CN105217013B - 具有双开口控制器的配有内部安全舱口的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机，其包括穿过外部蒙皮和内部舱壁的安全开口，安全开口由具有外部开口控制器的外部安全舱口来封闭，其中所述飞机包括：‑内部安全舱口(68)，其封闭安全开口与内部舱壁齐平，通过能够在锁定状态和解锁状态之间移动的至少一个锁扣(90)来保持封闭；‑第一开口控制器(120)，其控制锁扣(90)从锁定状态到解锁状态的转变，能够从飞机内部接近；‑第二开口控制器，其控制锁扣(90)从锁定状态到解锁状态的转变，被布置成使得外部安全舱口的外部开口控制器的致动或所述外部安全舱口从封闭位置到打开位置的转变引起第二开口控制器被致动。

Description

具有双开口控制器的配有内部安全舱口的飞机

技术领域

本发明涉及一种具有双开口控制器的配有内部安全舱口的飞机。

背景技术

如图2中所示，飞机包括形成机身的蒙皮10、由内部舱壁所限定的客舱(未示出)以及由内部舱壁14所限定的驾驶舱12。不同的组件布置在蒙皮10和内部舱壁14之间，例如隔热衬垫16等。

为了撤离乘客和/或飞行员，飞机包括用来将驾驶舱12的内部与飞机的外部20连通的开口18以及用于封闭或打开开口18的至少一个安全舱口22。根据图1中可见的示例，安全舱口22在机身的上部分中驾驶舱12上方垂直地布置。该安全舱口22包括具有外表面24的壁，外表面24与机身的蒙皮10的外表面齐平。该安全舱口22包括锁定/解锁装置25，其由可从机身内部致动的内部开口控制器26和可从机身外部致动的外部开口控制器28来控制。在机身内开口18处，需要提供开口18中的衬套元件30来紧靠安全舱口，以确保驾驶舱12 的内部舱壁14的连续性。

衬套元件30应该被正确地固定，以免意外脱落。然而，它应该在紧急撤离的情况下能够快速地移除，以允许从内部通往安全舱口 22。根据另一限制，应该可能使用单手来移除衬套元件30。

最后，在发生外部干涉时，应该可能从外部移除衬套元件30。

发明内容

因此，本发明提出一种旨在满足这些限制的方案。

为此，本发明的主题是一种飞机，其包括外部蒙皮和限定舱的内部舱壁，并包括穿过所述外部蒙皮和所述内部舱壁的安全开口，所述安全开口由外部安全舱口来封闭，所述外部安全舱口能够在其与所述外部蒙皮齐平布置的封闭位置和打开位置之间移动，所述外部安全舱口包括由外部开口控制器所控制的锁定/解锁装置，其中所述飞机包括：

-内部安全舱口，其封闭所述安全开口与所述内部舱壁齐平；

-至少一个锁扣，其能够在锁定状态和解锁状态之间移动，所述锁扣在所述锁定状态中将所述内部安全舱口保持在封闭位置；

-第一开口控制器，其控制所述锁扣从所述锁定状态转向所述解锁状态，能够从飞机的内部接近；

-第二开口控制器，其控制所述锁扣从所述锁定状态转向所述解锁状态，被布置成使得所述外部安全舱口的外部开口控制器的致动或者所述外部安全舱口从封闭位置到打开位置的转变引起所述第二开口控制器被致动。

根据本发明，所述内部安全舱口可能在所述内部舱壁处封闭所述安全开口。通过所述锁扣，所述内部安全舱口以可靠的方式保持在所述封闭位置。最后，所述内部安全舱口包括用于从所述飞机的内部并从外部打开所述舱口的双控制器。

有利地，所述第二控制器包枢轴杠杆以及将所述杠杆连接到所述锁扣的缆线，所述杠杆和所述缆线被配置成在所述外部安全舱口的外部开口控制器的致动过程中或者在所述外部安全舱口从所述封闭位置到所述打开位置的转变过程中，所述杠杆转动并施加牵引力于所述缆线上，使得所述锁扣从所述锁定状态转向所述解锁状态。

根据另一个特征，所述内部安全舱口包括使所述锁扣倾斜到所述解锁状态的至少一个复位装置和能够在对应于所述锁扣的锁定状态的第一位置和第二位置之间移动的至少一个锁定柄，在所述第一位置中，所述锁定柄相对于所述至少一个复位装置来固定所述锁扣，在所述第二位置中，所述锁定柄没有固定所述锁扣，所述锁扣通过所述至少一个复位装置倾斜到所述解锁状态。

