CN103879546A

CN103879546A - 带有降低的行走地板的飞行器驾驶舱

Info

Publication number: CN103879546A
Application number: CN201310757249.2A
Authority: CN
Inventors: Y·迪朗; B·格兰
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-12-21
Filing date: 2013-12-20
Publication date: 2014-06-25
Also published as: CA2836704A1; FR3000024B1; US20140175225A1; FR3000024A1

Abstract

本发明涉及一种飞行器机头(300)的驾驶舱(302)，驾驶舱包括仅用作机组人员的行走地板及相对位于驾驶舱后侧的机舱地板(112)的高度降低的驾驶舱地板(304)。驾驶舱(302)还包括被联接到地板的楼梯(306)，用于进入和退出驾驶舱。该设置增大了驾驶舱容积及允许在其中安置设备，这些设备以前被安置在位于驾驶舱下方的难以进入、及封围起落架收纳舱(106)的区域中。

Description

带有降低的行走地板的飞行器驾驶舱

技术领域

本发明涉及一种飞行器驾驶舱和一种集成有这种驾驶舱的飞行器机头。

背景技术

图1示出根据现有技术的飞行器机头10，其包括机身主结构12。

该主结构12尤其包括多个机身框架14，所述多个机身框架沿机头的纵向轴线X彼此平行地布置。为清楚起见，仅示出机身框架14的上部分。

主结构12还包括收纳飞行器前起落架(未示出)的起落架舱18。

机身主结构12限定待配置的主结构内部空间。

更特别的是，机舱地板20从机头的后端部10a纵向延伸，直至位于所述机头的前端部10b的雷达整流罩区域22。

地板20将待配置的内部空间分成上部空间和下部空间。

专用于驾驶舱的区域24将设置在与起落架舱18对齐的上部空间中。

专用于航空电子设备舱的区域26将设置在下部空间中。该区域包括所谓前部区域26a和所谓后部区域26b，前部区域26a包括起落架舱18(在驾驶舱区域24下方)，后部区域26b部分地位于驾驶舱区域24下方及在专用于乘客机舱的上部空间28的地板20下方。

在区域26a中，围绕起落架舱18的保持自由的空间具有既沿纵向(图1)又沿横向变化的形状，如图2的横截面中所示。进出该狭窄的自由空间是相对困难的。

因此，在这种区域内集成电气和/或电子系统和设备、航空电子设备格架被证明是漫长和繁琐的。

发明内容

本发明的目的因此在于一种飞行器驾驶舱，其特征在于，飞行器驾驶舱包括行走地板和自所述行走地板上升延伸的至少一个阶台。

所述行走地板因此相对于传统驾驶舱行走地板和相对于位于沿飞行器纵向轴线的驾驶舱后侧的机舱地板降低。楼梯的一个或多个阶台允许自机舱进入驾驶舱或退出驾驶舱。该机舱通常为沿飞行器纵向轴线位于驾驶舱的延长部分中的机舱。在商用飞行器中，这通常涉及专用于乘客的机舱。

相对现有技术的容积，该配置增大了驾驶舱的内部容积。

因此可以在驾驶舱的内部集成格架、(电气和/或电子、空气等)设备和系统，它们以前围绕起落架舱被安放在较难进入的区域中并且需要在驾驶舱和该区域之间进行多个连接。因此显著地减少和简化了驾驶舱和位于驾驶舱下方的下部区域之间的机械和电气联接。驾驶舱因而拥有更好的集成系数。

因此，通过增加驾驶舱专用容积的尺寸大小，减小了位于驾驶舱下方的难于进行布置的容积。

被集成在驾驶舱的扩大容积中的设备的易接近性远优于当将设备配置在例如位于起落架舱侧翼和机身框架或蒙皮之间的侧向空间内的狭窄区域中时。

尤其集成有行走地板和进入驾驶舱(和退出驾驶舱)的至少一个阶台的这种驾驶舱的设计便于将驾驶舱安装在机身主结构中。

根据一可能的特征，以飞行器驾驶舱模块的形式实施驾驶舱，驾驶舱模块用于仅一次操作就被集成到飞行器机头的机身主结构中。

仅一次操作就集成好驾驶舱模块，显著地方便了在最终组装线上集成飞行器机头的任务，尤其是减少了任务量。因而明显地减少了在组装线上的集成时间。

根据一可能的特征，模块包括相互固定以形成适于被整体移动的一组件的多个元件。

因此，通过一组相互间联接或组装在一起的元件(格架、电气和/或电子设备、这些设备之间的互连元件、通风系统元件等)形成驾驶舱模块，以便赋予该组元件以能如单个物体或整体被操作的机械连结性。

