CN114906312B - 在载荷反向期间具有降低的噪声的预加载飞行器连杆组件 - Google Patents

Abstract

飞行器包括机身、从机身延伸出的机翼以及将机翼耦合到机身的接合件。接合件包括固定到机身的第一配件，固定到机翼的第二配件，可枢转地耦合到第一配件和第二配件的联接组件，以及基于由联接组件的制造所限定的自由游隙间隙在第一配件和第二配件处耦合到联接组件的带。联接组件被配置为在飞行器的操作期间支撑机翼，并且具有由接合件的制造所限定的落入接合件的设计尺寸公差内的自由游隙间隙。带还被配置为在接合件中的载荷反向期间偏置联接组件，以限制联接组件在自由游隙间隙内的运动。

Description

在载荷反向期间具有降低的噪声的预加载飞行器连杆组件

技术领域

本公开总体上涉及飞行器连杆组件，并且更具体地涉及被预加载以在载荷反向期间限制自由游隙运动的飞行器连杆组件。

背景技术

用于将飞行器机翼耦合到飞行器机身的连杆组件包括几个部件。这些部件中的每一个都按照由用于制造部件的制造技术所限定的公差来制造。公差表示部件的实际尺寸相对于设计或期望尺寸的预期范围。例如，部件可以设计为具有100mm的长度，公差为正或负5mm。因此，以这种公差制造的任何给定零件可能短至95mm或长至105mm。

随着连杆组件中的部件数量增加，公差增加或叠加。随着公差叠加，连杆组件在部件之间具有更大的间隙。由于部件的累积公差，该间隙导致“自由游隙”或零件相对于彼此移动的能力。接合件自由游隙在载荷反向期间产生可听噪声，因为各种部件在接合件内彼此撞击。

用于减小自由游隙的一种解决方案是制造具有更严格公差的部件。然而，以更严格的公差进行制造增加了制造零件的成本以及在质量检查过程中的零件拒收。

因此，期望提供产生比传统连杆组件产生的可听噪声小的可听噪声的连杆组件。此外，期望降低可听噪声，而没有与更严格公差相关的增加成本。此外，结合附图以及前述技术领域和背景技术，根据随后的概述和详细描述以及所附的权利要求，其他期望的特征和特性将变得显而易见。

发明内容

本文公开了飞行器、飞行器连杆组件以及在飞行器的操作期间降低连杆组件中的噪声的方法。

在第一非限制性实施例中，一种飞行器包括机身、从机身延伸出的机翼以及将机翼耦合到机身的接合件。接合件包括固定到机身的第一配件，固定到机翼的第二配件，可枢转地耦合到第一配件和第二配件的联接组件，以及基于由联接组件的制造所限定的自由游隙间隙在第一配件和第二配件处耦合到联接组件的带。联接组件被配置为在飞行器的操作期间支撑机翼，并且具有由接合件的制造所限定的落入接合件的设计尺寸公差内的自由游隙间隙。带还被配置为在接合件中的载荷反向期间偏置联接组件，以限制联接组件在自由游隙间隙内的运动。

在另一非限制性实施例中，一种用于在第一结构和第二结构之间承受载荷反向的结构的接合件包括第一配件、第二配件、联接组件和带。第一配件固定到第一结构。第二配件固定到第二结构。联接组件可枢转地耦合到第一配件和第二配件。联接组件具有由接合件的制造所限定并落入接合件的设计尺寸公差内的自由游隙间隙。基于由联接组件和接口硬件的制造所限定的自由游隙间隙，带在第一配件和第二配件处耦合到联接组件。带还被配置为在接合件中的载荷反向期间偏置联接组件，以限制联接组件在自由游隙间隙内的运动。

在另一非限制性实施例中，一种在飞行器的操作期间降低接合件中的噪声的方法包括，在飞行器的机身和机翼之间安装连杆组件以支撑机翼。该方法还包括预加载连杆组件。该方法还包括确定由于制造公差叠加而导致的连杆组件中的自由游隙间隙。该方法还包括基于自由游隙间隙来制造带。该方法还包括将带安装在连杆组件上，使得带在飞行器的加压飞行期间偏置连杆组件，以限制自由游隙运动。

