包括用于容置驾驶舱设备的凹部的前飞行器密封底部的制作方法

包括用于容置驾驶舱设备的凹部的前飞行器密封底部的制作方法
【专利摘要】本发明涉及包括用于容置驾驶舱设备的凹部的前飞行器密封底部。在一个方面中，本发明提供一种用于飞行器的密封头锥背板（10），该背板（10）具有第一侧（10a）和第二侧（10b），第一侧（10a）朝向整流罩区（14）定向，整流罩区（14）用于容置移动天线（16），第二侧（10b）与第一侧相反并且朝向飞行器的驾驶舱（7）定向。根据本发明，第二侧具有至少一个凹部（50），至少一个凹部（50）用于接纳至少一件驾驶舱设备（52），每个凹部由背板结构（56）部分地界定，背板结构（56）在第一侧（10a）上形成突出部。
【专利说明】包括用于容置驾驶舱设备的凹部的前飞行器密封底部
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器的前部，其也被称为头锥。
[0002]本发明可应用于飞行器的所有类型，特别是具有一体挡风玻璃的飞行器，在该飞行器中，挡风玻璃装配到驾驶舱的空气动力学轮廓体中。
【背景技术】
[0003]已经对飞行器的头锥作出一些开发来使其质量、体积、成本、安全、制造的方便、维修等最佳化。例如，这种头锥是已知的，如文献FR 2 910875和US 7 784 736中所公开。
[0004]飞行器的前部形成复杂环境，在该复杂环境内元件十分紧凑，使得它们占据最小可能的体积。此环境包括密封头背板，密封头背板的功能中的一个是形成能够抵抗冲击——特别是飞鸟撞击——的结构元件。此密封背板形成后增压区与前非增压整流罩区之间的遮挡体。已经在密封背板本身上作出许多开发从而满足质量和尺寸约束条件。例如，这些开发已经导致具有朝向向前方向开口的整体V形截面的密封背板一用于具有一体挡风玻璃的头锥——的使用。
[0005]然而，仍需要更进一步地减小飞行器头锥的整体尺寸。

【发明内容】

[0006]因此，本发明的目的是至少部分地克服由根据现有技术的实施方式所产生的上文提到的缺点。
[0007]为了实现此目的，本发明的目的主要是一种用于飞行器的密封头锥背板，密封头锥背板具有第一侧和第二侧，第一侧朝向整流罩区定向，移动天线将容置在整流罩区中，第二侧与第一侧相反并且朝向飞行器的驾驶舱定向，其特征在于，所述第二侧具有至少一个凹部，至少一件驾驶舱设备将位于凹部内，每个凹部由背板结构部分地界定，背板结构在所述第一侧上形成突出部。
[0008]本发明的不同之处在于，其使得能够将一件或若干件驾驶舱设备容置在密封头背板中的凹部中。这些凹部的重要性是在整流罩区的不由移动天线扫过的部分中形成突出部。换言之，本发明提出使用整流罩区的仍未使用的这些部分，设备能够容置在仍未使用的这些部分内。
[0009]因此，在不改变头锥内的该密封背板的位置的情况下，安置在本发明特有的凹部中的设备从其在传统设计的情况下被密封背板占据的位置向前移动。因此，驾驶舱设备中的其它设备件中的至少一些能够向前移动，由此减小了前部的总长度。对于本发明，在驾驶舱与后部之间的舱壁——即所谓用于商用飞行器的舱部——可以向前移动。这具有下述优势:减小飞行器的总长度并且由此减小了质量和/或增大舱部的长度，因此使飞行器更成本有效。
[0010]优选地，密封背板包括壳层和多个加强肋，多个加强肋在第二侧处装配在所述壳层上。另外，所述凹部至少部分地在加强肋的高度上形成。例如，这可以通过隔断一个或若干个加强肋来实现，然后凹部至少部分地形成在加强肋的切除/挖空部分中。
[0011]在此情形中，优选地布置成使得:凹部具有侧向结构，多个所述加强肋在凹部外从侧向结构延伸。
[0012]优选地，所述背板结构在所述第一侧处具有附加加强肋。由此，这些附加加强肋能够补偿在密封背板的第二侧上的隔断的加强肋处所弓I起的机械强度上的减小。然后，形成在第一侧上的突出部由这些附加加强肋至少部分地制成。在此情形中，由于附加加强肋在与主加强肋所处的侧相反的侧上的局部定位，因此是所谓的“反向网状”构造。
[0013]优选地，所述附加加强肋位于所述密封背板的壳层上，所述附加加强肋优选地是在第一侧处装配在壳层上的仅有的加强肋。
