专利名称：航空器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种航空器，尤其涉及一种直升机或推力换向式飞机 (convertiplane)。
背景技术：
已知直升机基本包括容纳舱室的机身；以及从机身上部突出的主旋翼。 舱室通常由全体机务人员以及各种材料占据，并且如果是伤员运输直升机，其也
用于运输担架。 更具体地，机身包括前端，位于沿直升机正常飞行方向的前部；一个或多个舱室 入口部，位于直升机的一侧或两侧；以及后舱室装载开口部，用于将担架和/或其它材料装 入舱室。 直升机还包括后舱口盖，其可在与后开口部接合的第一位置以及允许自由进入后 开口部以装载和/或卸载担架及/或其他材料的第二位置之间移动。 —些已知的直升机包括铰接到装载开口部的一个边缘以在第一和第二位置之间 移动的后舱口盖。 更具体地，中/小型直升机的后舱口盖铰接到装载开口部的侧面边缘，并在第一 和第二位置之间在装载开口部的侧面以及舱室的外部转动。 中型直升机的后舱口盖铰接到装载开口部的下部边缘，在第一和第二位置之间朝 着装载开口部的前方并在舱室的外部转动，并且一旦处于第二位置，形成用于装载担架和/ 或其他材料的装载坡道。 铰接的舱口盖使邻近直升机的后装载开口部的装载区散乱。
因此，这阻碍了担架或其它材料的装载，特别是如果直升机的主旋翼正在运转。
业内意识到保持后装载开口部前部的装载区域尽可能有条理的需求，以允许担架 和/或其它材料的无障碍装载，特别是当主旋翼正在运转时。
发明内容
本发明的目的是提供一种设计成便宜且容易地实现的航空器。 根据本发明，提供了一种能够悬停(hovering)的航空器，并包括-机身，其又包括前端；位于所述前端的相对端的尾部；以及设于所述前端与所
述尾部之间的舱室，所述舱室包括设于所述前端与所述尾部之间的后装载开口部，后装载
开口部在前端的相对侧限定舱室，并由下部边缘和与所述下部边缘相对的上部边缘限定；
以及-至少一个第一壁部，可在与所述装载开口部的至少一部分接合的关闭位置及允 许自由进入所述装载开口部的所述部分的打开位置之间移动； 其特征在于，当从尾部向前端移动时，处于所述打开位置的所述第一壁部相对于 所述上部边缘在所述装载开口部的所述下部边缘的相对侧上延伸，并且位于前端与所述下部边缘之间。
将参照附图以实施的方式描述根据本发明的优选的、非限制性的实施例，图中
图1示出了根据本发明的直升机的侧视图； 图2和3分别示出了处于与直升机的后开口接合的关闭位置和允许自由进入后开 口的打开位置的直升机的后舱口盖的侧视图； 图4和5示出了图2和3的后舱口分别处于关闭位置和打开位置的透视图的后下 侧视图。
具体实施例方式
参照附图，标号1标示能够悬停，即以固定的海拔和零速度保持在空中的航空器。
在示出的实例中，航空器1为直升机。
可替换地，航空器1可为推力换向式飞机。 以下描述中所使用的术语"前"、"后"、"上部"、"下部"、"侧面"以及类似用语决不 是限制性的，且仅用于参照图1中的直升机的位置起到清楚的作用。
该直升机基本包括机身2、主旋翼4以及尾部旋翼6。 更具体地，机身2包括主体部5，其上安装有主旋翼4，且限定有舱室8、前端3、以
及尾部ll，尾部位于主体部5的与前端3相对端，并且尾部旋翼6从其上突出。 舱室8容纳全体机务人员，并有可能容纳货物以及/或担架和伤员。 机身2的主体部5还包括侧面开口部9，其形成在舱室8的一侧上、用以进入舱
室8 ;和侧面舱口盖7，可在与侧面开口部9接合的关闭位置(图1)和允许自由进入开口部
9的打开位置(未示出)之间移动。 尾部11由尾梁13支承，尾梁形成机身2的支承框架的一部分，且相对于图1的构 造基本平行设置。 主体部5还包括在主旋翼4的相对侧支承舱室8的区域12 ;和相对于区域12和 尾梁13倾斜的区域14。 区域14限定了舱室8的后装载开口部20(图2至5)，在前端3的相对侧上限定舱 室8。 更具体地，装载开口部20由两个相对的、平行的边缘21、22，以及设于边缘21、22
相应端部之间的两个相对的边缘23、24限定。 边缘21、22分别限定装载开口部20的下部和上部。 该直升机还包括后舱口盖25，后舱口盖又包括下壁部26和上壁部27的。
