用于飞行器的机头部分和相关联的飞行器的制造方法
【专利摘要】根据本发明的用于飞行器（12）的机头部分（10），包括：沿纵向轴线（A-A'）延伸的界定机头锥体（38）的外壳（14），所述外壳（14）界定窗口（22）；以及相对于所述纵向轴线（A-A'）横向延伸的封闭所述窗口（22）的玻璃（28）。所述机头部分包括定位在所述外壳（14）中所述玻璃（28）后面处的光学传感器（70），特别是摄像机。所述外壳（14）限定了凹部（20），被所述玻璃（28）覆盖的所述窗口（22）至少部分定位在所述凹部（20）中。
【专利说明】用于飞行器的机头部分和相关联的飞行器
【技术领域】
[0001]本发明涉及用于飞行器的机头部分，其包括:
[0002]-沿纵向轴线延伸的界定机头锥体的外壳，所述外壳界定窗口；
[0003]-相对于所述纵向轴线横向延伸的封闭所述窗口的玻璃；
[0004]-定位在所述外壳中所述玻璃后面处的光学传感器，特别是摄像机。
【背景技术】
[0005]该机头部分被设计为安装在飞行器上，其包括观察组件，所述观察组件具有至少一个光学测量传感器，例如红外摄像机。在飞机的情况中，传感器例如定位在驾驶舱的挡风玻璃的上游从而便于所述飞行器的领航。
[0006]摄像机能够观察飞行器周围或下方的地势，特别是当透过驾驶舱的挡风玻璃的能见度不令人满意时或当飞行器在夜晚航行时。
[0007]为此，摄像机定位在飞行器的机头部分中，面向相对于飞行器的轴线轴向地显现的窗口中的玻璃。摄像机容纳在相对于运输工具的机头锥体突出的特殊的帽材(capstrip)中，从而具有飞行器的前面和下方充足的视场。
[0008]该系统称为加强的视觉系统。
[0009]当机头部分的曲率相对较小时，有必要提供在该机头部分上方显著突出的帽材，以便具有用于观察组件的特别是向下的充分的观察角度。
[0010]然而，该突出的帽材并不完全令人满意。事实上，在某些情况中，帽材可能导致对机头部分的气动性能的破坏。特别地，边界层的分离发生在帽材上缘的下游，这对飞机的阻力以及对固定在机头部分区域上的测定风速的探测器的运行具有不利的影响。
[0011]此外，当飞行器穿过冰冻条件时，突出的帽材的存在在某些情况中导致冰在机身上的累积。这特别是在当加强的观察系统的电加热系统不工作时的情况中发生。
[0012]此外，突出的帽材的存在增加了存在于驾驶舱中的噪音。
【发明内容】
[0013]因此，本发明的一个目标是获得飞行器的机头部分，该机头部分具有协助飞行的光学传感器，并且该飞行器的正常性能不被破坏。
[0014]为此，本发明涉及一种上述类型的机头部分，其特点是，所述外壳限定了凹部，被玻璃覆盖的所述窗口至少部分定位在所述凹部中。
[0015]单独考虑或根据技术上可能的所有组合，根据本发明的结构可以包括一个或多个下述特征:
[0016]-所述凹部在机头锥体中轴向地延伸；
[0017]-所述窗口定位在所述凹部的后面；
[0018]-所述凹部在下面由大体上平坦的下板界定；
[0019]-所述凹部在侧面由大体上竖直延伸的两个侧壁界定；[0020]-所述窗口由上缘界定，在所述窗口的与所述上缘相邻的平面和所述外壳的后面区域的与所述上缘相邻的平面之间形成的角度小于35° ;
[0021]-被所述玻璃覆盖的所述窗口部分突出到所述凹部的外侧；
[0022]-被所述玻璃覆盖的所述窗口完全包含于所述凹部中，而未突出超过(protrudingbeyond)所述凹部；
[0023]-所述凹部形成于所述机头锥体的上表面中；
[0024]-所述机头部分限定了位于所述机头锥体上方且被设计为通向驾驶舱的主要开口，所述机头部分包括覆盖所述主要开口的挡风玻璃，并且所述窗口有利地定位在所述主要开口的下方；
[0025]-所述凹部具有向前会聚形状的前缘，所述向前会聚形状的前缘有利地是大体上三角形形状的前缘。
[0026]本发明还涉及一种飞行器，其特点是，所述飞行器包括如上所限定的机头部分。
【专利附图】
【附图说明】
[0027]基于阅读仅作为示例提供的下述描述以及参照附图，将对本发明更好的理解，其中:
[0028]-图1是根据本发明的第一种飞行器的机头部分的3/4前视立体图；
[0029]-图2是沿图1的机头部分的中间竖直平面的部分示意性剖视图；
[0030]-图3是形成在图1的机头部分中的凹部的细节视图；
