飞行器的雷达天线罩组件制造技术

一种飞行器的雷达天线罩组件，其包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳限定第一开口，第一开口具有第一尺寸的直径并定位在外壳的第一端部内。外壳限定具有伸长形状的第二开口，第二开口沿着外壳的长度延伸并具有大于第一尺寸的第二尺寸。第一紧固件延伸穿过第一开口并与和第一结构元件相关联的第一表面接合，并且抵抗外壳和第一结构元件相对于彼此的移动。第二紧固件延伸穿过第二开口并与和第一结构元件相关联的第二表面接合，使得外壳可相对于第一结构元件沿着外壳的长度移动。

Radome Components of Aircraft

A radar radome assembly of an aircraft includes a shell with an elongated shape, in which the shell defines a first opening with a diameter of the first dimension and is positioned at the first end of the shell. The housing is limited to a second opening having an elongated shape, which extends along the length of the housing and has a second dimension larger than the first dimension. The first fastener extends through the first opening and engages with the first surface associated with the first structural element, and resists the movement of the housing and the first structural element relative to each other. The second fastener extends through the second opening and engages with the second surface associated with the first structural element so that the housing can move along the length of the housing relative to the first structural element.

【技术实现步骤摘要】
飞行器的雷达天线罩组件
本公开涉及一种雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件提供一种空气动力学的且防风雨的外罩以用于保护飞行器上携带的雷达系统，并且更加具体地涉及雷达天线罩组件的外壳的固定。
技术介绍
雷达系统与飞行器联合用来确定诸如物体相对于飞行器的距离、高度、方向和/或速度的信息。雷达系统有时定位在飞行器的机身下方且定位在飞行器的发动机不会阻碍雷达系统的操作的位置中。雷达系统需要保护以免受飞行器操作所处的大气环境的天气状况。雷达天线罩组件包括外壳结构，该外壳结构限定空腔，雷达系统的至少一部分位于该空腔内，并且该外壳结构为雷达系统提供遮盖和保护以免受飞行器在操作时所处的天气状况，提供用于飞行的空气动力学形状并由相对于雷达的无线电频率的电透过材料构造而成。雷达天线罩组件的外壳具有伸长形状并在沿着飞行器的长度的方向上延伸。雷达天线罩组件从在沿着飞行器的长度的方向上定位于飞行器机身下方的闭合位置运载外壳以便接近雷达设备以进行维护。此后，雷达天线罩在相反方向上沿着飞行器的长度移动至闭合位置，使得外壳在飞行器操作期间处于用于雷达设备的保护遮盖位置中。外壳由对于雷达系统的无线电波大体上透过的材料构造而成，以使由雷达系统的天线发射和接收的无线电波最小程度地衰减。在外壳和雷达天线罩组件处于闭合位置中的情况下，外壳沿着外壳的长度附设于连接至飞行器的结构。所附设的外壳可能在飞行器的操作期间存在一些不必要的问题。当飞行器在飞行器的操作期间经历不同的大气温度的情况下，构造外壳的材料会基于该材料的热膨胀系数经历膨胀和收缩。在利用紧固件将外壳附设到位的情况下，由于材料响应于温度变化而进行膨胀和收缩，所以外壳的材料所经历的热状况的变化会导致在外壳与紧固件之间施加明显力负载。这些力负载会减少外壳和紧固件的使用寿命。此外，外壳与紧固件之间的力负载可能引起外壳的形状的扭曲，这又会引起由雷达系统发射和接收的无线电波的衰减。鉴于由于热状况的变化而在外壳与紧固件之间施加的力负载，可以采用附加紧固件来将外壳固定至外壳所连接的结构以便帮助抵抗该力负载。然而，更多紧固件的使用会需要给飞行器添加更多重量从而增加飞行器的操作成本，并且需要更多人工成本来安装外壳。所使用的紧固件的数量的增加不会阻止在飞行器的操作期间由于热状况的变化而引起的外壳的形状的扭曲。给外壳采用更厚的构造来对抗由热状况的变化引起的力负载也会给飞行器添加不需要的附加重量并增加操作成本。因此，需要提供对雷达天线罩组件的外壳的固定，其中外壳相对于雷达系统处于闭合保护位置中，以便减小或者消除在飞行器的操作期间外壳与用于固定外壳的紧固件之间的热引发的力负载。力负载的减小或者消除会增加紧固件和外壳的使用寿命并还会减少外壳的形状的扭曲的发生，外壳的形状的扭曲会影响雷达系统的最佳操作。同时，需要不会通过经由所采用的紧固件的数量的增加或者所采用的外壳的更厚构造而给雷达天线罩组件添加重量来增加飞行器的操作成本。还需要不会由于所使用的紧固件的数量的增加而增加安装成本，并且不会增加在接近和维护雷达系统时移除和重新接合所使用的紧固件所需的时间。
