CN101267979A - 连续的机身连接 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于将尾翼单元(2)附连于飞机的附连面(3)的连接系统(1)。在这种布置中，附连系统(1)包括支架(6)，其具有第一支承面(17)和第二支承面(18)，其中所述第一支承面设计为靠在所述尾翼单元(2)上，所述第二支承面设计为靠在所述附连面(3)上。从而，至少一个的第一支承面(17)和第二支承面(18)包括共同的接触线(16)。在这种布置中，所述第一支承面(17)的平面和所述第二支承面(18)的平面成不等于0度和180度的角度。

Description

连续的机身连接

本申请要求2005年8月17日提交的德国专利申请No.102005038856.6和2005年8月17提交的美国临时申请No.60/709,050的提交日期的优选权，因此它们的公开内容以引用的方式并入本申请。

技术领域

本发明涉及一种用于将尾翼单元翼面附连于飞机机身的连接系统和一种用于将尾翼单元翼面附连于飞机机身的方法。

背景技术

迄今为止，在飞机中利用多个水平附连的螺栓将垂直尾翼单元附连于机身。在这种布置中，垂直尾翼单元的壁首先插入到机身的叉形孔中并随后借助于水平排列螺栓附连。在所有情况下都附连于中心箱板和机身支架的套筒用于容纳螺栓。特别是在飞机的垂直尾翼单元中，整个尾翼单元翼面承受了相当大的剪力，这种剪力造成在垂直尾翼单元的基座区域中产生大范围的拉力和压缩力。因此螺栓必须将很大的拉力和压缩力偏转至机身内，使得为了转移这些力，中心箱板的在连接区域中的壁需要包括很大的加厚部件以便提供稳定的结构。此外，螺栓在机身上所附连的机身支架必须包括相应的尺寸。而且，机身支架中的螺栓区域承受了所转移力的高载荷集中，使得必须另外调整所述螺栓的尺寸。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种用于附连尾翼单元翼面的稳定且轻量型的连接系统。

该目的通过一种用于将尾翼单元翼面附连于飞机机身的附连系统和一种用于将尾翼单元翼面附连于飞机机身的方法得以实现，还通过在飞机中采用具有根据独立的权利要求所述的特征的附连系统得以实现。

在本发明中术语“尾翼单元”指飞机的翼面，比如垂直尾翼单元或水平尾翼单元。

术语“附连面”指尾翼单元能够附连的飞机的表面，例如机身。

根据本发明的第一示例实施方式，提供了一种用于将尾翼单元附连于飞机的附连面的附连系统，其中附连系统包括尾翼单元、附连面和支架，所述支架具有第一支承面和第二支承面，其中第一支承面设计为靠在尾翼单元上，第二支承面设计为靠在附连面上。在这种布置中至少一个第一支承面和第二支承面包括共同的接触线。第一支承面包括第一表面并且第二支承面包括第二表面，其中第一表面和第二表面的角度不等于0度和180度。

根据本发明的示例实施方式，提供了一种用于将尾翼单元附连于飞机的附连面的方法，该方法包括的如下步骤：通过第一支承面将支架安装在尾翼单元上，并在又一个步骤中通过第二支承面将支架安装到附连面上，其中第一支撑面和第二支承面包括接触线。第一支承面包括包括第一表面并且第二支承面包括第二表面，其中第一表面和第二表面的角度不等于0度和180度。

在又一个示例实施方式中，附连系统用于将尾翼单元附连于飞机的附连面。在又一个示例实施方式中，提供了一种带有用于将尾翼单元附连于附连面的系统的飞机。

根据本发明的附连系统提供了一种连接可选方案，其与目前公知的连接系统相比无疑是一种轻量型且更稳定的解决方案。例如，迄今为止，必须在尾翼单元的基座区域中和在机身上设置大型加厚部件以便显著地将作用在垂直尾翼单元上的弯矩转移至机身。这种加厚部件导致相当大的附加重量并显著增加了制造成本。由于根据本发明的连接系统使用支架，所以不必在基座区域和机身中设置这种尾翼单元的加厚部件。同时，避免了应力集中并且因此可实现相当大的力的均匀传递率。因此由于减少了材料的使用可避免不必要的重量并节省了成本。根据本发明的附连系统例如可将尾翼单元与机身连接，或可将二个尾翼单元翼面互连。例如在V形尾翼的情况下可通过根据本发明的附连系统连接二个垂直尾翼单元。

