CN104925245A

CN104925245A - 用于航空器的机翼襟翼系统的支撑组件

Info

Publication number: CN104925245A
Application number: CN201510123586.5A
Authority: CN
Inventors: S.德康托; F.里瓦尔; R.贝尔内斯; F.科尔
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2014-03-21
Filing date: 2015-03-20
Publication date: 2015-09-23
Anticipated expiration: 2035-03-20
Also published as: US9637220B2; CN104925245B; FR3018767B1; US20150266562A1; FR3018767A1

Abstract

本发明涉及一种用于航空器的机翼襟翼系统的支撑组件。支撑组件(1)包括固定系统(6)，固定系统(6)包括：第一连接杆(13)，其经由第一端(13A)连接至支撑构件(5)，并且其构造为产生主要力路径；和第二连接杆(14)，其经由第一端(14A)连接至支撑构件(5)，并且其构造为产生次要力路径，固定系统(6)还包括梁(22)，梁(22)固定至结构构件，第一连接杆(13)的第二端(13B)和第二连接杆(14)的第二端(14B)连接至梁(22)，梁(22)布置为以便第一和第二连接杆(13、14)的方向根据平面而定向，该平面基本正交于支撑构件(5)的平面。

Description

用于航空器的机翼襟翼系统的支撑组件

技术领域

本发明涉及用于航空器，尤其是运输飞机的机翼襟翼系统(wing flap system)的支撑组件。

术语“机翼襟翼系统”意图指襟翼(flap)，该襟翼包括允许襟翼的操作且尤其是展开的常规器件的组件，襟翼安装在航空器的机翼上。

背景技术

用于机翼襟翼系统(其布置为接近机翼相对于机身的连接处)的襟翼支撑系统通常在航空器的主着陆齿轮舱的区域中连接至机身。

已知尤其是运输飞机的MLGB类型的主着陆齿轮舱通常位于机身的中央处，在中央翼盒正后方，并且该舱设有垂直于航空器纵向轴线的后壁。

在本发明背景下，用于这种机翼襟翼系统的支撑组件包括：航空器的结构部分，尤其是这种主着陆齿轮舱的至少一部分；襟翼系统的支撑构件；和固定系统，其构造为将支撑构件固定至结构部分。

由于襟翼系统是飞行控制部件，故该系统的固定必须为“故障保险”类型。为此，固定系统包括：主要力路径，其用于正常操作(没有失灵)；和相关的次要力路径，其用于相关的主要力路径的故障的情况下的操作。

更具体地，固定系统尤其包括：

- 第一连接杆，其经由第一端连接至支撑构件，并经由第二端连接至结构构件，该第一连接杆构造为相对于支撑构件的中央平面横向地生成主要力路径；和

- 第二连接杆，其也经由第一端连接至支撑构件，并经由第二端连接至结构构件，该第二连接杆构造为相对于支撑构件的中央平面横向地产生次要力路径。

这些第一和第二连接杆与舱的后部处的壁的平面一致，在相对于支撑构件的平面基本横向的方向上被引导，这允许它们以有效的方式耐受横向力。

但是，如果着陆齿轮舱的尺寸必须更大，例如在不同型式的航空器中，则壁向后部移动。

因而，在这种情况下，由于襟翼系统支撑构件不改变位置，故第一和第二连接杆的第二端在壁的区域中的布置导致连接杆相对于横向方向的倾斜(朝后部)。第一和第二连接杆相对于横向方向将具有大的角度，这将增大它们所经受的力。这种力的增大将使得需要加强结构并且尤其是提供更大的固定元件，这在质量、成本且尤其是空间要求方面是不令人满意的。

发明内容

本发明的目的是克服该缺点。其涉及用于航空器的机翼襟翼系统的支撑组件，支撑组件包括：航空器的结构构件，尤其是着陆齿轮舱的至少一部分；襟翼系统支撑构件；和固定系统，其构造为将支撑构件固定至结构构件，支撑构件具有大体基本平面的轮廓，固定系统包括：

