CN107434031A - 飞行器翼体的结构部件和包括该结构部件的飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器翼体的结构部件和包括该结构部件的飞行器。根据本发明的一个方面，提供一种飞行器翼体的结构部件(100)，结构部件包括本体部(120)和轮廓件(140A，140B，140C)，本体部包括边缘部(122)，边缘部由本体部的第一蒙皮(125a)和第二蒙皮(125b)的叠置在一起的端部形成，轮廓件附接至边缘部。轮廓件具有与本体部的外部轮廓相适配的外部轮廓，使得在轮廓件附接至边缘部之后结构部件在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓。轮廓件经由多个分体的中间构件(160A，160B)或者通过与边缘部接触而附接至边缘部。根据本发明，能够以简单方式使结构部件可靠地形成符合空气动力学的外部轮廓并且能够有效地维持所形成的空气动力学外部轮廓。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，更具体地，涉及例如在空气动力学外部轮廓的形成和维持方面做出改进的结构部件和包括该结构部件的飞行器。
背景技术
在诸如飞机之类的飞行器中，在例如机翼、水平尾翼、垂直尾翼(也可统称为翼体)的翼尖和后缘处很容易大量地积聚静电荷，尤其是在机翼、水平尾翼、垂直尾翼的蒙皮由复合材料(比如碳纤维复合材料)制成以便提高蒙皮的强度重量比率和刚度重量比率的情况下。为了允许电流(静电)向大气释放以便保护飞机的相关结构或者在某些情况下为了将飞机外部的电信号(电流、电压等)引入至飞机内部，在尾翼或机翼的结构部件(比如升降舵)的例如后缘部处设置附接至结构部件本体部的具有较高导电性且便于拆卸及维护的附属件(比如金属轮廓件)以便维持结构部件的导电连续性。
参照图1A和图1B(图1A和图1B分别为示出根据相关技术的升降舵的结构的示意图)，在一种根据相关技术的升降舵(结构部件)42a'中，设置有位于升降舵42a'的本体部120'的后缘部122'处的轮廓件140'。如图1A所示，轮廓件140'包括沿着轮廓件纵长方向LD布置的多个区段，在两个相邻区段之间在外侧设置向外突出的搭接两个相邻区段以便维持导电连续性的导电搭接片150'。如图1B所示，轮廓件140'的外部轮廓与本体部120'的外部轮廓在空气动力学上不相适配，从而在轮廓件140'通过半圆头铆钉附接至本体部120'之后，升降舵42a'并未在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓亦即在外侧具有明显台阶部。因此，为了使升降舵42a'在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓，需要在轮廓件140'与本体部120'的外部附接区域施加比如树脂密封胶的空气动力学填料155'。
在US2010/0155528A1中公开的另一种结构部件中，本体部的第一蒙皮和第二蒙皮在后端部处并未连接(叠置)在一起，并且U形轮廓件在其自由端处形成有凹部，由此在U形轮廓件附接至本体部的后端部之后U形轮廓件的自由端置于第一蒙皮与第二蒙皮之间。
在US9108721B2中公开的又一种结构部件中，设置有一体地形成的轻质部件。该轻质部件呈大致V形并且形成有中央孔，本体部的边缘部插入该中央孔中。另外，金属轮廓件经由粘合层而安装在轻质部件上，并且避免金属轮廓件与本体部的蒙皮接触。另外，V形轻质部件的顶端呈圆弧状以便与金属轮廓件的圆弧状顶端相适配。
这里，应当指出的是，本部分中所提供的技术内容旨在有助于本领域技术人员对本发明的理解，而不一定构成现有技术。
发明内容
在本部分中提供本发明的总概要，而不是本发明完全范围或本发明所有特征的全面公开。
本发明的一个目的是提供一种能够避免对结构部件的外部进行施加空气动力学填料的处理以形成符合空气动力学的外部轮廓的结构部件。
本发明的另一目的是提供一种允许简化制造过程和/或提高形成空气动力学外部轮廓的精确度的结构部件。
本发明的另一目的是提供一种能够避免外部轮廓的材料碎裂而脱落从而能够维持外部轮廓符合空气动力学特性的结构部件。
本发明的另一目的是提供一种能够在维持结构部件的重量基本不变或减小重量的同时维持导电连续性以及避免出现金属接触腐蚀等的结构部件。
