CN109204781B 翼型结构用结构组件、翼型结构和其组装方法以及飞行器 （空中客车德国运营有限责任公司）

GB212993A,1924.03.21连接构件构造成将翼型结构的前缘构件或后缘构件或后缘构件相对于扭转盒构件枢转远离操件构造成能够附接至连接构件并且进一步构造成能够附接至至少一个系统元件。通过这种设2至少一个连接构件，所述至少一个连接构件构造成将翼型结至少一个对应的支承件，其中，所述支承件构造成能够附接至3.根据权利要求1或2所述的结构组件，其中成铰接地连接至所述前缘构件或所述后缘构件或者铰接地连接4.根据权利要求1或2所述的结构组件，包括多个接在每个支承件的不同部位处以提供关于所述结构组件的一个或更多个轴线的扭转刚度7.根据权利要求1或2所述的结构组件，其中8.根据权利要求1或2所述的结构组件，其中，在至9.根据权利要求1或2所述的结构组件，其中，至10.根据权利要求1或2所述的结构组件，其中，至少一个支承件包括至少一个附接部11.根据权利要求1或2所述的结构组件，所述结构组件构造成跨越一个或更多个肋隔12.根据权利要求1或2所述的结构组件，所述结构组件构造成部分地跨越一个或更多14.根据权利要求1或2所述的结构组件，还包括定位在所述前缘构件或所述后缘构件更换的空气动力学面板以可移除的方式附接至至少一16.一种翼型结构，所述翼型结构包括至少一个根据权利要求1-15中的任一项所述的3将所述前缘构件或所述后缘构件在枢转接合部的位置处与所述扭转盒构件相邻地定将所述前缘构件或所述后缘构件在所述枢转接合部处连接至所述扭提供结构组件，所述结构组件包括附接至一个或更多个对应的连接构件个支承件以及能够附接至每个支承件的相应的附接部分的一个或更多个将所述结构组件定位在所述前缘构件或所述后缘构件与所述扭将所述前缘构件或所述后缘构件固定在所述操作位置中；将所述多个连接构件固定地连接至所述前缘构件或所述后缘构件并且固定地连接至所述扭转盒构件，以防止所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转盒构件枢转远离所述操作位通过调节所述连接构件的长度使所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转盒构4后翼梁构件中的每一者均可以形成为具有从直立腹板延伸的上凸缘和下凸缘的C形部段。定的前缘结构构件和后缘结构构件——比如前缘D形鼻部(与诸如缝翼或襟翼装置之类的可移动结构相对)——随后通过对接搭板附接至翼盒，所述对接搭板附接至上盖构件和下盖构件的悬置边缘以及/或者附接至每个翼梁构件的置中时)相对于彼此的精确的最终位置在整个组装过程中是至关重要的。每个构件的尺寸相对于工程设想(通常由制造图纸管理)的变化必须控制在预定的角度尺寸范围和线性尺件的外部添加和/或移除预定量的材料。通常通过使用固体或液体结构垫片(也称为补偿的公差偏差在系统元件例如电气配线电缆管道及其相关联的支承托架系统在各个位置处附接至前翼梁构件或后翼梁构件或者附接至固定的前缘结构构件或后缘结构构件的情况速率的重要因素。因此已经提出去除前缘结构构件和/或后缘结构构件的对接搭板构件附接以防止这些区域中的公差间隙。还提出将模块化前缘构件和/或后缘构件以及相关联的模块化系统组件的使用引入翼盒构件以减少组装翼型结构和相关联的系统元件所需的总5转盒构件，使得连接构件防止前缘构件或后缘构件相对于扭转盒构件枢转远离操作位置；件的至少一个端部构造成使用搭接接合部连接至前缘构件或后缘构件或者连接至扭转盒件的至少一个端部构造成铰接地连接至前缘构件或后缘构件或者铰接地连接至扭转盒构承件的不同部位处以提供关于结构组件的一个或更多个轴线的扭转刚度和/或弯曲刚度的件与至少一个系统元件之间的附接部处不允许件在附接之后相对于所述至少一个支承件平[0018]本技术的另一实施方式提供了下述结构组件，该结构组件构造成跨越1至15个肋6更换的空气动力学面板以可移除的方式附接至至少一[0021]本技术的另一实施方式提供了一种翼型结构，该翼型结构包括至少一个结构组[0023]本技术的另一实施方式提供了一种组装翼型结构的方法，该多个对应的连接构件的一个或更多个支承件以及能够附接至每个支承件的相应的附接部分的一个或更多个系统元件；将结构组件定位在前缘构件或后缘构件与扭转盒构件之间；处于进一步安装位置以使得固定的模块化前缘构件301能够相对于翼盒303[0034]图9示出了根据本技术的替代性实施方式的图4至图7的枢转接合部的示意性横截7[0042]参照图1，示出了具有大致水平地延伸穿过机身109的翼型结构103(也被称为机且纵向轴x在正常的飞行方向上从机头至尾部纵长地延伸穿过机身109。