CN1253094A - 降低噪音传入飞机机舱的内部壁板系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机机舱内部组件,该飞机带有支撑振动部件的主机身结构。机舱内部组件包括位于机身结构内的骨架结构。骨架结构包括多个轴向隔开布置的整体结构罩形框架,其从机舱内部组件一侧开始延伸,穿过机舱顶回到相对的一侧。每个相邻的罩形框架之间至少安装有两个纵向支撑件。多个壁板安装在骨架结构上,其侧边与罩形框架和纵向支撑件重迭在一起形成对接接头。在骨架结构和机身结构之间安装有隔离件。每个隔离件包括一个安装在骨架结构底端的第一连接部件和一个安装在机身结构上的第二连接部件。隔离件将骨架结构安装在机身结构上,并通过壁板的密封降低了振动从机身结构向骨架结构的传递。

Description

降低噪音传入飞机机舱的内部壁板系统

本发明涉及一种飞机机舱内部结构，特别是一种降低噪音传入飞机机舱的骨架和壁板结构。

乘坐飞机的乘客主要抱怨的事之一是机舱内的噪音问题。噪音从几个噪音源向机舱内传递。最主要的噪音源是安装在内部和外部的转动部件，例如传动系统，发动机或转动系统。另一个噪音源是流过飞机机身各部件的气流声，例如流过发动机的，起落架和整流罩的气流声。这些部件所产生的振动通过机身传递到机舱内。

直升机中的噪音问题尤为严重，因为转动部件和传动系统在机身上产生的振动相当大。这些振动通过机身结构传入机舱内形成振动噪音。在不隔离噪音的机舱内噪音水平高达110分贝或更高是很常见的，这使得机舱内十分嘈杂，甚至对乘客有害。

为将机舱内的噪音控制在一定水平之下，设计了各种飞机机舱内部组件。例如，在Sikorsky Aircraft公司正在研制中的S-92C公务机上，设计了一种平均噪音标准，当环境控制系统(风扇、通风口、制冷/加热系统)关闭时，机内的平均噪音水平低于80dB SIL4，每个座位位置的噪音不会超过85dB SIL4。当环境控制系统开启后，机内的平均噪音水平为81dB SIL4，每个座位位置的噪音不会超过89dBSIL4。SIL4(Speech Interference Level 4，语音干涉标准4)噪音标准换算成公制为倍频带500，1000，2000和4000Hz的平均声强水平值。这种持续的噪音被认为会干涉2人之间的交谈。SIL4公制噪音标准是由美国海军的一名工程师在50年代发展起来的，并作为了ANSI(America National Standards Institute)标准。

过去几年中，在降低噪音的机舱结构上有了明显的进步。一种解决方案是采用吸音材料制成的内部壁板结构，以降低机舱内噪音的反射。另一种解决方案是在机身和机舱安装点之间设置降低振动传入机舱的阻尼件(振动吸收件)。阻尼件包括一个吸收振动的部件，例如橡胶，用来消弱从机身传入机舱内的振动。

最近，本发明的发明人研制出一种通过反相振动降低噪音的主动降噪技术。反相振动的频率和噪音振动频率相同，但相位相反，从而消除了噪音。该主动降噪系统已在美国专利US，5310137中公开，此处引用，作为本发明的参考。

在传统的机舱内部，包括多个直接安装在机身上的壁板。如上所述，为了降低从机身传入机舱内的振动，有时在机身上的壁板安装位置安装有壁板阻尼件，例如橡胶吸振件。因为传统设计的壁板是直接安装在机身上的，就需要相当多的阻尼件。例如，在Sikorsky Aircraft公司的S-76飞机上(S-76是Sikorsky Aircraft公司的一个注册商标)，直接安装在机身上的壁板采用了大约40个以上的安装点。每个框架就用了6个以上的安装点。每个安装点位置都要安装一个吸振件，用来抑制从机身传入壁板的振动。安装这些吸振件费时费钱，维护起来也麻烦。一些直接安装壁板的位置振动是很大的，这样在传统的系统中，壁板系统的声学特性不能完全发挥出来。