根据另一个特征，所述内部安全舱口包括用于将所述锁定柄保持在第一位置的至少一个复位装置。

优选地，所述锁扣包括固定到轴的至少一个臂，所述轴围绕旋转轴线相对于连接到所述内部安全舱口的固定器转动，所述旋转轴线和所述臂被配置成在所述锁定状态中，所述臂或由所述臂支撑的元件与限位件接触，并且在所述解锁状态中，所述臂或由所述臂支撑的元件与所述限位件分开并允许所述内部安全舱口打开。根据一个实施例，所述轴包括至少一个凹口，所述锁定柄包括在所述锁定状态中抵靠所述轴的所述凹口的至少一个突起。

根据另一个特征，所述锁定柄能够围绕旋转轴线旋转并包括与所述旋转轴线分隔大于所述突起的距离的控制器。

优选地，所述第二控制器的缆线被连接到所述锁定柄。

根据另一个特征，所述内部安全舱口包括压力调节装置，当所述舱口的任一侧上的压力差超出给定值时，所述压力调节装置自动触发所述内部安全舱口的打开。

有利地，所述内部安全舱口通过至少一个条带连接到所述飞机，所述条带包括环，支撑所述锁扣的所述轴包括用于每个条带的吊钩，所述吊钩的末端在所述锁扣处于锁定状态时抵靠支撑表面，并在所述锁扣处于解锁状态时与所述支撑表面分开，所述吊钩在所述锁定状态中穿过所述环。

附图说明

其它的特征和优点将通过本发明下面结合附图的描述而表现出来，该描述仅作为示例给出，图中：

图1为飞机的前透视图，示出了外部安全舱口；

图2为安全开口的截面示意图，示出了现有技术；

图3A为安全开口的截面示意图，示出了本发明；

图3B为示出了图3A的细节的截面图；

图4A、图4B、图4C为示出了从内部致动的内部安全舱口的操作原理的示意图；

图5为内部安全舱口的外部的透视图，示出了本发明的一个实施例；

图6为用于图5中所示的锁扣的运动的控制机构的截面图；

图7为详细示出了用于锁扣的运动的控制机构的透视图；

图8为第一可拆卸铰链的透视图，示出了本发明的一个实施例；

图9为第二可拆卸铰链的透视图，示出了本发明的一个实施例；

图10为示出了从外部致动的内部安全舱口的操作原理的示意图；

图11为详细示出了通过用于外部安全舱口的外部开口控制器来致动的杠杆的透视图；

图12为详细示出了从外部致动时用于锁扣的运动的控制机构的透视图；

图13为示出了飞机的驾驶舱的减压的示意图；

图14A、图14B为在驾驶舱的减压过程中用于锁扣的运动的控制机构的截面图；

图15为示出了在由于驾驶舱的减压而打开后的内部安全舱口的前视图；

图16为详细示出了用来定位内部安全舱口的中心销的透视图；

图17A、图17B为在驾驶舱中超压之前和之后的内部安全舱口的外端面的示意图；

图18为吸水元件的侧视图；

图19为用于支撑内部安全舱口的过压面板的凸耳的透视图；

图20为用于内部安全舱口的过压面板的永久磁铁的固定器的透视图；以及

图21为内部安全舱口的过压面板的永久磁铁的透视图。

具体实施例

图3A示出了飞机的一部分，包括具有连接到结构42的外部蒙皮 40的机身以及在机身内由与蒙皮40分隔开的内部舱壁46所限定的驾驶舱44。

如图13中所示，飞机包括设置在前方的驾驶舱44以及在驾驶舱 44后方的客舱44’，驾驶舱44与客舱44’通过分隔舱壁47分开，分隔舱壁47包括将驾驶舱44与客舱44’连通的门。

每个舱44、44’由内部舱壁46限定。不同的元件插入蒙皮40和内部舱壁46之间，例如隔热衬垫等。

根据图3A中所示的实施例，飞机包括至少一个安全开口48，其可能将舱44的内部与飞机的外部连通，并在形成机身的蒙皮40和舱 44的内部舱壁46处打开。优选地，内部舱壁46至少围绕安全开口48近似平行于蒙皮40从蒙皮延伸一段距离。在一种安装方式中，安全开口48通向机身的上部分。优选地，安全开口48布置在驾驶舱44 的第三乘员的座椅上方或者不完全垂直位于座椅上方，如图15中所示。由于这种安装方式提供了从驾驶舱上不同位置的更好的可接近性，所以是优选的。

