CN104540731A - 飞行器机翼的中央箱体的前翼梁结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置 - Google Patents

Abstract

一种保护飞行器机翼的中央箱体(13)的前翼梁(12)的结构和位于所述机翼中的设备(14)的保护装置。所述保护装置包括防护表面(222)，所述防护表面(222)向中央箱体(13)的前翼梁前方延伸，从由机翼根部限定的机翼(1)与机身(2)之间的相交表面(3)与该相交表面(3)横向地延伸到中央箱体(13)的第一肋部，所述防护表面(222)部分包围设备(14)。因此，所述装置可以保护位于机翼根部与机翼中央箱体(13)的第一肋部之间的区域中的设备(14)。

Description

飞行器机翼的中央箱体的前翼梁结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置

技术领域

本发明涉及一种保护飞行器机翼的中央箱体的前翼梁的结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置。

背景技术

飞行过程中，飞行器常常受到鸟的撞击，这有时在机翼和前端处，以及有时在位于其中的设备上产生相当大的损坏。

一般说来，为了保持这些设备的完整性，一些防护件被安置于每个机翼内部在前缘(bord d’attaque)附近，尤其是为了保护位于机翼内的储油箱，以及飞行器的前端，以保护飞行员和导航仪器。

最常见的是，特别是涉及机翼的前缘和尾翼，轮廓的外部空气动力学表面装有金属或复合材料的内部加强筋。

作为所述方法的替代物或与所述方法结合，所述防护板安装在空气动力学表面后方，所述防护板与轮廓的形状(C形)相符合，所述防护板或者是平面，或者为燕尾形(V形)，以便把撞击分散在所述防护板的前棱边的二侧。

但是，存在位于每个机翼的根部附近的飞行器区域，这些区域常常是没有保护的。

实际上，每个机翼的内部区域通常只有从机翼的中央箱体的连接肋部(第一肋部)起(在机翼根部/端部方向)才受到保护。

然而，一些引入至翼梁前部的液压或电力系统位于所述区域内，例如通向煤油储器的管道、提取来自发动机的热空气的管道。

在鸟使翼梁破裂的情况下，这些系统可能受损，因此值得为所述系统带来补充保护。

发明内容

为此目的，本发明涉及一种保护飞行器机翼的中央箱体的前翼梁的结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置。

这种保护装置包括防护表面，所述防护表面向中央箱体的前翼梁前方延伸，从机翼根部限定的机翼与机身之间的相交表面与所述相交表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部，所述防护表面部分包围所述至少一个设备，还包括将防护表面固定至中央箱体从而形成静定连接的固定部件。