为了进一步降低传入机舱内的噪音，传统的飞机内部壁板是相互锁扣在一起的。也就是，壁板边缘设计成迭和在一起，从而形成搭接接头。虽然搭接接头对于防止噪音穿透两壁板之间是很有用的，但这些接头对于拆下单个壁板来说是很困难的。又由于所有的壁板是锁扣在一起的，为了能达到某个壁板后面或拆下损坏的壁板，就需要拆下相当多的其它的壁板。这在通常的维护程序中会消耗相当多的时间。

传统飞机机舱内部系统中的另一个问题是，由于壁板是设计成直接安装在机身上的，每个壁板必须设计成适合特定位置的形状。这样，在壁板与壁板之间就没有互换性了，或者，由于制造公差所造成的机身之间的差异，在飞机与飞机之间也没有了互换性。因此当一块壁板损坏后，就没有备用的壁板可方便地安装在飞机上了。相反，壁板必须经过修配才能适合特定的机身结构。另外，传统的壁板结构是通过细螺纹紧固件安装在机身上的，这使得拆装起来都很费时间，而且螺纹还容易损坏。所以，将S-76飞机上的内部组件全部拆下，需要2个维护人员用一个班次的时间。而重新装配起来则需要2个维护人员用2个班次的时间。这样使得飞机进行内部维护的时候占用大量的检修时间。

传统的飞机内部系统的另一个问题是，当内部壁板直接安装在机身结构上时，为了防止飞机在飞行中的剧烈振动或硬着陆所带来的变形和损坏，壁板的刚度必须做得很高。这要求壁板的承载能力很高。而这样的壁板将会结构复杂而且重量大，制造起来也很昂贵。

传统的直升飞机内部系统所存在的另一个问题是，除了地板以外，大部分内部组件是独立制造的，它们安装在地板上而与机身结构相对独立。它们用相互锁扣在一起的刚度很大的壁板构成单壳机身结构，而没有用任何支撑件。在这样的布置中，为了适当的与机身的振动隔离，需要一整套相互锁扣在一起的壁板，这样要拆下某一个壁板就要将全部的壁板都拆开。这样的结构需要大量的维护时间。用2个维护人员1整天的时间来拆卸这样的结构是很常见的。

因此需要一种改进的、能降低噪音的、易于拆装的内部组件结构。

本发明的目的之一是提供一种允许单个壁板方便地拆下的改进的机舱内部组件。

本发明的另一目的是提供一种降低噪音传入飞机机舱的改进的机舱内部组件。

本发明的又一目的是提供一种机舱内部壁板的独立的支撑结构，该结构允许壁板刚度较小，重量更小，费用更少。

本发明的再一目的是提供一种骨架安装结构，该结构可以充分发挥吸音壁板在机舱内的声学特性。

从本发明的机舱内部组件结构可以得出本发明上述和其它发明目的及其优点。机舱内部组件安装在飞机主机身结构内，并包括一个位于机身内的骨架结构。多个内部壁板安装在骨架结构上构成了封闭的机舱。

骨架结构由多个轴向隔开布置的罩形框架构成，每个罩形框架为一个整体，并从机舱内部组件一侧开始延伸，穿过机舱顶回到相对的一侧，形成一个倒置的U形结构。为了获得高强度，重量轻，罩形框架最好由轻质材料构成，例如碳纤维材料，凯芙拉材料，或以泡沫塑料或蜂窝为芯的树脂基玻璃纤维夹层材料。每个相邻的罩形框架之间至少安装有两个纵向支撑件。在相邻的罩形框架之间最好至少有4个纵向支撑件，两个纵向支撑件安装在罩形框架接近端部的位置，其余两个纵向支撑件安装在罩形框架上部拐角上。

安装在罩形框架的纵向支撑件上的壁板最好是在其边缘与罩形框架和纵向支撑件迭置起来，形成对接接头。安装壁板最好用直角转弯(quarter-turn)或类似的能快速拆下的紧固件。

