本國際PCT專利申請依附于2014年4月25日提交的美國臨時專利申請序號61/984,631的優(yōu)先權(quán)，后者的全部內(nèi)容以引用的方式并入本文。

發(fā)明領(lǐng)域

本申請涉及飛機內(nèi)部架構(gòu)的構(gòu)型。更具體地說，本發(fā)明涉及飛機上兩個或更多個相鄰元件的構(gòu)造，所述構(gòu)造調(diào)節(jié)所述元件之間的動態(tài)間距，以有助于控制安裝在飛機中的元件之間的不同間隔要求。

背景

如本領(lǐng)域技術(shù)人員已知的那樣，飛機機身在服務(wù)期間受到相當(dāng)大的膨脹力、收縮力、彎曲力、螺旋力和其他撓曲力(本文中稱為“飛機撓曲”或“撓曲”)。

機身和內(nèi)部部件的各方面相對于彼此的動態(tài)移動(即，飛機撓曲)引入了變化的環(huán)境，這使得很難實現(xiàn)各個內(nèi)部飛機特征相對于彼此以及相對于機身壁的緊公差安裝。

飛機撓曲通常會在飛機上的元件之間建立間隙。所述間隙可以是暫時的、半永久的或永久的，這取決于撓曲性質(zhì)。例如，在壁板或天花板與隔板壁之間發(fā)生這種間隔。也可能會在其他飛機特征包括內(nèi)部元件和特征之間發(fā)生間隔。

飛機構(gòu)建公差也需要大量的生產(chǎn)時間，其中安裝者必須牢記普通飛機撓曲來切割并安裝每個部件特征。飛機構(gòu)建公差也受到單獨部件制造公差、構(gòu)建順序安裝、夾具定位、手動安裝和飛機結(jié)構(gòu)構(gòu)建公差的影響。這些公差的總和可以形成與飛機撓曲無關(guān)的間隙。

在發(fā)生飛機撓曲時，由此引入的間隙在機艙特征的美學(xué)外觀方面造成缺陷。確切地說，消費者不希望在內(nèi)部設(shè)計細節(jié)之間看到間隙或其他不一致性。換句話講，消費者希望在飛機內(nèi)部看到高質(zhì)量的平整度，而不管飛機撓曲狀況如何。

概要

因此，本發(fā)明的一個目的是克服由于飛機撓曲、制造公差和構(gòu)建順序而引起的關(guān)于內(nèi)部飛機特征之間的間隔的現(xiàn)有缺點。如本文所述，本發(fā)明在飛機特征之間的相交部分建立緩沖區(qū)以使那些特征之間可能不然會出現(xiàn)的間隙最小化或消除。

因此，本發(fā)明一方面提供一種飛機內(nèi)部面板構(gòu)型，所述飛機內(nèi)部面板構(gòu)型包括：第一內(nèi)部面板，所述第一內(nèi)部面板具有第一邊緣；第一空腔，所述第一空腔形成于所述第一邊緣中；第一軟密封元件，所述第一軟密封元件設(shè)置在所述第一空腔中；以及過渡插入件，所述過渡插入件鄰近所述第一邊緣設(shè)置以使得所述第一邊緣與所述過渡插入件重疊。所述過渡插入件被適配成沿著弧形固定地安裝在飛機內(nèi)部。所述第一軟密封元件被偏置以將所述第一邊緣壓在所述過渡插入件的表面上。

對于所述飛機內(nèi)部面板構(gòu)型，可預(yù)期，所述第一邊緣被配置成在被壓在隔板過渡表面的所述表面上時在所述表面上滑動。

還可預(yù)期，所述過渡插入件為在第一隔板與第二隔板之間延伸的隔板過渡插入件。

在一個預(yù)期實施方案中，所述第一邊緣為柔性材料。

在另一個預(yù)期實施方案中，所述第一軟密封元件為柔性材料。

所述飛機內(nèi)部面板構(gòu)型還可包括：第二內(nèi)部面板，所述第二內(nèi)部面板具有第二邊緣；第二空腔，所述第二空腔形成于所述第二邊緣中；以及第二軟密封元件，所述第二軟密封元件形成于所述第二空腔中。如果是這樣的話，可預(yù)期，所述第二邊緣與所述過渡插入件重疊并且隔開所述第一邊緣設(shè)置，從而在所述第一邊緣與所述第二邊緣之間建立間隙。此外，所述第二軟密封元件可以被偏置以將所述第二邊緣壓在所述過渡插入件的所述表面上。

