專利名稱：降低噪音傳入飛機機艙的內部壁板系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機機艙內部結構，特別是一種降低噪音傳入飛機機艙的骨架和壁板結構。
乘坐飛機的乘客主要抱怨的事之一是機艙內的噪音問題。噪音從幾個噪音源向機艙內傳遞。最主要的噪音源是安裝在內部和外部的轉動部件，例如傳動系統，發動機或轉動系統。另一個噪音源是流過飛機機身各部件的氣流聲，例如流過發動機的，起落架和整流罩的氣流聲。這些部件所產生的振動通過機身傳遞到機艙內。
直升機中的噪音問題尤為嚴重，因為轉動部件和傳動系統在機身上產生的振動相當大。這些振動通過機身結構傳入機艙內形成振動噪音。在不隔離噪音的機艙內噪音水平高達110分貝或更高是很常見的，這使得機艙內十分嘈雜，甚至對乘客有害。
為將機艙內的噪音控制在一定水平之下，設計了各種飛機機艙內部組件。例如，在Sikorsky Aircraft公司正在研制中的S-92C公務機上，設計了一種平均噪音標準，當環境控制系統(風扇、通風口、制冷/加熱系統)關閉時，機內的平均噪音水平低于80dB SIL4，每個座位位置的噪音不會超過85dB SIL4。當環境控制系統開啟后，機內的平均噪音水平為81dB SIL4，每個座位位置的噪音不會超過89dBSIL4。SIL4(Speech Interference Level 4，語音干涉標準4)噪音標準換算成公制為倍頻帶500，1000，2000和4000Hz的平均聲強水平值。這種持續的噪音被認為會干涉2人之間的交談。SIL4公制噪音標準是由美國海軍的一名工程師在50年代發展起來的，并作為了ANSI(America National Standards Institute)標準。
過去幾年中，在降低噪音的機艙結構上有了明顯的進步。一種解決方案是采用吸音材料制成的內部壁板結構，以降低機艙內噪音的反射。另一種解決方案是在機身和機艙安裝點之間設置降低振動傳入機艙的阻尼件(振動吸收件)。阻尼件包括一個吸收振動的部件，例如橡膠，用來消弱從機身傳入機艙內的振動。
最近，本發明的發明人研制出一種通過反相振動降低噪音的主動降噪技術。反相振動的頻率和噪音振動頻率相同，但相位相反，從而消除了噪音。該主動降噪系統已在美國專利US，5310137中公開，此處引用，作為本發明的參考。
在傳統的機艙內部，包括多個直接安裝在機身上的壁板。如上所述，為了降低從機身傳入機艙內的振動，有時在機身上的壁板安裝位置安裝有壁板阻尼件，例如橡膠吸振件。因為傳統設計的壁板是直接安裝在機身上的，就需要相當多的阻尼件。例如，在Sikorsky Aircraft公司的S-76飛機上(S-76是Sikorsky Aircraft公司的一個注冊商標)，直接安裝在機身上的壁板采用了大約40個以上的安裝點。每個框架就用了6個以上的安裝點。每個安裝點位置都要安裝一個吸振件，用來抑制從機身傳入壁板的振動。安裝這些吸振件費時費錢，維護起來也麻煩。一些直接安裝壁板的位置振動是很大的，這樣在傳統的系統中，壁板系統的聲學特性不能完全發揮出來。
為了進一步降低傳入機艙內的噪音，傳統的飛機內部壁板是相互鎖扣在一起的。也就是，壁板邊緣設計成迭和在一起，從而形成搭接接頭。雖然搭接接頭對于防止噪音穿透兩壁板之間是很有用的，但這些接頭對于拆下單個壁板來說是很困難的。又由于所有的壁板是鎖扣在一起的，為了能達到某個壁板后面或拆下損壞的壁板，就需要拆下相當多的其它的壁板。這在通常的維護程序中會消耗相當多的時間。