以固定的预先确定的配置布置这些不同的元件，该配置是在预装配模块将被集成到飞行器主结构中时这些元件将具有的配置。

因此，一旦模块被集成在结构中，仅余下：将一些系统元件和设备连接在一起和连接到固定于所述结构的系统、和在模块中加设一些计算机类型设备。

根据一可能的特征，行走地板没有集成有抗压功能。该布置与传统驾驶舱的布置相反。事实上，传统的驾驶舱依靠这样的地板，该地板配有连接于机身主结构的结构部分，以在加压时承接趋向于使结构变形的作用力。

被集成到驾驶舱(以模块或非模块的形式)的地板(其因此比以前的地板更薄)仅为用于机组人员的行走地板，该地板尤其不再用作此处组成驾驶舱的不同的格架、电气和/或电子设备、通风系统元件和其它元件(飞行员座椅等)的支承件。

于是，通过位于驾驶舱(以模块或非模块的形式)下面的独立的力承接元件，确保机身框架处的力的结构承接功能。

根据单独或彼此结合采用的其它可能的特征：

-所述至少一个阶台和所述行走地板限定进出所述飞行器驾驶舱的中央通道；

-以可收放的方式装配所述楼梯；

-超压板侧向围绕所述楼梯；楼梯的竖直表面还具有例如超压板；

-用以可拆卸的方式相互组装起来的复合材料板构成行走地板；

-驾驶舱模块集成有容纳电气和/或电子设备的多个格架；

-驾驶舱模块包括布置在所述至少一个阶台和所述行走地板的两侧的两个子模块；

-各个子模块包括容纳电气和/或电子设备的至少一个电气和/或电子格架；

-所述至少一个电气和/或电子格架包括布置于不同高度处的多个搁板，每个搁板容纳电气和/或电子设备，这些搁板中的所谓底部搁板布置于最低的高度处，所述底部搁板包括上表面和下表面，所述上表面用于在上面接纳电气和/或电子设备，所述下表面包括用于由其它设备上部悬挂所述其它设备的悬挂机构；

-所述底部搁板沿所述行走地板水平延伸，以赋予所述至少一个电气和/或电子格架以L形的形状；

-两个子模块每一个都包括一带搁板的格架，该格架被安置在楼梯侧面之一上，以围绕所述楼梯；

-所述驾驶舱模块具有伸长形的固定元件，所述固定元件用于将各个子模块固定于机身主结构；

-各个子模块集成有设计用于能够确保承接施加于子模块的力的结构承接功能的元件；

-所述驾驶舱模块具有集成有用于进出所述驾驶舱模块的安全门的分离隔板；

-所述分离隔板被固定在两个子模块上；该设置加固模块组件，从而便于在操作阶段时将其保持；

-分离隔板在安全门的两侧包括一些板，这些板通过集成有承接施加于各个子模块的力的结构承接功能的伸长形的组装元件被相互组装起来；

本发明的目的还在于一种包括机身主结构的飞行器机头，其特征在于，所述飞行器机头包括如前所提及的飞行器驾驶舱、和沿机头的纵向轴线安置在驾驶舱后侧的机舱地板，驾驶舱的行走地板所处高度低于机舱地板所处的高度。因此，所述至少一个阶台向机舱地板升高延伸。该机舱通常为位于沿机头纵向轴线的驾驶舱延长部分中的机舱。在商用飞行器中，这通常涉及专用于乘客的机舱。

根据单独或彼此结合采用的其它可能的特征：

-所述机身主结构包括被沿飞行器机头的纵向轴线相互平行地安置的多个机身框架，所述机头在驾驶舱下方包括：

-用于存放起落架的起落架舱，和

-对于多个机身框架的一个或多个联接元件，其适于拉伸作业和在同一机身框架的相对两点之间横向延伸；

-用于存放起落架的所述起落架舱包括：围绕所述起落架舱布置的多个加固架梁，每个加固架梁与一个机身框架布置在一相同的横剖面中；适于拉伸作业并与加固架梁成直线地延伸在加固架梁的两侧的联接元件，对于与相关的所述多个机身框架分别布置在相同的横剖面中的多个加固架梁均如此；