在這個預(yù)期實施方案中，所述第二邊緣可被配置成在被壓在所述隔板過渡表面的所述表面上時在所述表面上滑動。

在一個預(yù)期實施方案中，所述過渡插入件為在第一隔板與第二隔板之間延伸的隔板過渡插入件。

可預(yù)期，所述第二邊緣可為柔性材料。類似地，所述第二軟密封元件可為柔性材料。

在另一個實施方案中，本發(fā)明提供一種飛機內(nèi)部面板構(gòu)型，所述飛機內(nèi)部面板構(gòu)型包括：第一內(nèi)部面板，所述第一內(nèi)部面板具有第一邊緣；第一軟密封元件，所述第一軟密封元件設(shè)置在所述第一邊緣處；以及過渡插入件，所述過渡插入件鄰近所述第一邊緣設(shè)置以使得所述第一邊緣與所述過渡插入件重疊。所述過渡插入件被適配成沿著弧形固定地安裝在飛機內(nèi)部。所述第一軟密封元件被偏置以將所述第一邊緣壓在所述過渡插入件的表面上。

在另一個預(yù)期實施方案中，所述飛機內(nèi)部面板構(gòu)型還可包括：第二內(nèi)部面板，所述第二內(nèi)部面板具有第二邊緣；以及第二軟密封元件，所述第二軟密封元件設(shè)置在所述第二邊緣處。如果是這樣的話，可預(yù)期，所述第二邊緣與所述過渡插入件重疊并且隔開所述第一邊緣設(shè)置，從而在所述第一邊緣與所述第二邊緣之間建立間隙。可預(yù)期，所述第二軟密封元件被偏置以將所述第二邊緣壓在所述過渡插入件的表面上。

在另一個實施方案中，本發(fā)明提供一種飛機內(nèi)部壁板構(gòu)型，所述飛機內(nèi)部壁板構(gòu)型包括：側(cè)壁，所述側(cè)壁具有邊緣；空腔，所述空腔形成于所述邊緣中；以及軟密封元件，所述軟密封元件設(shè)置在所述空腔中。所述側(cè)壁被適配成作為壁安裝在飛機內(nèi)部。所述柔性邊緣被偏置成與隔板受壓接合。

在該實施方案中，可預(yù)期，所述邊緣可由柔性材料制成。類似地，所述軟密封元件可由柔性材料制成。

在另一個實施方案中，本發(fā)明提供一種飛機內(nèi)部壁板，所述飛機內(nèi)部壁板具有：側(cè)壁，所述側(cè)壁具有邊緣；以及軟密封元件，所述軟密封元件設(shè)置在所述邊緣處。所述側(cè)壁被適配成作為壁安裝在飛機內(nèi)部。所述柔性邊緣被偏置成與隔板受壓接合。

可預(yù)期，第一隔板表面可附接到框架、可鄰近第一側(cè)壁架設(shè)置并且第一軟密封元件可使所述第一隔板表面連接到所述框架的第一側(cè)。所述第一隔板表面可被偏置成通過所述第一軟密封元件與所述第一側(cè)壁架受壓接合。

可以進一步預(yù)期，寬度可調(diào)的飛機隔板可包括：第二隔板表面，所述第二隔板表面附接到所述框架的第二側(cè)、可鄰近第二側(cè)壁架設(shè)置；以及第二軟密封元件，所述第二軟密封元件使所述第二隔板表面連接到所述框架的第二側(cè)。所述第二隔板表面可被偏置成通過所述第二軟密封元件與所述第二側(cè)壁架受壓接合。