傳統飛機機艙內部系統中的另一個問題是，由于壁板是設計成直接安裝在機身上的，每個壁板必須設計成適合特定位置的形狀。這樣，在壁板與壁板之間就沒有互換性了，或者，由于制造公差所造成的機身之間的差異，在飛機與飛機之間也沒有了互換性。因此當一塊壁板損壞后，就沒有備用的壁板可方便地安裝在飛機上了。相反，壁板必須經過修配才能適合特定的機身結構。另外，傳統的壁板結構是通過細螺紋緊固件安裝在機身上的，這使得拆裝起來都很費時間，而且螺紋還容易損壞。所以，將S-76飛機上的內部組件全部拆下，需要2個維護人員用一個班次的時間。而重新裝配起來則需要2個維護人員用2個班次的時間。這樣使得飛機進行內部維護的時候占用大量的檢修時間。
傳統的飛機內部系統的另一個問題是，當內部壁板直接安裝在機身結構上時，為了防止飛機在飛行中的劇烈振動或硬著陸所帶來的變形和損壞，壁板的剛度必須做得很高。這要求壁板的承載能力很高。而這樣的壁板將會結構復雜而且重量大，制造起來也很昂貴。
傳統的直升飛機內部系統所存在的另一個問題是，除了地板以外，大部分內部組件是獨立制造的，它們安裝在地板上而與機身結構相對獨立。它們用相互鎖扣在一起的剛度很大的壁板構成單殼機身結構，而沒有用任何支撐件。在這樣的布置中，為了適當的與機身的振動隔離，需要一整套相互鎖扣在一起的壁板，這樣要拆下某一個壁板就要將全部的壁板都拆開。這樣的結構需要大量的維護時間。用2個維護人員1整天的時間來拆卸這樣的結構是很常見的。
因此需要一種改進的、能降低噪音的、易于拆裝的內部組件結構。
本發明的目的之一是提供一種允許單個壁板方便地拆下的改進的機艙內部組件。
本發明的另一目的是提供一種降低噪音傳入飛機機艙的改進的機艙內部組件。
本發明的又一目的是提供一種機艙內部壁板的獨立的支撐結構，該結構允許壁板剛度較小，重量更小，費用更少。
本發明的再一目的是提供一種骨架安裝結構，該結構可以充分發揮吸音壁板在機艙內的聲學特性。
從本發明的機艙內部組件結構可以得出本發明上述和其它發明目的及其優點。機艙內部組件安裝在飛機主機身結構內，并包括一個位于機身內的骨架結構。多個內部壁板安裝在骨架結構上構成了封閉的機艙。
骨架結構由多個軸向隔開布置的罩形框架構成，每個罩形框架為一個整體，并從機艙內部組件一側開始延伸，穿過機艙頂回到相對的一側，形成一個倒置的U形結構。為了獲得高強度，重量輕，罩形框架最好由輕質材料構成，例如碳纖維材料，凱芙拉材料，或以泡沫塑料或蜂窩為芯的樹脂基玻璃纖維夾層材料。每個相鄰的罩形框架之間至少安裝有兩個縱向支撐件。在相鄰的罩形框架之間最好至少有4個縱向支撐件，兩個縱向支撐件安裝在罩形框架接近端部的位置，其余兩個縱向支撐件安裝在罩形框架上部拐角上。
安裝在罩形框架的縱向支撐件上的壁板最好是在其邊緣與罩形框架和縱向支撐件迭置起來，形成對接接頭。安裝壁板最好用直角轉彎(quarter-turn)或類似的能快速拆下的緊固件。
在骨架結構和機身結構之間安裝有多個隔離件，每個隔離件包括一個安裝在骨架結構底端的第一連接部件，和一個安裝在機身結構上的第二連接部件，隔離件將骨架結構安裝在機身結構上，并消弱了振動從機身結構向骨架結構的傳遞。
在本發明的一個實施例中，第一連接部件包括一個安裝在罩形框架上的套管。套管內孔中安裝有一個安裝圓柱。此安裝件安裝在第二連接部件上。在安裝部件和套管之間安裝有一個彈性連接件。套管和彈性連接件最好為圓環形，并最好與安裝件同心。
本發明的上述和其它特征以及優點通過下文參照附圖對優選實施例的詳細描述可以變得更明顯。
