飞机中的前方耐压舱壁位于机身的端头处，用作充压内舱环境的屏障。 前方耐压舱壁的前侧一般由飞机的天线整流罩或“头锥”围绕，后者装放 飞机的天线和/或其他设备。天线整流罩的内部是不充压的，亦即暴露于大 气条件之下。所述天线整流罩一般由一种轻质和电磁可穿透的材料诸如玻 璃纤维制成。因此，前方耐压舱壁被设计成以提供附加防护以防会撞击飞 机端头的外物，诸如鸟类。
通常的前方耐压舱壁被设计成通过形成“砖墙”式防护模式来刚性地 抵挡冲击。换句话说，通常的前方耐压舱壁被构造成以很微小的结构挠曲 来阻拒飞鸟侵入。为此，这种前方耐压舱壁利用一些刚性的增强梁件、肋 板或其他支承所述主舱壁面板的部件。因此，这种前方耐压舱壁一般是由 许多单独的部件制作的，这些单独的部件被焊接、铆接或以其他方式被连 接在一起以形成所需的结构。最终的结构可能包括很大数目的零件，这增 大了前方耐压舱壁的成本。此外，由于设计原因，最终的结构在结构方面 是低效的。
因此，希望具有一种价格较低、需要的零件较少以及比现有技术设计 较轻的飞机前方耐压舱壁。并且，从结合所附各图和前述技术领域与背景 所作的随后详细说明和所附权利要求中，本发明其他所希望的特性和特征 将会显而易见。

一种根据本发明的一项示范实施例的飞机前方耐压舱壁采用一种有延 展性的穹面元件而不是高度加强的面板和梁件结构。所述穹面是挠性的， 足以在飞鸟的冲撞下发生变形，从而通过塑性变形吸收和消耗冲击能。一 般而言，所述飞鸟的能量是按照冲击持续时间内作用力乘以舱壁挠度的积 分来予以吸收。因此，挠度大会降低大致上反比于舱壁挠度的作用力。这 就显著地减小了舱壁重量。
实际上，按照本发明此示范实施例所设计的一种飞机前方耐压舱壁能 够调节机舱充压力量，同时提供对外物的防护而不需诉诸传统的“砖墙” 式方法。可以证明，球罐是可能最轻的压力容器，所以，球形的舱壁在抵 抗压力载荷方面也会具有自然的结构优势。在此所述的示范实施例，相对 于各种通常的飞机前方耐压舱壁设计来说，使用了较少的零件，而且重量 小。
本发明的上述和其他方面可以以一种方式由一种飞机前方耐压舱壁予 以实现，此舱壁具有有延展性的穹面，该穹面被配置成以响应于由外物撞 击造成的临界量的冲击能发生变形，从而吸收和消耗至少一部分冲击能。 此飞机前方耐压舱壁没有任何刚性的不可变形的增强构件。在一项实用的 实施例中，所述舱壁吸收和消耗相当大部分的冲击能。除了较大挠曲会产 生较小的力之外，较大挠曲还允许飞鸟在冲击期间铺展在比采用“刚性” 舱壁时可能产生的较大面积上。作为范例，尽管刚性舱壁一般可能挠曲达 到0.1至0.2英寸量级，但是按照本发明设计的舱壁可以在穹面局部或整体 翻转时具有一至几英寸的挠度。因而，冲击的持续时间一般要长一至二数 量级，从而允许飞鸟能量得以消耗和分散。
附图说明
当结合以下附图考虑时，其中同样的附图标记指的是所有附图中的相 似元件，通过参照详细描述和权利要求就可获得对本发明的更完整的理解。
图1是一种现有技术的飞机前方耐压舱壁的透视前视图；
图2是装设在飞机上时，一种符合本发明一项示范实施例的前方耐压 舱壁的示意性侧视图；
图3是示于图2之中的前方耐压舱壁的示意性后视图；
图4是示于图2之中的前方耐压舱壁的透视前视图；
图5是示于图2之中的前方耐压舱壁的后视图；
图6是沿着线A-A观看时，示于图5之中的前方耐压舱壁的横截面视 图；和
图7是符合本发明另一实施例的一种前方耐压舱壁的透视前视图。

以下详细说明本质上只是例证性的并不企望限制本发明或本发明的实 施和用途。其次，并不企望受到先前的技术领域、背景、简述或以下详细 说明之中所表述的任何直叙或隐含的理论的约束。为简明起见，涉及飞机 设计、飞机结构、飞机制造和所述舱壁(bulkhead)的其他一些方面(以及 所述舱壁的一些个别操作部件)，在此可以不作详细叙述。
以下说明涉及“连接”或“耦接”在一起的各个元件或零件。一如在 此所用，除非另外特意表明，“连接”意指一个元件/零件直接接合于(或直 接连结于)另一元件/零件，而不必以机械方式。同样，除非另外特意表明， “耦接”意指一个元件/零件直接或间接接合于(或直接或间接联系于)另一 元件/零件，而不必以机械方式。
