飞行器信标灯和包括飞行器信标灯的飞行器

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飞行器信标灯和包括飞行器信标灯的飞行器
申请号	CN201911285704.7	申请日	2019-12-13	公开(公告)号	CN111824435A	公开(公告)日	2020-10-27
申请人	古德里奇照明系统有限责任公司;			发明人	A.黑斯林-冯海门达尔; A.K.杰哈; F.克莱因;
摘要	一种用于安装到飞行器机身(104)的飞行器信标灯(2)，包括：支撑结构(4)，所述支撑结构具有载架(40)和导杆(42)，所述导杆用于支撑所述载架(40)并且用于使所述载架(40)与所述飞行器机身(104)间隔；以及照明系统(6)，所述照明系统被所述支撑结构(4)支撑，所述照明系统(6)具有多个光源(60)、用于重新引导由所述多个光源(60)发射的光的至少一部分的灯光学器件(62)，以及透镜盖(68)，其中所述多个光源(60)和所述灯光学器件(62)布置在所述载架(40)与所述透镜盖(68)之间；其中所述飞行器信标灯(2)被配置成在操作中发射红色闪光信标灯输出。
权利要求	1.一种用于安装到飞行器机身(104)的飞行器信标灯(2)，其包括：支撑结构(4)，所述支撑结构包括：载架(40)，以及导杆(42)，所述导杆用于支撑所述载架(40)并且用于使所述载架(40)与所述飞行器机身(104)间隔；以及照明系统(6)，所述照明系统被所述支撑结构(4)支撑，所述照明系统(6)包括：多个光源(60)，灯光学器件(62)，所述灯光学器件用于重新引导由所述多个光源(60)发射的光的至少一部分，以及透镜盖(68)，其中所述多个光源(60)和所述灯光学器件(62)布置在所述载架(40)与所述透镜盖(68)之间；其中所述飞行器信标灯(2)被配置成在操作中发射红色闪光信标灯输出。 2.根据权利要求1所述的飞行器信标灯(2)，其中所述载架(40)具有横截面载架延伸部，并且所述导杆(42)具有横截面导杆延伸部，并且其中所述横截面载架延伸部的大小是所述横截面导杆延伸部的5倍与40倍之间，具体地在10倍与30倍之间，更具体地在15倍与25倍之间。 3.根据权利要求1或2所述的飞行器信标灯(2)，其中所述导杆(42)具有细长形状。 4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述导杆(42)具有导杆长度和导杆宽度，并且其中所述导杆长度的大小是所述导杆宽度的3倍与15倍之间，具体地在5倍与12倍之间，更具体地在8倍与10倍之间。 5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述导杆(42)具有机翼形状。 6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述导杆(42)具有导杆高度，并且其中所述照明系统(60)的高度延伸部在所述导杆高度的60%与120%之间，具体地在80%与100%之间。 7. 根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述多个光源(60)与所述飞行器机身(104)间隔30 mm与90 mm之间，具体地在40 mm与60 mm之间。 8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述支撑结构(4)具有用于安装到所述飞行器机身(104)的基座(48)，所述基座(48)通过所述导杆(42)与所述载架(40)间隔。 9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述载架(40)具有中心部分(41)，并且其中所述多个光源(60)布置在所述中心部分(41)周围。 10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述多个光源(60)背对所述载架，并且其中所述灯光学器件(62)包括透镜结构，所述透镜结构布置在所述多个光源(60)上方并且被配置成经由全内反射侧向向外反射由所述多个光源(60)发射的光的第一部分。 11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述照明系统(6)具有水平参考平面，其中所述多个光源(60)布置在所述水平参考平面上，并且其中所述红色闪光信标灯输出延伸到所述水平参考平面的所述导杆侧，具体地相对于所述水平参考平面延伸到0°与5°之间的角范围，更具体地相对于所述水平参考平面延伸到0°与10°之间的角范围。 