CN109659690A - 飞行器的雷达天线罩组件 - Google Patents

Abstract

一种飞行器的雷达天线罩组件，其包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳限定第一开口，第一开口具有第一尺寸的直径并定位在外壳的第一端部内。外壳限定具有伸长形状的第二开口，第二开口沿着外壳的长度延伸并具有大于第一尺寸的第二尺寸。第一紧固件延伸穿过第一开口并与和第一结构元件相关联的第一表面接合，并且抵抗外壳和第一结构元件相对于彼此的移动。第二紧固件延伸穿过第二开口并与和第一结构元件相关联的第二表面接合，使得外壳可相对于第一结构元件沿着外壳的长度移动。

Description

飞行器的雷达天线罩组件

技术领域

本公开涉及一种雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件提供一种空气动力学的且防风雨的外罩以用于保护飞行器上携带的雷达系统，并且更加具体地涉及雷达天线罩组件的外壳的固定。

背景技术

雷达系统与飞行器联合用来确定诸如物体相对于飞行器的距离、高度、方向和/或速度的信息。雷达系统有时定位在飞行器的机身下方且定位在飞行器的发动机不会阻碍雷达系统的操作的位置中。雷达系统需要保护以免受飞行器操作所处的大气环境的天气状况。雷达天线罩组件包括外壳结构，该外壳结构限定空腔，雷达系统的至少一部分位于该空腔内，并且该外壳结构为雷达系统提供遮盖和保护以免受飞行器在操作时所处的天气状况，提供用于飞行的空气动力学形状并由相对于雷达的无线电频率的电透过材料构造而成。

雷达天线罩组件的外壳具有伸长形状并在沿着飞行器的长度的方向上延伸。雷达天线罩组件从在沿着飞行器的长度的方向上定位于飞行器机身下方的闭合位置运载外壳以便接近雷达设备以进行维护。此后，雷达天线罩在相反方向上沿着飞行器的长度移动至闭合位置，使得外壳在飞行器操作期间处于用于雷达设备的保护遮盖位置中。外壳由对于雷达系统的无线电波大体上透过的材料构造而成，以使由雷达系统的天线发射和接收的无线电波最小程度地衰减。

在外壳和雷达天线罩组件处于闭合位置中的情况下，外壳沿着外壳的长度附设于连接至飞行器的结构。所附设的外壳可能在飞行器的操作期间存在一些不必要的问题。当飞行器在飞行器的操作期间经历不同的大气温度的情况下，构造外壳的材料会基于该材料的热膨胀系数经历膨胀和收缩。在利用紧固件将外壳附设到位的情况下，由于材料响应于温度变化而进行膨胀和收缩，所以外壳的材料所经历的热状况的变化会导致在外壳与紧固件之间施加明显力负载。这些力负载会减少外壳和紧固件的使用寿命。此外，外壳与紧固件之间的力负载可能引起外壳的形状的扭曲，这又会引起由雷达系统发射和接收的无线电波的衰减。

鉴于由于热状况的变化而在外壳与紧固件之间施加的力负载，可以采用附加紧固件来将外壳固定至外壳所连接的结构以便帮助抵抗该力负载。然而，更多紧固件的使用会需要给飞行器添加更多重量从而增加飞行器的操作成本，并且需要更多人工成本来安装外壳。所使用的紧固件的数量的增加不会阻止在飞行器的操作期间由于热状况的变化而引起的外壳的形状的扭曲。给外壳采用更厚的构造来对抗由热状况的变化引起的力负载也会给飞行器添加不需要的附加重量并增加操作成本。

因此，需要提供对雷达天线罩组件的外壳的固定，其中外壳相对于雷达系统处于闭合保护位置中，以便减小或者消除在飞行器的操作期间外壳与用于固定外壳的紧固件之间的热引发的力负载。力负载的减小或者消除会增加紧固件和外壳的使用寿命并还会减少外壳的形状的扭曲的发生，外壳的形状的扭曲会影响雷达系统的最佳操作。同时，需要不会通过经由所采用的紧固件的数量的增加或者所采用的外壳的更厚构造而给雷达天线罩组件添加重量来增加飞行器的操作成本。还需要不会由于所使用的紧固件的数量的增加而增加安装成本，并且不会增加在接近和维护雷达系统时移除和重新接合所使用的紧固件所需的时间。

发明内容

一个示例包括一种飞行器的雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳限定第一开口，第一开口延伸穿过外壳，第一开口具有第一尺寸的直径并定位在外壳的第一端部内。外壳限定第二开口，第二开口延伸穿过外壳，第二开口具有沿着外壳的长度延伸的伸长形状，第二开口具有大于第一尺寸的第二尺寸并沿着外壳的长度与第一开口间隔开。第一紧固件延伸穿过第一开口并与和连接至飞行器的第一结构元件相关联的第一表面接合，并且第一紧固件抵抗外壳和第一结构元件相对于彼此的移动。第二紧固件延伸穿过第二开口并与和第一结构元件相关联的第二表面接合，使得外壳由于外壳的热引发的膨胀或者收缩而可相对于第一结构元件沿着外壳的长度移动。