- 第一连接杆，其经由第一端直接地连接至支撑构件，该第一连接杆构造为相对于支撑构件的中央平面横向地产生主要力路径；和

- 第二连接杆，其经由第一端直接地连接至支撑构件，该第二连接杆构造为相对于支撑构件的中央平面横向地产生次要力路径。

根据本发明，固定系统还包括与结构构件结合的梁，第一连接杆的第二端和第二连接杆的第二端连接至梁，并且梁布置为以便第一和第二连接杆的方向与平面一致地定向，该平面基本正交于支撑构件的中央平面。

以此方式，作为本发明的结果，梁的布置允许第一和第二连接杆的第二端连接(经由该梁间接地至结构构件)，以便这些第一和第二连接杆具有与横向方向(相对于支撑构件)基本对应的方向。作为该布置和该定向的结果，这些连接杆，并且尤其是形成主要力路径并且因而在正常操作期间使用的第一连接杆，与如果它们相对于横向方向具有大角度的情况相比，相对于这些力更有效，这允许克服上面提及的缺点。

而且，支撑组件可具有下列特征：

- 梁包括两个基本平面的配件，这两个配件重叠且固定在一起；

- 梁以伸长板的形式产生，其纵向地包括：一侧处的第一部分，梁经由该第一部分固定至结构构件；和另一侧处的第二部分，第一和第二连接杆的第二端连接至该第二部分；

- 梁在其外部面处设有加强筋；

- 支撑组件包括具有游隙的下列连接中的一个：

·第一连接杆的第一端具有游隙地连接至支撑构件；

·第一连接杆的第二端具有游隙地连接至梁；

·第二连接杆的第一端具有游隙地连接至支撑构件；

·第二连接杆的第二端具有游隙地连接至梁。

而且，在优选实施例中，固定系统还包括：

- 主结点板，其构造为将结构构件和支撑构件连接至彼此；

- 次结点板，其构造为将结构构件和支撑构件连接至彼此；和

- 联接件，其构造为将结构构件和支撑构件连接至彼此。

优选地，次结点板具有游隙地连接至支撑构件。

本发明还涉及航空器，尤其是运输飞机，其设有这种支撑组件。

附图说明

附图将提供对本发明可被如何执行的良好理解。在这些附图中，相同的参考标号指相似的元件。

图1是航空器的示意侧视图。

图2是图1的航空器的中央机身的示意透视图。

图3是示出本发明的支撑组件的透视图。

图4是显示沿着图3的支撑组件的AA平面的示意图的例示。

图5是与图3相似的图，显示了在襟翼支撑构件的区域中施加的力。

图6是示出支撑组件的不同元件之间的布置的图。

图7是用于次要力路径的具有游隙的连接的示意图。

图8是形成支撑组件的一部分的梁的轻微分解图。

图9是示出梁的两个配件的连接的图。

具体实施方式

本发明可用于航空器AC，并且尤其用于在图1中和在图2中(部分地)示出的运输飞机。

图1的实例显示了航空器AC，其中，显示并且更具体地从前部到后部显示了机身的不同部分P1至P5：

- 机头机身P1；

- 前端机身P2；

- 中央机身P3，其在图2中更详细地示出；

- 后部机身P4；和

- 后部锥部P5。

在所有的描述中，术语“前部”和“后部”意图关于航空器AC的前进方向来考虑，该方向在图1至图3、5和6中由箭头A示意地指出。

允许在图3中展示本发明且在图3中示出的支撑组件1是用于航空器AC的机翼襟翼系统(未示出)的支撑组件，但是其在航空器AC上的定位在图2中由箭头2指示。该支撑组件1包括：航空器AC的结构构件3，尤其是主着陆齿轮舱4的至少一部分；机翼襟翼系统6的支撑构件5；和固定系统6，其构造为将支撑构件5固定至航空器AC的结构构件3。

如图2所示，图2是中央机身P3和航空器AC的左机翼7的一部分的示意图，支撑构件5布置为接近主着陆齿轮舱4的区域中机翼7相对于机身9的连接7A，该主着陆齿轮舱4提供在航空器AC的机身9的两个框架8A和8B之间，该舱4的仅一个后部壁10在该图2中是可见的。

