专利名称：雷达罩以及用于将所述雷达罩附连到飞行器的装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞行器的雷达罩，更具体地，涉及用于将所述雷达罩连接到所述飞行器的结构的装置。
背景技术：
大多数飞行器，更具体地是民航运输飞行器，包括位于机身的前锥体中的雷达罩。 除了雷达罩的空气动力学作用外，该雷达罩还保护了雷达。因此雷达罩由能够使电磁波穿透的材料——通常为复合材料——制成。该部件的功能在部件的设计和制造中引入了几个限制因素-位于雷达罩下方的雷达的可接近性意味着雷达罩必须是可移除部件，并且最好是能够容易地移除或收起的部件；-雷达罩保护雷达的作用、以及雷达罩定位在特别是暴露于不同类型的冲击的区域，这些意味着该部件必须特别地具有抵抗力，而且该部件还必须是气密的，就像它连接在机身上一样；-雷达罩在前锥体中的空气动力学位置意味着雷达罩必须与机身的形状完美地匹配，以避免由于雷达罩不完全平滑而在气流中形成的任何湍流。这些要求在多个方面相矛盾。例如，导磁性倾向于要求以复合材料制造。但是，适合于耐冲击性方面的限制的叠层的形状和限定的复杂性导致固化后组件中的复杂变形，以及将雷达罩的形状调节成适合于机身的形状的困难。当具有双曲率形状或非常刚硬的部件时，这种调节会更加复杂。根据现有技术，基本上使用两种方法来兼顾这些不同要求。第一种方法包括将刚性金属框架结合到雷达罩中与机身的交界处；框架的形状以高精度制造并且根据机身侧的交界的形状进行调节。由于框架的制造精度以及对重量有不利影响的金属部件的存在，这种构造是成本高的。但是，该外周区域的刚度允许安装运动学上便于快速地接近雷达而无需移除雷达罩的开放机构。在申请人的欧洲专利EP1642139中描述了另一方案，该方案包括制造没有刚性部件的柔性组装交界部，该交界部通过围绕周边分布的多个紧固件连接到机身。这种构造使得能够得益于交界部的柔性而通过所述多个紧固件使交界部适合于机身的形状。另一方面，相比于第一种方案，由于每次打开或关闭雷达罩时都需要将所述多个紧固件拆下和重新装上，因而第二种方案需要花更多时间来移除和/或打开雷达罩。特别是为了补偿雷达罩与机身的端部之间的交界处的雷达罩的柔性，设置了大量的这些紧固件。
发明内容
本发明的目的在于通过提出一种雷达罩来弥补现有技术中的缺陷，该雷达罩的组成部分与装配/打开装置配合，以向机身提供改进的调节水平以及平滑性，仍然能够快速地打开或移除而不存在质量方面的缺点。
为此，本发明提出了一种用于飞行器的雷达罩；该雷达罩包括能够将飞行器的机身和雷达罩的相对表面置于一起的多个锁定单元，每个单元包括
-锁定器件，该锁定器件能够通过附连器件在机身的表面上施加基本垂直于该表面的牵引力；-对中器件，该对中器件能够承受与机身和雷达罩的相对表面基本相切的剪切力；-所述锁定器件布置成使得所述锁定器件位于作用于对中器件上的合力的锥形范围内，以使得由雷达罩中的组件产生的弯曲应力最小化。由此，通过使雷达罩中的、特别是雷达罩与机身之间的交界处的弯曲应力最小化， 雷达罩可以是柔性的以适于与机身形状的完全平滑，并且锁定单元的数量可以被减少以使得用于装配/移除所述雷达罩的时间不会增加太多。本发明可以根据以下描述的有利实施方式来实施，这些实施方式可以被单独地或任何在技术上有效的组合的方式来考虑。有利地，作为本发明的主题的雷达罩在其结构中包括开始于与机身的交界的端部的纵向槽。因此可以增加交界部的柔性。