这种装置可以保护位于机翼根部区域中的那些系统，这得益于所述装置的可以与其它区域中存在的所述防护件相媲美的坚固性。

与位于空气动力学表面附近或为平面的现有技术的防护件相反，本发明提出的装置位于灵敏区附近，相对于空气动力学表面后退，并包围灵敏系统。

这样不仅可以更多地保护这些系统，还可减小保护面积，因此可以减小质量，而对机身整流功能没有影响。

最后，所述装置设计的简单性减少了安装时间，这在最终组装线进行安装的区域是特别有利的。

所述装置在机翼中央箱体上的静定锚固特别地具有考虑机翼变形的优点，在可以被认为是软的区域中，变形显著的。

更特别的是，将防护表面固定在中央箱体上的固定部件包括将防护表面连接在中央箱体的第一肋部上的具有三个自由度的机械连接部。

这样可以特别地保留与机身的轴线垂直的平面——其中变形是最大的——中的自由度。

根据可能的特征，将防护表面固定至中央箱体的固定部件包括将防护表面连接至中央箱体的第一肋部上的具有二个自由度的机械连接部。

在这种情况下，可以阻止中央箱体在伸长方向的移动。

根据可能的特征，将防护表面固定在中央箱体上的固定部件包括将防护表面连接至前翼梁上的具有在与中央箱体的第一肋部垂直的轴线上的单独的自由度的机械连接部。

因此，这种固定考虑了机翼在机身轴线上的很大的刚性。

回收在这个方向得到的碰撞力而没有任何名义上的功能性接触可以保证装置的碰撞能量向机身的主要结构扩散，以更好地吸收该能量。

与防护表面位于机翼前缘附近的现有技术装置相反，防护表面有利地位于紧靠中央箱体的前翼梁和/或所述至少一个设备附近。

因此，根据一种可能特征，防护表面比机翼的前缘表面更靠近所述至少一个设备。

使防护表面尽可能靠近灵敏设备，使这些设备受到更好的保护。

根据一特殊实施例，防护表面在相交表面的平面中的截面为C形。

根据另一实施例，防护表面包括与相交表面垂直的棱边。

因此，防护表面在由机翼根部限定的机身表面平面中的截面形状为V形。

在中央包括刃部的这种特殊形状，可以使鸟或任何其它从表面棱边的每一侧碰撞防护表面的物体偏离，因此使防护表面和机身主结构要容纳的能量最小。

根据另一实施例，防护表面与所述至少一个设备的形状相符合。

在所有情况下，通过其形状，防护表面可以使空气、液压和电力系统(设备)引入到防护表面内，并因此保证它们对碰撞的安全性。

为了便于该引导，防护表面具有至少一个用于使至少一个设备通过的开口。

作为选择，所述装置包括至少一个使防护表面与飞行器机身结构连接的补充连接部，所述补充连接部由从防护表面后部突起的凸销和从机身表皮突起的机身的钩，所述凸销和钩用于互相协作。

为了增加被所述装置吸收的能量，防护表面具有包括连续的防护件的结构。

例如防护表面可以由具有高强度和强延展性的铝合金形成。

为了使防护表面适应它所保护的设备，防护表面的厚度可以是可变的。

根据第二方面，本发明还涉及一种包括中央箱体和在所述机翼内部空间中的至少一个设备的飞行器机翼。

所述机翼包括保护所述至少一个设备的保护装置，该保护装置包括防护表面，所述防护表面向中央箱体的前翼梁前方延伸，从由机翼根部限定的机翼与机身之间的相交表面与所述表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部，所述保护装置部分包围所述至少一个设备。

本发明最后涉及一种包括该机翼的飞行器。

附图说明

在下面作为非限定例子并参照附图的描述过程中，将了解本发明的其它特征和优点。其中：

图1是包括本发明第一实施例的装置的飞行器机翼在它的根部平面中的剖面示意图；

图2是图1的元件的立体示意图；

图3是在其根部处包括本发明第二实施例的装置的飞行器机翼在它的根部平面中的剖面示意图；

图4是图2的保护装置在机翼的中央箱体的前翼梁平面中的示意图；

图5是将图4的保护装置固定至机翼前翼梁的二个固定点的侧视示意图；

图6是将图4的保护装置固定至机翼前翼梁的二个固定点的俯视示意图；

图7是图4的保护装置的另一固定点的俯视示意图；

图8是所述装置的固定元件的立体示意图；

图9是图4的截面A-A的示意图。

具体实施方式

图1表示飞行器的机翼1在其根部处，即机翼与机身2的主体的结合处的剖面图。

此剖面在飞行器的XZ平面中形成，X轴线代表机身2的纵轴线，Z轴线是飞行器处于地面时的竖直轴线。

该平面特别地对应于由根部4限定的机翼1与机身2之间的相交表面3在其中延伸的平面。

机翼1具有空气动力学表面5，这里机翼的前缘6示于图的左边。

这里人们感兴趣的是由该空气动力学表面与机翼的中央箱体13的前翼梁12限定的内部空间10，该内部空间是本领域普通技术人员所熟知的，因此这里不再详细描述，并且它们的形状可以根据不同的飞行器而变化。

