CN103857591A

CN103857591A - 改进的前起落架箱

Info

Publication number: CN103857591A
Application number: CN201280048327.5A
Authority: CN
Inventors: 伯纳德·格兰; 伊夫·杜兰德
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Priority date: 2011-09-30
Filing date: 2012-09-27
Publication date: 2014-06-11
Anticipated expiration: 2032-09-27
Also published as: US9505483B2; EP2760738A2; EP2760738B1; FR2980767A1; US20140246542A1; WO2013045852A2; CN103857591B; WO2013045852A3

Abstract

本发明涉及一种包括机身（15）和容纳前起落架（30）的起落架箱（22）的飞行器的前部（1），所述前起落架包括设计成在起落架伸出时处于展开构型的折断器斜撑（36），所述折断器斜撑在该构型处于与前部的横向（Y）平行的斜撑平面（P1）中。根据本发明，前部（1）包括承受斜撑的力的横向的梁（40），横向的梁（40）位于起落架箱（22）上方，并且两个端部安装在机身（15）上，横向的梁（40）的截面整体形状为矩形，其中，横向的梁的长度平行的中间平面（P2）与所述斜撑平面（P1）重合。

Description

改进的前起落架箱

技术领域

本发明涉及一种飞行器的前部，也叫做前端，包括容纳前起落架的起落架箱。

本发明应用于任何类型的飞行器。

背景技术

飞行器的前端是许多发展的目标，这些发展针对优化它的重量、体积、价格、安全性、制造的便利性和维修等。例如从文献FR2910875和US7784736了解这样的前端。

尽管存在许多实施例，前端的起落架箱的周围环境还可优化，尤其是由前起落架的折断器斜撑（contrefiche briseuse）引起的力的传导。

一般而言，起落架箱借助形成压力隔绝容纳部的坚硬板形成，所述箱由保证机身框架的坚固性的支架网定轮廓。用此类设计，形成起落架箱的板应具有较大尺寸，以便能够承受来自前起落架的力，尤其是折断器斜撑传导的力。

这就在重量、体积方面产生缺点，并必须使用金属材料形成起落架箱的板。另外，上述方法一般在挡风玻璃前部的区域处导致很大机械应力，这当然是不希望的。

另外，前端还可被优化，以使使得参与该非常密集部分的制造/维修的操作者更容易进入。

特别是，位于起落架箱上方的用于载许多设备/材料的增压区常常是操作者难以进入的。

发明内容

因此，本发明的目的是至少部分克服上述与现有技术有关的缺点。

为此，本发明的目标首先是飞行器的前部，包括机身和容纳前起落架的起落架箱，所述前起落架包括设计成用于在起落架伸出时采用展开构型的折断器斜撑，在该构型中，折断器斜撑处于与前部的横向平行的斜撑平面中。根据本发明，前部包括承受斜撑的力的横向的梁，该横向的梁位于起落架上方，并且它的两个端部安装在机身上。所述横向的梁的截面整体为矩形，所述横向的梁与矩形的长度平行的中间平面与所述斜撑平面重合。

因此，本发明带来一种借助梁形结构零件传导来自斜撑的力的简单的方案，梁的方向在与展开的折断器斜撑的相同平面中，并参与产生朝向机身的更直接的力的通道。此特殊几何设置可以保证正确承受斜撑的力，因为这些力可以通过剪切作用通向梁的端部，以便随后扩散在机身中。

本发明还可使用具有简单几何形状的零件，所述零件适宜由复合材料形成，复合材料优选地包括树脂和碳纤维的混合物。对于特别用于梁和形成起落架箱的零件的材料的使用，导致不可忽视的节省重量的好处。

也可通过减小限定起落架箱的零件尺寸来减小重量，这些零件不再需要实现承受由折断器斜撑传导的力的功能，现在该功能通过专用梁保证。重量减小自然伴随着起落架箱的体积减小。这有利地导致周围的增压体积增加，这样对前端的功能进行结合。

最后，本发明大大限制斜撑的力沿挡风玻璃的前部区域的方向扩散，这减小了挡风玻璃破裂的危险。

梁的矩形截面的长度与该梁长度之比优选地在3到6之间，并更优选地在4到5之间，并且/或者矩形截面的长度与宽度之比在8到12之间，并更优选地在9到11之间。因此，该结构零件的形状为较小延伸度的“平面梁”，在它所在的力的平面中有较大的惯量。因此导致该梁的变形小，斜撑的力可以通过剪切作用直接引向梁的端部。

