CN111114747B - 飞行器门锁定系统和飞行器门组件 - Google Patents

Abstract

公开了一种飞行器门锁定系统和飞行器门组件，该系统包括第一锁定元件，其能围绕第一旋转轴线可旋转地固定在飞行器门组件的第一元件上并具有容纳开口及支承壳。该系统的第二锁定元件能被固定在飞行器门组件的第二元件上并包括锁定栓。在该系统的解锁状态下，锁定栓能被引入穿过容纳开口，并能通过第一锁定元件的在锁定方向上围绕第一旋转轴线的旋转被定位在第一锁定元件的支承壳中，使该系统转换至其锁定状态。该系统包括转矩生成装置，其被适配为在该系统的锁定状态下生成转矩：当在第一锁定元件的支承壳和/或锁定栓上施加与第一旋转轴线垂直地指向的力时，转矩抵抗第一锁定元件的在与锁定方向相反的解锁方向的方向上围绕第一旋转轴线的旋转。

Description

飞行器门锁定系统和飞行器门组件

技术领域

本发明涉及一种飞行器门锁定系统以及一种装配有此类锁定系统的飞行器门组件。

背景技术

适合在现代交通用飞行器中使用的飞行器门组件必须满足许多要求和许可规定。例如，飞行器门组件必须具有锁定系统，该锁定系统在装配有飞行器门组件的飞行器的飞行运行中将飞行器门锁定在其关闭位置。当前常见的飞行器门组件通常装配有运动机构，在由门封闭飞行器机身中形成的门开口的情况下，该运动机构将已经在门框中定位的门相对于门框向内移动大约2至3mm并且向下移动大约50至60mm，直到门到达了锁定位置。然后，布置在其锁定位置的门可以通过激活锁定系统而被固定在其关闭位置。

反之，为了打开门，首先禁用锁定系统，并且然后向内移动2至3mm并且向上移动大约50至60mm，直到门到达了这样的位置，在该位置所述门能够继续移动至使其释放门开口。释放门开口可以例如通过使门围绕枢转轴枢转来进行，但是也可以通过使门以与飞行器机身平行的方式推移来进行。门的枢转运动和推移运动通常都具有相对于门框向外指向的运动分量，由此避免门在打开时与飞行器空间的门开口周围的区域发生接触。

DE 10 2009 014 528 A1公开了一种用于在飞行器中的舱门处实现锁门的电子机械式封锁装置。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种特别安全、然而同时简单且节省空间地构造的飞行器门锁定系统。另外，本发明的目的在于，给出一种装配有此类锁定系统的飞行器门组件。

这个目的通过以下这样一种飞行器门锁定系统以及飞行器门组件来实现。

本发明的实施例提供了一种飞行器门锁定系统，该飞行器门锁定系统包括第一锁定元件，所述第一锁定元件能够围绕第一旋转轴线可旋转地固定在飞行器门组件的第一元件上并且具有容纳开口以及支承壳。第一锁定元件优选地能够如此被固定在飞行器门组件的第一元件上，使得该第一锁定元件虽然可以相对于飞行器门组件的第一元件围绕第一旋转轴线旋转，此外然而无法实施相对于飞行器门组件的第一元件的其他运动。

另外，所述飞行器门锁定系统包括第二锁定元件，所述第二锁定元件能够被固定在所述飞行器门组件的第二元件上并且包括锁定栓。优选地，锁定栓与第一锁定元件的第一旋转轴线大体上平行地延伸或者具有与第一锁定元件的第一旋转轴线大体上平行地延伸的至少一个区段。

飞行器门组件的第一元件可以例如是飞行器门，而飞行器门组件的第二元件可以形成为门框的形式。然而同样可以设想相反的情形，即飞行器门锁定系统的第一锁定元件也可以能够被固定在飞行器门组件的形成为门框形式的第一元件上，而飞行器门锁定系统的锁定栓也可以能够被固定在飞行器门组件的形成为成门形式的第二元件上。在这样的情形中，仅需要对第一锁定元件相对于飞行器门组件的对应第一元件的取向进行对应适配。

在所述飞行器门锁定系统的解锁状态下，所述第二锁定元件的锁定栓能够通过所述第一锁定元件和所述第二锁定元件在与所述第一锁定元件的第一旋转轴线垂直的平面内的平移式相对运动被引入穿过所述第一锁定元件的容纳开口。原则上，这两个锁定元件的平移式相对运动可以通过这两个锁定元件的运动、尤其接近来实现。替代于此，然而也可以设想的是，这两个锁定元件中的仅一个锁定元件在另一个锁定元件的方向上移动，而所述另一个锁定元件保持位置固定。