一个示例包括一种飞行器的雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳的第一端部固定地连接至飞行器所连接的第一结构元件。与外壳的第一端部相对的外壳的第二端部固定地固定至框架构件，该框架构件在外壳的长度延伸的方向上远离外壳的远端延伸。第一压缩角固定至与雷达天线罩组件相关联的固定结构元件，并且第二压缩角固定至固定结构元件。框架构件在第一压缩角与第二压缩角之间延伸。在框架构件定位在第一压缩角与第二压缩角之间的情况下，在第一压缩角与第二压缩角之间限定的狭槽在外壳的长度延伸的方向上以及在与该方向相反的方向上远离框架构件的远端延伸，从而允许框架构件在外壳24沿着外壳24的长度L膨胀的方向或者外壳沿着外壳的长度收缩的相反方向中的一者上在狭槽内行进。

已经讨论的特征、功能和优点可以在各个实施例中单独地实现或者可以在其它实施例中进行组合，可以参照如下描述和附图看到其进一步细节。

附图说明

图1是飞行器的侧视图，其中处于闭合位置中的雷达天线罩组件为飞行器的雷达系统提供保护以免受天气状况并为飞行器飞行操作提供空气动力学形状；

图2是图1的侧视图，示出了处于打开位置中的雷达天线罩组件；

图3是雷达天线罩组件的外壳和飞行器结构的底梁(sill)组件的局部透视图；

图4是雷达天线罩组件的图3的外壳的局部断开放大侧视图，其中逐渐扩大的开口沿着外壳的长度定位；

图5A是如沿着图3中的线5A-5A看到的将雷达天线罩组件的外壳与飞行器的结构固定的紧固件的横截面图，其中，紧固件延伸穿过由外壳限定的具有第一尺寸的直径的第一开口；

图5B是如沿着图3中的线5B-5B看到的将雷达天线罩组件的外壳与飞行器的结构固定的紧固件的横截面图，其中，紧固件延伸穿过由外壳限定的具有第二尺寸的长度的伸长开口；

图6是外壳和滑轨组件的横截面图，其中，滑轨固定至外壳且轮组件连接至飞行器结构，如沿着图3中的线6-6看到的；

图7是沿着图6的线7-7看到的断开局部横截面图，示出了紧固件已相对于飞行器结构分离，从而允许外壳相对于飞行器结构平移；

图8是外壳的前端部的如沿着图3中的线8-8看到的局部横截面透视图，其具有相对于雷达天线罩组件的前隔板的浮置接头连接，其中，隔板在图3中未示出；

图9是并非根据本文的公开内容的雷达天线罩组件的外壳的形状的示意图，该雷达天线罩组件已沿着外壳固定地固定至飞行器的结构，当飞行器在操作时外壳的材料所经历的温度的变化导致外壳的形状的扭曲；以及

图10是根据本公开的在外壳固定的情况下雷达天线罩组件的外壳的形状的示意图，在此当飞行器在操作时形状没有扭曲。

具体实施方式

参照图1，飞行器10具有与飞行器10相耦接的雷达系统12以及处于闭合位置中的雷达天线罩组件14，雷达天线罩组件14遮盖雷达系统12并保护雷达系统12当飞行器10在操作时免受天气状况和空气动力学影响。在该示例中，飞行器10是飞机，并且在其它示例中，飞行器也可以包括直升机或者无人机。飞行器10具有带有机翼18的机身16，机翼18从机身16横向地延伸。一个或多个发动机可以耦接至每个机翼18以推进飞行器10，然而，在图1和图2中，发动机已被省略，以便为雷达天线罩组件14提供更好的视线。相对于飞行器10的向前方向已被指定为FWD，并且相对于飞行器10的后部或者向后方向已被指定为AFT。

在该示例中，雷达系统12在机身16的底侧20处定位在飞行器10的下部中。雷达系统12可以包括一个或多个天线，该一个或多个天线配置为发射和接收无线电波，如早前所讨论的，以便当飞行器10在飞行时确定如在该示例中定位在飞行器10下方的物体的范围、高度、方向和/或速度的参数。在该示例中，雷达天线罩组件14在远离机身16的方向上且在机身16下方延伸以封闭雷达系统12的至少一部分。在该示例中，雷达系统12处于这样的位置中，即相对于飞行器10在大体上向下的方向上发射和接收无线电波，而没有或者具有最小程度的来自安装在机翼18上的发动机(未示出)的干扰。