[0014]根据本发明的一个优选实施方式，所述背板结构用密封背板壳层限定底表面。在此构型中，凹部的深度于是与所隔断的加强肋的高度相对应。
[0015]根据本发明的第二优选实施方式，背板具有间隙，模块容置在间隙内，模块至少部分地形成凹部的所述背板结构。这提供了能够比在第一实施方式中由密封背板壳层所界定的凹部更深的凹部。此深度还可以依赖于整流罩区中可用的空间进行变化。另外，这些间隙可以有利地用作用于在前部的制造过程中和/或在模块已经移除之后的维修操作的过程中操作员的检修门。
[0016]如上所述，优选地，所述模块限定向着所述第一侧且从密封背板壳层至少部分地偏移的背表面。这意味着驾驶舱设备能够更进一步地向前移位，以便在减小质量和/或增大机舱长度上实现最大节约。
[0017]优选地，所述模块容置所述驾驶舱设备从而有利于组装。模块还可以包括其它元件，例如覆层、等温保护体等。
[0018]优选地，所述驾驶舱设备是手动或者电舵杆系统。常规地，舵杆系统指的是飞行器控制装置，飞行员或者副飞行员通过飞行控制装置作用在转向控制表面上并且能够使飞行器绕其偏航轴线旋转。舵杆通常包括用双脚致动的踏板。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，其可以涉及靠近驾驶舱头背板定位的任何其它驾驶舱设备。
[0019]优选地，特别是当要容置的设备包括舵杆系统时，密封背板具有面向两个驾驶舱座椅的两个凹部。
[0020]本发明的另一目的是一种制造如上所述的飞行器密封头背板的方法，在将所述模块插在到所述间隙之前，将所述驾驶舱设备的至少一部分组装在所述模块上。如上所述，这有利于密封背板制造过程，因为模块通过将模块组装在其间隙中自动地进行组装。
[0021]本发明的另一目的是一种包括如上所述的密封头锥背板的飞行器的前部，密封头锥背板的第一侧由保护罩覆盖，保护罩优选地也具有叠置在由凹部的背部结构限定的突出部上的突出部。在此情形中，同样地，整流罩部的未由雷达扫过的区域有利地用于保护罩的突出部的安置，以便前部的总尺寸得到甚至更好的最优化。
[0022]优选地，所述密封背板具有向前开口的整体V形截面，所述密封背板的端部优选地固定至前部的机身，所述密封背板的在向后方向上定向的尖部固定至驾驶舱甲板的前端。在向前方向上开口的整体V形促进在靠近密封头背板的整流罩区中未使用的延伸部分的存在。因此，凹部可以是深的，并且通过容置在密封背板中的这些凹部中，可以将驾驶舱设备更进一步地向前推动。[0023]所限定的是，所述移动天线例如通过使用居中在此密封背板上的柱优选地安装在密封背板上。在此情形中，所述移动天线在其中央进行铰接使得其能够以给定幅度绕横向轴线和竖向轴线枢转，天线在其每侧留有至今未使用的空间，并且本发明的目的是利用此未使用的空间产生局部驾驶舱延伸部，设备能够容置在局部驾驶舱延伸部内。
[0024]最后，本发明的另一目的是包括前文限定的类型的前部的飞行器。
[0025]在阅读下文给出的非限制性具体描述之后，本发明的其它优势和特性将变得明显。
【专利附图】

【附图说明】
[0026]将参照附图进行描述，在附图中:
[0027]-图1示出了飞行器的前部的侧示意图，其中根据本发明的密封背板将位于飞行器的前部内；
[0028]-图2示出了飞行器的前部的示意性俯视图，其中具有根据本发明的原理成形的密封背板；
[0029]-图3示出了沿图2中的线II1-1II截取的示意性截面图；
[0030]-图4示出了类似于图2中的视图的视图，其中密封背板呈根据本发明的第一优选实施方式的形式；
[0031]-图5至7示出了处于不同视角的图4中示出的密封背板的立体图；
[0032]-图8为图4至7中示出的密封背板的侧视图，图中示出了由界定容置驾驶舱设备的凹部的背板结构形成在整流罩区侧上的突出部；
[0033]-图9示出了类似于图8中的视图的视图，其中舵杆系统的踏板中的一个示出为处于两个极限相反控制位置处；
[0034]-图10和11为根据本发明的第二优选实施方式的密封背板的立体图；
[0035]-图12为图10和11中示出的密封背板的侧视图，图中示出了由界定容置驾驶舱设备的凹部的背板结构形成在整流罩区侧上的突出部；
[0036]-图13示出了类似于图12中的视图的视图，其中舵杆系统的踏板中的一个示出为处于两个极限相反控制位置处；以及
