CN1071671C

CN1071671C - 两脚载荷支承架

Info

Publication number: CN1071671C
Application number: CN96121377A
Authority: CN
Inventors: 杰克·诺布尔; 赛耶·萨科雷
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-12-04
Filing date: 1996-12-04
Publication date: 2001-09-26
Anticipated expiration: 2016-12-04
Also published as: CN1154324A; US5669590A

Abstract

第一、二细长支杆的上端部通过固定在飞机蒙皮上的第一、二支架与飞机机身枢轴连接。两支杆的下端与在第一和第二细长支杆之间大致向上的载荷支承件枢轴连接。载荷支承件的载荷连接点与飞机襟翼导轨的后端枢轴连接。在载荷连接点处通过导轨后端所施加的向上的力使两支杆和载荷支承件偏离一稳定的中心平衡位置，导轨的后端可以从该位置在两个方向横向移动数英寸。所说的力主要通过一个细长支杆以剪切力传递到飞机机身上。

Description

两脚载荷支承架

本发明涉及一种摆动支承架，该架用于一载荷支承件，而该载荷支承件用于承受一主要沿第一方向施加的力，该架可使载荷支承件从一中心位置在垂直于第一方向的两个相对方向上作有限的横向运动。在该支承架中，中心位置是一稳定的平衡位置，支承架可使载荷支承件返回到中心位置。本发明的支承架的一个专门应用是将飞机机翼后缘之襟翼导轨的后端安装到飞机机身上，而使在导轨后端受到向上的作用力，并且使导轨的后端作朝向和离开机身的有限横向运动。

用于大型商用飞机机翼后缘之襟翼可以按翼弦方向移动和/或可以倾斜以改变相对于机翼的倾角。这样的襟翼可以通过专门的连杆机构支承，该连杆机构也可以包括沿飞机长度方向延伸的细长导轨。在某些结构中，各连杆机构和导轨从机翼处直接被支承，此时，所有的部件均与机翼一起移动，并且，机翼和机身之间的相对移动是无关连的。用于移动机翼后缘之襟翼的代表性结构如下述美国专利所示：

Johnson的美国专利3767140,1973年10月23日授权；

Rudolph的美国专利4434959,1984年3月6日授权；

Cole的美国专利4248395,1981年2月3日授权；

Cole的美国专利4471928,1984年9月18日授权；

Rudolph的美国专利4669687,1987年6月2日授权。

在另一些结构中，一个用于机翼后缘之襟翼的细长导轨从飞机机身处被直接支承。例如，在波音767中，一个基本水平的弧形导轨其后端由一个三脚架支承，该三脚架由两个水平下支杆和一个长的直立上支杆构成，所说的水平下支杆从它们的连接点到机身向外呈角度地设置，所说的直立上支杆其下端部固定在水平下支杆外端部。三个支杆的连接点相对飞机机身是固定的并且构成导轨后端的载荷支承点。然而，处于地面的飞机较处于空中的飞机的机翼姿态和它的机翼后缘之襟翼相对于飞机机身的位置稍有不同，并且，机身和机翼即使在飞行中也不总是准确地保持同样的相对位置。另外，在机翼后缘之襟翼沿导轨移动期间，可能发生相对偏斜。因此，要求安装导轨时可以向内侧或外侧移动数英寸，但是要有可靠的稳定性，也就是说趋向于返回到一个中心位置。在波音767机型中通过一个短的可摆动“张紧连杆”将导轨后端安装到三脚架支承上而得以满足上述要求。由于导轨后端承受向上的力，所以张紧连杆从三脚架支承点到导轨后端基本是垂直延伸的。该结果类似于一垂下的摆锤，由导轨后端施加的向上的力使得张紧连杆趋向于返回到一中心直立位置。