為了清楚描述本發明，附圖所示為本發明的優選方式。應理解，本發明不能僅局限于視圖中的布置形式和所示手段。


圖1為本發明的機艙結構的局部剖視圖。
圖2是根據本發明的骨架結構等距視圖。
圖3是根據本發明的機艙內部組件沿圖1中3-3位置處的剖視圖。
圖4是根據本發明的機艙內部組件沿圖1中4-4位置處的剖視圖。
圖5所示為沿圖1中5-5位置的壁板和縱向支撐件安裝在罩形框架上的最佳安裝方式。
圖6所示為沿圖5中6-6位置的剖視圖，表示縱向支撐件安裝在罩形框架上的側視圖。
圖7為圖4中所示的將罩形框架安裝在機身結構上的隔離件的詳細視圖。
圖8是沿圖1中8-8位置的將壁板底端安裝在地板上的連接片和連接孔的剖視圖。
圖9所示為一個帶有可拆卸的分隔艙的機艙內部組件的局部等距圖。
圖10所示為沿圖1中10-10位置的壁板安裝在縱向支撐件底端的最佳安裝方式的詳細視圖。
所參照的附圖中，相同或相應的部件用相同的附圖標記表示，圖1表示的是直升機機艙部分10。機艙部分10包括主機身結構12和機艙內部組件14。機身結構12包括一系列由桁條17相互連接在一起的并排隔開布置的框架16。蒙皮18覆蓋在框架16和桁條17上形成了飛機的主機身結構12。雖然用來描述本發明的附圖和以下說明針對的是直升機的機艙部分，本發明也可以用于其它類型的飛機(例如固定翼飛機)的機艙部分。在現有技術中，飛機的機身結構是已知的，因此，不必詳細說明飛機機身結構，通過以下描述也可以充分地理解本發明。
機艙的內部組件14安裝在主機身結構12的內部。機艙內部組件14包括骨架結構20和多個壁板22。參見圖2，骨架結構20包括多個由縱向支撐件26相互連接在一起的半環形或罩形框架24。罩形框架24最好從一側或接近機艙內部組件14底部的位置開始延伸，穿過機艙頂回到相對的一側/或接近機艙地板，從而形成一個大致倒置的U形框架。在優選實施例中，罩形框架由高強度輕質材料制成，例如碳纖維材料，凱芙拉(凱芙拉是E.I.du Pont De Nemours and Company的人造纖維材料的商標)，或以泡沫塑料或蜂窩為芯的樹脂基玻璃纖維夾層材料，或鋁管。罩形框架24鑄造厚度大約為3/4英寸，寬度大約為2英寸。在另一實施例中，罩形框架24采用以厚度約為0.62英寸的Rohacell泡沫塑料為芯材的夾心材料。在芯材上纏繞厚度為0.0075英寸的碳纖維。在上述薄層的上下包裹3層碳纖維布(0.006英寸厚)，然后在整個薄層上再纏繞碳纖維(厚度為0.0075英寸)。
如圖2所示，最好在整個機艙內部組件14上隔開布置多個罩形框架24。罩形框架24最好在整個機艙內部組件14上具有相同的形狀，這樣，在幾何形狀一致的飛機上，任何位置的罩形框架就可以互換了。如果機艙形狀不一致，就需要設計不同形狀的罩形框架。如圖所示，每個罩形框架24在長度上為整體結構，這樣就減少了裝配內部組件14時所用的構件數量。另外，因為罩形框架24上的接頭數量減少了，使得框架結構強度更高了。
如上所述，罩形框架24在縱向支撐件26上隔開布置。縱向支撐件26不但使骨架結構20在縱向為剛性結構，從而防止了飛機在機動飛行或強行著陸時內部組件14的前后變形，另外還使壁板具有自由表面，從而沿壁板的橫向側邊形成了隔音壁板系統。在所述實施例中，至少有2個，最好至少有4個縱向支撐件26安裝在相鄰的罩形框架24上。縱向構件26最好在上述位置處沿罩形框架24周圍隔開布置。下面將詳細描述縱向支撐框架26對應于壁板22的安裝位置的具體位置。在所述實施例中，大多數機艙內部組件14的縱向支撐件26位于頂部，上部角上和罩形框架24構成的頂部上。