附图说明

在下文中将结合以下附图描述本公开，其中相同的标号表示相同的元件，并且：

图1是根据本公开的一些实施例的具有接合件的飞行器组件的简化视图；

图2是根据一些实施例的图1的接合件的横截面视图；

图3至图5示出了根据一些实施例的经历载荷反向的接合件；

图6是示出在飞行器组件操作期间，图1的接合件的载荷的曲线图；

图7示出了根据一些实施例的经历载荷反向的图2的接合件；以及

图8是示出根据本文公开的教导的降低连杆组件中的噪声的方法的非限制性实施例的流程图。

具体实施方式

以下详细描述本质上仅是示例性的，而且并不旨在限制本发明或本发明的应用和使用。此外，并不旨在受到在前述背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。

一般而言，本文描述的实施例包括用于结构组件的减振系统，该结构组件具有经受载荷反向的自由游隙。实施例在预载荷下加载具有自由游隙的接合件，从而在载荷反向期间降低振动强度。

预加载系统的一个示例包括具有至少六个部件的带组件(strap assembly)。在一些实施例中，六个部件是两个带和四个带配件。传统的联接组件首先被安装并保持在一定的加载条件下。在加载条件下，带组件被制造并安装在联接组件上，使得在操作期间移除预载荷时，带组件被预加应力，从而降低振动和噪声的强度。这些实施例减少了对传统上用于消除接合件中的自由游隙的更严格公差硬件的依赖。

可以通过对本申请所附的图示的审阅以及对下面的详细描述的审阅，来获得对实施例的更好理解。

图1是飞行器组件100的分解透视图。飞行器组件100可以是任何类型的固定翼飞行器，包括但不限于亚音速飞行器、超音速飞行器、螺旋桨驱动飞行器、喷气动力飞行器、商用客机、私人公务机、货机、军用飞行器和任何其他类型的飞行器，其中机翼由机身和机翼之间的接合件支撑。此外，虽然本公开的接合件在其用于将飞行器机翼联接到机身的应用的背景下进行描述和解释，但是应当理解，本公开的接合件不限于机身和机翼之间的连接。相反，可以在操作期间经历载荷反向的任何类型的结构上使用本公开的接合件。连杆组件不限于在运载工具中使用，并且可以在与运载工具无关的其他应用中使用，诸如但不限于建筑物和桥梁。

飞行器组件100包括机身102、机翼104和接合件106。机身102和机翼104类似于飞行器的传统部件。在所提供的示例中，机身102和机翼104在运输类飞行器上以低翼配置耦合。如本领域普通技术人员将理解的，机翼104从机身102向外延伸并且通过至少一个接合件106由机身102支撑。

现在参考图2并继续参考图1，接合件106在横截面视图中示出。接合件106将机翼104耦合到机身102。接合件106包括第一配件110、第二配件112、联接组件114和带116。

第一配件110固定到机身102。如本文所使用的，术语“固定到”是指不可旋转且不可滑动地连接在一起以用作单件。第一配件110限定朝向第二配件112延伸出的一对凸缘120。凸缘120被配置为接收联接组件114。在所提供的示例中，凸缘120彼此平行，在凸缘120之间具有尺寸设计为容纳联接组件114的空间。每个凸缘120限定配件孔122。配件孔122被配置为接收联接组件114的部件，用于将联接组件114可枢转地耦合到第一配件110。

第二配件112固定到机翼104。第二配件112类似于第一配件110，其中相同的标号指代相同的部件。然而，第二配件112被定向成使得第二配件112的凸缘120远离机翼104朝向机身102延伸。

联接组件114包括联接杆130、剪切销132、螺栓134、垫圈136和衬套138。联接组件114可枢转地耦合到第一配件110和第二配件112，以在飞行器操作期间支撑机翼104。联接组件114具有由组装的每个单独接合件106的制造所限定的自由游隙间隙，如将在图3至图5中示出的。根据接合件106的工程设计，自由游隙间隙落入接合件106的设计尺寸公差内。

联接杆130具有两个端部140，每个端部140容纳轴承142。每个端部140限定轴承142设置在其中的联接孔144。在一些实施例中，省略轴承142。当组装接合件106时，每个端部140定位在相应配件110或112的凸缘120之间。轴承142或联接孔144被配置为容纳剪切销132，以将联接杆130固定到相应配件110或112的凸缘120。

