CN110920859A - 机翼组件 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种机翼组件。该机翼组件包括：主结构，该主结构包括第一接触面和第一凹口，第一凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分；以及模块化边缘，该模块化边缘包括第二接触面和第二凹口，第二凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分。模块化边缘枢转地安装在主结构上以用于在安装位置和操作位置之间旋转，在操作位置中，模块化边缘与主结构对齐以形成机翼组件的边缘的至少一部分。机翼组件布置成使得在模块化边缘处于操作位置时，被接纳在第一凹口和第二凹口中的张紧螺栓中的张紧力起到将第一接触面和第二接触面压在一起的作用，从而形成阻碍模块化边缘相对于主结构枢转的张紧接合部。

Description

机翼组件

技术领域

本发明涉及一种机翼组件。更具体地但非排他性地，本发明涉及包括模块化前缘和/或后缘子组件(模块化边缘)的机翼组件、适用于在这样的机翼组件中使用的模块化边缘、适用于在这样的机翼组件中使用的翼盒、包括这样的机翼组件的飞行器、以及安装模块化边缘的方法。

背景技术

在典型的构型中，机翼可以包括：翼盒，该翼盒具有前翼梁和后翼梁；上罩和下罩，所述上罩和下罩在翼梁之间延伸；以及一个或更多个翼肋，所述一个或更多个翼肋在翼梁与罩之间延伸。固定的前缘结构件和后缘结构件、比如前缘D形鼻部可以附接至翼盒。为了提供期望的空气动力学性能，机翼必须严密符合其设计形状。各个部件的形状被严密控制在预定的公差内，但是在组装期间可能仍然需要使用垫片和/或修整和/或其他技术来补偿与那些公差的偏差(被称为公差间隙)，偏差影响机翼的整体形状并且因此影响机翼的空气动力学性能。这可能是耗时的过程，这影响可以制造机翼的速率。一旦飞行器处于使用中，如果需要接近机翼的内部元件，则可能需要部分地拆卸机翼。在重新组装期间，特别是在已经使用垫片的情况下，必须注意确保机翼在重新组装后符合设计形状。这可能增加与这样的机翼的维护相关联的时间和/或工作量。

本发明试图缓解上述问题中的一个或更多个问题。替代性地或附加地，本发明试图提供一种有助于更有效的制造和/或维护的用于机翼组件的改进结构。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种机翼组件。该机翼组件可以包括主结构，该主结构包括第一接触面和第一凹口，第一凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分。该机翼组件可以包括模块化边缘，该模块化边缘包括第二接触面和第二凹口，第二凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分。模块化边缘可以枢转地安装在主结构上以用于在安装位置与操作位置之间旋转，在安装位置中，第一接触面和第二接触面间隔开，在操作位置中，第一接触面和第二接触面抵接并且模块化边缘与主结构对齐以形成机翼组件的边缘的至少一部分。机翼组件可以布置成使得在模块化边缘处于操作位置中时，被接纳在第一凹口和第二凹口中的张紧螺栓中的张紧力起到将第一接触面和第二接触面压在一起的作用，从而形成阻碍模块化边缘相对于主结构枢转的张紧接合部。

因此，可以通过张紧接合部来防止模块化边缘相对于主结构旋转远离操作位置，该张紧接合部包括张紧螺栓，该张紧螺栓被接纳在第一凹口和第二凹口中并且布置成将第一接触面和第二接触面压在一起以阻碍模块化边缘的枢转旋转。张紧接合部可以被定义为下述接合部：其中，通过螺栓中的与剪切相反的张紧力来阻碍所接合的部件的分离。

模块化边缘的使用可以通过允许模块化边缘以标准化的方式制造并且与机翼组件的其余部分分开来改善制造效率。由于主结构与模块化边缘之间的对齐可以使用安装点和张紧螺栓来调节，因而上面的附接装置可以使得更容易地适应主结构和/或模块化边缘之中或之间的公差间隙。模块化边缘的使用还可以通过减少紧固至主结构的紧固件的数量来实现机翼的快速且有效的组装。附加地或替代性地，能够将模块化边缘从操作位置旋转至安装位置可以通过便于接近机翼组件的内部来使运行中检查和维护更容易。使用张紧接合部可以在安装于主结构上时提供将模块化边缘保持在操作位置中的在机械上简单且可靠的方式。