本发明的另一目的是提供一种能够在不对蒙皮进行改动以及不对轮廓件的前后宽度和后端厚度进行改变的情况下有效地获得符合空气动力学的外部轮廓的结构部件。
本发明的其它目的在于提供一种包括上述结构部件的飞行器。
为了实现上述目的中的一个或多个，根据本发明的一个方面，提供一种飞行器翼体的结构部件，所述结构部件包括本体部和轮廓件，所述本体部包括边缘部，所述边缘部由所述本体部的第一蒙皮和第二蒙皮的叠置在一起的端部形成，所述轮廓件附接至所述边缘部。所述轮廓件具有与所述本体部的外部轮廓相适配的外部轮廓，使得在所述轮廓件附接至所述边缘部之后所述结构部件在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓。所述轮廓件经由多个分体的中间构件而附接至所述边缘部，或者，所述轮廓件通过与所述边缘部接触而附接至所述边缘部。
在上述结构部件中，所述轮廓件为具有第一分支部和第二分支部的呈大致U形的轮廓件，并且所述轮廓件附接至所述边缘部使得所述边缘部置于所述第一分支部与所述第二分支部之间。
在上述结构部件中，所述本体部设置有延伸至所述边缘部的本体部导电区。
在上述结构部件中，在所述轮廓件经由所述中间构件而附接至所述边缘部的情况下：所述轮廓件由第一导电材料制成，所述本体部导电区由第二导电材料制成，以及，所述中间构件中的与所述本体部导电区接触的第一中间构件由不与所述第二导电材料引起腐蚀的第三导电材料制成。
在上述结构部件中，所述轮廓件包括沿着所述轮廓件的纵长方向布置的多个区段，以及，所述中间构件还包括在内侧搭接所述多个区段中的两个相邻区段的导电的第二中间构件以及设置在所述轮廓件与所述边缘部之间的其余空间中的至少一部分空间中的第三中间构件。
在上述结构部件中，所述第一导电材料为铝合金或铝，所述第二导电材料为铜网，所述第三导电材料为钢，所述第二中间构件由铝合金或铝制成，而所述第三中间构件由玻璃钢制成。
在上述结构部件中，所述边缘部包括面向所述第一分支部的第一侧表面和面向所述第二分支部的第二侧表面，并且仅仅所述第一侧表面处设置有所述本体部导电区，以及，在所述第一分支部与所述第一侧表面之间的空间中设置有所述第一中间构件、所述第二中间构件和所述第三中间构件，而在所述第二分支部与所述第二侧表面之间的空间中仅仅设置有所述第三中间构件。
在上述结构部件中，在所述轮廓件经由所述中间构件而附接至所述边缘部的情况下：所述轮廓件由复合材料制成并且设置有轮廓件导电区，以及，所述中间构件包括与所述本体部导电区接触并且与所述轮廓件导电区电连接的导电的第四中间构件。
在上述结构部件中，所述边缘部包括面向所述第一分支部的第一侧表面和面向所述第二分支部的第二侧表面，并且仅仅所述第一侧表面处设置有所述本体部导电区，所述第四中间构件接触所述第一侧表面，以及，在所述第四中间构件与所述第一分支部之间的空间中设置有第五中间构件，而在所述第二侧表面与所述第二分支部之间的空间中设置有第六中间构件。
在上述结构部件中，所述本体部导电区包括铜网，所述轮廓件导电区包括铜网，所述第四中间构件由铜板(铜或铜合金板)制成，所述第五中间构件为密封胶，而所述第六中间构件由玻璃钢制成。
在上述结构部件中，所述轮廓件导电区设置在所述轮廓件的外表面上，以及，所述轮廓件导电区经由与所述轮廓件导电区接触的垫圈(优选地碗形垫圈)和与所述垫圈接触的导电紧固件而与所述第四中间构件电连接。
在上述结构部件中，所述轮廓件设置有允许所述第四中间构件的一部分露出的至少一个切除部。优选地，所述至少一个切除部允许飞行器静电刷安装至所述第四中间构件的露出部分。
在上述结构部件中，所述第四中间构件在所述轮廓件的纵长方向上的整个区域中延伸。
在上述结构部件中，在所述轮廓件通过与所述边缘部接触而附接至所述边缘部的情况下：所述轮廓件包括沿着所述轮廓件的纵长方向布置的多个区段，以及，所述多个区段中的不与所述本体部导电区接触的第一区段由第一导电材料制成，所述本体部导电区由第二导电材料制成，所述多个区段中的与所述本体部导电区接触的第二区段中的至少接触部分由不与所述第二导电材料引起腐蚀的第三导电材料制成。
在上述结构部件中，所述多个区段中的每个区段包括连接(优选地焊接)在一起的第一侧部和第二侧部，仅仅所述边缘部的两个侧表面中的一个侧表面处设置有所述本体部导电区，以及，仅仅所述第二区段中的与所述本体部导电区接触的第一侧部由所述第三导电材料制成。