优选地，所述承受斜撑的力的梁从起落架箱的上隔板延伸到所述飞行器的前部的地板。这样可以得到完全结合在它的环境中的高度大的梁，不需要明显改变前端的结构。由其较小的延伸度赋予的高度大的梁不仅可以加强它的坚固性，还可减少在机身中的应力集中，引入其中的力实际上分布在更大的界面上。因此力的分布有利地更平缓。

梁的所述两个端部优选地安装在所述机身的蒙皮上，可以使力非常好地在该机身中扩散/吸收。优选地是机身的内蒙皮，即使安装可以在机身框架上交替或同时进行亦是如此。

所述梁优选地具有下部纵向侧面，所述下部纵向侧面装有安装所述折断器斜撑的部件。这样可以把斜撑的力直接传递到横向的梁中。或者，梁的下部纵向侧面可以安装在中间结构上，中间结构本身带有所述安装所述折断器斜撑的部件。例如该中间结构可以是附加在梁上的金属插入件的类型，其优选地由复合材料形成。

另外，如上所述，为了节省重量，所述梁由复合材料形成，并优选地是树脂和碳纤维和混合物。但它也可是金属的，而不超出本发明的范围。在这方面，要指出的是，形成起落架箱的隔板也可是复合材料的。

根据本发明的另一方面，本发明的目标是飞行器的前起落架箱，起落架箱包括上隔板，上隔板包括封闭人孔的至少一个可拆卸罩。

这里，本发明的突出之处在于，它提出使用一种起落架箱的顶盖，其可以使操作者的身体通过以便在起落架箱的周围进行制造/维修操作。特别是，优选地设置为，操作者可以通过其身体穿过人孔而在起落架箱中站立。

因此，本发明可以消除某些一般在机身下部形成的现有出入舱门。

可能有多种构型，即被一个或多个可拆卸罩封闭的单一人孔，或多个被同一可拆卸罩封闭的人孔，或每个人孔被一个或多个可拆卸罩封闭。

另一方面，所述（一个或多个）可拆卸罩可以构成上隔板的全部或一部分。因此，上隔板可以只由多个或单个可拆卸罩构成，或者由一个或多个具有一个/一些开口的固定上板形成，这些开口形成被可拆卸罩封闭的人孔。

通常，人孔的面积大于0.225m²，通常形状为宽度450mm、长度500mm矩形。本发明中，每个人孔优选地为面积约1m²的方形或矩形。

起落架箱优选地包括两个相对的侧隔板，每个隔板属于与上板共同形成的侧箱体（caisson）的一体的部分，上板一方面连接在侧隔板的上部纵向侧面上，另一方面连接在机身上。所述侧箱体有利地可以加固由于存在前起落架箱的存在而形成孔洞的机身，因此保证前起落架箱的侧隔板的坚固性，以尽可能限制它们的变型。

为了节省重量，每个可拆卸罩的形状优选地为蜂窝状夹层结构。此结构可以与封闭起落架箱的下部的机身的铰接安装的罩所采用的传统复合结构相同或相似。

本发明的目标还在于一种包括容纳前起落架的起落架箱的飞行器的前部。前部优选地包括其端部与机身连接并接近上隔板的一个或多个横向加固件。这些加固件也参与加固被前起落架箱形成孔洞的机身，因此限制上述侧箱体承受的力。

前部优选地包括前起落架，前起落架包括展开千斤顶，以及折断器斜撑，此二者都安装在起落架箱的侧隔板上。这样可以大大减轻起落架箱的顶盖的可拆卸罩，因为它们不再承受折断器斜撑的力和千斤顶的力。它们优选地设计成用于仅仅抗压，因此可以具有较小厚度，例如当它由碳/Nomex^TM夹层形成时厚度约为100mm。换句话说，优选地是使得拆卸罩丧失与前起落架的任何直接机械连接。

另外，此前起落架箱的顶盖的可拆卸罩的方法可以与上面描述的方法进行组合，结合所述承受折断器斜撑的力的横向的梁。

因此，所述前起落架优选地包括设计成用于在起落架伸出时处于展开构型的斜撑，在该构型中，所述斜撑处在与前部的横向平行的斜撑平面中，并且前部另外包括位于起落架箱上方并且其两个端部安装在机身上的承受斜撑的力的横向的梁，所述梁的截面的整体形状为矩形，横向的梁与矩形的长度平行的中间平面与所述斜撑平面重合。

