CN107757937B - 外部飞行器灯单元、直升飞机和飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及外部飞行器灯单元、直升飞机和飞机。外部飞行器灯单元包括：外壳；安装结构，安装到外壳并基本沿着第一横截平面远离外壳延伸；透镜盖，安装到外壳，环绕安装结构，并限定内部空间，安装结构将内部空间划分成第一部分内部空间和第二部分内部空间；多个防撞光源，配置为在操作中发射相应序列的警示闪光并且布置在安装结构上并且共同地提供在第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角；第一前向导航光源和第一前向导航光学系统，配置为在操作中发射连续的第一前向导航光输出并布置在第一部分内部空间中；以及第二前向导航光源和第二前向导航光学系统，配置为在操作中发射连续的第二前向导航光输出并布置在第二部分内部空间中。

Description

外部飞行器灯单元、直升飞机和飞机

技术领域

本发明是外部飞行器照明领域。具体来说，本发明是为了飞行器的被动可见性而提供的外部飞行器灯单元领域。

背景技术

几乎所有的飞行器都配备了外部飞行器灯单元。具体来说，用于被动可见性的外部飞行器灯组成大多数飞行器的外部飞行器照明的重要部分。例如，大多数飞行器都配备了白色闪光防撞灯单元、红色闪光防撞灯单元，通常也称信标灯单元、红色、绿色和白色导航灯单元等等。这些灯单元是为了吸引对飞行器的注意而提供，并且允许观察人员推断飞行器的飞行方向。这些外部飞行器灯单元中的许多外部飞行器灯单元被认为是安全关键的，并且是适用条例(诸如联邦航空条例(FAR))要求的。外部飞行器灯单位增加飞行器的重量，就其空气动力学方面来说对飞机设计构成限制，并且需要大量维护，从而引起飞机的延长的停机时间。解决这些问题中的一个或多个的新的照明系统可以是有益的。

因此，提供允许提供经改进的外部飞行器照明系统的外部飞行器灯单元将会是有益的。另外，提供配备有此类外部飞行器灯单元的直升飞机和飞机将会是有益的。

发明内容

本发明的示例性实施方案包括一种外部飞行器灯单元，所述外部飞行器灯单元包括：外壳；安装结构，所述安装结构被安装到所述外壳并基本上沿着第一横截平面远离所述外壳延伸；透镜盖，所述透镜盖被安装到所述外壳，环绕所述安装结构，并且限定所述外部飞行器灯单元的内部空间，其中所述安装结构将所述外部飞行器灯单元的所述内部空间划分成第一部分内部空间和第二部分内部空间；多个防撞光源，所述多个防撞光源被配置为在操作中发射相应序列的警示闪光，其中所述多个防撞光源布置在所述安装结构上并且共同地提供在所述第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角；至少一个第一前向导航光源和至少一个第一前向导航光学系统，它们被配置为在操作中发射连续的第一前向导航光输出，其中所述至少一个第一前向导航光源和所述至少一个第一前向导航光学系统布置在所述第一部分内部空间中；以及至少一个第二前向导航光源和至少一个第二前向导航光学系统，它们被配置为在操作中发射连续的第二前向导航光输出，其中所述至少一个第二前向导航光源和所述至少一个第二前向导航光学系统布置在所述第二部分内部空间中；其中所述第一前向导航光输出和所述第二前向导航光输出共同地提供在第二横截平面内至少160°的前向导航光输出张角，所述第二横截平面基本上正交于所述第一横截平面。

本发明的示例性实施方案允许提供一种外部飞行器灯单元，这种外部飞行器灯单元可以满足在水平横横截平面内在180°的角度范围中的防撞照明要求，同时能够满足对一个前向导航灯的照明要求。以此方式，在先前方法中分布在单独前向导航和防撞灯单元间的照明功能可以组合在单个外部飞行器灯单元中。此外，外部飞行器灯单元(如上所述)具有这样的设计：提供安置在飞行器的左侧和右侧的两个此类外部飞行器灯单元允许满足仅有两个灯单元的飞行器的防撞和前向导航照明要求。相较先前方法来说，这显著减少了灯单元的数量，其中防撞和前向导航照明功能被实现于各种单独灯单元。外部飞行器灯单元的数量的减少导致以下结果中的一个或多个：重量减少、干扰飞行器空气动力学的机械结构的减少、功耗减少和要维护和替换的灯单元的数量的减少。

在安装结构的相对侧上提供第一前向导航光源和第二前向导航光源允许以非常紧凑的布置提供防撞照明功能和前向导航照明功能，而不会使光源和安装结构阻挡彼此。具体来说，安装结构可保持为小至容纳共同地提供在第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角的多个防撞光源。同时，为相同前向导航照明功能(即，左侧或右侧前向导航照明功能)而提供两个前向导航光源使得这些前向导航光源灵活定位在安装结构两侧上，因为在朝相应另一半球的方向上被安装结构所阻挡就总体前向导航光输出方面来说不造成损害。

第一前向导航光输出和第二前向导航光输出具有相同色彩。具体来说，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出可以是红色，具体是航空红色，或者是绿色，具体是航空绿色。以此方式，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出协作以实现飞行器的左侧前向导航灯或右侧前向导航灯的功能。可能的是，至少一个第一前向导航光源和至少一个第二前向导航光源是红色或绿色的光源，即，光源本身发射红色或绿色的光。还有可能的是，至少一个第一前向导航光学系统和至少一个第二前向导航光学系统具有仅传递红光或绿光的相应的滤色器。以此方式，白色光源可以用于第一前向导航光源和第二前向导航光源。