根据本发明的另一个示例实施方式，第一支承面和尾翼单元包括具有第一表面形状的第一接触区域，其中第一接触区域的第一表面形状与尾翼单元的第一表面形状相配。此外，第二支承面和附连面包括具有第二表面形状的第二接触区域，其中第二接触区域的第二表面形状与附连面的形状相配。以这样的方式就能得到如下的情况，即支架与附连面相配或与尾翼单元的接触区域中的形状相配，因此可建立具有形状配合的连接。

根据本发明的另一个示例实施方式，支架的第一支承面和第二支承面沿接触线的路线延伸。这样所述支架例如沿整个接触线在尾翼单元和附连面之间延伸。这样可取得沿整个接触线的均匀力传递从而避免了应力峰值。

根据本发明的另一个示例实施方式，尾翼单元包括内侧和外侧，其中第一支承面设计为靠在尾翼单元的内侧和/或外侧中的至少一个上。尾翼单元的现代设计包括具有内部加固的薄壁外层，例如通过支柱或框架。这样可将所述支架附连于尾翼单元翼面或尾翼单元翼面的内侧或外侧。将所述支架附连于第一或第二尾翼单元翼面的内侧致使在所述外侧形成无边缘的平滑面，该平滑面提供了最佳的气流特性，从而避免了由于所述支架的弯角或边缘上的湍流引起的气流损失。

根据本发明又一个示例实施方式，附连系统还包括至少一个第一连接元件和第二连接元件，其中尾翼单元通过第一连接元件与第一支承面连接，并且附连面通过第二连接元件与第二支承面连接。

根据本发明又一个示例实施方式，至少在第一排中的第一连接元件或第二连接元件相对于接触线平行布置。根据本发明又一个示例实施方式，至少第一连接元件或第二连接元件包括与接触线平行的多排。这样连接元件可传递非常大的负荷。例如，连接元件的各排可布置为互相偏移，以便以这种方式提供要传递的力的最佳负荷分配。

根据本发明另一个示例实施方式，第一连接元件包括第一延伸方向并且第二连接元件包括第二延伸方向，其中第一延伸方向和第二延伸方向互不相同。这样可最理想地引入拉力和压缩力，例如从尾翼单元引入至机身。

根据本发明的又一个示例实施方式，第一连接元件的第一延伸方向设置为基本垂直于尾翼单元而第二连接元件的第二延伸方向设置为基本垂直于附连面。这样形成了最佳和均匀的负荷分配并形成了例如布置为互相垂直的两个面的最佳的力传递。这样可以更好地传递所承受的拉力和压缩力。

根据本发明的另一个示例实施方式，第一和第二连接元件中的至少一个是不可拆分的连接。这样由于可柔性地将支架附连于相应的面，所以可显著便于具体的安装过程。在这种布置中，第一连接元件和第二连接元件中的至少一个可从螺旋连接、螺栓连接、焊接、粘接、铆接和插接的组中选出。

根据本发明另一个示例实施方式，第一支承面包括第一齿形，并且第一接触区域中的尾翼单元包括第二齿形，其中尾翼单元的第二齿形设计为接合第一支承面的第一齿形。

根据本发明的另一个示例实施方式，第二支承面包括第三齿形并且第二接触区域中的附连面包括第四齿形，其中附连面的第四齿形设计为接合第二支承面的第三齿形。这样通过接合的齿形，实现了高度连续的力传递而不会产生不期望的应力集中从而能传递非常大的力。