12.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，其中所述支撑结构(4)包括至少一个避雷器(52)，所述至少一个避雷器(52)具体地布置在所述透镜盖(68)的周边处。 13.根据权利要求12所述的飞行器信标灯(2)，其中所述透镜盖(68)比所述至少一个避雷器(52)更远离所述飞行器机身(104)地延伸。 14.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，所述飞行器信标灯还包括电除湿器(72)，所述电除湿器(72)布置在所述载架(40)与所述透镜盖(68)之间，具体地布置在所述载架(40)的中心部分(41)与所述透镜盖(68)之间。 15.一种飞行器(100)，所述飞行器包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的飞行器信标灯(2)，所述至少一个飞行器信标灯具体地包括安装到所述飞行器的机身的顶部部分的根据前述权利要求中任一项所述的上部飞行器信标灯，以及安装到所述飞行器的所述机身的底部部分或安装到所述飞行器的腹部整流罩的根据前述权利要求中任一项所述的下部飞行器信标灯。
说明书全文	飞行器信标灯和包括飞行器信标灯的飞行器 [0001] 本发明涉及外部飞行器照明。具体来说，涉及飞行器信标灯和配备有所述飞行器信标灯的飞行器。 [0002] 几乎所有飞行器都配备有外部照明系统。举例来说，大型商用飞行器具有许多不同的外部灯。示例性一组外部飞行器灯是被动可见的灯，例如导航灯、白色闪光防撞灯以及红色闪烁信标灯。常见的飞行器具有分别布置在飞行器机身的顶部上和飞行器机身的底部上的两个红色闪烁信标灯。它们的红色闪光灯至少指示飞行器的发动机被启动。示例性另一组外部飞行器灯是当飞行员坐在驾驶舱中时允许他们观看他们前方区域的头灯，例如滑行灯、起飞灯、着陆灯和跑道转角灯。外部飞行器灯的另一示例是允许在黑暗中检查飞行器结构的扫描灯，例如翼扫描灯。在有大量外部飞行器灯的情况下，对飞行器设计/性能具有很少影响的外部飞行器照明系统是有益的。 [0003] 因此，将有益的是，提供实现良好的照明效能并且对飞行器操作影响很少的外部飞行器灯。 [0004] 本发明的示例性实施例包括一种用于安装到飞行器机身的飞行器信标灯，包括：支撑结构，所述支撑结构包括载架和导杆，所述导杆用于支撑所述载架并且用于使所述载架与所述飞行器机身间隔；以及照明系统，所述照明系统被所述支撑结构支撑，所述照明系统包括多个光源、用于重新引导由所述多个光源发射的光的至少一部分的灯光学器件，以及透镜盖，其中所述多个光源和所述灯光学器件布置在所述载架与所述透镜盖之间；其中所述飞行器信标灯被配置成在操作中发射红色闪光信标灯输出。 [0005] 本发明的示例性实施例允许飞行器信标灯的照明系统相对于飞行器机身的有利定位，且因此允许高度畅通无阻的信标灯输出，同时对飞行器具有低空气动力学影响。在导杆使照明系统与飞行器机身间隔的情况下，飞行器信标灯有可能在其中所述照明系统被直接安装到所述飞行器机身的先前方法不可能实现的方向上发射红色闪光信标灯输出。而且，在支撑结构具有导杆和载架的情况下，可以通过对飞行器的空气动力学具有较低影响的方式来执行照明系统与飞行器机身的间隔。术语导杆是指具有比载架更小的横截面的支撑元件，使得可以在不向飞行器添加大量空气动力阻力的情况下实现在飞行器机身与载架之间的间隔。所述导杆和所述载架可以形成蘑菇类型结构。所述载架可以提供用于承载延伸的照明系统的足够的基座区域，而导杆可以通过空气动力学高效的方式支撑照明系统。在可以实现飞行器信标灯的照明系统的光学有益的位置的同时可以使飞行器信标灯的空气动力学影响保持在可接受的限制内。 [0006] 在将飞行器信标灯安装到飞行器机身时，所述导杆使载架与飞行器机身间隔。所述导杆因此使照明系统与飞行器机身间隔。在将飞行器信标灯安装到飞行器机身时，多个光源、灯光学器件和透镜盖与飞行器机身间隔。透镜盖不相对于飞行器机身围住导杆。导杆是飞行器信标灯的外部元件。 [0007] 导杆支撑载架并且使所述载架与飞行器机身间隔。所述导杆具有面向飞行器机身的近端侧，和所述载架附接到的远端侧。可以将所述导杆视为柱子或用于所述载架的支柱。所述载架在横向方向上突出超过所述导杆的远端侧。