-可选地，适于拉伸作业的所述联接元件不中断地延伸在用于存放起落架的所述起落架舱的上方。

附图说明

在下面参照附图以非限制性示例所进行的说明中，本发明的其它的特征和优点将体现出来，附图中：

-图1(已经予以说明)是根据现有技术的飞行器机头的纵剖面总示意图，

-图2(已经予以说明)为图1的机头的横剖面总示意图；

-图3为根据本发明的第一实施方式的驾驶舱模块的总透视图；

-图4为图3的驾驶舱模块的总透视图；

-图5为集成有图3和图4的驾驶舱模块的飞行器机头的纵剖面示意图；

-图6为图5的飞行器机头的横剖面示意图；

-图7a和图7b为图4的端部隔板部分96的总示意图；

-图8为图4的格架68的总示意图；

-图9为表示被集成到图3和图4的格架68和70的结构立柱的机械联接元件的总示意图；

-图10a为图5的飞行器机头的纵剖面细节放大示图；

-图10b为图10a的格架66的底部搁板E6的局部放大示图；

-图11为示出集成驾驶舱模块到图5的机头中的运动的总放大图；

-图12为图6的飞行器机头的一种实施变型的横剖面示意图；

-图13为包括根据本发明的第二实施方式的驾驶舱的飞行器机头的纵剖面示意图。

具体实施方式

如图3所示及如被标记为50的总参考标号所指示的，飞行器驾驶舱呈驾驶舱模块的形式。该驾驶舱模块包括驾驶舱结构，驾驶舱结构包括多个构件或元件，所述多个构件或元件彼此固定/相互组装在一起，以便构成能够以整体而非一个构件/元件一个构件/元件地被移动的一组件(物理实体或物体)。

被组装相互抵靠的元件确保该组件的机械连结。

模块构成元件包括容纳电气设备和/或电子设备的格架、电气连接元件(连接器等)、电联接元件(线缆等)、通风系统元件如通风管、阀门等、飞行员座椅、仪表板等。

在(飞行器组装线外)构造其时集成于所述模块的所有这些元件，因而形成一个预装配的驾驶舱模块，该预装配的驾驶舱模块本身包括赋予驾驶舱功能的大部分系统。由于前面已实现了制造驾驶舱的大部分任务，因而这种模块显著地简化了飞行器机头的集成及因而亦明显地减少该机头的集成时间。

图3的模块50包括对称地安置在纵向竖直中央平面P两侧的两个子模块60和60’，该中央平面还在几何坐标系OXYZ中由XOZ平面标示。

X轴为模块50的纵向轴线，在将模块50安装在飞行器中时，其与飞行器机身的纵向轴线相重合。

Y轴为横向轴线，模块50在其宽度上(飞行器机身的横截面)沿该横向轴线延伸。

Z轴为竖直轴线，模块50在其高度上沿该竖直轴线延伸。

通过沿X轴纵向延伸的行走地板80和与该行走地板成直线的上升楼梯82，将两个子模块60、60’彼此分开。

模块50具有相对的两个端部，即用于定位在飞行器机头的前端部处的前端部50a、和相对于机头前端部在机头中后退定位的后端部50b。

楼梯82被设置在模块的后端部50b处，允许进入模块和离开所述模块。以变型的方式，根据飞行器几何形状和需要，楼梯可由单一阶台组成或由多于两个的阶台组成。

另外，楼梯能以在展开位置(图3)和收起位置(例如沿箭头E朝向模块后侧抬高)之间可收放的方式从而允许进出位于模块下面和在其后侧的区域，而被装配在两个子模块之间。

楼梯82和行走地板80限定通到驾驶舱结构的元件的中央通道。

行走地板80由以可拆卸方式而相互组装起来的多个复合型板形成。

更具体地，每个模块60、60’包括一组格架，该组格架中的格架相互抵靠地设置并固定。更具体地，朝向驾驶舱结构后侧和在侧面上安置格架。

子模块60(对称子模块60’的描述是相同的，相同的元件采用伴有符号《’》的相同参考标号)包括：

-带有搁板的第一格架66，其被安置在子模块的后部，在将要安装模块的飞行器机头区域中沿几乎全部的可用的竖直空间(图5)且主要沿高度(Z轴)延伸(将参考附图10a和10b更具体地描述该格架)；该格架与楼梯82相邻安置，以使两个模块66和66’侧向环绕楼梯；将注意到的是，该格架在其朝向楼梯82的部分中包括向楼梯方向敞开、例如用作衣帽间的隔间；