在雷达天线罩组件14定位为在机身16下方延伸且飞行器10定位在地面22上的情况下，在该示例中，雷达天线罩组件14相对于飞行器10在AFT方向上滑动到打开位置中，如在图2中看到的。在雷达天线罩组件14处于打开位置中的情况下，可以给雷达系统12提供维护。当完成维护时，雷达天线罩组件14可以朝着FWD方向往回滑动到闭合位置中，从而将雷达天线罩组件14的外壳24置于覆盖雷达系统12的保护位置中，如在图1中看到的。如在图3中看到的，外壳24限定内部体积26，雷达系统12的至少一部分存在于内部体积26中。外壳24具有在长度方向L上延伸的伸长形状，长度方向L在与飞行器10的长度方向L'相同的方向上延伸。

参照图1至图3，雷达天线罩组件14包括外壳24，并且在雷达天线罩组件14的后部中，由第二外壳或者“木舟”形状部分25构造而成的单独结构限定一体积(未示出)并具有闭合端部28。在该示例中，底梁组件30是固定地固定至飞行器10的支撑结构。如将在本文更加详细地讨论的，包括外壳24以及木舟形状部分25的雷达天线罩组件14相对于底梁组件30呈可滑动的关系。当飞行器10在操作时，雷达天线罩组件14关于底梁组件30固定，从而将雷达天线罩组件14和外壳24相对于雷达系统12维持在闭合保护位置中，如在图1中看到的。

当飞行器10在操作时，飞行器10暴露于变化的天气状况和变化的温度。由于这些变化的状况，所以构造外壳24的材料会根据该材料的热膨胀系数膨胀或者收缩。在该示例中，外壳24由复合材料构造而成。如早前所讨论的，在飞行器10操作期间将外壳24固定在固定位置中会导致外壳24的材料经历变化的温度条件并会使得在外壳24与用于将外壳24保持在固定位置中的紧固件之间产生大的力。大的力在飞行操作期间会使得外壳24的形状扭曲或者变形，如在图9中看到的，这与如在图10中看到的外壳24维持非变形的配置相反，该非变形的配置由如将在本文进行讨论的外壳24的固定引起。如早前所讨论的，外壳24的变形的防止会减少由雷达系统12发出和接收的无线电波的衰减，会引起雷达天线罩组件14的更长使用寿命以及降低雷达天线罩组件14的安装成本和飞行器10的操作成本。此外，本文所讨论的雷达天线罩组件14的外壳24的固定为雷达系统12提供更快速的接近以进行维护。

参照图3至图5B，示出了外壳24的固定的一个实施例，由于在飞行器10的飞行操作期间在外壳24固定至飞行器10的情况下外壳24的材料的温度引发的膨胀或者收缩，所以这会促进外壳24的移动。在该示例中，雷达天线罩14的外壳24由复合材料构造而成并具有在长度方向L上延伸的伸长形状。外壳24限定第一开口32，第一开口32延伸穿过外壳24，第一开口32具有第一尺寸D的直径，如在图5A中看到的。第一开口32定位在外壳24的第一端部34内。外壳24限定第二开口36，其中，第二开口36延伸穿过外壳24。第二开口36限定沿着外壳24的长度L延伸的具有第二尺寸D'的伸长形状。第二尺寸D'大于第一尺寸D，并且第二开口36沿着外壳24的长度L与第一开口32间隔开，如在图3和图4中看到的。外壳24还限定定位在第二开口36内的一对内部相对侧壁部分38、40，其沿着外壳24的长度L彼此间隔开。

第一紧固件42延伸穿过第一开口32，其中，第一紧固件42与和连接至飞行器10的第一结构元件50相关联的第一表面44接合。在该示例中，采用了弹簧垫圈45并将弹簧垫圈45定位在第一紧固件42与外壳24之间，从而提供对紧固件42的夹紧力的控制，如将在本文进行讨论的。第一结构元件50可以采取各种配置并包括一个或多个部件且连接和/或固定至飞行器10的结构或者飞行器10的结构所连接和/或固定的结构。在该示例中，如在图5A中看到的，第一表面44定位在作为夹紧块48的一部分的支柱46上。夹紧块48用螺钉(未示出)固定至第一结构元件50，如在图6中看到的，第一结构元件50又利用紧固件52固定至底梁组件30。如早前所讨论的，底梁组件30固定至飞行器10的结构(未示出)。在替代示例(未示出)中，第一结构元件可以包括单个整体部件，例如，该单个整体部件可以包括作为单个结构的第一结构元件50和底梁组件30。此外，在替代示例(未示出)中，第一表面44直接定位在第一元件50上。在该示例中，第一结构元件50沿着外壳24的长度L延伸。在第一紧固件42与第一表面44接合的情况下，在外壳24与第一结构元件50之间施加足够的压缩夹紧力，使得第一紧固件42抵抗外壳24和第一结构元件50相对于彼此的移动。