在飞行器门锁定系统已被安装在飞行器门组件中的状态下，第二锁定元件的锁定栓被引入穿过第一锁定元件的容纳开口优选地通过飞行器门组件的这两个元件的相对运动(例如通过使相对于门框可移动的飞行器门向位置固定的门框接近)、在飞行器门从敞开位置向关闭位置移动时进行。相对应地，飞行器门锁定系统的这两个锁定元件优选地能够如此被固定在飞行器门组件的这两个元件上，使得第二锁定元件的锁定栓在飞行器门组件的这两个元件接近时如此与第一锁定元件的容纳开口对准，从而使得锁定栓能够不受阻碍地被引入第一锁定元件的容纳开口中。

另外，锁定栓能够通过在锁定栓被引入穿过容纳开口之后接着使第一锁定元件在锁定方向V上围绕第一旋转轴线A旋转被定位在第一锁定元件的支承壳中，从而使飞行器门锁定系统转换至其锁定状态。当飞行器门锁定系统处于锁定状态时，在第二锁定元件上形成的锁定栓与第一锁定元件的支承壳的共同作用避免这两个锁定元件的分离并且因此避免飞行器门组件的这两个元件的分离。

最后，所述飞行器门锁定系统包括转矩生成装置，所述转矩生成装置被适配为用于在所述飞行器门锁定系统的锁定状态下生成如下转矩：当在所述第一锁定元件的支承壳和/或所述第二锁定元件的锁定栓上施加与所述第一旋转轴线大体上垂直地指向的力时，所述转矩抵抗所述第一锁定元件的在与所述锁定方向相反的解锁方向的方向上围绕所述第一旋转轴线的旋转。在第一锁定元件的支承壳和/或第二锁定元件的锁定栓上所施加的力能够例如从压力差中得出，该压力差在装配有飞行器门锁定系统的飞行器的飞行运行中存在于环境压力与受压的飞行器舱中相比于环境压力提高的内部压力之间。

然而之后，即使当对飞行器门(该飞行器门借助于飞行器门锁定系统被锁定在门框上)施加(手动的)压力时，转矩生成装置也生成抵抗第一锁定元件在解锁方向上围绕第一旋转轴线的旋转的转矩。最后，即使当例如在装配有飞行器门锁定系统的飞行器进行水上迫降的情况下有提高的外部压力作用在借助于飞行器门锁定系统被锁定在门框上的飞行器门上时，转矩生成装置也适合于生成抵抗第一锁定元件在解锁方向上围绕第一旋转轴线的旋转的转矩。

因此，一旦在借助于飞行器门锁定系统被锁定在门框上的飞行器门上施加作用在打开方向上的力时，转矩生成装置就能够生成抵抗飞行器门锁定系统的解锁的自动闭合力矩。飞行器门锁定系统可以因此将飞行器门特别可靠地锁定在门框上。另外，在使飞行器门锁定系统从其解锁状态转换至其锁定状态时，可以免去飞行器门与门框在飞行器门或门框的竖轴方向上的相对运动。更确切地说，仅需要使第一锁定元件围绕第一旋转轴线旋转。

飞行器门锁定系统因此特别好地适合于锁定飞行器门组件，该飞行器门组件布置在飞行器的下机舱区域中并且因此在飞行器门或门框的竖轴方向上经受特别的安装空间约束。另外，飞行器门锁定系统满足对布置在乘客舱区域内的飞行器门锁定系统所提出的所有要求。相对应地，飞行器门锁定系统能够以特别有利的方式用于锁定飞行器门组件，该飞行器门组件被安装在布置在下机舱区域内的乘客舱中。然而飞行器门锁定系统的替代性的使用方法同样是可能的。

在所述飞行器门锁定系统的一种优选的实施方式中，所述第一锁定元件包括第一支腿以及通过连接件与所述第一支腿相连的第二支腿。于是，所述第一锁定元件的容纳开口可以是在所述第一支腿的自由端与所述第二支腿的自由端之间形成的。优选地，第一支腿和第二支腿以及连接件被实施成(在俯视图中观察)大体上C形的，即第一锁定元件的这两个支腿优选地分别在布置在这些支腿的两个自由端之间的容纳开口的方向上弯曲。

优选地由连接件来限定第一锁定元件的支承壳。第一锁定元件的支承壳的形状在此尤其由连接件的内表面的形状来决定，当飞行器门锁定系统处于其锁定状态时，第二锁定元件的锁定栓紧贴在该内表面上。连接件的内表面的形状因此优选地适配于锁定栓的外表面的形状。当锁定栓例如具有大体上呈圆形的横截面时，连接件的内表面是(在俯视图中观察)优选大体上呈圆弧段的形状、尤其呈半圆弧的形状形成的。

所述第一锁定元件的第一旋转轴线优选地布置在所述第一锁定元件的第一支腿的区域内。尤其，所述第一旋转轴线布置在所述第一支腿的轴向突出部的区域内，所述轴向突出部在所述第二支腿的方向上伸出。轴向突出部是优选经修圆地形成的。

