CN109987215A - 用于自动解锁飞行器门的系统及包括该系统的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种用于在飞行器(100)受冲击时自动解锁飞行器(100)的门(1)的系统(10)，所述系统包括：门开口(3)；门(1)，其在所述门开口(3)中铰接到飞行器(100)；以及锁定装置(4)，其被设计成用于在关闭的使用状态下将所述门(1)与所述飞行器(100)锁定；其中所述锁定装置(4)包括载荷传递装置(5)，其被设计并耦接到所述飞行器(100)的冲击区域(7)，其方式为使得在所述飞行器(100)在所述冲击区域(7)内受到冲击时，所述载荷传递装置(5)将由所述冲击区域(7)的向内变形引起的变形载荷传递到所述锁定装置(4)并由此将所述门(1)解锁。本公开还涉及一种包括上述系统的飞行器。

Description

用于自动解锁飞行器门的系统及包括该系统的飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于在飞行器受冲击时自动解锁飞行器门的系统以及一种具有这种系统的飞行器。

背景技术

为使客机乘客迅速撤离，例如在紧急迫降后，通常使用布置在客机的机身或外蒙皮中的多个客机门。这类门可以是常规的登机门或下机门、用于卸载和装载行李和/ 或供应商品的门或大门、或者专门为疏散而设的逃生舱口等，例如在客机的机翼区域内，例如参阅文献EP 2 644 495 B1和EP 2 944 562 A2。

典型地，客机具备用于对应门的紧急开启系统，该紧急开启系统能够尽快将门打开并展开救生滑梯或类似疏散援助设施。这样紧急开启客机门例如可以借助气动式气缸或致动器来实现，(例如参见EP 2 644 495 B1)，其中由于气体压力使得布置在气缸内的活塞伴随活塞杆移动，从而将客机门带入打开位置。

典型客机的机身包括布置在机身上部区域内的一个或两个乘客层以及一个位于其下方的载货层。在飞行器受冲击或紧急迫降的情况下，所产生的碰撞能量被导入到载货层的下部机身区域内，从而至少不会直接在客舱区域内发生变形和损坏。尽管如此，(逃生)门以及尤其是其门框或其周边区域被设计成尽量坚固且抗撞的，从而确保即使受碰撞并且机身可能发生变形也能将够门解锁并打开。这些及其他原因导致有时在门区域内耗用显著的材料重量。

为了进一步提高客机的耐用性和经济性，有时考虑在迄今为止在大多数情况下仅预留给放置托运货物的下部机身区域(即承受较大变形载荷的区域)内额外地设置乘客座椅。

发明内容

在此背景下，本发明的基本目的是提供一种用于飞行器门的简化的紧急解锁装置。

根据本发明，这个目的通过根据本公开的用于在飞行器受冲击时自动解锁飞行器门的系统以及通过具有该系统的飞行器来实现。

相应地，本发明提供一种用于在飞行器受冲击时自动解锁飞行器门的系统。该系统包括门开口；门，其在门开口中铰接到飞行器；以及锁定装置，其被设计成用于在关闭的使用状态下将门与飞行器锁定；其中所述锁定装置包括载荷传递装置，其被设计并耦接到所述飞行器的冲击区域，其方式为使得在所述飞行器在所述冲击区域内受到冲击时，所述载荷传递装置将由所述冲击区域的向内变形引起的变形载荷传递到所述锁定装置并由此将所述门解锁。

此外，本发明还提供一种具有根据本发明的系统的飞行器。

本发明的基本构思在于：利用在飞行器冲击、碰撞和/或撞击例如硬地面时产生的动能来自动化地(即自动地)解锁飞行器的一个或多个门。为此，载荷传递装置耦接到主要受到冲击影响并因此变形的飞行器区域或被定位在这样的区域内，例如下部机身区域和/或下部机翼区域。例如，该冲击区域可以是机身的底部区域，即飞行器通常首先受冲击的机身最下方区域。冲击的动能转化成变形能，即在机身的对应区域内产生变形载荷。现在，载荷传递装置被设计和布置成使得这些变形载荷能够用来松开锁定机构。就此而言，当飞行器在对应区域内发生变形时，自动地松开门锁。这样就能够有利地直接借助冲击触发解锁装置，从而能够快速完成从飞行器中撤离。