[0037]-图14示意性示出了制造图10至13中示出的密封背板的方法。
【具体实施方式】
[0038]图1示出了将包括根据本发明的密封背板的、飞行器I的被称为头锥的前部。
[0039]贯穿剩余描述，常规地，X是飞行器的纵向方向，Y是横向于飞行器的方向，并且Z是竖向方向或者高度，这三个方向X、Y以及Z彼此正交。
[0040]另外，术语“前”和“后”应当相对于由于由喷射器施加的推进力而产生的飞行器的运动的方向来考虑，此方向由箭头3示意性地示出。
[0041]前部I首先包括在其后部中的增压区2，在增压区2内设有分离甲板8，分离甲板8在上增压隔间4与增压板下隔间6之间，上增压隔间4通常留出用于人员通行并且被称为“机舱”区，增压板下隔间6通常留出用于飞行器专用的技术设备的存储和/或货物的存储。更明确地，上增压隔间4通常包括一从前端向后端看一飞行器的驾驶舱7，驾驶舱7由客舱9紧接着。另外，增压板下隔间6通常包括——从前端向后端看——下述区域，该区域被称为服务货舱——飞行器专用的工程设备将位于服务货舱内，服务货舱由用于货物存储的所谓货物隔间区紧接着。
[0042]增压区2在前端处由密封头背板10界定，密封头背板10与机身15的头锥12 —起限定非增压整流罩区14，整流罩区14容置示意性示出的移动天线16。密封背板10呈向前开口的V的整体截面形状，密封背板10的端部固定至机身15，并且密封背板10的尖部面向向后方向并且固定至甲板8的前端，或者靠近甲板8的前端。密封背板10的上部18在向前方向上界定驾驶舱，并且可以稍向前弯曲使得其能够固定在挡风玻璃17下面。密封背板10的下部首先形成非增压起落架舱22的前舱壁20，并且其次形成板21，板21界定板下增压隔间6，板下增压隔间6部分地行进在起落架舱22上面。
[0043]在此情形中，头起落架舱设计成容置在其收缩状态下的头起落架30，收缩状态不同于图1中示意性示出的展开状态。在收缩状态下，轮34将会尽可能靠近密封背板的前舱壁20。
[0044]现参照图2和3，这些图示出根据本发明的原理的密封背板10。背板10具有朝向整流罩区14定向的第一侧10a、和与第一侧相反、朝向驾驶舱7定向的第二侧10b。第一侧IOa由保护罩36大部分或者全部覆盖，保护罩36设计成增强密封背板结构从而减缓所谓“飞鸟撞击”的风险。因此，罩36包括:通过增大其厚度的相对厚的元件在结构上增强密封头锥背板并且保护密封头锥背板。此元件通常由例如IOOmm量级的厚夹层板形成。此元件包括:通过将能量重新分布在足够大的区域上来吸收撞击，使得支撑此元件的密封背板将不会抵抗超过其抵抗能力的峰值载荷。
[0045]密封背板10通过柱38支撑天线16，柱38的前端支撑天线铰接装置40，并且柱38的后端安装固定在背板的第一侧IOa上和/或保护罩上。在此情形中，柱沿横向轴线Y的方向居中安装在密封背板10上。类似地，天线16在整流罩区14中央中居中安装在铰接装置40上，使得天线16能够以给定的幅度绕横向轴线42和竖向轴线44枢转。通常，绕竖向轴线44的旋转幅度是相对于参照位置的+90°至-90°的量级，在该参照位置中周边通常呈圆形并且优选地呈近似平面的天线16位于横向平面YZ中，如图2中示意性示出的。另夕卜，绕由铰接装置40限定的横向轴线42的旋转幅度是相对于参照位置的+45°至-45°的量级。因此，天线16可以由体现其运动的球46具体化。
[0046]如图2中能够看到，有到目前为止在整流罩区14中的天线16的每侧上的未使用的空间。本发明的特别特征中的一个在于，本发明使用这些空间来产生局部驾驶舱延伸部，设备能够容置在局部驾驶舱延伸部内。
[0047]为了实现这一点，背板10的第二侧IOb具有至少一个凹部50，驾驶舱设备中的至少一件——在此情形中的舵杆系统52——将容置在至少一个凹部50内。在图2中示出的构型中，两个凹部50面向两个驾驶舱座椅54即飞行员座椅和副驾驶座椅设置。
