CN103029824B - 飞行器机头结构和相应的飞行器 - Google Patents
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Abstract
飞行器机头结构和相应的飞行器，所述飞行器机头结构包括一些框架(2，4，6)、用于接纳风挡的下框梁(12)和上框梁(14)。下框梁(12)呈弓形，具有两个旁支，两个旁支彼此之间用连接拉杆(26)连接。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器机头结构和配有带这样一种结构的机头的飞行器。
背景技术
飞行器机头，或者驾驶舱，接纳驾驶员以及驾驶飞行器用的控制系统和/或观察系统。所述机头接纳风挡，风挡包括一组玻璃——正面玻璃和侧玻璃，以便允许驾驶员具有向外的良好的可见度。
这些不同的正面玻璃和侧玻璃安装在下框梁(entablement)和上框梁之间，上框梁和下框梁基本水平地伸展并被基本垂直的侧立柱彼此隔开。
飞行器机身结构一般包括基本呈圆形的框架，这些框架在(相对于飞行器位移方向)横向的平面中延伸，通过纵梁连接起来。这些框架差不多全都是封闭的，因为这样它们是“自稳定的”：框架中的张力被平衡和分散。但是，在飞行器机头处，特别是由于风挡的存在，这些框架不再是封闭的而是开口的。它们在风挡(下)框梁处被中断。于是适宜增强这些开放的框架，以限制其在经受机械应力例如飞行中的飞行器的内部和外部之间的压力差时的变形。
在现有技术飞行器中实现的解决方案在于：一方面对框架和主要在框梁附近，也就是在框架开放部位处进行增强，而另一方面对下框梁(还有上框梁)进行增强。这些增强复杂，不得不产生多余的敏感的重量并挤占用于接纳控制系统和/或观察系统的驾驶舱内部空间。
发明内容
本发明的目的因而是提供一种改善的飞行器机头结构。当然，至少必须保持该结构的机械性能。优选该结构简单、体积尺寸不庞大并且重量降低。它有利地集成在飞行器驾驶舱的内部布置中。
为此，本发明提出一种飞行器机头结构，其包括框架、用于接纳风挡的下框梁和上框梁，下框梁呈弯拱形，包括两个旁支。
按照本发明，下框梁的这两个旁支彼此之间用连接拉杆连接在一起。
该连接拉杆于是就像弦维持弓呈弯弧形那样作用以维持下框梁的两个旁支。这样一种拉杆结构简单，重量减轻，同样允许让拉杆和下框梁之间的空间保持自由。
按照一优选的变型，按照本发明的飞行器机头结构还包括设置在下框梁和上框梁之间的立柱，连接拉杆在两个立柱底部连接下框梁的两个旁支。在这个变型中，当该结构包括两个相邻的正面玻璃和在每个正面玻璃旁侧的一个侧玻璃时，每个侧玻璃通过正面玻璃的侧立柱与相应的正面玻璃隔开，连接拉杆则有利地在正面玻璃的两个侧立柱的底部连接下框梁的两个旁支。该位置对于仪表板在相应飞行器风挡下面的布置是有利的。
例如，该连接拉杆至少在其中央部分中具有呈封闭截面的型廓(formeprofilée)。该型廓允许赋予该连接拉杆以抗弯强度，连接拉杆于是可以用作支架，用于例如接纳控制屏幕或习惯上存在于飞行器仪表板中的各种不同的系统。若该连接拉杆至少在其中央部分中具有圆形的型廓，则它还可以用作枢轴，而安装在该拉杆上的系统于是可以变向，因此提升飞行器仪表板的人类工程学。
按照一特别是便于连接拉杆的安装和拆卸的有利实施方式，连接拉杆在其每一端部都具有一可调节的铰接头，其允许保证调整该拉杆整体的长度。
例如，该连接拉杆用从包括铝合金和碳基复合材料的材料组中选定的一种材料实现。
本发明还涉及飞行器机头，其特征在于，它包括如上所述的结构。这样一种飞行器机头可以包括仪表板，而该连接拉杆可以支承仪表板的至少一构成构件。
最后，本发明还涉及飞行器，其包括机身和机头，其特征在于，它的机头结构是如上所述的结构。
附图说明
从下文参照示意附图所作的描述中，将会更好地体现出本发明的细节和优点，附图中：
图1是示意性透视图，表示现有技术的飞行器机头的结构；
图2是在左侧没有被增强而在右侧被增强的开放框架的正视图；