此外，在所述第一支腿上、尤其在所述第一旋转轴线与所述第一支腿的自由端之间形成有支承面，所述支承面可以被适配为：当在所述门锁定系统已被安装在飞行器门组件中的状态下所述飞行器门组件的所述第一元件和所述第二元件占据所限定的极限位置时，容纳所述第二锁定元件的锁定栓。尤其在第一支腿的朝向第二支腿的内表面上形成的支承面优选地凹状弯曲并且具有与锁定栓的形状相适配的形状，以确保锁定栓可靠地容纳在支承面中。

在越过锁定凸起的情况下，到达飞行器门组件的这两个元件的所限定的极限位置。在此，门最大程度地陷入密封。当第二锁定元件处于支承面和锁定凸起的过渡点时，到达另一个极限位置。在此生成最大闭合力矩。当第二锁定元件已到达支承壳中的最终位置时，闭合力矩趋于零。现在，第一锁定元件的旋转轴线和第二锁定元件(滚筒)的轴线的连接线与飞行器的外蒙皮成直角。如果现在形成压力差(飞行器起飞并且高度提升)，那么锁定装置如此传递所产生的内压力，使得锁定装置保持无力矩或始终尝试达到无力矩的状态。

在所述飞行器门锁定系统的一种优选实施方式中，所述第一锁定元件另外包括基板。在飞行器门锁定系统已被安装在飞行器门组件中的状态下，基板的第一表面朝向飞行器门组件的第一元件，而基板的背离飞行器门组件的第一元件的第二表面承载支腿以及连接件。

所述基板优选地设置有与所述第一旋转轴线平行地延伸穿过所述基板的第一定中心开口。第一定中心开口优选地布置在由支承壳限定的圆弧段的中心点的区域内。借助第一定中心开口，在安装在飞行器门组件的第一元件上时，可以使第一锁定元件以简单的方式方法相对于第二锁定元件在所期望的位置布置并且定向。

飞行器门锁定系统的转矩生成装置优选地包括在所述第一锁定元件的第二支腿上形成的锁定突出部，所述锁定突出部在所述第一锁定元件的第一支腿的方向上伸出。所述锁定突出部被适配为：当在所述第一锁定元件的支承壳和/或所述第二锁定元件的锁定栓上施加与所述第一旋转轴线大体上垂直地指向的力时，与所述第二锁定元件的锁定栓共同作用。通过锁定突出部与第二锁定元件的锁定栓的共同作用，生成转矩生成装置的抵抗第一锁定元件在解锁方向上的旋转的转矩。

转矩生成装置的锁定突出部优选比第一旋转轴线布置得更靠近于第一锁定元件的连接件的顶点。所述转矩生成装置的抵抗所述第一锁定元件在解锁方向上的旋转的转矩优选由如下角度来确定，所述角度由切线和直线限定，所述切线紧贴所述锁定突出部的朝向所述连接件的顶点的区域，所述直线与所述第一旋转轴线垂直地延伸穿过由所述支承壳所限定的圆弧段的中心点。该角度可以例如介于20和40°之间并且尤其为大约30°。然而，除了第一锁定元件的设计方案以外，门密封件的夹紧力和在支承壳和/或锁定栓上所施加的力的量也影响由转矩生成装置加载的闭合力矩。

所述第二锁定元件的锁定栓可以包括与保持元件相连的芯部。芯部尤其可以与保持元件单件式地形成。保持元件可以实现第二锁定元件在飞行器门组件的第二元件上的可靠安装并且可以包括底板和基座，该底板带有用于容纳固定装置、例如螺栓的对应的固定开口，该基座从底板出发在芯部的方向上延伸。

另外，所述锁定栓可以包括套装在所述芯部上的并且相对于所述芯部围绕所述第二旋转轴线可旋转的滚筒。第二旋转轴线优选地与第一旋转轴线大体上平行地延伸。锁定栓的可旋转的滚筒使得第一锁定元件和第二锁定元件在飞行器门锁定系统解锁或锁定时的相对运动变得容易。

为了在将第二锁定元件安装在飞行器门组件的第二元件上时使第二锁定元件相对于第一锁定元件的布置和取向变得容易，第二锁定元件可以设置有第二定中心开口。优选地，当在安装在飞行器门组件的这两个元件上的情况下这两个锁定元件正确地相对于彼此定位时，第二定中心开口与第二旋转轴线同轴地延伸穿过锁定栓的芯部并且相应地与第一锁定元件的布置在由支承壳限定的圆弧段的中心点的区域内的第一定中心开口对准。

所述飞行器门锁定系统另外可以包括与所述第一锁定元件可连接的支承元件。支承元件可以包括支承板以及支承基座，该支承板带有用于容纳固定装置、例如螺栓的对应的固定开口，该支承基座在支承元件的与第一锁定元件相连的状态下从支承板出发在第一锁定元件的方向上延伸。支承元件优选地设置有第三定中心开口，在将飞行器门锁定系统安装在飞行器门组件上时，该第三定中心开口能够相对于第一锁定元件被定位成使得当支承元件和第一锁定元件相对于彼此布置在所期望的安装位置时，该第三定中心开口与在第一锁定元件的基板中形成的第一定中心开口对准。