根据特别有利实施方式，雷达罩在其结构中包括多个纵向槽，所述纵向槽开始于与机身的交界的端部处，并围绕该端部的外周分布；锁定单元中的每一个包括固定到雷达罩并跨过槽的两个边缘的刚性支承表面。因此，这些槽的存在使得能够在与机身形成交界的雷达罩的端部处在形状和周边两方面赋予柔性，并由此获得完全的平滑性，并甚至在所述雷达罩的交界端部处获得对两个结构的调节。槽的数量通过允许根据与机身的交界的端部的形状、性质以及刚度进行该端部的形状和周边两方面的调节的能力来确定。在实践中，该数量由数字模拟——如果必要的话， 结合原型试验——来确定。锁定单元——其一个表面跨过所述槽的边缘——用作托架，并能够保证交界的结构连续性，并且一旦交界部被调节便能够在不经过所述槽的情况下分散力流。将这个结构性作用与锁定功能相结合意味着可以限制在存在槽的情况下由特定载荷支承托架所添加的质量有利地，作为本发明的主题的雷达罩包括从与机身交界的端部开始，在每个锁定单元的下方延伸的单件式外周区域，雷达罩的其余部分由蜂窝状结构形成。有利地与结构的其余部分同时固化的该单件式区域在雷达罩的端部产生刚度，从而允许雷达罩通过有限数量的锚固点保持在适当位置，并且特别是通过铰链简化了打开或收起的选择。不同于现有技术，该刚性外周区域并不是以特殊的精度制造，并且由于槽的存在而可以调节成适合于机身，这允许经济地制造雷达罩。有利地，该刚性外周区域可以用来确保雷达罩的气密密封，特别是通过在该区域中产生容纳固定到机身的可变形密封件的端部的槽。这种结合意味着在雷达罩的壁的厚度中执行该密封功能能够使锁定器件沿径向更靠近所述壁，并由此限制由于在这些锁定器件上的力的作用点与锁定器件所固定到的雷达罩的壁之间的距离所引起的伴生的弯曲以及剪切效应。有利地，对中器件包括当所述雷达罩闭合时装配在机身侧的容纳部中的对中装置。除了每次打开或闭合雷达罩时便于雷达罩的可重复定位的优点之外，这些对中装置还承受基本平行于交界平面的剪切力。因此，由于锁不再执行定位功能，所述锁可以从现有技术中已知的“快速释放”类型中选择，特别是牵引钩锁，并允许通过与雷达罩的外表面齐平的杠杆的单个操作来进行锁定和解锁。因此，可以从雷达罩的外侧将锁解锁，从而允许在减少的服务时间内容易地接近雷达。这种类型的锁在锁定轴线上表现出高的抵抗力，但在垂直于该轴线的方向表现出减小的抵抗力，减小的抵抗力通过对中装置的存在来补偿。有利地，锁定单元用于支承所述对中装置；这通过限制部件的数量而在质量方面提供了优势，但首先锁定单元允许所述对中装置放置为更靠近锁定装置的附连点，从而有利于锁定装置的支撑并因此有利于所述锁定的安全性。有利地，至少两个锁定单元包括用于将雷达罩相对于机身预定位的装置，该装置包括装配到由弹性体制成的垫圈中的销。这些装置使雷达罩的装配更容易。在雷达罩通过对中装置以牢固的方式定位并固定到机身上之前，弹性体垫圈保证了雷达罩相对于机身的相对位置和保持。将该装置结合在锁定单元中允许通过限制安装在机身上的托架的数量来减少质量。所述锁定单元可以容纳预定位销或弹性体垫圈，并且该构造可以在一个锁定单元与下一锁定单元之间变化。如果雷达罩的尺寸或重量允许，则可以使用四个这种类型的预定位销。有利地，至少两个销具有设计成允许雷达罩沿基本平行于交界的平面的轴线铰接的形状。当雷达罩仅仅包括两个预定位销时，优选地这两个定位销是这种类型。因此，两个销用作铰链以快速地打开雷达罩而无需移除雷达罩。根据本发明的雷达罩的轻巧性允许该铰接在弹性体垫圈中实现而不安装用于支承这样的铰接的托架和框架。由于所述销连接到刚性单元，而刚性单元自身固定到同样是刚性的单件式外周区域，因此这两个附连点足以将雷达罩保持在打开位置，而不会产生由于雷达罩的自身重量而被损坏的风险。本发明还涉及包括对应于上述实施方式中的任何一个的雷达罩的飞行器。