根据本发明另一个示例实施方式，齿形中的至少一个可分离地附连。这样可便于连接系统的安装。

在本发明的又一个示例实施方式中，每个齿形都包括带侧面的凸部和凹部。所述齿形的侧面可设计为与传递力的方向成直角。这样可传递非常大的负荷并可避免损坏齿形。

在本发明的又一个示例实施方式中，每个齿形都可从包括燕尾槽形、T槽形、纵向槽形和梯形槽形的组中选出。

在本发明的又一个示例实施方式中，在齿形的侧面之间附连有补偿介质从而形成均匀的负荷分配。为了提供理想的力传输，各个齿形必须以极精密的公差制造使得不会由于不精确制造的齿形形成应力峰值。由于这样导致了很高的生产成本，在所述齿之间亦即在所述齿的侧面之间附连有补偿介质，使得不必制造这么精密且昂贵的公差。补偿介质例如可包括诸如软金属、木质纤维材料或塑料的材料，例如PTFE的塑料。

根据本发明又一个示例实施方式，所述支架包括第三支承面或多个支承面，其上靠有尾翼单元翼面和/或机身。这意味着例如可利用仅一个支架将两个尾翼单元翼面附连于机身。

根据本发明又一个示例实施方式在至少第一支承面之一和尾翼单元之间插入机身支架。根据本发明又一个示例实施方式在至少第二支承面之一和附连面之间插入机身支架。机身支架可桥接任何形状上的差异，例如在机身和支架之间的形状差异，并且以这种方式实现最佳的负荷分配。这样可通过适合的机身支架从不利的弧形产生直的支承面，由此可以以极好的方式将任何拉力和压缩力传递至机身。

根据本发明的另一个示例实施方式，第一和第二支承面中的至少一个包括至少一个槽结构。通过这样的单个或多个槽结构可显著减少刚性断裂并且还可实现更佳的负荷分配。

在这种布置中，根据本发明的连接系统可将垂直尾翼单元和水平尾翼单元与例如机身的其它附连面连接。因此例如可以通过利用一个支架将V形尾翼或水平尾翼或垂直尾翼附连于附连面。

根据本方法的又一个实施方式，在又一个步骤中通过第一接触区域将第一支承面配合到尾翼单元的轮廓，并且在又一个步骤中通过第二接触区域将第二支承面配合到附连面的轮廓。

根据本方法的又一个示例实施方式，在又一个步骤中第一支承面和第二支承面与接触线的路线匹配。

根据本方法的又一个示例实施方式，第一支承面附连于尾翼单元和附连面的内侧与外侧中至少一个。

根据本方法的又一个示例实施方式，在又一个步骤中通过第一连接元件将尾翼单元与第一支承面连接，并且在又一个步骤中通过第二连接元件与将附连面第二支承面连接。

根据本方法的又一个示例实施方式，在又一个步骤中通过第一和第二齿形将尾翼单元与第一支承面连接，和/或在又一个步骤中通过第三和第四齿形将附连面与第二支承面连接。

所述附连系统的实施方式也适用于本方法，反之亦然。

因此根据本发明的连接系统和根据本发明的方法提供了一种明显更轻并更有效的将尾翼单元翼面与机身连接的系统。利用本发明可大幅降低所述结构的费用和重量。此外，利用这种新型连接元件可显著减少将尾翼单元安装至机身所需的时间。