以常规方式，该舱4朝航空器AC的底部开口并且在后部处包括在图2和3中示出的壁10。

为了促进理解，将具有轴线或方向X、Y和Z的参考系R(图3至图5)分配至支撑组件1。认为：

- 方向X是纵向方向，该方向X与航空器AC的常规纵向轴线(未示出)平行，并且与舱4的中央纵向轴线平行；

- 方向Z是正交于方向X的竖直方向，平面XZ与航空器AC的对称的纵向/竖直平面平行；并且

- 方向Y是横向方向，方向Y正交于方向X和Z，平面XY是与航空器AC(图2)的地板11的平面平行的水平平面。

而且，由连接至彼此的多个构件5A至5D形成的支撑构件5具有平面YZ中的轮廓，该轮廓具有大体基本平面的形状。支撑构件5布置为以便该轮廓的中央平面P1是“竖直”平面，其相对于平面XZ稍微倾斜(如图4所示)。如图3所示，支撑构件5在平面XZ中具有基本三角形的形状(其具有相应的顶端A1、A3和A4，并且中间垂直的A2起源于A3)，其底边A4A1(在构件5D的区域中)朝上(在方向Z上)。

支撑构件5经由固定系统6固定至结构构件3，固定系统6基本在前顶端A1的区域中，并且中间垂直的A2和顶端A3在底边A4A1对面。

为此，如在图3和4中所示，固定系统6包括：

- 第一连接杆13，其经由第一端13A(以常规方式)铰接至支撑构件5，并且其能够经由第二端13B连接至结构构件3。连接杆13构造为相对于支撑构件5的平面P1横向地产生主要力路径；和

- 第二连接杆14，其经由第一端14A(以常规方式)铰接至支撑构件5，并且其能够经由第二端14B连接至结构构件3。第二连接杆14构造为相对于支撑构件5的平面P1横向地产生次要力路径。

主要力路径在正常操作(没有失灵)期间经受力，且次要力路径仅在主要力路径失灵的情况下经受力。

如图3所示出的，固定系统6还包括：

- 连接构件16，其通常以卡钳(caliper)的形式产生，并且其安装在结构构件3的梁17上；

- 主结点板(gusset)15和次结点板18，它们构造为将连接构件16和支撑构件5连接至彼此；和

- 联接件19，其(以常规的方式)铰接，并且其构造为将结构构件3的构件20和支撑构件5连接在一起。

而且，襟翼(其未示出)连接至支撑构件5的上缘的后端部A4。在该端部A4处，襟翼以常规方式铰接在孔21的区域中，孔21形成在支撑构件5中。

根据本发明，固定系统6还包括梁22，梁22固定至结构构件3。此外：

- 连接杆13的端部13B和连接杆14的端部14B连接至梁22；并且

梁22布置为以便连接杆13和14的方向基本定向在平面中，该平面正交于支撑构件5的中央平面P1并且与横向方向Y平行，如在图6(其还展示了航空器AC的机身9的多个框架CA、CB、CD、CE)中通过平面P2所示出的。

梁22(经由连接杆13和14)连接至支撑构件5，并且其固定至结构构件3的结构元件20。连接杆13和14的端部13B和14B以铰接的方式安装在梁22上。

图5显示了正常操作期间(无任何失灵)在支撑构件5的区域中传递的不同的力，即：

- 经由连接杆13传递的力，如通过箭头F1示出的；

- 经由主结点板15传递的力，如通过箭头F2示出的；和

- 通过联接件19传递的力，如通过箭头F3示出的；

而且，箭头F(其也在图3中指示)显示了起源于襟翼(未示出)的力，该襟翼在孔21的区域中以常规方式安装在支撑构件5上。

以此方式，作为梁22的该布置的结果，连接杆13和14的端部13B和14B(经由该梁22间接地)连接至结构构件3，以便连接杆13和14具有与横向方向Y基本对应的方向(在平面XY中)。作为该布置的结果，这些连接杆13和14，并且尤其是形成主要力路径并且因而在正常操作期间使用的连接杆13，与如果它们相对于横向方向Y具有大角度的情况相比，相对于这些力更有效。

在优选实施例中，梁22以伸长板(基本沿着轴线Z布置)的形式制造。该伸长板纵向地包括：一侧(沿着Z向上)处的第一部分22A(图5和图8)，伸长板使用常规固定器件(未示出)经由该第一部分22A固定至结构构件5；和另一侧(沿着Z向下)处的第二部分22B，连接杆13和14的端部13B和14B连接至该第二部分22B。

