用于将机载传感器吊舱从外部附接到飞机机身的组件

摘要

传感器吊舱附接组件被提供用于将包含机载传感器设备的传感器吊舱附接到飞机机身。传感器吊舱组件可包括前面一对附接吊挂组件和后面一对附接吊挂组件，每个附接吊挂组件均具有被附接到飞机机身的下端和被附接到传感器吊舱的上端。前面一对附接吊挂组件能够包括左舷吊挂结构和右舷吊挂结构，以及被连接到左舷吊挂结构和右舷吊挂结构的上端的横向支撑基体。后面一对附接吊挂组件能够包括长度可调节的杆柱组件。

说明书

技术领域

本文公开的实施例总体涉及通过吊挂附接组件将包含机载传感器 设备(如，雷达天线和/或其它机载传感器)的传感器吊舱(如，天线 屏蔽器)从外部附接到飞机机身。在特别优选的实施例中，吊挂附接 组件包括在传感器吊舱的前端处的一对一体化前吊挂结构和在传感器 吊舱的后端处的一对可单独调节的后吊挂结构。

背景技术

将诸如机载雷达天线和其它机载传感器的各种设备安装到飞机机 身上具有各种优点，尤其是对于空中情报，监视和侦察(ISR)任务。 例如，由于飞机能够达到高海拔，所以可以通过机载传感器设备来监 控相对大的地面区域和/或领空体积。

将机载设备安装到飞机机身的上部上本身是已知的。例如，授予 Rainer等的美国专利号6,745,981(其全部内容通过引用而并入本文) 提供了一种用以将传感器吊舱安装到飞机机身上的常规装置。根据该 现有提议，传感器吊舱是具有定位在机身上方的前后端的细长结构。 分别在前后处提供有结构支撑件，所述结构支撑件包括联接到飞机机 身的第一端和联接到传感器吊舱的第二端。这样的所提议的传感器吊 舱安装的一个缺陷在于可能在空气动力学要求、飞机阻力限制、天线 雷达重量、飞机载荷结构强度方面，以及其它雷达天线的结合方面受 到限制。此外，在各种不同类型的机载传感器吊舱和相关联的传感器 的安装方面，常规传感器吊舱附接不提供通用性。

因此，本发明的实施例涉及为这种问题提供解决方案。

发明内容

本文所披露的实施例涉及用于支撑机载吊舱的吊挂组件，所述吊 挂组件可适于包含一个或多个雷达天线或其它机载传感器。通常，吊 挂组件包括在传感器吊舱的前端处的一对一体化前吊挂结构，以及在 传感器吊舱的后端处的一对可单独调节的后吊挂结构。

根据一些公开的实施例，传感器吊舱附接组件被设置用于将包含 机载传感器设备的传感器吊舱附接到飞机机身。传感器吊舱组件可包 括前面一对附接吊挂组件和后面一对附接吊挂组件，每个附接吊挂组 件均具有被连接到飞机机身的下端和被连接到传感器吊舱的上端。所 述前面一对附接吊挂组件能够包括左舷和右舷吊挂结构，以及被连接 到所述左舷吊挂结构和右舷吊挂结构的上端的横向支撑基体。

特定的公开实施例包括具有细长的前后直立杆柱的左舷和右舷吊 挂结构，所述细长的前后直立杆柱具有用于附接到飞机机身的下端和 被连接到横向支撑基体的上端。肋和纵梁可被提供，以使前后直立杆 柱彼此相互连接。

在其它的实施例中，横向支撑基体可支撑分别被定位在左舷和右 舷吊挂结构的上端上方的左舷和右舷凸耳安装件，用于将传感器吊舱 连接到前面一对附接吊挂组件。

特定的公开实施例将包括吊挂组件，所述吊挂组件包括长度可调 节的杆柱组件。对于这种实施例，所述杆柱组件可包括：具有上下端 的细长杆柱部件；分别在杆柱部件的上下端处的上下附接配件；以及 分别附接到上下附接配件的上下连杆。分别地，所述上下连杆中的至 少一个连杆可被螺纹连接到上下附接配件中的相应的一个附接配件， 使得其旋转运动响应地允许杆柱组件的长度调节。

根据一些实施例，上下连杆中的每个连杆分别被螺纹连接到上下 附接配件，并且可以是吊环螺栓杆连接件的形式。

长度可调节的杆柱组件还可包括被螺纹连接到所述至少连杆的调 节螺母，用于对所述至少一个连接器杆进行位置锁定。如果所述上下 连杆两者都为螺纹可调节的，则上下调节螺母可与上下连杆相关联， 分别用于相对于上下附接配件对上下连杆进行位置锁定。