第二紧固件54延伸穿过第二开口36，其中，第二紧固件54定位在内部相对侧壁部分38、40之间，如在图5B中看到的，并且第二紧固件54与和第一结构元件50相关联的第二表面56接合，如上文参照第一紧固件42类似地描述的。在该示例中，在第二紧固件54与外壳24之间采用弹簧垫圈47以便提供对紧固件54的夹紧力的控制，如将在本文进行讨论的。如上文所提到的，第一结构元件50可以采取各种配置以及一个或多个部件，只要第一结构元件是连接和/或固定至飞行器10的结构或者飞行器10的结构所固定和/或连接的结构的结构部件。在该示例中，如在图5B中看到的，第二表面56定位在作为夹紧块60的一部分的支柱58上。夹紧块60用螺钉(未示出)固定至第一结构元件50，如在图6中看到的，第一结构元件50又利用紧固件52固定至底梁组件30。如早前所讨论的，底梁组件30固定至飞行器10(未示出)。在替代示例中，第一结构元件可以包括单个整体部件，例如，该单个整体部件可以包括作为单个结构的第一结构元件50和底梁组件30。此外，在替代示例(未示出)中，第一表面44可以直接定位在第一元件50上。如上文所提到的，在该示例中，第一结构元件50沿着外壳24的长度L延伸。由于第二紧固件54的固定和定位在第二开口36内，所以外壳24由于外壳24的热引发的膨胀或者收缩而可相对于第一结构元件50沿着外壳24的长度L移动。

如在图5A中看到的，第一紧固件42与第一表面44接合，其中第一表面44限定螺纹(未示出)，该螺纹配置为与由第一紧固件42的内表面62限定的螺纹(未示出)接合，其中，第一紧固件42的螺纹与夹紧块48的支柱46的第一表面44的螺纹接合。在替代示例中，螺纹可以限定在第一紧固件42的外表面64上并配置为与由夹紧块48的内表面66限定的螺纹接合。在任一种配置中，第一紧固件42相对于夹紧块48的拧紧在将第一结构元件50和外壳24附设在一起时施加用于将第一结构元件50固定至外壳24的压缩力，并且第一紧固件42抵抗第一结构元件50和外壳24相对于彼此的移动。

如在图5B中看到的，第二紧固件54与第二表面56接合，其中第二表面56限定螺纹(未示出)，该螺纹配置为与由第二紧固件54的内表面68限定的螺纹(未示出)接合，其中，第二紧固件54的螺纹与夹紧块60的支柱58的第二表面56的螺纹接合。在替代示例中，螺纹可以限定在第二紧固件54的外表面70上并配置为与由夹紧块60的内表面72限定的螺纹接合。在任一种配置中，第二紧固件54相对于夹紧块60的拧紧施加将第一结构元件50固定至外壳24的压缩力。由第二紧固件54施加的夹紧力在第二开口36处通过各种方法(诸如，紧密度公差、弹簧垫圈(诸如，弹簧垫圈47)、柔性材料的使用以及其它已知方法)来控制。例如，在第二紧固件54的情况下，弹簧垫圈47在外壳24与第一结构元件50之间提供牢固固定，并且使外壳24与第一结构元件50之间的摩擦力最小化，以便允许外壳24与第一结构元件50之间的相对移动。随着温度改变，在该示例中，外壳24的复合材料以与在该示例中由铝构造而成的第一结构元件50不同的速率膨胀或者收缩。

第一紧固件42将外壳24和第一结构元件50仅仅地固定和附设在一起，并且第一紧固件42抵抗外壳24与第一结构元件50之间的相对移动。第二紧固件54具有如上文所讨论的施加在外壳24与第一结构元件50之间的受控的压缩力，使得外壳24和第一结构元件50固定在一起，但仍允许移动以使外壳24由于外壳24的热引发的膨胀或者收缩而可相对于第一结构元件50在沿着外壳24的长度L的方向上移动。对夹紧力固定的该修改允许外壳24根据外壳24膨胀或者收缩而相对于第一结构元件50移动，使得第二紧固件54导致关于图5B中的相对侧壁38、40重新定位在第二开口36内。第二紧固件54具有头部74，头部74采用斜面构造76，特别地在允许斜面头部接触外壳24的情况下，斜面构造76允许外壳24与头部74之间的较小表面积接合，以便促进外壳24相对于第二紧固件54沿着第二开口36的移动，从而允许由于外壳24所经历的热变化引起的外壳24与第一结构元件50之间的相对移动。