安装结构被安装到外壳并基本上沿着第一横截平面远离外壳延伸。虽然安装结构可以是各种尺寸的延伸结构，但是其主要延伸方向是在所述第一横截平面中。具体来说，安装结构可以远离外壳基本上正交于第一横截平面的壁延伸。

外部飞行器灯单元的内部空间由透镜盖限定。具体来说，当从外部飞行器灯单元的外部查看时，透镜盖可以具有凸形形状。透镜盖还可以是中空结构，并且这个中空结构限定外部飞行器灯单元的内部空间。具体来说，内部空间可以被透镜盖的内表面和外壳包围，具体是外壳的所述侧壁正交于第一横截平面而延伸。

安装结构将外部飞行器灯单元的内部空间划分成第一部分内部空间和第二部分内部空间。将内部空间划分成两个部分内部空间并不表示这两个部分内部空间之间的完全分离是存在的。可能的是，透镜盖与安装结构间隔开来，使得第一部分内部空间和第二部分内部空间经由安装结构与透镜盖之间的这个空间彼此连接。将内部空间划分成两个部分内部空间仅仅表示在安装结构两侧上存在多于或少于两个的独立部分内部空间。具体来说，这就表示用于布置外部飞行器灯单元的部件的两个部分内部空间提供在安装结构的相对侧上。

根据另一实施方案，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出是关于第一横截平面对称的。具体来说，在一方面至少一个第一前向导航光源和至少一个第一前向导航光学系统与至少一个第二前向导航光源和至少一个第二前向导航光学系统的布置可以是关于第一横截平面对称的。以此方式，外部飞行器灯单元非常适于提供关于水平横截平面的对称前向导航光输出。

根据另一实施方案，至少一个第一前向导航光学系统和至少一个第二前向导航光学系统是相应透镜。具体来说，它们被配置为分别将光源的标准输出光强度分布转换为第一前向导航光输出和第二前向导航光输出。

至少一个第一前向导航光源可以是与正好一个第一前向导航光学系统相关联的正好一个第一前向导航光源。另外，至少一个第二前向导航光源可以是与正好一个第二前向导航光学系统相关联的正好一个第二前向导航光源。

根据另一实施方案，多个防撞光源共同地提供在第一横截平面内在180°与240°之间(具体是在180°与210°之间)的防撞光输出张角。以此方式，在第一横截平面内张角确保提供两个此类外部飞行器灯单元允许提供360°防撞照明功能，同时将光有效地集中在180°或在某种程度上更多的张角。另外，外部飞行器灯单元是通过将防撞光输出张角限制于至多略微高于180°的值来保持紧凑。

根据另一实施方案，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出共同地提供在第二横截平面内在160°与200°之间(具体是在180°与200°之间，更具体地是约180°)的前向导航光输出张角。

根据另一实施方案，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出中的每者可以具有在第二横截平面内至少80°(具体是在80°与100°之间，更具体地是约90°)的张角。第一前向导航光输出和第二前向导航光输出的这个张角可以经由相应光学系统或经由通过安装结构来阻挡光实现。

根据另一实施方案，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出各自可以提供在第一横截平面内约110°的前向导航光输出张角。以此方式，就可满足前向导航灯的标准条例。

第二横截平面可以是基本上在飞行器的向前/向后方向上的垂直平面。然而，还有可能的是，第二横截平面是另一垂直横截平面。另外，具体来说，第一前向导航光输出和第二前向导航光输出可以共同地提供在多个第二横截平面内至少160°的前向导航光输出张角，第二横截平面基本上正交于第一横截平面。

根据另一实施方案，多个防撞光源是以弯曲图案布置在安装结构上。以此方式，多个防撞光源在第一横截平面内布置在不同定向上，从而使得跨在第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角的光分布尤其方便。具体来说，多个防撞光源可以被布置成在第一横截平面内具有它们原则上的光发射方向。换句话说，它们可从安装结构向外指向。还有可能的是，多个防撞光源被布置成朝向第一部分内部空间或朝向第二部分内部空间布置，其中一个或多个反射器侧向向外反射多个防撞光源的光。

根据另一实施方案，安装结构包括安装板，安装板具有远离外壳的弯曲侧面，并且多个防撞光源布置在弯曲侧面上。以此方式，多个防撞光源方便地以弯曲图案分布，从而自然地将光发射成第一横截平面的张角。同时，防撞光源在弯曲侧面上的布置允许提供在正交于第一横截平面的横截平面内大的张角，并且这个大的张角覆盖第一横截平面两侧。

根据另一实施方案，弯曲侧面是基本上圆形和基本上椭圆形中的一者。具体来说，多个防撞光源可以沿着基本上全部的弯曲侧面布置，至少在150°的角度范围内(当在第一横截平面内从外壳进行测量时)。多个防撞光源可以沿着弯曲侧面以规则的方式分布。提供基本上圆形的弯曲侧面和对多个防撞光源的规则分布允许警示闪光的尤其规则的输出光强度分布。

根据另一实施方案，多个防撞光源包括多个白色防撞光源、多个红色防撞光源和多个红外防撞光源中的至少一者。具体来说，多个防撞光源可以包括白色防撞光源、红色防撞光源和红外防撞光源的任何子集或全部。不同防撞光源可以重复图案布置在安装结构上，具体来说，它们可以交替顺序布置。通过提供不同种类的防撞光源，根据本发明的示例性实施方案，可以将作为先前方法中的单独灯单元而提供的不同灯单元的功能组合到外部飞行器灯单元中。这再次减少了用于飞行器的灯单元的总数。