在上述结构部件中，所述第一导电材料为铝合金或铝，所述第二导电材料为铜网，而所述第三导电材料为钢。
在上述结构部件中，在所述多个区段中的两个相邻区段之间形成有搭接部。
在上述结构部件中，由所述轮廓件的顶端区段限定的顶端空间是空的而不设置有任何构件。
在上述结构部件中，设置有适于将所述轮廓件紧固至所述本体部的沉头紧固件。
在上述结构部件中，设置有填充所述轮廓件处的缝隙、所述本体部处的缝隙和/或所述轮廓件与所述本体部之间的缝隙的密封胶。
在上述结构部件中，所述边缘部为参照飞行器飞行方向的后缘部。
在上述结构部件中，所述飞行器翼体包括尾翼和机翼，所述结构部件为所述尾翼的水平尾翼的升降舵、所述尾翼的水平尾翼的水平安定面、所述尾翼的垂直尾翼的方向舵、所述尾翼的垂直尾翼的垂直安定面、所述机翼的小翼和/或所述机翼的副翼。
另外，可选地，在上述结构部件中，所述轮廓件包括沿着所述轮廓件的纵长方向布置的多个区段，所述多个区段中的各个区段由相同材料或不同材料制成。
另外，可选地，在上述结构部件中，所述轮廓件为具有连续平滑延伸的内表面和外表面的U形轮廓件。
另外，可选地，在上述结构部件中，所述第一蒙皮和所述第二蒙皮为夹层式复合材料。
另外，可选地，在上述结构部件中：所述轮廓件由导电材料制成，或者，所述轮廓件由复合材料制成并且设置有轮廓件导电区。
为了实现上述目的中的一个或多个，根据本发明的另一方面，提供一种飞行器。所述飞行器包括如上所述的结构部件。
根据本发明，由于将轮廓件改变为具有与本体部的外部轮廓相适配的符合空气动力学的外部轮廓，因此能够避免在将轮廓件附接至本体部之后对结构部件的外部进行例如施加空气动力学填料的处理。由此，简化了制造过程，提高了形成空气动力学外部轮廓的精确度，避免空气动力学填料在长时间暴露于空气之后碎裂而脱落的情况从而能够维持外部轮廓符合空气动力学特性。另外，由于轮廓件由拼接的多个区段构成并且根据导电、空间和重量要求等具体情况采用不同的中间构件，因此能够在维持结构部件的重量基本不变的同时维持导电连续性以及避免出现金属接触腐蚀等。另外，与U形轮廓件在其自由端处形成有凹部的方案相比，由于轮廓件具有连续平滑延伸的内表面和外表面而便于轮廓件的制造和强度维持。另外，与设置有一体地形成的具有多个孔的轻质部件的方案相比，由于采用多个分体的中间构件而便于中间构件的制造和布置并且提高结构部件的适应性。而且，根据本发明，能够在不对蒙皮进行改动以及不对轮廓件的前后宽度和后端厚度进行改变的情况下有效地获得具有符合空气动力学的外部轮廓的结构部件。
附图说明
通过以下参照附图的描述，本发明的一个或多个实施方式的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：
图1A和图1B分别为示出根据相关技术的升降舵的结构的示意图；
图2为示出根据本发明的结构部件的示意图；
图3为示出根据本发明第一实施方式的结构部件的一部分的示意图；
图4A至图4C分别为示出本发明第一实施方式的结构部件的不同截切位置的横截面图；
图5为示出根据本发明第二实施方式的结构部件的一部分的示意图；
图6A和图6B分别为示出本发明第二实施方式的结构部件的不同截切位置的横截面图；
图7为示出根据本发明第三实施方式的结构部件的一部分的示意图；
图8为示出本发明第三实施方式的结构部件的横截面图；以及
图9为示出应用有根据本发明的结构部件的飞行器的立体图。
具体实施方式
下面参照附图、借助示例性实施方式对本发明进行详细描述。对本发明的以下详细描述仅仅是出于说明目的，而绝不是对本发明及其应用或用途的限制。
首先参照图2、图3以及图4A至图4C描述根据本发明第一实施方式的结构部件100。其中，图2为示出根据本发明的结构部件的示意图，图3为示出根据本发明第一实施方式的结构部件的一部分的示意图，而图4A至图4C分别为示出本发明第一实施方式的结构部件的不同截切位置的横截面图。
在图示的示例中，根据本发明第一实施方式的结构部件100示例为尾翼40的水平尾翼42的升降舵42a(参照图9——图9为示出应用有根据本发明的结构部件的飞行器的立体图)。然而，应当理解，根据本发明的结构部件100也可以为需要设置轮廓件(比如导电性轮廓件)的任何其它结构部件，例如：尾翼40的水平尾翼42的水平安定面42b、尾翼40的垂直尾翼44的方向舵44a、尾翼40的垂直尾翼44的垂直安定面44b、机翼20的小翼22、以及机翼20的副翼24。