在骨架结构和机身结构之间安装有多个隔离件，每个隔离件包括一个安装在骨架结构底端的第一连接部件，和一个安装在机身结构上的第二连接部件，隔离件将骨架结构安装在机身结构上，并消弱了振动从机身结构向骨架结构的传递。

在本发明的一个实施例中，第一连接部件包括一个安装在罩形框架上的套管。套管内孔中安装有一个安装圆柱。此安装件安装在第二连接部件上。在安装部件和套管之间安装有一个弹性连接件。套管和弹性连接件最好为圆环形，并最好与安装件同心。

本发明的上述和其它特征以及优点通过下文参照附图对优选实施例的详细描述可以变得更明显。

为了清楚描述本发明，附图所示为本发明的优选方式。应理解，本发明不能仅局限于视图中的布置形式和所示手段。

图1为本发明的机舱结构的局部剖视图。

图2是根据本发明的骨架结构等距视图。

图3是根据本发明的机舱内部组件沿图1中3-3位置处的剖视图。

图4是根据本发明的机舱内部组件沿图1中4-4位置处的剖视图。

图5所示为沿图1中5-5位置的壁板和纵向支撑件安装在罩形框架上的最佳安装方式。

图6所示为沿图5中6-6位置的剖视图，表示纵向支撑件安装在罩形框架上的侧视图。

图7为图4中所示的将罩形框架安装在机身结构上的隔离件的详细视图。

图8是沿图1中8-8位置的将壁板底端安装在地板上的连接片和连接孔的剖视图。

图9所示为一个带有可拆卸的分隔舱的机舱内部组件的局部等距图。

图10所示为沿图1中10-10位置的壁板安装在纵向支撑件底端的最佳安装方式的详细视图。

所参照的附图中，相同或相应的部件用相同的附图标记表示，图1表示的是直升机机舱部分10。机舱部分10包括主机身结构12和机舱内部组件14。机身结构12包括一系列由桁条17相互连接在一起的并排隔开布置的框架16。蒙皮18覆盖在框架16和桁条17上形成了飞机的主机身结构12。虽然用来描述本发明的附图和以下说明针对的是直升机的机舱部分，本发明也可以用于其它类型的飞机(例如固定翼飞机)的机舱部分。在现有技术中，飞机的机身结构是已知的，因此，不必详细说明飞机机身结构，通过以下描述也可以充分地理解本发明。

机舱的内部组件14安装在主机身结构12的内部。机舱内部组件14包括骨架结构20和多个壁板22。参见图2，骨架结构20包括多个由纵向支撑件26相互连接在一起的半环形或罩形框架24。罩形框架24最好从一侧或接近机舱内部组件14底部的位置开始延伸，穿过机舱顶回到相对的一侧/或接近机舱地板，从而形成一个大致倒置的U形框架。在优选实施例中，罩形框架由高强度轻质材料制成，例如碳纤维材料，凯芙拉(凯芙拉是E.I.du Pont De Nemours and Company的人造纤维材料的商标)，或以泡沫塑料或蜂窝为芯的树脂基玻璃纤维夹层材料，或铝管。罩形框架24铸造厚度大约为3/4英寸，宽度大约为2英寸。在另一实施例中，罩形框架24采用以厚度约为0.62英寸的Rohacell泡沫塑料为芯材的夹心材料。在芯材上缠绕厚度为0.0075英寸的碳纤维。在上述薄层的上下包裹3层碳纤维布(0.006英寸厚)，然后在整个薄层上再缠绕碳纤维(厚度为0.0075英寸)。

如图2所示，最好在整个机舱内部组件14上隔开布置多个罩形框架24。罩形框架24最好在整个机舱内部组件14上具有相同的形状，这样，在几何形状一致的飞机上，任何位置的罩形框架就可以互换了。如果机舱形状不一致，就需要设计不同形状的罩形框架。如图所示，每个罩形框架24在长度上为整体结构，这样就减少了装配内部组件14时所用的构件数量。另外，因为罩形框架24上的接头数量减少了，使得框架结构强度更高了。