-第二格架68，其被固定抵靠在第一格架66的横向竖直(结构)立柱其中之一的一部分上，离开第一格架和行走地板80朝向子模块的外部横向延伸；

-第三格架70，其背靠第一格架66及邻接于第二格架68；第三格架70朝向模块的前部纵向(X轴)延伸和总体呈楔形；

-第四侧向格架72，同样称作侧向凳台，在其底部被固定抵靠在第二格架68的横向竖直立柱上和抵靠在第三格架70的纵向侧立柱上，且朝向模块的前部纵向延伸。

子模块60还包括与格架66和70成直线安置的飞行员座椅74。

盖板被设置在子模块的所有格架上。盖板还被提供用于构成与格架66和70成直线设置的水平上板62、和沿楼梯与行走地板伸展的竖直纵向板64。

将注意到，板64(和相对子模块的对应板64’)的抵靠楼梯82的部分可构成超压板。这种板在爆炸性减压的情况下促进板两侧的压力平衡。

盖板65被安放在行走地板80的纵向延伸部分中。盖板65由自行走地板向高处倾斜延伸的半板和向模块前部延伸的水平上半板构成。

两个支承板D1和D2与板62和62’成直线安置，构成所谓脚蹬区的驾驶员脚部压靠板。

图4以后透视图表示驾驶舱模块50。

模块还集成有沿模块的横向尺寸(Y轴)的整个宽度横向延伸的竖直隔板90(为清晰起见，在图3中未示出)。

该隔板被固定在两个子模块60、60’上，这有助于加固模块的机械结构或构架。

通过组装在横剖面(YOZ平面)中延伸在进出模块的安全门92两侧的多个隔板部分，而形成隔板90。

门92被门框94环绕。

隔板在门框94的各侧包括：

-第一端部隔板部分96、96’，和

-第二中间隔板部分98、98’，其被插设在门框94的竖直立柱中的一个与隔板部分96、96’之间。

例如通过螺钉连接，将第二隔板部分98(相应地98’)固定在子模块60(相应地60’)的第一格架66(相应地66’)上。

接下来的描述参照附图进行，这些附图示出在集成到飞行器机头的机身主结构中之后处于其使用环境中的驾驶舱模块。

集成方法则将参照图11在后面进行描述。

图5为被安置在飞行器机头100中的图3和图4的驾驶舱模块50的纵剖面示意图。

机头100包括主结构102，主结构102尤其包括：

-相互间平行的多个机身框架104，它们沿机头纵向地、沿机头的纵向轴线X安置(为清晰起见，机身框架用虚线部分地表示)，

-用于存放飞行器前起落架(未示出)的起落架舱106。

机头100一方面包括其中安放有由雷达整流罩隔板110界定的雷达整流罩区域108的前端部100a，另一方面包括敞开的后端部100b。

机头100还包括机舱地板112(例如：乘客舱的地板)，机舱地板112延伸直到配置有楼梯82的驾驶舱模块50的隔板90。

如图5所示，行走地板80相对于机舱空间114的机舱地板112降低。楼梯82允许从机舱地板112的较高高度移动到驾驶舱地板80的较低高度，反之亦然。

相较于传统驾驶舱地板(图1和图2)，行走地板80的降低增加了驾驶舱的内部容积。

因此，驾驶舱模块50占据的容积大于图1和图2中专用于驾驶舱的区域24的容积。

因此，比起传统的驾驶舱，可以将更多的元件集成于驾驶舱模块中，尤其是以前安置在驾驶舱下面的较难接近的区域26a中的电气设备和/或电子设备。因而克服了或无论如何限制了在驾驶舱下面集成设备的困难度。

将这种设备集成到驾驶舱模块中，显著地减少和简化了驾驶舱模块和下层区域之间的通风联接、电气联接及机械联接，因此减少和简化了实施这些联接的任务。

箭头51指示出可以将如飞行员座椅74、74’这样的不同的驾驶舱模块元件平行于驾驶舱挡风玻璃和向前移动。通过模块中的沿高度的容积的增加及地板的降低提供了这种可能性。

将注意到，例如由于起落架舱106的顶板106a的阶台的总体轮廓，使得驾驶舱模块的行走地板的降低成为可能。

顶板106a包括水平下壁106a1和水平上壁106a2，它们通过形成梯级板(contre marche)的倾斜壁106a3被彼此分开。

起落架舱顶板106a的该形状设计用以尽量接近吻合在折叠位置处于起落架舱106中的前起落架(未示出)的形状。

将注意到，可以与未示出的其它形状的起落架舱相配合来降低行走地板82。

图6示出图5的机头100的横剖面视图。在图5和图6中，表示出起落架舱的加固架梁120(呈反U形的总体形状)围绕该起落架舱装配在其侧翼和其顶板106a上。

如图6所示，每个所述架梁120在其低部分被连结到与该架梁设置在相同横剖面中的机身框架104。

如连杆这样的两个横向水平的机械联接元件122和124每一个通过一端部被固定到框架104的一部分，通过其相对端部被固定到加固架梁120的水平部分120a。

这些排成直线的元件122、120a和124设计用以拉伸作业。元件120a还可弯曲作业，因为其承受起落架舱顶板的加压板的负荷。然而，元件122、124没有弯曲作业。对于各个加固架梁和位于架梁横剖面中的框架实施该设置。