对于说明书的剩余部分，如图1中所示，纵向方向DL对应于从飞机的前端到后端延伸的方向。横向平面是垂直于纵向方向的平面。径向方向DR是垂直于纵向方向的方向。

在一种结构中，安全开口48由包括包含在第一横向平面中的前边缘、包含在第二横向平面中的后边缘、平行于纵向方向的下边缘和上边缘以及连接上、下、前、后边缘的圆形部分的外周所限定。

然而，本发明中开口的外周并不限于这种几何形状。

安全开口48由与蒙皮40齐平的可移除的外部安全舱口50来封闭，外部安全舱口50具有适于安全开口48的几何结构并包括具有外表面52的壁，当外部安全舱口50封闭安全开口48时，外表面52与机身的蒙皮40的外表面齐平。外部安全舱口50包括锁定/解锁装置 54，该锁定/解锁装置54由可从机身内部致动的内部开口控制器56 和可从机身外部致动的外部开口致动器58来控制。

根据图10中所示的实施例，外部安全舱口50通过枢轴销60连接到飞机的机身的其它部分。当锁定/解锁装置54处于解锁状态时，外部安全舱口50能够围绕枢轴销60朝着机身的内部转动。

在另一实施例中，外部安全舱口50带有元件，当外部开口控制器58被致动时，该元件朝着机身的内部移动。

由于外部安全舱口50与现有技术相同，所以不再进一步描述。

根据本发明的一个特征，飞机包括位于安全开口48和内部舱壁 46处的内部安全舱口68，其能够在封闭安全开口48的封闭位置和打开安全开口48的打开位置之间移动。内部安全舱口68包括刚性或半刚性的面板69，面板69具有在封闭位置与舱壁46的内表面齐平布置的内表面70以及朝着外部安全舱口50定向的外表面72。

在一种结构中，飞机包括框架74，框架74围绕安全开口48并与内部安全舱口68配合，内部安全舱口68的外周与框架74的外周一致，从而在框架74和内部安全舱口68之间获得密封性。框架74包括近似平行于纵向方向的上边缘76和下边缘76’，并还包括位于一个横向平面内的后边缘78和位于另一个横向平面内的前边缘78’。

优选地，如图3B中所示，内部安全舱口68具有与框架74互补的形状，以限制内部安全舱口68在径向方向DR上朝着飞机的外部移动，并允许内部安全舱口68朝着飞机的内部移动，这特别是由于内部安全舱口68的重量。

根据一个实施例，内部安全舱口68包括唇缘80，唇缘80从舱口 68的内表面70延伸并形成接触表面82，接触表面82近似垂直于径向方向DR并在封闭位置抵靠框架74或内部舱壁46。另外，框架74 或内部舱壁46包括具有接触表面86的凹陷84，当内部安全舱口68 处于封闭位置时，唇缘80抵靠接触表面86，凹陷84的尺寸适于容纳唇缘80，并且内部安全舱口68的内表面70与舱壁46的内表面齐平。根据一个实施例，唇缘围绕内部安全舱口68的整个外周延伸。

在一种结构中，内部安全舱口68具有与框架74或内部舱壁46 互补的形状，以帮助内部安全舱口68相对于框架74或内部舱壁46 置于中心。

根据一个实施例，内部安全舱口68具有截棱锥形式的外周边缘端面88，其帮助置于中心(如图3B和17A中可见)。

内部安全舱口68包括至少一个锁扣90，其被配置成处于锁定状态和解锁状态，在锁定状态中，锁扣90将内部安全舱口68保持在封闭位置，在解锁状态中，锁扣90允许内部安全舱口68打开，特别是在重力作用下。

在锁定状态中，锁扣90与由框架74支撑的至少一个限位件92 配合。

在一种结构中，限位件92布置在框架74的上边缘76上，离后边缘78、前边缘78’等距离。限位件92相对于上边缘76突出并近似垂直于纵向方向DL和方向DR朝着下边缘76’延伸。

限位件92相对于锁扣90布置，从而在锁扣90处于锁定状态时防止内部安全舱口68移动。根据实施例，限位件92在锁扣90处于锁定状态时布置在锁扣90下方(朝着舱的内部倾斜)。

