变的厚度，优选地，该厚度约为0.7至1.5毫米。
[0018]所述膜板的主要部分没有横向加强件。相反地，纵向加强件可以附接在膜板上，或与该膜板制成一整体件。
[0019]所述膜板的主要部分在沿横向方向的宽度与沿垂直方向的高度之间的比例在0.7至1.3之间。
[0020]所述膜板用金属的或弹性体基的材料制成。
[0021]所述允许铰接第一主起落架的结构元件的安装部件基本上定中心地设置在所述第一加强主结构上;并且，所述允许铰接第二主起落架的结构元件的安装部件基本上定中心地设置在第二加强主结构上。
[0022]所述膜板的横向幅度与第一和第二加强主结构的横向幅度之间的比例在0.1至
0.2之间。
[0023]所述第一加强主结构和第二加强主结构每个都具有一个板或一组加强板以及至少一个纵梁和至少一个横梁。
[0024]本发明也在于一种用于飞行器的组装件，其包括:
[0025]—中央机翼翼盒，其用于在中央机翼翼盒两侧的相应侧沿横向方向连接两个机翼，
[0026]—如上所述的起落架舱顶部，其设置在中央机翼翼盒的后面，所述起落架舱顶部的第一和第二加强主结构每个都固定地安装在该中央机翼翼盒上，
[0027]—第一和第二主起落架，其结构元件铰接地安装在装备起落架舱顶部的第一和第二加强主结构的安装部件上，以及
[0028]—优选地，系统，例如管道，其在由所述起落架舱顶部的膜板界定的凹入部分中纵向地行进。
[0029]优选地，第一和第二主起落架每个都具有一个围绕一铰接轴线铰接的支腿，所述铰接轴线相对于横向方向倾斜，且相对于纵向方向倾斜。
[0030]最后，本发明在于一种飞行器，其具有这种起落架舱顶部或这种组装件。
[0031]在下面的非限制性详细说明中，本发明的其它优点和特征将显示出来。
【附图说明】
[0032]说明将参照附图进行，附图如下:
[0033]图1是本发明的飞行器的分解透视图；
[0034]图2是集装本发明的机身部分的放大透视图；
[0035]图3是根据本发明的一个优选实施方式的组装件的一部分的侧视图；
[0036]图4和5是从不同角度示出的该组装件的透视图；
[0037]图6是图4和5所示组装件的分解透视图；
[0038]图7是装备图4至6所示组装件的起落架舱顶部的放大透视详图；
[0039]图7a是图7所示起落架舱顶部的仰视透视图；
[0040]图8是起落架舱顶部的沿图7中剖切线VII1-VIII的横截面局部图；
[0041]图9以俯视图示出起落架舱顶部，并具有示意性示出在极力垂直操纵飞行器的情况下沿横向方向变形程度的图表;以及
[0042]图10示意性地表示动态着陆时起落架舱顶部的变形。
【具体实施方式】
[0043]图1示出本发明的商用飞机类型的飞行器100。在整个以下说明中，通常，X相应于飞行器的纵向方向，Y相应于相对于纵向方向横向定向的方向，Ζ相应于垂直方向或高度方向，这三个方向Χ、Υ和Z相互正交。
[0044]另一方面，用语“前”和“后”视为相对于飞行器的由涡轮喷气发动机施加的推力所引起向前运动的方向而言，该方向由箭头3示意性示出。
[0045]飞行器100包括机身102，两个机翼104在本发明的机身部分102a处固定于机身102。
[0046]该机身部分102a更详细地示于图2。其包括机身外蒙皮106，该机身外蒙皮由基本上圆形或椭圆形的机身框架108支承。在机身部分102a内设有地板110，在地板上方设置有上增压舱，即飞行器的客舱112。在地板110之下，在该机身部分102a的前面，设有一个第一地板下增压舱116a，