参照图4，各个开口穿过外壳24沿着外壳24的长度L彼此间隔开地定位。第一开口32在外壳24的第一部分34处具有尺寸D的直径，并且第二开口36具有伸长形状，第二开口36具有在尺寸上大于尺寸D的尺寸D'。由外壳24限定的第三开口78延伸穿过外壳24并限定具有第三尺寸D”的伸长形状，第三尺寸D”大于第一尺寸D且小于第二尺寸D'，其中，第三尺寸D”沿着外壳24的长度L延伸。外壳24在第三开口78内限定一对内部相对侧壁部分80、82，这一对内部相对侧壁部分80、82沿着外壳24的长度方向L彼此间隔开。第三开口78定位为间隔开并沿着外壳24的长度方向L介于第一开口32与第二开口36之间。为了适应外壳24的膨胀和收缩，各个开口的尺寸沿着外壳24从尺寸D”增大至尺寸D'，使得由于各个开口定位为进一步远离外壳24的第一部分34中的第一开口32，这些开口的尺寸增大。由于开口定位为进一步远离外壳24被锚固的第一开口32位置，开口尺寸的该增大适应由于材料定位为进一步远离材料被锚固的位置而对于外壳24的材料出现的外壳24的材料的累积膨胀和收缩移动。

参照图6和图7，轨道84利用紧固件86附设至外壳24并沿着外壳24的长度L延伸。在该示例中，轨道84由钛材料构造而成，钛材料具有与构造外壳24的复合材料的热膨胀系数非常相似的热膨胀系数。因此，在轨道84附设至外壳24的情况下且随着热状况改变，轨道84和外壳24以类似的方式膨胀和收缩且不会在紧固件86与外壳24之间产生任何明显力负载。轨道84进一步限定第一开口88和第二开口90，如分别在图5A和图5B中看到的。轨道84的第一开口88与由外壳24限定的第一开口32对齐且具有与第一开口32相同的大小和形状，并且轨道84的第二开口90与由外壳24限定的第二开口36对齐且具有与第二开口36相同的大小和形状。在轨道84沿着外壳24的长度方向L定位和固定的情况下，在该示例中，与第一结构元件50相关联且在该示例中安装至第一结构元件50的可旋转轮92接合轨道84。

如在图7中看到的，在例如第二紧固件54以及沿着外壳24的长度方向L定位的其它紧固件松动的情况下、以及在诸如第二紧固件54的紧固件从与诸如夹紧块60的接合中至少部分地抽出的情况下，紧固件的这种移除允许轮92在轨道84内滚动，从而允许雷达天线罩组件14如在图2中看到的那样朝着飞行器10的后端滑动，从而提供对雷达系统12的接近。本文所描述的轨道84固定至外壳24且轮92安装至第一结构元件50的布置也可以颠倒，使得轨道84固定至第一结构元件50且轮92安装至外壳24。

应理解，如在图3中的外壳24的侧面93上看到的每个开口具有在图3中未示出的位于外壳24的相对侧面94上的对应类似开口，使得例如第一开口32、第二开口36和第三开口78类似地定位在外壳24的侧面93和相对侧面94两者上，并且如本文所描述的例如第一紧固件42和第二紧固件54具有位于外壳24的侧面93和相对侧面94两者上的对应类似配置和位置。同样，轨道84和轮92布置类似地定位在外壳24的侧面93和相对侧面94两者上，以便促进雷达天线罩组件14在该示例中朝着飞行器10的后部的滚动。

为了进一步允许外壳24在飞行器10的操作期间由于热引发的膨胀和收缩而移动以及最小化或者消除力负载累积，采用如在图8中看到的浮置接合96。外壳24具有与外壳24的第一端部34相对的第二端部98。框架构件或者配件100固定至外壳24的第二端部98并在外壳24的长度L延伸的方向101上远离第二端部98的远端102延伸。

第一压缩角104固定至与雷达天线罩组件14相关联的第二结构元件106。在该示例中，第二结构元件106是隔板，该隔板定位和固定在雷达天线罩组件14内且定位为在横切于外壳24的长度L的方向120上延伸。第二压缩角108也固定至第二结构元件106。第一压缩角104和第二压缩角108定位为使得，在足够厚度的物体使得第一压缩角104和第二压缩角108分开或者否则在远离彼此的方向上移动的情况下，向该物体(其在该示例中包括配件100)施加压缩力。