如上所述，罩形框架24在纵向支撑件26上隔开布置。纵向支撑件26不但使骨架结构20在纵向为刚性结构，从而防止了飞机在机动飞行或强行着陆时内部组件14的前后变形，另外还使壁板具有自由表面，从而沿壁板的横向侧边形成了隔音壁板系统。在所述实施例中，至少有2个，最好至少有4个纵向支撑件26安装在相邻的罩形框架24上。纵向构件26最好在上述位置处沿罩形框架24周围隔开布置。下面将详细描述纵向支撑框架26对应于壁板22的安装位置的具体位置。在所述实施例中，大多数机舱内部组件14的纵向支撑件26位于顶部，上部角上和罩形框架24构成的顶部上。

纵向支撑件26最好采用以蜂窝结构为芯材，覆盖上玻璃纤维布制成的夹层材料。在本发明的一个实施例中，纵向支撑件26所用材料为，以蜂窝结构为芯材，先在芯材上下覆盖90°玻璃纤维布(厚度0.006英寸)，然后在其上下覆盖0°玻璃纤维布(厚度0.006英寸)。纵向支撑件厚度为3/8英寸，宽度为2英寸。纵向支撑件26安装在罩形框架24之间所构成的骨架结构20的功能是，作为飞机内支撑机舱内部壁板22的刚性空间框架。

参照图2，在最前部的罩形框架24的底端还连接有横向支撑件26’。这样可以使罩形框架得到加强，以便更好地固定前舱壁，该前舱壁具有将驾驶舱和机舱隔开的门或门帘。

为了便于安装和更换，罩形框架24最好在整个机舱上隔开同样的距离。这样就要求纵向支撑件26制成同样的长度。当然由于机身的某些限制，使得罩形框架24之间的距离有一些不同，因而需要纵向支撑件26制成不同的长度。然而，相邻的罩形框架24之间的距离在周边上最好相同，从而使得纵向支撑件26具有一定的互换性。

为了减轻重量，大多数罩形框架24没有伸到机舱地板处。当然，有些罩形框架24，特别是在机舱头尾位置的罩形框架，需要比其它部分的罩形框架做得长一些。在这种情况下，罩形框架在侧边上可以做得长一些，或通过支架(未示出)在罩形框架24底端安装延伸件96。延伸件96可以采用任何合适的材料，特别是采用与罩形框架24或纵向支撑件26相同的材料。

如图3和4所示，罩形框架14在高度和宽度上最好小于机身结构12的内部高度和宽度。机身结构12和机舱内部组件14之间的空隙可以降低噪音从机身结构12传到机舱之内。机身结构12内表面和机舱内部组件14的顶部之间的空隙最好至少为1.5英寸，机身结构12内表面和机舱内部组件14的侧边之间的空隙最好至少为0.5英寸。这些空隙在振动的机身结构12和机舱内部组件14之间形成了一个缓冲区。若在机身结构12和机舱内部组件14之间的空隙内填充上棉絮(未示出)一类的吸音物，就可以大大加强隔音效果。

骨架结构20在罩形框架24底端或接近底端的位置安装在机身结构12上。安装点标示为44。需要注意的是，骨架结构20的安装位置应该与直升机的振动源保持一定的距离，以降低噪音向机舱内的传递，直升机振动源可能是传动装置T或转动系统R。传统的内部结构中，内部壁板直接安装在飞机结构上，有时甚至直接安装在主要支撑振动部件的梁和框架上。这样，传入机舱的振动源离机舱十分近，传入的振动能量也接近了最大。本发明通过将骨架结构20与振动部件隔开安装在机身结构12上，从而降低了振动的传递。因此，大多数的振动在通过骨架结构20传到机舱内部结构14上时，都被机身结构之间的空隙消弱了。这样，相对于传统的系统，本发明的噪音传递的距离增加了。