最后，本发明的目标还在于一种包括上述类型前部的飞行器。

在下面的非限定详细描述中，将出现本发明的其它优点和特征。

附图说明

这些描述将参考以下附图进行：

-图1示出根据本发明的优选的实施例的飞行器的前部的侧视示意图；

-图1a示出承受安放在图1所示飞行器的前部的斜撑的力的梁的截面图；

-图2示出装在飞行器的前部的起落架箱的周围环境的立体示意图；

-图3示出飞行器的前部的横截面示意图；

-图4a和图4b更详细地示出飞行器的前部和安装的起落架箱的顶盖的可拆卸罩；

-图5a和图5b更详细地示出飞行器的前部和拆卸的起落架箱的顶盖的可拆卸罩；

-图6是具有不同的立体角的与图5a类似的视图；

-图7是与图6和图5a类似的立体图，飞行器的前部被竖直中间平面纵向切割；以及

-图8是与图2类似的视图，示出根据本发明的另一优选实施例的飞行器的前部。

具体实施方式

参照图1，该图示出根据本发明的优选实施例的飞行器的前部1或前端。

在下面的整个描述中，作为约定，X为飞行器的纵向，Y为相对飞行器的横向，Z为竖向或高度，这三个方向X、Y、Z互相正交。

另一方面，术语“前”、“后”应被认为是相对于飞行器被涡轮喷气发动机施加推力后的前进方向，该方向用箭头3示意示出。

前部1首先在它的最后部包括增压区2，通常在上增压舱4与地板下的增压舱6之间的分隔地板8位于增压区2中，所述上增压舱4用于人员输送，所述地板下的增压舱6通常用于存放专门用于飞行器的技术装备和/或放置货物。更准确地说，上增压区4从前向后一般包括飞行器驾驶舱7，随后是乘客舱9。另一方面，地板下的加压舱6从前向后一般包括称为用于存放专门用于飞行器的技术装备的技术舱的区域，然后是称为用于存放货物的货舱的区域。

增压区2向前被壁10定界限，壁10与机身15的前端12形成用于放置一组雷达16的未增压的雷达罩区。壁10的截面整体形状为向前开放的V形，其端部固定在机身15上，其向后的尖端固定在地板8的前端。壁10的上部18限定向前的驾驶舱，而它的下部一方面构成未受压的起落架箱22的前隔板20，另一方面构成形成地板下的增压舱6的板21，板21部分通到起落架箱22上方。

前起落架箱实际用于容纳与图1示意示出的伸出状态不同的进入状态的前起落架30。前起落架30为本领域普通技术人员熟知的传统类型。它整体包括起落架腿32，其端部中的一个端部铰链安装在起落架箱上，并且另一端部载有一组轮子34。起落架还包括一个或多个展开千斤顶（未示出），以及一般由两个互相铰接的部段形成的折断器斜撑36，并且折断器斜撑36的下端铰接安装在腿32上。在图1所示的起落架伸出状态，折断器斜撑36设计成处于展开构型，在该构型中，所述两个部段对齐，以便处于与方向Y平行的斜撑平面P1中。平面P1相对于竖直方向倾斜，例如倾斜角在20°-50°之间。

根据本发明的特征，折断器斜撑36的上端铰接在承受斜撑的力的横向的梁40上。沿Y方向定向的梁40的截面的整体形状为图1a所示的矩形，它与矩形的长度L1平行并与宽度L2垂直的中间平面P1与所述斜撑平面P1重合。

所述梁40具有小的厚度以便使其与“平面梁”相似。与上述矩形宽度L2相等的厚度例如可以约为50-60mm。该值接近起落架强结构的厚度，特别是它承受前起落架的力的后密封隔板的厚度。在这方面，要指出的是，矩形截面的长度L1与宽度L2之比优选地在9-11之间，这很好地代表该梁的“平面”形状。这赋予该梁以最小的变型结合从中心向端部的力的很大能力。另外，梁40具有较小的延伸度，即相对它的长度高度很大，这表现为参照图2的梁的矩形截面的长度L1与该梁的长度L之间的比优选地在4-5之间。一般而言，截面的长度L1，即梁的高度，约为600mm，而梁沿方向Y的长度L在240-300cm之间。所述延伸度还可更小，但这里梁在竖直方向Z在起落架箱的上隔板44与地板8之间的整个或几乎整个空间中延伸。