结构部件100可以包括本体部120和轮廓件140A。本体部120具有符合空气动力学的外部轮廓。轮廓件140A可以附接至本体部120的边缘部122并且具有与本体部120的外部轮廓相适配的符合空气动力学的外部轮廓。由此，在轮廓件140A附接至本体部120之后，结构部件100直接地在整体上具有(呈现)符合空气动力学的外部轮廓。换言之，在轮廓件140A附接至本体部120之后，轮廓件140A的外部轮廓和本体部120的外部轮廓能够平滑地(流线型地)衔接，使得结构部件100的外部轮廓不具有明显台阶部从而无需再对结构部件100的外部进行例如施加空气动力学填料的处理。
在优选的示例中，轮廓件140A为具有第一分支部145a和第二分支部145b的呈大致U形的轮廓件。由此，轮廓件140A可以附接至边缘部122使得边缘部122置于第一分支部145a与第二分支部145b之间。此外，优选地，轮廓件140A为具有连续平滑延伸的内表面和外表面的U形轮廓件而在内表面和外表面上不形成有任何凹部，由此便于轮廓件的制造。
在图示的示例中，边缘部122为参照飞行器飞行方向FD的后缘部。然而，应当理解，轮廓件140A也可以附接至本体部120的其它方位的边缘部。
在一些示例中，边缘部122可以由本体部120的第一蒙皮125a和第二蒙皮125b的叠置在一起的后端部形成。本体部120的蒙皮可以由复合材料(比如碳纤维复合材料)制成以便在减轻重量的同时仍然获得适当的强度和刚度。此外，边缘部122可以包括面向第一分支部145a的第一侧表面122a和面向第二分支部145b的第二侧表面122b。此外，在一些示例中，本体部120的蒙皮可以由夹层式复合材料制成。例如，通过将两层薄且刚硬的外蒙皮(比如碳纤维加强塑料)附接至厚且轻质的芯层(比如泡沫)而将芯层夹在中间而制成夹层式复合材料。由夹层式复合材料制成的蒙皮的端部通常具有较大的梯度变化。
在本体部120中可以设置有延伸至边缘部122的本体部导电区129。本体部导电区129用于与由导电材料制成或者设置有导电区的轮廓件140A电连接，由此形成例如从飞行器外部通向飞行器内部的导电路径，以便实现静电释放和/或电信号传输。在一些示例中，本体部导电区129可以形成在本体部120的蒙皮的外表面上，在这种情况下，本体部导电区129可以与轮廓件140A或中间构件的相应导电部分直接接触。在其它示例中，本体部导电区129可以嵌置在本体部120的蒙皮中，在这种情况下，本体部导电区129可以经由导电元件(比如导电紧固件)与轮廓件140A或中间构件的相应导电部分电连接。
如图4A所示，在图示的示例中，本体部导电区129设置在第一侧表面122a处。此外，优选地，本体部导电区129设置在结构部件100的容易积聚静电荷的外端(远离机身的端部)处。
作为结构部件100的示例的升降舵42a可以为所谓的长形升降舵。由此，轮廓件140A可以包括沿着轮廓件140A的纵长方向LD布置的相互拼接的多个区段，从而方便制造和运输。在一些示例中，轮廓件140A可以包括四个区段。多个区段中的各个区段可以由相同材料或不同材料制成，以便灵活地适应于例如与重量、强度和导电性有关的具体应用要求。
在第一实施方式中，在轮廓件140A与边缘部122之间可以设置有中间构件160A。中间构件160A可以包括：与本体部导电区129接触的第一中间构件(例如由钢制成)162A(参见图4A)；在内侧搭接多个区段中的两个相邻区段的导电的第二中间构件(例如由铝合金或铝制成)164A(如图3和图4B所示)；以及设置在轮廓件140A与边缘部122之间的其余空间中的至少一部分空间中的第三中间构件(例如由玻璃钢制成)166A(如图4C所示)。这里，特别地，由于由铝合金制成的第二中间构件164A在内侧设置，因此可以在维持整个轮廓件的导电连续性的同时避免向外突出而破坏轮廓件的空气动力学外部轮廓。
在一些示例中，对于第三中间构件166A，可以通过将玻璃钢材料铺设在后边缘122上然后对玻璃钢材料进行切割等处理而获得所需的形状(例如与所处空间相适配的形状)，也可以首先将玻璃钢材料加工成所需的形状，然后再将其布置在后边缘上。
