一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构制造技术

本发明专利技术公开一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，包含有，透光罩体，其具有罩体顶壁、罩体周壁及由所述罩体顶壁与所述罩体周壁共同界定出的罩体腔室，所述罩体腔室形成有向下开口；显示屏，其被置于所述罩体腔室的内部，所述显示屏的顶面与所述罩体顶壁的底面相上下相对且两者之间界定出间隙；以及，缓冲粒子，其被置于所述间隙处。本发明专利技术的优点：当显示屏受到振动冲击时，缓冲粒子和/或支承悬臂对显示屏进行缓冲保护；当透光罩体受力发生形变时，依靠缓冲粒子实现的多点接触避免显示屏平面整体受力损坏。面整体受力损坏。面整体受力损坏。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构


[0001]本专利技术涉及飞机操控器件，特别地是，一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构。

技术介绍

[0002]目前，在飞机操控器件中，显示功能与操控功能的集成成为一种必然趋势（例如，显示屏直接装置于操控按钮或操控杆头上）。但由于显示屏本身对机械环境的耐受能力较差，当其受到操控器件动作时产生的振动冲击等机械力影响，容易出现显示屏碎裂等情况发生。亟待在显示屏安装固定结构中着重考虑如何对显示屏进行防护。

技术实现思路

[0003]本专利技术目的是解决现有技术中显示屏对机械环境耐受能力较差的问题，而提供一种新型的飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构。
[0004]为了实现这一目的，本专利技术的技术方案如下：一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，包含有，透光罩体，其具有罩体顶壁、罩体周壁及由所述罩体顶壁与所述罩体周壁共同界定出的罩体腔室，所述罩体腔室形成有向下开口；显示屏，其被置于所述罩体腔室的内部，所述显示屏的顶面与所述罩体顶壁的底面相上下相对且两者之间界定出间隙；以及，缓冲粒子，其被置于所述间隙处，所述缓冲粒子的材料刚度分别低于所述罩体顶壁及所述显示屏的材料刚度，所述缓冲粒子的数量为复数个，使得所述罩体顶壁与所述显示屏构成多点接触受力。
[0005]作为一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构的优选方案，所述透光罩体选用方形结构；所述缓冲粒子的数量为四个，分别布置于所述罩体顶壁的四个边角处。
[0006]作为一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构的优选方案，所述罩体顶壁的底面上形成有向上凹陷的容置槽孔，所述缓冲粒子的上部嵌入于所述容置槽孔的内部，所述缓冲粒子的下部暴露于所述容置槽孔外。
[0007]作为一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构的优选方案，还包含有，缓冲底座，其被置于所述罩体腔室的内部且位于所述显示屏的下方，所述缓冲底座具有底座底壁及底座周壁，所述底座周壁上形成有与所述定位卡槽相对应的定位凸起且所述定位凸起延伸入所述定位卡槽的内部，所述定位凸起与所述定位卡槽相配合，使得所述底座周壁与所述罩体周壁相固定连接。
[0008]作为一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构的优选方案，所述底座底壁上形成有支承悬臂，所述支承悬臂具有固定端及自由端，所述支承悬臂的所述自由端上形成有支承凸起，所述支承凸起的顶面与所述显示屏的底面相抵且所述支承凸起对所述显示屏提供向上的弹性力。
[0009]作为一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构的优选方案，所述支承凸起为整体向上弯曲的半圆弧段。
[0010]与现有技术相比，本专利技术的有益效果至少在于：当显示屏受到振动冲击时，缓冲粒子和/或支承悬臂对显示屏进行缓冲保护；当透光罩体受力发生形变时，依靠缓冲粒子实现的多点接触避免显示屏平面整体受力损坏。
附图说明
[0011]图1为本专利技术一实施例的结构示意图（分解状态）。
[0012]图2为本专利技术一实施例的结构示意图（组合状态）。
[0013]图3为本专利技术一实施例中透光罩体的结构示意图。
[0014]图4为本专利技术一实施例中缓冲底座的结构示意图。
具体实施方式