在這個預(yù)期實施方案中，所述框架可附接到飛機的機身。此外，所述第一軟密封元件可由柔性材料制成并且所述第二軟密封元件也可由柔性材料制成。

在另一個預(yù)期實施方案中，本發(fā)明提供一種飛機個人服務(wù)單元構(gòu)型，所述飛機個人服務(wù)單元構(gòu)型包括：個人服務(wù)單元；端部，所述端部由所述個人服務(wù)單元限定；以及過渡端帽，所述過渡端帽設(shè)置在隔板上，并且包括具有端部的突出部。所述突出部可延伸到所述個人服務(wù)單元后面，所述軟密封元件可使所述端部抵靠所述個人服務(wù)單元偏置，并且所述突出部和所述個人服務(wù)單元可彼此滑動接合。

關(guān)于所述飛機個人服務(wù)單元，可預(yù)期，軟密封元件可設(shè)置在所述突出部的所述端部，從而使所述突出部的所述端部抵靠所述個人服務(wù)單元偏置。如以前一樣，可預(yù)期，所述軟密封元件為柔性材料。

本領(lǐng)域技術(shù)人員可基于隨后的論述和附圖來理解本發(fā)明的其他方面。

附圖簡述

現(xiàn)在將結(jié)合附圖描述本發(fā)明的一個或多個實施方案，附圖中：

圖1為飛機內(nèi)部區(qū)段的透視圖，示出了多個內(nèi)部飛機特征和相交部分；

圖2為具有突出顯示隔板過渡插入件的放大特征的飛機內(nèi)部的透視圖，示出了根據(jù)本發(fā)明的第一緩沖區(qū)；

圖3為突出顯示側(cè)壁或斗壁與隔板之間的軟密封相交部分的飛機內(nèi)部的另一透視圖，示出了根據(jù)本發(fā)明的第二緩沖區(qū)；

圖4為寬度可調(diào)的隔板的透視圖，示出了根據(jù)本發(fā)明的第三緩沖區(qū)；

圖5為個人服務(wù)服務(wù)單元的端部的透視圖，示出了根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)的第四實施方案；

圖6為圖5所示個人服務(wù)單元的端部在其中個人服務(wù)單元安裝在隔板壁上的定向中的透視圖，；

圖7為根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)的第四實施方案的示意圖；以及

圖8為形成根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)的第四實施方案的一部分的過渡端帽的端視圖。

詳細描述

以下所闡述的對本發(fā)明的描述集中于本發(fā)明的一個或多個實例上。這些實例意在例示本發(fā)明而并非限制本發(fā)明的范圍。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)明白的是，本文所描述的實例呈現(xiàn)了本發(fā)明的存在有眾多變化和等效形式的方面。這些變化和等效形式意在由本發(fā)明所涵蓋。

可預(yù)期，本文呈現(xiàn)的各個附圖結(jié)合通常稱為商務(wù)飛機或個人飛機的飛機來使用。商務(wù)飛機和個人飛機與商用飛機共有多個特征，以下除外，即商務(wù)飛機和私人飛機傾向于大小更為適度并且為乘客提供一個不同的內(nèi)部構(gòu)型。雖然本發(fā)明各方面意在結(jié)合商務(wù)飛機或私人飛機來使用，但應(yīng)當(dāng)指出的是，本發(fā)明的一個或多個方面可用于商用飛機?？深A(yù)期，本發(fā)明的一個或多個方面可分別用于其他交通工具，包括娛樂交通工具、船、火車等，而不脫離本發(fā)明的范圍。

首先轉(zhuǎn)向圖1，示出了飛機的內(nèi)部區(qū)段10。內(nèi)部區(qū)段10包括天花板12、個人服務(wù)單元14、側(cè)壁16、側(cè)壁架18和隔板20。從圖1中很容易明白的是，存在有可能在內(nèi)部特征的各個內(nèi)部特征之間，主要沿著飛機的縱向長度存在間隙或空間的多個位置。

如圖1所示，可在隔板過渡插入件24與相鄰天花板12之間建立兩個間隙22。另外，可在側(cè)壁16與隔板20之間建立間隙26。另外，可在個人服務(wù)單元14與隔板20之間建立間隙28?？稍趥?cè)壁架18與隔板20之間建立另一個間隙82。這些間隙22、24、28、82各自建立多個位置，在所述位置，飛機內(nèi)部的貼合度和平整度在與飛機撓曲相關(guān)的動態(tài)條件下可能會有所降低。具體地講，在飛機撓曲情況下，除其他原因外，間隙22、24、28、82還可能增大大小、改變形狀或另外對飛機內(nèi)部的外觀產(chǎn)生負面影響。本發(fā)明提供緩沖區(qū)的幾個實施方案，可預(yù)期，緩沖區(qū)使得間隙22、24、28、82的難看的外觀減少甚至消除，而不管飛機內(nèi)的靜態(tài)條件或動態(tài)條件如何。