剪切销132至少部分地设置在配件孔122内，并且至少部分地设置在联接孔144和轴承142内。在飞行器操作期间，机身102和机翼104上的力分别作用在配件110或112上。配件在凸缘120的配件孔122处将力传递到剪切销132。剪切销132在联接孔144处将力传递到轴承142和联接杆130。联接杆130将力传递到另一个端部140，力在那里以类似但反向的方式通过另一个剪切销132传递到另一个配件110或112。

剪切销132各自限定与相应剪切销132的纵向方向同轴的螺栓孔146。螺栓孔146被配置为接收螺栓134。

螺栓134限制联接接合件106的拆卸，并将带116固定到联接组件114。在所提供的示例中，螺栓134直接穿过带116、垫圈136和剪切销132。螺栓134通过螺母135固定在接合件106内。

带116用作在第一配件110和第二配件112之间与联接组件114平行耦合的联接。在所提供的示例中，带116是扁平金属杆，其在飞行器操作期间弹性变形以偏置联接组件。

带116限定螺栓134穿过的带孔150。在将联接组件114耦合到配件110和112并且在配件110和112之间施加预载荷之后，钻出带孔150。例如，可以使用联接组件114将机翼104安装到机身102上。机翼104通过机翼安装的起落架支撑机身102。因此，重力将机身102向下拉向机翼104，导致联接组件114中的压缩载荷。在飞行器的巡航高度处，在机身102的加压之后，压缩载荷反向至拉伸载荷。

压缩载荷传递通过剪切销132。因此，如果在接合件106的组装过程中已经安装了螺栓134，则可以移除螺栓134。然后基于由联接组件的制造所限定的自由游隙间隙，钻出带孔150。例如，可以测量螺栓孔146之间的距离，以确定带孔150的钻孔位置。通过在组装之后测量距离，可以在带孔布置中考虑制成的实际尺寸。随着接合件106上的载荷改变，带116在接合件106中的载荷反向期间偏置联接组件114，以限制联接组件114在自由游隙间隙内的运动。

在所提供的示例中，带孔150具有与螺栓134的直径基本相同的直径。当联接组件114由预定的预载荷(诸如当飞行器静止在地面上时，接合件106上的压缩载荷)加载时，带孔150也与螺栓134对齐。

现在参考图3至图4并继续参考图1至图2，接合件300的操作在简化的横截面视图中示出。接合件300类似于接合件106，其中相同的标号指代相同的部件。然而，接合件300不包括带116。

图3示出了在压缩载荷下的接合件300，诸如当机翼104将机身102支撑在地面上时。压缩载荷将配件110压靠在剪切销132的外侧(配件侧)。压缩载荷还将联接杆130压靠在剪切销132的内侧(联接杆侧)。第一自由游隙间隙302至少部分地由配件孔122的内表面和剪切销132的外表面之间的尺寸差异限定。第二自由游隙间隙304至少部分地由轴承142的内表面和剪切销132的外表面之间的尺寸差异限定。第二自由游隙间隙304也可以部分地由轴承142的外部尺寸和联接孔144的内部尺寸之间的尺寸差异限定。

在图4中，接合件300处于拉伸状态。例如，当飞行器在巡航高度飞行并且飞行器机舱的加压导致机身形状变化、该机身形状变化允许接合件300在载荷反向期间进入拉伸状态时，接合件300可能处于拉伸状态。拉伸载荷将配件110拉靠在剪切销132的内侧。拉伸载荷还将联接杆130拉靠在剪切销132的外侧。通过比较图3和图4可以容易地看出，在压缩和拉伸之间的载荷反向期间，接合件300的部件在自由间隙区域内移动。

现在参考图5并继续参考图1至图4，接合件106被示为处于操作条件。在机翼104上的载荷接近零载荷(基本上低)的操作条件下，带116向接合件106施加拉力，以将联接组件114偏置到自由游隙间隙302的极限。联接组件114因为带116的拉力而在操作条件期间处于压缩状态。例如，即使当机翼104上的载荷反向会导致联接组件114处于拉伸状态时，联接组件114仍处于压缩状态，因为带116将螺栓134拉靠在螺栓孔146的内侧并拉到联接组件114的内侧。因此，剪切销132偏置靠在配件孔122的内侧。