不论实施例如何，对于每个锁扣90，飞机的结构包括至少一个限位件92，其朝着飞机的内部沿着径向方向DR固定锁扣90。有利地，飞机的结构包括两个限位件，第一限位件92朝着飞机的内部沿径向方向DR固定锁扣90，第二限位件朝着飞机的外部沿径向方向固定锁扣90。根据一个实施例，第二限位件对应于框架74或内部舱壁46 的凹陷84的接触表面86。

尽管结合单个锁扣来描述，但是内部安全舱口68可包括多个锁扣，每个锁扣与至少一个限位件相关联。

优选地，锁扣90能够近似平行于纵向方向DL和方向DR相对于旋转轴线94旋转。为此，内部安全舱口68包括具有旋转轴线94的枢轴连接件，用于将锁扣90连接到内部安全舱口68的面板69，旋转轴线94离限位件92一定距离。

根据一个实施例，锁扣90和面板69之间的连接一方面包括连接到内部安全舱口68的固定器，该固定器为轭架96的形式，包括具有与旋转轴线94重合的共轴的轴的两个圆柱形的支撑表面96a、96b，另一方面包括在两个圆柱形的支撑表面96a、96b中转动的轴98，锁扣90连接到轴98。

锁扣90包括至少一个臂100，臂100垂直于旋转轴线94并刚性地固定连接到轴98。旋转轴线94和臂100被配置成在锁定状态中，臂100或由臂支撑的元件与限位件92接触，并且在解锁状态中，臂 100或由臂支撑的元件与限位件分开并允许内部安全舱口68打开。

根据一个实施例，锁扣90沿逆时针方向围绕旋转轴线94转动，在锁定状态和解锁状态之间经过大约120°的角度。

根据图7中可见的实施例，锁扣90包括两个平行的臂100。有利地，锁扣90在其末端包括被设计成在限位件92上滚动的滚轮102。根据一个实施例，两个臂100在它们的自由端支撑轴，滚轮102以转动的方式安装在轴上。

当然，本发明并不限于锁扣90的这些动力学设计。代替转动，锁扣能够在对应于锁定状态的与限位件92接触的第一位置和对应于解锁状态的与限位件92分开的第二位置之间平移。然而，由于锁扣 92围绕旋转轴线94的旋转可能获得杠杆效应，所以图中所示的实施例是优选的。

内部安全舱口包括用于控制锁扣90的运动的至少一个机构。

优选地，该机构包括使锁扣90倾斜到解锁状态的至少一个复位装置。根据一个实施例，用于控制运动的机构包括围绕轴98的两个弹簧104、104’，其使锁扣90在解锁状态中旋转。

除了一个或多个复位装置104、104’以外，该机构包括至少一个锁定柄106，其将锁扣90固定在锁定状态，与一个或多个复位装置 104、104’相反。

根据图6和图7中可见的实施例，轴98包括至少一个卡圈107，卡圈107在其外周具有至少一个凹口108。凹口108具有穿过旋转轴线94的接触表面。优选地，轴98包括相对于锁扣90以对称方式布置的两个卡圈107、107’，每个卡圈107、107’包括凹口108。

另外，锁定柄106包括至少一个突起110，每个突起110用于每个凹口108。

优选地，锁定柄106能够旋转轴线112在第一位置和第二位置之间旋转，其中：

第一位置，其对应于锁扣90的锁定状态，其中锁定柄106阻止锁扣90旋转，锁定柄106的突起110抵靠轴98的凹口108；以及

第二位置，其中锁定柄不会阻止锁扣90旋转，突起110与轴98 的凹口108分开。

优选地，旋转轴线112平行于锁扣90的旋转轴线94。

根据一个实施例，锁定柄106通过枢轴连接件连接到面板69，枢轴连接件包括：

轭架114，其连接到面板69，具有两个圆柱形的支撑表面114a 和114b，支撑表面114a、114b具有与旋转轴线112重合的共轴的轴；

轴116，其形成锁定柄106的一部分或者连接到锁定柄106，轴 116在两个圆柱形的支撑表面114a、114b中转动。

优选地，轭架96和114形成单个装置。

根据一个实施例，锁定柄106还包括轴116、垂直于旋转轴线112 的两个相互平行的臂118、118’以及杆形式的控制器120，臂118和 118’连接轴116和控制器120，臂118和118’分别与凹口108成一直线布置并包括突起110。

至少一个复位装置可能将锁定柄106保持在第一位置，其中锁定柄106阻止锁扣90旋转。根据一个实施例，两个弹簧123被用作复位装置。

根据一种结构，支撑突起110的臂118和118’相对于旋转轴线94 朝着飞机的内部偏斜。因此，施加于控制器120上的朝着飞机内部的牵引力F引起锁定柄106旋转，由此释放锁扣90，由于一个或多个复位装置104和104’，锁扣90转动到解锁状态。