[0031]-图4是定位在图3的凹部后面的窗口和定位在该窗口后面的传感器的沿水平平面的剖视图；
[0032]-图5是图2中示出的机头部分的对称平面V的剖视图；
[0033]-图6是类似于图5的视图；
[0034]-图7是根据本发明的第二种飞行器的机头部分的类似于图1的视图；
[0035]-图8是图7的机头部分的类似于图2的视图；
[0036]-图9是图7的机头部分的类似于图5的视图；
【具体实施方式】
[0037]后文中，词语“水平的”和“竖直的”相对于飞行器(当飞行器在地面上时)的纵向轴线来理解。词语“前面”和“后面”相对于飞行器一贯的定向及其飞行过程中的航行方向来理解。
[0038]根据本发明的第一种飞行器12的机头部分10由图1和2说明。
[0039]飞行器12例如是飞机，特别是旨在携带乘客和/或货物的民用飞机。可替代地，飞行器12是随后所描述的军用飞机或无人驾驶飞机。
[0040]机头部分10被安装在飞行器12的机身(未示出)的前面，机身支撑飞行器12的机
翼和/或引擎。
[0041]机头部分10包括外部的外壳14,该外壳14限定了被设计为通往(emerge into)飞行器的驾驶舱18的主要开口 16。根据本发明，外壳14在主要开口 16的前面还界定了凹部20以及至少部分地定位于凹部20中的窗口 22。[0042]机头部分10另外包括覆盖主要开口 16的挡风玻璃24和封闭窗口 22的玻璃28。根据本发明，机头部分包括穿过窗口 22的二次观察构件30。
[0043]参照图4，观察组件30包括并排定位的多个光学传感器70 (该示例中为4个)，每个传感器70感应的波段能够从一个传感器70到下一个改变，以便覆盖更宽的光谱(夜晚视觉、头灯视觉、烟雾视觉等)。
[0044]在已知的方式中，当飞行器12在地面上时，外壳14沿水平轴线A-A’延伸。其具有朝向前面的大致锥形的形状。其界定了朝向后面的限定驾驶舱18的内部容积32以及朝向前面的用于储存飞行器12的功能设备的空间34。
[0045]外壳14限定了位于主要开口 16后面的后面部分36和位于主要开口 16的前面并且形成机头锥体38的前面部分。
[0046]后面部分36具有比机头锥体38的横截面更大的横截面。
[0047]主要开口 16形成在后面部分36中。有利地，主要开口 16具有弯曲的形状，例如C形的形状。固定至外壳14且被设计为支撑挡风玻璃24的多个支柱(posts)40穿过该主要开口。
[0048]有利地，挡风玻璃24由多个在可见域中(例如，对于包含在400nm和800nm之间的波长)的透明的面板42形成。面板42完全封闭主要开口 16，同时允许飞行器12的驾驶员观察位于飞行器12的前面和侧面周围的空间。它们例如由玻璃或树脂玻璃制成。
[0049]根据本发明，凹部20定位在主要开口 16的下方，有利地定位在其前面。凹部20在机头锥体38中轴向地延伸。其在机头锥体38的上表面中形成。
[0050]凹部20在下面由大体上平坦的板50界定。凹部20在侧面由大体上垂直延伸的侧壁52界定。其在后面由窗口 22以及由封闭该窗口 22的玻璃28界定。
[0051]凹部20的宽度L (图3)取决于包含于观察组件30中的传感器70的数量以及它们的布置。该宽度L被确定为使得飞行器的机头部分不会在传感器的视场中构成障碍。该视场通过每个传感器70的视角椎的联合在图4中的俯视图中图示出。在图4中说明的示例中，四个传感器70并排定位以形成观察组件30。
[0052]板50由外壳14的大体上平坦的部分形成。其在图5和6中可见的平面Pl中大体上从窗口 22的下缘60延伸至在图5中由点P代表的前缘60A。
[0053]点P在几何上通过机头部分的外壳14与传感器70的视线锥体的交叉来确定。在图5中，视线锥体由射线Dl和D2界定。传感器70的光轴C位于由射线D1-D2形成的角度的平分线上。
[0054]轴线C相对于水平平面H倾斜角度a i，在这里是几度，以便于通过传感器70对地面的观察。
[0055]前缘60A的确定以及因此板50的长度的确定取决于传感器70在飞机上的安装(特别是传感器相对于水平平面H的倾斜角度α 1；例如4° )，以及传感器70的视线锥体和该视线锥体的半角(例如12° )。
[0056]板50的长度通常大于其宽度，并且因此可以基于传感器70的特征(安装和视场)和机头部分10的外壳14的曲率而显著改变。