换句话说，所述载架是在与飞行器信标灯安装到的飞行器机身的部分平行的平面中比所述导杆延伸更多的结构。所述导杆和所述载架可以一体地形成。还有可能的是，所述导杆和所述载架是彼此附接的最初分开的部件。 [0008] 多个光源和灯光学器件布置在载架与透镜盖之间。透镜盖布置在多个光源和灯光学器件上方，从而允许来自多个光源的光通过所述多个光源和所述灯光学器件，并且保护所述多个光源和所述灯光学器件免受危险的飞行器环境影响，例如免受空气动力和飞行期间的撞击颗粒影响。通过所述透镜盖相对于载架来围住所述多个光源和所述灯光学器件。透镜结构可以是透明或半透明的结构，来自所述多个光源的光通过所述透镜结构。 [0009] 飞行器信标灯被配置成在操作中发射红色闪光信标灯输出。换句话说，飞行器信标灯被配置成在操作中发射红光的闪光。红光的闪光有助于飞行器的信标灯功能性。所述多个光源可以是多个红色光源，例如红色LED。以此方式，产生红光，并且所述灯光学器件和所述透镜盖可以没有滤色器。还有可能的是，所述灯光学器件和/或所述透镜盖包括红色滤色器。在此情况下，所述多个光源可以是(例如)白色光源，其中下游的滤色器提供红光输出。术语红光输出涵盖任何种类的微红色调的光。红光输出可以是根据联邦航空条例(FAR)章节25.1397的航空红光输出。 [0010] 飞行器信标灯被配置成在操作中发射红色闪光信标灯输出。信标灯输出可以根据联邦航空条例(FAR)章节25.1401。具体来说，至少高于或低于水平面的半球的信标灯输出可以满足联邦航空条例(FAR)章节25.1401的光强度要求。换句话说，信标灯输出可以至少满足所述光强度要求的上半部或下半部。可以通过多个光源和灯光学器件联合地实现信标灯输出，或者通过多个光源、灯光学器件和透镜盖联合地实现信标灯输出。透镜盖可能对塑型信标灯输出具有有效影响，或者可以基本上使通过灯光学器件塑型的灯输出通过。 [0011] 飞行器信标灯被配置成在操作中发射红光的闪光。此措辞涉及感知由观测器输出的光。举例来说，机场上的人员在处于飞行器信标灯的输出范围内时会看到由飞行器信标灯发射的红光闪光。 [0012] 飞行器信标灯被配置成在操作中发射红光的闪光。具体来说，所述飞行器信标灯可以具有控制器，所述控制器向多个光源选择性地提供电力，因此间歇地点亮所述多个光源，所述多个光源继而在操作中通过飞行器信标灯提供红光闪光的发射。所述控制器一方面可以联接到飞行器机载电源网络，并且另一方面联接到所述多个光源。 [0013] 所述照明系统包括多个光源。所述多个光源可以包括多个LED。在特定实施例中，所述多个光源可以包括多个红色LED和/或多个红外LED。以此方式，飞行器信标灯可以良好地适合依赖于可见光的使用情况和/或适合隐秘操作。 [0014] 照明系统包括用于重新引导由多个光源发射的光的至少一部分的灯光学器件。所述灯光学器件可以包括一个或多个透镜、一个或多个反射器和/或一个或多个遮板。在特定实施例中，所述灯光学器件可以包括一个或多个透镜并且可以没有金属反射器和遮板。 [0015] 根据另一实施例，所述载架具有横截面载架延伸部，并且所述导杆具有横截面导杆延伸部，并且所述横截面载架延伸部的大小是所述横截面导杆延伸部的5倍与40倍之间，具体地在10倍与30倍之间，更具体地在15倍与25倍之间。以此方式，通过特别空气动力学高效的方式提供在载架与飞行器机身之间的间隔。对于能够支撑给定照明系统的给定的载架延伸部，导杆尺寸相当小，从而具有较低的空气动力学影响。为了比较横截面载架延伸部和横截面导杆延伸部，可以查看载架和导杆的外周内的区域。具体来说，可以考虑载架的那个横截面中在与飞行器信标灯安装到的飞行器机身的那个部分平行的平面中具有最大横截面延伸部的外周。对于导杆，可以查看在与飞行器机身平行的横截面平面中以及在载架与飞行器机身之间的中间的延伸部。所述导杆可以是实心结构或中空结构。不管导杆是实心还是中空的，查看其外部延伸部以便比较横截面载架延伸部和横截面导杆延伸部。 [0016] 根据另一实施例，所述导杆具有细长形状。具体来说，所述导杆可以在前端与后端之间具有细长形状。所述导杆可以具有肋状，从而通过延伸的方式支撑载架而具有较小的前表面积。 [0017] 根据另一实施例，所述导杆具有导杆长度和导杆宽度，并且所述导杆长度的大小是所述导杆宽度的3倍与15倍之间，具体地在5倍与12倍之间，更具体地在8倍与10倍之间。在这些比率下，可以在支撑强度与低空气动力学影响之间实现特别好的权衡。