技术人员将理解的是，术语“模块化”是指使用独立单元或子组件(即模块)来构造较复杂的结构。因此，模块化边缘可以被定义为包括限定机翼的边缘、例如前缘或后缘的结构件的子组件。模块化边缘可以包括提供限定机翼的边缘、例如前缘或后缘的空气动力学形状的结构件的子组件。模块化边缘可以包括一个或更多个、例如多个肋(下文中称为边缘肋)。在模块化边缘是前缘的情况下，边缘肋可以是d形鼻肋。模块化边缘可以包括外蒙皮。外蒙皮可以由边缘肋支撑。外蒙皮可以从模块化边缘的上侧部延伸至模块化边缘的下侧部(将理解的是，上部和下部指的是模块化边缘在飞行中的取向)。外蒙皮可以是弯曲的外蒙皮。模块化边缘可以构造成在总装线(FAL)处安装至主结构。模块化边缘可以包括灯、电线束、液压管线和/或除冰设备中的一者或更多者。

张紧接合部可以包括张紧螺栓、第一凹口、第二凹口、第一接触面和第二接触面。张紧接合部可以阻碍模块化边缘相对于主结构在两个方向(顺时针和逆时针)上枢转。

机翼组件可以形成飞行器的机翼的至少一部分。

当模块化边缘处于操作位置中时，模块化边缘与主结构对齐以形成机翼的前缘或后缘的至少一部分。因此，模块化边缘可以是模块化前缘和/或模块化后缘。模块化边缘可以构造成在飞行器飞行时保持在操作位置中。因此，模块化边缘可以不是在正常飞行器操作期间例如在飞行期间移动的襟翼、缝翼或其他前缘或后缘装置。

第一凹口可以形成在第一接触面中、例如从第一接触面延伸。第二凹口可以形成在第二接触面中、例如从第二接触面延伸。替代性地，第一凹口可以与第一接触面间隔开并且/或者第二凹口可以与第二接触面间隔开。第一凹口和/或第二凹口的内表面的一部分可以包括螺纹，该螺纹构造成与张紧螺栓的螺纹接合。因此，内表面可以包括阳螺纹和/或阴螺纹。张紧螺栓可以包括阳(或阴)螺纹，而第一凹口和第二凹口包括阴(或阳)螺纹，使得在使用中，张紧螺栓与第一凹口和第二凹口形成螺纹接合。第一凹口和/或第二凹口可以具有封闭端部。例如，第一凹口和/或第二凹口可以是封闭端孔(或盲孔)。第一凹口和/或第二凹口可以在两个端部处敞开。例如，第一凹口和/或第二凹口可以是延伸穿过结构件的深度的孔(通孔)。

主结构可以包括至少一个翼肋。主结构可以包括一个或更多个机翼翼梁和/或一个或更多个机翼桁条。主结构可以包括一个或更多个罩，例如上罩和/或下罩。至少一个翼肋可以构造成支撑上罩和/或下罩的一部分。主结构可以包括翼盒，该翼盒包括下述项中的一者或更多者：翼肋、机翼翼梁、机翼桁条、罩。主结构可以是构造成安装至机翼的外侧端部的翼梢。主结构可以是机翼的主体的一部分。

第一接触面可以位于翼肋上。第一接触面可以包括大致平坦的表面、例如形成在翼肋的一部分上的大致平坦的表面。

第一凹口可以形成在翼肋中。第一凹口可以在与翼肋的表面垂直、例如与位于翼肋上的第一接触面垂直的方向上延伸到翼肋的本体中。将第一凹口设置在翼肋的本体中可以有助于在机械上简单且紧凑的张紧接合部布置。

替代性地，主结构可以包括安装在翼肋上的桶形螺母。第一凹口可以形成在桶形螺母中。桶形螺母可以包括具有螺纹凹口(例如第一凹口)的长形本体。桶形螺母可以安装在形成于翼肋中的孔中。例如，基本上长形本体的全部可以被接纳在孔中。在这种情况下，连接凹口可以延伸穿过翼肋的一部分至桶形螺母，使得张紧螺栓的一部分可以穿过连接凹口并且被接纳在形成在桶形螺母中的第一凹口中。将第一凹口设置在桶形螺母中可以有助于较紧凑的张紧接合部布置并且/或者允许在主结构内的较好的载荷分布。

第二接触面可以位于边缘肋上。第二接触面可以包括大致平坦的表面、例如形成在边缘肋的一部分上的大致平坦的表面。

第二凹口可以形成在边缘肋中。第二凹口可以在与边缘肋的表面垂直、例如与位于边缘翼肋上的第二接触面垂直的方向上延伸到边缘肋的本体中。将第二凹口设置在翼肋的本体中可以有助于在机械上简单且紧凑的张紧接合部布置。

模块化边缘可以包括套管。套管可以安装在边缘肋上。第二凹口可以形成在套管中。套管可以包括具有螺纹凹口(例如第二凹口)的长形本体，该螺纹凹口在与本体的纵向轴线大致垂直的方向上延伸穿过长形本体。套管可以在该套管的第一端部处安装在边缘肋上。第二接触面可以位于套管上、例如位于长形本体的表面上。第二接触面可以包括套管的长形本体的外周的一部分、例如平坦部分。