共同参照图1-3，其中示出了只用于承受折断器斜撑36产生的力的梁40设置在起落架箱22上方，并且它的两个端部固定安装在机身15上。所述端部优选地附加在内蒙皮48上，内蒙皮48通过横向框架52与机身的外蒙皮50分开。梁也可固定在框架52上，力的扩散最后通过机身蒙皮进行。为此，机身处的连接模式优选地借助位于梁端部处机身上的简单双角铁（未示出）实现。在梁边缘的整个高度上，通过简单的剪切螺钉实现梁40与角铁之间的连接。可以在零件之间的连接处设置超厚材料，以加强它们的坚固性。

因此，由于只在它的端部与机身连接，因此梁40专门用于承受斜撑的力。另一方面，梁在它的下部纵向侧面56的中间部分处装有安装斜撑36的部件，这里安装部件的形状为与侧面56连在一起并接收与折断器斜撑36的上端相连的榫头60的叉形接头（chapes）。因此，斜撑的力不经过起落架箱的上隔板，而是直接引入到“平面梁”中，然后通过剪切作用向梁的端部传递，最后扩散在机身15中。

梁40可以用不同的方式和不同的材料形成。首先，可以涉及“平面箱体”的整体形状，例如有双板的真实的箱体，即由六个工作外板形成的平行六面体箱体。还可以将一些横向肋条结合到箱体中。此方案是优选的，因为从机械观点看性能良好，但也可考虑具有单一蒙皮的另一方法，这也不超出本发明的范围。

对于材料，金属零件可以是保留的，或复合材料零件，优选地是包括树脂和碳纤维混合物的类型。复合物通过铆钉、粘贴或烧结的零件组装的整块。双蒙皮方案可以通过夹在两个复合蒙皮之间的蜂窝状中芯部的夹心结构实现。

现在参照图2-4b，示出了前起落架箱22在机身下部产生较大的开口。因此，蒙皮和框架也形成孔洞，以保证前起落架从起落架箱伸出/进入。因此，箱体22向下开放，该开口被铰链罩封闭，铰链罩在关闭位置重新构成机身缺失部分的空气动力表面。

起落架箱22由前隔板20、后隔板64、上隔板44和两个对置且彼此面对的侧隔板66形成。

每个侧隔板66优选地在起落架箱22的整个长度上基本平行地向X和Z方向延伸。它们中的每一个属于侧箱体68的整体部分，箱体68纵向通向起落架箱22的侧边，其与上板70共同形成，上板70一方面连接在侧隔板66的上部纵向侧面上，另一方面连接在机身15上，并优选地连接在蒙皮上。因此，如图3能更好看到的，每个箱体68的横截面的整体形状优选地为四分之一圆，所述圆的半径等于机身50的外蒙皮的半径。这样可以加固被前起落架形成孔洞的机身，并因此保证加固所述前起落架箱的侧隔板，以尽可能限制它们的变形。

为了限制箱体68承受的力，前部1还装有其端部与机身连接并接近上隔板44的多个横向加固件。

在图4a和图4b所示的优选实施例中，第一横向翼梁72的端部连接远离同一裂开机身框架的两个远离部分52，接近梁40的下侧边56，在上隔板44上方。也在图4a和图4b上示出的第二翼梁74的端部也与同一裂开机身的两个远离部分52连接，接近起落架轮子的容纳部和梁40的上侧边，即在地板8附近。如图中所示，该同一侧边甚至可以贴靠第二翼梁74。

本发明的另一特征在于，上隔板44包括可以释放/封闭人孔的可拆卸罩。在所示的优选实施例中，设有可拆卸前罩44a和可拆卸后罩44b，每个罩可拆卸地安装在起落架箱的周边。这里图4a、4b所示的两个罩44a和44b构成上隔板44的整体。此二者都具有向上隆起的形状，以便容纳收起位置的前起落架。它们以可逆方式安装在它们的周边，这使它们另外在它们的结合处，例如在第一加固横向翼梁72附近一个在另一个上安装。

罩44a、44b的可逆安装部件例如是简单的剪切螺钉，这些螺钉一方面穿过罩的边缘，则它们优选地具有金属周边加固件，另一方面穿过支撑这些罩的起落架箱零件的其余部分，这里是侧箱体68。

可拆卸罩44a、44b的形状优选地是与传统使用的封闭起落架箱的下部的机身的铰接罩的结构类似的蜂窝状夹心结构。

在图5a、图5b、图6、图7中示出了带有收起的可拆卸罩的飞行器的前部1。因此，每个罩释放总面积约为1m²的矩形人孔，操作者可以穿过人孔站立，以便实现制造/维修操作。这里涉及通过翼梁72与第二人孔76分开的前人孔76a。