横向轴或展向轴y的原点也位于重心处并且从翼尖至翼尖基本上横向地延伸。竖向轴或法向轴z的原点也位图3)的长尺寸限定的第一轴111和由前缘翼梁腹板317的短尺寸限定的正交的第205是能够在完全展开位置与完全收回位置之间进行操作期间根据飞行员的输入而致动的和弦长以及总体表面积，由此在飞行器101需要缓慢飞行时增大机翼103产生的升力系数。前缘构件301的一体式预组装结构模块。模块化前缘构件301还可以预先配备有缝翼203的致动元件和/或系统。由于使用预先组装的一体式模块允许对数量减少的部件之间的公差[0046]模块化前缘构件301与翼盒构件303分开地保持在安装夹(未示出)中。翼盒构件303还可以被称为扭转盒构件。翼盒构件303保持在将翼盒构件303支承为期望的操作性空气动力学形状的夹位置(夹未示出)。固定的模块化前缘构件301包括固定地附接至至少一个前缘肋构件306的前缘蒙皮构件305。前缘蒙皮构件305由铝板形成并且被粘结至前缘肋构件306的面向外的凸缘，使得前缘蒙皮构件305在机翼103处于操作位置(尚未示出)时限[0047]前缘肋构件306限定内凹部分307，该内凹部分307在下部部分处沿大致平行于飞8肋构件306的下部部分终止于向尾部延伸的凸缘309。前缘肋构件306的上部部分终止于向306还包括形成腔312的上部部分，该腔在前缘蒙皮构件305与前缘肋构件306之间位于U形构件305在处于无应力状态时朝向U形夹311向内倾斜，如处于所示的第一安装位置中的情[0048]翼盒构件303包括单件复合前翼梁腹板317、上盖319和下盖321。上盖319和下盖321限定翼盒构件303的最靠外的空气动力学表面。前翼梁腹板317在上盖319与下盖321之盒凸缘323沿第一飞行方向向前延伸并且沿着翼梁长轴111上的第二方向延伸。上凹部325由上盖319的最靠前部分限定。上凹部325的最靠后位置限定了由上盖319提供的空气动力凹部327的最靠后位置限定了由下盖321提供的空气动力学表面的界限。翼盒构件303还设件301安装至翼盒构件303时配装在U形夹311之间。柄脚329和U形夹311两者各自限定直径由此模块化前缘构件301相对于翼盒构件303以一角度定位成使得U形夹311和柄脚329中的图9更详细地描述如何在枢转接合部403处实现公差间部403允许模块化前缘构件301相对于翼盒构件303绕枢转轴线333的1个旋转自由度。前缘蒙皮构件305的最靠后部分313可以构造成在进一步安装状态下不接触翼盒构件303。这可x轴和翼梁腹板317的短轴113形成的平面大致平行地绕枢转接合部403枢转。枢转轴线3339的上述定向的优点在于其提供有利于当飞行器301在使用中时移除模块化前缘组件301的平行于由飞行器x轴和翼梁腹板317的长轴111形成的平面绕枢转接合连续的外部空气动力学轮廓，稍后将参照图10更详细地描述可移除的空气动力学面板[0054]根据本实施方式的敞开式翼型结构103在对于某些展向位置或者甚至沿着整个跨距需要提高翼型结构103内部的可及性水平的情况下会是特别有利的。该敞开式翼型结构103在大型系统设备部件比如高升力装置致动部件需要容置在翼型结构103内的情况下也[0055]以上述规定方式将模块化前缘构件301附接至翼盒构件303避免了使用前缘结构个一体式构件的下述连接方式，该连接方式适应以直接的方式对大公差间隙进行的调整。栓接至对接搭板而是有利的。这还导致模块化前缘蒙皮构件305与上盖319的精确受控搭虑到上述情况，翼型结构103设计的该方面对于期望层流空气动力学流动特性的翼型结构接合部的U形夹311与柄脚329之间的压缩引起的摩擦力不用于防止模块化前缘构件301相构件301相对于翼盒构件303枢转而远离操作位置。连接构件601固定地附接至模块化前缘[0058]连接构件601可以呈可调节支柱的形式，该可调节支柱包括由金属材料形成的筒此相反的方向上具有螺纹，使得筒状部在一个方向上的旋转增大了连接构件601的长度并有利地用于对模块化前缘构件301相对于翼盒303绕枢转接合部403的位置进行微小调节。[0059]连接构件601可以尽可能远离销607且以允许连接构件601主要被加载张力和/或压缩的取向布置(在枢转接合部403存在于模块化前缘构件301的下部部分与翼盒构件303之间的情况下)。