[0015]下面通过具体的实施方式连接附图对本专利技术作进一步详细说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本专利技术，但不构成对本专利技术的限定。此外，下面所描述的本专利技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0016]请参见图1至4，图中示出的是一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构。所述缓冲固定安装结构由透光罩体1、显示屏2、缓冲粒子3及缓冲底座4等部件组成。
[0017]所述透光罩体1具有罩体顶壁11、罩体周壁12及由所述罩体顶壁11与所述罩体周壁12共同界定出的罩体腔室。所述罩体腔室形成有向下开口。所述罩体周壁12呈周向连续不断开。所述罩体周壁12的内面形成有定位卡槽121。本实施例中，所述透光罩体1选用方形结构。
[0018]所述显示屏2被置于所述罩体腔室的内部。所述显示屏2的顶面与所述罩体顶壁11的底面相上下相对且两者之间界定出间隙。
[0019]所述缓冲粒子3被置于所述间隙处。所述缓冲粒子3被压缩。所述缓冲粒子3的材料刚度分别低于所述罩体顶壁11及所述显示屏2的材料刚度。所述缓冲粒子3的数量为复数个，使得所述罩体顶壁11与所述显示屏2构成多点接触受力而不是常规的面接触或线接触受力，以减少所述罩体顶壁11的平面变形而导致所述显示屏2碎裂的情形发生。本实施例中，所述缓冲粒子3的数量为四个，分别布置于所述罩体顶壁11的四个边角处。
[0020]为了定位所述缓冲粒子3，所述罩体顶壁11或所述罩体周壁12的底面上形成有容置槽孔122。
[0021]所述缓冲底座4被置于所述罩体腔室的内部且位于所述显示屏2的下方。所述缓冲底座4具有底座底壁41及底座周壁42。所述底座周壁42呈周向非连续断开，降低所述底座周壁42的结构强度，以利于所述缓冲底座4与所述透光罩体1的过盈安装。所述底座周壁42上形成有与所述定位卡槽121相对应的定位凸起420且所述定位凸起420延伸入所述定位卡槽121的内部。所述定位凸起420与所述定位卡槽121相配合，使得所述底座周壁42与所述罩体周壁12相固定连接。
[0022]所述底座底壁41上形成有支承悬臂410。所述支承悬臂410位于所述底座周壁42的
缺口处。所述支承悬臂410具有固定端及自由端。所述支承悬臂410的所述自由端上形成有支承凸起4101。所述支承凸起4101系所述缓冲底座4中最高的部位。本实施例中，所述支承凸起4101为整体向上弯曲的半圆弧段。当所述定位凸起420与所述定位卡槽121相配合后，所述支承凸起4101的顶面与所述显示屏2的底面相抵且所述支承凸起4101对所述显示屏2提供向上的弹性力（所述支承凸起4101因向下变形而产生的力），以上顶所述显示屏2，以保证所述显示屏2挤压所述缓冲粒子3。若所述显示屏2被振动冲击时，所述支承悬臂410会继续向下变形，形成更大的变形量，起到缓冲并保护所述显示屏2的目的。
[0023]需要说明的是，为了集成显示功能与操控功能，故，所述透光罩体1及所述显示屏2都设计为小尺寸，装置于飞机操控器件上（诸如，操控按钮或操控杆头）。
[0024]而以上仅表达了本实应急用新型的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对专利技术专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本专利技术的保护范围。因此，本专利技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，其特征在于，包含有，透光罩体，其具有罩体顶壁、罩体周壁及由所述罩体顶壁与所述罩体周壁共同界定出的罩体腔室，所述罩体腔室形成有向下开口；显示屏，其被置于所述罩体腔室的内部，所述显示屏的顶面与所述罩体顶壁的底面相上下相对且两者之间界定出间隙；以及，缓冲粒子，其被置于所述间隙处，所述缓冲粒子的材料刚度分别低于所述罩体顶壁及所述显示屏的材料刚度，所述缓冲粒子的数量为复数个，使得所述罩体顶壁与所述显示屏构成多点接触受力。2.根据权利要求1所述的一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，其特征在于，所述透光罩体选用方形结构；所述缓冲粒子的数量为四个，分别布置于所述罩体顶壁的四个边角处。3.根据权利要求2所述的一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，其特征在于，所述罩体顶壁的底面上形成有向上凹陷的容置槽孔，所述缓冲粒子的上部嵌入于所述容置槽孔的内部，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘克刚，
申请(专利权)人：上海航空电器有限公司，
类型：发明
国别省市：