縱向支撐件26最好采用以蜂窩結構為芯材，覆蓋上玻璃纖維布制成的夾層材料。在本發明的一個實施例中，縱向支撐件26所用材料為，以蜂窩結構為芯材，先在芯材上下覆蓋90°玻璃纖維布(厚度0.006英寸)，然后在其上下覆蓋0°玻璃纖維布(厚度0.006英寸)。縱向支撐件厚度為3/8英寸，寬度為2英寸。縱向支撐件26安裝在罩形框架24之間所構成的骨架結構20的功能是，作為飛機內支撐機艙內部壁板22的剛性空間框架。
參照圖2，在最前部的罩形框架24的底端還連接有橫向支撐件26’。這樣可以使罩形框架得到加強，以便更好地固定前艙壁，該前艙壁具有將駕駛艙和機艙隔開的門或門簾。
為了便于安裝和更換，罩形框架24最好在整個機艙上隔開同樣的距離。這樣就要求縱向支撐件26制成同樣的長度。當然由于機身的某些限制，使得罩形框架24之間的距離有一些不同，因而需要縱向支撐件26制成不同的長度。然而，相鄰的罩形框架24之間的距離在周邊上最好相同，從而使得縱向支撐件26具有一定的互換性。
為了減輕重量，大多數罩形框架24沒有伸到機艙地板處。當然，有些罩形框架24，特別是在機艙頭尾位置的罩形框架，需要比其它部分的罩形框架做得長一些。在這種情況下，罩形框架在側邊上可以做得長一些，或通過支架(未示出)在罩形框架24底端安裝延伸件96。延伸件96可以采用任何合適的材料，特別是采用與罩形框架24或縱向支撐件26相同的材料。
如圖3和4所示，罩形框架14在高度和寬度上最好小于機身結構12的內部高度和寬度。機身結構12和機艙內部組件14之間的空隙可以降低噪音從機身結構12傳到機艙之內。機身結構12內表面和機艙內部組件14的頂部之間的空隙最好至少為1.5英寸，機身結構12內表面和機艙內部組件14的側邊之間的空隙最好至少為0.5英寸。這些空隙在振動的機身結構12和機艙內部組件14之間形成了一個緩沖區。若在機身結構12和機艙內部組件14之間的空隙內填充上棉絮(未示出)一類的吸音物，就可以大大加強隔音效果。
骨架結構20在罩形框架24底端或接近底端的位置安裝在機身結構12上。安裝點標示為44。需要注意的是，骨架結構20的安裝位置應該與直升機的振動源保持一定的距離，以降低噪音向機艙內的傳遞，直升機振動源可能是傳動裝置T或轉動系統R。傳統的內部結構中，內部壁板直接安裝在飛機結構上，有時甚至直接安裝在主要支撐振動部件的梁和框架上。這樣，傳入機艙的振動源離機艙十分近，傳入的振動能量也接近了最大。本發明通過將骨架結構20與振動部件隔開安裝在機身結構12上，從而降低了振動的傳遞。因此，大多數的振動在通過骨架結構20傳到機艙內部結構14上時，都被機身結構之間的空隙消弱了。這樣，相對于傳統的系統，本發明的噪音傳遞的距離增加了。
如上所述，骨架結構20上安裝有多個壁板22。相鄰的壁板22通過對接方式安裝在骨架結構上，這樣就可以在取下單個壁板時不移動相鄰的壁板。因此，當壁板22受損或需要修理更換時，就很容易從內部組件14上拆下了。骨架結構20和壁板22背部邊緣交迭在一起，這樣，不需要移動相鄰的壁板就可以提供密封作用，防止噪音傳入機艙內。壁板22最好采用約3/8英寸厚的紙質蜂窩芯材的覆蓋有纖維樹脂蒙皮的材料。在另一實施例中，壁板包括3/8英寸厚的蜂窩芯材，并在其上下表面覆蓋一層7781玻璃纖維布(厚度0.012英寸)。這種復合層可用于側面壁板。安裝在機艙頂部靠近上部拐角處的壁板，最好采用3/8英寸厚的蜂窩芯材，并在其下表面覆蓋一層120玻璃纖維布(厚度0.006英寸)，上表面覆蓋2層。內部壁板結構對本領域人員來說是公知技術。