壁部26、27可在与装载开口部20的相应的部分28、29接合的相应关闭位置(图2 和4)和允许自由进入装载开口部20的相应部分28、29的相应打开位置(图3和5)之间 移动。 更具体地，部分28在下部由边缘21并且在侧面由边缘23、24的下部限定；而部分 29在上部由边缘22并且在侧面由边缘23、24的上部限定。 从尾部11向前端3移动时，处于打开位置的壁部26有利地相对于边缘22在边缘21的相对侧上完全延伸。 在打开位置时，壁部26也至少部分地朝向限定装载开口部20的边缘21的区域12 的外表面38。 更具体地，壁部26、27形状上为四边形。 壁部26由两个相对的、平行的边缘30、31，以及在边缘30、31的相应端部之间延伸 的两个相对的边缘32、33限定。 边缘30、31分别限定壁部26的下部和上部。 壁部26包括朝向舱室8外部的凸面40 ;以及朝向舱室8内部的凹面41。 当壁部26处在打开位置时，面41朝向凸起的表面38。 更具体地，当壁部26处在打开位置时，外表面38占据了面41的凹处。 面40、41的凸曲率和凹曲度与外表面38的凸曲率相匹配，使得当壁部26处于打
开位置时，面40、41上的点基本处于距表面38上相应的点各自恒定的距离。 壁部26设置成相对于边缘21在打开和关闭位置之间滑动。 更具体地，当壁部26处于关闭位置时，边缘30与装载开口部20的边缘21配合， 并且边缘31位于装载开口部20的边缘21和22之间。 然而，当壁部26处于在打开位置时，边缘31与装载开口部20的边缘21邻近，并相 对于边缘22位于边缘21的相对侧上，而边缘30相对于边缘22位于边缘21的相对侧(图 5)。 更具体地，当壁部26处于打开位置时，边缘30和31位于装载开口部20的前端3 和边缘21之间。 外表面38装有两个平行滑槽43，当壁26在关闭和打开位置之间滑动时，其限定由 壁部26的边缘32、33接合的相应的凹槽(图4和5)。 壁部27由两个相对的边缘34、35，以及在边缘34、35的相应端部之间延伸的两个 相对的边缘36、37限定。 边缘35绕水平轴线A铰接到尾梁13的前端。更具体地，当壁部27从关闭位置转 到打开位置时(图2和3)，边缘34相对于轴线A顺时针转动并转向舱室8的内部。
在所示出的实例中(图2和3)，直升机包括长度可变的致动器45，该致动器包括 第一件46和第二件47，其具有分别固定到尾部11和壁部27的朝向舱室8内部的面48的 相应第一端，以及与第一端相对并可伸縮地互相连接的相应的第二端。更具体地，当壁部27 分别处于关闭和打开位置时，致动器45具有最大和最小长度。 现在将在其中直升机着陆且壁部26、27均处于其关闭舱室8的装载开口部20的 关闭位置的情况(图1、2和4)中描述直升机的操作。 要将担架和/或其他材料通过装载开口部20装入舱室8，则操作致动器45以使壁 部27绕着轴线A顺时针转到打开位置(图3和5)，从而允许自由进入装载开口部20的部 分29。 之后，操作人员用手向下推动壁部26的边缘31以使壁部26相对于边缘21并沿 与边缘22相反的方向滑动。 当其滑动时，壁部26的边缘32和33由滑槽43引导。 当由操作人员手动推动时，壁部26滑到打开位置(图2和4)，以同样允许自由进入装载开口部20的部分28。 在打开位置时，壁部26被置于完全朝向机身2的主体部5的外表面38。 更具体地，面40的凸曲率及面41的凹曲度与外表面38的凸曲率匹配。 因此，装载开口部20前部的装载区域完全不受壁部27的阻碍。 并且可以容易地通过装载开口部20将担架和/或其他材料装入舱室8。 —旦完成装载操作，则将壁部26手动滑回关闭位置，并操作致动器45以使壁部27
转回关闭位置(图2和4)。 根据本发明的航空器1的优点从以上说明中将变得显而易见。 具体地，在打开位置，壁部26相对于边缘22在边缘21的相对侧上延伸。 因此，装载开口部20前部的区域完全不受处于打开位置的壁部26的阻碍，因此使
得装载/卸载担架及/或货物更容易，特别是当主旋翼4正在转动时。 而且，壁部27铰接到尾梁13上，并在打开位置时容纳在舱室8的内部。 因此，装载开口部20前部的区域也完全不受壁部27的阻碍，因此使得通过装载开
口部20装载/卸载担架和/或其他材料更加容易。 无论航空器1是直升机还是推力换向式飞机，显然，本发明的以上优点也都是适 用的。 显然，可以对航空器1作改动，但不得背离本发明的范围。
比如，壁部26的滑动可由电或液压致动器控制。
权利要求