本体部导电区129可以由导电性良好的铜网形成，而轮廓件140A(特别地，轮廓件140A的各个区段)可以由重量较轻且导电性较好的铝合金制成。在一些示例中，由铝合金制成的U形轮廓件140A的壁厚可以为1.4mm左右。另外，应当注意，U形轮廓件140A的壁厚的选择与所使用的沉头铆钉的规格(尤其是沉头铆钉的头部长度)是有关系的。
第一中间构件162A可以由导电性略差且重量略重的钢制成，以便可以避免铝合金与铜网的直接接触而引起例如铝合金的加速腐蚀(即引起所谓的电偶腐蚀)。另外，尽管使用导电性略差且重量略重的钢，然而由于第一中间构件162A仅仅用在与本体部导电区129接触的小区域中亦即第一中间构件162A可以较小，因此也不会导致重量不当增加和导电性不当劣化。
特别地，在第一分支部145a与第一侧表面122a之间的空间中设置有第一中间构件162A、第二中间构件164A和第三中间构件166A。例如，在设置有两个区段的情况下，从外端至内端(靠近机身的端部)可以依次地设置有第一中间构件162A、第三中间构件166A、位于两个区段拼接处的第二中间构件164A、以及第三中间构件166A(这些构件可以对接也可以间隔开而留有一些空间)。在第二分支部145b与第二侧表面之间的空间中，则仅仅设置有第三中间构件，从而由于设置单一构件而可以简单地实现对下侧空间的填充并且可以减小重量。以此方式，由于由钢制成的第一中间构件162A仅仅设置在与本体部导电区129接触的小区域中、由铝合金制成的第二中间构件164A仅仅设置两个区段拼接处而其余区域均由重量轻的玻璃钢(纤维增强塑料)填充，因此可以在控制结构部件重量增加的同时维持结构部件的导电连续性。
另外，在优选的示例中，参见图4B，由轮廓件140A的顶端区段145c限定的顶端空间PS是空的而不设置有任何构件。由于在顶端空间PS中不设置有包括中间构件和本体部蒙皮在内的任何构件，可以在允许轮廓件的前后宽度足够大而保证足够导电性的同时避免结构部件的重量不当增加。
另外，设置有优选为沉头铆钉(双沉头铆钉)的紧固件175，以便将轮廓件140A紧固至本体部120，更特别地，将包括轮廓件和各个中间构件在内的所有部件紧固在一起。另外，可以采用密封胶195来填充可能的其它空隙，例如紧固件175头部处及其周围的凹部、结构部件100的外表面处的轮廓件140A与本体部120之间的可能间隙(小的缝隙)。
根据第一实施方式，由于将轮廓件改变为具有与本体部的外部轮廓相适配的符合空气动力学的外部轮廓，因此能够避免在将轮廓件附接至本体部之后对结构部件的外部进行例如施加空气动力学填料的处理。由此，简化了制造过程，提高了形成空气动力学外部轮廓的精确度，避免空气动力学填料在长时间暴露于空气之后碎裂而脱落的情况从而能够维持外部轮廓符合空气动力学特性。另外，由于轮廓件由拼接的多个区段构成并且根据导电、空间和重量要求等具体情况采用不同的中间构件，因此能够在维持结构部件的重量基本不变的同时维持导电连续性以及避免出现金属接触腐蚀等。另外，与U形轮廓件在其自由端处形成有凹部的方案相比，由于轮廓件具有连续平滑延伸的内表面和外表面而便于轮廓件的制造和强度维持。另外，与设置有一体地形成的轻质部件的方案相比，由于采用多个分体的中间构件而便于结构部件的制造以及提高结构部件的适应性。而且，根据第一实施方式，能够在不对蒙皮进行改动以及不对轮廓件的前后宽度和后端厚度进行改变的情况下有效地获得具有符合空气动力学的外部轮廓的结构部件。
根据对某一型号的升降舵所进行的实验，根据第一实施方式的结构部件100与如图1A和图1B所示的根据相关技术的结构部件相比，在重量上仅仅增加大约1.328kg(满足了重量增加不超过5kg的要求)，然而在轮廓件附接至本体部之后即能够使结构部件在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓并且能够维持导电连续性。
下面参照图5、图6A和图6B描述根据本发明第二实施方式的结构部件100，其中，图5为示出根据本发明第二实施方式的结构部件的一部分的示意图，而图6A和图6B分别为示出本发明第二实施方式的结构部件的不同截切位置的横截面图。出于简洁目的，下文中将仅仅描述根据本发明第二实施方式的结构部件100中与根据本发明第一实施方式的结构部件100不同的方面。