附图说明

以下，为了进一步说明并更好地理解本发明，将参照附图对示例实施方式进行更详细的说明。

图1图示了用于将尾翼单元与机身连接的公知的连接系统；

图2图示了利用根据本发明一个实施方式的附连系统已附连于机身的垂直尾翼单元的示意图；

图3图示了根据本发明一个实施方式的示意图，其中利用齿形将垂直尾翼单元附连于机身；

图4图示了利用齿形附连于机身的垂直尾翼单元的放大示意图；

图5图示了根据本发明一个示例实施方式的矩形齿形的示意图；

图6图示了根据本发明一个示例实施方式的具有角度α的燕尾槽形的示意图；以及

图7图示了连接系统的示意图。

具体实施方式

相同的或形状不同的相似部件用相同的附图标记表示。

图中的例图是示意性的并且未按比例示出。

图2是根据本发明一个实施方式的用于将尾翼单元2附连于飞机的附连面3的附连系统1的示意图。在该布置中支架6包括第一支承面17和第二支承面18，其中第一支承面设计为靠在尾翼单元2上，第二支承面设计为靠在附连面3上。在该布置中第一支承面17和第二支承面18包括共同的接触线16，其中第一支承面17和第二支承面18由于它们的表面成不等于0度和180度的角度而互不相同。

图1图示了通常使用的垂直尾翼单元2与机身3的连接系统。由于通过单向水平附连螺栓7将垂直尾翼单元2的基座连接于机身3，所以在垂直尾翼单元的基座区域中需要加厚的部件以便加强这种结构。这样导致显著地增加了重量和材料成本。

图2还图示了现代垂直尾翼单元2的结构。在这种布置中，垂直尾翼单元2包括两个壁，每个壁都包括内侧4和外侧5。支架6、6′在第一接触区域13中附连在尾翼单元2的基座的所谓的中心箱板上，所述支架沿垂直尾翼单元2的长度延伸并与第一接触区域13的形状相配。同时所述支架在第二接触区域14中利用第二支承面18附连于机身3。第二支承面18与第二接触区域14中的机身3具有相同的形状。

在这种布置中，支架6、6′的第一支承面17和第二支承面18都通过附连元件7、7′附连于尾翼单元2或机身3。同时机身支架15可附连在机身3和支架6、6′之间以在机身3的轮廓和支架6、6′的轮廓之间取得更好的负荷分配。

连接元件7、7′也可穿过垂直尾翼单元2的两壁延伸并因此可同时连接第二外支架6′。在这种布置中，可在两壁2′、2″之间插入隔离套7″。此外，连接元件7、7″的延伸方向在任何情况中都是沿相应的支承面17、18的表面法线(normal surface line)定向。这样显著增强了力的流动并防止了一侧连接的附加力矩的任何传递。

为了取得提高的连接强度，也可设计与图2所示的形状不同的多排与接触线16平行的连接元件7、7′。例如，连接元件7、7′可包括与接触线16平行的第一排，并且还包括至少一排与接触线16平行的第二排连接元件7、7′。在这种布置中可附连任何排数，最好是3至4排。

图3图示了除了示出了具有第一齿条8和第二齿条9的齿形代替连接元件7、7′之外与图2所示类似的设计。支架6和6′可通过这种齿形8、9理想地与垂直尾翼单元2连接。可选地，支架6、6′也可通过第三和第四齿形附连于机身3。在图2至4中，支架6、6′与垂直尾翼单元2或机身3的相应支承面17、18相配。通过所示的齿形8、9，力可以非常均匀的方式传递至机身3。可有效地防止过大的载荷集中。任何情况中，在第一和第二齿形8、9的纵向中，所示的槽结构12都起到减少刚性断裂的作用，因此形成改进的负荷分配。齿形8、9还可附连于垂直尾翼单元2的壁的内侧或外侧。

图4图示了通过连接系统1附连于机身3的垂直尾翼单元2的又一个视图。该图清晰地图示了如果利用齿形将垂直尾翼单元2与机身3连接则第一接触区域13中的设计可保持非常细长。

图5是互相接合的第一齿条8和第二齿条9的示意图。在这种布置中每个齿形8、9都包括侧面10，其在图5中形成为矩形的设计。为了更好并且更均匀地传力，在侧面10之间设置补偿介质11。如果，如本例所示，拉力或压缩力作用在垂直尾翼单元2上，则负荷在垂直方向产生。在这种布置中，如果侧面10设计为与要传递的力的方向成直角则所述力会以最佳方式传递。