在一些实施例中可分别设置吊舱附接凸耳和机身附接凸耳，分别 用于将上下连杆附接到传感器吊舱和飞机机身。在特定形式中，机身 附接凸耳包括限定同轴对准的一对孔的U形通道构件，并且下连杆是 与通道构件的孔对准的吊环螺栓连杆。所述组件因此可包括连接销， 所述连接销被插入通过所述孔和所述连杆，以将所述连杆附接到所述U 形通道构件。一对横向配合构件可被一体地连接到所述U形通道部件。

根据其它实施例，前面一对附接吊挂和后面一对附接吊挂每个均 可包括相对于飞机机身从附接吊挂向前和向后延伸的前后导流板。

在仔细考虑以下对本发明的优选示例性实施例的详细描述后，本 发明的这些和其它方面和优势将变得更清晰。

附图说明

结合附图，通过参考以下对示例性的非限制性的说明性实施例的 详细描述，将更好地且更彻底地理解本发明所公开的实施例，其中：

图1是飞机的示例性透视图，示出了借助于根据本文所公开的实 施例的吊挂附接组件安装到飞机上的传感器吊舱；

图2是在图1中描绘的吊挂附接组件中采用的一对不可调节地固 定的前吊挂结构的部分剖面的透视图；

图3是与前吊挂结构相关联的示例性附接销组件的放大视图；

图4是与图3中描绘的附接销组件相关联的上凸耳的放大透视图；

图5是在图1中描绘的吊挂附接组件中采用的示例性成对的可调 节地固定的后吊挂结构的透视图；

图6是与图5中描绘的后吊挂结构相关联的后吊挂杆柱组件的透 视图；

图7是与后吊挂结构相关联的上附接凸耳组件的放大剖视图；

图8是与后吊挂结构相关联的下附接凸耳组件的放大侧视图；并 且

图9是图8中描绘的下附接凸耳组件的放大后视图。

具体实施方式

在本专利申请的附图中示出的许多细节、尺寸、角度和其它特征 仅对本发明的特别实施例进行说明。因此，在不背离本发明的精神或 范围的情况下，其它实施例可具有其它的细节、尺寸、角度和特征。 在下文描述创新的发明结构和组件的若干实施例作为以上简要确定的 问题的解决方案。

如图1所示，运输机AC具有机身AF，传感器吊舱组件10以“背 负”方式被安装到机身AF的上部区域。传感器吊舱组件10大体包括： 传感器吊舱12(如，天线屏蔽器)，其包含所需的机载传感器，例如 雷达天线和/或其它机载传感器；和分别的前面一对吊挂组件14和后面 一对吊挂组件16。传感器吊舱12优选为容纳与机身AF纵向对准的传 感器(未示出)的细长结构件。因此，前面一对吊挂组件14和后面一 对吊挂组件16在传感器吊舱12和飞机机身AF的结构部件之间提供相 互连接的支撑。因此，以这种方式，在执行包含在传感器吊舱中的各 种传感器的任务时，传感器吊舱12能够由飞机AC在空中承载。

图2提供了前面一对吊挂组件14的放大视图。与前吊挂组件相关 联的各种结构部件可由航空级铝合金制成。前吊挂组件14分别包括镜 像的左舷和右舷吊挂结构14-1，14-2，每个吊挂结构均分别具有前后直 立杆柱14-1a，14-1b和14-2a，14-2b。前后直立杆柱14-1a，14-1b以 及14-2a，14-2b分别可由铝合金坯料加工而成，以提供工字梁和C型 梁剖面的组合。

横向支撑基体14-3横跨左舷和右舷吊挂结构14-1，14-2的分别的 上端之间的纬向距离并被刚性连接到左舷和右舷吊挂结构14-1，14-2 分别的上端。因此，支撑基体14-3为左舷和右舷凸耳安装件14-4a，14-4b 提供结构支撑，与传感器吊舱12(图2中未示出)相关联的左舷和右 舷安装导轨18a，18b被安装到凸耳安装件14-4a，14-4b。

铝制蒙皮20，22可被附接到分别与左舷和右舷吊挂结构14-1，14-2 相关联的内部的大体水平定向的肋14-6a，14-6b以及大体竖直定向的 纵梁14-7a，14-7b，以覆盖该支撑结构并为整体组件提供增强的空气动 力外形。类似地，可通过分别从左舷和右舷吊挂结构14-1，14-2的前 后直立杆柱14-1a，14-1b以及14-2a，14-2b向前和向后(相对于飞机) 延伸的前后导流板14-8a，14-8b和14-9a，14-9b提供增强的空气动力 特性。