另外，所述飞行器门锁定系统可以包括用于检测所述飞行器门锁定系统的运行状态的传感器组件。所述传感器组件优选地被适配为用于检测所述第一锁定元件相对于所述飞行器门组件的第一元件的位置。在飞行器门锁定系统已被安装在飞行器门组件中的状态下，可以将由传感器组件提供的传感器信号传递给控制单元。然后控制单元可以借助传感器信号来确定飞行器门锁定系统是锁定的还是解锁的。另外，控制单元可以与显示飞行器门锁定系统的运行状态的显示装置处于连接中。显示装置优选地布置在装配有飞行器门锁定系统的飞行器的机舱、尤其驾驶舱中。

在一种优选的实施方式中，所述飞行器门锁定系统另外包括驱动系统，所述驱动系统被适配为用于使所述第一锁定元件围绕所述第一旋转轴线旋转，以使所述飞行器门锁定系统在其解锁状态与其锁定状态之间进行调整。所述驱动系统优选地包括与所述第一旋转轴线同轴地延伸的旋转轴，所述第一锁定元件防旋转地被安装在所述旋转轴上。另外，驱动系统可以包括同样防旋转地与旋转轴相连的杠杆，该杠杆被适配为用于将为使第一锁定元件围绕第一旋转轴线旋转所需的驱动力传递至旋转轴。杠杆可以能够手动地和/或通过适当的机械系统或电动系统来操作。

本发明的实施例提供了一种飞行器门组件，所述飞行器门组件包括第一元件、第二元件和至少一个如上所述的飞行器门锁定系统。所述飞行器门锁定系统的第一锁定元件被固定在所述第一元件上，而所述飞行器门锁定系统的第二锁定元件被固定在所述第二元件上。

在所述飞行器门组件的一种优选实施方式中，所述第一元件形成为飞行器门的形式，而所述第二元件形成为门框的形式。然而也可以设想相反的情形，即飞行器门组件的第一元件也可以形成为门框的形式，而第二元件也可以形成为飞行器门的形式。

所述飞行器门组件可以包括多个如上所述的飞行器门锁定系统。然后所述飞行器门锁定系统被布置成优选地沿着所述第一元件和第二元件的两个彼此相对的侧边缘分布。例如，飞行器门锁定系统可以被布置成沿着门框和飞行器门的两个纵向边缘分布。

在装配有多个飞行器门锁定系统的飞行器门组件中，飞行器门锁定系统的驱动系统优选如此互相耦合，使得直接地驱动所述飞行器门锁定系统的仅一部分，而间接地驱动所述飞行器门锁定系统的另一部分。尤其，飞行器门组件包括至少一个直接被驱动的飞行器门锁定系统。当飞行器门锁定系统被布置成沿着飞行器门组件的侧边缘分布时，该/这些直接被驱动的飞行器门锁定系统优选“内置地”布置，即该/这些直接被驱动的飞行器门锁定系统分别有两个相邻的飞行器门锁定系统置于两侧。

另外，在装配有多个飞行器门锁定系统的飞行器门组件中，可以是所述飞行器门锁定系统的仅一部分装配有传感器组件。尤其，必要时可以免去监测在驱动链中“内置地”布置的飞行器门锁定系统。

附图说明

飞行器门锁定系统和飞行器门组件的优选实施方式在下文中借助所附的示意图更详细地解释，其中，

图1示出飞行器门组件的三维视图，该飞行器门组件装配有多个飞行器门锁定系统，

图2示出根据图1的飞行器门组件的截面视图，

图3示出处于解锁状态的在图1中展示的飞行器门锁定系统，

图4示出处于锁定状态的根据图3的飞行器门锁定系统，

图5a至图5f展示根据图3和图4的飞行器门锁定系统从其锁定状态转换至其解锁状态，

图6至图8示出根据图3和图4的飞行器门锁定系统的第一锁定元件的三维细节视图，并且

图9示出根据图3和图4的飞行器门锁定系统的第二锁定元件的三维细节视图。

具体实施方式

在图1和图2中分别示出了飞行器门组件100。飞行器门组件100包括第一元件102以及第二元件104。第一元件102形成为飞行器门的形式，而第二元件104形成为适合于容纳该飞行器门的门框的形式。另外，飞行器门组件100装配有多个飞行器门锁定系统10，这些飞行器门锁定系统被布置成沿着门框和飞行器门的两个纵向边缘分布。在飞行器门组件100的在此示出的实施例中，设置有八个飞行器门锁定系统10，然而飞行器门锁定系统10的数量可以根据需求、例如取决于飞行器门组件100的尺寸而变化。