本实施方式由于连接构件601的取向因凸耳602的定位而是可适应的而会311和柄脚329的孔331的1个旋转自由度，但销607并不构造成在完全安装时压缩枢转接合接于销607的另一端部处的槽式螺母中的开口销将销607在U形夹311与柄脚329之间固定就这样的连接构件701在期望由模块化前缘构件301与翼盒构件之间的连接构件701承载较高块化前缘构件301相对于翼盒构件303绕枢转接合部403枢转而远离操作[0062]搭接接合部703分别将连接构件701的各个相应的端部连接至模块化前缘构件301连接构件701通过多个螺纹紧固件709机械地紧固至翼盒构件303的下翼盒凸缘323而形成。搭接接合部703中的搭接可以构造成使得连接构件701的在机械紧固位置之间的长度可以销607之间的相接可以是可调节的以去除制造或组装公差间隙。这对于在主要由复合材料形成的可能需要校正部件之间的±10mm量级的线性公差间隙的翼型结构103中使用会是特构件303之间的基本上在x方向和z方向上的组合线性公差间隙。由特定尺寸的基本平坦的黄铜板材料形成的另一线性补偿器803也用于补偿模块化前缘构件301与翼盒构件303之间[0065]参照图9，提供了可应用于前述实施方式中的任一实施方式的又一替代性实施方材料形成的可能需要校正部件之间±1度至±1.5度量级的角度公差间隙的翼型结构103中用作角度补偿器901来补偿模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的角度公差间隙。应当以代替使用并且可以安装在U形夹311之间的柄脚329的每一侧。虽然球形垫圈的承载能力柄脚329和U形夹311保持在安装位置亦实施方式中的任一实施方式。示出了空气动力学面板1001定位在模块化前缘构件301的下维增强复合材料形成，然而空气动力学面板1001可以由任何其他等效材料——例如铝合以相同的方式固定至向后延伸的凸缘309和下翼盒凸缘323。应当理解的是，整流装置(fairing)1001也可以固定至在展向尺寸上延伸的多个连步骤1107中，将前缘构件或后缘构件301在枢转接合部403处连接至扭转盒构件303；步骤[0068]虽然先前讨论的所有实施方式都描述了在单个枢转接合部403处连接至翼盒构件接合部403可以由模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的每个前缘肋构件306位置处的U图9一致的可以预先附接或者可以不预先附接(未示出)的线性补偿器801和/或角度补偿器[0069]参照图13A，提供了本技术的又一实施方式，其中，翼型结构103包括结构组件[0070]连接构件1302的功能和形式与先前在各个前面的实施方式中描述的连接构件的至该支承件1301)构造成伸入翼型结构103内的内部展向延伸容积部1312中并且支承系统[0072]支承件1301包括平行于连接构件1302定向的由航空铝合金形成的大致平的本[0073]支承件1301至连接构件1302的附接通过位于支承件1301的本体的下端部处的呈支承件1301的螺纹附接允许更大损坏容忍设计并且可以允许彼此分开地移附接部分1305处的展向伸延的空气动力学引气管道以及附接在附接部分1307处的电气配1309的类型还可以不同于目前提供的示例并且可以不限于气道或电缆管道类型的系统元承件1301之间的附接为使得在支承件1301与系统元件1309之间不具有平移自由度或旋转自由度。替代性地，系统元件1309中的一个或更多个系统元件可以以使得允许系统元件于将系统元件安装在被设计为具有较高的展向弯曲程度的翼型结构——在该翼型结构中于相邻结构或系统的位置分离要求以及期望支承件1301和系统元件1309经受的高达翼型[0077]图13A中还示出了空气动力学面板1306，该空气动力学面板1306使用另一对机械件1301且所述一个或更多个支承件1301又仅附接至一个或更多个连接构件1302的附接原1309单独附接至模块化前缘构件301和/或翼盒构件303的情况下，这种公差间隙将需要被[0079]参照图13B，图13A的结构组件1300被示出为从前缘构件301和扭转盒构件303移支承件1301之间的附接为使得在支承件1301与系统元件1309之间不提供平移自由度或旋于相邻结构或系统的位置分离要求以及期望支承件1301经受的高达翼型结构极限负载条多达15个肋隔间的模块化组件1300的优点在于其对应于通常在从扭转盒构件303伸出的翼[0085]系统元件1309至多个支承件1301的附接为模块化组件1300提供了足够的硬度/刚度水平以及完整性，使得允许模块化组件1300在安装和/或移除期间作为单个模块来处理提供关于模块化组件1300的一个或更多个轴线的所需扭转刚度和/或弯曲刚度，从而在处理——例如安装、移除或运输期间移动——模块化组件1300时减少模块化组件1300的挠有关于其轴线的全方向的弯曲刚度/扭转刚