套管可以安装在模块化边缘上、例如安装在边缘肋上，以用于相对于模块化边缘或边缘肋旋转。套管可以安装成用于围绕与机翼组件的边缘大致平行的轴线相对于模块化边缘或边缘肋旋转。套管可以安装成用于在±5度或更小、例如±3度或更小、例如±1度或更小的范围内旋转。设置具有少量旋转运动自由度的套管可以允许张紧接合部“自对准”，即，套管的旋转可以允许接触面的相对运动，以在接触面处于抵接关系时提供面的较好对准。因此，旋转运动自由度可以允许对模块化边缘与主结构之间的未对准的适应和/或在相应接触面上的改善的载荷分布。

第一接触面和第一凹口可以形成在翼肋中，并且第二接触面和第二凹口可以形成于安装在边缘肋上的套管中。替代性的，第一接触面和第一凹口可以形成于安装在翼肋上的桶形螺母中，并且第二接触面和第二凹口可以形成在边缘肋中。

模块化边缘可以枢转地安装在主结构上以用于围绕与机翼的边缘处于大致平行的轴线旋转。模块化边缘可以枢转地安装在主结构上以用于围绕与机翼翼梁(如果存在)的主轴线处于大致平行的轴线旋转。

模块化边缘可以通过一个或更多个紧固件、例如一个或更多个附接销或附接螺栓而枢转地安装在主结构上。紧固件可以包括长形本体。紧固件可以包括位于长形本体的一个端部处的头部。机翼组件可以布置成使得每个紧固件、例如每个附接螺栓或附接销在除了围绕紧固件的纵向轴线的旋转之外的所有自由度上相对于主结构约束前缘。因此，紧固件可以是将模块化边缘安装在机翼的主结构上所用的主要元件。将理解的是，紧固件与张紧螺栓形成对比，张紧螺栓构造成仅阻碍模块化边缘相对于机翼主结构枢转。因此，张紧接合部——螺栓形成该张紧接合部的一部分——可以基于用以使模块化边缘围绕紧固件旋转的扭矩载荷来定尺寸。这可以允许张紧螺栓和/或张紧接合部较小，并且由此允许本发明在例如机翼的较薄区域中使用。机翼组件可以布置成使得该紧固件或每个紧固件允许模块化边缘围绕大致平行于机翼的边缘的轴线相对于主结构旋转。附接螺栓可以包括长形本体，沿着该长形本体的至少一部分形成有阳螺纹或阴螺纹。附接销可以包括长形本体，其具有沿着该长形本体的至少一部分延伸的支承部(例如非螺纹表面)。

张紧螺栓可以包括头部和从头部延伸的长形本体。沿着长形本体的至少一部分可以形成有阳螺纹或阴螺纹。张紧接合部可以构造成使得在螺栓被接纳在第一凹口和第二凹口中时第二凹口位于第一凹口与头部之间。

机翼组件可以构造成使得在模块化边缘处于操作位置中并且螺栓被接纳在第一凹口和第二凹口中时，张紧螺栓的头部位于机翼组件的下侧。因此，机翼组件可以构造成使得可以通过机翼组件的下罩中的孔来接近张紧螺栓。相比于将等效特征结合到机翼组件的上罩中，提供模块化边缘——在该模块化边缘中，经由机翼的下侧来接近张紧螺栓——可以减小头部对机翼的空气动力学性能的影响。

替代性地，机翼组件可以构造成使得在模块化边缘处于操作位置中并且螺栓被接纳在第一凹口和第二凹口中时，张紧螺栓的头部位于机翼的上侧。因此，机翼组件可以构造成使得可以通过机翼组件的上罩中的孔来接近张紧螺栓。提供模块化边缘——在该模块化边缘中，经由机翼的上侧来接近张紧螺栓——可以便于在机翼的其中空间受限的薄区域中使用模块化边缘。

如果在模块化边缘处于操作位置中时所述接触面处于抵接关系，则可以说第一接触面和第二接触面形成相对应的一对接触面。相对应的一对第一接触面和第二接触面可以具有互补的形状。例如，第一接触面和第二接触面的形状可以使得在所述接触面处于抵接关系时，所述接触面中的一个或两个接触面在其表面区域的大部分表面区域、例如其表面区域的基本全部表面区域上与另一个接触面接触。提供定形状成彼此一致的第一接触面和第二接触面可以通过减小张紧接合部中的点载荷来提供改善的稳固性。第一接触面和第二接触面可以都是平坦的。