如上所述，骨架结构20上安装有多个壁板22。相邻的壁板22通过对接方式安装在骨架结构上，这样就可以在取下单个壁板时不移动相邻的壁板。因此，当壁板22受损或需要修理更换时，就很容易从内部组件14上拆下了。骨架结构20和壁板22背部边缘交迭在一起，这样，不需要移动相邻的壁板就可以提供密封作用，防止噪音传入机舱内。壁板22最好采用约3/8英寸厚的纸质蜂窝芯材的覆盖有纤维树脂蒙皮的材料。在另一实施例中，壁板包括3/8英寸厚的蜂窝芯材，并在其上下表面覆盖一层7781玻璃纤维布(厚度0.012英寸)。这种复合层可用于侧面壁板。安装在机舱顶部靠近上部拐角处的壁板，最好采用3/8英寸厚的蜂窝芯材，并在其下表面覆盖一层120玻璃纤维布(厚度0.006英寸)，上表面覆盖2层。内部壁板结构对本领域人员来说是公知技术。

图5和6所示为安装纵向支撑件26的优选方法。其连接方法是，用第一托架28连接纵向支撑件26的一端，用第二托架30连接纵向支撑件26的另一端。在所述实施例中，第一托架28最好以粘结或类似的连接方式安装在纵向支撑件26上。或者，可以用传统的螺栓将托架28紧固在纵向支撑件26上，作为替代将第一托架26粘结在纵向支撑件26上的方法。第一托架28包括从纵向支撑件26表面向外翻折的翻边32。紧固件34穿过翻边32上的小孔(未示出)，将第一托架28连接到罩形框架24上。

第二托架30最好包括插槽部分36，该部分围绕纵向支撑件26的三个侧边。紧固件38，例如可以为螺栓，将第二托架30安装在纵向支撑件26上。将第二托架30安装在纵向支撑件26上的方法还可以是，例如采用粘结或夹子形连接方法。第二托架30包括从纵向支撑件26表面向外翻折的翻边40。紧固件36穿过翻边40上的小孔(未示出)，将第二托架30连接到罩形框架24上。

如果需要的话，用来连接纵向支撑件26的紧固件最好是可拆卸的，以便于骨架结构20的拆卸。本发明可以采用任何常用的可动连接方式连接第一托架和第二托架28，30，例如，可以用10-32NF螺栓。第一和第二托架最好用1/8英寸厚的铝材制成。

详见图7，可以采用隔离件44将罩形框架24连接到机身结构12上。隔离件44包括机舱隔离部件46和框架隔离部件48。在优选实施例中，机舱隔离部件46包括环形套管50和套管翻边52。套管50安装在罩形框架24下端的凹孔54内。如图所示，凹孔54至少在厚度上部分穿过罩形框架。当套管50安装在凹孔54内时，平面状的套管翻边52安装在其所对的罩形框架24的外表面。套管翻边52用现有技术中常用的连接方式安装在罩形框架24上，例如可以用粘结或紧固件连接。套管50和套管翻边52最好用铝材或钢制成。套管50外径最好约为1英寸并包括一个内孔。虽然套管最好为环形，但也可以用其它形状的套管替代。

在套管50的内孔内安装着一个弹性件56。弹性件最好为橡胶类的物质，硬度为30至98IRHD(国际橡胶制品硬度)之间，IRHD大约等于肖氏A级硬度。虽然优选实施例中用的是弹性件56，在本发明范围之内，也可以用其它的吸振物质来替代。弹性件56最好制成环形。

在弹性件56内以粘结或其它方式安装着连接件58，连接件58最好为圆柱形。连接件58最好有铝材制成。套管50、弹性件56和连接件58最好同心。一种优选隔离件为Paulstra Vibrochoc，Levallois-Perret Cedex，France出售的92500-02819-041隔离件。