在所提供的示例中，带116被配置为在飞行器操作过程中，在接合件106的预定机翼加载条件期间，将联接组件114连续地偏置到自由游隙间隙的极限。换言之，在典型的反向期间，机翼104上的预期载荷不足以使联接组件114处于拉伸状态。

应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，自由间隙的位置和尺寸可以变化。在一些实施例中可以并入替代的组装部件。

现在参考图6并继续参考图1至图5，在曲线图600中示出了操作期间在压缩和拉伸之间交替的接合件106中的力和接合件300中的力。线602表示接合件300中的力。当在零载荷线604附近发生载荷反向时，接合件300的部件在由零载荷区606表示的自由间隙区域302和304内移动。当部件已经穿越到自由间隙区域的另一侧时，部件彼此有力地接触。这种有力的接触给飞行器的乘员带来可听噪声。

线610表示接合件106中的力。当发生载荷反向时，接合件106中的力保持在压缩状态，如图6中所示，并偏置靠在自由间隙区域的一侧。因此，力永远不会到达零载荷线604，并且部件不会彼此有力地接触，也不会穿越自由间隙区域。

现在参考图7并继续参考图1至图6，示出了在飞行器飞行期间接合件106中的力。飞行具有几个阶段，包括地面滑行阶段702、爬升阶段704和巡航阶段706。在地面阶段702，联接杆130上的力710是压缩的，而带116上的力712基本上为零。

随着飞行器前进通过爬升阶段704，大气压力降低并且机舱加压。当加压发生时，力710在接合件106中变得拉伸。当联接组件114在弹性变形中伸长时，带116也伸长并压缩联接组件114，足以使联接组件114保持在压缩状态，但不足以使联接组件中的典型载荷大于相对于联接组件114的设计载荷能力而言基本上低。在巡航阶段706期间，紊流导致机翼104处的载荷反向。因为带116偏置联接组件114，所以力710不会变得拉伸。

现在参考图8并继续参考图1至图7，以流程图的形式示出了在飞行器操作期间降低接合件中的噪声的方法800。任务802包括在飞行器的机身和机翼之间安装连杆组件以支撑机翼。例如，任务802可以包括在安装带116之前，用接合件106将机翼104耦合到机身102。

任务804包括预加载连杆组件。例如，预加载接合件106，同时机翼104将机身102的重量支撑在地面上。

任务806包括确定由于制造公差叠加而导致的连杆组件中的自由游隙间隙。在所提供的示例中，确定连杆组件中的自由游隙间隙是在预加载连杆组件之后确定连杆组件内的螺栓的位置。例如，可以基于预加载的接合件106中的螺栓孔146的位置来标记带孔150以用于钻孔。

任务808包括基于自由游隙间隙来制造带。在所提供的示例中，制造带还包括在预加载连杆组件之后，基于连杆组件内的螺栓的位置，在带中钻出螺栓孔。例如，可以基于预加载的接合件106中的螺栓孔146的位置来钻出带孔150。

任务810包括将带安装在连杆组件上，使得带在飞行器的加压飞行期间偏置连杆组件，以限制自由游隙运动。例如，带116可以用螺栓134固定到连接组件114。

尽管在本公开的前述详细描述中已经提出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，示例性实施例或多个示例性实施例仅是示例，并且不旨在以任何方式限制本公开的范围、适用性或配置。相反，前述详细描述将为本领域技术人员提供用于实现本公开的示例性实施例的便利路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求中阐述的本公开的范围的情况下，可以在示例性实施例中描述的元件的功能和布置中进行各种改变。

Claims (19)

1.一种飞行器，包括：

机身；

从所述机身延伸出的机翼；以及

将所述机翼耦合到所述机身的接合件，所述接合件包括：

固定到所述机身的第一配件；

固定到所述机翼的第二配件；

可枢转地耦合到所述第一配件和所述第二配件的联接组件，所述联接组件被配置为在所述飞行器的操作期间支撑所述机翼，并且具有由所述接合件的制造所限定并落入所述接合件的设计尺寸公差内的自由游隙间隙；和