在操作位置中，模块化边缘的外蒙皮可以与主结构的上罩和/或下罩对齐。在安装位置中，模块化边缘的外蒙皮可以与主结构的上罩和/或下罩不连续。在安装位置中，模块化边缘可以相对于其操作位置并且相对于主结构旋转，使得可以接近主结构的在边缘处于操作位置中时无法接近的部分。

主结构可以包括多个翼肋，例如多于4个肋、例如多于10个肋、例如多达20个肋。模块化边缘可以枢转地安装在翼肋中的每个翼肋上。机翼组件可以构造成使得在模块化边缘与每个翼肋之间形成张紧接合部。因此，机翼组件可以包括多个张紧接合部，每个张紧接合部包括：第一凹口和第一接触面，第一凹口和第一接触面形成主结构的一部分；第二凹口和第二接触面，第二凹口和第二接触面形成模块化边缘的一部分；以及张紧螺栓，每个张紧螺栓被接纳在相对应的一对第一凹口和第二凹口中。单个机翼组件可以包括多于一种类型的张紧接合部装置。例如，机翼组件可以包括：第一张紧接合部，该第一张紧接合部包括第一接触面和形成在翼肋中的第一凹口以及第二接触面和形成于安装在边缘肋上的套管中的第二凹口；以及第二张紧接合部，该第二张紧接合部包括第一接触面和形成于安装在翼肋上的桶形螺母中的第一凹口、以及第二接触面和形成在边缘肋中的第二凹口。在同一机翼组件中设置不同类型的张紧接合部可以允许张紧接合部的设计响应于约束、例如适用于机翼的不同区域的空间约束而变化。第二张紧接合部可以位于第一张紧接合部的外侧。机翼组件可以包括任一类型的一个或更多个其他张紧接合部。机翼组件可以包括至少三个张紧接合部。设置至少三个张紧接合部允许模块化边缘与主结构一起弯折。

根据本发明的第二方面，提供了一种模块化边缘，该模块化边缘适用于用作任何其他方面的模块化边缘。可以将该模块化边缘例如与本发明第一方面的机翼组件的张紧螺栓一起提供。

根据本发明的第三方面，提供了一种包括根据任何其他方面的机翼组件的飞行器。该飞行器可以是乘用飞行器，例如构造成运载多于50名乘客、例如多于100名乘客的飞行器。

根据本发明的第四方面，提供了一种组装机翼组件的方法。该机翼组件可以包括下述项中的一者或更多者：主结构，该主结构包括第一凹口和第一接触面；模块化边缘，该模块化边缘构造成形成机翼组件的前缘或后缘的一部分，该模块化边缘包括第二凹口和第二接触面；以及张紧螺栓。该方法可以包括下述步骤中的一个或更多个步骤：

将模块化边缘在安装位置中安装至主结构，在安装位置中，第一接触面和第二接触面间隔开；

将模块化边缘从安装位置旋转至操作位置，在操作位置中，第一接触面和第二接触面抵接；

将张紧螺栓插入第一凹口和第二凹口中；

张紧该张紧螺栓以将第一接触面和第二接触面压在一起，从而形成阻碍模块化边缘旋转远离操作位置的张紧接合部。

在已经将螺栓张紧之后，该方法可以包括操作飞行器，例如使飞行器飞行。在这样的飞行器操作期间，第一接触面和第二接触面可以仍保持处于抵接关系。该方法可以包括在飞行器处于飞行中时不使模块化边缘旋转远离操作位置。

该方法还可以包括执行对机翼组件的维护动作的步骤。执行维护动作的步骤可以以小于一天一次、例如小于每周一次、例如小于每月一次的频率执行。执行维护动作的步骤可以包括下述步骤中的一个或更多个步骤：

释放张紧螺栓；并且，然后，

将张紧螺栓从第一凹口和第二凹口移除；并且，然后，

将模块化边缘从操作位置旋转至安装位置；并且，然后，

执行维护动作，例如检查、更换和/或维修；并且，然后，

将模块化边缘从安装位置旋转至操作位置；并且，然后，

将张紧螺栓重新插入第一凹口和第二凹口中；并且，然后，

重新张紧该张紧螺栓以将第一接触面和第二接触面压在一起，从而形成阻碍模块化边缘旋转远离操作位置的张紧接合部。

因此，根据本发明的方法可以通过在模块化边缘处于安装过程中时提供对机翼组件的内部的接近来促进机翼组件的有效维护，而不需要大量拆卸机翼组件。

张紧(和/或重新张紧)张紧螺栓的步骤可以包括旋拧紧螺栓直到达到预定的扭矩载荷为止。张紧(和/或重新张紧)张紧螺栓的步骤可以将第一接触面和第二接触面拉在一起，并且然后将那些面夹持并且/或者压在一起。因此，可以通过第一接触面与第二接触面之间的接触来在一个方向上防止模块化边缘相对于翼盒移动。