罩形框架24的背面有一个连通凹孔54的孔60，用来沟通连接件58。另外，如果凹孔54贯通了罩形框架24的整个厚度，就可以省去孔60了。

框架隔离部件48包括一个与机身上的框架或梁的内表面相对设置的框架翻边62。框架翻边62用现有技术中通常采用的连接方式，例如粘结或紧固件固接方式安装在框架或梁上。框架翻边62向外伸出一个可装配在连接件58的内孔中的轴64。轴64末端有一个螺纹孔66。

罩形框架24通过将轴64滑动地插入到连接件58内连接到机身结构12上。垫圈68塞入孔60中，靠在圆柱58上。螺栓或类似的连接装置70螺接在轴46的螺纹孔66中。螺栓70和垫圈68将框架隔离部件48上的轴64和机舱隔离部件46上的连接件58连接在一起。这种连接将轴64锁到了机舱隔离部件46上。这样，当机身结构12振动的时候，轴64也随之在机舱隔离部件46内振动。这要求弹性件56具有一定的硬度，以降低其固有谐振频率。

再次参照图5，壁板22在骨架结构20上的最佳布置如图所示。如上所述，壁板22安装在骨架结构20上，其侧边形成对接接头98。这种连接方式可以在不移动相邻的壁板22的情况下快速方便地拆下每一个壁板。相邻壁板22之间的对接接头98之间的空隙最好尽可能小。当然，还应该考虑制造误差和结构变形的空隙。

在壁板22搭在罩形框架24和纵向支撑件26上的位置处设有安装孔。直角转弯式的紧固件72从孔中塞入，并旋入到罩形框架24和纵向支撑件26中。直角转弯式紧固件的螺纹连接部将壁板安装在骨架20上。由于骨架结构20是机舱内部组件14的主要构成部件，连接壁板22的方式就不必采用细螺纹连接了。相反地，可以采用能快速拆下的紧固件72，例如采用直角转弯式紧固件，可以方便地拆下内部壁板22。本发明可以采用任何常规的可快速拆下的紧固件72。为防止紧固件72突出到机舱内，安装孔最好为埋头孔。

图10给出了另一种安装布置形式。在此实施例中，壁板22通过销钉和夹持件安装在纵向支撑件26上。这提高了壁板22的可拆性能。如图所示，插入件200安装在壁板22中的凹孔中。插入件包括销钉202。夹持件204安装在纵向支撑件26的内壁面。可以用任何惯常使用的方式，例如通过螺钉206旋入到在纵向支撑件26内孔中的坑洞式插入件208中，将夹持件安装在纵向支撑件26上。如图所示，通过将销钉202与夹持件204相配合，从而将壁板22安装在纵向支撑件26上。

在本发明的优选实施例中，大约有4个紧固件72用来将壁板22安装在罩形框架24和纵向支撑件26上。

如图4所示，本发明包括在机舱内部周边隔开布置的多个壁板22。在所述实施例中，机舱内部组件14包括底部壁板22_L，侧壁板22_S，上部壁板22_U和顶部壁板22_C。侧壁板22_S，上部壁板22_U和顶部壁板22_C最好如上所述安装。底部壁板22_L的底部边缘通过一个支架安装在机舱地板11上，该支架包括一个弹性连接件和一个螺纹插入件。参见图8，多个支架102用螺钉105安装在地板11上。每个支架102都有一个隔离件106，一螺纹插入件与隔离件106相连接。在壁板22下端有一个安装孔，螺栓107穿过安装孔旋入隔离件106。

内部组件14还包括一个或多个头顶上部的箱柜80，用作容纳通风口和/或个人物品存放空间。头顶上部箱柜80最好铰接在内部组件14上。特别是，头顶上部箱柜80包括穿过壁板22安装在上部纵向支撑件26或罩形框架24上的铰链82。最好采用直角转弯式的紧固件将铰链82安装在内部组件14上。

