技术领域
[0001] 本
发明涉及一种飞行器的前起落架模块。
背景技术
[0002] 飞行器、尤其是运输飞机的制造时间是飞行器制造商寻求尽可能减小的重要标准，尤其是出于成本原因。
[0003] 起落架、尤其是前起落架(其是重且复杂的元件)需要很长的制造和安装持续时间。这些持续时间不利地影响飞行器的制造时间。
发明内容
[0004] 本发明提出了一种用于飞行器的起落架模块，该起落架模块允许减少该起落架模块所旨在用于的飞行器的制造时间。
[0005] 根据本发明，所述前起落架模块是单件式模块，并且所述前起落架包括开放式
箱体，所述箱体设有被配置成能够打开和关闭的至少一个
门，所述箱体包含被配置成能够穿过所述门部署的可部署的前起落架，所述前起落架模块包括旨在将所述前起落架模块附接在所述飞行器上的附接系统。
[0006] 在本发明的范围内，“单件式模块”被理解为是单个块或单独块(即，其对应于单个物体)的模块。
[0007] 因此，根据本发明，所述前起落架形成模块的一部分，即形成能够直接安装在飞行器上的单独组件。
[0008] 在此前起落架模块优选地在
制造过程的后期阶段在集成到飞行器的
机身结构中之前预先制造和预先组装。这种模块化允许在制造飞行器时在相同的时间(或同时) 实行不同的操作(并且尤其是所述前起落架模块的制造)，其特别的优点是减少了所述飞行器的总制造时间。
[0009] 在本发明的范围内，所述前起落架是安装在所述飞行器下方、在所述飞行器的前部处的起落架。这种前起落架可以被定向成尤其是用于在飞行器在地面
滑行时允许对滑行方向进行定向。
[0010] 有利地，所述箱体具有与飞行器的机身的底部前部部分的预定形状相对应的空
气动力学外部形状，以便在所述模块集成在飞行器中时直接引入到所述机身中，同时产生
空气动力学连续性。
[0011] 在特定的
实施例中，所述箱体设有
门框并且设有两个相邻的门，每个门链接至所述门框的一部分。
[0012] 另外，在优选的实施例中，所述附接系统包括链接元件、优选地为两个
连接杆，至少所述前起落架链接至所述链接元件，所述链接元件被配置成能够链接至所述飞行器。有利地，所述前起落架模块进一步包括多个加强元件，优选地为加强
连杆，其中所述加强元件中的每一个加强元件将所述链接元件中的一个链接元件链接至所述箱体，并且尤其是链接至所述门框。
[0013] 此外，有利地，所述附接系统被配置成提供所述开放式的箱体的上边缘的围绕所述箱体的开口的辅助附接。
[0014] 此外，有利地：
[0015] -所述箱体包括平坦的前舱壁；和/或
[0016] -所述箱体设有允许进入(从外部)所述箱体的内部的至少一个进入舱口。
[0017] 本发明还涉及一种飞行器，尤其是运输飞机。
[0018] 根据本发明，所述飞行器设有如上所述的前起落架模块。
[0019] 有利地，所述飞行器包括在所述
驾驶舱下方在前部处的舱室，所述前起落架模块附接在所述舱室中。
[0020] 在第一实施例中，所述舱室的壁由多个相邻的部段(或区段)形成，所述多个相邻的部段中的至少一些部段优选地基本上是平坦的，而在第二实施例中，所述舱室的壁具有大致弯曲(连续)的形状。
[0021] 此外，有利地，所述飞行器在所述舱室中包括：
[0022] -用于所述链接元件的前附接
支撑件和后附接支撑件；以及
[0023] -用于所述门框的附接支撑件。
[0024] 此外，有利地，所述飞行器在所述飞行器的机身上设有所述箱体的上边缘的辅助附接件。
[0025] 此外，有利地，所述起落架模块的前舱壁与所述飞行器的机身的前舱壁相匹配，当所述前起落架模块附接在所述飞行器上时，(所述模块和所述机身的)所述前舱壁形成单个(优选地平坦的)壁。
[0026] 此外，有利地，所述前起落架模块的箱体的
空气动力学外壁与所述飞行器的机身的底部前部部分相对应。
附图说明
[0027] 附图将提供对如何生产本发明的理解。在这些图中，相同的附图标记表示相似的元件。更具体地：
[0028] -图1是前起落架模块的特定实施例的示意性透视图；
[0029] -图2是在飞行器上的集成阶段期间前起落架模块的示意性透视图(部分示出)；
[0030] -图3是图2的前起落架模块的箱体的一部分的局部透视示意图，具体地示出了进入舱口；
[0031] -图4是飞行器的前部部分的示意性透视图，该前部部分设有旨在容纳前起落架模块的舱室；