图1是一种现有技术的飞机前方耐压舱壁(pressure bulkhead)100的 透视前视图。舱壁100装设在飞机的前部，靠近非承压的机首整流罩。舱 壁100维持机舱内的增压(pressurization)，同时提供物理防护手段以防外 物诸如鸟类的撞击。为此，舱壁100包括大体上扁平的盘状面板102。面板 102设计成刚性的、不可变形的和无延展性的，以致它形成了在正常飞行条 件下的一道坚实和“不可穿透的”屏障。值得注意的是，面板102由许多 加强肋条104予以支承，所述肋条为面板102提供了刚性强化。各加强肋 板104实际上耦接于面板102的外露表面。另外一些加强肋板(不可见)也设 置在面板102的对置表面上。这些加强肋板104有意地设计成用于舱壁100 的不可变形的和不可延展的结构支承构件。在实际配置中，使用各加强肋 板104增大了舱壁100的总体零部件数量、费用、重量和制造复杂性。
图2是装设在飞机202时符合本发明一项示范实施例的一种前方耐压 舱壁200的示意侧视图，图3是前方耐压舱壁200的示意后视图，图4是 前方耐压舱壁200的透视前视图，图5是前方耐压舱壁200的后视图，以 及图6是沿着图5中直线A-A观看时前方耐压舱壁200的横截面视图。舱 壁200一般设计成以用作靠近飞机202的非承压机首整流罩204的前方耐 压舱壁。舱壁200被适当地设计成当在机舱相对于飞机外部的环境气压被 增压时承受压力负荷。舱壁200充分利用穹面形状的自然特征以用有轻微 延展性的膜板(membrane)，而不是使用如图1之中所描述的高度加强的“板 和梁”结构。所述穹面元件是挠性的，足以在飞鸟冲撞下变形，从而经由 塑性变形吸收和消耗至少一部分冲击能。舱壁200的特点解决了对用于飞 机充压的轻质结构的需要，同时形成对外物的防护而勿需诉诸传统的“砖 砌墙壁(brick wall)”式的作法。实际上，舱壁200采取球形的形状，该球 形形状对应于由机舱压力所十佳的自然增压力。因而，舱壁200的穹面只 需耐受纯粹的拉伸状态，这是非常有效的方式。通过退让而能“捕捉”飞 鸟但又不允许穿透，舱壁200以需要适应挠曲(deflection)的较小量的附 加空间之微小代价形成了有效的防护。这一附加空间也在某种程度上由传 统作法中需要容纳各加强件的空间予以抵消了。
图2描述了用于舱壁200的典型装设位置。在此示范实施例中，舱壁 200相对于飞机202的前部沿向前的方向稍向前倾。对于这一示范装设情况 来说，舱壁200相对于铅直平面可以倾斜大约5-7度。穹面的倾斜通过允许 飞鸟覆盖较大面积而允许吸收更大的能量，但这不是本发明的必需特性。 舱壁200耦接于外弦(outer chord)206。外弦206的用途是经由环圈中的 环向压缩来反作用于由于舱壁膜板的加压所致的拉伸载荷。在其他一些实 施例中，压力载荷可以由穹面本身或飞机结构的其他一些部分予以反作用。 实际上，舱壁200可以耦接于飞机202的支承座/或框架结构，以致舱壁200 的外弦206保持静止不动。比如，舱壁200可以装接于刚性框架208，该刚 性框架208形成舱壁200、员工间地板、整流罩204和飞机蒙皮之间的衔接 部分。框架208可以由任何适当的材料——诸如铝材——予以制成。在此 示范实施例中，框架208作成为整体式的子结构，由单独一块三英寸厚的 铝板机加工而成。框架208的具体外观、构形和组成可以变动以适应给定 飞机的需要。
参看图4-6，舱壁200一般包括有延展性的穹面210，该穹面210被适 当地配置成以响应于由外物撞击造成的临界量的冲击能而变形。这样，穹 面210可以吸收并消耗至少一部分冲击能，并且在实际的各项实施例中事 实上是为FAA(联邦航空局)证书所需的全部飞鸟能量，剩余的为下层飞 机结构所吸收。值得注意的是，舱壁200和穹面210都没有任何刚性的不 可变形的增强构件(与利用加强构件的常规设计相反)。此外，穹面210不包 括除靠近舱壁200周边边缘的各固紧部位之外的孔眼或穿孔。在此示范实 施例中，穹面210是由一种铝合金——诸如2024-T3铝——制成的。当然， 穹面210可以由其他一些适当的材料、合金和复合材料制成，包括KEVLAR、 SPECTRA、ZYLON，玻璃纤维、热塑料—诸如PEEK和PEKK，或者可实 际上任何实用的材料。具有较高破坏前塑性应变和较高强度的材料通常将 吸收较多的能量，但是舱壁200可以构造为能允许经由穹面210的弹性以 及塑性挠曲来吸收大量的能量。实际上，穹面210可以大体上成形为球形 盖罩(亦即，一部分球形壳体)，该球形盖罩具有凸出的前表面212和凹入的 后表面214。在此范例中，穹面210制成为具有大约120英寸的球径，穹面 210底部处的直径是大约85.4英寸，穹面210的深度是大约8英寸。穹面 210构造为可承受相对于在凸出前表面212之外的环境大气压力而施加于凹 入后表面214的加压空气载荷。这种压差情况出现在飞机的正常运行期间。