在起落架舱106和机身框架104之间的该机械联接允许确保在加压作用下施加在框架上的机械力的承接功能。

在现有技术中，通过驾驶舱地板的结构部分(横撑)确保该机械力承接功能。

通过将驾驶舱模块50中的地板减少到单一的行走地板80，该功能集成于起落架舱106内则允许简化驾驶舱地板。因此行走地板80不再集成有如现有技术中的抗压功能。

由此，降低了驾驶舱地板的厚度。

将注意到，行走地板80不再用作驾驶舱的各种格架、设备和系统的支承件。

现在将描述用于将驾驶舱固定到机身主结构(框架、起落架舱)的固定元件。

驾驶舱模块50集成有伸长形元件，这些伸长形元件设计用以适于确保承接施加于各个子模块的力的结构承接功能。

因此，各个端部隔板部分96、96’包括通过这种伸长形的固定元件相互竖直地组装在一起的多个板96a、96b、96c、96a’、96b’、96c’。

如图7a和图7b所示，对于隔板部分96，利用如型材的伸长形元件而使相继的两个板相互装配在一起。

因此，三个元件或三个型材98a、98b、98c用作板96a、96b、96c的支承件，还用作将子模块60附接到机身主结构的框架104上的连杆(图6)。

该隔板部分局部地集成子模块的力的结构承接功能。

如图6所示，通过如连杆130、132这样的固定元件，将两个子模块的各个格架66、66’的下部分装配到起落架舱的加固架梁120上。

图3和图4的格架68示意性地以后视图表示在图8中。格架的可见后表面是呈现于图4中、配有多个机械牢固的伸长形元件的表面。

更具体地，这些元件为两种类型：

-一方面，确保格架背部加强功能的第一类型：型材R，

-和另一方面，确保格架背部加强功能以及还起将子模块60附接到机身主结构的框架104上的连杆作用的第二类型：型材68a、68b、68c。

因此，格架68还局部集成有子模块的结构承接功能。格架68’的加固结构是相同的。

将注意到，装到格架68(相应地68’)和端部隔板部分96(相应地96’)的用于结构承接的伸长形元件被水平地安置在平行的横向区部中，这些横向区部对应于机身框架的横向区部。

图9以极其示意的方式表示出子模块60的格架68和70的结构立柱。子模块60’的结构与接下来的描述是相同的。

带搁板的第一格架68包括被横向(Y轴)安置在与机身框架在相同横剖面中的两个竖直结构立柱68a、68b。为清晰起见，没有示出被水平定位在这些立柱之间的搁板。

端部隔板部分96的机械牢固元件98a-98c(图6和图7a-7b)压靠在立柱66b的相对的两个边部(侧面)中的一个上，而格架68的机械牢固元件68a-68c(图8)压靠在立柱66a的相对的两个边部(侧面)中的一个上。

图6的固定连杆132在立柱66a的下面被固定到立柱66a，而第二固定连杆134(图9)被固定在立柱66b的下面。

完全如图6的第一连杆132，该第二连杆在其相对端部被装配在起落架舱的加固架梁120上。

至于格架70，它具有被横向安置的竖直结构立柱70a和形成搁板的支撑板70b，支撑板70b将立柱70联接到相邻的格架68的立柱66a上。

格架70还包括一组完成其骨架的机械牢固伸长形元件如连杆。

更具体地，相互间平行的两个元件70c、70d倾斜地设置在两个格架的两个结构立柱70a和66a之间，以与板70b和立柱66a形成不可变形的三角形。

相互间平行的两个元件70e和70f被固定于立柱70a的上部分，离开立柱70a水平向前(X轴)延伸。

相互间平行的另外两个元件70g和70h被固定于立柱70a的下部分，离开立柱70a倾斜地向前和向高处(XOZ平面)延伸，以与元件70e、70f的自由端部相接合。四个固定元件70e-70h的设置再形成三角形的形状(不可变形的三角形)。

这四个固定元件用于被附接到如与加固架梁120成直线布置的连杆124的横向的固定元件(图6)。

与第一连杆132相同的第三固定连杆136通过一个端部被固定在立柱70a的下面，通过其另一相对端部被固定在起落架舱的加固架梁上。

图10a和10b示出带搁板的格架66的特别方面。这些方面对于对称的格架66’是相同的，对称的格架66’例如具有冗余的电气设备和系统和/或电子设备和系统。

如图10a所示，格架66在其两个竖直结构立柱66a、66b之间包括多个搁板E1到E5，所述多个搁板E1到E5一个在另一个之上地安置，以构成例如尺寸相同的座架。

这些座架设计用于接纳电气设备和系统和/或电子设备和系统，所述设备和系统例如通过在横向(Y轴)设置在搁板上表面上的滑道(在图10b的局部放大示图中的滑道156)中滑动来被插入。