术语导杆长度是指导杆在飞行器的纵向方向上的延伸部，并且术语导杆宽度是指在与飞行器横向的方向上的延伸部。 [0018] 根据另一实施例，所述导杆具有机翼形状。在具有机翼形状的情况下，所述导杆对飞行器空气动力学具有特别低的影响。机翼可以是(例如)由国家航空咨询委员会(NACA)推荐的机翼。 [0019] 根据另一实施例，所述导杆具有导杆高度，并且照明系统的高度延伸部在所述导杆高度的60%与120%之间，具体地在80%与100%之间。在照明系统的导杆高度与高度延伸部之间的所述比率下，可以实现照明系统在飞行器机身上方/下方的特别有利的位置，从而提供用于光输出的高度畅通无阻的环境，同时维持跨越飞行器信标灯的高度稳定性。可以将照明系统的高度延伸部限定为围绕多个光源、灯光学器件和透镜盖的包络的高度。导杆高度以及照明系统的高度延伸部是指所述部件在飞行器的垂直方向上，即，在飞行器的z方向上的延伸部。 [0020] 根据另一实施例，所述导杆具有在20 mm与80 mm之间，具体地在30 mm与50 mm之间的导杆高度。当将飞行器信标灯安装到飞行器机身时，可以从飞行器机身到支撑结构的载架来测量所述导杆高度。 [0021] 根据另一实施例，所述多个光源与所述飞行器机身间隔30 mm与90 mm之间，具体地在40 mm与60 mm之间。换句话说，当将飞行器信标灯安装到飞行器机身时，飞行器信标灯具有一种配置，所述配置使得多个光源相对于飞行器机身布置在30 mm与90 mm之间，具体地在40 mm与60 mm之间。 [0022] 根据另一实施例，支撑结构具有用于安装到飞行器机身的基座，所述基座通过导杆与载架间隔。具体来说，所述基座可以具有比导杆的横截面延伸部大的横截面基座延伸部。以此方式，所述基座在空气动力学影响比在导杆处小的位置向飞行器信标灯提供额外的稳定性。可以通过一种方式塑型所述基座，使得所述基座可以与飞行器机身齐平地安装。具体来说，所述基座可以具有可以插入到飞行器机身中的对应凹部中的碟状形状。可以相对于基座的上表面来测量上文论述的高度延伸部。 [0023] 根据另一实施例，所述载架具有中心部分，并且所述多个光源布置在所述中心部分周围。以此方式，所述多个光源在所述载架上具有与飞行器信标灯的360°光输出要求良好相对应的布置。具体来说，可以沿着圆形轮廓布置所述多个光源。 [0024] 根据另一实施例，所述多个光源背对载架，并且所述灯光学器件包括透镜结构，所述透镜结构布置在所述多个光源上方，并且被配置成经由全内反射侧向向外反射由多个光源发射的光的第一部分。经由全内反射侧向向外引导所述多个光源的光的所述第一部分可以允许通过空间高效的方式合意地重新引导光。光的所述第一部分可以在光进入表面处进入所述透镜结构，在第一全内反射表面处经历全内反射，并且在光退出表面处离开所述透镜结构。可以将透镜结构放置在所述多个光源的紧邻处，并且可以在不需要更大量的反射器结构的情况下实现对光的高效的重新引导。而且，使用透镜结构和其全内反射性质可以允许消除在之前的方法中提供的金属反射器，这可以使维护工作较低。 [0025] 根据另一实施例，所述透镜结构是单体结构。换句话说，所述透镜结构可以是布置在多个光源上方的单个透镜主体。具体来说，所述透镜结构可以是单体的、基本上环形结构。以此方式，可以便利地将所述透镜结构布置在所述多个光源上方。在替代方案中，所述透镜结构可以包括两个或更多个单独的透镜，其中所述单独的透镜中的每一者布置在所述多个光源中的一者或多者上方。 [0026] 根据另一实施例，所述透镜结构是由硅酮制成。由硅酮制成透镜结构允许提供对飞行器的苛刻的操作环境具有低敏感度的透镜结构。具体来说，硅酮适合于承受侵入性化学物品，所述侵入性化学物品在除冰的过程中或由于来自喷气发动机的排气而可能存在于飞行器环境中。而且，硅酮允许提供期望的光学效果而没有腐蚀问题。此外，可以方便地由硅酮模制透镜结构。 [0027] 根据另一实施例，将所述透镜结构包覆模制于所述多个光源上方。以此方式，可以实现对飞行器信标灯的特别密集且紧凑的实施。而且，将透镜结构包覆模制于多个光源上方可以允许少量的光学边界表面，从而有助于飞行器信标灯的整体效率。此外，将透镜结构包覆模制于多个光源上方允许在光源与透镜结构之间提供机械强的附接。 [0028] 根据另一实施例，所述透镜结构被配置成经由全内反射侧向向内反射由多个光源发射的光的第二部分。以此方式，可以将由多个光源发射的光的非常大的部分重新引导到信标灯输出的其中需要最高光强度的部分。