为此，该第二部分22B包括孔25和26，它们适于允许连接杆的端部13B和14B的铰接连接，如图8中所示。孔25直接形成在梁22中，且孔26形成在凸耳27中，凸耳27固定地连结至梁22

而且，次要力路径(由连接杆14形成)形成为以便仅能够在由连接杆13形成的主要力路径上发生故障的情况下操作。为此，如在图7中所示的，连接杆14的端部14B包括轴线28，其具有游隙29地延伸穿过形成在梁22的凸耳27中的孔26。

而且，为了相同的目的，次结点板18(其也意图产生次要力路径)也具有游隙地使用与在图7中示出的相似的连接而连接至支撑构件5。

而且，如在图8中所示出的，梁22由两个配件31和32组成。出于安全原因提供配件的重复，以便在两个配件31和32中的一个的损坏的情况下，另一个可确保力的通过以至少预定时期的时间。

相对中央平面P3对称的两个配件31和32以重叠的方式布置为，经由平面后部面31A和32A与彼此接触，并且经由常规器件(未示出)固定，如在图9中通过点划线33示出的。

而且，梁22在外部面(即，在配件31和32的外部面31B和32B上)设有加强筋35。

如上所述，支撑组件1同时具有下列特征：

- 作为沿平面P2布置的结果，端部13A和13B能够耐受最大的力；

- 尤其作为游隙29的结果，次要力路径(由连接杆14形成)仅在主要力路径(由连接杆13形成)断开时经受力；并且

- 作为梁22由重叠的两个配件31和32产生的结果，端部13B和14B固定至具有多个力路径的结构。

以此方式，支撑组件1遵从机翼襟翼系统的支撑组件必须遵从的所有条件，并且其可适于不同尺寸的主着陆齿轮舱4。

Claims

1. 一种用于航空器的机翼襟翼系统的支撑组件，所述支撑组件包括：所述航空器的结构构件；襟翼系统支撑构件；和固定系统，其构造为将所述支撑构件固定至所述结构构件，所述支撑构件具有大体基本平面的轮廓，所述固定系统包括：

- 第一连接杆，其经由第一端直接地连接至所述支撑构件，所述第一连接杆构造为相对于所述支撑构件的中央平面横向地产生主要力路径；

- 第二连接杆，其经由第一端直接地连接至所述支撑构件；和

- 梁，其与所述结构构件结合，所述第一连接杆的第二端和所述第二连接杆的第二端连接至所述梁，

其中，所述第二连接杆构造为相对于所述支撑构件的中央平面横向地产生次要力路径，并且其中，所述梁布置为以便所述第一和第二连接杆的方向与平面一致地定向，该平面基本正交于所述支撑构件的中央平面。

2. 根据权利要求1所述的支撑组件，其特征在于，所述梁包括两个基本平面的配件，这两个配件重叠且固定在一起。

3. 根据权利要求1或权利要求2所述的支撑组件，其特征在于，所述梁以伸长板的形式制造，其纵向地包括：一侧处的第一部分，所述梁经由所述第一部分固定至所述结构构件；和另一侧处的第二部分，所述第一和第二连接杆的第二端连接至所述第二部分。

4. 根据权利要求1至3中的一项所述的支撑组件，其特征在于，所述梁在其外部面处设有加强筋。

5. 根据前述权利要求中的一项所述的支撑组件，其特征在于，其包括具有游隙的下列连接中的至少一个：

- 所述第一连接杆的第一端具有游隙地连接至所述支撑构件；

- 所述第一连接杆的第二端具有游隙地连接至所述梁；

- 所述第二连接杆的第一端具有游隙地连接至所述支撑构件；

- 所述第二连接杆的第二端具有游隙地连接至所述梁。

6. 根据前述权利要求中的一项所述的支撑组件，其特征在于，所述固定系统还包括：

- 主结点板，其构造为将所述结构构件和所述支撑构件连接至彼此；

- 次结点板，其构造为将所述结构构件和所述支撑构件连接至彼此；和

- 联接件，其构造为将所述结构构件和所述支撑构件连接至彼此。

7. 根据权利要求6所述的支撑组件，其特征在于，所述次结点板具有游隙地连接至所述支撑构件。

8. 一种航空器，其中，其包括在权利要求1至7中的一个中所述的至少一个支撑组件。