根据另一实施方案，透镜盖具有折射部分，折射部分围绕第一横截平面延伸，其中折射部分使警示闪光的防撞光输出成形。透镜盖的折射部分可以被布置成影响多个防撞光源发射的光。具体来说，它可具有围绕第一横截平面的形状和延度，这影响了多个防撞光源发射的光的大部分，具体是多于90%的光。折射部分可以是提供对来自多个防撞光源的光输出的略微准直的透镜。折射部分可以减小多个防撞光源发射的光在正交于第一横截平面的横截平面内张角。通过集成折射部分到透镜盖中，可能的是，消除对来自多个防撞光源发射的光的防撞光输出成形的任何另外光学系统的需要。

根据另一实施方案，透镜盖具有第一光通道部分和第二光通道部分，其中第一光通道部分和第二光通道部分布置在折射部分的相对侧上，并且传递来自至少一个第一前向导航光源和来自至少一个第二前向导航光源的基本上未被折射的光。换句话说，第一光通道部分和第二光通道部分可能基本上不影响离开第一前向导航光学系统和第二前向导航光学系统的光的方向。前向导航光输出的输出光强度分布可以基本上不受到透镜盖影响。以此方式，第一前向导航光学系统和第二前向导航光学系统可以被设计成实现期望前向导航光输出，而不考虑由透镜盖进行的稍后更改。

根据另一实施方案，外部飞行器灯单元还包括：至少一个第一后向导航光源和至少一个第一后向导航光学系统，它们被配置为在操作中发射连续的第一后向导航光输出，其中至少一个第一后向导航光源和至少一个第一后向导航光学系统布置在第一部分内部空间中；以及至少一个第二后向导航光源和至少一个第二后向导航光学系统，它们被配置为在操作中发射连续的第二后向导航光输出，其中至少一个第二后向导航光源和至少一个第二后向导航光学系统布置在第二部分内部空间中；其中第一后向导航光输出和第二后向导航光输出共同地提供在第三横截平面内至少160°的后向导航光输出张角，第三横截平面基本上正交于第一横截平面。以此方式，根据本发明的示例性实施方案，后部导航灯功能的一部分也可包括在外部飞行器灯单元中。具体来说，通过提供两个此类外部飞行器灯单元，整个后部导航灯功能可由两个外部飞行器灯单元提供。以此方式，可以省去如在先前方法的飞行器照明系统中采用的单独后部导航灯单元，并且更进一步减少灯单元的总数。第一后向导航光输出和第二后向导航光输出可以是白色的，具体是航空白色。第一后向导航光输出和第二后向导航光输出共同地提供在第三横截平面内在160°与200°之间(具体是在180°与200°之间，更具体地是约180°)的后向导航光输出张角。第一后向导航光输出和第二后向导航光输出中的每者可以具有在第二横截平中至少80°(具体是在80°与100°之间，更具体地是约90°)的张角。第一后向导航光输出和第二后向导航光输出的这个张角可以经由相应光学系统或经由通过安装结构来阻挡光实现。第一后向导航光输出和第二后向导航光输出各自可以提供在第一横截平面内约70°的后向导航光输出张角。

根据另一实施方案，第一前向导航光输出和第一后向导航光输出在第一横截平面内覆盖单独角度范围，并且第二前向导航光输出和第二后向导航光输出在第一横截平面内覆盖单独角度范围。

根据另一实施方案，外部飞行器灯单元还包括红外导航光源，红外导航光源被配置为在操作中发射连续的红外导航光输出，其中红外导航光源布置在第一部分内部空间中，尤其在第一部分内部空间中安装在安装结构上。以此方式，经由先前方法中的一个或多个单独灯单元而实现的红外导航灯功能也可以由根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元提供，从而进一步减少了飞行器照明系统的灯单元的数量。

根据另一实施方案，防撞光源(包括白色防撞光源、红色防撞光源和红外防撞光源)、第一前向导航光源和第二前向导航光源、第一后向导航光源和第二后向导航光源、以及红外导航光源的全部或任何子集可以是LED。以此方式，可以提供尤其高效、持久和少量维护的外部飞行器灯单元。

根据另一实施方案，第一横截平面是水平横截平面，第一部分内部空间是外部飞行器灯单元的上部内部空间，并且第二部分内部空间是外部飞行器灯单元的下部内部空间。类似地，至少一个第一前向导航光源可以是至少一个上部前向导航光源，至少一个第一前向导航光学系统可以是至少一个上部前向导航光学系统，至少一个第二前向导航光源可以是至少一个下部前向导航光源，并且至少一个第二前向导航光学系统可以是至少一个下部前向导航光学系统。类似地，至少一个第一后向导航光源可以是至少一个上部后向导航光源，至少一个第一后向导航光学系统可以是至少一个上部后向导航光学系统，至少一个第二后向导航光源可以是至少一个下部后向导航光源，并且至少一个第二后向导航光学系统可以是至少一个下部后向导航光学系统。

根据另一实施方案，第二横截平面和第三横截平面是垂直横截平面。具体来说，第二横截平面和第三横截平面可以是在飞行器的向前/向后方向上的垂直平面。然而，它们还可以是关于飞行器的向前/向后方向成角度的垂直平面。