现在将在图1至图11中示出的本发明的优选非限制性实施方式的背景下更清晰地描述本发明，其中图1示出根据本发明的雷达罩的侧向总体视图；图2示出根据本发明的雷达罩的前视立体图；图3为将雷达罩连接到飞行器结构的装置的俯视详细视图；图4为沿雷达罩的径向平面剖切的剖视图，突出了锁定装置；图5为固定到飞行器侧的连接交界部的容纳托架的细节前视以及侧视图；图6为雷达罩的球面对中装置的剖视图；图7和图8以剖视图示出用于在雷达罩与飞行器结构交界的端部处密封雷达罩的外周的装置的两种实施方式；图9和图10以沿径向平面剖切的剖视图示出用于在将雷达罩装配到飞行器结构时将雷达罩预对中的装置的两种实施方式；图11示出预对中装置的销的特殊的实施方式，其中将所述销用作用于打开雷达罩的铰链。
具体实施例方式图1和图2 根据本发明的雷达罩(1)包括双曲率表面(12)，双曲率表面(12)由能够透射电磁波的材料——优选地为蜂窝型复合材料——制成。雷达罩(1)包括刚性单件式环(11)，刚性单件式环(11)从固定于飞行器机身的交界端部(10)开始延伸到锁定装置 (20)的位置。该刚性单件式环保持所述雷达罩的形状的一致性——特别是在雷达罩打开期间，例如对布置在雷达罩下方的雷达进行检查或维修操作期间是这样。该环(11)的刚性还意味着雷达罩可以通过数量减少的机身锚固和锁定点而保持固定到机身。另一方面，所述环的刚度不允许完全的平滑以及将交界端部(10)的形状调节成适合于机身的形状。为了允许雷达罩的交界环在形状和外周上调节成适合于飞行器机身，在雷达罩的结构中形成有槽(100)，槽(100)从交界端部(10)开始并延续到单件式环 (11)中且超过单件式环(11)。所述槽(100)基本垂直于组装交界部；因此槽(100)能够使雷达罩的形状和外周都得到调节。图3 槽(100)包括两个部分。第一部分(200)——基本呈矩形并能够容纳锁Q0)， 锁O0)优选地为具有肘节式紧固件的夹钳型一从交界端部开始延伸越过足够的长度以能够容纳适当的锁定装置。该凹口(200)被狭槽(100)延长。雷达罩可以直接在雷达罩将固定到的飞行器上或在模板上将形状和周边调节成适合于机身。有利地，可以使用凹形模板，在单件式环(11)水平处在凹形模板上按压雷达罩(1)的外表面。槽提供足够的柔性以通过控制环沿其整个周边在模板上的坐置来执行校准。在校准后，如图3和图4所示，锁定单元(30)与槽成直线地固定到雷达罩的内表面上。图4:锁定单元包括基部(31)，基部(31)足够宽以跨过锁布置凹口 Q00)以及槽 (100)。一旦锁定单元被固定，锁定单元便使环(11)在环形方向是刚性的，并消除了通过槽和凹口获得的柔性。因此，雷达罩保持模板的形状。然后，将雷达罩从模板取出，并将锁O0)安装在其位置中。胶粘的树脂楔02)布置在每个锁的前面以封闭凹口 000)，槽(100)通过载有短纤维的多硫基胶粘剂或环氧树脂封闭。由于锁定单元的基部(31)跨过槽O00U00)，所以一旦所述锁定单元固定到雷达罩上，周向和纵向力流经过所述锁定单元通过而不使槽(200、100)受力。锁定单元(30)设计成抵抗这些力流。为了促进这种载荷转移，在雷达罩的交界端部处的一体式部分(11)优选地在锁定单元(31)的基部的下面延伸。