将模块化边缘旋转至操作位置的步骤可以包括使模块化边缘旋转经过至少45度、例如大于80度、例如90度的角度。

将模块化边缘安装至主结构的步骤可以包括使用一个或更多个附接螺栓来将模块化边缘连接至主结构。将模块化边缘旋转至操作位置的步骤可以包括使模块化边缘围绕附接螺栓旋转。

根据本发明的第五方面，提供了一种形成飞行器机翼的至少一部分的机翼组件。该机翼组件包括具有第一表面的机翼本体和具有第二表面的模块化边缘。模块化边缘可以构造成形成机翼组件的前缘和机翼组件的后缘中的一者的至少一部分。模块化边缘可以由被保持处于张紧状态的至少一个可释放固定件夹持抵靠机翼本体，从而使第一表面和第二表面被保持在一起成抵接关系。机翼组件模块化边缘可以安装在机翼本体上以用于在释放固定件时远离机翼本体移动至下述位置：在该位置中，模块化边缘仍保持连接至机翼本体，但是第一表面和第二表面被保持成处于间隔开的关系。

当然，将理解的是，可以将关于本发明的一个方面描述的特征结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以包含参照本发明的设备描述的任何特征，并且本发明的设备可以包含参照本发明的方法描述的任何特征。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参照所附示意图来描述本发明的实施方式，在附图中：

图1示出了根据本发明的第一实施方式的飞行器的正视图；

图2示出了图1的飞行器的侧视图；

图3示出了在模块化前缘处于操作位置中时根据本发明的第一实施方式的翼梢的一部分的立体图；

图4示出了在模块化前缘处于安装位置中时图3的翼梢的一部分的立体图；

图5示出了图3的翼梢的一部分的横截面图；

图6示出了图5中被标记为B的区域的近视图；

图7示出了第一实施方式的翼梢的一部分的立体图；

图8示出了图7中所示的翼梢的一部分的分解图；

图9示出了根据本发明的第二实施方式的翼梢的一部分的横截面图；

图10示出了图9的翼梢的立体图，其中，模块化前缘处于安装位置中；

图11示出了图9的翼梢的立体图，其中，模块化前缘处于操作位置中；

图12示出了图示根据本发明的第四实施方式的方法的步骤的流程图。

具体实施方式

图1示出了具有两个固定的机翼2的飞行器1的正视图，每个机翼2具有位于其外侧端部处的根据本发明的第一实施方式的翼梢100。图2示出了第一实施方式的飞行器1的侧视图。

图3示出了第一实施方式的翼梢100的一部分的近视图。翼梢100包括翼盒103，翼盒103在使用中在一个端部处安装至机翼2的主体的外端部。翼盒具有上罩121。模块化前缘101安装在翼盒103上并且沿着翼盒103的前边缘(如图3中所示的翼梢100的下边缘)延伸，以形成翼梢100的前缘。在图3中，模块化前缘与翼盒103和上罩121对齐，使得模块化前缘形成翼梢100的前缘。因此可以说在图3中模块化前缘处于操作位置中。

图4示出了第一实施方式的翼梢100的一部分的立体图，其中，翼盒103的上罩121被移除。模块化前缘101相对于翼盒103和图3中的边缘101的位置向下旋转90度。因此可以说在图4中模块化前缘处于安装位置中。翼梢100具有五个翼肋119a至119e。模块化前缘经由附接螺栓115a至115e安装至各个肋119a至119e，每个附接螺栓115a至115e将翼盒肋119a至119e连接至模块化前缘101的对应的肋109a至109e。当处于图4的安装位置中时，模块化前缘101的肋109a至109e相对于肋109a至109e在如图3中所示的操作位置中的位置旋转大约90度。因此，模块化前缘101的肋109a至109e与翼盒103的(处于安装位置中的)肋119a至119e垂直。

根据本示例性实施方式的翼梢可以通过允许前缘结构被设置为可以预先组装并且然后安装在机翼的其余部分上的单独的子组件(模块化前缘101)来改善飞行器机翼的制造效率。提供模块化前缘还可以通过使得能够减少子组件(前缘)与主组件之间的附接件的数量以及/或者减少对适应在将大量部件连接在一起时可能变得显著的公差间隙的需要来促进有效的组装。模块化前缘的可旋转特性可以通过在模块化前缘101处于安装位置中时提供对翼梢100的内部的改进的接近途径而便于检查和维护。