圖5和6所示為安裝縱向支撐件26的優選方法。其連接方法是，用第一托架28連接縱向支撐件26的一端，用第二托架30連接縱向支撐件26的另一端。在所述實施例中，第一托架28最好以粘結或類似的連接方式安裝在縱向支撐件26上。或者，可以用傳統的螺栓將托架28緊固在縱向支撐件26上，作為替代將第一托架26粘結在縱向支撐件26上的方法。第一托架28包括從縱向支撐件26表面向外翻折的翻邊32。緊固件34穿過翻邊32上的小孔(未示出)，將第一托架28連接到罩形框架24上。
第二托架30最好包括插槽部分36，該部分圍繞縱向支撐件26的三個側邊。緊固件38，例如可以為螺栓，將第二托架30安裝在縱向支撐件26上。將第二托架30安裝在縱向支撐件26上的方法還可以是，例如采用粘結或夾子形連接方法。第二托架30包括從縱向支撐件26表面向外翻折的翻邊40。緊固件36穿過翻邊40上的小孔(未示出)，將第二托架30連接到罩形框架24上。
如果需要的話，用來連接縱向支撐件26的緊固件最好是可拆卸的，以便于骨架結構20的拆卸。本發明可以采用任何常用的可動連接方式連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英寸厚的鋁材制成。
詳見圖7，可以采用隔離件44將罩形框架24連接到機身結構12上。隔離件44包括機艙隔離部件46和框架隔離部件48。在優選實施例中，機艙隔離部件46包括環形套管50和套管翻邊52。套管50安裝在罩形框架24下端的凹孔54內。如圖所示，凹孔54至少在厚度上部分穿過罩形框架。當套管50安裝在凹孔54內時，平面狀的套管翻邊52安裝在其所對的罩形框架24的外表面。套管翻邊52用現有技術中常用的連接方式安裝在罩形框架24上，例如可以用粘結或緊固件連接。套管50和套管翻邊52最好用鋁材或鋼制成。套管50外徑最好約為1英寸并包括一個內孔。雖然套管最好為環形，但也可以用其它形狀的套管替代。
在套管50的內孔內安裝著一個彈性件56。彈性件最好為橡膠類的物質，硬度為30至98IRHD(國際橡膠制品硬度)之間，IRHD大約等于肖氏A級硬度。雖然優選實施例中用的是彈性件56，在本發明范圍之內，也可以用其它的吸振物質來替代。彈性件56最好制成環形。
在彈性件56內以粘結或其它方式安裝著連接件58，連接件58最好為圓柱形。連接件58最好有鋁材制成。套管50、彈性件56和連接件58最好同心。一種優選隔離件為Paulstra Vibrochoc，Levallois-Perret Cedex，France出售的92500-02819-041隔離件。
罩形框架24的背面有一個連通凹孔54的孔60，用來溝通連接件58。另外，如果凹孔54貫通了罩形框架24的整個厚度，就可以省去孔60了。
框架隔離部件48包括一個與機身上的框架或梁的內表面相對設置的框架翻邊62。框架翻邊62用現有技術中通常采用的連接方式，例如粘結或緊固件固接方式安裝在框架或梁上。框架翻邊62向外伸出一個可裝配在連接件58的內孔中的軸64。軸64末端有一個螺紋孔66。
罩形框架24通過將軸64滑動地插入到連接件58內連接到機身結構12上。墊圈68塞入孔60中，靠在圓柱58上。螺栓或類似的連接裝置70螺接在軸46的螺紋孔66中。螺栓70和墊圈68將框架隔離部件48上的軸64和機艙隔離部件46上的連接件58連接在一起。這種連接將軸64鎖到了機艙隔離部件46上。這樣，當機身結構12振動的時候，軸64也隨之在機艙隔離部件46內振動。這要求彈性件56具有一定的硬度，以降低其固有諧振頻率。