举例来说，经由全内反射侧向向外重新引导光可能主要用于满足相对于水平面在0°与10°之间的角范围内的光强度要求，而经由全内反射侧向向内重新引导光可能用于满足相对于水平面在10°与30°之间的角范围的光强度要求。 [0029] 根据另一实施例，通过基本上旋转对称的方式布置多个光源。所述多个光源可以围绕载架的中心部分沿着圆形轮廓布置。另外或可替代地，灯光学器件、尤其是透镜结构，可以是基本上旋转对称的设计。所述多个光源和/或所述灯光学器件的布置可以相对于穿过载架的中心部分的轴线旋转对称。 [0030] 根据另一实施例，所述照明系统具有水平参考平面，其中所述多个光源布置在水平参考平面上，并且红色闪光信标灯输出延伸到所述水平参考平面的导杆侧。换句话说，除了在水平参考平面的远端侧上提供信标灯输出之外，飞行器信标灯被配置成还在水平参考平面的近侧上，即，在水平参考平面的导杆侧上提供一些光输出。以此方式，飞行器信标灯的照明系统与飞行器机身的间隔可以用于将信标灯输出延伸到两个半球中的一者以上。举例来说，在飞行器信标灯布置在飞行器机身的顶部上的情况下，信标灯输出可以稍微延伸到下半球，即，在光学远场中延伸到飞行器下方。相反地，在飞行器信标灯布置在飞行器机身的底部上的情况下，信标灯输出可以稍微延伸到上半球，即，在光学远场中延伸到飞行器上方。以此方式，所述信标灯输出可以用于填充围绕飞行器的可能由发动机、翼尖或其他暴露的结构产生的整个信标灯输出中的缺口。 [0031] 根据另一实施例，红色闪光信标灯输出在水平参考平面的导杆侧上相对于所述水平参考平面延伸到在0°与5°之间的角范围，更具体地延伸到在0°与10°之间的角范围。 [0032] 根据另一实施例，所述支撑结构包括至少一个避雷器。在特定实施例中，所述支撑结构可以包括两个避雷器，例如前方避雷器和后方避雷器。所述至少一个避雷器可以布置在照明系统的透镜盖的周边处。通过提供一个或多个避雷器作为支撑结构的部分，具体地提供于透镜盖的周边处，可以消除先前方法所采用的提供穿过透镜盖的中心避雷器。这继而可以消除以下需要：相对于透镜盖对中心避雷器的比较麻烦且常常有缺陷的密封；和/或比较麻烦地处理通过在透镜盖与中心避雷器之间的界面进入飞行器信标灯的内部的湿气。 [0033] 根据另一实施例，所述透镜盖比所述至少一个避雷器更远离飞行器机身地延伸。换句话说，所述透镜盖在飞行器信标灯的高度维度上比所述至少一个避雷器更远离支撑结构的导杆地延伸。已经惊喜地发现，作为支撑结构的部分而提供的避雷器甚至在没有透镜盖那么远离飞行器机身地延伸时也有效地从透镜盖转移闪电。 [0034] 根据另一实施例，所述飞行器信标灯还包括电除湿器，所述电除湿器布置在所述载架与所述透镜盖之间。以此方式，可以在不依赖于基于排水阀或膜的排气结构的情况下移除进入飞行器信标灯的内部空间中的湿气。可以将电除湿器布置在载架的中心部分与透镜盖之间。以此方式，所述电除湿器可以提供对飞行器信标灯的内部内的湿气的特别一致的移除。 [0035] 本发明的示例性实施例还包括一种飞行器，所述飞行器包括至少一个如以上实施例中的任一者中所述的飞行器信标灯。如上文关于飞行器信标灯的示例性实施例而描述的额外的特征、修改和有益的效果通过类似的方式适用于飞行器。 [0036] 根据另一实施例，所述飞行器包括安装到飞行器的机身的顶部部分的如以上实施例中的任一者中所述的上部飞行器信标灯，以及安装到飞行器的机身的底部部分或飞行器的腹部整流罩的如以上实施例中的任一者中所述的下部飞行器信标灯。对于所述上部飞行器信标灯和所述下部飞行器信标灯中的每一者，可以通过一种方式完成所述安装，使得导杆使载架和照明系统与飞行器机身间隔，即，所述导杆布置在飞行器机身与飞行器信标灯的载架之间。 [0037] 将在下文关于附图来描述本发明的其他示例性实施例，其中：图1 示出配备有两个根据本发明的示例性实施例的飞行器信标灯的根据本发明的示例性实施例的飞行器的示意性俯视图；图2 说明飞行器参照系中的飞行器信标灯的FAR要求，其中示出示例性飞行器的前视图；图3 示出根据本发明的示例性实施例的飞行器信标灯的透视图；图4 示出图3的飞行器信标灯的前视图；图5 示出图3的飞行器信标灯的水平横截面视图；图6 示出图3的飞行器信标灯的垂直横截面视图；图7 示出图3的飞行器信标灯的选定部件的透视图；以及图8 示出配备有两个根据本发明的示例性实施例的飞行器信标灯的根据本发明的示例性实施例的飞行器的前视图。 [0038] 图1示出根据本发明的示例性实施例的飞行器100。图1的飞行器100是飞机，具体地是大型商用客机或货机。