图5示出了在模块化前缘101处于操作位置中时通过第一实施方式的翼梢100的一部分的横截面图。模块化前缘101被示出为位于图5的左手侧并且包括由边缘肋109支撑的弯曲外罩107。边缘肋109附接有(在图5中的横截面中所示出的)套管(spigot)111。螺纹孔113在与套管111的纵向轴线垂直的方向上延伸穿过套管111。附接螺栓115将边缘肋109枢转地连接至翼肋119的端部部分117，翼肋119形成翼盒103的一部分。翼肋119支撑翼盒103的上罩121。翼肋119的端部部分117具有形成在该端部部分117中的螺纹凹口123。张紧螺栓125具有位于套管111的下侧的头部126和本体128，本体128从头部126向上延伸、穿过套管111中的孔113并延伸到盒凹口123中以形成张紧接合部127。

图6示出了包括张紧接合部127并且在图5中被标记为“B”的区域的近视图。如图6中所示，套管111的横截面呈截头圆形的形状，其中，两个平坦面129位于套管111的两侧，套管孔113延伸穿过每个面129的中央并穿过套管111的中央。每个平坦面129在与延伸穿过套管111的孔113的纵向轴线大致平行的平面中在套管111的一部分表面上延伸。在图4的操作位置中，形成在翼肋119的端部部分117上的平坦面131接触套管111的平坦面129中的一个平坦面129。这两个面129、131处于抵接关系，其中，两个面129、131之间在平坦面129的大部分表面区域上接触。

在使用中，每个附接螺栓115提供用于将模块化前缘101安装在翼盒103上的枢转安装，从而允许模块化前缘101在操作位置(如图3和图5中所示)与安装位置(如图4中所示)之间旋转，在操作位置中，模块化边缘101形成机翼2的前缘，在安装位置中，前缘101向下旋转大约90度。附接螺栓115a至115e一起约束模块化前缘的在除了允许模块化前缘101在安装位置与操作位置之间旋转的旋转自由度之外的所有自由度上的运动。在使用中，当模块化前缘处于操作位置中时，张紧该螺栓125将套管侧接触面129和盒侧接触面131压在一起，使得在套管侧接触面129与盒侧接触面131之间，螺栓125、接触面129和接触面131形成张紧接合部127，该张紧接合部127阻碍前缘围绕附接螺栓115在两个方向(如在图5和图6中观察的顺时针方向和逆时针方向)上旋转。通过套管接触面129和盒接触面131的压缩来对围绕附接螺栓115沿顺时针方向加载在前缘101上的扭矩起反作用。通过张紧螺栓125与盒凹口123之间的张紧力来对沿逆时针方向的扭矩起反作用。根据第一实施方式的附接螺栓和张紧接合部的组合允许模块化前缘101被用在具有弯曲的(而不是直的)前缘或后缘的机翼上。因此，根据本示例性实施方式的装置可以有助于将模块化前缘与多种机翼类型一起使用。此外，根据本实施方式的装置可以允许以空间利用率高且机械简单的方式将模块化前缘相对于机翼的其余部分安装并固定。此外，第一实施方式的张紧螺栓125定向成使得该张紧螺栓125能够通过翼梢100(未示出)的下罩中的开口来接近。与位于翼梢100的顶侧上的等效开口相比，将该开口安置在翼梢100的下侧部上对翼梢空气动力学具有减小的影响，因此，根据本实施方式的翼梢可以允许提供模块化前缘，同时减小对机翼的空气动力学性能的影响。

在使用中，套管111被安装成允许围绕套管111的纵向轴线相对于边缘肋109进行少量旋转。这可以允许套管111在张紧螺栓125被插入并张紧时旋转以使接触面129、131进行良好接触，从而适应翼肋119与边缘肋109之间的小的未对准。因此，根据本示例性实施方式的装置可以通过自动适应小的未对准的方式来促进翼组件的较快组装。