再次參照圖5，壁板22在骨架結構20上的最佳布置如圖所示。如上所述，壁板22安裝在骨架結構20上，其側邊形成對接接頭98。這種連接方式可以在不移動相鄰的壁板22的情況下快速方便地拆下每一個壁板。相鄰壁板22之間的對接接頭98之間的空隙最好盡可能小。當然，還應該考慮制造誤差和結構變形的空隙。
在壁板22搭在罩形框架24和縱向支撐件26上的位置處設有安裝孔。直角轉彎式的緊固件72從孔中塞入，并旋入到罩形框架24和縱向支撐件26中。直角轉彎式緊固件的螺紋連接部將壁板安裝在骨架20上。由于骨架結構20是機艙內部組件14的主要構成部件，連接壁板22的方式就不必采用細螺紋連接了。相反地，可以采用能快速拆下的緊固件72，例如采用直角轉彎式緊固件，可以方便地拆下內部壁板22。本發明可以采用任何常規的可快速拆下的緊固件72。為防止緊固件72突出到機艙內，安裝孔最好為埋頭孔。
圖10給出了另一種安裝布置形式。在此實施例中，壁板22通過銷釘和夾持件安裝在縱向支撐件26上。這提高了壁板22的可拆性能。如圖所示，插入件200安裝在壁板22中的凹孔中。插入件包括銷釘202。夾持件204安裝在縱向支撐件26的內壁面。可以用任何慣常使用的方式，例如通過螺釘206旋入到在縱向支撐件26內孔中的坑洞式插入件208中，將夾持件安裝在縱向支撐件26上。如圖所示，通過將銷釘202與夾持件204相配合，從而將壁板22安裝在縱向支撐件26上。
在本發明的優選實施例中，大約有4個緊固件72用來將壁板22安裝在罩形框架24和縱向支撐件26上。
如圖4所示，本發明包括在機艙內部周邊隔開布置的多個壁板22。在所述實施例中，機艙內部組件14包括底部壁板22L，側壁板22S，上部壁板22U和頂部壁板22C。側壁板22S，上部壁板22U和頂部壁板22C最好如上所述安裝。底部壁板22L的底部邊緣通過一個支架安裝在機艙地板11上，該支架包括一個彈性連接件和一個螺紋插入件。參見圖8，多個支架102用螺釘105安裝在地板11上。每個支架102都有一個隔離件106，一螺紋插入件與隔離件106相連接。在壁板22下端有一個安裝孔，螺栓107穿過安裝孔旋入隔離件106。
內部組件14還包括一個或多個頭頂上部的箱柜80，用作容納通風口和/或個人物品存放空間。頭頂上部箱柜80最好鉸接在內部組件14上。特別是，頭頂上部箱柜80包括穿過壁板22安裝在上部縱向支撐件26或罩形框架24上的鉸鏈82。最好采用直角轉彎式的緊固件將鉸鏈82安裝在內部組件14上。
所述實施例顯示，縱向支撐件26沿內部組件14的側邊，拐角和頂部延伸，當然，可以采用更多或更少的支撐件來構成骨架結構20，這由機艙的設計和強度要求決定。
本發明解決(elleviates)了上述的傳統飛機機艙結構的許多問題，它提供一種易于維護的剛性機艙內部組件，降低了飛機的檢修時間。
在本發明的另一實施例中，在骨架20內安裝有可動的內部分隔艙。如圖9所示，上部分隔艙84安裝在罩形框架24上。為清楚起見，下部分隔艙未示出，其結構與上部分隔艙一樣。分隔艙84包括多個可動緊固件86，它將分隔艙可動地連接在罩形框架24上。在另一實施例中，連接方式采用易于脫開的鎖定銷連接。一種適用的鎖定銷是Avibank Manuf-acturing Inc.，Burbank CA出售的PN BL C4 LA 13S鎖定銷。分隔艙84包括粘結在分隔艙84側邊的插入件88。插入件88包括插孔(未示出)，鎖定銷90穿過其中，插入到罩形框架24上的門扣92中。門扣92可以是在框架24上鉆的孔，或者，最好是在插入件安裝位置處形成凹陷，并以粘結或其它方式安裝在罩形框架24上。最好用4個鎖定銷將分隔艙84安裝到罩形框架24上。