[0048]每个凹部50由背板结构56部分地界定，背板结构56在整流罩区中的第一侧IOb上形成突出部。因此，这些突出部56与保护罩36的覆盖这些突出部并且本身在整流罩区14中形成突出部58的部分一起部分地占据区域14中的未使用的空间。因此，突出部56、58沿纵向X方向重置，并且在非增压整流罩区14中在密封背板10的柱38的每侧上突出。这些突出部能够与雷达球46沿纵向方向X部分地成直线定位。[0049]图3示出了能够移动到至少一个控制位置的舵杆系统52的踏板52a，在该至少一个控制位置中其部分地插入到凹部50中。这示出了舵杆系统52相对于在驾驶舱中的它们通常的位置的向前位置，此向前位置使得能够使驾驶舱设备中的许多其它件向前移动，由此有助于减小驾驶舱的长度。
[0050]图5至9代表了本发明的第一优选实施方式。
[0051]密封背板10具有壳层60,壳层60延伸在此背板的整个表面上,并且因此具有向前开口的基本上V形。在第二侧处，壳层与包括加强肋62和加强肋64的加强肋相装配，加强肋62沿高度方向延伸，加强肋64沿横向方向延伸。竖向加强肋62在壳层60上向上行进，通过螺栓连接、焊接或者认为适合的任何其它技术直接添加至壳层上。优选地，小高度的横向加强肋64由竖向加强肋62的通行而隔断，并且优选地与壳层60成一体。
[0052]在此第一优选实施方式中，每个凹部50至少部分地形成在竖向加强肋62的高度中。为了实现这一点，这些加强肋62中的一个或者若干个例如加强肋62中的直接相邻的两个被隔断，如图5中所示。然后，每个凹部50由侧向结构66和背板结构56限定。例如，侧向结构通过两个横向杆柱68而使加强肋62的两个相对的节段彼此连接，相对于凹部被隔断的加强肋62从两个横向杆柱68向外延伸。杆柱68如加强肋62 —样与壳层60接触并且它们具有与加强肋62确切地相同的高度，然后，此高度与凹部50的深度相对应。此凹部的底表面70由形成上述背板结构56的一体部分的壳层60限定。在此情形中，注意到，壳层60在每个近似方形或者矩形凹部50中没有任何横向加强肋64。这增大了凹部深度使得图6中示出的舵杆系统52能够从加强肋62后面的先前被占据的位置很好地向前引导，节省的空间由图4中的尺寸“G”示意性示出。
[0053]如图7和8中所示，密封头背板10还设置有在第一侧IOa上的附加加强肋72，附加加强肋72与界定每个凹部的底表面的部分邻接地安装在壳层60上。这些附加加强肋72优选地沿高度的方向定向，并且因此扫过与凹部50的两个底表面相对应的表面。加强肋72优选地是装配在壳层60的此表面上并且由于它们定位在壳层的与主加强肋62、64接触的表面相反的表面上而形成所谓反向网状结构的仅有的加强肋。
[0054]在附加加强肋72形成凹部的背板结构的一体部分的此实施方式中，仅这些加强肋72突出到整流罩区14中，如图7中能够更清楚地看到。
[0055]形成密封背板10的一部分的元件优选地是金属的或者由复合材料制成。
[0056]另外，每个凹部50靠近密封背板的顶部与底部之间的曲折线地延伸，使得舵杆系统在此位置处能够装配。由凹部50覆盖的区域可以是密封背板的总区域的10至15%的量级。
[0057]图9示出了处于两个极限相反控制位置的、舵杆系统中的两个踏板52a中的一个。至少在最前位置处，踏板52a至少部分地进入到其相关联的凹部50中，以便通过驾驶舱到整流罩区中的局部延伸而使得能够减小尺寸。
[0058]图10至14示出了本发明的第二优选实施方式。此第二实施方式与第一实施方式的不同在于，除去壳层的由侧向结构66在内部界定的部分从而形成在此壳层内的间隙76。间隙容置呈槽形式的额外增加的模块78，模块78的底部形成凹部的背板结构56，其可能地设置有附加加强肋。在此构型中，背板结构56限定底表面70，底表面70在第一侧IOa的方向上从密封背板的壳层60至少部分地偏移，如图12中能够更清楚地看到。因此，凹部50的总深度增大，并且节省的空间有利地增大，如图13能够看到，图13示出了处于两个极限相反控制位置的舵杆系统的两个踏板52a中的一个。至少在最前位置处，踏板52a至少部分地穿透到其相关联的凹部50中，并且甚至可以穿过形成在壳层60中的间隙而部分地突出超过壳层60。
[0059]模块78可以以若干不同方式安装在密封背板上。或者如同具有绕其周边的套环的舷窗，该套环将挤压与面向的套环接触的密封件——例如形成在侧向结构66上，或者，常规地通过螺钉进行安装。