[0057]如图3所说明地，凹部20的前缘60Α具有向前会聚的形状，这里是伪三角形(pseudo-triangular)的形状。该形状由机头部分10的外壳14和穿过玻璃22的底部和点P的平面之间的交叉的构造确定。
[0058]侧壁52从板50大体上垂直地突出。其将该板连接至窗口 22的侧缘62A、62B。它们大体上在该板的整个长度上延伸。
[0059]窗口 22在相对于竖直线倾斜的平面P2上相对于轴线A-A’大体上横向地延伸。其位于主要开口 16的竖直下方和前面。
[0060]参照图6，在由窗口 22限定的平面P2和水平平面H之间形成的角度β必须尽可能小以使气动破坏最小但又足够大以避免穿过玻璃22且被摄像机获得的光的衍射的问题，该衍射将损害观测的图像的质量。
[0061]实际上，β例如是大约50°。
[0062]该倾斜还允许观测组件30具有在前面和向下的自由的视场。
[0063]此外，根据本发明，由于窗口 22在凹部20中的定位，在窗口 22的上缘66处沿切向获取的由窗口 22的平面Ρ2和外壳14的相邻后面区域64的平面Ρ3形成的角度Y，在对应于穿过轴线Α-Α’的竖直平面的中间轴向平面上小于35°，优选地小于30°。
[0064]该角度值Y在飞行器12在大量空气中运动的过程中使气动破坏最小。
[0065]窗口 22沿其平面Ρ2测定具有高度hi，该高度hi比在其边缘62A、62B之间测定的宽度小。
[0066]玻璃28覆盖窗口 22。该玻璃例如由对于红外辐射或紫外辐射透明的材料制成，例如由光学性质与传感器70的技术特征兼容的玻璃制成。其密封地封闭窗口 22。
[0067]玻璃28完全被包括在凹部20中。
[0068]参照图2，观察组件30包括四个光学传感器70和连接至光学传感器70的处理单元72，以显示位于飞行器12前面的空间的特征图像。
[0069]光学传感器70被安装在窗口 22的后面，例如与玻璃28接触。
[0070]处理单元72能够分析从传感器70接收的信号以形成图像，并且在驾驶舱18中显示该图像以使其对飞行器12的飞行员有用。该图像例如被显示在驾驶舱的屏幕上或头顶上的观察装置上。
[0071]当飞行器12在飞行中时，在机头部分10的外壳14中的、至少部分地容纳窗口 22的凹部20的存在确保了特别在着陆阶段的过程中通过使用光学传感器70对位于该飞行器的前面和下方的空间的有效观察。
[0072]此外，将窗口 22及其玻璃28至少部分地定位在凹部20中使在飞行器12上的气动破坏最小。特别地，将窗口 22及其玻璃28塞入凹部20中大体上消除了与相对于机头锥体38的上表面明显突出的帽材发生的尾流分离。
[0073]因此，位于机头部分10的区域中的气动测量探测器(未示出)没有被破坏并且恰当地运行。因此这能够通过提供对位于飞行器12前面的地形的精确观察提高飞行器12的驾驶条件，同时避免在飞行器12上的气动破坏。此外，当加热系统发生故障时，在冰冻条件下在窗口 22上形成的冰的数量减少。此外，在飞行器12的驾驶舱中的噪音减小。
[0074]根据本发明的第二种机头部分110通过图7至9图示说明。
[0075]有别于图1和2中示出的机头部分10，窗口 22部分地包含在凹部20中，并且部分突出到凹部20的外侧。
[0076]为此，外壳14的后面区域64形成沿飞行器的轴线纵向延伸并且相对于相邻的侧面区域突出的成型帽材112。在该示例中，帽材112具有向上定向的凸曲率。
[0077]有利地，窗口 22的表面的至少30%被定位于凹部中，例如50%。
[0078]机头部分110的性能与机头部分10也相似。但是，该机头部分110特别地适合于具有小的直径同时允许机头部分110的前面部分和后面部分之间更加平缓过渡的斜率的机头部分，这避免了任何分离的产生，尽管窗口 22部分突出。
[0079]可替代地，观察组件30包括四个以外的多个传感器和/或与示例所说明的布置不同布置的传感器，或可以仅仅具有单个传感器。特别地，对于特定的传感器布置，窗口 22的侧缘62A和62B要长于该窗口的下缘60和上缘66。
[0080]可替代地，窗口 22定位在机头锥体38的下方、与开口 16相反的侧面上、机头部分IOUlO的下表面中。
[0081]在另一替代方案中，飞行器12是无人驾驶飞机，而且没有通往驾驶舱18的主要开口 16，并且观察组件30获得的图像被远程地记录或传送至地面站。