通過簡化罩形框架24上的門扣，可以在整個機艙上方便地布置分隔艙84，這取決于機艙布局的需要。上述實施例采取的是用鎖定銷安裝分隔艙，也可以用其它合適的連接方式安裝，例如用門插銷。
如上所述，本發明提供一種新穎的機艙內部組件，可以降低噪音向機艙內部的傳遞。本發明通過將罩形框架24和振動部件隔開布置，從而在振動傳到安裝點之前就將振動消弱了。
在Sikorsky Aircraft Corporation的S-92商務機上，預計隔離件44將位于飛機水線214處。大致位于支撐傳動裝置的主梁17以下46英寸位置處。
并不是所有的罩形框架24上都包括有安裝點。飛機的剛度要求決定了哪一個框架24將安裝到機身上。
參照圖4，為了在橫向支撐骨架結構20，至少在一些罩形框架24上接近側邊的機身結構12上安裝緩沖器94。緩沖器94包括安裝在機身結構12和罩形框架24之間的橡膠塞。橡膠塞防止了在飛機飛行中內部組件14過度的左右搖動，并防止了振動從機身結構12向罩形框架24的傳遞。
如上所述，在Sikorsky Aircraft S-76飛機上，需要2個維護人員用一個班次的時間將傳統機艙的內部組件全部拆下。本發明的內部組件14僅需2個維護人員用大約1個小時全部拆下，其中采用的是比上述機艙更大的Sikorsky Aircraft S-92TM機艙，1個人拆下每塊壁板22僅需不到2分鐘，這大大減少了檢修時間。
另外，本發明的機艙內部組件14重大約300-350磅，而傳統的內部系統重450磅以上。
更重要的是，根據本發明的機艙內部組件14，可以將機艙內的噪音最多降低90％。
雖然本發明通過上述實施例進行了詳細地描述，本領域人員應該理解對本發明作前述的替換，省略或增加都在本發明保護范圍之內。
權利要求
1.一種帶有用于支撐振動部件的主機身結構的飛機機艙內部組件，包括一位于機身結構內的骨架結構，該骨架結構包括多個軸向隔開布置的罩形框架，每個罩形框架從機艙內部組件一側開始延伸，穿過機艙頂回到相對的一側，每個相鄰的罩形框架之間至少安裝有兩個縱向支撐件；多個以對接形式安裝在骨架結構上的壁板；多個在骨架結構和機身結構之間安裝的隔離件，每個隔離件包括一個安裝在骨架結構底端的機艙隔離部件，和一個與之配合的安裝在機身結構上的框架隔離部件，隔離件將骨架結構安裝在機身結構上，并降低從機身結構向骨架結構的振動傳遞。
2.如權利要求1所述機艙內部組件，其特征在于，罩形框架由芯部采用樹脂基體的碳纖維加強材料制成。
3.如權利要求1所述機艙內部組件，其特征在于，壁板安裝在罩形框架和縱向支撐件上。
4.如權利要求3所述機艙內部組件，其特征在于，壁板的安裝采用能快速拆卸的緊固件。
5.如權利要求1所述機艙內部組件，其特征在于，在相鄰的罩形框架之間至少有4個縱向支撐件，兩個縱向支撐件安裝在罩形框架接近端部的位置，其余兩個縱向支撐件安轉在罩形框架上部拐角上。
6.如權利要求1所述機艙內部組件，其特征在于，縱向支撐件通過第一和第二托架安裝在罩形框架上，并且至少有一個托架安裝在縱向支撐件上。
7.如權利要求1所述機艙內部組件，其特征在于，在相鄰的罩形框架之間安裝有多個壁板，最低位置的壁板連接在機艙地板上。