[0060]本发明的特别特征中的一个还在于:将模块78与舵杆系统52预装配并且将组件安装在间隙中的可能性，如图14中示意性所示。因此，只要由支撑舵杆系统的模块形成的此组件不安装在背板10上，间隙76能够用作用于在制造过程中和/或在维修操作过程中操作者进入的出入孔。最后，模块和舵杆系统的同时组装能够减小用于飞行器头锥的制造时间。
[0061]显然地，本领域技术人员能够对如上文所述的仅作为非限制性示例的本发明做出各种不同改型。
【权利要求】
1.一种用于飞行器的密封头锥背板(10)，所述密封头锥背板(10)具有第一侧(IOa)和第二侧(10b)，所述第一侧(IOa)定向成朝向整流罩区(14)，在所述整流罩区(14)中将要容置有移动天线(16)，所述第二侧(IOb)与所述第一侧相反并且定向成朝向所述飞行器的驾驶舱(7)，其特征在于，所述第二侧具有至少一个凹部(50)，在所述至少一个凹部(50)内将要定位有至少一件驾驶舱设备(52)，每个凹部由从所述第一侧(IOa)形成突出部的背板结构(56)部分地界定。
2.根据权利要求1所述的密封背板，其特征在于，所述密封背板包括壳层(60)和多个加强肋(62)，所述多个加强肋(62)在所述第二侧(IOb)处装配在所述壳层上，并且，所述凹部(50)至少部分地在所述加强肋(62)的高度上形成。
3.根据权利要求2所述的密封背板，其特征在于，所述凹部(50)具有侧向结构(66)，多个所述加强肋(62)在所述凹部(50)外从所述侧向结构(66)延伸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的密封背板，其特征在于，所述背板结构(56)在所述第一侧(IOa)处具有附加加强肋(72)。
5.根据权利要求4所述的密封背板，其特征在于，所述附加加强肋(72)位于所述密封背板(10)的壳层(60)上，优选地，所述附加加强肋是在所述第一侧(IOa)处装配在所述壳层上的仅有的加强肋。
6.根据前述权利要求中任一项所述的密封背板，其特征在于，所述背板结构(56)利用所述密封背板(10 )的壳层(60 )来限定底表面(70 )。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的密封背板，其特征在于，所述密封背板具有间隙(76)，在所述间隙(76)内容置有模块(78)，所述模块(78)至少部分地形成所述凹部的所述背板结构(56)。`
8.根据权利要求7所述的密封背板，其特征在于，所述模块(78)限定背表面(70)，所述背表面(70)向着所述第一侧(IOa)并且从所述密封背板的壳层(60)至少部分地偏移。
9.根据权利要求7或权利要求8所述的密封背板，其特征在于，所述模块(78)容置所述驾驶舱设备(52 )。
10.根据前述权利要求中任一项所述的密封背板，其特征在于，所述驾驶舱设备(52)是手动或电舵杆系统。
11.根据前述权利要求中任一项所述的密封背板，其特征在于，所述密封背板具有面向两个驾驶舱座椅(54)的两个凹部(50)。
12.一种制造根据权利要求9所述的飞行器密封头背板的方法，其特征在于，在将所述模块插在所述间隙(76)中之前，将所述驾驶舱设备(52)的至少一部分组装在所述模块(78)上。
13.—种包括根据权利要求1至11中任一项所述的密封头锥背板(10)的飞行器(I)的前部，所述密封头锥背板(10)的所述第一侧(IOa)由保护罩(36)覆盖，所述保护罩(36)优选地也具有突出部(58)，该突出部(58)叠置在由所述凹部的所述背板结构(56)限定的所述关出部上。
14.根据权利要求13所述的飞行器的前部，其特征在于，所述密封背板(10)具有向前开口的整体V形截面，所述密封背板(10)的端部优选地固定至机身(15)，并且所述密封背板(10)的沿向后方向定向的尖部固定至驾驶舱甲板(8)的前端。
15.根据权利要求13或权利要求14所述的飞行器的前部，其特征在于，所述移动天线(16)安装在所述密封背板`(10)上。
【文档编号】B64C1/10GK103863553SQ201310694442
【公开日】2014年6月18日 申请日期:2013年12月17日 优先权日:2012年12月17日
【发明者】伊夫·杜兰德, 贝纳德·格兰 申请人:空中客车营运有限公司