图10a的格架66在被安置到飞行器内部之前，配有(预装配有)这种设备和系统150。

将注意到，格架70也还允许将该类型的设备存放在设于两个竖直立柱66a和70a之间的支撑板70b下面的座架中。

格架66还包括在低于搁板E1到E5高度的高度处安置的底部搁板E6，底部搁板E6部分地被设置在搁板E5的下方及在XOY平面中水平地向模块的前端部延伸。底部搁板E6在格架70的下方和部分地在座椅74下方延伸，从而赋予格架以L形的总体形状。

该搁板E6比其它搁板更厚，因为其机械强度需要能使该搁板E6在其上表面E6a上接纳和支撑设备，及通过其相对的下表面E6b挂接(和因此支撑)其它设备(图10b)。

为此，如半开口型材这样的悬挂机构152被固定于下表面E6b，在搁板下面横向(Y轴)延伸。这些机构如配有回折边部(retour)的滑道那样作用，允许电气和/或电子设备154的形成凸边的部分在其中滑动，以便以悬挂的方式将设备固定在搁板的下面。将注意到，半开口型材152的机械保持功能保证在设备安插运动时使设备154安置到位。

不像对于大部分设备的情况，用于悬挂于格架66的设备154没有在格架安装到飞行器中之前就被装配到该格架上。

事实上，如图10a中所示，当设备154被悬挂好时，在所述设备和下面的加固架梁120之间仅余留极少的可用空间。

为将驾驶舱模块安装在飞行器中，有用的是拥有空间，尤其是模块下面的空间，用以允许其在机身主结构(机身框架、起落架舱的架梁等)上的定位和固定。

因此，为得到图10b上的竖直装配空隙J(用双箭头表示)，在本实施方式中提出在模块安置于飞行器中之前没有将悬挂设备154预装配在该模块中。

但相反地，设备150可以在安置模块之前被装配在上滑道156中。

两个子模块的座椅74和74’(图3)每一个都被装配在承接座椅所承受的力的装配柱上。

该柱160被表示于图10a中。利用设在图3的倾斜壁中的通道，柱160延伸穿过呈楔形的格架70。柱竖直延伸直到起落架舱的顶板，利用图10a中未表示出的铰接件(支架和轴)将该柱在此锁固于顶板。

两个子模块的不同格架容纳所有用于确保驾驶舱功能性所必要的电气和/或电子设备和系统，这些设备和系统以前分布在驾驶舱和起落架舱所处的下部区域之间。

但是，出于各种缘由，一些单独的设备和系统仍可以被安放在驾驶舱模块下方。

格架66和66’容纳例如是“主配电箱”(管控来自飞行器机载电源的电功率和某种程度构成配电及电管理中心的箱)的以前位于驾驶舱下面的设备150、和电气设备154，电气设备154(例如：电池、转换器、稳压器等)连接于这些“主配电箱”。

均如同对于悬挂设备154，格架70的设备150例如为在将驾驶舱模块安置于飞行器中之后安装的航空电子计算机。

横向格架68和68’同样为具有如开关的电气和/或电子设备的带搁板的格架。

至于格架70和70’，它们为所谓“氧气”格架。这些格架尤其容纳以被安放在格架上部分中的、在支撑板70b之上的氧气瓶162的形式的储氧器(图10a上的格架70)，用于机组人员。

侧向存放格架72、72’例如用作存放飞行员的个人物品和安全器材(氧气面罩、灭火器手套、维修箱等)。在关闭位置，这些格架的上表面可作为用于各种物品(饮料、餐盘等)的支承件(搁板)。

将注意到，驾驶舱模块还包括同一子模块的电气和/或电子设备之间和不同子模块的电气和/或电子设备之间的所有联接元件(线缆等)或连接器。

模块还包括(在同一子模块中内和不同子模块内的)通风系统元件(风管、连接器等，它们未被示出)，用于电气和/或电子设备和座舱(机组人员)。

在构造模块时，一定数量的所谓卫星元件还存在于模块中，这总是用于在最后组装线上的集成阶段时节约时间。

为允许将模块装配在飞行器中，借助于主要由连杆组成的工具，将这些卫星元件暂时固定于所谓预定位布置(接近最终位置)。

一旦将模块固定于机身主结构，就取出工具，卫星元件于是被最终地固定于它们的理论位置。

这些卫星元件(图10a)例如为：

-仪表板170，

-脚蹬172，

-飞行员座椅74、74’(用于下部锁固在起落架舱顶板上)，

-驾驶舱的所有盖板174。

图11示出被表示于图5上的飞行器机头100的集成方法的一实施方式。然而，在图5上，模块已被集成好，机舱地板112止于驾驶舱模块后侧处。

如图11所表示的，在集成之前，飞行器机舱地板112离机头端部100a一段距离停止，以便纵向地和沿高度释放出足够的空间，用以在其中移动驾驶舱模块50。距离例如为要安置的模块的长度的大约两倍。在集成之后，补全地板以达到图5的布置。