在波音767机型中，三脚架支杆与飞机机身的连接点设置在一桁架的经充分加强的区域上，即压凹处之一。当决定在新近发展的波音777中基本使用同一襟翼致动机构时，发现机翼和压凹处的不同设置将导致三脚架连接点仅覆盖很小的桁架加强区域。具体地说，弧形机身将受到不能接受的大致为径向的载荷(“冲力”)的作用，这使得公知的三脚架支承不能使用，且更改这种三脚架支承以用于波音777机型的尝试尚未成功。

本发明提供了一种两脚支承架，该架用于支承这样一种载荷支承件，即，该件主要沿一第一方向(例如向上方向)受到一载荷的作用。按照本发明的这种支承架可以使载荷支承件沿一与第一方向垂直的第二方向(例如水平方向)作有限的移动。当沿第一方向对载荷支承件施加力，使该件偏离一稳定的中心位置时，具有可靠的稳定性。在最佳实施例中，本发明的支承架包括一个第一直立支杆，该支杆在其上端部枢轴连接以便绕一第一轴线摆动；一个短的第二支杆，该支杆在其上端部枢轴连接以便绕一第二轴线摆动，该第二轴线低于第一轴线且与其横向偏离，所说的第一和第二支杆以与垂直方向呈小的锐角向下并彼此接近，并且其下端部大致水平对准。两支杆的下端沿水平方向间隔，并枢轴连接在一个载荷支承件的下端。载荷支承件从下枢轴连接点处在第一和第二支杆之间大致向上地延伸。作用于载荷支承件部分的向上的力使其摆动到一稳定的中心平衡位置，同时允许该件从上述位置相应地沿两个相对方向朝向第一和第二支杆作有限的横向摆动。止动件被提供用来限定载荷支承件上部的有限运动。

在本发明用于支承机翼后缘之襟翼导轨的最佳应用中，长的第一支杆通过一上支架固定到飞机机身上，并且在固定连接处第一支杆沿其长度方向与弧形机身的切线成一很小的锐角。而载荷支承件的结构是，其受力作用的连接点距第一支杆比距第二支杆要近得多。实际上，所述连接点和第一支杆上枢轴间的连线几乎与飞机机身相切。因此，由导轨后端施加给载荷支承件的向上的力主要由第一支杆传递给上支架，并且，该力通过上支架是以剪切力而不是所不希望的径向力或称冲力传递的。本发明消除了导轨支承架连接位置的某些临界性，并且允许其它常用的导轨用于不同的飞机。

本发明的上述方面和许多附带的优点通过结合附图参考下面的详细描述，可以得到更好的理解和认识，在附图中：

附图1是一按照本发明的两脚载荷支承架的后视轴测图，该架用于从飞机机身支承机翼后缘之襟翼导轨的后端；

附图2是附图1的支承架的从机身尾部看的视图；

附图3是附图1的支承架的从机身一侧看的视图。

附图表示了本发明的载荷支承架与一飞机结合在一起使用的情况，这些附图仅示意地表示了载荷支承架的一部分。一般，本发明的载荷支承架被安置在飞机机身的外弧形蒙皮S上，该蒙皮由飞机桁架F支撑。本发明的载荷支承架可移动地固定住一大致水平的弧形的导轨T，沿着该导轨安装有用于飞机机翼后缘之襟翼的部分致动机构。用于飞机机翼后缘之襟翼的致动机构以这样的方式构成，即，导轨受到向上的力，特别当襟翼被伸展并且致动机构靠近导轨后端设置时更是如此。

在本最佳实施例中，本发明的支承架1包括一个长的直立的第一细长支杆或称外侧细长支杆2。细长支杆2的上端由一个自对中支承3与一个上支架4枢轴连接，而上支架4固定在飞机的蒙皮上。类似地，一个短的第二细长支杆或称内侧细长支杆5由一个自对中支承6与一个下支架7枢轴连接，下支架7在上支架4之下和靠近内侧的位置处固定在蒙皮上。