穹面210可以由单独一块材料制成。多个层并非本发明的必需特性， 不过，在一些实际实施例中，穹面210可作成为多层的部件，以便为舱壁 200提供一种失效保险手段。在此范例中，穹面210包括第一完整层206； 耦接于第一完整层216的第二完整层218；以及耦接于第二完整层218的部 分层220。各层可以利用任何一种适当的机构或技术装接在一起，诸如冷结 合(cold bonding)、热结合(hot bonding)、机械固紧件、焊接、夹具等等。 第一层和第二层相对于部分层220是“完整的”，后者并不覆盖穹面210的 全部表面。换句话说，第一层和第二层都是“冗余”层，因为它们各自大 体上形成球形盖罩。不过，部分层220大体上限定出截球形盖罩或者具有 球形轮廓的环状层。穹面210包括外部周边222，该外部周边222大体上由 其圆周边缘限定。如图5和图6所示，部分层220设置在外部周边222周 围。换句话说，部分层220构成环绕第二完整层216周围的环形层。因而， 第一完整层212外露的外部表面代表凸出的前部表面212，而第二完整层 218外露的外部表面连同部分层220外露的外部表面代表凹入的后部表面 214。因而，第一完整层216大体上对应于舱壁200的前侧，而部分层220 大体上对应于舱壁200的后侧。
第一完整层216、第二完整层218和部分层220各自由一种延展性的和 可变形的材料制成，这种材料可如上述地促进舱壁200的冲击能吸收和消 耗特性。在一项实用实施例中，第一完整层216和第二完整层218各自由 一块大致0.063英寸厚的铝板制成。具体地说，这些完整层可以由一块无缝 2024-T3铝合金板制成。部分层220也可以由一块2024-T3铝合金板制成。 在此示范实施例中，部分层220具有可变的厚度，朝向穹面210中心逐渐 减小。为了易于制造，可变的厚度可以(但不必需)制成不连续的台阶，如图 6之中所示。为此，部分层220具有朝向外部周边222设置的外缘224，以 及朝向穹面210中心设置的内缘226。在此实施例中，内缘226大致与外缘 224距离14-17英寸(在一项实用实施例中，部分层220是大约15.7英寸宽)。 外缘224可以具有大约0.125英寸的厚度，而内缘226可以具有大约0.031 英寸的厚度。实际上，部分层220可以包括任何数量的中间台阶，其厚度 在外缘224与内缘226之间逐渐减小。穹面210靠近外部周边222的相对 较厚部分希望用来为舱壁200安装提供附加强度。穹面210的壳体厚度变 化还可以给穹面210边缘附近之冲击应力提供阻力。由于在这些区域上穹 面210的柔顺性降低，朝向边缘的应力较大。
穹面210(和其任何层)可以采用任何适当的制造技术予以制成。比如， 穹面210可以采用膨胀成形技术(bulge forming technique)予以制造，即施 加压力于一平板以形成球形盖罩。代替地，穹面210可以采用旋压成形技 术予以制造，即在旋转一块平板的同时用成形工具施加压力以造成碟式形 状。穹面210也可以采用冲制或压制技术予以制成。
舱壁200还包括外弦228，该外弦228被耦接到外部周边222周围的穹 面210。在此实施例中，外弦228是由多个7075 T73铝材弧段组成的，使 得其横截面是折角形，该折角形由匹配穹面210轮廓的侧边和匹配机身轮 廓的第二侧边构成。所述折角形的用途是将穹面210结合于机身并赋予外 弦228以刚度，以致它可以抵抗由穹面210中膜片张力所造成的压缩载荷。