本发明并不限于锁定柄106的这些动力学设计。因此，代替枢转，锁定柄106能够平移。然而，具有围绕旋转轴线112的旋转运动的变形可能获得杠杆效应，控制器120与旋转轴线112分开大于突起110 的距离。

引起锁扣90向解锁状态倾斜的一个或多个复位装置104和104’可能将使锁扣90倾斜所需的力与施加到控制器120的力分开，以使锁定柄106旋转。

因此，本发明可能减小施加于控制器120上的牵引力F，以引起锁扣90的状态的变化并引起内部安全舱口68打开。

根据本发明的另一个特征，锁扣90从锁定状态到解锁状态的转变由两个控制器控制，可从飞机的内部接近的第一开口控制器和连接到外部安全舱口50的外部开口控制器58的第二开口控制器，由此可能从飞机的外部触发内部安全舱口68的打开。

第一开口控制器包括上面描述的锁扣90和锁定柄106。它们布置在两个舱口50和68之间。因此，内部安全舱口68的面板69包括开口122，用于使控制器120能够从舱内接近。

因此，如图4A到4C中所示，为了打开内部安全舱口68，操作者需要单手穿过开口122并且然后拉控制器120。

第二开口控制器位于外部舱口50和内部安全舱口68之间。它被布置成使得外部安全舱口50的外部开口控制器58的致动或者外部安全舱口50从封闭位置到打开位置的转变引起第二开口控制器被致动。

第二开口控制器包括通过缆线126连接到锁定柄106的杠杆124。

根据图10和11中所示的实施例，杠杆124围绕旋转销128转动，旋转销128通过固定到其外表面72的固定器130固定到面板69。

杠杆124包括第一端132，其被布置成当外部安全舱口50的外部开口控制器58被致动时，第一端132接触外部安全舱口50或由所述舱口支撑的元件。

根据一个实施例，缆线126被固定到杠杆的第二端134，杠杆的第一端132和第二端134布置在旋转轴线128的任一侧上，第一端132 比第二端134离旋转轴线128更远，以获得杠杆效应。

缆线126和杠杆124被布置成当杠杆124倾斜时，杠杆124施加牵引力于缆线126。

如上所述，缆线126包括连接到杠杆124的第一端和连接到锁定柄106的第二端。

根据图11和12中所示的实施例，缆线126被插入套筒135中，套筒135包括第一端和第二端，第一端由固定到面板69并邻近锁定柄106的第一固定器136来锁定，第二端由固定到面板69并邻近杠杆124的第二固定器138来锁定。在套筒135的第二端的出口处，缆线126平行于旋转轴线94和112，与控制器120成一直线。面板69 包括转弯元件140，用以沿垂直于旋转轴线94、112和控制器120的方向定向缆线126。优选地，锁定柄106包括布置在控制器120的一端并垂直于控制器120的凸耳142，缆线126被连接到凸耳142。

在套筒135的第一端的出口处，缆线126平行于杠杆124的旋转轴线128定向。面板69包括转弯元件144，用于在杠杆124的转动平面中垂直于杠杆124的旋转轴线128定向缆线。

如图10到12中所示，当外部安全舱口50的外部开口控制器58 被致动时，外部安全舱口50或由所述舱口支撑的元件施加力于杠杆 124的第一端132上。由于该力，杠杆124如图10中所示转动。杠杆 124的转动引起缆线126上的牵引力，如图11中所示。施加于缆线126的第一端上的牵引力在缆线的第二端被转化成锁定柄106上的牵引力，锁定柄106转动。通过转动，锁定柄106释放锁扣90，锁扣 90转动到解锁状态。然后，内部安全舱口68打开。

用于控制锁扣从锁定状态到解锁状态的转变的第二开口控制器并不限于该实施例。不论何种变形，第二开口控制器包括杠杆124，杠杆124由外部安全舱口50致动并被连接到锁扣90，杠杆124在外部安全舱口50的打开过程中的转动引起锁扣90从锁定状态转向解锁状态。

在一种结构中，框架74的上边缘76包括限位件92，限位件92 与固定到内部安全舱口68的面板69的锁扣90配合。另外，面板69 包括在下边缘76’处的两个可拆卸铰链。每个可拆卸铰链包括指状件 146，其接合设置在框架74的后边缘76’处的壳体148，如图5、图8 和图9中所示。