[0032] -图5是设有多个相邻区段的飞行器舱室的壁的示意性透视图；
[0033] -图6是示出了将前起落架模块附接在具有的壁是诸如图5的壁的舱室中的第一模式的局部截面视图；
[0034] -图7是示出了将前起落架模块附接在所具有的壁是诸如图5的壁的舱室中的第二模式的截面视图；并且
[0035] -图8是示出了将前起落架模块附接在具有弯曲壁的飞行器舱室中的特定模式的截面视图。
具体实施方式
[0036] 在图1中的特定实施例中示意性示出的前起落架模块(下文称为“模块”)1旨在被附接在飞行器AC上、尤其是附接在运输飞机上，如图2所示。
[0037] 在本发明的范围内，“前”和“后”方向是相对于飞行器AC的纵向方向定义的，即对于“前”(如图2中箭头E1所示)来说，在飞行器AC的飞行(或运动)方向上朝向飞行器AC的前部，并且对于“后”(如图2中箭头E2所示)来说，在与飞行器AC的飞行(或运动)方向相反的方向上朝向飞行器AC的后部。
[0038] 此外，在本
说明书的范围内，当术语“下部”、“上部”、“底部”和“顶部”应用于飞行器 AC时，它们被相对于飞行器AC相对于被称为竖直方向Z的方向定义。如图2所示，这个竖直方向Z使得它与被称为纵向方向X(其被定义为沿着飞行器AC的纵向轴线) 的方向一起形成飞行器AC的对称的平面(称为竖直平面)。
[0039] 类似地，当术语“下部”、“上部”、“底部”和“顶部”应用于模块1时，它们被定义在相对于所述模块1定义的竖直方向Z1上，如图1所示。彼此
正交的这个竖直方向Z1和纵向方向X1使得在模块1的组装
位置(其中该模块完全集成在飞行器AC中)，它们分别平行于相对于飞行器AC定义的所述方向Z和Y。
[0040] 根据本发明，所述模块1包括箱体2，具体地如图1所示。这个箱体2是开放式的，其中开口3设置在其整个顶部(或上部)部分2B上。这个开口3形成上边缘4。
[0041] 箱体2在其底部(或下部)部分2A设有至少一个门，并且优选地设有两个门5A 和5B。这些门5A和5B被配置成能够被打开和关闭。在门5A和5B的关闭位置，箱体2的底部部分
2A完全封闭。
[0042] 所述箱体2包含可部署的前起落架6。图1中示意性示出的这个起落架6是常规类型的起落架。除了轮子支撑件7和可定向的轮子8A和8B之外，这个前起落架6 还包括起落架的所有常规元件，这些元件不再进一步描述。
[0043] 前起落架6被配置成当门5A和5B被打开时能够常规地穿过这些门部署。为了简化附图，在图1中，细线示出了前起落架6的部署位置，尽管门5A和5B是关闭的。当然，这种部署仅在门5A和5B打开时发生。
[0044] 所述模块1进一步包括旨在将所述模块1附接在飞行器AC上的附接系统9。
[0045] 为此，如图2和图4所示，飞行器AC包括在驾驶舱11下方在前部处的舱室10，模块1(前起落架模块)附接在该舱室中。
[0046] 为此，如图2所示，模块1的箱体2具有空气动力学外壁12，其形状与飞行器的机身13的底部前部部分的常规预定形状相匹配，使得当箱体2被集成在舱室10中时，飞行器AC具有常规的连续空气动力学形状。这种连续的空气动力形状由机身13 和箱体2的外部空气动力壁12形成。因此，在组装且附接位置，箱体2的空气动力外壁12通过关闭舱室10而与飞行器AC的整个机身的底部前部部分相对应。
[0047] 在特定的实施例中，所述箱体2设有门框(或
框架)14，如图1所示。这个门框 14尤其包括布置在X1方向上的两个加强桁梁15A和15B。这些桁梁15A和15B优选地具有长形箱体结构(例如，带有横向三
角形截面或其他截面)。门5A和5B中的每一个门链接至门框14的桁梁15A、15B。
[0048] 如此形成的门框14允许在门5A和5B处加强箱体2的抗性。
[0049] 此外，在优选的实施例中，附接系统9包括链接元件，前起落架6链接至这些链接元件。在优选的实施例(该实施例尤其是在图1中示出并且在下文中描述)中，附接系统9包括作为链接元件的两个连接杆16和17。如下文所述，这些连接杆16和 17被配置成能够链接至飞行器AC。
[0050] 如图1所示，连接杆16包括刚性杆16A，该刚性杆在其端部处设有前
铰链16B 和后铰链16C。
[0051] 类似地，连接杆17包括刚性杆17A，该刚性杆在其端部处设有前铰链17B和后铰链17C。