与用于紧急解锁飞行器门的常规解决方案相比，根据本发明的解决方案提供若干优点。因此，门或门框的区域内可以显著地节省重量，尤其用于加强该区域的重量。在本解决方案中，在冲击的第一阶段，实际上几乎瞬间将门解锁。无论是否在冲击后续过程中发生飞行器的进一步形变和/或变形，都应发生这种情况。一旦后者作用于一个或多个门区域，则在常规的解决方案(并未设置瞬间直接在物理上通过冲击调整的解锁装置)中可能无法再解锁对应的门，因为对应的机构可能已经随之发生了形变。在先前的解决方案中，出于这种原因，为门和/或门框提供可观的加强部分，以确保其受碰撞后仍能够解锁。在本发明中可以至少在很大程度上节省这种额外的重量。这样进而节省燃料和成本。另外，无需专用的致动器、传感器和/或控制装置。确切而言，在本解决方案中，可以使用稳妥而简单的例如用于载荷传递的机械式解决方案。例如，杠杆等可以被固定在门旁的远离冲击区域的机身区域(即不立即直接形变的区域)内并伸入冲击区域中和/或耦接到该冲击区域，其方式为使得该杠杆在由冲击引起向内变形时移入机身内部中并由此使锁定装置的其他元件移动，从而将门解锁。

在本发明的意义上，“自动地”被理解为因冲击而自动地发生解锁，而例如空中乘务员毋须采取行动。在本发明中，通过传递冲击动能而直接触发解锁。

有利的构型和改进方案从参考附图的说明得出。

根据一种改进方案，载荷传递装置可以以机械、电动、液压和/或气动方式来传递变形载荷。例如，载荷传递装置可以包括杠杆，该杠杆被布置成使其在向内变形时以机械方式被移动或转动到机身的内部中。这种(转动)移动可以用来例如操作其他载荷传递元件(例如，耦接至杠杆的拉杆和/或拉索)，这些载荷传递元件进而能够使锁定装置的柱塞移动，以松开该锁定装置。此外，可以设置电动系统，该电动系统可以包括电气传感器、致动器、控制器等。

根据一种改进方案，载荷传递装置可以包括载荷传递元件。载荷传递元件可以被设计为杠杆、连杆和/或柱杆。例如，对应液压和/或气动系统的液压和/或气动操作的气缸可以传递变形能量。替代性地或此外，可以使用机械元件，诸如杠杆或拉杆等。

根据一种改进方案，用于传递变形载荷的载荷传递装置实施平移运动和/或旋转运动。在一个具体实例中，杠杆可以因向内变形而旋转，这进而能够致使耦接到其上的拉杆平移，由此现在松开锁定装置。

根据一种改进方案，冲击区域毗邻门开口。例如，冲击区域可以被布置在飞行器机身的底部区域内，而门开口在飞行器机身的下部区域内位于该底部区域附近。然而，在替代的改进方案中，冲击区域同样可以被设计在距门开口一定距离处。例如，冲击区域可以被设置在飞行器的底部区域和/或机翼区域内，而门开口则位于飞行器机身和/或机翼的上部区域或至少间隔开的区域内。

根据一种改进方案，门开口可以被设置在飞行器的机身中。但原则上，门开口同样可以被设置在飞行器的机翼和/或机翼区域中。

根据一种改进方案，冲击区域可以被设置在飞行器机身的底部区域中。尤其，机身中的最下段机身可以形成冲击区域。对应地，载荷传递装置可以被布置在该区域内和/或以机械、电动、液压和/或气动方式耦接到该区域。

根据一种改进方案，冲击区域可以被设置在飞行器的机翼区域内。飞行器例如可以被设计为飞翼、翼身融合体飞机或翼身混合体飞机等，其中飞行器在机身与机翼之间可以具有或多或少明显的界限。在一个实例中，飞行器可以在机身与机翼之间存在流动过渡。在另一实例中，飞行器可以具有既作机身、也作机翼的翼型。例如，在这种设计中，飞行器可以首先用一个或多个机翼冲击，从而可以将冲击区域布置在机翼区域内。原则上，冲击区域可以被设计在机身区域以及机翼区域内，冲击区域尤其可以从机身区域过渡到机翼区域。

根据一种改进方案，锁定装置还可以包括解锁保险装置。解锁保险装置可以被设计成由载荷传递装置阻挡和/或释放对门的解锁。就此而言可以提出的是，对应的门并不随着冲击而立即完全解锁。可以提出的是，需要额外地例如手动解锁门来将其打开。这可以例如通过简单的机械杠杆来实现，该机械杠杆即使在机身严重变形的情况下仍能够移动。