外弦228被适当配置成以可为舱壁200提供刚性的装接机构。再次参 看图2和图3，外弦228可用于将舱壁200装接于框架208、风挡支座，以 及/或者飞机202的其他结构。外弦228还可被配置成以适于飞机机身蒙皮 的装接。如图2和图4所示，外弦228还可以为天线支座组件229提供各 装接点。值得注意地是，天线支座组件229不需要被连接到穹面210本身。 而是，天线支座组件229优选地构成跨越穹面210的“桥架”。的确，舱 壁200被优选地配置成没有刚性的加强件或增强件被直接地装接于穹面210 的任何一侧，从而使得穹面210可响应于外物撞击而自由挠曲和变形。
在一项实用实施例中，外弦228可以由任何适当的材料制成，比如铝 合金7075-T7351或铝合金7050-T7451。为了易于制造和组装，外弦228可 以作成拼接在一起的分段式部件。图5表示由三个拼接元件230接合起来 的三段式外弦228。外弦228采用适当的固紧件或固紧技术——诸如螺栓、 铆钉、夹具、粘合、焊接等等——耦接于穹面210。反过来，舱壁200采用 适当的固紧件或固紧技术——诸如螺栓、铆钉、夹具、粘合、焊接等等—— (经由外弦228)耦接于飞机202。
按照本发明另一实施例设计的一种飞机前方耐压舱壁可以利用耦接于 有延展性穹面的至少一个有延展性和可变形的撕扯带条层(tear strap layer) (如上述的)。在其他各项实施例中，撕扯带条层也可以由一些有延展性的或 可变形的加强件组成。有延展性的和可变形的撕扯带条层或加强件层被配 置成以可阻滞有延展性穹面的疲劳和动态裂缝生长，同时保持充分的挠性 以适应舱壁的冲击能吸收和消耗特性。图7是符合另外一项这种实施例的 一种前方耐压舱壁300的透视前视图。舱壁300与舱壁200共享多个特征； 这些特征和方面在此将不被赘述。舱壁300包括有延展性的穹面301，该穹 面301具有至少一个第一完整层302和至少一个耦接所述第一完整层302 的有延展性和可变形的撕扯带条层304。在此示范实施例中，舱壁300包括 网状层306，该网状层306耦接于完整层302，在此，至少一个撕扯带条层 304是由网状层306限定的。换句话说，网状层306包含撕扯带条层304， 从而像是一个蜘蛛网。网状层306本身是可变形和有延展性的，这使得舱 壁300能够以前述方式吸收和消耗冲击能。因而，网状层306可被用来以 退让方式来提高舱壁300的结构整体性而不同于依靠刚性、不可变形的、“砖 墙”式结构的现有技术。
一项在此所述的飞机前方耐压舱壁的实用实施例被设计成以可承受四 磅物体在海平面处的巡航速度(Vc)或在8000英尺处的0.85Vc飞行时的撞 击，此处的两个速度哪一个是临界值，这是由联邦航空条例§25.571所规定 的。本发明的这一和其他各项实施例可以承受不同的飞鸟重量和速度，视 需求而定。实际上，所述舱壁具有临界的冲击等级，它确定了是否舱壁穹 面将响应于冲击而变形和挠曲。舱壁的弯曲和带角度的表面增大了物体从 穹面偏离的可能性。如果某一物体撞击舱壁而没有施加至少这一临界冲击 能，则此物体将或是弹开穹面或是偏离穹面。在这种情况下，所述穹面可 能暂时向内挠曲，而后弹回其最初形状。不过，如果某一物体至少以临界 的冲击能撞击舱壁，则所述穹面将“捕捉”此物体，向内挠曲，并以吸收 和消耗冲击能的方式发生变形。为此，所述穹面在物体的冲击力作用下发 生屈曲，该物体在与穹面接触之后在向后方向上移行一小段距离。所述穹 面的延展性性质使得所述舱壁能够在较长的冲击时间内(相对于刚性舱壁来 说)消耗冲击力。所述穹面在冲击之后可能保持屈曲或弯曲形状，或者它可 能弹回到其最初形状。如果内部压力不使舱壁最初形状恢复，则它可以借 助于机械性处理予以恢复，或者它可以被替换，这取决于变形的严重程度。 舱壁的简单结构、较小重量和较低成本使得这种舱壁能够是因损伤而发挥 作用的部件。
虽然在前面的详细说明中已经给出至少一项示范实施例，但应当理解， 存在着广为多样的变型。还应当理解，在此所述的一项或多项示范实施例 并不企图以任何方式限制本发明的范畴、可用性或结构。而是，前面的详 细说明将为本技术领域中的熟练人员提供一种方便的路线图用于实现所述 一项或多项实施例。应当理解，在不偏离如在所附各项权利要求及其合法 的等同物中所述的本发明的范畴内，可以在各个零件的功能和配置方面作 出多种改变。