現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖2，再次示出了飛機的內(nèi)部區(qū)段10。在附圖所包含的放大細節(jié)圖中提供了根據(jù)本發(fā)明的第一緩沖區(qū)30的特寫視圖。如圖所示，緩沖區(qū)30與隔板過渡插入件24和相鄰天花板12相連。

隔板過渡插入件24在飛機內(nèi)部在兩個隔板壁20之間沿著圓周弧延伸。隔板過渡插入件24在其相對側(cè)上鄰接兩個軟密封元件32。軟密封元件32定位在建立在天花板12的邊緣36內(nèi)的空腔34內(nèi)。如圖所示，在邊緣36之間存在間隙38。間隙38具有寬度40。間隙38使隔板過渡插入件24的表面暴露出來，以使得隔板過渡插入件24對飛機的內(nèi)部區(qū)段10內(nèi)的人來說是可見的。

從圖2中可以明白的是，相鄰天花板12的邊緣36沿著垂直于飛機的縱向軸線44的橫向軸線42跨越飛機的寬度延伸。邊緣36沿著天花板12與隔板過渡插入件24之間的相交部分的整個長度形成過渡。

邊緣36由柔性材料制成。邊緣36可根據(jù)要求或根據(jù)需要大于一英寸寬或另選地大于二英寸寬。邊緣36被允許相對于隔板過渡插入件24自由移動。構(gòu)成邊緣36的柔性材料可為彈性體材料如橡膠或聚氨酯泡沫，所述彈性體材料能夠在服務(wù)期間在飛機機身的普通壓縮和膨脹期間被壓縮并回彈到其正常長度。也可預(yù)期，設(shè)置在邊緣36內(nèi)的軟密封元件32由柔性材料制成。

繼續(xù)參考圖2，應(yīng)當(dāng)指出的是，可預(yù)期邊緣36形成為中空結(jié)構(gòu)，從而限定容納軟密封元件32的空腔34?？深A(yù)期，邊緣36和軟密封元件32在箭頭46的方向上抵靠隔板過渡插入件24偏置。通過這個構(gòu)造，邊緣36被偏置以便與隔板過渡插入件24的表面保持恒定接觸，而不管邊緣36之間的間隙38的寬度40如何。

可預(yù)期，軟密封元件32為天花板12的邊緣36提供主要偏置力，從而使邊緣36壓在隔板過渡插入件24的表面上。由于因軟密封元件32抵靠隔板過渡插入件24所致的偏置，邊緣36的內(nèi)表面48被壓在隔板過渡插入件24上。在飛機撓曲的情況下，當(dāng)天花板12相對于彼此移動時，內(nèi)表面48(因軟密封元件32而偏置)在隔板過渡插入件24的表面上滑動。當(dāng)天花板12的邊緣36在飛機撓曲期間相對于彼此移動時，間隙38的寬度40的尺寸發(fā)生變化。

從以上內(nèi)容中可以明白的是，軟密封元件32，與天花板12的柔性邊緣36合作，建立根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)30的第一實施方案。具體地講，緩沖區(qū)30在天花板12與隔板過渡插入件24之間提供無間隙過渡。通過緩沖區(qū)30，在天花板12的邊緣36與隔板過渡插入件24之間任何間隙22的形成可能得以避免或至少大為減少。因此，飛機的內(nèi)部區(qū)段10的美學(xué)外觀得以改善，而不管飛機的撓曲狀況如何。