在移送模块50之前，主要由连杆构成的工具被安置在两个子模块之间，以将它们相对于彼此锁紧。

该工具例如在图6上由一组铰接连杆B1、B2、B3用虚线表示，这些铰接连杆形成连接两个子模块、例如连接格架66、66’的两个结构立柱的三角形框架。

如图11所表示的，驾驶舱模块50被引导于主结构102的内部，直到其位于起落架舱106上方的专用安置部。

为此，将桥式吊车(未示出)安置到位，吊车轨道在主结构102的内部被安置在主结构的上部分中。轨道被固定在机身框架104上，延伸直到对齐专用安置部。

驾驶舱模块50通过缆索连接到安装于桥式吊车导轨上的导轮，从机头的敞开后端部100b插入上部空间114中。

然后，如不同箭头所示，将处于在机舱地板112上方的位置50(A)的模块50向前端部100a平移，同时保持与框架104的上部分及与地板分离开。

平移运动基本呈水平状态(沿纵向轴线X)，带有轻微的竖向偏移(décroché)，以从高中间位置50(B)运行到与专用安置部面对布置的低中间位置50(C)。

通过简单的水平平移运动就确保到达最终位置50(D)。

一旦驾驶舱模块50在起落架舱106的上方安装到位，就利用一组连杆将驾驶舱模块50固定到主结构102(框架104和起落架舱106)。

该组连杆包括集成于子模块、尤其用于子模块60(对子模块60’以相同的方式)的连杆即连杆98a-98c、68a-68c、70e-70h、以及外部连杆132、134、136和连杆190、192(图9和10a)。

借助这些装配连杆，模块50被以静定的方式固定在机身主结构上，这相对超静定型装配方便了固定操作。

此外，直接将固定元件(例如：连杆)集成在组成模块的各种元件和格架上，明显地减少了外部固定元件的数量。这简化了模块在组装线上的固定，因此减少总的集成时间。

将注意到，出于便于安装的原因，尤其是为在安装模块时可通到驾驶舱模块的下方，可在安装模块之前先不把行走地板80装配到模块中。

在安置好驾驶舱模块50并将其固定到主结构上之后，将地板80和与地板固连在一起的楼梯82附加在两个子模块之间。

例如，借助在地板两侧被分隔开地纵向固定的角材C1、C2(图6)，实施对地板80的固定。

在模块50已安装在机头中时，(确保传统驾驶舱所执行的功能的)各种设备的容纳格架和大部分这些设备(在设计模块时依据不同标准预先确定要集成的预定数量的设备)已成为模块结构的整体组成部分，因此不需要被安装。由此明显地减少在最终组装线上的集成时间。

接下来用被安置在一些格架搁板上的一些电气和/或电子设备(例如：航空电子计算机)来补充模块装备。

附加于模块的设备相互间连接，并且与已被事先集成到模块中的电气和/或电子设备和系统(以及通风系统元件如管、连接器等)相连接。模块内不同元件之间的所有必要的(电气、空气)联接已在安装模块之前预先建立好，这表明在最终组装线上会显著地节省时间。然后，通过已经存在于模块中的界面元件，所述模块总体地连接到设于飞行器的机身主结构上的电气系统和/或电子系统以及通风系统。

图12示出图6的机头的实施变型。

图12的机头200与机头100相同的部分将不在下面重新描述。相同部分则保留相同的参考标号。

在该变型中，仅适于拉伸作业的横向的机械联接元件220(例如：横撑)在起落架舱106的上方没有中断地水平延伸在同一框架104的相对两点之间。倾斜的横向连杆204将加固架梁联接到框架104。

由于联接元件202不弯曲作业，因而它们的高度可相对于传统的地板横撑降低。这允许相对于图1和图2的地板20的高度降低驾驶舱模块250的行走地板。由于这些元件202在架梁的上方但没有与它们排成直线，因而不可能按与图6上相同的高度降低行走地板。因此，模块250的容积不如模块50的容积增加得那么大。然而，其结构基本上是相同的。例如，格架66和66’在模块250中更矮，这些格架的底部搁板可抬高，以便被悬挂的设备不干扰横撑202。