图1和2中展示的飞行器门组件100安装在飞行器乘客舱中，该飞行器乘客舱位于交通用飞行器的下机舱区域内。示出的飞行器门组件100包括铰接臂106，该铰接臂可以实现飞行器门围绕枢转轴线S1和S2的相对于门框的枢转并且通过引导杆107以枢转轴线S3和S4进行引导。替代性于此，然而飞行器门组件100也可以具有另一种开门机制，例如这样的机制，其中在打开时首先将飞行器门从门框向外推并且接着与飞行器外壳108大体上平行地推移，以便释放由门框限定的门开口。

飞行器门锁定系统10中的每一个包括第一锁定元件12以及第二锁定元件14，参见图3和图4(在此关于第二锁定元件14仅示出了之后还将详细说明的滚筒60)。第一锁定元件12借助支承元件15(参见图6和图7)被固定在飞行器门组件100的形成为飞行器门形式的第一元件102上，而第二锁定元件14被固定在飞行器门组件100的形成为门框形式的第二元件104上。

如从图6至图8中最好地可看出的，第一锁定元件12包括基板16、第一支腿18以及通过连接件20与第一支腿相连的第二支腿22。在飞行器门锁定系统10已被安装在飞行器门组件100中的状态下，基板16的第一表面24朝向飞行器门组件100的在此形成为飞行器门形式的第一元件102，而基板16的背离飞行器门组件100的第一元件102的第二表面26承载支腿18、22以及连接件20。

在第一支腿18的自由端部28与第二支腿22的自由端30之间形成有容纳开口32。而将两个支腿18、22相互连接的连接件20限定了支承壳34。支承壳34的形状由连接件20的内表面的形状确定并且在飞行器门锁定系统10的在此示出的实施例中(在俯视图中观察)形成为大体上半圆弧形。

在被已安装在飞行器门组件100中的状态下，第一锁定元件12围绕第一旋转轴线A可旋转地安置在飞行器门组件100的第一元件102上。用于使第一锁定元件12围绕第一旋转轴线A旋转的驱动系统36包括与第一旋转轴线A同轴地延伸的旋转轴38，第一锁定元件12防旋转地安装在该旋转轴上，参见图7。另外，驱动系统36包括同样防旋转地与旋转轴38相连的杠杆40，该被杠杆适配为用于将为使第一锁定元件12围绕第一旋转轴线A旋转所需的驱动力传递至旋转轴38。

第一锁定元件12的第一旋转轴线A被布置在第一支腿18处形成的、经修圆的轴向突出部42的区域内，该轴向突出部在第二支腿22的方向上伸出。另外，在第一支腿18的朝向第二支腿22的内表面上在第一旋转轴线A与第一支腿18的自由端28之间形成有凹状弯曲的支承面44。最后，第一锁定元件12的基板16设置有第一定中心开口46，该第一定中心开口与第一旋转轴线A平行地延伸穿过基板16。尤其，第一定中心开口46布置在由支承壳34限定的半圆弧的中心点M的区域内。

图9中详细地示出的第二锁定元件14包括带有底板50以及基座52的保持元件48。底板50设置有用于容纳固定装置、例如螺栓的固定开口54并且用于将第二锁定元件14位置固定地固定在飞行器门组件100的形成为门框形式的第二元件104上。基座52与底板50单件式地形成并且具有从底板50出发变细的形状。

另外，第二锁定元件14包括锁定栓56，该锁定栓包括与保持元件48相连的并且尤其与保持元件48单件式地形成的芯部58。在芯部58上套装有滚筒60，该滚筒相对于芯部58围绕第二旋转轴线D可旋转。在飞行器门锁定系统10已被安装在飞行器门组件100中的状态下，第一锁定元件12的第一旋转轴线A和滚筒60的第二旋转轴线D彼此平行地定向。锁定栓56的芯部58被与第二旋转轴线D同轴地延伸的第二定中心开口62贯穿。

尤其在图7中示出的用于在飞行器门组件100的第一元件102上固定第一锁定元件12的支承元件15包括支承板64，该支承板与第二锁定元件14的底板50类似地设置有用于容纳固定装置、例如螺栓的固定开口66。另外，支承元件15具有支承基座68，该支承基座在支承元件15的与第一锁定元件12相连的状态下从支承板64出发在第一锁定元件12的方向上延伸。支承元件15优选地设置有第三定中心开口70。

在飞行器门组件100的第一元件102上固定第一锁定元件12时，支承元件15相对于第一锁定元件12被定位成使得在支承元件15的支承板64中形成的第三定中心开口70与在第一锁定元件12的基板16中形成的第一定中心开口46对准。由此可以确保，在已被固定在飞行器门组件100的第一元件102上的状态下，支承元件15和第一锁定元件12相对于彼此布置在所期望的位置。