最好见附图2，一个大致呈三角形的载荷支承件10使其下角部由销轴11和12分别与外侧长杆2和内侧细长支杆5枢轴连接。在载荷支承件10的所说的枢轴连接的角部之间的水平距离小于上支承3和6之间的距离，因此，细长支杆2和5向下收缩并相对于垂直方向呈小的锐角设置。

三角形载荷支承件10还具有一个上角部13，该部分安装有支承14。通过支承14导轨T的后端固定在载荷支承件10上。所说上角部由一个加大的头部构成，该头部具有一个向内凸起15，该凸起15大致与从内侧细长支杆5处向外延伸的止动凸起16对准。所述载荷支承件10的承受载荷的头部在其相对侧具有一个与外侧细长支杆2的内侧18对准的较平坦的凸起17。

支承架1的几何结构是这样的，载荷支承件10的上支承或称载荷连接点14在内侧细长支杆5和外侧细长支杆2之间设置在更靠近外侧细长支杆2处。另外，支承架利用飞机机身的弧形形状通过细长支杆2和5以及它们的连接支架4和7将力传递给飞机。具体地说，与外侧细长支杆的长度有关的载荷支承件的连接点14以及该支杆经支架4固定在机身上的位置，使导轨T的后端所施加的任何向上的力至少约有三分之二是通过外侧细长支杆2传递的。如上所述，所说的细长支杆相对垂直方向呈小锐角设置，并且它在上支架4的区域还与飞机弧形蒙皮的切线成小锐角。更具体地说，从所示的中心平衡位置，将力施加于载荷支承件10上的作用点14与外侧细长支杆2的上枢轴点3之间连线几乎与弧形机身蒙皮相切。因此，通过细长支杆2所传递的力(该力构成了作用于载荷支承件全部力的主要部分)几乎全部以剪力传递到机身蒙皮上，蒙皮所受到的径向分力或称冲力是很小的。由于蒙皮沿连接支架的长度所承受的剪切力比径向集中载荷大得多，因此，不必将本发明的支承架设置在飞机经过特别加强的区域。在一个有代表性的安装例子中，作用于点14的向上的力可以在14000磅的范围内，其中大约10000磅左右的力是通过外侧细长支杆2传递的。该外侧细长支杆的长度大约为25英寸，其他部件的尺寸如附图所示相应地按比例确定。

从图中所示的中心位置，导轨T的后端在移动止动结构的限定范围内，即在与止动凸起16配合的凸起15和与外侧细长支杆2相邻的内侧配合的凸起17之间，可以向内或向外移动。由于这样的整体几何结构，使导轨后端的向内和向外移动大致相等。在每个方向的移动量仅数英寸，便可以适应飞机机翼和襟翼相对机身的偏斜以及由襟翼致动器所引起的偏斜。

支承架稳定地安装载荷支承件10，使得所说的中心位置是一个稳定的平衡位置。换言之，如果载荷支承件的上端朝向内侧或外侧偏斜，向上的力势必使载荷支承件返回到中心位置。为了实现这一点，重要的是使细长支杆2和5从其上枢轴点彼此呈角度地接近。

在施加一向上的力时，载荷支承件返回一中心位置的趋势可以通过改变细长支杆的相对长度和位置而进行调节。例如，如果细长支杆上端的水平间距增大，那么当支承件10偏斜，即当一个更大的力使载荷支承件10在其中一个方向上进行给定的横向移动而偏离中心位置时，载荷支承件10返回中心位置的趋势就会更大。

虽然本发明的最佳应用是将一机翼后缘的襟翼导轨之后端安装到飞机机身，且这样的应用具有特别的新颖性和实用性。但应该理解本发明也可用于该支承架变型的结构，尤其适用于与载荷支承件施力方向下游端位置处枢轴连接的摆杆沿一个方向承载，而且在该领域要求将力作为剪切力而非作为那种要求运载工具机身有加强结构的冲力进行传递。虽然已经对本发明的最佳实施例进行了展示和说明，但是在不脱离权利要求书所限定的本发明的精神和范围的情况下还可以对其进行各种变化。