在第二实施方式中，类似地，在轮廓件140B与边缘部122之间可以设置有中间构件160B。然而，轮廓件140B由复合材料(比如碳纤维复合材料)制成并且设置有确保轮廓件140B的导电性的轮廓件导电区149(参见图6A)。由复合材料制成的U形轮廓件140B的壁厚也可以为1.4mm左右。在一些示例中，轮廓件导电区149可以与本体部导电区129类似地由铜网制成，并且优选地，轮廓件导电区149可以设置在轮廓件140B的外表面上由此确保向大气释放静电等。
中间构件160B可以包括与本体部导电区129接触并且与轮廓件导电区149电连接的导电的第四中间构件162B(参照图6A)。在优选的示例中，第四中间构件162B由铜板(铜或铜合金板)制成。在本体部导电区129设置在第一侧表面122a的情况下，第四中间构件162B可以设置成直接接触第一侧表面122a，并且优选地轮廓件导电区149设置在轮廓件140B的第一分支部145a的外表面上。另外，在第四中间构件162B与第一分支部145a之间的空间中则可以设置有第五中间构件164B(参见图6A)，第五中间构件164B可以由密封胶制成。在第二侧表面122b与第二分支部145b之间的空间中则可以设置有第六中间构件166B(参见图6A)，第六中间构件166B可以由玻璃钢制成。
在一些示例中，在轮廓件导电区149设置在轮廓件140B的外表面上的情况下，可以经由与轮廓件导电区149接触的碗形垫圈180和与碗形垫圈180接触的导电紧固件170而将轮廓件导电区149与第四中间构件162B电连接。
第四中间构件162B可以在轮廓件的纵长方向LD上的整个区域中延伸，轮廓件导电区149也可以相应地在轮廓件的纵长方向LD上的整个区域中延伸，并且将第四中间构件162B与轮廓件导电区149电连接的导电紧固件170也可以相应地在轮廓件的纵长方向LD上设置为多个，由此提高第四中间构件162B与轮廓件导电区149之间的导电性，继而改进结构部件的导电连续性。
在优选的示例中，轮廓件140B设置有允许第四中间构件162B的一部分露出的一个或多个切除部147，以便允许例如飞行器静电刷安装至第四中间构件162B的露出部分从而提高向大气释放静电的能力。
根据第二实施方式的结构部件可以获得与根据第一实施方式的结构部件基本相同的技术效果。而且，在第二实施方式中，由于轮廓件由设置有导电区的复合材料制成，因此通过实验获知根据第二实施方式的结构部件100与如图1A和图1B所示的根据相关技术的结构部件相比在重量上减小0.54kg。
下面参照图7和图8描述根据本发明第三实施方式的结构部件100，其中，图7为示出根据本发明第三实施方式的结构部件的一部分的示意图，而图8为示出本发明第三实施方式的结构部件的横截面图。出于简洁目的，下文中将仅仅描述根据本发明第三实施方式的结构部件100中与根据本发明第一和第二实施方式的结构部件100不同的方面。
在第三实施方式中，轮廓件140C与边缘部122接触并且包括沿着轮廓件140C的纵长方向布置的多个区段(例如四个区段)。在图7中，示出多个区段中的第一区段142C和第二区段144C，并且第二区段144C与设置在第一侧表面122a的本体部导电区(例如由铜网制成)129接触。
多个区段142C、144C中的每个区段包括连接(例如焊接)在一起的第一侧部LP1和第二侧部LP2。在与本体部导电区129接触的第二区段144C(图7中的左侧区段并且位于结构部件例如升降舵的外端)中，为第一侧部(上侧部)LP1与本体部导电区129接触。由此，第一侧部LP1由钢制成，而第二侧部LP2以及其它区段的侧部均由铝合金或铝制成。以此方式，由于仅仅与本体部导电区129接触的第一侧部LP1由钢制成，因此能够在避免引起加速腐蚀的同时避免导电性不当劣化和重量不当增加。
在第三实施方式中，在多个区段142C、144C中的两个相邻区段之间形成(设置)有位于轮廓件140C的U形顶端处的沿与轮廓件的纵长方向LD垂直的侧向方向交叠的搭接部148。例如，第一区段142C具有交叠部148a，而第二区段144C具有与交叠部148a相匹配的交叠部148b，由此在第一区段142C与第二区段144C组装在一起时由交叠部148a与交叠部148b形成搭接部148。以此方式，能够有利于区段之间的导电也有利于各区段的安装。对于安装方式，例如，首先将每个区段的第一和第二侧部焊接在一起，然后再将焊接好的各区段附接至边缘部122，然后再在搭接部148处用例如铆钉的紧固件将两个相邻区段固定在一起。该铆钉优选为双沉头铆钉。另外，如上所述，双沉头铆钉也可以用在搭接部之外的其它区域。