[0052] 前起落架6在后部处通过例如叉形件形式的机械零件7A以铰链16C和17C链接至连接杆16和17。这个机械零件7A链接至轮子支撑件7。
[0053] 另外，前起落架6在前部处通过同样是叉形件形式的机械零件7B以前铰链16B 和17B链接至连接杆16和17。
[0054] 连接杆16和17除了间隔件功能之外还可以具有尤其是在组装所述模块1时通过合适的工具实施的抓握模块1的功能。
[0055] 作为变体(未示出)，附接系统9的链接元件也可以以其他结构性元件的形式产生，并且尤其是以装配件的形式或以连接至下面的箱体的面板的形式产生。
[0056] 模块1进一步包括多个加强元件。优选地，如图1所示，这些加强元件是加强连杆18A、18B、18C和18D。这些连杆18A至18D中的每一个连杆将所述连接杆16 和17中的一个连接杆链接至所述箱体2。
[0057] 更具体地，连杆18A和18B中的每一个连杆一方面以铰接的方式链接至连接杆 16的杆16A，并且另一方面链接至门框14的集成在箱体2中的桁梁15A。
[0058] 类似地，连杆18C和18D中的每一个连杆一方面以铰接的方式链接至连接杆17 的杆17A，并且另一方面链接至门框14的集成在箱体2中的桁梁15B。
[0059] 这些连杆18A至18D(与连杆16和17相关联地)通过帮助加强飞行器AC的机身的整体
刚度而在以下两种情况下均允许增强箱体2的结构刚度：
[0060] -当箱体2在其安装在飞行器AC上之前和期间被运输和移动时；以及
[0061] -当箱体被集成在飞行器AC中时。
[0062] 在替代性实施例(未示出)中，可以设想(尤其是为了减少空间需求和
质量)在模块1集成到飞行器AC中之后拆卸连杆18A至18D。
[0063] 此外，作为变体(未示出)，加强元件还可以以其他结构性元件的形式产生，例如以装配件的形式产生。
[0064] 此外，除了由连接杆16和17提供的主附接之外，附接系统9被配置成用于提供辅助(或辅)附接。这种辅助附接的目的是将箱体2的围绕所述箱体2的开口3的上边缘4附接在舱室10的外边缘19(图2和图4)上。外边缘被理解为舱室的位于机身13附近朝向飞行器外部的边缘。为此，上边缘4与外边缘19进入
接触，以便形成由飞行器AC和集成的模块1形成的组件的外部面，该外部面是空气动力学面。
[0065] 在本发明的范围内，上边缘4可以以各种方式抵靠舱室10的外边缘19附接。特别地，上边缘可以通过
铆钉(尤其是空心铆钉)附接。这种附接因为从外部进入、不需要气密性和降低的负载而是可能。
[0066] 辅助附接还可以通过将舱室10的上边缘4和外边缘19通过为这些边缘4和19 提供合适的匹配的形状装配在一起来提供。
[0067] 此外，如图1和图2所示，所述箱体2包括平坦的前舱壁20。
[0068] 此外，在特定的实施例中，箱体2还设有进入舱口21和22，如图3所示(该图示出了箱体2的被图2中的闭合线C包围的部分)。这些舱口21和22允许进入箱体 2的内部，尤其是用于触及用于附接前起落架的元件，这将在下文中说明。
[0069] 因此，模块1旨在用于的飞行器AC必须包括在驾驶舱11下方在前部的舱室10，如图4所示，模块1附接在该舱室中。飞行器AC因此具有被称为开放式舱室构型的构型。
[0070] 如图4所示，飞行器AC在舱室10中尤其包括：
[0071] -用于连接杆16的前附接支撑件21A和后附接支撑件21B。更具体地，连接杆16的前铰链16B链接至前附接支撑件21A(并与之铰接)，并且连接杆16的后铰链16C链接至后附接支撑件21B(并与之铰接)；以及
[0072] -用于连接杆17的前附接支撑件21C和后附接支撑件21D。更具体地，连接杆17的前铰链17B链接至前附接支撑件21C(并与之铰接)，并且连接杆17的后铰链17C链接至后附接支撑件21D(并与之铰接)。
[0073] 舱室10还设有用于门框14的附接支撑件22A和22B，这些附接支撑件被布置成靠近附接支撑件21D和21B。
[0074] 这些附接支撑件(主要是21A至21D以及还有22A和22B)允许
载荷传递到机身。这些附接支撑件提供了箱体2和前起落架6在飞行器AC上的主附接。另外，如上所述，飞行器AC包括箱体2的上边缘4在飞行器的机身上的辅助(或辅)附接。
[0075] 在本发明的范围内，舱室10的密封的外壁25、26(即，位于朝向飞行器AC的外部的壁)可以以多种不同的方式产生。所选择的方式尤其取决于所获得的壁的结构抗性并取决于制造标准(时间、成本等)。