[0082]根据又一替代方案，玻璃28不是与观察组件30分离的元件，而是被集成在该组件中。
[0083]更加普遍地，每个传感器70通过集成或施加在玻璃28上或者通过远离玻璃28地定位而被定位在玻璃8的后面。
[0084]从上述描述和图6可得知，在由窗口 22限定的平面P2和板50的平面Pl之间形成的角度Θ是非零的，并且有利地大于10°。
[0085]类似地，窗口 22的平面P2和外壳14的相邻后面部分64的平面P3形成的角度Y是非零的，并且有利地大于10°。
【权利要求】
1.用于飞行器(12)的机头部分(10;110)，其包括: -沿纵向轴线(A-A’)延伸的界定机头锥体(38)的外壳(14)，所述外壳(14)界定窗口(22)； -相对于所述纵向轴线(A-A’)横向延伸的封闭所述窗口(22)的玻璃(28)； -定位在所述外壳(14)中所述玻璃(28)后面处的光学传感器(70)，特别是摄像机； 其特征在于，所述外壳(14)限定了凹部(20)，被所述玻璃(28)覆盖的所述窗口(22)至少部分定位在所述凹部(20)中。
2.根据权利要求1所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)在所述机头锥体(38)中轴向地延伸。
3.根据权利要求1或2所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述窗口(22)定位在所述凹部(20)的后部。
4.根据权利要求3所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)在后面由所述窗口(22)以及封闭所述窗口(22)的平面(28)界定。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)在下面由大体上平坦的下板(50)界定。
6.根据权利要求5所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)在侧面由大体上竖直延伸的两个侧壁(52)界定。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(110)，其特征在于，所述窗口(22)由上缘(66)界定，在中间轴向面上，所述窗口(22)的与所述上缘(66)相邻的平面(P2)和所述外壳(14)的后面区域(64)的与所述上缘(66)相邻的平面(P3)之间形成的角度(、)小于35°。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10)，其特征在于，被所述玻璃(28)覆盖的所述窗口(22)部分突出到所述凹部(20)外侧。
9.根据权利要求1至7中的任一项所述的机头部分(10;110)，其特征在于，被所述玻璃(28 )覆盖的所述窗口( 22 )完全包含于所述凹部(20 )中，而未突出超过所述凹部(20 )。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)形成在所述机头锥体(38)的上表面中。
11.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述机头部分(10 ；110)限定了位于所述机头锥体上方且被设计为通向驾驶舱(18)的主要开口(16)，所述机头部分(10 ; 110)包括覆盖所述主要开口( 16)的挡风玻璃(24)，并且所述窗口(22)有利地定位在所述主要开口(16)下方。
12.根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10;110)，其特征在于，所述凹部(20)具有向前会聚形状的前缘(60A)，所述向前会聚形状的前缘(60A)有利地是大体上三角形形状的前缘。
13.一种飞行器(12)，其特征在于，所述飞行器(12)包括根据前述权利要求中的任一项所述的机头部分(10 ;110)。
【文档编号】B64D47/08GK103708021SQ201310464850
【公开日】2014年4月9日 申请日期:2013年10月8日 优先权日:2012年10月5日
【发明者】法比恩·布法安尼斯, 伯努瓦·德·玛伽文列, 奥利维尔·卡夫亚尔, 兹德涅克·约翰 申请人:达索航空公司