根据另一实施方案，外部飞行器灯单元被配置为要安装到直升飞机的水平稳定器的侧向端部、直升飞机的机身的侧向侧部和飞机的机翼的侧向端部中的至少一者。以此方式，外部飞行器灯单元可以定位在飞行器的侧向最外位置处，从而以尤其不受阻碍的方式提供照明功能。

本发明的示例性实施方案还包括一种直升飞机，所述直升飞机包括根据上述实施方案中任一个所述的第一外部飞行器灯单元和根据上述实施方案中任一个所述的第二外部飞行器灯单元，其中所述第一外部飞行器灯单元和所述第二外部飞行器灯单元布置在所述直升飞机的左侧和右侧上。具体来说，直升飞机可以具有水平稳定器，其中第一外部飞行器灯单元被安装到水平稳定器的左侧侧向端部，并且其中第二外部飞行器灯单元被安装到水平稳定器的右侧侧向端部。

本发明的示例性实施方案还包括一种飞机，所述直升飞机包括根据上述实施方案中任一个所述的第一外部飞行器灯单元和根据上述实施方案中任一个所述的第二外部飞行器灯单元，其中所述第一外部飞行器灯单元和所述第二外部飞行器灯单元布置在所述飞机的左侧和右侧上。具体来说，飞机可以具有左侧机翼和右侧机翼，左侧机翼具有左侧侧向端部，右侧机翼具有右侧侧向端部，其中第一外部飞行器灯单元被安装到左侧侧向端部，并且其中第二外部飞行器灯单元被安装到右侧侧向端部。

以上关于外部飞行器灯单元所述的修改、附加特征和效果以类似的方式而应用于直升飞机和飞机。

附图说明

本发明的另外示例性实施方案参考附图详细描述，其中：

图1以示意性顶视图示出了根据本发明的示例性实施方案的直升飞机，所述直升飞机被配备有两个根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元；

图2以示意性顶视图示出了根据本发明的示例性实施方案的飞机，所述飞机被配备有两个根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元；

图3以透视图示出了根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元；

图4以顶视图示出了图3的外部飞行器灯单元；

图5以侧视图示出了图3的外部飞行器灯单元；

图6以垂直横截面图示出了图3的外部飞行器灯单元，其中防撞光源是操作的；

图7以图6的垂直横截面图示出了图3的外部飞行器灯单元，其中前向导航光源和后向导航光源是操作的；

图8以横截面图示出了前向导航光源和相关联的前向导航光学系统的组合，这种组合将用于根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元中。

具体实施方式

图1以示意性顶视图示出了根据本发明的示例性实施方案的直升飞机100。直升飞机100具有机身部分106和机尾部分102。水平稳定器104被附接到直升飞机100的机尾部分102。根据本发明的示例性实施方案，水平稳定器104被配备有两个外部飞行器灯单元2。外部飞行器灯单元2分别被安装到水平稳定器104的左侧侧向端部和右侧侧向端部。以此方式，两个外部飞行器灯单元2被安装到直升飞机100的最侧向的固定部分，这允许了外部飞行器灯单元2的光输出在最大程度上不受阻碍。

外部飞行器灯单元2中的每者提供各种照明功能。具体来说，外部飞行器灯单元2中的每者提供防撞光输出200、前向导航光输出202、后向导航光输出204和红外导航光输出206。在图1中，针对水平横截平面示意性地示出这些光输出的角度输出光强度分布。

具体来说，防撞光输出200具有在水平横截平面内180°的防撞光输出张角α。在防撞光输出张角α的整个角度范围内，输出光强度是基本上恒定的，这由防撞光输出200的圆形绘图示出。

前向导航光输出202具有在水平横截平面内110°的张角。如前向导航光输出202的所描绘的形状指示，朝前方的光强度大于朝侧面的光强度。布置在水平稳定器104的右侧侧向端部上的外部飞行器灯单元2发射前向导航光输出的绿光，布置在水平稳定器104的左侧侧向端部上的外部飞行器灯单元2发射前向导航灯输出的红光。

后向导航光输出204具有在水平横截平面内70°的张角。朝后方的光强度略微大于朝侧面的光强度，如后向导航光输出204的所描绘的形状所示。两个外部飞行器灯单元2发射后向导航光输出204的白光。

前向导航光输出202和后向导航光输出204共同具有在水平横截平面内180°的张角，其对应于180°的防撞光输出张角α。红外导航光输出206具有在水平横截平面内约140°的张角。以下将关于图6和图7而描述上述光输出的垂直张角。

还有可能的是，两个外部飞行器灯单元2布置在直升飞机100的机身的侧向侧部上。以此方式，它们的光输出也具有了向外的尤其不受阻碍的路径。如果所讨论的直升飞机具有比水平稳定器的宽度更宽的机身，那么这种布置是尤其有益的。

图2以示意性顶视图示出了根据本发明的示例性实施方案的飞机110。飞机110具有左侧机翼112和右侧机翼114。另外，根据本发明的示例性实施方案，飞机110具有两个外部飞行器灯单元2。外部飞行器灯单元2分别被安装到左侧机翼112的左侧侧向端部和右侧机翼114的右侧侧向端部。图2的外部飞行器灯单元2对应图1的外部飞行器灯单元2，并且将会因此不再描述。飞机110可尤其是较小尺寸飞机，诸如用于娱乐目的或运动目的的私人飞机。具体来说，飞机110可以是少于20名乘客的飞机。