图6也图示了第一齿条8和第二齿条9，其中所述齿形设计为燕尾槽形。在这种布置中，侧面10以特定的角度α设置，该角度表示侧面10与力F和所述负荷的传递方向之间的角度。

图7图示了垂直尾翼单元2的总图。在垂直尾翼单元2的基座上图示了将垂直尾翼单元2与机身3连接的连接系统1。很明显在垂直尾翼单元2的基座区域中没有任何加厚部件的情况下也创建了最佳的连接系统1，并且同时可提供更稳定及更轻量型的连接可选方案。

此外还应指出“包括”并不排除其它元件或步骤，并且“一”或“一个”也不排除多个。此外，应指出已参照上述实施方式之一所述的特征或步骤也可与上述其它实施方式的其它特征和步骤结合起来使用。权利要求中的附图标记是没有限制性的。

附图标记列表：

1    飞机

2    尾翼单元

3    机身/附连面

4    尾翼单元壁的内侧

5    尾翼单元壁的外侧

6/6′支架

7/7′第一/第二连接元件

7″  隔离套

8    第一齿形

9    第二齿形

10   侧面

11   补偿介质

13    第一接触区域

14    第二接触区域

15    机身支架

16    接触线

17    第一支承面

18    第二支承面

Claims (29)

1.一种用于将尾翼单元(2)附连于飞机的附连面(3)的附连系统，包括：

尾翼单元(2)，

附连面(3)，以及

支架(6、6′)，其具有第一支承面(17)和第二支承面(18)，其中所述第一支承面设计为靠在所述尾翼单元(2)上，所述第二支承面(18)设计为靠在所述飞机的附连面(3)上，

其中所述第一支承面和所述第二支承面包括共同的接触线；并且

其中所述第一支承面(17)形成第一表面并且所述第二支承面(18)形成第二表面；并且

其中所述第一表面和所述第二表面形成不等于0度和180度的角度。

2.如权利要求1所述的附连系统，

其中所述第一支承面(17)和所述尾翼单元(2)包括具有第一表面形状的第一接触区域(13)，

其中所述第一接触区域(13)的第一表面形状与所述尾翼单元(2)的第一表面形状相配，

其中所述第二支承面(18)和所述附连面(3)包括具有第二表面形状的第二接触区域(14)，并且

其中所述第二接触区域(14)的第二表面形状与所述附连面(3)的第二表面形状相配。

3.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中所述支架(6、6′)的第一支承面和第二支承面沿接触线(16)的路线延伸。

4.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中所述尾翼单元(2)包括内侧(4)和外侧(5)，

其中所述第一支承面(17)设计为靠在所述尾翼单元(2)的内侧(4)和外侧(5)中至少一个上。

5.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，还包括至少一个第一连接元件(7)和第二连接元件(7′)，