根据第三实施方式的结构部件可以获得与根据第一和第二实施方式的结构部件基本相同的技术效果。在第三实施方式中，尽管与如图1A和图1B所示的根据相关技术的结构部件相比，通过实验获知在重量上增加大约2.761kg，然而仍然满足重量增加不超过5kg的要求。而且，在第三实施方式中，具有优良的导电连续性和结构强度。
另外，参照图9，根据本发明，还提供一种包括如上所述的结构部件的飞行器1。
根据本发明的结构部件可以容许多种不同变型。例如，可以用类似的材料替代上文示例性描述的材料，特别地，可以由碳纤维复合材料替代玻璃钢。
在本申请文件中，方位术语“上”和“下”等的使用仅仅出于便于描述的目的，而不应视为是限制性的。
在本说明书中，每当提及“示例性实施方式”、“一些示例”、“其它示例”、“优选的示例”和“图示的示例”等时意味着针对该实施方式/示例描述的具体的特征、结构或特点包括在本发明的至少一个实施方式/示例中。这些用词在本说明书中不同地方的出现不一定都指代同一实施方式/示例。此外，当针对任一实施方式/示例描述具体的特征、结构或特点时，应当认为本领域技术人员也能够在所有所述实施方式/示例中的其它实施方式/示例中实现这种特征、结构或特点。
虽然已经参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式/示例。在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对示例性实施方式做出各种改变。
Claims (19)
1.一种飞行器翼体的结构部件(100)，所述结构部件(100)包括本体部(120)和轮廓件(140A，140B，140C)，所述本体部包括边缘部(122)，所述边缘部由所述本体部的第一蒙皮(125a)和第二蒙皮(125b)的叠置在一起的端部形成，所述轮廓件附接至所述边缘部，
其中，所述轮廓件具有与所述本体部的外部轮廓相适配的外部轮廓，使得在所述轮廓件附接至所述边缘部之后所述结构部件在整体上具有符合空气动力学的外部轮廓，以及
所述轮廓件经由多个分体的中间构件(160A，160B)而附接至所述边缘部，或者，所述轮廓件通过与所述边缘部接触而附接至所述边缘部。
2.根据权利要求1所述的结构部件(100)，其中，所述轮廓件(140A，140B，140C)为具有第一分支部(145a)和第二分支部(145b)的呈大致U形的轮廓件，并且所述轮廓件附接至所述边缘部(122)使得所述边缘部置于所述第一分支部与所述第二分支部之间。
3.根据权利要求2所述的结构部件(100)，其中，所述本体部(120)设置有延伸至所述边缘部(122)的本体部导电区(129)。
4.根据权利要求3所述的结构部件(100)，其中，在所述轮廓件(140A)经由所述中间构件(160A)而附接至所述边缘部(122)的情况下：
所述轮廓件由第一导电材料制成，
所述本体部导电区(129)由第二导电材料制成，以及
所述中间构件中的与所述本体部导电区(129)接触的第一中间构件(162A)由不与所述第二导电材料引起腐蚀的第三导电材料制成。
5.根据权利要求4所述的结构部件(100)，其中：
所述轮廓件(140A)包括沿着所述轮廓件的纵长方向(LD)布置的多个区段，以及
所述中间构件(160A)还包括在内侧搭接所述多个区段中的两个相邻区段的导电的第二中间构件(164A)以及设置在所述轮廓件与所述边缘部(122)之间的其余空间中的至少一部分空间中的第三中间构件(166A)。
6.根据权利要求5所述的结构部件(100)，其中，所述第一导电材料为铝合金，所述第二导电材料为铜网，所述第三导电材料为钢，所述第二中间构件(164A)由铝合金制成，而所述第三中间构件(166A)由玻璃钢制成。
7.根据权利要求5或6所述的结构部件(100)，其中：
所述边缘部(122)包括面向所述第一分支部(145a)的第一侧表面(122a)和面向所述第二分支部(145b)的第二侧表面(122b)，并且仅仅所述第一侧表面处设置有所述本体部导电区(129)，以及