技术实现思路
一个示例包括一种飞行器的雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳限定第一开口，第一开口延伸穿过外壳，第一开口具有第一尺寸的直径并定位在外壳的第一端部内。外壳限定第二开口，第二开口延伸穿过外壳，第二开口具有沿着外壳的长度延伸的伸长形状，第二开口具有大于第一尺寸的第二尺寸并沿着外壳的长度与第一开口间隔开。第一紧固件延伸穿过第一开口并与和连接至飞行器的第一结构元件相关联的第一表面接合，并且第一紧固件抵抗外壳和第一结构元件相对于彼此的移动。第二紧固件延伸穿过第二开口并与和第一结构元件相关联的第二表面接合，使得外壳由于外壳的热引发的膨胀或者收缩而可相对于第一结构元件沿着外壳的长度移动。一个示例包括一种飞行器的雷达天线罩组件，该雷达天线罩组件包括具有伸长形状的外壳，其中，外壳的第一端部固定地连接至飞行器所连接的第一结构元件。与外壳的第一端部相对的外壳的第二端部固定地固定至框架构件，该框架构件在外壳的长度延伸的方向上远离外壳的远端延伸。第一压缩角固定至与雷达天线罩组件相关联的固定结构元件，并且第二压缩角固定至固定结构元件。框架构件在第一压缩角与第二压缩角之间延伸。在框架构件定位在第一压缩角与第二压缩角之间的情况下，在第一压缩角与第二压缩角之间限定的狭槽在外壳的长度延伸的方向上以及在与该方向相反的方向上远离框架构件的远端延伸，从而允许框架构件在外壳24沿着外壳24的长度L膨胀的方向或者外壳沿着外壳的长度收缩的相反方向中的一者上在狭槽内行进。已经讨论的特征、功能和优点可以在各个实施例中单独地实现或者可以在其它实施例中进行组合，可以参照如下描述和附图看到其进一步细节。附图说明图1是飞行器的侧视图，其中处于闭合位置中的雷达天线罩组件为飞行器的雷达系统提供保护以免受天气状况并为飞行器飞行操作提供空气动力学形状；图2是图1的侧视图，示出了处于打开位置中的雷达天线罩组件；图3是雷达天线罩组件的外壳和飞行器结构的底梁(sill)组件的局部透视图；图4是雷达天线罩组件的图3的外壳的局部断开放大侧视图，其中逐渐扩大的开口沿着外壳的长度定位；图5A是如沿着图3中的线5A-5A看到的将雷达天线罩组件的外壳与飞行器的结构固定的紧固件的横截面图，其中，紧固件延伸穿过由外壳限定的具有第一尺寸的直径的第一开口；图5B是如沿着图3中的线5B-5B看到的将雷达天线罩组件的外壳与飞行器的结构固定的紧固件的横截面图，其中，紧固件延伸穿过由外壳限定的具有第二尺寸的长度的伸长开口；图6是外壳和滑轨组件的横截面图，其中，滑轨固定至外壳且轮组件连接至飞行器结构，如沿着图3中的线6-6看到的；图7是沿着图6的线7-7看到的断开局部横截面图，示出了紧固件已相对于飞行器结构分离，从而允许外壳相对于飞行器结构平移；图8是外壳的前端部的如沿着图3中的线8-8看到的局部横截面透视图，其具有相对于雷达天线罩组件的前隔板的浮置接头连接，其中，隔板在图3中未示出；图9是并非根据本文的公开内容的雷达天线罩组件的外壳的形状的示意图，该雷达天线罩组件已沿着外壳固定地固定至飞行器的结构，当飞行器在操作时外壳的材料所经历的温度的变化导致外壳的形状的扭曲；以及图10是根据本公开的在外壳固定的情况下雷达天线罩组件的外壳的形状的示意图，在此当飞行器在操作时形状没有扭曲。具体实施方式参照图1，飞行器10具有与飞行器10相耦接的雷达系统12以及处于闭合位置中的雷达天线罩组件14，雷达天线罩组件14遮盖雷达系统12并保护雷达系统12当飞行器10在操作时免受天气状况和空气动力学影响。在该示例中，飞行器10是飞机，并且在其它示例中，飞行器也可以包括直升机或者无人机。飞行器10具有带有机翼18的机身16，机翼18从机身16横向地延伸。一个或多个发动机可以耦接至每个机翼18以推进飞行器10，然而，在图1和图2中，发动机已被省略，以便为雷达天线罩组件14提供更好的视线。相对于飞行器10的向前方向已被指定为FWD，并且相对于飞行器10的后部或者向后方向已被指定为AFT。在该示例中，雷达系统12在机身16的底侧20处定位在飞行器10的下本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器的雷达天线罩组件，所述雷达天线罩组件包括：外壳，所述外壳具有伸长形状，其中：所述外壳限定第一开口，所述第一开口延伸穿过所述外壳，所述第一开口具有第一尺寸的直径并定位在所述外壳的第一端部内；并且所述外壳限定第二开口，所述第二开口延伸穿过所述外壳，所述第二开口具有沿着所述外壳的长度延伸的伸长形状，所述第二开口具有大于所述第一尺寸的第二尺寸并沿着所述外壳的所述长度与所述第一开口间隔开；以及第一紧固件，所述第一紧固件延伸穿过所述第一开口并与和连接至所述飞行器的第一结构元件相关联的第一表面接合，并且所述第一紧固件抵抗所述外壳和所述第一结构元件相对于彼此的移动；以及第二紧固件，所述第二紧固件延伸穿过所述第二开口并与和所述第一结构元件相关联的第二表面接合，使得所述外壳由于所述外壳的热引发的膨胀或者收缩而能相对于所述第一结构元件沿着所述外壳的所述长度移动。