圖3再次示出了飛機的內(nèi)部區(qū)段10。在這個視圖中，示出了側(cè)壁16的放大區(qū)段。側(cè)壁16包括邊緣50，其中設(shè)置有軟密封元件52。如緩沖區(qū)30的實施方案一樣，邊緣50是柔性的。邊緣50建立空腔54，所述空腔容納軟密封元件52。軟密封元件52在箭頭56的方向上偏置。所述邊緣在間隙26處柔性地接合，從而在側(cè)壁16與隔板20之間形成相交部分。柔性邊緣52在側(cè)壁16與隔板20之間形成軟密封。柔性邊緣52由彈性材料制成，所述彈性材料可根據(jù)機身和側(cè)壁16相對于隔板20的壓縮和膨脹而被壓縮并回彈到全長。邊緣52根據(jù)要求或根據(jù)需要可為至少一英寸寬或另選地至少二英寸寬。形成柔性邊緣52的材料可為彈性體化合物、聚氨酯泡沫或在服務(wù)期間能夠被壓縮然后重新膨脹的其他彈性聚合物。也可預(yù)期，軟密封元件52由類似柔性材料制成。

從以上內(nèi)容中可以明白的是，軟密封元件52，與側(cè)壁16的柔性邊緣50合作，建立根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)58的第二實施方案。具體地講，緩沖區(qū)58在側(cè)壁16與隔板20之間提供無間隙過渡(或基本上無間隙過渡)。通過緩沖區(qū)58，在側(cè)壁16的邊緣50與隔板20之間任何間隙26的形成得以避免或至少大為減少。因此，飛機的內(nèi)部區(qū)段10的美學(xué)外觀得以改善，而不管飛機的撓曲狀況如何。

圖4為包括隔板表面60、62的隔板20的特寫視圖。隔板表面60、62緊固到內(nèi)部機廂框架64，所述內(nèi)部機廂框架錨定到飛機內(nèi)部。可預(yù)期，機廂框架64緊固到飛機的基底66。

如圖4所示，在隔板表面60、62之間建立間隙68。機廂框架64設(shè)置在間隙68中。間隙68的寬度70是可變的以適應(yīng)與飛機撓曲相關(guān)的動態(tài)條件。

圖4示出了隔板表面60、62之間的緩沖區(qū)72的第三實施方案。緩沖區(qū)72允許隔板表面60、62在機廂框架64的相對側(cè)相對于彼此移動。為了允許隔板表面60、62相對于彼此以及相對于機廂框架64移動，隔板表面60、62經(jīng)由軟密封元件74、76附接到機廂框架64。與緩沖區(qū)30、58的先前實施方案一樣，軟密封元件74、76可由柔性材料如泡沫、橡膠或任何其他類型的彈性體材料制成。

如圖4所示，隔板表面60被允許在箭頭78的方向上移動。類似地，隔板表面62被允許在箭頭80的方向上移動。軟密封元件74、76在飛機撓曲期間撓曲以允許隔板表面60、62相對于機廂框架64移動。

軟密封元件74、76的大小可以變化，以使得隔板表面60、62可緊鄰相鄰側(cè)壁架18定位。這樣，緩沖區(qū)72使得在側(cè)壁架18與隔板20(確切地說，隔板表面60、62)之間任何間隙82的形成消除或最少化。

從以上內(nèi)容中可以明白的是，軟密封元件74、76，與隔板表面60、62和側(cè)壁架18合作，建立根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)72的第三實施方案。具體地講，緩沖區(qū)72在側(cè)壁架18與隔板20的隔板表面60、62之間提供無間隙過渡。通過緩沖區(qū)72，在側(cè)壁架18與隔板20之間任何間隙82的形成得以避免或至少大為減少。因此，飛機的內(nèi)部區(qū)段10的美學(xué)外觀得以改善，而不管飛機的撓曲狀況如何。

關(guān)于緩沖區(qū)72的實施方案，應(yīng)當(dāng)指出的是，側(cè)壁架18和機廂框架64固定地安裝在飛機內(nèi)。具體地講，機廂框架64和側(cè)壁架18為飛機內(nèi)特征中的兩個，它們是飛機中周圍設(shè)計有其他元件的特征。為此，緩沖區(qū)72與緩沖區(qū)58合作來使與飛機撓曲相關(guān)的動態(tài)條件期間可能形成的間隙82最少化或消除。

圖5至圖8示出了根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)84的第四實施方案的各方面，這里，緩沖區(qū)84被建立在個人服務(wù)單元14的端部86與隔板20(確切地說，隔板表面60、62)之間。