图3以透视图示出了根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元2。图3的外部飞行器灯单元2可以用于图1和图2的外部飞行器灯单元2。

外部飞行器灯单元2具有外壳40。外壳40固持部件，诸如控制单元、电源电路等等。经由将外壳40插入相应凹槽中，外部飞行器灯单元2可以嵌入到飞机或直升飞机的空气动力结构中。外壳40具有垂直侧壁42，垂直侧壁被提供来用于将外部飞行器灯单元2附接到飞机或直升飞机，并且混入飞机或直升飞机的外部轮廓。以下更详细地描述附接到垂直侧壁42的部件。在图3中，为了更清楚地示出布置在透镜盖内的部件，没有示出外部飞行器灯单元2的透镜盖。图3的描述集中于布置在外部飞行器灯单元2的内部空间内的部件上，内部空间被限定为透镜盖与外壳40的垂直侧壁42之间的空间。

外部飞行器灯单元2包括安装结构50，安装结构又包括了安装板46和安装支架48。安装支架48布置在安装板46的顶侧上。类似安装支架48' (图3中未示出)提供在安装板46的底侧上，但是在图3的透视图中被阻挡而无法看见。安装结构50、并具体是安装板46将外部飞行器单元2的在透镜盖与垂直侧壁42之间的内部空间划分成上部部分内部空间和下部部分内部空间。只布置在上部部分内部空间中的部件在图3的透视查看方向上是可见的。

安装板46是半圆形安装板。安装板具有半圆形顶表面和半圆形底表面以及在两者之间的侧面。侧面的横截面也是半圆形的，如图4将清楚地示出。在安装板46的侧面上，布置多个防撞光源30。具体来说，一行相邻防撞光源30沿着安装板46的几乎整个侧面布置。

外部飞行器灯单元2还包括了第一前向导航光源和相关第一前向导航光学系统8，第一前向导航光源被安装支架48阻挡而无法看见，相关第一前向导航光学系统是图3的示例性实施方案中的第一前向导航透镜8。第一前向导航光源和第一前向导航光学系统8两者都安装到安装支架48。对应部件布置在安装板46的底侧上，如以下将解释。

外部飞行器灯单元2还包括了第一后向导航光源和第一后向导航光学系统92，第一后向导航光源被图3中的安装支架48阻挡而无法看见，第一后向导航光学系统是图3的示例性实施方案中的第一后向导航透镜92。第一后向导航光源和第一后向导航光学系统92两者都安装到安装支架48。对应部件布置在安装板46的底侧上，如以下将描述。

外部飞行器灯单元2还包括了红外导航光源94，红外导航光源在外部飞行器灯单元2的上部部分内部空间中布置在安装板46上。换句话说，红外导航光源布置在安装板46的顶表面上。红外导航光源大概布置在安装支架48与安装板46的侧面之间的中途位置处，近似在向前/向后方向上处于安装板46中间。

透镜盖(图3中未示出)是中空结构，从外部看是凸形的。透镜盖被布置在上述部件上方并且与垂直侧壁42一起形成这些部件的罩壳。透镜盖是透明的，从而传递来自多个防撞光源30、来自第一前向导航光源和第二前向导航光源、来自第一后向导航光源和第二后向导航光源、以及来自红外导航光源94的光。

图4以顶视图示出了图3的外部飞行器灯单元2。在这个视图中，很好地示出了安装板46的远离外壳40的侧面具有半圆形的形状。也很好地示出多个防撞光源30沿着所述侧面而布置成一行。

多个防撞光源(其全部以参考数字30标示)包括多个白色防撞光源31、多个红色防撞光源32和多个红外防撞光源33。这些白色防撞光源31、红色防撞光源32和红外防撞源33以规则、周期性的图案布置。具体来说，在所描绘的示例性实施方案中，布置白色防撞光源31、红外防撞光源33、白色防撞光源31和红色防撞光源32的周期性的图案，其中两者此类单元图案在图4中设有参考数字。不同种类的防撞光源的其它布置也是有可能的。

图5以侧视图示出了图3的外部飞行器灯单元2。这个视图很好地示出了在外部飞行器灯单元2的内部空间中的部件是关于安装板46的延伸平面大体上对称的，这个延伸平面通常称为第一横截平面，它是穿过外部飞行器灯单元2的水平横截平面。具体来说，第一安装支架48 (如图3和图4所示)安置在外部飞行器灯单元2的上部部分内部空间中，而第二安装支架48'则安置在外部飞行器灯单元的下部部分内部空间中。

如上所述，第一前向导航光学系统8和第一后向导航光学系统92布置在外部飞行器灯单元2的上部部分内部空间中。另外，第二前向导航光学系统8'和第二后向导航光学系统92'布置在外部飞行器灯单元2的下部部分内部空间中。第一前向导航光学系统8和第二前向导航光学系统8'与第一后向导航光学系统92和第二后向导航光学系统92'是彼此的镜像。

图6示出了穿过图3-5的外部飞行器灯单元2的垂直横截面图，其中横截平面是由图4中的A-A线指示。在图6中，外部飞行器灯单元2被描绘为具有从图3-5省略的透镜盖52。透镜盖52同样是关于安装板46的延伸平面对称的。另外，透镜盖52可以具有旋转对称几何形状，即，延伸穿过垂直侧壁42的中心的所有垂直的横截面基本上相同的几何形状。