框架构件或者配件100在第一压缩角104和第二压缩角108之间延伸，并且具有足够的厚度以当定位在第一压缩角104和第二压缩角108之间时在其中经历压缩力。在框架构件100定位在第一压缩角104和第二压缩角108之间的情况下，狭槽110限定在第一压缩角104和第二压缩角108之间。狭槽110在外壳24的长度L延伸的方向101上以及在与方向101相反的方向111上远离框架构件100的远端112和外壳24延伸，从而允许框架构件100在外壳24膨胀的方向101或者外壳24沿着外壳24的长度L收缩的相反方向111中的一者上在狭槽110内行进。在飞行器10的雷达天线罩组件14的第二实施例中，外壳24具有伸长形状，如早前所描述的。如在图3中看到的，外壳24具有在外壳24的相对侧面93和94上固定地连接至第一结构元件50的外壳24的第一端部34，例如，如在图5A中看到的，第一结构元件50连接至飞行器10。如在图3和图8中看到的与外壳24的第一端部34相对的外壳24的第二端部98固定地固定至框架构件100，框架构件100在外壳24的长度L延伸的方向101上远离外壳24的远端102延伸。参照图8，第一压缩角104固定至与雷达天线罩组件14相关联的第二结构元件106，如早前所描述的。第二压缩角108也固定至第二结构元件106。框架构件100在第一压缩角104与第二压缩角108之间延伸。在框架构件100定位在第一压缩角104与第二压缩角108之间的情况下，在第一压缩角104与第二压缩角108之间限定的狭槽110在外壳24的长度L延伸的方向101上远离框架构件100的远端112延伸并在相反方向111上朝着外壳24远离框架构件100的远端112延伸，从而允许框架构件100在外壳24沿着外壳24的长度L膨胀的方向101或者外壳24沿着外壳24的长度L收缩的相反方向中的一者上在狭槽110内行进。在外壳24于外壳24的第一端部34处附设且第二端部98固定至框架构件100(其被允许在由第一压缩角104和第二压缩角108形成的狭槽110内移动)的情况下，外壳24的材料所经历的温度的变化会使得该材料膨胀或者收缩并在狭槽110内移动，而不允许外壳24经历高负载和变形。

如早前所讨论的，外壳24限定内部体积26，并且外壳24的长度L在飞行器10的长度L'的方向上延伸。如早前已经描述的，在具有沿着外壳24的长度L在外壳24与第一结构元件50之间的受控的压缩接合的情况下，允许外壳24的进一步移动。在外壳24的第一端部34处，外壳24牢固地固定至第一结构元件50。如在图5A中看到的，外壳24固定地固定至第一结构元件50，其中，外壳24限定第一开口32，第一开口32延伸穿过外壳24，定位在外壳24的第一端部34内，具有第一尺寸D的直径。第一紧固件42延伸穿过第一开口32并与和连接至飞行器10的第一结构元件50相关联的第一表面44接合，如本文早前所描述的。如同样早前所描述的，在该示例中，第一结构元件50沿着外壳24的长度L延伸。第一紧固件42抵抗外壳24和第一结构元件50相对于彼此的移动，其中，第一紧固件42接合至第一表面44。在该示例中，该接合包括第一表面44限定螺纹(未示出)，该螺纹配置为与由第一紧固件42限定的螺纹(未示出)接合，并且第一紧固件42的螺纹与第一表面44的螺纹接合，如早前所描述的。

外壳24限定第二开口36，如在图5B中看到的，第二开口36延伸穿过外壳24并限定具有沿着外壳24的长度L延伸的第二尺寸D'的伸长形状，其中，第二尺寸D'大于第一尺寸D。外壳24在第二开口36内限定一对内部相对侧壁部分38和40，这一对内部相对侧壁部分38和40沿着外壳24的长度L彼此间隔开。第二开口36定位为沿着外壳24的长度L与第一开口32间隔开。

第二紧固件54延伸穿过第二开口36并定位在第二开口36内的一对第二内部相对侧壁部分38和40之间。第二紧固件54与和第一结构元件50相关联的第二表面56接合，如早前所描述的，使得外壳24由于外壳24的热引发的膨胀或者收缩而可相对于第一结构元件50在沿着外壳24的长度L的方向上移动。第二紧固件54接合至第二表面56，其中第二表面限定螺纹(未示出)，该螺纹配置为与由第二紧固件54限定的螺纹(未示出)接合，并且第二紧固件54的螺纹接合第二表面56的螺纹。第二紧固件54与第二表面56的接合在外壳24与第一结构元件50之间施加压缩力，如早前所描述的，其中，压缩力被控制成使得外壳24和第一结构元件50固定至彼此，但允许外壳24相对于第一结构元件50沿着外壳24的长度L移动，这是因为第二紧固件54由于外壳24的热收缩或者膨胀而重新定位在第二开口36内。