图3是现有技术的增强件的局部透视图；
图4示意地表示按照本发明的增强件；
图5是按照本发明的增强件的第一实施方式的示意性侧视图；
图6对应于图5，用于一实施变型；
图7对应于图5和6，用于第二实施变型；和
图8是按照本发明的增强的飞行器机头的上部分的一实施方式的透视图。
具体实施方式
图1表示现有技术的飞行器机头结构。首先在该图上看到连续框架2。这一般涉及弯曲的型材构件，以形成圆或者更一般地封闭曲线。在整个飞行器机身长度上可看到这样的连续框架2。这些连续框架2的轮廓的尺寸确定成使得在连续框架处不需要任何结构增强件。
在连续框架2前面一般有增强的连续框架4，而在该增强的连续框架4前面存在开放框架6。该飞行器的前端机头的结构是特别的，在这里不予描述。
更具体地，本发明涉及在开放框架6处的飞行器结构。飞行器的这个区域是特别的，这在于：该区域包括允许驾驶员具有对飞行器外部的良好视觉的风挡。
在传统上，风挡是以多个构件实现的：一些正面玻璃8和一些侧玻璃10。在特别是在图1和3上表示的现有技术的实施方式中，表示出一种飞行器，该飞行器的风挡包括两个正面玻璃8和两个侧玻璃10。
风挡的不同的玻璃安装在下框梁12和上框梁14之间。风挡的这些玻璃之间各有一立柱。可看到：在两个正面玻璃8之间有一立柱16a、在正面玻璃8和侧玻璃10之间各有一立柱16b，而各有一立柱16c把下框梁12的一自由端连接到上框梁14的一自由端。立柱16a还可以被称为正面立柱，立柱16b可以被称为正面玻璃的侧立柱，而立柱16c可以被称为侧玻璃的侧立柱。
开放框架6在这些框架与下框梁12的结构交叉处是中断的，因此是敞开的。这样一框架示意地表示在是正视图的图2上。该开放框架6，和所考虑的飞行器的其他框架一样，都参与对地板18的支撑。在所考虑的开放框架6处，地板18对应于飞行器驾驶舱的地板。在图2的左侧上表示的开放框架6部分没有被增强。其是用虚线20包围的弱位点。在图2的右部分上，开放框架6具有增强件22，增强件22例如通过框架总体变厚而获得，在地板18附近变厚更多，以特别是改善在地板18和开放框架6之间实现的嵌入性能。
在飞行器中为对抗施加于开放框架6上的应力，如在图2右部分上表示的增强件22是完全需要的。例如，当飞行器飞行时，在飞行器内部存在的压力远大于在其外部存在的压力。因而压力径向地施加在机身的每个框架上。连续框架2的连续形状允许力分散在框架的整个廓围上。所施加的力使连续框架2略微变形，以使其直径增大。这样压力便使连续框架2“膨胀”。
当框架是开放的时，如开放框架6就是如此，该压力不能分散。压力趋向于使该框架进一步开放和趋向于使开放框架6的自由端部彼此分离。因而增强件是稳定开放框架6的形状所必需的。至于连续框架2，它则可以被视作是自稳定的。
下框梁12也需要增强，因为它也是由开口成型件形成的。通常为实现该增强所采用的解决方案是实施如图3上所示的增强壳(voile)24。这样一种增强壳24允许增大风挡下框梁12的中央部分的弯曲惯性，因此限制下框梁在压力作用下的变形。这样一种解决方案允许有效地限制下框梁12的弯曲，但是实现起来却很复杂，而且意味着产生多余的敏感的重量。另外，飞行器的这个区域用于接纳驾驶员为驾驶飞行器所使用的控制设备和观察设备。增强壳24的存在因而对于各种系统的安装都是障碍，所述各种系统需要安置在飞行器驾驶员前面。
图4示意地表示本发明所提出的解决方案。这个解决方案提出在下框梁12的两个相对点之间建立直接连接。该连接是借助于杆实现的，所述杆用于承受呈总体弓形的下框梁12的变形、以及附近开放框架6的变形。该连杆，后文称为拉杆26，起的作用就像用来维持弓的弯曲形状的弦一样。该拉杆26因为是在拉力下工作，故以最优方式工作。
如图4上所示，呈弓形的下框梁12具有两个旁支12a和12c，它们彼此之间通过弯拱形部分12b连接。旁支12a和12c可以具有各种形状，特别是根据希望赋予风挡的形状。该下框梁12可以由单一构件形成，但它也可以由多个元件构成。因此，例如，下框梁12可以包括开放框架6的上部(自由端)和/或立柱16a和/或16b和/或16c的下部。