透镜盖52具有折射部分54，其中在图6中示出穿过这个大体上弯曲的折射部分54的两个横截面。另外，透镜盖52具有第一光通道部分56和第二光通道部分56'。折射部分54在安装板46的延伸平面内和周围延伸，而第一光通道部分56和第二光通道部分56'则形成透镜盖52的上部部分和下部部分。

图6的横截面被选择为使得其延伸而穿过第一前向导航光源6、第二前向导航光源6'、第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'，第二前向导航光源布置在下部分内部空间中作为第一前向导航光源6的镜像，第二后向导航光源布置在下部部分内部空间中作为第一后向导航光源90的镜像。第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'被布置成紧邻第一前向导航光学系统8和第二前向导航光学系统8'。另外，第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'被布置成紧邻第一后向导航光学系统92和第二后向导航光学系统92'。

由透镜盖52的折射部分54进行的折射在图6中通过多个示例性光线35示出。在图6的横截平面中，布置红色防撞光源32和红外防撞光源33。防撞光源在图6的垂直横截平面内以广角发射光。透镜盖52的折射部分54被成形以实现对这个张角的略微减小。以此方式，防撞光输出在垂直横截平面中仍然具有相对广的张角，但是在水平方向上也会具有高光强度。

多个防撞光源30被配置为在操作中发射相应序列的警示闪光。具体来说，根据给定操作条件，白色、红色和红外防撞光源可以在不同时间上或相同时间上操作。这具体地可取决于飞机是在地上还是空中、以及是在日间飞行还是夜间飞行。

图7以与图6相同的横截面图示出了图3-5的外部飞行器灯单元2。然而，相较图6来说，在多个防撞光源的操作以光线35示出的情况下，第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'与第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'的操作在图7中示出。

来自第一前向导航光源6的光提供第一前向导航光输出210，第一前向导航光输出具有约95°的垂直张角。这由示例性光线36描绘。类似地，第二前向导航光源6'发射的光提供第二前向导航光输出210'，第二前向导航光输出同样具有约95°的垂直张角。这由示例性光线36'示出。来自第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'的光共同提供具有约190°的垂直前向导航光输出张角β的前向导航光输出。可能的是，前向导航光输出张角β在所描绘的垂直横截平面内在160°与200°之间，具体是在180°与200°之间，更具体是约180°。

来自第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'的光穿过透镜盖52中的第一光通道部分56和第二光通道部分56'。第一光通道部分56和第二光通道部分56'基本上不更改光的方向。另外，来自第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'的光不会穿过透镜盖52的折射部分54。相反，它离开透镜盖52而到达其顶侧和底侧。

来自第一后向导航光源90的光提供第一后向导航光输出212，第一后向导航光输出具有约90°的垂直张角。这由示例性光线37描绘。类似地，第二后向导航光源90'发射的光提供第二后向导航光输出212'，第二后向导航光输出同样具有约90°的垂直张角。这由示例性光线37'示出。来自第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'的光共同提供具有约180°的垂直后向导航光输出张角γ的后向导航光输出。可能的是，后向导航光输出张角γ在所描绘的垂直横截平面内在160°与200°之间，具体是在180°与200°之间。

来自第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'的光穿过透镜盖52中的第一光通道部分56和第二光通道部分56'。第一光通道部分56和第二光通道部分56'基本上不更改光的方向。另外，来自第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'的光不会穿过透镜盖52的折射部分54。相反，它离开透镜盖52而到达其顶侧和底侧。

至少在恶劣天气或夜间条件下，当飞行器在飞行时，第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'与第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'持续操作。第一前向导航光源6和第二前向导航光源6'连续发射红光或绿光，这取决于外部飞行器灯单元2是在飞行器的左侧还是右侧使用。第一后向导航光源90和第二后向导航光源90'连续发射白色的光。无论何时期望警示配备有红外视觉的其它飞行器，都可操作红外导航光源。

外部飞行器灯单元可以包括控制单元，控制单元控制防撞光源(包括白色防撞光源、红色防撞光源和红外防撞光源)、第一前向导航光源和第二前向导航光源、第一后向导航光源和第二后向导航光源、以及红外导航光源的全部或任何子集。

在飞行器的左侧和右侧上提供两个此类外部飞行器灯单元的情况下，可仅利用这两个灯单元实现所有上述照明功能。相较先前方法来说，在多达14个单独的灯单元用于这些功能的情况下，可以实现对灯单元的数量的非常大的减少。以此方式，可以实现重量减少、功耗减少、维护工作减少和有害空气动力效应减少的全部或任何子集。

图8示出了第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8的横截面图，它们将用于根据本发明的示例性实施方案的外部飞行器灯单元2中。具体来说，外部飞行器灯单元2(如以上关于图1-7所述)可以包括布置在安装结构50上、具体是布置在安装支架48上的第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8，如关于图8所述。第二前向导航光源和第二前向导航光学系统可以具有类似配置。

图8的第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8的横截面图是水平横截面图，第一前向导航光源在图8的示例性实施方案中是LED，第一前向导航光学系统在图8的示例性实施方案中是透镜。第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8的组合被示出为以正如在其使用期间组装到飞行器之后进行定向的方式进行定向。具体来说，示出的是，第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8相对于飞行器的纵向方向70成角度。

第一前向导航光源6具有源侧光强度分布，其为高斯。第一前向导航光源6的原则上的光发射方向60是正交于支撑支架48的支撑表面。原则上的光发射方向60是指在所有光学元件都不存在的情况下第一前向导航光源6的最高光强度的方向。