在附图3和4中更详细地描绘了左舷凸耳安装件14-4a，应理解的 是，右舷凸耳安装件14-4b是左舷凸耳安装件14-4a的镜像结构。因此， 与左舷凸耳安装件14-4a相关联的结构的描述同样适用于与右舷凸耳 安装件14-4b相关联的结构。

如图3和4中能够看出，左舷凸耳安装件14-4a包括分别由大体U 形通道构件20和一对横向配合构件22和24形成的一体式结构部件。 所述构件20、22和24共同地具有接收故障安全销30的一对同轴对准 的孔26，28。所述销30还被连接到与传感器吊舱12相关联的左舷安 装导轨18a的凸缘组件18a-1。因此，以这种方式，安装导轨18a以及 因此传感器吊舱12可经由凸耳安装件14-4a被刚性地附接到左舷吊挂 结构14-1。

前吊挂组件14还可分别设有由复合材料(如，碳纤维增强塑料材 料)形成的合适的上整流罩32a和下整流罩32b(见图1)，所述复合 材料可被层压成或夹持有耐火芳族聚酰胺材料(如，诺梅克斯聚合物) 形成的核心。

在附图5-9中更详细地示出了后吊挂组件16。在这方面，将观察 到后吊挂组件16还分别包括镜像的左舷和右舷后吊挂结构16-1，16-2。 可以类似于向前吊挂结构14-1，14-2设置整流罩的方式向这些吊挂结 构16-1，16-2的上端和下端设置合适的上整流罩34a和下整流罩34b， 以改进吊挂结构的空气动力特性。

可以看到，左舷和右舷后吊挂结构16-1，16-2中的每个吊挂结构 均设有吊挂支柱组件50，51以及分别从支柱组件50，51向前和向后 (相对于飞机)延伸的前后导流板50a，50b和51a，51b。

在附图6-9中更详细地描绘了左舷后吊挂结构16-1，应理解的是， 右舷后吊挂结构16-2是左舷后吊挂结构16-1的镜像结构。因此，与左 舷后吊挂结构16-1相关联的结构的描述同样适用于与右舷后吊挂结构 16-2相关联的结构。

能够看出，左舷侧后吊挂支柱50包括细长杆柱50-1，所述细长杆 柱50-1可由合适的航空铝合金加工而成，以形成工字梁剖面结构。杆 柱还可被连接到大体C形肋50-2，用于结构增强。杆柱50-1被连接到 上下附接配件50-3a，50-4a，用于将杆柱50-1分别连接到传感器吊舱 12和飞机机身F。

上下附接配件50-3，50-4分别包括以螺纹方式接纳在附接配件 50-3，50-4内的相应的吊环螺栓杆连接件50-3a，50-4a。连接件50-3a， 50-4a因此与吊舱附接凸耳52和机身附接凸耳54相关联的孔对准，并 分别通过连接销52a，54a固定到吊舱附接凸耳52和机身附接凸耳54 (例如，参见图7和9)。机身附接凸耳54被刚性地连接到下面的机 身结构部件60(参见图8)。导电条55被提供以将后吊挂支柱50的 结构电连接(接地)到机身附接凸耳54，并且因此电连接到飞机的机 身支撑结构60。

上附接配件50-3和下附接配件50-4还分别包括分别被螺纹连接到 吊环螺栓杆连接件50-3a，50-4a的柄的调节螺母56，58。调节螺母56， 58因此将相应的吊环螺栓杆连接件50-3a，50-4a定位地锁定到配件 50-3，50-4。然而，调节螺母56，58可被拧松，以允许相应的吊环螺 栓杆连接件50-3a，50-4a相对于配件50-3，50-4螺纹转动，从而允许 可调节地改变杆柱50-1的有效长度。因此，相对于配件50-3，50-4的 分别施加到吊环螺栓杆连接件50-3a，50-4a的旋转运动因此将相应地 允许左舷侧后吊挂支柱50的长度调节。因此，以这种方式，后吊挂组 件16可被调节尺寸，以适合各种机载传感器吊舱12。

虽然前面的一对吊挂组件14和后面的一对吊挂组件16分别已在 本文中被示出和描述为使前吊挂组件14被不可调节地固定在传感器吊 舱12和飞机机身AF之间，后吊挂组件16被可调节地固定在传感器吊 舱12和飞机机身AF之间，应理解的是，其它实施例可以相反。因此， 能想到的是，本发明的实施例能够包括长度可调节的前吊挂组件和不 可调节的后吊挂组件。

因此，虽然已经结合目前被认为最实际和优选的实施例描述了本 发明，但是要理解的是，本发明并不限于所公开的实施例，而相反的 是，旨在涵盖包括在其精神和范围内的各种改型和等效布置。