一定数量的设备在内部空间10中延伸。

在这些设备中，包括但不限于：燃料的管子、电线、空调系统的供应管等。

因此这里也示出了作为这些设备一部分的供应管14。

为了保护该设备，示出了根据本发明的保护装置20的第一实施例。

保护装置20由对前翼梁12的固定部件(下面给出此固定的细节)和图1中以剖面图表示的防护表面22组成。

更确切地说，防护表面22延伸至中央箱体13的前翼梁12前方，从相交表面3与该相交表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部24，所述防护表面部分包围管子14。

因此，如图1、2可以看到的，防护表面22一方面覆盖在机身2与机翼1的中央箱体的第一肋部24之间延伸的区域，另一方面覆盖从前翼梁12的上端(沿Z轴线)延伸到前翼梁12的下端的区域。

防护表面22具有大约在前翼梁12的一半高度的棱边23。

所述位于朝向机翼前方(朝向前缘6)的棱边23与相交表面3垂直。

所述棱边23把防护表面22分为二个平面表面，上板25a和下板25b，使其具有V形剖面的形式。

因此，棱边23的作用像刃部，可以在碰撞时将鸟切开，因此将要吸收的能量分开。

人们观察到，可以在防护表面22形成一些开口以使某些设备通过。

因此，如图3中可以看到的，下板25b具有可以使管子(未出示)通过的开口26。

此类开口可以使现有系统通过，而不改变这些系统，并且没有任何为了保护这些系统而进行的重新布置。

图2表示根据本发明的保护装置的第二实施例。

在该第二实施例中，保护装置200对设备具有同样的功能，并覆盖内部空间10的相同区域。

但是防护表面222的形状不同，因为它是凸起的。

因此该表面包围所述设备，如供应管14，在该剖面图中(即在XZ平面中或相交表面3的平面中)的形状为C形。

可以注意到，防护表面222的厚度可以变化，如在该图中的情况一样，所述表面在翼梁的大约一半的高度上更厚。

这样可以有利地优化沿碰撞角度的碰撞能量的吸收。

在前面所示的二个实施例中，防护表面的上部和下部可以沿碰撞方向将鸟向上或向下排出到油箱区和灵敏系统以外。

无论保护装置的形状如何，可以构成防护表面的材料优选是吸收金属材料，例如铝，或膨胀和硬化的矿物纤维。更推荐蜂窝结构(英文术语为“honeycomb”)。

现在描述将根据本发明的保护装置固定在前翼梁12的固定部件。

为此，以第一实施例为例，因为第二实施例可以具有等同的固定方式。

图4表示机翼中央箱体的前翼梁12的前表面和本发明的装置的防护表面22的固定点。由于清楚的原因，这里防护表面22表示为透明的。

可以容纳大能量碰撞的防护件是一些具有高的硬度的零件，并且在碰撞阶段外常常是不变形的。因此优选使得防护表面与飞行器的结构分开，同时又保留各自的功能。

为此，本发明的保护装置包括(固定)至机翼的中央箱体的结构的前翼梁12的固定部件300，固定部件300分布为图4-7所示的三个固定(或锚固)点。

为了把防护表面22固定在机身2的结构(一般为复合材料形成的软结构，以减轻其质量)上，本发明的保护装置20设想静定性质的连接。

这具体化为使用三个固定点310、320、330，它们单独地联接至形成机械连接部311、321、331的元件，这三个机械连接部只保证6个自由度：在X上三个，在Z上二个，在X上一个，参照使用图4-7的标记。