第一前向导航光学系统8是具有内表面80和外表面82的实心透镜结构。第一前向导航光学系统8具有三个不同变换分段，即，第一变换分段10、第二变换分段20和第三变换分段30。变换分段10、20、30将源侧光强度分布变换为输出光强度分布。变换分段的延伸部分是就它们在内表面80上的角度区域方面限定的。具体来说，第一变换分段10在内表面的30°的角度上延伸。当从原则上的光发射方向60测量时，30°的角度范围从+ 90°延伸到+60°。第二变换分段20在50°的角度上延伸。当相对于原则上的光发射方向60来测量时，第二变换分段从+ 60°延伸到+ 10°。第三变换分段30在100°的角度上延伸。具体来说，当相对于原则上的光发射方向60来测量时，第三变换分段从+ 10°延伸到-90°。

光线路径如下关于单独变换分段进行描述。在第一变换分段10内，来自第一前向导航光源6的光线首先在第一前向导航光学系统8的内表面80处略微折射。在图8的横截平面中，内表面80在第一变换分段10中具有笔直区段，笔直区段以参考数字802指示。在略微折射后，光线撞击全内反射平面，全内反射平面以参考数字822指示。在这个平面处，光线被完全反射向图8的绘图平面的顶部，即，大致反射到飞行器的纵向方向70中。全内反射表面822是第一前向导航光学系统8的外表面82的部分。在图8的横截平面中，表面822具有笔直轮廓。由于全内反射表面822在图8的绘图平面外并不是平面的，而是具有弯曲形状，因此外表面82的在图8的绘图平面后面的外部轮廓也可见于图8。在经受全内反射后，光线穿过外表面82的笔直部分，笔直部分以参考数字824指示。在这个表面824处仅发生了最小程度折射。光线使得第一前向导航光学系统8在相对于飞行器的纵向方向70小于10°的狭窄角度范围。相对于飞行器的纵向方向70在0°和10°之间的这个狭窄范围是前向导航光输出的峰值区域。

在第二变换分段20中，来自第一前向导航光源6的光线撞击内表面80的凸形部分804。当从第一前向导航光源6看时，部分804是凸形的。表面804具有这样的凸形形状以使得光线在第二变换分段20中在第一前向导航光学系统8内被基本上准直。换句话说，光线在第二变换分段20中以对准的方式行进通过第一前向导航光学系统8。第一前向导航光学系统8的外表面82在第二变换分段20中具有凹形部分826。当从第一前向导航光源8外部看时，表面826是凹形的。这个表面826发散来自第一前向导航光学系统8内的准直的光，并且使光线跨20°的角度范围分布。具体来说，光线在飞行器的纵向方向70与相对于这个方向的20°的角度之间划分开来。以此方式，离开第二变换分段20的光线在前向导航光输出中促成以上所讨论的峰值区域，并且还形成了相对于飞行器的纵向方向70在10°和20°之间的中等强度区域。

内表面80和外表面82在第三变换分段30中主要是球形的。具体来说，它们从与第二变换分段20的边界到靠近于支撑部分4的斜面区域都是球形的。在这个斜面区域中，来自第一前向导航光源6的光线通过在内表面80处和在外表面82处的相应斜面表面在一定程度上从安装支架48而转向。以此方式，离开第三变换分段30的光线在相对于飞行器的纵向方向70在20°和110°之间的角度范围内。这个角度区域形成前向导航光输出的低强度区域。

利用这种设置，第一前向导航光学系统8允许来自第一前向导航光源6的光的集束和转向，使得对前向导航灯的FAR要求得以满足。

指出的是，第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8的组合(如关于图8所述)是光源和光学系统的示例性组合，并且也可采用光源和光学系统的各种其它组合。第一前向导航光源6和第一前向导航光学系统8 (如关于图8所述)已经作为使用单个光源和单个光学系统的组合的实例而描述。

第二前向导航光源和第二前向导航光学系统的组合可类似于以上关于图8而描述的组合。另外，第一后向导航光源和第二后向导航光源与第一后向导航光学系统和第二后向导航光学系统的相应组合可以具有类似配置，但是在水平横截平面内具有不同张角，或是其它合适配置。

虽然本发明已参考示例性实施方案进行描述，但是本领域的技术人员将会理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可以做出各种改变，并且本发明的要素可用等效物取代。另外，在不脱离本发明的基本范围的情况下，可以做出许多修改以使具体的情况或材料适于本发明的教示。因此，预期的是，本发明不限于所公开的具体实施方案，但是本发明将包括落在随附权利要求范围内的所有实施方案。

Claims (15)

1.一种外部飞行器灯单元(2)，所述外部飞行器灯单元包括：

外壳(40)，

安装结构(50)，所述安装结构被安装到所述外壳并基本上沿着第一横截平面远离所述外壳延伸，

透镜盖(52)，所述透镜盖被安装到所述外壳，环绕所述安装结构，并且限定所述外部飞行器灯单元的内部空间(96、96')，其中所述安装结构将所述外部飞行器灯单元的所述内部空间划分成第一部分内部空间(96)和第二部分内部空间(96')，

多个防撞光源(30)，所述多个防撞光源被配置为在操作中发射相应序列的警示闪光，其中所述多个防撞光源布置在所述安装结构上并且共同地提供在所述第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角(α)，其中所述安装结构(50)包括安装板(46)，所述安装板具有远离所述外壳(40)的弯曲侧面，并且其中所述多个防撞光源(30)布置在所述弯曲侧面上，