图7示出了第一实施方式的机翼的一部分的立体图，其中，组装有张紧接合部127。图8示出了图6的张紧接合部127的分解图。

图9示出了在模块化前缘201处于操作位置中时根据本发明的第二示例性实施方式的翼梢200。此处将仅论述本实施方式的与第一实施方式不同的那些方面。类似的附图标记表示类似的元件。第二实施方式的前缘201在图9中被示出为位于翼盒203的右手侧。与第一实施方式——在第一实施方式中，张紧螺栓125被接纳在形成于边缘肋109上所安装的套管111中的凹口113中——相比，在本发明的第二示例性实施方式中，张紧螺栓225被接纳在形成在桶形螺母235中的螺纹凹口223中。桶形螺母235安装在翼盒肋219中的孔237(如图10中所示)中。连接凹口222从翼盒肋219的上侧部上的平坦表面229延伸并与桶形螺母235中的凹口223同轴。张紧螺栓225的头部226位于翼梢200的上侧，张紧螺栓225的本体向下延伸穿过形成在前缘肋209中的凹口213、穿过凹口222、并延伸到形成在桶形螺母235中的螺纹凹口223中。平坦表面229抵接前缘肋209的上表面上的平坦表面231。在第二实施方式中，张紧螺栓225定向成使得该张紧螺栓225能够通过翼梢200的上罩221中的开口(未示出)来接近。如上所述，与位于翼梢的下侧部上的等效开口相比，将开口安置在翼梢200的顶侧上可以对翼梢空气动力学具有更大的影响。然而，在例如靠近机翼的外侧端部而空间有限的情况下，使用桶形螺母代替套管可以允许以更节省空间的方式来设置张紧接合部。因此，根据本实施方式的组件可以便于在机翼的具有减小的厚度的区域中使用模块化前缘。

图10示出了在前缘201处于安装位置中时第二示例性实施方式的翼梢200的立体图。在安装位置中，前缘201向下指向，使得前缘201的外罩207面向与翼梢的飞行中行进方向成大约90°的偏离角。在图11中，前缘201处于操作位置中。

图11示出了处于操作位置中的翼梢200的分解立体图。在操作位置中，前缘201的弯曲外罩207与翼盒203的上罩221对齐，使得前缘201的外罩207在飞行时面向入射气流。桶形螺母235被示出为与孔237对准。张紧螺栓225被示出为与边缘凹口213和盒凹口223对准。在使用中，为了在操作位置中锁定前缘，将桶形螺母235插入孔237中，并且然后将张紧螺栓225插入穿过边缘凹口213和盒凹口223(在图11中不可见)并且在张紧状态下接纳在桶形螺母235的螺纹凹口223中。

在未示出的第三示例性实施方式中，单个翼梢包括根据第一实施方式和第二实施方式两者的模块化前缘与翼盒之间的连接部。在第三实施方式中，模块化前缘与翼盒之间的在最外侧的翼肋处的连接部是根据第二实施方式的桶形螺母装置，而模块化前缘与翼盒之间的其他连接部使用根据第一实施方式的套管。

图12示出了图示根据本发明的任何先前实施方式的用于组装机翼组件的方法450的步骤的流程图。首先使用附接螺栓将模块化边缘在安装位置中附接451至主结构。然后，将模块化边缘围绕附接螺栓旋转452经过90度至操作位置，在操作位置中，模块化前缘形成机翼的前缘并且模块化边缘的一部分与翼盒的对应部分形成抵接关系。然后，将张紧螺栓插入453模块化前缘和翼盒两者上的螺纹凹口中以形成张紧接合部。然后，旋拧紧454张紧螺栓，直到达到预定的扭矩值为止。旋拧紧454张紧螺栓将翼盒和模块化前缘的抵接部分拉在一起。一旦旋拧紧，则通过螺栓与所述螺纹凹口中的一个螺纹凹口之间的接合来阻止模块化前缘在模块化前缘与翼盒的抵接部分之间沿一个方向旋转远离操作位置，并且阻止模块化前缘在模块化前缘与翼盒的抵接部分之间沿另一个方向旋转远离操作位置。根据图12的本示例性实施方式的方法可以提供精确地组装机翼组件并且/或者防止模块化前缘相对于机翼组件的其余部分移动的简单且有效的方式。

虽然已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域普通技术人员将理解的是，本发明适用于本文中未具体说明的许多不同变型。现在将仅通过示例的方式来描述某些可能的变型。

已经参照模块化前缘对以上实施方式进行了描述，但是将理解的是，上面所描述的安装和固定装置也可以与模块化后缘一起使用。已经参照翼梢对上述装置进行了描述，但是上述装置也可以用于在飞行器上的机翼、尾翼或其他翼型本体的其他区域中提供模块化边缘组件。

已经参照从操作位置向下旋转至安装位置的模块化前缘对以上实施方式进行了描述，但是将理解的是，模块化边缘在从操作位置移动到安装位置中时可以向上旋转。安装位置可以与操作位置成除了大约90°之外的角度。

在前面的描述中，提及了具有已知的、明显的或可预见的等同方案的整体或元件，则这样的等同方案如同被单独阐述一样并入本文中。应当参照用于确定本发明的真实范围的权利要求，权利要求应当被解释为包含任何这样的等同方案。读者还将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，尽管在本发明的一些实施方式中这样的可选整体或特征可能有益的，但在其他实施方式中这样的可选整体或特征可能是非期望的并且可能因此不存在。

Claims (16)

1.一种机翼组件，所述机翼组件包括：

主结构，所述主结构包括第一接触面和第一凹口，所述第一凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分；以及