在所述第一分支部与所述第一侧表面之间的空间中设置有所述第一中间构件(162A)、所述第二中间构件(164A)和所述第三中间构件(166A)，而在所述第二分支部与所述第二侧表面之间的空间中仅仅设置有所述第三中间构件。
8.根据权利要求3所述的结构部件(100)，其中，在所述轮廓件(140B)经由所述中间构件(160B)而附接至所述边缘部(122)的情况下：
所述轮廓件由复合材料制成并且设置有轮廓件导电区(149)，以及
所述中间构件包括与所述本体部导电区(129)接触并且与所述轮廓件导电区电连接的导电的第四中间构件(162B)。
9.根据权利要求8所述的结构部件(100)，其中：
所述边缘部(122)包括面向所述第一分支部(145a)的第一侧表面(122a)和面向所述第二分支部(145b)的第二侧表面(122b)，并且仅仅所述第一侧表面处设置有所述本体部导电区(129)，
所述第四中间构件(162B)接触所述第一侧表面，以及
在所述第四中间构件(162B)与所述第一分支部之间的空间中设置有第五中间构件(164B)，而在所述第二侧表面(122b)与所述第二分支部之间的空间中设置有第六中间构件(166B)。
10.根据权利要求9所述的结构部件(100)，其中，所述本体部导电区(129)包括铜网，所述轮廓件导电区(149)包括铜网，所述第四中间构件(162B)由铜板制成，所述第五中间构件(164B)为密封胶，而所述第六中间构件(166B)由玻璃钢制成。
11.根据权利要求8至10中任一项所述的结构部件(100)，其中：
所述轮廓件导电区(149)设置在所述轮廓件(140B)的外表面上，以及
所述轮廓件导电区经由与所述轮廓件导电区接触的垫圈(180)和与所述垫圈接触的导电紧固件(170)而与所述第四中间构件(162B)电连接。
12.根据权利要求8至10中任一项所述的结构部件(100)，其中，所述轮廓件(140B)设置有允许所述第四中间构件(162B)的一部分露出的至少一个切除部(147)。
13.根据权利要求3所述的结构部件(100)，其中，在所述轮廓件(140C)通过与所述边缘部(122)接触而附接至所述边缘部的情况下：
所述轮廓件包括沿着所述轮廓件的纵长方向(LD)布置的多个区段(142C，144C)，以及
所述多个区段中的不与所述本体部导电区(129)接触的第一区段(142C)由第一导电材料制成，所述本体部导电区由第二导电材料制成，所述多个区段中的与所述本体部导电区接触的第二区段(144C)中的至少接触部分由不与所述第二导电材料引起腐蚀的第三导电材料制成。
14.根据权利要求13所述的结构部件(100)，其中：
所述多个区段(142C，144C)中的每个区段包括焊接在一起的第一侧部(LP1)和第二侧部(LP2)，
仅仅所述边缘部(122)的两个侧表面(122a，122b)中的一个侧表面(122a)处设置有所述本体部导电区(129)，以及
仅仅所述第二区段(144C)中的与所述本体部导电区接触的第一侧部(LP1)由所述第三导电材料制成。
15.根据权利要求13或14所述的结构部件(100)，其中，所述第一导电材料为铝合金，所述第二导电材料为铜网，而所述第三导电材料为钢。
16.根据权利要求2至6、8至10和13至14中任一项所述的结构部件(100)，其中，由所述轮廓件(140A，140B，140C)的顶端区段(145c)限定的顶端空间(PS)是空的而不设置有任何构件。
17.根据权利要求1至6、8至10和13至14中任一项所述的结构部件(100)，其中，设置有适于将所述轮廓件(140A，140B，140C)紧固至所述本体部(120)的沉头紧固件(175)。
18.根据权利要求1至6、8至10和13至14中任一项所述的结构部件(100)，其中，所述飞行器翼体包括尾翼(40)和机翼(20)，所述结构部件(100)为所述尾翼的水平尾翼(42)的升降舵(42a)、所述尾翼的水平尾翼的水平安定面(42b)、所述尾翼的垂直尾翼(44)的方向舵(44a)、所述尾翼的垂直尾翼的垂直安定面(44b)、所述机翼的小翼(22)和/或所述机翼的副翼(24)。
19.一种飞行器(1)，其中，所述飞行器(1)包括如权利要求1至18中任一项所述的结构部件(100)。
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