对每个锁定单元来说，基部在雷达罩上的坐置通过补偿校准进行调节，补偿校准通过在锁定单元的基部与锁定单元在雷达罩上的支撑表面之间插置树脂而进行。优选地，锁定单元由在7000系列中选出的高性能铝合金制成并通过机械加工获得。根据执行的这个示例，锁定单元为占据体积为500X300X300mm3的基本为棱柱形中空元件的形式。所述单元的壁的一般厚度在1.5mm至2. 5mm之间。这种锁定单元的环形刚度在雷达罩的结构整体性中起到了一部分作用，加固了与飞行器结构的锚固点，并由此能够减少这些锚固点的数量。通常，对于宽体飞机的交界端部直径为2米的雷达罩来说，这种类型的锚具的数量可以减少到8。图4 锁定单元的刚性有利地被用来将用于将雷达罩对中并锁定到飞行器结构上的所有功能集中到这些元件上。根据有利的实施方式，雷达罩通过球面对中装置00)以及闩钩连接到飞行器。优选地，球面对中装置GO)以及闩钩都通过容纳托架(50)连接到飞行器结构，容纳托架(50)中的每一个均包括具有Y/2的锥角的圆锥容纳部(510)，圆锥容纳部(510) 设计成容纳相对的锁定单元的对中球面GO)；以及条纹区域(520)，条纹区域(520)容纳用于钩(51)的连接托架。容纳托架(50)由例如钛T40制成并通过同样由钛制成的螺钉固定到飞行器结构。优选地，球面对中装置由具有延展性的青铜基材料制成，所述青铜基材料包括铜、 锡、铅，与钛具有低摩擦系数，并能够承受静载荷。对中装置GO)的球面部分的一般直径为 14mm至20mm之间。对中装置通过螺栓固定到锁定单元(30)的端部。为此，如图6所示，对中装置的球面部分被螺纹销(410)伸长，以与对中装置的球面部分形成肩部020)。销(410)在锁定单元(30)的与飞行器结构的交界侧的端部处的孔(340)中进行调节，并通过旋拧到该销的端部上的螺母0 保持在适当位置。对中装置的肩部(420)与锁定单元(30)的前表面 (320)接触。该前表面(320)平行于雷达罩的组装平面(10)并在理想地包括在该平面内。钩的连接托架(70)通过条纹交界部(520)连接到容纳托架(50)，条纹交界部 (520)允许相对于雷达罩的纵向轴线调节锁定销(710)的径向距离。有利地，钩的附连点定位成尽可能地沿径向靠近雷达罩的表面。在纵向方向上，锁定销(710)定位成尽可能地靠近锁定单元(30)的前表面上的对中装置的支承表面(320)。理想地，对于给定的锁定单元， 锁定销的纵向方向位于对中球面上方的合力的圆锥方向上，如图5所示。该锥角γ的顶点位于所述球面的纵向轴线与球面在锁定单元上的支承表面(320)的交点处。这些定位原则上意味着雷达罩结构中的弯矩可以减小，并由此可以减小附连装置的质量。从实践观点出发，如果锁定单元上的球支承表面(320)与钩的接纳销(710)之间的纵向距离小于30mm，则该条件得到满足。球体(50)确保径向定位以及飞行器结构与雷达罩之间的径向力和环向力的传递。锁O0)通过钩确保了纵向附连，并压缩雷达罩与飞行器结构之间的交界以确保气密性和空气动力学上的连续性。使钩的附连销(710)纵向地更靠近锁定单元上的球体的支承表面(320)，使得当钩操作时能够获得球体在其外壳中的支撑。当锁定钩应用其牵引力时，对中装置还有利于雷达罩的轴向保持。通过这样的方式，各种器件一起工作以在确保与飞行器结构的完全平滑的同时允许雷达罩容易且快速地打开。实际上，雷达罩相对于飞行器结构的对中通过由槽(200、100) 提供的雷达罩的形状的适应性而得到保证。