要指出的是，还可以根据本发明的示例性实施例来实施其他类型的飞行器，例如直升机。 [0039] 飞行器100具有机身104。两个翼106附接到机身104的右边和左边。翼106中的每一者承载相应的发动机108。此外，两个水平稳定器110和垂直稳定器112被安装到机身104的尾部部分。同样，要指出的是，本发明的示例性实施例涵盖了根据其他设计和构造的飞行器。 [0040] 飞行器100包括安装到机身104的两个飞行器信标灯2。上部飞行器信标灯2被安装到机身104的顶部部分并且使用图1中的实心圆描绘。下部飞行器信标灯2被安装到机身104的底部部分并且使用图1中的虚线圆描绘。上部和下部飞行器信标灯2与本发明的示例性实施例一致，将在下文参考图3到图7详细描述其细节。在操作中，飞行器信标灯2发射红光的闪光，以便提供其他飞行器、地面人员和空间控制所预期的信标灯特性。具体来说，飞行器信标灯2可以发射航空红光的闪光。 [0041] 图2说明在上部飞行器信标灯和下部飞行器信标灯被安装到示例性飞行器100的顶部/底部时联邦航空条例(FAR)所要求的上部飞行器信标灯的光强度分布和下部飞行器信标灯的光强度分布。具体来说，所描绘的光强度分布反映FAR章节25.1401的要求。将所述光强度分布示出为相对于水平面200的角分布。具体来说，在正交于飞行器机身的纵向延伸部的垂直横截面平面中示出所述光强度分布。然而，因为将FAR要求描述为旋转对称的分布，即，在从飞行器信标灯的所有观看方向上都相同的分布，所以所示出的光强度分布将在分别穿过上部飞行器信标灯的中心以及穿过下部飞行器信标灯的中心的所有垂直横截面中都看起来一样。 [0042] 图2的所描绘的光强度分布如下。在相对于水平面200在0°与5°之间的角范围内需要400 cd的光强度。在相对于水平面200在5°与10°之间的角范围内需要240 cd的光强度。在相对于水平面200在10°与20°之间的角范围内需要80 cd光强度。在相对于水平面200在 20°与30°之间的角范围内需要40 cd的光强度。在相对于水平面200在30°与75°之间的角范围内需要20 cd的光强度。因此，在图2中的角度区段所示出的所需的光强度值表示由FAR详细说明的最小光强度值。因为水平面200是具有最高所需的光强度的平面，所以其还可以称为主要光输出平面。信标灯输出实现FAR要求或满足FAR要求或与FAR要求一致的表达将被理解为信标灯输出达到或超过所需的最小光强度值。 [0043] 图3到图7的示例性飞行器信标灯满足在图2中描绘的要求。 [0044] 图3示出根据本发明的示例性实施例的飞行器信标灯2的透视图。飞行器信标灯2包括支撑结构4和照明系统6。 [0045] 支撑结构4包括基座48、导杆42和载架，所述载架被阻挡而无法在图3的观看方向上观看到。照明系统6包括多个光源、灯光学器件和透镜盖68。在图3的透视图中，仅描绘透镜盖68，其中多个光源和灯光学器件布置在透镜盖68下方。 [0046] 飞行器信标灯2还包括紧固件8。紧固件8相对于支撑结构4将透镜盖68固定在原位，如将关于图6更详细地阐释。紧固件8具有螺栓孔80，可以穿过所述螺栓孔插入螺栓以便固定所述紧固件，并且因此将透镜盖68固定到支撑结构4的载架。 [0047] 支撑结构4支撑照明系统6并且被配置成安装到飞行器机身。支撑结构4的载架是圆盘形结构，所述圆盘形结构支撑透镜盖68以及照明系统6的其他部件。基座48也是圆盘形结构。基座48可以安装到飞行器机身。导杆42使基座48与载架间隔。以此方式，当将飞行器信标灯2安装在飞行器机身上时，导杆42使照明系统6与飞行器机身间隔。 [0048] 导杆42具有前端44和后端46。导杆42是细长结构，其长度显著大于宽度。当被安装到飞行器机身时，导杆42的从其前端44到其后端46的纵向延伸部与飞行器的纵向延伸部对准。这在图3中通过飞行方向150的指示来说明。导杆42在其前端44与其后端46之间具有机翼形状，如将在下文关于图5所描述。 [0049] 支撑结构4还包括两个避雷器52，即，前方避雷器和后方避雷器。避雷器52延伸穿过紧固件8。它们被布置成与透镜盖68的周边紧密接近。 [0050] 紧固件8包围照明系统6的透镜盖68的近端部分。这使得在透镜盖68的周边周围将透镜盖68夹持到支撑结构4。还针对空气动力学效率将紧固件8塑型。 [0051] 图4示出图3的飞行器信标灯2的前视图。如上所述，飞行器信标灯2的支撑结构4包括基座48、导杆42和载架40。在图4中可以看到在图3的观看方向上被阻挡而无法观看的载架40的下侧。