另外，第二锁定元件14被固定在飞行器门组件100的第二元件104上的如下位置中，使得与第二旋转轴线D同轴地延伸穿过锁定栓56的芯部58的第二定中心开口62同样与第一锁定元件12的第一定中心开口56对准。由此确保，在安装在飞行器门组件100的两个元件102、104上时，这两个锁定元件12、14也正确地相对于彼此被定位。

在飞行器门锁定系统10的解锁状态下，在第一锁定元件12的两个支腿18、22之间所设置的容纳开口32朝向锁定栓56。相对应地，锁定栓56能够通过第一锁定元件12和第二锁定元件14在与第一锁定元件12的第一旋转轴线A垂直的平面内的平移式相对运动被引入穿过第一锁定元件12的容纳开口32。在飞行器门锁定系统10已被安装在飞行器门组件100中的状态下，通过使第一锁定元件12向第二锁定元件14接近(由于相对于门框可移动的飞行器门向位置固定的门框接近)、在飞行器门从敞开位置向关闭位置移动时促使这两个锁定元件12、14平移式地相对运动。在第二锁定元件14的锁定栓56被引入穿过容纳开口32之后，该锁定栓占据图3所示的位置。

另外，锁定栓56能够通过在锁定栓56被引入穿过容纳开口32之后接着使第一锁定元件12在锁定方向V上围绕第一旋转轴线A旋转(参见图3)被定位在第一锁定元件12的支承壳34中，从而使飞行器门锁定系统10转换至其锁定状态。当飞行器门锁定系统10处于其锁定状态时，第二锁定元件14的锁定栓56占据图4中所示的位置。于是，在第二锁定元件14上形成的锁定栓56与第一锁定元件12的就其形状而言与锁定栓56的形状相适配的支承壳34的共同作用避免这两个锁定元件12、14分离并且因此避免飞行器门组件100的这两个元件102、104的分离，参见图4中的箭头F1和F1’。

在图5a至图5f中展示了飞行器门锁定系统10从其在图4中所示的锁定状态转换至其在图3中所示的解锁状态。为了解锁飞行器门锁定系统10，第一锁定元件12(由驱动系统36驱动地)在解锁方向E上围绕旋转轴线A相对于飞行器门组件100的第一元件102并且相对于第二锁定元件14旋转。在此，第二锁定元件14的锁定栓56沿着第一锁定元件12的第二支腿22的内表面滑动，参见图5b至图5d，其中通过锁定栓56的滚筒60围绕第二旋转轴线D的旋转使锁定栓56的滑动运动变得容易。

通过锁定栓56与第一锁定元件12的第二支腿22的内表面的共同作用，飞行器门首先相对于门框向内拉(参见图5b中的箭头P1)，并且接着相对于门框向外压(参见图5c和图5d的箭头P2)。在第一锁定元件12围绕第一旋转轴线A的旋转运动的最后一部分，锁定栓56从第一锁定元件12的第二支腿22的内表面松开(参见图5e和图5f)，直到该锁定栓最后再次占据图3中所示的终止位置。

在图3中所示的终止位置中，锁定栓56容纳在第一锁定元件12的第一支腿18上形成的、凹状弯曲的支承面44中。由于支承面54就其形状而言与锁定栓56的形状相适配，锁定栓56在飞行器门锁定系统10的解锁状态下可靠地容纳在支承面44中。然后，飞行器门组件100的飞行器门和门框占据这样的极限位置，在该极限位置中飞行器门相对于门框最大程度内置地布置。通过使锁定栓56容纳在支承面54中，避免飞行器门组件100的这两个元件102、104移动超出所限定的极限位置。由此避免飞行器门组件100的部件以及尤其门密封件过载。

飞行器门锁定系统10装配有用于检测飞行器门锁定系统10的运行状态的传感器组件71。传感器组件71检测第一锁定元件12相对于飞行器门组件100的第一元件102的位置并且传递对应的传感器信号至图中未示出的控制单元。然后控制单元可以借助传感器信号来确定飞行器门锁定系统10是锁定的还是解锁的。另外，控制单元与显示飞行器门锁定系统10的运行状态的显示装置处于连接中，该显示装置例如布置在装配有飞行器锁定系统10的飞行器的驾驶舱中。

最后，飞行器门锁定系统10包括转矩生成装置72，该转矩生成装置被适配为用于在飞行器门锁定系统10的锁定状态下生成如下转矩：当在第一锁定元件12的支承壳34和/或第二锁定元件14的锁定栓56上施加与第一旋转轴线A大体上垂直地指向的力时，该转矩抵抗第一锁定元件12的在解锁方向E的方向上围绕第一旋转轴线A的旋转，参见示例性地图4中的箭头F2、F2’。