设置有沿着外壳24的长度L间隔开的附加开口，其包括如由第二紧固件54提供的类似接合。在该示例中，开口由于其定位为更加远离第一开口36，所以这些开口是伸长的并沿着外壳24的长度L具有比定位为更接近第一开口36的那些开口更大的尺寸。开口的尺寸的该增大提供了沿着外壳24的累积尺寸变化，使得定位为更远离第一开口32的开口可以允许紧固件基于外壳24的热收缩或者膨胀更大程度得移动。例如，如在图3中看到的，由外壳24限定的第三开口78延伸穿过外壳24并限定具有第三尺寸D”的伸长形状，第三尺寸D”大于第一尺寸D且小于第二尺寸D'。第三尺寸D”沿着外壳24的长度L延伸，并且外壳24在第三开口78内限定一对内部相对侧壁部分80和82，这一对内部相对侧壁部分80和82沿着外壳24的长度L彼此间隔开。第三开口78定位为间隔开并沿着外壳24的长度L介于第一开口32与第二开口36之间。

参照图8，弹性织物片114定位为覆盖第二压缩角108的内表面116并定位在框架构件100与第二压缩角108之间。弹性织物片114被压缩在第二压缩角108与框架构件100之间并在雷达天线罩组件14的内部与飞行器10的外部大气118之间提供湿气密封，从而防止雷达系统12受到不必要的湿气暴露。

如早前所提到的，如在图8中看到的，第二结构元件106在该示例中是第二结构元件或者隔板106，其是雷达天线罩组件14的结构的一部分，处于雷达天线罩组件14内的固定位置处，并且在横切于外壳24的长度L的方向120上延伸。第二结构元件或者隔板106对第一压缩角104和第二压缩角108提供支撑。第一压缩角104和第二压缩角108在外壳24暴露于变化的温度时允许外壳24的移动，并且在外壳24延伸越过雷达天线罩组件14时促进保持外壳24的形状的连续性。

尽管上文已描述了各个实施例，但本公开并非意在被限制于这些实施例。可以对所公开的实施例作出变更，这些变更仍落在所附权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种飞行器的雷达天线罩组件，所述雷达天线罩组件包括：

外壳，所述外壳具有伸长形状，其中：

所述外壳限定第一开口，所述第一开口延伸穿过所述外壳，所述第一开口具有第一尺寸的直径并定位在所述外壳的第一端部内；并且

所述外壳限定第二开口，所述第二开口延伸穿过所述外壳，所述第二开口具有沿着所述外壳的长度延伸的伸长形状，所述第二开口具有大于所述第一尺寸的第二尺寸并沿着所述外壳的所述长度与所述第一开口间隔开；以及

第一紧固件，所述第一紧固件延伸穿过所述第一开口并与和连接至所述飞行器的第一结构元件相关联的第一表面接合，并且所述第一紧固件抵抗所述外壳和所述第一结构元件相对于彼此的移动；

以及

第二紧固件，所述第二紧固件延伸穿过所述第二开口并与和所述第一结构元件相关联的第二表面接合，使得所述外壳由于所述外壳的热引发的膨胀或者收缩而能相对于所述第一结构元件沿着所述外壳的所述长度移动。

2.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳限定内部体积，并且所述外壳的所述长度沿着所述飞行器的长度延伸。

3.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述第一紧固件与所述第一表面接合，其中所述第一表面限定配置为与由所述第一紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第一紧固件的所述螺纹与所述第一表面的所述螺纹接合。

4.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括：

轨道，所述轨道附设至所述外壳，所述轨道沿着所述外壳的所述长度延伸并限定第一开口和第二开口，所述轨道的所述第一开口和所述第二开口分别与所述外壳的所述第一开口和所述第二开口对齐且具有分别与所述外壳的所述第一开口和所述第二开口相同的大小和形状；以及

能旋转轮，所述能旋转轮与所述第一结构元件相关联，所述能旋转轮接合所述轨道。

5.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述第二紧固件与所述第二表面接合，其中所述第二表面限定配置为与由所述第二紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第二紧固件的所述螺纹与所述第二表面的所述螺纹接合。

6.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳在所述第二开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分定位为沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开。

7.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括由所述外壳限定的第三开口，其中：

所述第三开口延伸穿过所述外壳，所述第三开口具有伸长形状，所述第三开口具有沿着所述外壳的所述长度延伸的第三尺寸；

所述第三尺寸大于所述第一尺寸且小于所述第二尺寸；

所述第三开口定位为间隔开并沿着所述外壳的所述长度介于所述第一开口与所述第二开口之间；并且

所述外壳在所述第三开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开。

8.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括所述外壳具有与所述外壳的所述第一端部相对的第二端部，其中，框架构件固定至所述第二端部并在所述外壳的所述长度延伸的方向上远离所述第二端部的远端延伸。