在图5a-7中示出了在躺位和站立位置的操作者，以示出这些人孔76a、76b赋予的许多进入可能。特别是，操作者可以穿过每个人孔站立，他的头部正好在地板8之下。

根据图8所示的另一优选实施例，折断器斜撑36如同展开千斤顶84一样铰接安装在起落架箱22的侧隔板66上。因此斜撑的力由侧箱体68以令人满意的方式承担。

在该优选实施例中，和前文一样，可拆卸罩76a、76b只设计用于抗压，并且不承受任何直接来自前起落架30的负荷。因此它们可以具有较小的厚度，例如约100mm。

当然，本领域技术人员可以对刚才仅作为非限定例子描述的本发明进行各种修改。

Claims

1.一种包括机身（15）和容纳前起落架（30）的起落架箱（22）的飞行器的前部（1），所述前起落架（30）包括设计成在起落架伸出时处于展开构型的折断器斜撑（36），所述折断器斜撑（36）在该构型处于在与所述前部的横向（Y）平行的斜撑平面（P1）中，其特征在于，所述飞行器的前部（1）包括承受所述斜撑的力的横向的梁（40），所述横向的梁（40）位于所述起落架箱（22）上方，并且所述横向的梁（40）的两个端部安装在所述机身（15）上，所述横向的梁（40）的截面整体形状为矩形，其中，与所述矩形的长度平行的中间平面（P2）与所述斜撑平面（P1）重合。

2.根据权利要求1所述的飞行器的前部，其特征在于，所述梁的矩形截面的长度（L1）与所述梁（40）的长度（L）之比在3和6之间，并更优选地在4和5之间，并且/或者所述矩形截面的长度（L1）与宽度（L2）之比在8和12之间，并更优选地在9和11之间。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器的前部，其特征在于，承受所述斜撑的力的所述梁（40）从起落架箱的上隔板（44）延伸到所述飞行器的前部的地板（8）。

4.根据上述权利要求中的任一项所述的飞行器的前部，其特征在于，所述梁（40）的所述两个端部安装在所述机身（15）的蒙皮（48）上。

5.根据上述权利要求中的任一项所述的飞行器的前部，其特征在于，所述梁（40）具有装有所述折断器斜撑（36）的安装部件（60、62）的下部纵向侧面（56）。

6.根据上述权利要求中的任一项所述的飞行器的前部，其特征在于，所述梁（40）由复合材料形成。

7.一种飞行器的前起落架箱（22），其特征在于，所述起落架箱包括上隔板（44），所述上隔板（44）包括封闭人孔（76a、76b）的至少一个可拆卸罩（44a、44b）。

8.根据权利要求7所述的起落架箱，其特征在于，所述起落架箱包括两个相对的侧隔板（66），每个隔板属于与上板（70）共同形成的侧箱体（68）的一体的部分，所述上板（70）一方面连接在所述侧隔板（66）的所述上纵向侧面上，另一方面连接在所述机身上。

9.根据权利要求7所述的起落架箱，其特征在于，每个可拆卸罩（44a、44b）为蜂窝状夹心结构的形式。

10.一种飞行器的前部（1），包括根据权利要求7-9中的任一项所述容纳前起落架（30）的前起落架箱（22）。

11.根据权利要求10所述的飞行器的前部，其特征在于，该前部包括其端部与所述机身（15）连接并接近所述上隔板（44）的一个或多个横向加固件（72、74）。

12.根据权利要求10或权利要求11所述的飞行器的前部，其特征在于，所述前起落架（30）包括展开千斤顶（84）以及折断器斜撑（36），该二者都安装在所述起落架箱（22）的侧隔板（66）上。

13.根据权利要求10-12中的任一项所述的飞行器的前部，其特征在于，所述前起落架（30）包括设计成用于在起落架伸出时处于展开构型的折断器斜撑（36），所述折断器斜撑（36）在该构型中处于与所述前部的横向（Y）平行的斜撑平面（P1）中，并且所述前部包括承受所述斜撑的力的横向的梁（40），所述横向的梁（40）布置在所述起落架箱（22）的上方，并且其两个端部安装在所述机身（15）上，所述梁（40）的截面整体形状为矩形，所述梁与所述矩形的长度（L1）平行的中间平面（P2）与所述斜撑平面（P1）重合。

14.一种包括根据权利要求1-6和10-13中的任一项所述的前部的飞行器。