根据一种改进方案，解锁保险装置可以被设计成用于手动操作。

根据一种改进方案，解锁保险装置可以被设计为手动杠杆。

根据一种改进方案，飞行器可以设计有至少一个上乘客层以及布置在该至少一个上乘客层下方的一个下乘客层。门开口可以被设计成在飞行器中朝向下乘客层。例如，飞行器可以是宽体飞机或窄体飞机，其包括一个或两个连续的上乘客层及位于其下方的一个下乘客层，该下乘客层例如并不是连续的，而是仅在一部分机身长度上延伸(例如，下部机身区域可以在纵向上分为下乘客层以及与之邻接的载货层)。由此，下乘客层尤其可以被设计在机身下半部分中，其中一般仅存在载货层。

上面的构型和改进方案在有意义的情况下可以任意地彼此组合。本发明的其他可行的构型、改进方案和实现方式还包括本发明的先前或随后参照实施例描述的特征的没有明确提及的组合。在此，本领域技术人员尤其还可将单独的方面作为改进内容或补充内容添加到本发明的相应的基础形式中。

附图说明

下面借助于在示意性附图中给出的实施例来详细解说本发明。在附图中：

图1a、图1b示出具有根据本发明实施方式的用于在飞行器受冲击时自动解锁飞行器门的系统的飞行器的示意性剖视图或侧视图；

图1c示出具有根据本发明的替代实施方式的系统的来自图1a的飞行器的示意性侧视图；

图2a至图2c示出来自图1a、图1b的系统在飞行器受冲击过程中的示意性剖视图；以及

图3a至图3d示出来自图1a、图1b的系统的解锁过程的示意性剖视图。

附图应当提供对本发明实施方式的进一步理解。它们展示实施方式并用于与说明书相关地解说本发明的原理和概念。其他的实施方式和上述优点中的许多都从查看附图而得出。图中的元素并不一定是按相互比例显示的。

在附图中，相同的、功能相同的和以相同方式起作用的元件、特征和部件，只要没有另外详细说明，就相应地设置有相同的附图标记。

具体实施方式

图1a示出具有根据本发明实施方式的用于在飞行器100受冲击时自动解锁飞行器100的门1的系统10的飞行器100的示意性剖视图。图1b示出飞行器100的示意性侧视图。

所示的飞行器100例如可以是客机(例如宽体飞机)，该客机包括机身2与位于其中的客舱以及两个上下布置的乘客层11、12，即上乘客层11和下乘客层12。不同于典型的宽体飞机，在所示的具体实例中，下乘客层12在机身2的下半部分中被布置在机身2的底部区域17附近，即一般预留给载货层等的区域。在该实例中，上乘客层11可以在机身2的整个纵向伸展范围上延伸。反之，下乘客层12例如可以仅在一段机身2上沿纵向延伸，从而使得至少一段机身2可以用作载货层(此处未示出)。所示的飞行器100的实施方式可以被理解为纯示例性的。同样，例如可以设置其他乘客层，例如两个上乘客层和一个下乘客层。此外，飞行器100可以被设计为窄体飞机或普通客机。原则上，同样提供本发明的如下实施方式，其中飞行器是飞翼、翼身融合体飞机或翼身混合体飞机等。

在图1a、图1b所示的实施方式中，上乘客层11包括多个座椅13，这些座椅被固定在上层客舱地板14a上，而该上层客舱地板进而以常见的方式坐落在上层横梁 16a上。此外，由上层撑杆15a保持整个结构。类似地，下乘客层12同样包括多个座椅13，这些座椅被安置在下层横梁16b上的下层客舱地板14b上。在下层横梁16b 下方设置有多个下层撑杆15b，这些下层撑杆用于加强或加固整个下机身2。另外，在机身2的这个最下方区域内可以设置其他加强装置和/或阻尼系统(未示出)，以实现下机身2的尽可能坚固的构型。

机身2设有多个门开口3，在图1b中示例性地示出其中一个门开口。门开口3 被设计成在机身2中朝向下乘客层12。在每个门开口3中，门1各自铰接到机身2。所示的门1具有锁定装置4，该锁定装置被设计成用于在关闭的使用状态下(例如在飞行期间)将门1与机身2锁定。在根据图1a、图1b的具体实施方式中，设置总共五个锁定点8，通过这些锁定点将门1与机身2锁定(两个侧面的和三个下面的锁定点8)。对于本领域技术人员显而易见的是，可以根据需求和应用情况实现锁定装置4 和锁定点8的各种不同的具体配置。

作为替代实例，图1c示出本发明的略作修改的实施方式中的对应系统10。在该具体实施方式中，同样设置总共五个锁定点8，通过这些锁定点将门1与机身2锁定。然而，在此情形下，除了两个侧面锁定点8之外还设置有三个上部锁定点8。例如，门1可以在门开口3的下侧铰接到机身2，使得门1在解锁后因其自重而在一定程度上自动地向下摆转或移动到打开状态。