[0076] 飞行器AC的由舱室10的壁25、26在外部划分的内部部分42(图6至图8)是被加压的。因此，壁25、26必须被配置成能够承受由加压产生的压力。
[0077] 在第一实施例中，舱室10具有包括多个相邻的部段27A至部段27F(尤其是面板)的壁25。优选地，尽管不是排他地，这些部段中的至少一些部段是平坦的，如图4和图5中具体示出的那样。壁25还包括图4中示出的加强的后舱壁28。
[0078] 在特定的实施例中，部段27E和27F以及舱壁28基本上是平坦的，并且部段27A 至27B稍微弯曲。部段27A至27F和舱壁28可以相对于彼此(并且相对于飞行器机身)被
定位成使得壁25的耐压性最大化。
[0079] 图6(该图涉及将模块1附接在所具有的壁25是诸如图4和图5的壁的舱室10 上的第一可能模式)示出了装配件43(优选地示出了附接支撑件21C)，连接杆17 的前铰链17B和叉形件形式的机械零件7B的臂二者通过铰链轴线L铰接在该装配件上。
[0080] 连接杆16和17的端部16B和17B中的每一个端部铰接在这样的相应的装配件 43中。
[0081] 另外，装配件43附接至横向梁28。除了用作用于装配件43(并且因此用于模块 1的一部分)的附接件之外，这个梁28(其在两侧上链接至机身13)使得能够加强飞行器AC的加压的内部部分42的结构性刚度。
[0082] 图7示出了附接(和结构化)壁25的第二模式。在这个第二附接模式中，(图6 的)梁28被支柱29和30代替。支柱29一方面铰接在附接至壁25的支撑件31上，并且另一方面铰接在附接至机身13的内部的支撑件32上。
[0083] 类似地，支柱30一方面铰接在附接至壁25的支撑件33上，并且另一方面铰接在附接至机身13的内部的支撑件34上。
[0084] 在第二实施例中，舱室的壁26具有弯曲的外部形状，如图8所示。
[0085] 图8示出了用于附接壁26的模式。这种附接模式包括支柱35和36。支柱35一方面铰接在附接至机身13的内部的支撑件37上，并且另一方面铰接在附接至刚性连接至壁26的链接件39的支撑件38上。
[0086] 类似地，支柱36一方面铰接在附接至机身13的内部的支撑件40上，并且另一方面铰接在附接至刚性连接至壁26的链接件39的支撑件41上。
[0087] 另外，如图2所示，箱体2的优选地基本平坦的前舱壁20与飞行器AC的机身的优选地同样基本平坦的前舱壁23相匹配。当模块1附接在飞行器AC上时，这些前舱壁20和23形成优选地平坦的单个壁。常规地，卵形件(未示出)(通常是天线罩)布置在飞行器的前部处、在这个壁上。优选地，前舱壁20被密封，尤其是用于防止灰尘或其他元件穿透天线罩，尤其是当门5A和5B打开时。
[0088] 因此，在本发明的范围内，前起落架6的部件整合在模块1中。这个模块1安装在飞行器AC上、在飞行器AC的加压区(尤其是包括部分42)外部，使得它不必承受加压所产生的压力。
[0089] 如上所述，制造和安装模块1的方法尤其包括以下步骤：
[0090] -制造步骤，在该步骤期间，前起落架模块1与上述所有零件、并且尤其是前起落架6一起制造和组装；以及
[0091] -组装(或安装)步骤，在该步骤期间，作为单独组件的模块1优选地在飞行器的制造过程中的后期阶段通过被带到舱室10中的位置(如图2中由箭头F所示) 并且被附接而集成到飞行器AC的机身13的结构中。
[0092] 因此，根据本发明，飞行器AC的前起落架6形成模块1的一部分，即能够直接安装(作为单独组件)在飞行器AC上在舱室10中的单独(单件式)组件。
[0093] 这种模块化允许在制造飞行器时的相同时间(或同时)执行制造和组装操作，其特别的优点是减少了所述飞行器的总制造时间。
[0094] 特别地，可以在模块1上对前起落架6的部署进行测试，并对的门5A和5B的打开和/或调节进行测试。在模块1的制造阶段期间执行的这些测试和调节增大了组件的有效性(时间和成本)。将模块1安装在飞行器AC的机身13的结构中的操作限于附接它并且连接多个不同的元件。
[0095] 如上所述，模块1具有其他优点。尤其是，它尤其是允许获得以下各项：
[0096] -减小与前起落架相关的所有零件的质量；以及
[0097] -减小与将前起落架集成在飞行器上相关联的成本(尤其是制造成本)。