至少一个第一前向导航光源(6)和至少一个第一前向导航光学系统(8)，它们被配置为在操作中发射连续的第一前向导航光输出(210)，其中所述至少一个第一前向导航光源和所述至少一个第一前向导航光学系统布置在所述第一部分内部空间中，以及

至少一个第二前向导航光源(6')和至少一个第二前向导航光学系统(8')，它们被配置为在操作中发射连续的第二前向导航光输出(210')，其中所述至少一个第二前向导航光源和所述至少一个第二前向导航光学系统布置在所述第二部分内部空间中，

其中所述第一前向导航光输出和所述第二前向导航光输出共同地提供在第二横截平面内至少160°的前向导航光输出张角(β)，所述第二横截平面基本上正交于所述第一横截平面。

2.根据权利要求1所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述多个防撞光源(30)是以弯曲图案布置在所述安装结构(50)上。

3.根据权利要求1所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述弯曲侧面是基本上圆形和基本上椭圆形中的至少一者。

4.根据权利要求1所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述多个防撞光源(30)包括以下至少一者：

多个白色防撞光源(31)，

多个红色防撞光源(32)，以及

多个红外防撞光源(33)。

5.根据权利要求1所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述透镜盖(52)具有折射部分(54)，所述折射部分围绕所述第一横截平面延伸，其中所述折射部分使所述警示闪光的防撞光输出成形。

6.根据权利要求5所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述透镜盖(52)具有第一光通道部分(56)和第二光通道部分(56')，其中所述第一光通道部分和所述第二光通道部分布置在所述折射部分(54)的相对侧上，并且传递来自所述至少一个第一前向导航光源(6)和来自所述至少一个第二前向导航光源(6')的基本上未被折射的光。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的外部飞行器灯单元(2)，其还包括：

至少一个第一后向导航光源(90)和至少一个第一后向导航光学系统(92)，它们被配置为在操作中发射连续的第一后向导航光输出(212)，其中所述至少一个第一后向导航光源和所述至少一个第一后向导航光学系统布置在所述第一部分内部空间(96)中，以及

至少一个第二后向导航光源(90')和至少一个第二后向导航光学系统(92')，它们被配置为在操作中发射连续的第二后向导航光输出(212')，其中所述至少一个第二后向导航光源和所述至少一个第二后向导航光学系统布置在所述第二部分内部空间(96')中，

其中所述第一后向导航光输出和所述第二后向导航光输出共同地提供在第三横截平面内至少160°的后向导航光输出张角(γ)，所述第三横截平面基本上正交于所述第一横截平面。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的外部飞行器灯单元(2)，其还包括红外导航光源(94)，所述红外导航光源被配置为在操作中发射连续红外导航光输出(206)，其中所述红外导航光源布置在所述第一部分内部空间(96)中。

9.根据权利要求1至6中任一项所述的外部飞行器灯单元(2)，其还包括红外导航光源(94)，所述红外导航光源被配置为在操作中发射连续红外导航光输出(206)，其中所述红外导航光源在所述第一部分内部空间中安装在所述安装结构(50)上。

10.根据权利要求1至6中任一项所述的外部飞行器灯单元(2)，其中所述第一横截平面是水平横截平面，其中所述第一部分内部空间(96)是所述外部飞行器灯单元的上部内部空间，并且其中所述第二部分内部空间(96')是所述外部飞行器灯单元的下部内部空间。

11.根据权利要求1至6中任一项所述的外部飞行器灯单元(2)，所述外部飞行器灯单元被配置为要安装到直升飞机的水平稳定器的侧向端部、直升飞机的机身的侧向侧部和飞机的机翼的侧向端部中的至少一者。

12.一种直升飞机(100)，所述直升飞机包括第一外部飞行器灯单元和第二外部飞行器灯单元，所述第一外部飞行器灯单元是根据权利要求1至11中任一项所述的外部飞行器灯单元并且所述第二外部飞行器灯单元是根据权利要求1至11中任一项所述的外部飞行器灯单元，其中所述第一外部飞行器灯单元和所述第二外部飞行器灯单元布置在所述直升飞机的左侧和右侧上。

13.根据权利要求12所述的直升飞机(100)，其中所述直升飞机具有水平稳定器(104)，其中所述第一外部飞行器灯单元被安装到所述水平稳定器的左侧侧向端部，并且其中所述第二外部飞行器灯单元被安装到所述水平稳定器的右侧侧向端部。

14.一种飞机(110)，所述飞机包括第一外部飞行器灯单元和第二外部飞行器灯单元，所述第一外部飞行器灯单元是根据权利要求1至11中任一项所述的外部飞行器灯单元并且所述第二外部飞行器灯单元是根据权利要求1至11中任一项所述的外部飞行器灯单元，其中所述第一外部飞行器灯单元和所述第二外部飞行器灯单元布置在所述飞机的左侧和右侧上。

15.根据权利要求14所述的飞机(110)，其中所述飞机具有左侧机翼(112)和右侧机翼(114)，所述左侧机翼具有左侧侧向端部，所述右侧机翼具有右侧侧向端部，其中所述第一外部飞行器灯单元被安装到所述左侧侧向端部，并且其中所述第二外部飞行器灯单元被安装到所述右侧侧向端部。

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