9.根据权利要求8所述的雷达天线罩组件，进一步包括：

第一压缩角，所述第一压缩角固定至与所述雷达天线罩组件相关联的第二结构元件；以及

第二压缩角，所述第二压缩角固定至所述第二结构元件。

10.根据权利要求9所述的雷达天线罩组件，其中：

所述框架构件在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间延伸；

以及

在所述框架构件定位在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间的情况下，在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间限定的狭槽在所述外壳的所述长度延伸的方向上并在与所述方向相反的方向上远离所述框架构件的远端延伸，从而允许所述框架构件在所述外壳沿着所述外壳的所述长度膨胀的方向和所述外壳沿着所述外壳的所述长度收缩的相反方向中的一者上在所述狭槽内行进。

11.一种飞行器的雷达天线罩组件，所述雷达天线罩组件包括：

外壳，所述外壳具有伸长形状；其中：

所述外壳的第一端部固定地连接至所述飞行器所连接的第一结构元件；

与所述外壳的所述第一端部相对的所述外壳的第二端部固定地固定至框架构件，所述框架构件在所述外壳的长度延伸的方向上远离所述外壳的远端延伸；

第一压缩角，所述第一压缩角固定至与所述雷达天线罩组件相关联的固定结构元件；

第二压缩角，所述第二压缩角固定至所述固定结构元件，其中，所述框架构件在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间延伸；并且

在所述框架构件定位在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间的情况下，在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间限定的狭槽在所述外壳的所述长度延伸的方向上远离所述框架构件的远端延伸并在与所述方向相反的方向上远离所述远端延伸，从而允许所述框架构件在所述外壳沿着所述外壳的所述长度膨胀的方向和所述外壳沿着所述外壳的所述长度收缩的相反方向中的一者上在所述狭槽内行进。

12.根据权利要求11所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳限定内部体积，并且所述外壳的所述长度沿着所述飞行器的长度延伸。

13.根据权利要求11所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳固定地固定至所述第一结构元件包括所述外壳限定第一开口，所述第一开口延伸穿过所述外壳，所述第一开口具有第一尺寸的直径并定位在所述外壳的所述第一端部内。

14.根据权利要求13所述的雷达天线罩组件，进一步包括所述外壳限定第二开口，所述第二开口延伸穿过所述外壳并具有伸长形状，所述伸长形状具有沿着所述外壳的所述长度延伸的第二尺寸，其中，所述第二尺寸大于所述第一尺寸。

15.根据权利要求14所述的雷达天线罩组件，其中：

所述外壳在所述第二开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开；并且所述第二开口定位为沿着所述外壳的所述长度与所述第一开口间隔开。

16.根据权利要求15所述的雷达天线罩组件，进一步包括：

第一紧固件，所述第一紧固件延伸穿过所述第一开口并与和所述第一结构元件相关联的第一表面接合，其中：

所述第一结构元件沿着所述外壳的所述长度延伸；并且

所述第一紧固件抵抗所述外壳相对于所述第一结构元件的移动；以及

第二紧固件，所述第二紧固件延伸穿过所述第二开口，其中：

所述第二紧固件定位在所述一对内部相对侧壁部分之间；

并且

所述第二紧固件与和所述第一结构元件相关联的第二表面接合，使得所述外壳由于所述外壳的热引发的膨胀或者收缩而能相对于所述第一结构元件沿着所述外壳的所述长度移动。

17.根据权利要求16所述的雷达天线罩组件，其中：

所述第一紧固件与所述第一表面接合，其中所述第一表面限定配置为与由所述第一紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第一紧固件的所述螺纹与所述第一表面的所述螺纹接合；并且

所述第二紧固件与所述第二表面接合，其中所述第二表面限定配置为与由所述第二紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第二紧固件的所述螺纹与所述第二表面的所述螺纹接合。

18.根据权利要求15所述的雷达天线罩组件，进一步包括由所述外壳限定的第三开口，其中：

所述第三开口延伸穿过所述外壳，所述第三开口具有伸长形状，所述第三开口具有沿着所述外壳的所述长度延伸的第三尺寸；

所述第三尺寸大于所述第一尺寸且小于所述第二尺寸；

所述第三尺寸沿着所述外壳的所述长度延伸；

所述第三开口定位为间隔开并沿着所述外壳的所述长度介于所述第一开口与所述第二开口之间；并且

所述外壳在所述第三开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开。

19.根据权利要求11所述的雷达天线罩组件，进一步包括弹性织物片，所述弹性织物片定位为覆盖所述第二压缩角的内表面并定位在所述框架构件与所述第二压缩角之间。

20.根据权利要求11所述的雷达天线罩组件，其中，所述固定结构元件包括隔板，所述隔板在横切于所述外壳的所述长度的方向上延伸。