所述实施例显示，纵向支撑件26沿内部组件14的侧边，拐角和顶部延伸，当然，可以采用更多或更少的支撑件来构成骨架结构20，这由机舱的设计和强度要求决定。

本发明解决(elleviates)了上述的传统飞机机舱结构的许多问题，它提供一种易于维护的刚性机舱内部组件，降低了飞机的检修时间。

在本发明的另一实施例中，在骨架20内安装有可动的内部分隔舱。如图9所示，上部分隔舱84安装在罩形框架24上。为清楚起见，下部分隔舱未示出，其结构与上部分隔舱一样。分隔舱84包括多个可动紧固件86，它将分隔舱可动地连接在罩形框架24上。在另一实施例中，连接方式采用易于脱开的锁定销连接。一种适用的锁定销是Avibank Manuf-acturing Inc.，Burbank CA出售的PN BL C4 LA 13S锁定销。分隔舱84包括粘结在分隔舱84侧边的插入件88。插入件88包括插孔(未示出)，锁定销90穿过其中，插入到罩形框架24上的门扣92中。门扣92可以是在框架24上钻的孔，或者，最好是在插入件安装位置处形成凹陷，并以粘结或其它方式安装在罩形框架24上。最好用4个锁定销将分隔舱84安装到罩形框架24上。

通过简化罩形框架24上的门扣，可以在整个机舱上方便地布置分隔舱84，这取决于机舱布局的需要。上述实施例采取的是用锁定销安装分隔舱，也可以用其它合适的连接方式安装，例如用门插销。

如上所述，本发明提供一种新颖的机舱内部组件，可以降低噪音向机舱内部的传递。本发明通过将罩形框架24和振动部件隔开布置，从而在振动传到安装点之前就将振动消弱了。

在Sikorsky Aircraft Corporation的S-92商务机上，预计隔离件44将位于飞机水线214处。大致位于支撑传动装置的主梁17以下46英寸位置处。

并不是所有的罩形框架24上都包括有安装点。飞机的刚度要求决定了哪一个框架24将安装到机身上。

参照图4，为了在横向支撑骨架结构20，至少在一些罩形框架24上接近侧边的机身结构12上安装缓冲器94。缓冲器94包括安装在机身结构12和罩形框架24之间的橡胶塞。橡胶塞防止了在飞机飞行中内部组件14过度的左右摇动，并防止了振动从机身结构12向罩形框架24的传递。

如上所述，在Sikorsky Aircraft S-76^飞机上，需要2个维护人员用一个班次的时间将传统机舱的内部组件全部拆下。本发明的内部组件14仅需2个维护人员用大约1个小时全部拆下，其中采用的是比上述机舱更大的Sikorsky Aircraft S-92^TM机舱，1个人拆下每块壁板22仅需不到2分钟，这大大减少了检修时间。

另外，本发明的机舱内部组件14重大约300-350磅，而传统的内部系统重450磅以上。

更重要的是，根据本发明的机舱内部组件14，可以将机舱内的噪音最多降低90％。

虽然本发明通过上述实施例进行了详细地描述，本领域人员应该理解对本发明作前述的替换，省略或增加都在本发明保护范围之内。

Claims (21)

1.一种带有用于支撑振动部件的主机身结构的飞机机舱内部组件，包括：

一位于机身结构内的骨架结构，该骨架结构包括多个轴向隔开布置的罩形框架，每个罩形框架从机舱内部组件一侧开始延伸，穿过机舱顶回到相对的一侧，每个相邻的罩形框架之间至少安装有两个纵向支撑件；

多个以对接形式安装在骨架结构上的壁板；

多个在骨架结构和机身结构之间安装的隔离件，每个隔离件包括一个安装在骨架结构底端的机舱隔离部件，和一个与之配合的安装在机身结构上的框架隔离部件，隔离件将骨架结构安装在机身结构上，并降低从机身结构向骨架结构的振动传递。

2.如权利要求1所述机舱内部组件，其特征在于，罩形框架由芯部采用树脂基体的碳纤维加强材料制成。

3.如权利要求1所述机舱内部组件，其特征在于，壁板安装在罩形框架和纵向支撑件上。

4.如权利要求3所述机舱内部组件，其特征在于，壁板的安装采用能快速拆卸的紧固件。

5.如权利要求1所述机舱内部组件，其特征在于，在相邻的罩形框架之间至少有4个纵向支撑件，两个纵向支撑件安装在罩形框架接近端部的位置，其余两个纵向支撑件安转在罩形框架上部拐角上。