特别如图4中可以看到的，第一固定点或上固定点310位于中央箱体13的上部，靠近第一肋部24处。

更确切地说，上固定点310设置成跨越在前翼梁12的与相交表面3相对的一侧与中央箱体13的第一肋部24之间，在中央箱体13的上部处。

第二固定点或远端下固定点320位于中央箱体13的下部，靠近第一肋部24。

更确切地说，远处下固定点320设置成跨越在前翼梁12的与相交表面3相对的一侧与中央箱体13的第一肋部24之间，在中央箱体13的下部处。

第三固定点或近处固定点330位于中央箱体13的下部，靠近相交表面3(靠近机身1)处。

此位置对应于机身的中央箱体的加固肋部(未出示)的存在处。

每个第一和第二机械连接部311、321包括一对金属接头312a、312b和322a、322b。

这里成对的金属接头是指使二个活动零件按照铰链运动互相连接的加固元件。这二个元件形成铰链。

在第一肋部24的上端跨越固定在前翼梁12的与相交表面3相对的一侧与中央箱体13的第一肋部24之间的第一后金属接头312a与插在后金属接头312a的钳口之间的前金属接头312b形成铰链。

第一前金属接头312b固定在防护表面22的后表面。

后金属接头312a和前金属接头312b通过第一剪切螺栓314连接，该元件具有简单和快速安装的优点。

第一机械连接311被构造为只允许X和Z方向的运动，即分别在与第一肋部24垂直的方向和中央箱体13的延长线方向，即在第一肋部24平面中的竖直方向的运动。

因此，在第一肋部24的平面中的水平方向的运动理想地被禁止，实际上限制为1mm左右的移动。

在第一肋部24的下端跨越固定在前翼梁12的与相交表面3相对的一侧与中央箱体13的第一肋部24之间的第二后金属接头322a与插在第二后金属接头322a的钳口之间的前金属接头322b形成铰链。

第二前金属接头322a固定在防护表面的后表面。

后金属接头322a和前金属接头322b通过第一剪切螺栓324连接。

相反地，与第一机械连接部311相反，第二机械连接部321被构造为允许在X、Y、Z三个方向运动，即同时在与第一肋部24垂直的方向和该肋部平面中运动。

这样可以特别地保留碰撞时变形最大处的自由度。

为了保证三个机械连接部311、321、331的整体的静定性，第三机械连接部331只允许在与第一肋部24垂直的方向的移动。

为此，第三机械连接部331包括在中央箱体的下部处靠近相交表面3(靠近机身2)之处固定在翼梁12上的第三后金属接头332a。

第三机械连接331还包括固定在防护表面22后的第三前金属接头332b。

与前二个连接相反，第三后金属接头332a和第三前金属接头332b通过位于金属接头的钳口之间的杆333连接。

杆——在图8中可以看到其形状——包括二个球形承座333a和333b，所述球形承座333a和333b分别反向地穿过前、后金属接头332b和332a的每一个的钳口。

这些球形承座333a、333b用于使二个保证第三前、后金属接头332a和332a之间的连接的剪切螺栓334a、334b通过。

构成第三机械连接部330的元件的这种构造保证X方向即与翼梁12垂直的方向(与第一肋部24垂直方向)的自由度，同时阻止Y和Z方向的自由度。

更确切地说，在Y方向和Z方向上，移动限制在1mm左右。

作为选择，可以设置使防护表面22与机身2的结构连接的补充连接部400。

如图4的剖面图中可以看到的，这些固定部均匀分布在与机身的相交表面3与防护表面22的内边缘410之间的连接处。

例如，如图4所示，它们的数量为三个，当然在其它实施例中可以改变该数量。

图9为图4的A-A剖面图，表示其中一个补充连接部400的细节。

补充连接部400包括从防护表面22后方突起并与防护表面22垂直的防护连接凸销405。

此凸销405用于机身的钩410协作，所述钩410以与机身表皮垂直的方式从机身2的表皮突出。

凸销405和钩410除非在碰撞情况否则不接触。因此，在正常情况下，它们的存在对防护表面22与机翼的中央箱体13之间的静定连接没有影响。

相反，在碰撞时，补充连接部400可以将与前翼梁12垂直的平面(X方向)中较大的量的力向机翼表皮2传递。

可以通过在机身与防护表面22之间放置弹性结合部420来完成一个或多个补充连接部400，以避免这二个元件之间由于结构移动和振动产生的所有摩擦。

此弹性结合部优选地(通过粘贴)与机身2连在一起。

刚才描述的例子只是本发明的可能实施例，本发明不限于这些例子。

Claims (14)