因此，对中装置GO)可以安装到可调节容纳部 (510)中并由此没有游隙地安装。因此，对中装置可以有效地将剪切力转移到与飞行器的交界处，并由此允许雷达罩通过一系列可以快速且容易地操作的牵引钩锁连接到所述飞行器的机身。图7和图8 密封件(80、81)布置在飞行器结构与雷达罩的交界端部之间的交界的外围。优选地，密封件通过夹在所述结构中的为此目的而开设的槽或孔中而固定到飞行器结构(CO)。密封件(80、81)的另一端容纳在槽(110)中，槽(110)被制成垂直于雷达罩的端部的单件式部分(11)的交界平面(10)。锁00)使雷达罩的端部沿纵向地更靠近飞行器结构的动作将密封件挤压到槽中，由此确保雷达罩的外围的气密性，其中密封件在槽 (110)中得到额外地保护。图9和图10 通过预对中装置，可以更容易地将雷达罩(1)安装到飞行器结构上。 这些预对中装置中的每一个均包括销(90)；以及由弹性体(91)制成的垫圈，垫圈包括设计成容纳所述销(90)的中心孔，并提供足够的径向弹性以支撑在位置和定向上相对于该孔稍微偏离的销(90)。预对中销(90)可以安装到飞行器结构上而弹性体垫圈(91)可以安装到锁定单元上，如图9所示。可替代地，如图10所示预对中销(90)固定到锁定单元 (30)而弹性体垫圈(91)固定到飞行器结构。销(90)以及弹性体垫圈(91)的长度和位置使得销在球面对中装置进入其容纳部之前进入垫圈。有利地，至少4个这个类型的预对中装置在交界端部处围绕雷达罩的周边布置并分布。图11 根据有利的实施方式，预对中销(900)中的两个——优选地位于雷达罩的上部——具有钩形并固定到相应的锁定单元(300)的基部。这些特殊的销以弹性体垫圈 (93)为中心，相比于容纳其它预对中销(90)的弹性体垫圈(91)，所述弹性体垫圈(93)具有减小的径向弹性。这些销(900)的特殊形状意味着它们可以用作用于打开雷达罩的铰链，因此，可以在无需移除雷达罩的情况下将雷达罩打开从而接近雷达。以上描述清楚地说明了通过本发明的各种特征及其优点，本发明实现了它自己设定的目标。特别地，本发明使得能够生产这样一种雷达罩，该雷达罩提供改进的调节质量以及机身的平滑性；在关于质量方面没有不利影响的情况下保留了快速地打开或移除的可能性。
权利要求
1.一种用于飞行器的雷达罩(1)，其特征在于，所述雷达罩包括多个锁定单元(30)，所述锁定单元(30)能够将所述飞行器的机身和所述雷达罩(1)的相对表面置于一起，每个单元(30)包括-锁定器件(20，21，70，710)，所述锁定器件O0，21，70，710)能够通过附连器件在所述机身的表面上施加基本垂直于所述表面的牵引力；-对中器件(40，510)，所述对中器件00，510)能够承受与所述机身和雷达罩的所述相对表面基本相切的剪切力；-所述锁定器件00，21，70，710)布置成使得所述锁定器件00，21，70，710)位于作用于所述对中器件G0，510)上的合力的锥形范围内，以使得由所述雷达罩(1)中的组件产生的弯曲应力最小化。
2.根据权利要求1所述的雷达罩(1)，其特征在于，所述雷达罩(1)包括所述雷达罩 (1)的结构中的纵向槽000，100)，所述纵向槽(200，100)开始于与所述机身(10)交界的端部处。
3.根据权利要求1所述的雷达罩，其特征在于，所述雷达罩(1)包括在所述雷达罩(1) 的结构中的多个纵向槽000，100)，所述多个纵向槽(200，100)开始于与所述机身交界的端部处，并且围绕所述端部的周向分布，所述锁定单元(30)中的每一个包括固定到所述雷达罩并跨过槽的两个边缘的刚性支承表面。