拉杆26优选地在下框梁12的两个对称点之间建立直接连接。拉杆因此连接该框梁的两个旁支12a和12c。以进一步优选的方式，这些点设置在立柱下部分处。例如，这些立柱是正面玻璃的侧立柱16b，也就是把正面玻璃8与相邻的侧玻璃10隔开的立柱。
拉杆26也挤占驾驶舱的内部空间。但是，与如在图3上表示的增强壳24不同的是，可以允许不同的元件在拉杆26和下框梁12之间通过。因此，比起增强壳24，在飞行器风挡下面的驾驶舱布置方面，拉杆26妨碍更少。
本发明提出利用该拉杆26来还将其作为机械支架元件。因而，该拉杆26另外还集成有结构支架的附加功能。因此，例如，拉杆26可以用于支撑控制屏幕和/或控制系统。因此，可以简化仪表板的结构实现，这导致重量的额外减轻。事实上，所提出的解决方案，相对于使用增强壳24的传统解决方案相比，允许减轻结构重量。将它用作机械支架，还可以节省具有增强壳的现有技术仪表板中使用的支架的重量。
图5至7表示在飞行器机头中的拉杆26可具有的不同定位和形状。在这些附图上，示意地表示出下框梁12、正面玻璃的侧立柱16b(布置在正面玻璃8和相邻的侧玻璃10之间)、中央立柱16a、以及为装入该拉杆26而保留的位置28。
在图5的实施方式中，拉杆26只用于使下框梁12增强。飞行器仪表板屏幕30，例如，安装在拉杆26附近，但不固定于拉杆上。该屏幕30，例如，由底座(未示出)支撑，该底座用作仪表板结构，和例如，固定在驾驶舱的地板上。在这里用于实现拉杆26的型材可以传统上是C型型材或I型型材。
在图6的实施变型中，需要时拉杆26用作屏幕30和/或相应仪表板的其他仪器用的支架。如图6上所示，拉杆26根据要赋予屏幕30的倾斜角来取向。在这里拉杆26还用作支撑元件。因而，拉杆不再只拉伸工作，而且还弯曲工作。因而，优选地，选择具有一种型廓(forme profilée)，其呈矩形截面管的形式，或者甚至呈Ω型截面型材的形式。拉杆26在这里仍弯曲工作的事实，并不强制地迫使拉杆26重量增大。在这里，要调适拉杆26的轮廓，以便拉杆更好地耐抗弯曲。
在图7上提出的实施变型中，拉杆26呈圆形截面空心管的形式。这里，拉杆26于是还可以用作屏幕30的支架，甚至可以考虑通过使屏幕围绕拉杆26枢转来调节屏幕30的倾斜角。拉杆26在这里则还用作铰接轴承。可以在不提高结构成本的情况下再补充这个额外的功能。
在一优选的实施方式中，拉杆26的端部配有铰接头，用以同下框梁12的连接。这些铰接头是可调节的铰接头，允许进行拉杆26整体的长度调整。
图9更详细地表示拉杆26在飞行器结构上的安装。在该图上每次都部分地看到下框梁12、开放框架6的上端和正面玻璃8的侧立柱16b。拉杆26在其每个端部都有一纵向内螺纹。在第一端部，所实现的内螺纹是带左旋螺纹(pas àgauche)的内螺纹，而在另一端部，内螺纹具有右旋螺纹。每个内螺纹于是都接纳一铰接头32。其每个铰接头都呈螺纹杆32a和环32b的形式。轴承32c布置在环32b内，并可以在环32b内像球窝节那样、就是说围绕一点枢转。卡接座(chappe de reprise)34具有卡箍的形状，包括：一底部，允许其在飞行器结构上的固定；和两个旁支，一座槽设置在两个旁支之间，用以接纳铰接头32的环32b。连接轴(未示出)将穿过铰接头32的轴承32c以及在卡接座34的每一旁支中实现的形成轴承的孔腔。
在安装拉杆/铰接头组件时，拉杆26主体的旋转允许该组件伸长或缩短，从而允许非常精确地调适它的长度。调整之后，保持的位置借助于预先安装在螺纹杆32a的防松螺母36闭锁和借助于安全锁线(未示出)固定。
上述拉杆26的安装是作为非限制性示例给出的。本领域技术人员可使用拉杆在结构的两个部分之间的其他可能的安装。