如圖5所示，個人服務(wù)單元14具有縱向端部86。個人服務(wù)單元14包括正面88，所述正面沿著機身壁縱向地延展。在個人服務(wù)單元14的縱向端部86，示出了過渡端帽90。過渡端帽90為大致L形支架，其在附接端部91附接到隔板20。突出部92從過渡端帽90的附接端部91突出并且延伸到個人服務(wù)單元14的端部86后面。

通過圖5、圖6和圖7可以明白的是，在飛機撓曲情況下，個人服務(wù)單元14的端部86在飛機撓曲情況下鄰近突出部92滑動。這樣，當(dāng)個人服務(wù)單元14的端部86與隔板20之間的距離93在飛機撓曲期間變化時，在個人服務(wù)單元14的端部86與隔板20之間可見的突出部92的量發(fā)生變化。當(dāng)該距離93變化時，無可見間隙28形成，因為突出部92在個人服務(wù)單元14的端部86后面呈現(xiàn)足夠長度，使得突出部92的表面對飛機中的旅客保持可見。這樣，當(dāng)距離93變化時，旅客不能感受到在飛機經(jīng)受動態(tài)條件而導(dǎo)致飛機撓曲時發(fā)生的變化。在一個預(yù)期實施方案中，突出部92可被提供有軟密封元件94，所述軟密封元件被定位在突出部92與個人服務(wù)單元14的后表面之間。

從以上內(nèi)容中可以明白的是，附接到隔板20的過渡端帽90上的突出部92與個人服務(wù)單元14的端部86之間的合作建立根據(jù)本發(fā)明的緩沖區(qū)84的第四實施方案。具體地講，緩沖區(qū)84在個人服務(wù)單元14的端部86與附接到隔板20的過渡端帽90上的突出部92之間提供無間隙過渡。通過緩沖區(qū)84，在隔板20與個人服務(wù)單元14之間任何間隙26的出現(xiàn)得以避免或至少大為減少。因此，飛機的內(nèi)部區(qū)段10的美學(xué)外觀得到了改善，而不管飛機的撓曲狀況如何。

關(guān)于緩沖區(qū)84的第四實施方案，應(yīng)當(dāng)指出的是，所述構(gòu)造提供一個額外優(yōu)點，即個人服務(wù)單元14的端部86可鄰接隔板20。由于個人服務(wù)單元14通常覆蓋光帶如發(fā)光二極管的帶，那么光帶可延伸到靠近個人服務(wù)單元14的端部86的位置。由于這個構(gòu)造，光帶可延伸到非常靠近隔板20的位置。這進一步改善了飛機內(nèi)部的美學(xué)外觀。

圖7為示出了個人服務(wù)單元14、過渡端帽90和隔板20的相對定位的示意圖。示出了軟密封元件94。軟密封元件94示為合并到突出部92的端部，這與以上論述的本發(fā)明的其他實施方案一致。在一個替代實施方案中，軟密封元件94可附接到突出部92的端部。與其他實施方案一樣，可預(yù)期，軟密封元件94使突出部92的端部偏置成與個人服務(wù)單元14的端部86接觸。

圖8為附接到隔板20的過渡端帽90的端視圖。很明顯，可預(yù)期，過渡端帽90形成為使得其與個人服務(wù)單元14的形狀互補。

在本說明書內(nèi)，可以明確地或暗中地提及安全方面。應(yīng)當(dāng)指出的是，關(guān)于安全的任何評論或暗示都僅僅是為了當(dāng)前論述的目的。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)明白的是，合并在飛機內(nèi)部空間中的任何設(shè)施和/或部件須受制于全世界各種各樣的聯(lián)邦法規(guī)。因此，任何建議，不管是明確的還是其他，都不應(yīng)當(dāng)被視為表明飛機的任何部件，不管當(dāng)前是否已經(jīng)生產(chǎn)，都比任何其他部件更安全或更不安全。

如上所述，本發(fā)明并不旨在僅限于本文所描述和/或所說明的實例。相反，存在有本領(lǐng)域技術(shù)人員基于本文所描述和/或所說明的實例應(yīng)當(dāng)能顯而易知的眾多變化和等效形式。這些變化和等效形式意在由本發(fā)明所涵蓋。