【技术特征摘要】
2017.10.11 US 15/730,0821.一种飞行器的雷达天线罩组件，所述雷达天线罩组件包括：外壳，所述外壳具有伸长形状，其中：所述外壳限定第一开口，所述第一开口延伸穿过所述外壳，所述第一开口具有第一尺寸的直径并定位在所述外壳的第一端部内；并且所述外壳限定第二开口，所述第二开口延伸穿过所述外壳，所述第二开口具有沿着所述外壳的长度延伸的伸长形状，所述第二开口具有大于所述第一尺寸的第二尺寸并沿着所述外壳的所述长度与所述第一开口间隔开；以及第一紧固件，所述第一紧固件延伸穿过所述第一开口并与和连接至所述飞行器的第一结构元件相关联的第一表面接合，并且所述第一紧固件抵抗所述外壳和所述第一结构元件相对于彼此的移动；以及第二紧固件，所述第二紧固件延伸穿过所述第二开口并与和所述第一结构元件相关联的第二表面接合，使得所述外壳由于所述外壳的热引发的膨胀或者收缩而能相对于所述第一结构元件沿着所述外壳的所述长度移动。2.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳限定内部体积，并且所述外壳的所述长度沿着所述飞行器的长度延伸。3.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述第一紧固件与所述第一表面接合，其中所述第一表面限定配置为与由所述第一紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第一紧固件的所述螺纹与所述第一表面的所述螺纹接合。4.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括：轨道，所述轨道附设至所述外壳，所述轨道沿着所述外壳的所述长度延伸并限定第一开口和第二开口，所述轨道的所述第一开口和所述第二开口分别与所述外壳的所述第一开口和所述第二开口对齐且具有分别与所述外壳的所述第一开口和所述第二开口相同的大小和形状；以及能旋转轮，所述能旋转轮与所述第一结构元件相关联，所述能旋转轮接合所述轨道。5.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述第二紧固件与所述第二表面接合，其中所述第二表面限定配置为与由所述第二紧固件限定的螺纹接合的螺纹，并且所述第二紧固件的所述螺纹与所述第二表面的所述螺纹接合。6.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，其中，所述外壳在所述第二开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分定位为沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开。7.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括由所述外壳限定的第三开口，其中：所述第三开口延伸穿过所述外壳，所述第三开口具有伸长形状，所述第三开口具有沿着所述外壳的所述长度延伸的第三尺寸；所述第三尺寸大于所述第一尺寸且小于所述第二尺寸；所述第三开口定位为间隔开并沿着所述外壳的所述长度介于所述第一开口与所述第二开口之间；并且所述外壳在所述第三开口内限定一对内部相对侧壁部分，所述一对内部相对侧壁部分沿着所述外壳的所述长度彼此间隔开。8.根据权利要求1所述的雷达天线罩组件，进一步包括所述外壳具有与所述外壳的所述第一端部相对的第二端部，其中，框架构件固定至所述第二端部并在所述外壳的所述长度延伸的方向上远离所述第二端部的远端延伸。9.根据权利要求8所述的雷达天线罩组件，进一步包括：第一压缩角，所述第一压缩角固定至与所述雷达天线罩组件相关联的第二结构元件；以及第二压缩角，所述第二压缩角固定至所述第二结构元件。10.根据权利要求9所述的雷达天线罩组件，其中：所述框架构件在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间延伸；以及在所述框架构件定位在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间的情况下，在所述第一压缩角与所述第二压缩角之间限定的狭槽在所述外壳的所述长度延伸的方向上并在与所述方向相反的方向上远离所述框架构件的远端延伸，从而允许所述框架构件在所述外壳沿着所述外壳的所述长度膨胀的方向和所述外壳沿着所述外壳的所述长度收缩的相反方向中的一者上在所述狭槽内行进。11.一种飞行器的雷达天线罩组件，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：托马斯·J·哈勒曼，大卫·E·桑福德，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US