这种机身2在飞行期间自然承受显著的载荷和应力。在此，必须考虑各种力和力矩，诸如剪切力、扭矩和弯矩等。此外，还由于显著的内部压力而施加力。在此，机身结构中的所有开口(例如门开口)原理上削弱了结构的载荷能力。出于这种原因，通常需要使机身2在开口区域周围(即，在机身中的相应切口周围的区域内)设置有加厚部分和其他加强部分。在重量优化的机身中，载荷尤其还通过门或由门承受或传递到上边缘和下边缘以及侧边界。为了即使在门结构或门机构受到冲击或撞击等并由此可能引起变形之后也确保对门的紧急解锁，有时耗用显著的材料重量来对门进行增强。在一种实施方式中，如图1a、图1b所示，当飞行器100在底部区域17内受到冲击或碰撞时，下乘客层12的区域明显比上乘客层11承受更大的载荷。对应地，设计在下乘客层12的区域中的门1也比在机身2的较高区域中的门承受更大的力和力矩。在这种冲击下，位于下层横梁16b下方的底部区域17由于撞击力而首先发生形变，而机身2的更远区域(例如门1周围的区域)至少首先还不受影响。这一事实利用针对门1的锁定机构的本解决方案。

图2a至图2c示出来自图1a、图1b的系统10在飞行器100受冲击过程中的示意性剖视图以用于解释。本解决方案提供一种具有载荷传递装置5的锁定装置4(参见图1a以及图2a至图2c)。载荷传递装置5被设计并耦接到机身2的底部区域17内的冲击区域7，其方式为使得在飞行器100在冲击区域7内受到冲击时，载荷传递装置 5将由冲击区域7的向内变形引起的变形载荷从机身2传递到锁定装置4并由此将门 1解锁。在此情形下，冲击区域7可以毗邻门开口3。然而，原则上冲击区域7同样可以被布置在距门开口一定距离处。

具体而言，在本发明中，载荷传递装置5以机械方式设计有作为杠杆起作用的载荷传递元件19，该载荷传递元件经由连接元件18(参见图2a至图2c)耦接到锁定装置4的锁定点8中的一个或多个锁定点。载荷传递元件19被布置在机身2的远离底部区域17的区域(即不直接发生形变的区域)内的枢转点21处并突伸到底部区域 17中，从而使得该载荷传递元件在由冲击引起向内变形时移入机身2的内部中，其中该载荷传递元件围绕枢转点转动。连接元件18(例如拉杆或拉索等)以相对于枢转点21偏置的方式耦接到载荷传递元件19，从而使得由于载荷传递元件19的转动而将连接元件18向下拉向底部区域17。这种运动进而能够用来松开锁定装置4的柱塞机构，如以下结合图3a至图3d所解释的。

图3a至图3d示出来自图1a、图1b的系统10的解锁过程的示意性剖视图。示例性地，可以看到铰接到机身2的门1的锁定点8，其中由所示的飞行器蒙皮20指示飞行器100的外侧，在飞行期间主要载荷沿着该飞行器蒙皮扩散。在沿线A-A的剖视图中可以看到锁定装置4的细节。首先，经由支承在固持机构22中的柱塞9将门 1与机身2牢固地锁定(参见图3a)。柱塞9与来自图2a至图2c的载荷传递装置5 的连接元件18相连接，其方式为使得因机身2在冲击区域7内变形而操作载荷传递装置5时，将柱塞9从锁定装置4中拉出(参见图3b和图3c)。

由此，门1在冲击的第一阶段已经提早解锁，其中由冲击动能直接驱动解锁。由此，相较于常规的解决方案，门可以明显减少强化，因为无论是否发生进一步变形，在冲击的第一阶段已经将门解锁。另外，无需专用的致动器、传感器和/或控制装置。确切而言，所示的解决方案提供一种极其简单而稳妥的、用于在冲击期间自动解锁门的纯机械式解决方案。

在该实施方式中，锁定装置4还包括解锁保险装置6。解锁保险装置6被设计为机械杠杆，用于由载荷传递装置5来释放或阻挡对门1的解锁。在图3a至图3c中，解锁保险装置6阻挡对门1的解锁。在图3d中，才通过手动操作解锁保险装置6来释放解锁，例如由飞行器100的乘务人员。如此可以避免不期望地、过早地打开门1。

在上面的详细说明中，在一个或多个实例中总结了用于改进图示的严谨性的各种特征。然而在此应当清楚的是，上面的说明仅仅是展示性的而绝不是限制性的。该说明用于涵盖不同特征和实施例的所有替代方案、修改和等效物。在查阅上文说明的情况下，本领域技术人员基于其专业知识将立即且直接地明了许多其他的实例。