在图4的前视图中，载架40向导杆42的左边和右边延伸。导杆42具有比载架40小得多的横向横截面。其还具有比基座48小得多的横向横截面。紧固件8具有比载架40和透镜盖68稍微更大的横向延伸部。紧固件8包围载架40以及透镜盖68的近端部分，从而将透镜盖68固定到载架40。 [0052] 图5示出图3的飞行器信标灯2的水平横截面视图。图5的横截面平面贯穿导杆42。观看方向是朝向支撑结构4的基座48上。 [0053] 在所描绘的示例性实施例中，基座48包括四个安装孔50。为了将飞行器信标灯2安装到飞行器机身，穿过所述安装孔50插入四个螺栓，从而将基座48固定到飞行器机身。飞行器机身可以具有形状和大小与圆盘形基座48相对应的凹部。以此方式，当将飞行器信标灯2安装到飞行器机身时，基座48的上表面可以与飞行器机身的外表面齐平。 [0054] 在所描绘的示例性实施例中，导杆42具有机翼形状。机翼形状与前端44相当紧密地扩大到其最大宽度，而在其纵向延伸部的大部分上向后端46逐渐变细。在所描绘的示例性实施例中，所述机翼形状与NACA 0012机翼规格一致。要指出的是，其他机翼形状也是可能的。 [0055] 在所描绘的示例性实施例中，导杆42是中空的。与导杆42的外部延伸部相比，形成机翼的壁结构是薄的。要指出的是，导杆42还可以是实心结构。 [0056] 图6示出图3的飞行器信标灯2的垂直横截面视图。图6的横截面平面是飞行器参照系中的纵向横截面平面并且贯穿飞行器信标灯2的中心。图6A示出飞行器信标灯2的整体，而图6B示出其选定部件的放大视图。 [0057] 如之前所述，飞行器信标灯2包括支撑结构4和照明系统6。如之前进一步所述，支撑结构4包括基座48、导杆42和载架40。导杆42使基座48与载架40间隔。在导杆42在所描绘的示例性实施例中是中空结构的情况下，载架40在远端侧上闭合所述中空结构。在所描绘的示例性实施例中，载架40支撑照明系统6，如将在下文更详细地阐释。 [0058] 支撑结构4还包括两个避雷器52，所述两个避雷器布置在载架40的前方部分和后方部分上。在图6的示例性实施例中，基座48、导杆42、载架40和避雷器52是一体地形成的。 [0059] 照明系统6包括多个光源60、灯光学器件62、透镜盖68、电路板70(例如，印刷电路板)和电除湿器72。所述电路板例如经由附接螺丝或其他合适的附接构件而安装到载架40。多个光源60、灯光学器件62和电除湿器72被安装到电路板70并且因此被载架40支撑。电路板70可以承载其他部件，例如控制单元，并且可以提供所述部件之间的电连接，例如板载电网、控制单元与多个光源之间的电连接。 [0060] 透镜盖68是圆顶形结构。将透镜盖68的近端部分放置在载架40的上表面中的台阶周围。以此方式，通过载架40阻止透镜盖68侧向移动。在所描绘的示例性实施例中，透镜盖68的近端部分布置在载架40的上表面中的所述台阶与避雷器52之间。以此方式，避雷器52被布置成与透镜盖68的周边紧密附近。 [0061] 飞行器信标灯2还包括布置在透镜盖68与支撑结构4的载架40之间的O形环10。通过O形环10，实现对在载架40与透镜盖68之间的飞行器信标灯2的内部空间的有效密封。通过紧固件8将透镜盖68夹持到支撑结构4，具体来说，夹持到载架40。 [0062] 多个光源60、灯光学器件62和电除湿器72布置在载架40与透镜盖68之间，即，布置在飞行器信标灯的内部空间中。多个光源60以圆形方式布置在载架40的中心部分41周围。在所描绘的示例性实施例中，多个光源60是红色LED。多个光源60背对载架40。 [0063] 在所描绘的示例性实施例中，灯光学器件62包括环形透镜结构。环形透镜结构布置在多个光源60上方，具体来说，包覆模制于多个光源60上方。所述环形透镜结构可以由硅酮或其他合适的透明或半透明材料(例如，PMMA)制成。 [0064] 所述环形透镜结构具有第一全内反射表面64和第二全内反射表面66。所述第一全内反射表面64侧向向外反射由多个光源60发射的光的第一部分。所述第二全内反射表面66侧向向内反射由多个光源60发射的光的第二部分。经由图6中的示例性光线说明环形透镜结构对光的重新引导。经由第一全内反射表面64和第二全内反射表面66对来自多个LED 60的光的重新引导允许有效地满足飞行器信标灯的FAR要求，同时还允许灯光学器件62的低高度。多个光源60、灯光学器件62和透镜盖68以旋转对称的方式布置在旋转轴线74周围。 [0065] 电除湿器72布置在环形透镜结构的中心。