转矩生成装置72包括在第一锁定元件12的第二支腿22上形成的锁定突出部74，该锁定突出部在第一锁定元件12的第一支腿18的方向上伸出。当在支承壳34和/或锁定栓56上施加与第一旋转轴线A大体上垂直地指向的力时，锁定突出部74与第二锁定元件14的锁定栓56共同作用。通过锁定突出部74与锁定栓56的共同作用，生成转矩生成装置72的抵抗第一锁定元件12在解锁方向E上的旋转的转矩。

锁定突出部74比第一旋转轴线A布置得更靠近于第一锁定元件12的连接件20的顶点P。转矩生成装置72的抵抗第一锁定元件12在解锁方向E上的旋转的转矩由如下角度α来确定，所述角度由切线T和直线G限定，所述切线紧贴锁定突出部74的朝向连接件20的顶点P的区域，所述直线与第一旋转轴线A垂直地延伸穿过由支承壳34所限定的圆弧段的中心点M。在飞行器门锁定系统10的图中所示的实施例中，角度α为大约30°。此外，由转矩生成装置72所加载的闭合力矩由门密封件的夹紧力和在支承壳34和/或锁定栓56上所施加的力的量决定。

在第一锁定元件12的支承壳34和/或第二锁定元件14的锁定栓56上所施加的力(该力引起转矩生成装置72的抵抗飞行器门锁定系统10的解锁的闭合力矩)能够例如从压力差中得出，该压力差在装配有飞行器门锁定系统10的飞行器的飞行运行中存在于环境压力与受压的飞行器舱中相比于环境压力提高的内部压力之间。然而之后，当在飞行器门上施加(手动的)压力时(例如由门密封件施加的力)，转矩生成装置72也生成抵抗第一锁定元件12在解锁方向E上围绕第一旋转轴线A的旋转的转矩。最终，即使当例如在装配有飞行器门锁定系统10的飞行器进行水上迫降的情况下有提高的外部压力作用在飞行器门上时，转矩生成装置72也生成闭合瞬间。

在装配有多个飞行器门锁定系统10的飞行器门组件100中，飞行器门锁定系统10的驱动系统36如此互相耦合，使得直接地驱动所述飞行器门锁定系统10的仅一部分，而间接地驱动所述飞行器门锁定系统10的另一部分。在图2所示的实施例中，仅直接地驱动“内置地”布置的飞行器门锁定系统10(即所述飞行器门锁定系统分别有两个相邻的飞行器门锁定系统10置于两侧)；相反地，间接地、即通过直接被驱动的飞行器门锁定系统10来驱动“外置地”布置的飞行器门锁定系统10。此外，在飞行器门组件100中并非所有飞行器门锁定系统10、而是仅间接地被驱动的飞行器门锁定系统10装配有传感器组件71。

Claims (14)

1.一种飞行器门锁定系统(10)，具有：

-第一锁定元件(12)，所述第一锁定元件能够围绕第一旋转轴线(A)可旋转地固定在飞行器门组件(100)的第一元件(102)上并且具有容纳开口(32)以及支承壳(34)；

-第二锁定元件(14)，所述第二锁定元件能够固定在所述飞行器门组件(100)的第二元件(104)上并且包括锁定栓(56)，

其中，在所述飞行器门锁定系统(10)的解锁状态下，所述第二锁定元件(14)的锁定栓(56)能够通过所述第一锁定元件(12)和所述第二锁定元件(14)在与所述第一锁定元件(12)的第一旋转轴线(A)垂直的平面内的平移式相对运动被引入穿过所述第一锁定元件(12)的容纳开口(32)，并且能够通过所述第一锁定元件(12)接着在锁定方向(V)上围绕所述第一旋转轴线(A)的旋转被定位在所述第一锁定元件(12)的支承壳(34)中，从而使所述飞行器门锁定系统(10)转换至其锁定状态；以及

-转矩生成装置(72)，所述转矩生成装置被适配为用于在所述飞行器门锁定系统(10)的锁定状态下生成如下转矩：当在所述第一锁定元件(12)的支承壳(34)和/或所述锁定栓(56)上施加与所述第一旋转轴线(A)垂直地指向的力(F)时，所述转矩抵抗所述第一锁定元件(12)的在与所述锁定方向(V)相反的解锁方向(E)的方向上围绕所述第一旋转轴线(A)的旋转，

其中，所述第一锁定元件(12)包括第一支腿(18)以及通过连接件(20)与所述第一支腿(18)相连的第二支腿(22)，其中，所述第一锁定元件(12)的容纳开口(32)是在所述第一支腿(18)的自由端(28)与所述第二支腿(22)的自由端(30)之间形成的，

其中，所述转矩生成装置(72)包括在所述第一锁定元件(12)的第二支腿(22)上形成的锁定突出部(74)，所述锁定突出部在所述第一锁定元件(12)的第一支腿(18)的方向上伸出，并且被适配为：当在所述第一锁定元件(12)的支承壳(34)和/或所述第二锁定元件(14)的锁定栓(56)上施加与所述第一旋转轴线(A)垂直地指向的力(F)时，与所述第二锁定元件(14)的锁定栓(56)共同作用。