如图8中更详细所示，每个指状件146在第一端包括固定到面板 69的安装板148，并在另一端包括具有平行于锁扣90的旋转轴线94 的轴线152的圆柱形构件150(图9中可见)。至少一个壳体包括两个侧壁154、154’，其防止沿平行于指状件146的圆柱形构件150的轴线152的平移运动。

因此，为了能够释放开口的内部安全舱口68，首先，适当地将锁扣90倾斜到解锁状态，以允许所述舱口围绕圆柱形构件150的轴线 152稍微转动，然后实现铰链的功能。接着，如图8和9中的箭头156 所示，指状件146与它们的壳体148分离。因而，内部安全舱口68 被打开并释放安全开口48。

根据另一个特征，内部安全舱口68实现压力调节器的功能，当内部安全舱口68的任一侧上的压力差超出给定值时，内部安全舱口 68自动打开。为此，它包括压力调节装置，当舱口68的任一侧上的压力差变得太大时，压力调节装置自动触发内部安全舱口68打开。

因此，根据第一种功能，内部安全舱口68在驾驶舱44的减压下自动打开，如图13中所示。

为此，限位件92是可缩回的。如图6、14A和14B中所示，限位件92能够在图6中所示的突出位置和图14A中所示的缩回位置之间移动，在突出位置上，限位件92保持锁扣90并阻止内部安全舱口68 打开，在缩回位置上，限位件92不再保持锁扣90并允许内部安全舱口68打开。根据一个实施例，限位件92在设置于框架74的上边缘 76中的圆柱形衬套158中滑动，滑动轴线A158近似垂直于纵向方向 DL和方向DR。

限位件92包括复位装置160，例如，压缩弹簧，其将限位件92 推到突出位置。并行地，限位件92和衬套158具有互补的形状，以在限位件到达突出位置时阻止限位件92平移。

复位装置160根据自动触发内部安全舱口68的打开所需的压力差来设定。通过示例，在图示的实施例中，触发打开的压力差在6和 9毫巴之间。

有利地，限位件92包括具有锥形的第一倾斜表面164的前端面 162，其可能将垂直于滑动轴线A158的锁扣90的压挤力转化成限位件92相对于复位装置160沿滑动轴线A158的运动。

根据一个实施例，在包含方向DL和DR的平面内，前端面162 是半球形的，并包括位于其上部分中的第一倾斜表面164、顶部件166 以及位于其下部分中的第二倾斜表面168，锁扣90在锁定状态中支撑第一倾斜表面164，如图6中所示；锁扣90在从锁定状态转到解锁状态时抵靠顶部件166，如图14中所示；倾斜表面164、168相对于滑动轴线A158近似对称。通过示例，第一倾斜表面164相对于滑动轴线A158形成大约60°的角度。

优选地，锁扣90包括滚轮102，其接触限位件92并可能消除锁扣90和限位件92之间的摩擦。

如图13中所示，每个舱44、44’或多或少是密封的。如果驾驶舱 44中发生减压，那么驾驶舱44和客舱44’之间存在突然的大压力差。该压力差在内部安全舱口68的任一侧上起作用。因此，如图14A中所示，该压力差在外表面72上产生力f，该力f朝着舱的内部推动内部安全舱口68。由于力f，锁扣90朝着舱的内部沿着方向DR向限位件92施加力G。当力G超过临界值时，限位件92缩回并不再保持锁扣90，锁扣90进入解锁状态，如图14B中所示。内部安全舱口68 的打开可能再次建立两个舱44、44’之间的平衡。为了给出大小，力 G的临界值为大约218N。

通过本发明，可能在一些飞机中取消分离壁47或门处的压力调节系统，由此减小机上质量。在其它飞机中，本发明可能补充现有的压力调节系统并由此增加其效率。

根据另一个特征，内部安全舱口68通过至少一个条带170被连接到飞机的结构，更具体地，连接到框架74。根据一个实施例，内部安全舱口68通过两个条带170、170’连接到框架的上边缘76。

该结构可能避免以下情形，当发生驾驶舱的减压时，在内部安全舱口68的打开的自动触发过程中，内部安全舱口68伤害到坐在下方的人员，如图15中所示。

有利地，每个条带170通过连接件172连接到安全舱口68，当锁扣90处于解锁状态时，连接件172自动断开内部安全舱口68和每个条带170、170’之间的连接。具体地，当使用者拉控制器120主动触发舱口的打开时，条带170、170’不应该阻碍内部安全舱口68的打开。