6.如权利要求1所述机舱内部组件，其特征在于，纵向支撑件通过第一和第二托架安装在罩形框架上，并且至少有一个托架安装在纵向支撑件上。

7.如权利要求1所述机舱内部组件，其特征在于，在相邻的罩形框架之间安装有多个壁板，最低位置的壁板连接在机舱地板上。

8.一种直升机，包括：

一个支撑直升机传动部件和转动系统的主机身结构，该主机身结构构成一机舱部分；

一位于机舱部分内，并安装在机身结构上的地板；

一位于机舱部分内的骨架结构，该骨架结构在地板上部沿机身结构向内隔开，该骨架结构包括：

多个轴向隔开布置的罩形框架，每个罩形框架有由侧边部分支撑的顶部；

至少4个安装在每个相邻的罩形框架之间的纵向支撑件；

多个以对接形式安装在骨架结构上的壁板；

多个安装在骨架结构和机身结构之间隔离件，每个隔离件包括一个安装在骨架结构底端的第一连接部件，和一个与之配合的安装在机身结构上的第二连接部件，隔离件将骨架结构安装在机身结构上，并消弱从机身结构向骨架结构的振动传递。

9.如权利要求8所述直升机，其特征在于，罩形框架由芯部采用树脂基体的碳纤维加强材料制成。

10.如权利要求8所述直升机，其特征在于，壁板安装在罩形框架和纵向支撑件上。

11.如权利要求10所述直升机，其特征在于，壁板的安装采用能快速拆卸的紧固件。

12.如权利要求8所述直升机，其特征在于，两个纵向支撑件安装在罩形框架接近端部的位置，其余两个纵向支撑件安装在罩形框架上部拐角上。

13.如权利要求8所述直升机，其特征在于，每一纵向支撑件通过第一和第二托架安装在罩形框架上，并且至少有一个托架安装在纵向支撑件上。

14.如权利要求8所述直升机，其特征在于，在相邻的罩形框架之间安装有多个壁板，最低位置的壁板连接在机舱地板上。

15.如权利要求8所述直升机，其特征在于，还包括可移动地安装在罩形框架上的分隔舱。

16.一种带有用于支撑振动部件的主机身结构的飞机机舱内部组件，包括：

一位于机身内并沿机身结构隔开布置的骨架结构，该骨架结构提供一种刚性空间框架，并包括：

多个轴向隔开布置的罩形框架，每个罩形框架具有整体结构的顶部和侧边，从而形成一个大致倒置的U形框架；

多个安装在相邻罩形框架之间的纵向支撑件；

多个以对接形式可动安装在骨架结构上的壁板；

多个安装在骨架结构和机身结构之间的隔离件，每个隔离件包括一个安装在骨架结构底端的第一连接部件，和一个与之配合的安装在机身结构上的第二连接部件，隔离件将骨架结构安装在机身结构上，并降低从机身结构向骨架结构的振动传递。

17.如权利要求16所述直升机，其特征在于，罩形框架由芯部采用树脂基体的碳纤维加强材料制成，纵向支撑件由蜂窝夹层结构材料制成。

18.如权利要求16所述直升机，其特征在于，壁板的安装采用能快速拆卸的紧固件。

19.如权利要求16所述直升机，其特征在于，至少在相邻的罩形框架接近端部的位置和上部拐角上安装有纵向支撑件。

20.如权利要求16所述直升机，其特征在于，每个纵向支撑件通过第一和第二托架安装在罩形框架上，并且至少有一个托架安装在纵向支撑件上。

21.如权利要求16所述直升机，其特征在于，在相邻的罩形框架之间安装有多个壁板，最低位置的壁板连接在机舱地板上。

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