Claims

1、一种载荷支承架，用于承受主要由一第一方向施加的载荷，其构成为，一第一细长支杆，该细长支杆相对第一方向呈一角度地延伸并具有第一端部和第二端部，该细长支杆在其第一端部枢轴连接，可绕一第一轴线摆动；一第二细长支杆，该细长支杆相对第一方向呈一角度地延伸并具有第一端部和第二端部，该细长支杆在其第一端部枢轴连接，可绕一平行并偏离第一轴线的第二轴线摆动；和，一载荷支承件，该载荷支承件使其角部分别与第一和第二细长支杆的第二端部枢轴连接，并分别相对于第一和第二细长支杆的第二端部绕第三和第四轴线摆动，所说的第三和第四轴线与第一和第二轴线平行且相互隔开，所说的载荷支承件基本上在第一和第二细长支杆之间从其枢轴连接点朝向细长支杆枢轴连接的第一端部延伸，所说的载荷支承件的载荷连接点适合于承载，第一和第二细长支杆的第二端部与载荷支承件枢轴连接的两连接点相距一距离，该距离小于第一和第二轴线之间的距离，从而使第一和第二细长支杆从第一端部到第二端部彼此呈角度地接近，第一细长支杆、第二细长支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，在所述载荷连接点处沿第一方向所施加的力势必使支承架移动到一个稳定的中心平衡位置，从该中心位置，载荷支承件由于第一和第二细长支杆的相对运动而被横向移动，并且在所说的稳定的中心平衡位置的载荷连接点被这样设置，即，一条从所说的载荷连接点处沿第一方向延伸的直线从第一和第二轴线间穿过。

2、如权利要求1所述的支承架，其特征在于，当支承架处于稳定的中心平衡位置时，载荷支承件的载荷连接点在第一细长支杆和第二细长支杆之间更靠近第一细长支杆。

3、如权利要求1所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆显著地长于第二细长支杆。

4、如权利要求3所述的支承架，其特征在于，当支承架处于稳定的中心平衡位置时，载荷支承件的载荷连接点在第一细长支杆和第二细长支杆之间更靠近第一细长支杆。

5、如权利要求1所述的支承架，其特征在于，所述载荷支承件，第一细长支杆和第二细长支杆具有相配合的止动部分，该部分可以在两个方向上限定载荷支承件从稳定的中心平衡位置作横向运动的范围。

6、一种载荷支承架，用于承受一向上施加的载荷，其构成为，一第一细长直立支杆，该细长直立支杆具有一上端部和一下端部，该细长直立支杆在其上端部枢轴连接，可绕一第一轴线摆动；一第二细长直立支杆，该细长直立支杆具有一上端部和一下端部，该细长直立支杆在其上端部枢轴连接，可绕一平行并水平偏离第一轴线的第二轴线摆动；和，一载荷支承件，该载荷支承件的下部分别与第一和第二细长直立支杆的下端部枢轴连接，并分别相对于第一和第二细长直立支杆的下端部围绕第三和第四轴线摆动，所说的第三和第四轴线与第一和第二轴线平行并水平方向相互隔开，所说的载荷支承件基本上在第一和第二细长直立支杆之间从其枢轴连接点朝向细长直立支杆的上端部延伸，所说的载荷支承件具有一适合于承载的载荷连接点，该点位于其枢轴连接的下部分之上，第一和第二细长直立支杆的下端部与载荷支承件枢轴连接的两个枢轴连接点彼此相间一距离，该距离小于第一和第二轴线之间的距离，以便第一和第二细长直立支杆从上端部到下端部彼此呈角度地向下接近，第一细长直立支杆、第二细长直立支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，在所述载荷连接点处向上所施加的力势必使支承架移动到一个稳定的中心平衡位置，从该中心位置，载荷支承件由于第一和第二细长直立支杆的相对运动而被横向移动，并且，在所说的稳定的中心平衡位置处的载荷连接点被这样设置，即，一条从所说的载荷连接点处垂直向上延伸的直线从第一和第二轴线间穿过。