图13示出飞行器机头300的第二实施方式，其中，不以符合上面所述的模块形式来实施飞行器驾驶舱。在该图上，仅相对于前面附图改动的元件采用不同的参考标号。

飞行器驾驶舱302包括相对机舱地板112降低的行走地板304，这允许其利用上面描述图5时提及的所有的特征和优点。

驾驶舱还包括楼梯306，用于进入和退出驾驶舱。如所示出的，该楼梯只有一个阶台。然而，根据飞行器内部空间的几何形状和集成需要，楼梯可具有多于一个的阶台。

驾驶舱还包括传统的设备308和格架，在集成阶段中将它们一个元件一个元件地安置好，而不是如第一实施方式中那样提前安置。

Claims

1.一种飞行器驾驶舱，其特征在于，所述飞行器驾驶舱包括行走地板(304；80)和从所述行走地板起上升延伸的至少一个阶台(306；82)。

2.如权利要求1所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，以驾驶舱模块(50)的形式实施所述飞行器驾驶舱，所述驾驶舱模块用于仅一次操作就被集成到飞行器机头(100)的机身主结构(102)中。

3.如权利要求2所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，所述驾驶舱模块包括多个元件，所述多个元件相互固定在一起，以形成适于被整体移动的一组件。

4.如权利要求2或3所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，所述行走地板(80)未集成有抗压功能。

5.如权利要求1到4中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，所述至少一个阶台(82)和所述行走地板(80)限定进出所述飞行器驾驶舱的中央通道。

6.如权利要求1到5中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，驾驶舱模块(50)集成有容纳电气和/或电子设备的多个格架。

7.如权利要求1到6中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，驾驶舱模块包括布置在所述至少一个阶台和所述行走地板的两侧的两个子模块(60，60’)。

8.如权利要求7所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，各个子模块包括容纳电气和/或电子设备的至少一个电气和/或电子格架。

9.如权利要求8所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，所述至少一个电气和/或电子格架(66，66’)包括布置于不同高度处的多个搁板(E1-E6)，每个搁板容纳电气和/或电子设备(150)，这些搁板中的所谓底部搁板(E6)布置于最低的高度处，所述底部搁板包括上表面(E6a)和下表面(E6b)，所述上表面用于在上面接纳电气和/或电子设备，所述下表面包括用于由其它设备上部悬挂所述其它设备(154)的悬挂机构(152)。

10.如权利要求9所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，所述底部搁板(E6)沿所述行走地板水平延伸，以赋予所述至少一个电气和/或电子格架以L形的形状。

11.如权利要求7到10中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，驾驶舱模块(50)包括伸长形的固定元件，所述固定元件用于将各个子模块固定于机身主结构。

12.如权利要求7到11中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，各个子模块集成有设计用于能够确保承接施加于子模块的力的结构承接功能的元件(68a-68c，98a-98c)。

13.如权利要求2到12中任一项所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，驾驶舱模块包括分离隔板(90)，所述分离隔板集成有用于进出所述驾驶舱模块的安全门(92)。

14.如权利要求7到12中任一项和根据权利要求13所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，分离隔板(90)被固定到两个子模块(60，60’)。

15.如权利要求14所述的飞行器驾驶舱，其特征在于，分离隔板(90)在安全门(92)的两侧包括一些板(96a-96c，96’a-96’c)，这些板通过集成有承接施加于各个子模块的力的结构承接功能的伸长形的组装元件(98a-98c，98’a-98’c)被相互组装起来。

16.一种飞行器机头，其包括机身主结构，其特征在于，所述飞行器机头(100；300)包括如权利要求1到15中任一项所述的飞行器驾驶舱(50；302)、和沿飞行器机头的纵向轴线(X)布置在飞行器驾驶舱后侧的机舱地板(112)，所述飞行器驾驶舱的行走地板(80；304)所处的高度低于所述机舱地板(112)的高度。

17.如权利要求16所述的飞行器机头，其特征在于，所述机身主结构(102)包括多个机身框架(104)，所述多个机身框架沿所述飞行器机头的纵向轴线彼此平行地布置，所述飞行器机头(100)在所述飞行器驾驶舱的下方包括：

-用于存放起落架的起落架舱(106)，和

-对于多个机身框架的一个或多个联接元件(122，124；202)，所述联接元件适于拉伸作业及在相同机身框架的相对两点之间横向延伸。

18.如权利要求17所述的飞行器机头，其特征在于，用于存放起落架的所述起落架舱(106)包括：围绕所述起落架舱布置的多个加固架梁(120)，每个加固架梁与一个机身框架(104)布置在一相同的横剖面中；适于拉伸作业并与加固架梁成直线地延伸在加固架梁(120)的两侧的联接元件(122，124)，对于与相关的所述多个机身框架分别布置在相同的横剖面中的多个加固架梁均如此。

19.如权利要求17所述的飞行器机头，其特征在于，适于拉伸作业的所述联接元件(202)不中断地延伸在用于存放起落架的所述起落架舱的上方。