优选地，如图7中可见，每个条带170、170’在其末端包括环174。另外，支撑锁扣90的轴98包括用于每个条带170、170’的吊钩176，当锁扣90处于锁定状态时，吊钩的末端抵靠固定到面板69的支撑表面178。根据一个实施例，轭架96包括两个支撑表面178，每个支撑表面用于每个条带，支撑表面178设置在圆柱形的支撑表面96a、96b 的外侧。每个吊钩76在轴98的每个末端在垂直于轴98的旋转轴线 94的平面内延伸。

对于每个条带170、170’，在锁定状态中，吊钩176穿过环174，并且保持吊钩176使其末端接触相应的支撑表面178。因此，如果内部安全舱口68的打开由于减压而被触发，锁扣90仍保持在锁定状态，条带170、170’保持固定到内部安全舱口68。

如果内部安全舱口68的打开是由操作者拉控制器120主动触发，那么锁定柄106松开轴98使轴转动。轴98的旋转使锁扣90进入解锁状态并松开环174，吊钩176的末端与支撑表面178分开。

优选地，每个支撑表面178包括尖端，该尖端朝着舱的内部倾斜，从而在每个吊钩176与相应的支撑表面178分开时不会保持环174。

根据压力调节的另一个功能，内部安全舱口68可能在驾驶舱44 中发生超压时调节压力。

为此，内部安全舱口68包括开口180(图17B中可见)和过压面板184，开口180可能使舱44的内部与内部舱壁46和机身的蒙皮 40之间的中间区域182(图3A和13中可见)连通，过压面板184 被配置来封闭开口180。

有利地，过压面板184尽可能大，以使压力分布在尽可能大的表面区域上。

优选地，开口180离内部安全舱口68的外围边缘端面88一段距离。

根据一个实施例，内部安全舱口68的面板69包括两部分，围绕开口180的外周部分186以及对应于过压面板184的中间部分。

外周部分186包括开口122并支撑轭架96和114、杠杆124和可拆卸铰链。

根据一个实施例，开口180和过压面板184具有带有倒圆角的相同矩形的外周形状。

有利地，过压面板184通过连接件188连接到外周部分186，当沿外部安全舱口50的方向施加到过压面板184的力超出特定临界值时，连接件188阻止过压面板184朝着舱44的内部的任何运动并允许过压面板184沿外部安全舱口50的方向移动。

连接件188包括由铁磁材料制成的凸耳190，凸耳190固定到过压面板184的外端面191并从面板184的外周突出，以布置在外周部分186的上方。连接件188还包括用于每个凸耳190的固定器192和诸如永久磁铁等磁性元件196，固定器192固定到外周部分186的外表面194，磁性元件196固定到固定器192，每个磁性元件196布置在凸耳190的下方。由磁性元件196施加的磁力根据舱44内发生过压时用于自动触发过压面板的打开所需的理想值来进行调节。

因此，在不发生过压时，凸耳190抵靠固定器192并阻止过压面板184朝着舱44的内部的任何运动。磁性元件196保持凸耳190压靠它们的固定器192并阻止过压面板184朝着舱44的外侧的任何运动。一旦舱44内的过压超出特定的临界值，磁性元件196的磁力不足以保持凸耳190并且过压面板184升高，以允许在内部安全舱口68 的任一侧上的压力的平衡。

有利地，第二面板184包括位于其外端面194的吸水元件198。根据一个实施例，这些吸水元件198是条带的形式，它们被胶接到过压面板184的外端面194并被设置成形成特别是在飞行的下降过程中用来限制水进入驾驶舱44的挡板。

根据另一个特征，如图16中可见，内部安全舱口68包括对中装置200，用于简化内部安全舱口68相对于飞机的结构的定位，更具体地，简化锁扣90相对于限位件92的定位。

为了定位内部安全舱口的上边缘202，中心销204邻近上边缘202 被固定到舱口的外表面72。另外，具有椭圆形槽208的板206被固定到飞机的结构，更具体地，固定到框架74。考虑到间隙，椭圆形槽 208的宽度等于中心销204的直径，且长度被定向成基本垂直于纵向方向DL和方向DR、沿着平行于锁扣90的方向。

Claims (13)