4.根据权利要求3所述的雷达罩，其特征在于，所述雷达罩(1)包括从与所述机身 (10)交界的端部开始，在每个锁定单元(30)的下方延伸的单件式外周区域(11)，所述雷达罩(12)的其余部分由蜂窝状结构形成。
5.根据权利要求4所述的雷达罩，其特征在于，所述外周区域(11)包括在所述交界端部(10)的平面内的槽(110)，所述槽(110)能够容纳固定到所述机身的可变形密封件(80， 81)的端部。
6.根据权利要求1所述的雷达罩，其特征在于，所述对中器件包括对中装置(40)，所述对中装置GO)布置在包括与所述机身交界的平面内，并且当所述雷达罩处于闭合位置时， 所述对中装置GO)装配在连结到所述机身的容纳部(510)中。
7.根据权利要求6所述的雷达罩，其特征在于，所述锁定器件包括带有钩的锁定装置(20)，所述钩在锁定位置时在连结到所述机身的销(710)上施加力。
8.根据权利要求7所述的雷达罩，其特征在于，在所述机身的纵向轴线上，所述钩与所述机身的连接点(710)与所述锁定单元上的所述对中装置的支承点(410)之间的距离为小于或等于30mm。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的雷达罩，其特征在于，至少两个锁定单元包括用于将所述雷达罩相对于所述机身预定位的装置，该装置包括装配到垫圈中的销(90)，所述垫圈由弹性体(91)制成。
10.根据权利要求9所述的雷达罩，其特征在于，至少两个所述销(900)呈钩形，所述钩形设计成允许所述雷达罩沿基本平行于所述交界平面的轴线被铰接。
11.一种用于以复合材料制造根据前述权利要求中任一项所述的雷达罩(1)的方法， 其特征在于，所述方法包括以下步骤-通过机械加工在所述雷达罩的端部处切割槽000,100)；-将所述雷达罩的端部布置到模板上，并将所述交界端部的形状和周边调节成适合于所述模板；-当所述雷达罩位于所述模板上时，将所述锁定单元(30)固定成与每个槽成直线，以固定所述雷达罩的端部的形状；
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤-以所述雷达罩的形状模制复合结构(12)，所述复合结构(12)包括被蜂窝状芯部隔开的两个热塑性或热固性基体复合板；-将单件式环(11)结合到所述结构的端部。
13.一种飞行器，包括根据前述权利要求中任一项所述的雷达罩。
全文摘要
本发明涉及一种用于飞行器的雷达罩(1)，更具体地，涉及用于将所述雷达罩连接到所述飞行器结构的装置。作为本发明的主题的雷达罩包括多个锁定单元，所述锁定单元能够将所述飞行器的机身(10)和所述雷达罩(1)的相对表面置于一起，每个单元包括-锁定器件(20)，所述锁定器件(20)能够通过附连器件在所述机身的表面上施加基本垂直于所述表面的牵引力；-对中器件，所述对中器件能够承受与所述机身和雷达罩的所述相对表面基本相切的剪切力；-所述锁定器件(20)布置成使得所述锁定器件(20)位于作用于所述对中器件上的合力的锥形范围内，以使得由所述雷达罩(1)中的组件产生的弯曲应力最小化。
文档编号H01Q1/28GK102576931SQ201080045850
公开日2012年7月11日 申请日期2010年9月10日 优先权日2009年9月11日
发明者弗朗西斯·达泽 申请人:空中客车运营简化股份公司