一种能够悬停的航空器(1)，并包括机身(2)，所述机身又包括前端(3)、位于所述前端(3)的相对端的尾部(11)、以及设于所述前端(3)与所述尾部(11)之间的舱室(8)，所述舱室(8)包括设于所述前端(3)与所述尾部(11)之间的后装载开口部(20)，所述后装载开口部在所述前端(3)的相对侧上限定所述舱室(8)并由下部边缘(21)和与所述下部边缘(21)相对的上部边缘(22)限定；以及至少一个第一壁部(26)，所述第一壁部可在与所述装载开口部(20)的至少一部分(28)接合的关闭位置及允许自由进入所述装载开口部(20)的所述部分(28)的打开位置之间移动；其特征在于，当从所述尾部(11)向所述前端(3)移动时，处于所述打开位置的所述第一壁部(26)相对于所述上部边缘(22)在所述装载开口部(20)的所述下部边缘(21)的相对侧上延伸，并位于所述前端(3)与所述下部边缘(21)之间。
2. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，在所述打开位置，所述第一壁部(26)至 少部分地朝向所述机身(2)的限定所述舱室(8)的外部且限定所述下部边缘(21)的表面 (38)。
3. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，所述第一壁部(26)相对于所述下部边 缘(21)在所述关闭位置与打开位置之间滑动。
4. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，所述下部边缘和所述上部边缘(21、22) 分别在朝向所述前端(3) —侧以及朝向所述尾部(11) 一侧上限定所述装载开口部(20)。
5. 根据权利要求2所述的航空器，其特征在于，所述第一壁部(26)包括朝向所述舱室 (8)外部的弯曲的凸形第一面(40);并且在于，所述表面(38)是凸形的；所述第一面(40) 和所述表面(38)的曲率在所有点处均相匹配。
6. 根据权利要求5所述的航空器，其特征在于，所述第一壁部(26)包括与所述第一面 (40)相对且朝向所述舱室(8)的弯曲的凹形第二面(41)，所述第二面(41)的凹度容纳所 述表面(38)的至少一部分。
7. 根据权利要求2所述的航空器，其特征在于，包括导向装置(43)，所述导向装置安装 到所述表面(38)上并用于引导所述第一壁部(26)。
8. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，包括第二壁部(27)，所述第二壁部可相 对于所述上部边缘(22)在与所述装载开口部(20)的另一部分(29)接合的另一关闭位置 及允许自由进入所述装载开口部(20)的所述另一部分(29)且所述第二壁部(27)被容纳 于所述舱室(8)内的另一打开位置之间移动。
9. 根据权利要求8所述的航空器，其特征在于，所述第二壁部(27)铰接到所述航空器 (1)的所述尾部(11)的支承梁(13)上。
10. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，包括进入所述舱室(8)的入口部(9)， 所述入口部由所述机身(2)的与所述装载开口部(20)并排的侧面限定。
11. 根据权利要求l所述的航空器，其特征在于，所述机身(2)包括设于所述前端(3) 与所述尾部(11)之间的主体部(5)，所述主体部(5)包括支承所述舱室(8)并限定所述 表面(38)的第一区域(12)，以及位于所述第一区域(12)和所述尾部(11)之间、相对于所 述第一区域(12)倾斜并限定所述装载开口部(20)的第二区域(14)。
12. 根据权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述航空器为直升机。
13.根据权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述航空器为推力换向式飞机c
全文摘要
一种能够悬停的航空器(1)，且包括机身(2)，机身又包括前端(3)、位于前端(3)的相对端的尾部(11)、以及设于前端(3)和尾部(11)之间的舱室(8)，舱室(8)具有在前端(3)的相对端的装载开口部(20)，和第一壁部(26)，其可在与装载开口部(20)的至少一部分(28)接合的关闭位置和允许自由进入装载开口部(20)的该部分(28)的打开位置之间移动，并且，当从尾部(11)向前端(3)滑动时，处于打开位置的第一壁部(26)相对于与装载开口部(20)的第一边缘(21)相对的第二边缘(22)在装载开口部(20)的第一边缘(21)的相对侧上延伸。
文档编号B64D29/00GK101723083SQ200910179900
公开日2010年6月9日 申请日期2009年10月21日 优先权日2008年10月21日
发明者丹特·巴莱里奥, 圣蒂诺·潘科蒂, 法比奥·纳诺尼 申请人:奥格斯塔股份公司