电除湿器是借助于电能将水转化为氢气和氧气的装置。所产生的氢气是高度难以捕捉的并且可以逃出密封件。以此方式，可以有效地移除积累于飞行器信标灯的内部空间中的水和湿气。 [0066] 经由导杆42使照明系统6与飞行器机身间隔、经由全内反射对光的重新引导、避雷器52在透镜盖68的周边处的布置以及电除湿器72的提供进行协作以提供整体有利的系统设计。经由导杆42使照明系统6与飞行器机身间隔以及经由全内反射对光的重新引导允许有效地实现具有照明系统6的低高度延伸部的飞行器信标灯功能性。通过照明系统6的低高度延伸部，尽管避雷器放置在透镜盖68的周边周围并且具有比透镜盖68更小的高度延伸部，但避雷器52足以从透镜盖68转移潜在的雷击。在透镜盖68外部提供避雷器52消除了对延伸穿过透镜盖68的中央避雷器的需要。在没有此类中央避雷器的情况下，可以通过特别有效的方式执行对飞行器信标灯2的内部空间的密封。这导致将少量湿气/水捕集在飞行器信标灯2的内部空间中，并且可以通过电除湿器72便利地处理此少量水/湿气。 [0067] 在所描绘的示例性实施例中，光输出的开度角是约180°。以此方式，飞行器信标灯2能够在飞行器参照系中的上半球或下半球满足FAR要求。要指出的是，信标灯输出的开度角还可以在穿过飞行器信标灯2的一个或多个或所有垂直横截面中多于180°。这可以通过第一全内反射表面64的经修改的几何形状或通过用于相应地引导光的其他合适的构件实现。将关于图8更详细地说明和阐释信标灯输出的开度角多于180°的效果。 [0068] 在操作中，飞行器信标灯2发射红色闪光信标灯输出。具体来说，可以对多个光源进行控制以通过脉冲的方式点亮。更具体来说，可以对多个光源进行控制以通过脉冲模式点亮，这产生人类观察者对一连串红光的闪光的感知。飞行器信标灯2可以包括致使多个光源发射一连串闪光的控制单元。所述控制单元可以联接到机载电源并且可以向多个LED提供电流脉冲。 [0069] 图7示出电路板70、多个光源60、灯光学器件62和电除湿器72的三维透视图。同样，图7示出灯光学器件62的环形结构，包括其第一全内反射表面64和其第二全内反射表面66，以及沿着圆形轮廓的多个光源60的布置。 [0070] 图8示出配备有两个根据本发明的示例性实施例的飞行器信标灯2的根据本发明的示例性实施例的飞行器100。具体来说，飞行器100具有安装到飞行器机身104的顶部部分的根据本发明的示例性实施例的上部信标灯2。此外，飞行器100具有安装到飞行器机身104的底部部分的下部飞行器信标灯2。为了易于说明，仅描绘飞行器信标灯2的导杆和透镜盖。而且，高度示意性地描绘导杆和透镜盖，并且所述导杆和所述透镜盖比在按比例描绘它们的情况下大。以此方式，更清楚地说明透镜盖和因此照明系统与飞行器机身104的间隔。 [0071] 上部飞行器信标灯2和下部飞行器信标灯2两者提供具有多于180°的开度角的信标灯输出，这由图8中的角度α指示。换句话说，所描绘的飞行器信标灯2两者都提供延伸到穿过多个光源的水平参考平面的导杆侧的信标灯输出，即，延伸到穿过多个光源的水平参考平面的飞行器机身104的侧面的信标灯输出。以此方式，上部和下部飞行器信标灯2可以有助于缓解可能由发动机108、翼尖116或其他飞行器结构导致的对信标灯输出的遮蔽。具体来说，在远场中，上部飞行器信标灯2的信标灯输出可以相对于由下部飞行器信标灯2发射的光而填充由发动机108导致的信标灯输出中的缺口。类似地，在远场中，下部飞行器信标灯2的信标灯输出可以相对于由上部飞行器信标灯2发射的光而填充由翼尖116导致的信标灯输出中的缺口。因此，本发明的示例性实施例可以允许实现围绕飞行器的更完整的信标灯输出。开度角α可以例如在185°与210°之间，具体地在190°与200°之间。开度角α是190°意味着信标灯输出延伸到穿过飞行器信标灯2的水平参考平面的导杆侧上的0°与5°之间的角范围，开度角α是200°意味着信标灯输出延伸到穿过飞行器信标灯2的水平参考平面的导杆侧上的0°与10°之间的角范围。 [0072] 虽然已经参考示例性实施例描述了本发明，但本领域技术人员将理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可以作出各种改变，并且可以使用等效物代替其元件。另外，在不脱离本发明的本质范围的情况下，可以作出许多修改以使特定情形或材料适应本发明的教导。因此，期望本发明不限于所公开的特定实施例，而是，本发明将包括属于所附权利要求的范围的所有实施例。