模块化边缘，所述模块化边缘包括第二接触面和第二凹口，所述第二凹口布置成接纳张紧螺栓的一部分，所述模块化边缘枢转地安装在所述主结构上以用于在安装位置与操作位置之间旋转，在所述安装位置中，所述第一接触面和所述第二接触面间隔开，在所述操作位置中，所述第一接触面和所述第二接触面抵接并且所述模块化边缘与所述主结构对齐以形成所述机翼组件的边缘的至少一部分；并且其中：

所述机翼组件布置成使得在所述模块化边缘处于所述操作位置中时，被接纳在所述第一凹口和所述第二凹口中的张紧螺栓中的张紧力起到将所述第一接触面和所述第二接触面压在一起的作用，从而形成阻碍所述模块化边缘相对于所述主结构枢转的张紧接合部。

2.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，当所述模块化边缘处于所述操作位置中时，所述模块化边缘与所述主结构对齐以形成机翼的前缘或后缘的至少一部分。

3.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件，其中，所述主结构包括至少一个翼肋，并且所述第一接触面位于所述翼肋上。

4.根据权利要求3所述的机翼组件，其中，所述第一凹口形成在所述翼肋中。

5.根据权利要求3所述的机翼组件，其中，所述主结构包括安装在所述至少一个翼肋上的桶形螺母，所述第一凹口形成在所述桶形螺母中。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件，其中，所述模块化边缘包括至少一个边缘肋，并且所述第二凹口形成在所述边缘肋中，并且所述第二接触面位于所述边缘肋上。

7.根据权利要求1至5中的任一项所述的机翼组件，其中，所述模块化边缘包括至少一个边缘肋和安装在所述边缘肋上的套管，并且所述第二接触面位于所述套管上，并且所述第二凹口形成在所述套管中。

8.根据权利要求7所述的机翼组件，其中，所述套管安装在所述边缘肋上以用于相对于所述边缘肋旋转。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件，其中，所述模块化边缘通过紧固件枢转地安装在所述主结构上。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件，其中，所述主结构包括多个翼肋，并且所述主结构构造成使得在使用中在所述模块化边缘与每个翼肋之间形成张紧接合部，每个张紧接合部包括：第一凹口和第一接触面，所述第一凹口和所述第一接触面形成所述主结构的一部分；第二凹口和第二接触面，所述第二凹口和所述第二接触面形成所述模块化边缘的一部分；以及张紧螺栓，每个张紧螺栓被接纳在相对应的一对第一凹口和第二凹口中。

11.一种模块化边缘，所述模块化边缘适用于用作根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件中的模块化边缘。

12.一种飞行器，包括根据权利要求1至10中的任一项所述的机翼组件或根据权利要求11所述的模块化边缘。

13.一种组装机翼组件的方法，所述机翼组件包括：

主结构，所述主结构包括第一凹口和第一接触面；

模块化边缘，所述模块化边缘构造成形成机翼组件的前缘或后缘的一部分，所述模块化边缘包括第二凹口和第二接触面；以及

张紧螺栓，

所述方法包括下述步骤：

将所述模块化边缘在安装位置中安装至所述主结构，在所述安装位置中，所述第一接触面和所述第二接触面间隔开；并且，然后，

将所述模块化边缘从所述安装位置旋转至操作位置，在所述操作位置中，所述第一接触面和所述第二接触面抵接；并且，然后，

将所述张紧螺栓插入所述第一凹口和所述第二凹口中；并且，然后，

张紧所述螺栓以将所述第一接触面和所述第二接触面压在一起，从而形成阻碍所述模块化边缘旋转远离所述操作位置的张紧接合部。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，将所述模块化边缘旋转至操作位置的所述步骤包括使所述模块化边缘旋转至少45度的角度。

15.根据权利要求13和14中的任一项所述的方法，其中，所述张紧所述螺栓的步骤包括旋拧紧所述螺栓直到达到预定的扭矩载荷为止。

16.一种机翼组件，所述机翼组件形成飞行器的机翼的至少一部分，其中，

所述机翼组件包括：机翼本体，所述机翼本体具有第一表面；以及模块化边缘，所述模块化边缘具有第二表面，所述模块化边缘构造成形成所述机翼组件的前缘和所述机翼组件的后缘中的一者的至少一部分，所述模块化边缘由被保持处于张紧状态的至少一个可释放的固定件夹持抵靠所述机翼本体，从而使所述第一表面和所述第二表面被保持在一起成抵接关系，并且

所述机翼组件模块化边缘安装在所述机翼本体上以用于在释放所述固定件时远离所述机翼本体移动至下述位置：在该位置中，所述模块化边缘仍保持连接至机翼本体，但是所述第一表面和所述第二表面被保持成处于间隔开的关系。

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