1.一种飞机，其包括外部蒙皮(40)和限定舱的内部舱壁(46)，并包括穿过所述外部蒙皮(40)和所述内部舱壁(46)的安全开口(48)，所述安全开口(48)由外部安全舱口(50)来封闭，所述外部安全舱口(50)能够在其与所述外部蒙皮(40)齐平布置的封闭位置和打开位置之间移动，所述外部安全舱口(50)包括由外部开口控制器(58)所控制的锁定/解锁装置，其特征在于，所述飞机包括：

-内部安全舱口(68)，其封闭所述安全开口(48)与所述内部舱壁(46)齐平；

-至少一个锁扣(90)，其能够在锁定状态和解锁状态之间移动，所述锁扣(90)在所述锁定状态中将所述内部安全舱口(68)保持在封闭位置；

-第一开口控制器(120)，其控制从所述锁扣(90)的锁定状态到解锁状态的转变，能够从飞机内部接近；

-第二开口控制器，其控制从所述锁扣(90)的锁定状态到解锁状态的转变，被布置成使得所述外部安全舱口(50)的外部开口控制器(58)的致动或者所述外部安全舱口(50)从所述封闭位置到所述打开位置的转变引起所述第二开口控制器被致动。

2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述第二开口控制器包括枢轴杠杆(124)以及将所述杠杆(124)连接到所述锁扣(90)的缆线(126)，所述杠杆(124)和所述缆线(126)被配置成在所述外部安全舱口(50)的外部开口控制器(58)的致动过程中或者在所述外部安全舱口(50)从所述封闭位置到所述打开位置的转变过程中，所述杠杆(124)转动并施加牵引力于所述缆线(126)上，使得所述锁扣(90)从所述锁定状态转向所述解锁状态。

3.根据权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)包括使所述锁扣(90)倾斜到所述解锁状态的至少一个复位装置(104，104’)和能够在对应于所述锁扣(90)的锁定状态的第一位置和第二位置之间移动的至少一个锁定柄(106)，在所述第一位置中，所述锁定柄(106)相对于所述至少一个复位装置(104，104’)来固定所述锁扣(90)，在所述第二位置中，所述锁定柄(106)没有固定所述锁扣(90)，所述锁扣(90)通过所述至少一个复位装置(104，104’)倾斜到所述解锁状态。

4.根据权利要求3所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)包括用于将所述锁定柄(106)保持在所述第一位置的至少一个复位装置。

5.根据权利要求3所述的飞机，其特征在于，所述锁扣(90)包括固定到轴(98)的至少一个臂(100)，所述轴(98)围绕旋转轴线(94)相对于连接到所述内部安全舱口(68)的固定器转动，所述旋转轴线(94)和所述臂(100)被配置成在所述锁定状态中，所述臂(100)或由所述臂(100)支撑的元件与限位件(92)接触，并且在所述解锁状态中，所述臂(100)或由所述臂(100)支撑的元件与所述限位件分开并允许所述内部安全舱口(68)打开。

6.根据权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述轴(98)包括至少一个凹口(108)，所述锁定柄(106)包括在所述锁定状态中抵靠所述轴(98)的所述凹口(108)的至少一个突起(110)。

7.根据权利要求6所述的飞机，其特征在于，所述锁定柄(106)能够围绕旋转轴线(112)旋转并包括与所述旋转轴线(112)分隔大于所述突起(110)的距离的第一开口控制器(120)。

8.根据权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述缆线(126)被连接到锁定柄(106)。

9.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)包括压力调节装置，当所述内部安全舱口(68)的任一侧上的压力差超出给定值时，所述压力调节装置自动触发所述内部安全舱口(68)的打开。

10.根据权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)通过至少一个条带(170，170’)连接到所述飞机。

11.根据权利要求10所述的飞机，其特征在于，为了连接至所述内部安全舱口(68)，每个条带(170，170’)包括环(174)，所述轴(98)支撑所述锁扣(90)，并包括用于每个条带(170，170’)的吊钩(176)，所述吊钩(176)的末端在所述锁扣(90)处于锁定状态时抵靠支撑表面(178)，并在所述锁扣(90)处于解锁状态时与所述支撑表面(178)分开，所述吊钩(176)在所述锁定状态中穿过所述环(174)。

12.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)包括位于第一边缘(202)的锁扣(90)和位于相对边缘的两个可拆开的铰链。

13.根据前述权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述内部安全舱口(68)包括位于所述第一边缘的中心销(204)，所述中心销(204)接合椭圆形槽(208)，所述椭圆形槽(208)与所述飞机一体并具有平行于所述锁扣(90)的长度。