1.一种保护装置，用于保护飞行器机翼的中央箱体(13)的前翼梁的结构和位于所述机翼中的至少一个设备(14)，其特征在于，所述保护装置包括防护表面(22；222)，所述防护表面(22；222)在所述中央箱体的所述前翼梁(12)的前面延伸，从由所述机翼的根部限定的所述机翼(1)和所述机身(2)之间的相交表面(3)与所述相交表面横向地延伸到所述中央箱体的第一肋部(24)，所述防护表面(22；222)部分包围所述至少一个设备，并且所述保护装置包括将所述防护表面(22；222)固定至所述中央箱体(13)从而形成静定连接的固定部件(300)。

2.如权利要求1所述的保护装置，其特征在于，将所述防护表面(22；222)固定至所述中央箱体(13)的所述固定部件(300)包括以三个自由度将所述防护表面(22；222)连接至所述中央箱体的所述第一肋部(24)的机械连接部(320)。

3.如权利要求1-2之一所述的保护装置，其特征在于，将所述防护表面(22；222)固定至所述中央箱体(13)的所述固定部件(300)包括以二个自由度将所述防护表面(22；222)连接至所述中央箱体的所述第一肋部的机械连接部(310)。

4.如权利要求1-3之一所述的保护装置，其特征在于，将所述防护表面(22；222)固定至所述中央箱体(13)的所述固定部件(300)包括以沿着与所述中央箱体的所述第一肋部垂直的轴线的单个自由度将所述防护表面连接至所述前翼梁的机械连接部(330)。

5.如权利要求1-4之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(22；222)比所述机翼的前缘表面更靠近所述至少一个设备。

6.如权利要求1-5之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(222)在所述相交表面(3)的平面中的截面形状为C形。

7.如权利要求1-5之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(22)包括与所述相交表面(3)垂直的棱边(23)。

8.如权利要求1-5之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(22；222)与所述至少一个设备(14)的形状相符合。

9.如权利要求1-8之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(22；222)具有至少一个用于使所述至少一个设备(14)通过的开口(26)。

10.如权利要求1-9之一所述的保护装置，其特征在于，所述保护装置包括至少一个将所述防护表面(22；222)连接至飞行器的机身的结构的补充连接部(400)，所述补充连接部(400)由从所述防护表面(22；222)后部突起的凸销(405)和从所述机身的表皮突起的机身的钩(410)组成，所述凸销和所述钩用于互相协作。

11.如权利要求1-10之一所述的保护装置，其特征在于，所述防护表面(22；222)具有包括由高强度和高延展性的铝合金制成的连续的防护件的结构。

12.如权利要求1-11之一所述的保护装置，其特征在于，所述保护装置具有可变厚度。

13.一种包括中央箱体(13)和在所述机翼的内部空间中的至少一个设备(14)的飞行器机翼，其特征在于，所述机翼包括保护所述中央箱体的前翼梁的结构(12)和所述至少一个设备的保护装置(20)，所述保护装置(20)包括防护表面(22；222)，所述防护表面(22；222)在中央箱体的所述前翼梁的前面延伸，从由机翼根部限定的机翼与机身之间的相交表面(3)与所述相交表面横向地延伸到所述中央箱体的第一肋部(24)，并所述防护表面(22；222)部分包围所述至少一个设备，所述保护装置另外包括将所述防护表面(22；222)固定至所述中央箱体(13)以形成静定连接的固定部件(300)。

14.一种包括如权利要求13所述的机翼的飞行器。