7、如权利要求6所述的支承架，其特征在于，当支承架处于稳定的中心平衡位置时，载荷支承件的载荷连接点在第一细长直立支杆和第二细长直立支杆之间更靠近第一细长直立支杆。

8、如权利要求6所述的支承架，其特征在于，第一细长直立支杆显著地长于第二细长直立支杆。

9、如权利要求8所述的支承架，其特征在于，当支承架处于稳定的中心平衡位置时，载荷支承件的载荷连接点在第一细长直立支杆和第二细长直立支杆之间更靠近第一细长直立支杆。

10、如权利要求6所述的支承架，其特征在于，所述载荷支承件，第一细长直立支杆和第二细长直立支杆具有相配合的止动部分，该部分可以在两个方向上限定载荷支承件从稳定的中心平衡位置作横向运动的范围。

11、一种载荷支承架，用在一个具有一机身且该机身带有一凸弧形外蒙皮的运载工具中，它与所说的外蒙皮连接，用于承受主要由一第一方向施加的载荷，其构成为，一第一细长支杆，该细长支杆相对第一方向呈一角度地延伸并具有第一端部和第二端部；一第一支架，该支架固定在所说的蒙皮上并枢轴地安装第一细长支杆的第一端部，使第一细长支杆围绕一第一轴线摆动；一第二细长支杆，该细长支杆相对第一方向呈一角度地延伸并具有第一端部和第二端部，一第二支架，该支架固定在所说的蒙皮上并枢轴地安装第二细长支杆的第一端部，使第二细长支杆围绕一平行并偏离第一轴线的第二轴线摆动；和，一载荷支承件，该载荷支承件的外侧部分分别与第一和第二细长支杆的第二端部枢轴连接，使载荷支承件分别相对于第一和第二细长支杆的第二端部围绕第三和第四轴线摆动，并从枢轴连接点朝向运载工具的机身，所说的第三和第四轴线分别与第一和第二轴线平行并相互隔开，所说的载荷支承件的载荷连接点适合于承载，第一和第二细长支杆的第二端部与载荷支承件枢轴连接的两连接点相距一距离，该距离小于第一和第二轴线之间的距离，以便第一和第二细长支杆从第一端部到第二端部彼此呈角度地接近，第一细长支杆、第二细长支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，在所述载荷连接点处沿第一方向所施加的力势必使支承架移动到一个稳定的中心平衡位置，从该中心位置，载荷支承件由于第一和第二细长支杆的相对运动而被横向移动，并且在所说的稳定的中心平衡位置的载荷连接点被这样设置，即，一条从所说的载荷连接点处沿第一方向的直线从第一和第二轴线穿过。

12、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆相对第一支架处的外蒙皮切线呈一小锐角延伸。

13、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆、第二细长支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，一条从所说的载荷连接点处穿过第一轴的直线几乎与运载工具机身的外蒙皮相切。

14、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆显著地长于第二细长支杆。

15、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆、第二细长支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，沿第一方向在载荷连接点处施加的大部分力通过第一细长支杆传递给第一支架。

16、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，载荷支承件的载荷连接点当支承架处于稳定的中心平衡位置时在第一细长支杆和第二细长支杆之间更靠近第一细长支杆。

17、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，第一细长支杆、第二细长支杆和载荷支承件相互间的结构布置是这样的，即，沿第一方向在载荷连接点处施加的大部分力通过第一细长支杆传递给第一支架并且通过第一支架主要以剪切力而不是冲力传递给运载工具机身的外蒙皮。

18、如权利要求11所述的支承架，其特征在于，所说的运载工具是一飞机，该飞机具有一机翼后缘襟翼导轨，该导轨具有一与载荷连接点连接的后端。