其中所述尾翼单元(2)通过所述第一连接元件(7)与所述第一支承面(17)连接，并且

其中所述附连面(3)通过所述第二连接元件(7′)与所述第二支承面(18)连接。

6.如权利要求5所述的附连系统，

其中至少在第一排中至少第一连接元件(7)或第二连接元件(7′)设置为与所述接触线(16)平行。

7.如权利要求6所述的附连系统，

其中至少所述第一连接元件(7)或所述第二连接元件(7′)包括与所述接触线(16)平行的多排。

8.如权利要求5至7中任一项所述的附连系统，

其中所述第一连接元件(7)包括第一延伸方向，并且所述第二连接元件(7′)包括第二延伸方向，

其中所述第一延伸方向和所述第二延伸方向互不相同。

9.如权利要求8所述的附连系统，

其中所述第一连接元件(7)的第一延伸方向定向为基本垂直于所述尾翼单元(2)，并且

其中所述第二连接元件(7′)的第二延伸方向定向为基本垂直于所述附连面(3)。

10.如权利要求5至9中任一项所述的附连系统，

其中所述第一连接元件(7)和所述第二连接元件(7′)中至少一个包括不可拆分的连接。

11.如权利要求5至10中任一项所述的附连系统，

其中所述第一连接元件和第二连接元件(7、7′)中至少一个选自螺旋连接、螺栓连接、焊接、粘接、铆接和插接。

12.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中所述第一支承面(17)包括第一齿形(8)，

其中所述接触区域(13)中的所述尾翼单元(2)包括第二齿形(9)，并且

其中所述尾翼单元(2)的第二齿形(9)设计为接合所述第一支承面(17)的第一齿形(8)。

13.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中所述第二支承面(18)包括第三齿形，

其中所述接触区域(14)中的附连面(3)包括第四齿形，并且

其中所述附连面(3)的第四齿形设计为接合所述第二支承面的第三齿形。

14.如权利要求12或13所述的附连系统，

其中所述齿形(8、9)中至少一个可拆分地附连。

15.如权利要求12至14中任一项所述的附连系统，

其中每个齿形(8、9)都包括带侧面(10)的凸部和凹部，并且

其中所述齿形(8、9)的侧面(10)设计为与传递力的方向成直角。

16.如权利要求12至15中任一项所述的附连系统，

其中每个齿形(8、9)选自燕尾槽形、T槽形、纵向槽形和梯形槽形。

17.如权利要求12至16中任一项所述的附连系统，

其中在所述齿形的侧面(10)之间附连有补偿介质(11)使得形成均匀的负荷分配。

18.如权利要求17所述的附连系统，

其中所述补偿介质(11)的材料选自软金属和塑料。

19.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中至少在所述第一支承面(17)之一和所述尾翼单元(2)之间插入机身支架(15)。

20.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中至少在所述第二支承面(18)之一和所述附连面(3)之间插入机身支架(15)。

21.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，

其中至少所述第一接触面(17)之一和所述第二接触面(18)之一包括槽结构(12)。

22.如前述权利要求中任一项所述的附连系统，其中所述尾翼单元选自垂直尾翼单元(2)和水平尾翼单元。

23.一种用于将尾翼单元(2)附连于飞机的附连面(3)的方法，其中所述方法包括以下步骤：

通过第一支承面(17)将支架(6、6′)安装在所述尾翼单元(2)上，

通过第二支承面(18)将支架(6、6′)安装在所述附连面(3)上，

其中所述第一支承面(17)和所述第二支承面(18)包括接触线(16)，

其中所述第一支承面(17)包括第一表面，并且所述第二支承面(18)包括第二表面，并且

其中所述第一表面和所述第二表面形成不等于0度和180度的角度。

24.如权利要求23所述的方法，还包括：

通过第一接触区域(13)将所述第一接触面(17)配合到所述尾翼单元(2)的第一表面形状，并且

通过第二接触区域(14)将所述第二接触面(18)配合到所述附连面(3)的第二表面形状。

25.如权利要求23至24中任一项所述的方法，还包括：

将所述第一支承面(17)附连于所述尾翼单元(2)的内侧(4)，以及

将所述第二支承面(18)附连于所述附连面(3)的内侧(4)。

26.如权利要求23至25中任一项所述的方法，还包括：

通过第一连接元件(7)将所述尾翼单元(2)与所述第一支承面(17)连接，以及

通过第二连接元件(7′)将所述附连面(3)与所述第二支承面(18)连接。

27.如权利要求23至26中任一项所述的方法，包括：

通过第一齿形(8)和第二齿形(9)将所述尾翼单元(2)与所述第一支承面(17)连接，以及

通过第三齿形和第四齿形将所述附连面(3)与所述第二支承面(18)连接。

28.如权利要求1至22中任一项所述的附连系统的应用，用于将至少一个尾翼单元(2)附连于飞机中的附连面(3)。

29.一种飞机，其具有如权利要求1至22中任一项所述的用于将至少一个尾翼单元(2)附连于附连面(3)的附连系统。

Images