在一个实例中，载荷传递装置可以例如并非采用纯机械的设计方案，而是替代性地或此外采用电动、液压和/或气动的设计方案。例如，可能因向内变形而驱动液压缸，进而由此操纵锁定装置的柱塞机构。

飞行器例如可以被设计为飞翼、翼身融合体飞机或翼身混合体飞机等，其中冲击区域可以被布置在机身区域和/或机翼区域中。例如，门开口同样可以被布置在飞行器的机翼和/或机翼区域中。

在所示的本发明实施方式中，利用冲击区域的向内变形来操作布置在机身内的载荷传递装置。原则上，替代性地可以将载荷传递装置至少部分地布置在机身外部。

例如，载荷传递装置可以具有从机身的机身冲击区域向外伸出的杠杆。载荷传递装置可以被定向和设计成使得当飞行器在冲击区域内受到冲击时，杠杆直接因与地面等接触而移动。例如，这种杠杆或对应的装置可以向上移动并以此方式将门解锁。

选出并说明这些实施例以便能够尽可能最好地展现本发明所基于的原理及其在实践中的应用可能性。由此，本领域技术人员可以参照预期的使用目的来最优地修改和使用本发明及其不同的实施例。在权利要求书以及说明书中，术语“包含”和“具有”用作对应术语“包括”的中性语言的概念化(neutralsprachliche Begrifflichkeiten)。此外，术语“一个”的使用原则上应当不排除多数个所描述的特征和部件。

附图标记清单

1 门

2 机身

3 门开口

4 锁定装置

5 载荷传递装置

6 解锁保险装置

7 冲击区域

8 锁定点

9 柱塞

10 系统

11 上乘客层

12 下乘客层

13 座椅

14a 上层客舱地板

14b 下层客舱地板

15a 上层撑杆

15b 下层撑杆

16a 上层横梁

16b 下层横梁

17 底部区域

18 连接元件

19 载荷传递元件

20 飞行器蒙皮

21 枢转点

22 固持机构

100 飞行器

Claims (12)

1.一种用于在飞行器(100)受冲击时自动解锁所述飞行器(100)的门(1)的系统(10)，所述系统具有：

门开口(3)；

门(1)，其在所述门开口(3)中铰接到所述飞行器(100)；以及

锁定装置(4)，其被设计成用于在关闭的使用状态下将所述门(1)与所述飞行器(100)锁定；

其中所述锁定装置(4)包括载荷传递装置(5)，其被设计并耦接到所述飞行器(100)的冲击区域(7)，其方式为使得在所述飞行器(100)在所述冲击区域(7)内受到冲击时，所述载荷传递装置(5)将由所述冲击区域(7)的向内变形引起的变形载荷传递到所述锁定装置(4)并由此将所述门(1)解锁。

2.根据权利要求1所述的系统(10)，其中所述载荷传递装置(5)以机械、电动、液压和气动方式中的至少一种方式传递变形载荷。

3.根据权利要求1或2所述的系统(10)，其中所述载荷传递装置(5)包括载荷传递元件(19)，其至少被设计为杠杆、连杆和柱杆之一。

4.根据权利要求1至3之一所述的系统(10)，其中用于传递变形载荷的所述载荷传递装置(5)实施平移运动和旋转运动中的至少一种。

5.根据权利要求1至4之一所述的系统(10)，其中所述冲击区域(7)毗邻所述门开口(3)。

6.根据权利要求1至5之一所述的系统(10)，其中所述门开口(3)被设置在所述飞行器(100)的机身(2)中。

7.根据权利要求1至6之一所述的系统(10)，其中所述冲击区域(7)被设置在所述飞行器(100)的机身(2)的底部区域(17)中。

8.根据权利要求1至7之一所述的系统(10)，其中所述冲击区域(7)被设置在所述飞行器(100)的机翼区域中。

9.根据权利要求1至8之一所述的系统(10)，其中所述锁定装置(4)进一步包括解锁保险装置(6)，其被设计成用于通过所述载荷传递装置(5)来实现阻挡和释放对所述门(1)的解锁中的至少一者。

10.根据权利要求9所述的系统(10)，其中所述解锁保险装置(6)被设计成用于手动操作。

11.一种飞行器(100)，具有根据权利要求1至10之一所述的系统(10)。

12.根据权利要求11所述的飞行器(100)，其中所述飞行器(100)设计有至少一个上乘客层(11)以及布置于所述至少一个上乘客层(11)下方的一个下乘客层(12)，其中所述门开口(3)被设计成在所述飞行器(100)中朝向所述下乘客层(12)。