用于实现该拉杆的材料，例如，可以是铝基合金。这样一种材料成本不高，同时具有有限的重量。但若降低重量应该优先，则拉杆26可以用碳基复合材料实现。这个解决方案允许保证降低重量，但有结构成本增加的缺点。当然，在这里可以考虑其他材料(金属合金、复合材料等)。
图8提出一种实现本发明用的飞行器风挡附近的新结构。首先在该图上看到存在连接下框梁12的两个点的拉杆26。还看到风挡立柱的独特形状。但是，这个结构是作为非限制性示例给出的，本发明还可以结合现有技术的飞行器机头结构、诸如在图1上示意地显示的结构来实现。
本发明特别适于结合使用薄的、甚至非常薄的屏幕的现代化系统来实现。还可以在这里考虑使用触摸屏。事实上，本发明允许使屏幕和驾驶员接近。这样一种解决方案在没有中央驾驶杆的驾驶舱配置中是优选的。本发明所提出的结构特别地非常适用于潜在地尺寸不庞大的仪表板组件。它同样允许新硬件的集成，因为它允许优化飞行器风挡下方的可用的空间。
如上所述的本发明允许优化飞行器结构的重量，因为所示的拉杆相对现有技术的解决方案具有较好机械效率。
本发明所提出的解决方案还允许一般地简化该结构。事实上，如上所述的拉杆装配简单。
正如已经提及的，本发明允许实现争取空间以及因此产生成本降低。它特别是非常适合于实现现代仪表板，现代仪表板特别是采用新技术(薄屏幕、触摸屏等)。
本发明并不限于上面作为非限制性示例描述的优选的实施方式。本发明还涉及在下文权利要求书的范围内在本领域技术人员的能力范围内的实施变型。
Claims (10)
1.飞行器机头结构，其包括框架(2，4，6)、用于接纳风挡的下框梁(12)及上框梁(14)，所述下框梁(12)呈弯拱形，包括两个旁支(12a，12c)，
其特征在于，所述下框梁的两个旁支彼此之间通过连接拉杆(26)连接起来。
2.按照权利要求1所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述飞行器机头结构还包括立柱(16a，16b，16c)，这些立柱设置在所述下框梁(12)和所述上框梁(14)之间；并且，所述连接拉杆(26)在两个立柱的底部连接所述下框梁(12)的两个旁支。
3.按照权利要求2所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述飞行器机头结构包括两个相邻的正面玻璃(8)和在每个正面玻璃(8)旁的一个侧玻璃(10)；每个侧玻璃(10)与相应的正面玻璃(8)通过正面玻璃的侧立柱隔开；并且，所述连接拉杆(26)在正面玻璃的两个侧立柱的底部连接所述下框梁(12)的两个旁支(12a，12c)。
4.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述连接拉杆(26)至少在其中央部分中具有呈封闭截面的型廓。
5.按照权利要求4所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述连接拉杆(26)至少在其中央部分中具有圆形的型廓。
6.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述连接拉杆(26)在其每一端部都具有一可调节的铰接头，所述可调节的铰接头允许保证该连接拉杆整体的长度调整。
7.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器机头结构，其特征在于，所述连接拉杆(26)是用从包括铝合金和碳基复合材料的材料组中选定的材料实现的。
8.飞行器机头，其特征在于，所述飞行器机头包括按照权利要求1至7中任一项所述的飞行器机头结构。
9.按照权利要求8所述的飞行器机头，其特征在于，所述飞行器机头包括仪表板；并且，所述连接拉杆(26)支承所述仪表板的至少一构成元件。
10.飞行器，所述飞行器包括机身及机头，其特征在于，所述飞行器的机头结构是按照权利要求1至7中任一项所述的飞行器机头结构。
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