8.一種直升機，包括一個支撐直升機傳動部件和轉動系統的主機身結構，該主機身結構構成一機艙部分；一位于機艙部分內，并安裝在機身結構上的地板；一位于機艙部分內的骨架結構，該骨架結構在地板上部沿機身結構向內隔開，該骨架結構包括多個軸向隔開布置的罩形框架，每個罩形框架有由側邊部分支撐的頂部；至少4個安裝在每個相鄰的罩形框架之間的縱向支撐件；多個以對接形式安裝在骨架結構上的壁板；多個安裝在骨架結構和機身結構之間隔離件，每個隔離件包括一個安裝在骨架結構底端的第一連接部件，和一個與之配合的安裝在機身結構上的第二連接部件，隔離件將骨架結構安裝在機身結構上，并消弱從機身結構向骨架結構的振動傳遞。
9.如權利要求8所述直升機，其特征在于，罩形框架由芯部采用樹脂基體的碳纖維加強材料制成。
10.如權利要求8所述直升機，其特征在于，壁板安裝在罩形框架和縱向支撐件上。
11.如權利要求10所述直升機，其特征在于，壁板的安裝采用能快速拆卸的緊固件。
12.如權利要求8所述直升機，其特征在于，兩個縱向支撐件安裝在罩形框架接近端部的位置，其余兩個縱向支撐件安裝在罩形框架上部拐角上。
13.如權利要求8所述直升機，其特征在于，每一縱向支撐件通過第一和第二托架安裝在罩形框架上，并且至少有一個托架安裝在縱向支撐件上。
14.如權利要求8所述直升機，其特征在于，在相鄰的罩形框架之間安裝有多個壁板，最低位置的壁板連接在機艙地板上。
15.如權利要求8所述直升機，其特征在于，還包括可移動地安裝在罩形框架上的分隔艙。
16.一種帶有用于支撐振動部件的主機身結構的飛機機艙內部組件，包括一位于機身內并沿機身結構隔開布置的骨架結構，該骨架結構提供一種剛性空間框架，并包括多個軸向隔開布置的罩形框架，每個罩形框架具有整體結構的頂部和側邊，從而形成一個大致倒置的U形框架；多個安裝在相鄰罩形框架之間的縱向支撐件；多個以對接形式可動安裝在骨架結構上的壁板；多個安裝在骨架結構和機身結構之間的隔離件，每個隔離件包括一個安裝在骨架結構底端的第一連接部件，和一個與之配合的安裝在機身結構上的第二連接部件，隔離件將骨架結構安裝在機身結構上，并降低從機身結構向骨架結構的振動傳遞。
17.如權利要求16所述直升機，其特征在于，罩形框架由芯部采用樹脂基體的碳纖維加強材料制成，縱向支撐件由蜂窩夾層結構材料制成。
18.如權利要求16所述直升機，其特征在于，壁板的安裝采用能快速拆卸的緊固件。
19.如權利要求16所述直升機，其特征在于，至少在相鄰的罩形框架接近端部的位置和上部拐角上安裝有縱向支撐件。
20.如權利要求16所述直升機，其特征在于，每個縱向支撐件通過第一和第二托架安裝在罩形框架上，并且至少有一個托架安裝在縱向支撐件上。
21.如權利要求16所述直升機，其特征在于，在相鄰的罩形框架之間安裝有多個壁板，最低位置的壁板連接在機艙地板上。
全文摘要
一種飛機機艙內部組件,該飛機帶有支撐振動部件的主機身結構。機艙內部組件包括位于機身結構內的骨架結構。骨架結構包括多個軸向隔開布置的整體結構罩形框架,其從機艙內部組件一側開始延伸,穿過機艙頂回到相對的一側。每個相鄰的罩形框架之間至少安裝有兩個縱向支撐件。多個壁板安裝在骨架結構上,其側邊與罩形框架和縱向支撐件重迭在一起形成對接接頭。在骨架結構和機身結構之間安裝有隔離件。每個隔離件包括一個安裝在骨架結構底端的第一連接部件和一個安裝在機身結構上的第二連接部件。隔離件將骨架結構安裝在機身結構上,并通過壁板的密封降低了振動從機身結構向骨架結構的傳遞。
文檔編號B64C1/00GK1253094SQ9912609
公開日2000年5月17日 申請日期1999年10月29日 優先權日1998年10月30日
發明者B·T·瓦戴, 小C·A·約爾基 申請人:西科爾斯基飛機公司