2.根据权利要求1所述的飞行器门锁定系统，

其中，所述第一锁定元件(12)的支承壳(34)由所述连接件(20)来限定。

3.根据权利要求1所述的飞行器门锁定系统，

其中，所述第一锁定元件(12)的第一旋转轴线(A)在所述第一锁定元件(12)的第一支腿(18)的区域内被布置在所述第一支腿(18)的在所述第二支腿(22)的方向上伸出的轴向突出部(42)的区域内，和/或其中，在所述第一支腿(18)上在所述第一旋转轴线(A)与所述第一支腿(18)的自由端(28)之间形成有凹状弯曲的支承面(44)，所述支承面被适配为：当在所述门锁定系统(10)已被安装在飞行器门组件(100)中的状态下所述飞行器门组件(100)的所述第一元件和所述第二元件(102，104)占据所限定的极限位置时，容纳所述第二锁定元件(14)的锁定栓(56)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器门锁定系统，

其中，所述第一锁定元件(12)另外包括基板(16)，所述基板设置有与所述第一旋转轴线(A)平行地延伸穿过所述基板(16)的第一定中心开口(46)。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器门锁定系统，

其中，所述锁定突出部(74)比所述第一旋转轴线(A)布置得更靠近于所述第一锁定元件(12)的连接件(20)的顶点(P)，和/或其中，所述转矩生成装置(72)的抵抗所述第一锁定元件(12)在解锁方向(E)上的旋转的转矩由如下角度(α)来确定，所述角度由切线(T)和直线(G)限定，所述切线紧贴所述锁定突出部(74)的朝向所述连接件(20)的顶点(P)的区域，所述直线与所述第一旋转轴线(A)垂直地延伸穿过由所述支承壳(34)所限定的圆弧段的中心点(M)。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器门锁定系统，

其中，所述第二锁定元件(14)的锁定栓(56)包括与保持元件(48)相连的芯部(58)以及套装在所述芯部(58)上并且相对于所述芯部(58)围绕第二旋转轴线(D)可旋转的滚筒(60)，其中，在所述芯部(58)中形成有与所述第二旋转轴线(D)同轴地延伸穿过所述芯部(58)的第二定中心开口(62)。

7.根据权利要求4所述的飞行器门锁定系统，

所述飞行器门锁定系统另外包括能够与所述第一锁定元件(12)连接的支承元件(15)，其中，所述支承元件(15)设置有第三定中心开口(70)，当在所述飞行器门组件(100)上安装所述飞行器门锁定系统(10)时，所述第三定中心开口能够相对于所述第一锁定元件(12)被定位成使得所述第三定中心开口与在所述第一锁定元件(12)的基板(16)中形成的第一定中心开口(46)对准。

8.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器门锁定系统，

所述飞行器门锁定系统另外包括用于检测所述飞行器门锁定系统(10)的运行状态的传感器组件(71)，其中，所述传感器组件(71)被适配为用于检测所述第一锁定元件(12)相对于所述飞行器门组件(100)的第一元件(102)的位置。

9.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器门锁定系统，

所述飞行器门锁定系统还包括驱动系统(36)，所述驱动系统被适配为用于使所述第一锁定元件(12)围绕所述第一旋转轴线(A)旋转，以使所述飞行器门锁定系统(10)在其解锁状态与其锁定状态之间进行调整。

10.根据权利要求9所述的飞行器门锁定系统，

所述驱动系统(36)包括与所述第一旋转轴线(A)同轴地延伸的旋转轴(38)，所述第一锁定元件(12)防旋转地被安装在所述旋转轴上。

11.一种飞行器门组件(100)，具有：

第一元件(102)，

第二元件(104)，以及

至少一个根据权利要求1至10中任一项所述的飞行器门锁定系统(10)，

其中，所述飞行器门锁定系统(10)的第一锁定元件(12)被固定在所述第一元件(102)上，而所述飞行器门锁定系统(10)的第二锁定元件(14)被固定在所述第二元件(104)上。

12.根据权利要求11所述的飞行器门组件，

其中，所述第一元件(102)形成为飞行器门的形式，而所述第二元件(104)形成为门框的形式。

13.根据权利要求11或12所述的飞行器门组件，

所述飞行器门组件包括多个根据权利要求1至10中任一项所述的飞行器门锁定系统(10)，所述飞行器门锁定系统被布置成沿着所述第一元件和所述第二元件(102，104)的两个彼此相对的侧边缘分布。

14.根据权利要求13所述的飞行器门组件，

其中，所述飞行器门锁定系统(10)的驱动系统(36)如此互相耦合，使得直接地驱动所述飞行器门锁定系统(10)的仅一部分，而间接地驱动所述飞行器门锁定系统(10)的另一部分，和/或其中，所述飞行器门锁定系统(10)的仅一部分装配有传感器组件(71)。