基于由所述联接组件的制造所限定的所述自由游隙间隙在所述第一配件和所述第二配件处耦合到所述联接组件的带，所述带还被配置为在所述接合件中的载荷反向期间偏置所述联接组件，以限制所述联接组件在所述自由游隙间隙内的运动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述带还被配置为在所述飞行器的操作状态下将所述联接组件偏置到所述自由游隙间隙的极限。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述带被配置为在所述飞行器的操作过程中，在所述接合件的预定机翼加载条件期间，将所述联接组件连续地偏置到所述自由游隙间隙的极限。

4.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述带是弹性变形以偏置所述联接组件的扁平金属杆。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一配件限定第一配件孔并且所述第二配件限定第二配件孔，并且其中所述联接组件包括：

具有第一端部和第二端部的联接杆，所述第一端部限定第一联接孔并且所述第二端部限定第二联接孔；

至少部分地设置在所述第一配件孔内并且至少部分地设置在所述第一联接孔内的第一剪切销；和

至少部分地设置在所述第二配件孔内并且至少部分地设置在所述第二联接孔内的第二剪切销。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中所述自由游隙间隙至少部分地由所述第一配件孔的内表面和所述第一剪切销的外表面之间的尺寸差异限定。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中所述自由游隙间隙至少部分地由所述第二配件孔的内表面和所述第二剪切销的外表面之间的尺寸差异限定。

8.根据权利要求5所述的飞行器，其中所述第一剪切销和所述第二剪切销各自限定与相应的剪切销的纵向方向同轴的螺栓孔，并且其中所述联接组件还包括：

第一螺栓，其将所述带固定到所述联接组件并至少部分地设置在所述第一剪切销的螺栓孔中；和

第二螺栓，其将所述带固定到所述联接组件并至少部分地设置在所述第二剪切销的螺栓孔中。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述带还限定第一带孔和第二带孔，

其中所述第一带孔具有与所述第一螺栓的直径相同的直径，并且当所述联接组件由预定的预载荷加载时与所述第一螺栓对齐，并且

其中所述第二带孔具有与所述第二螺栓的直径相同的直径，并且当所述联接组件由所述预定的预载荷加载时与所述第二螺栓对齐。

10.一种用于在第一结构和第二结构之间承受载荷反向的结构的接合件，所述接合件包括：

固定到所述第一结构的第一配件；

固定到所述第二结构的第二配件；

可枢转地耦合到所述第一配件和所述第二配件的联接组件，所述联接组件具有由所述接合件的制造所限定并落入所述接合件的设计尺寸公差内的自由游隙间隙；

基于由所述联接组件的制造所限定的所述自由游隙间隙在所述第一配件和所述第二配件处耦合到所述联接组件的带，所述带还被配置为在所述接合件中的载荷反向期间偏置所述联接组件，以限制所述联接组件在所述自由游隙间隙内的运动；并且

其中所述带还被配置为在飞行器的操作状态下将所述联接组件偏置到所述自由游隙间隙的极限，其中所述第一结构是所述飞行器的机身，并且所述第二结构是所述飞行器的机翼。

11.根据权利要求10所述的接合件，其中所述带被配置为在所述飞行器的操作过程中，在所述接合件的预定机翼加载条件期间，将所述联接组件连续地偏置到所述自由游隙间隙的极限。

12.根据权利要求10所述的接合件，其中所述带是弹性变形以偏置所述联接组件的扁平金属杆。

13.根据权利要求10所述的接合件，其中所述第一配件限定第一配件孔并且所述第二配件限定第二配件孔，并且其中所述联接组件包括：

具有第一端部和第二端部的联接杆，所述第一端部限定第一联接孔并且所述第二端部限定第二联接孔；

至少部分地设置在所述第一配件孔内并且至少部分地设置在所述第一联接孔内的第一剪切销；和

至少部分地设置在所述第二配件孔内并且至少部分地设置在所述第二联接孔内的第二剪切销。

14.根据权利要求13所述的接合件，其中所述自由游隙间隙至少部分地由所述第一配件孔的内表面和所述第一剪切销的外表面之间的尺寸差异限定。

15.根据权利要求14所述的接合件，其中所述自由游隙间隙至少部分地由所述第二配件孔的内表面和所述第二剪切销的外表面之间的尺寸差异限定。

16.根据权利要求13所述的接合件，其中所述第一剪切销和所述第二剪切销各自限定与相应的剪切销的纵向方向同轴的螺栓孔，并且其中所述联接组件还包括：

第一螺栓，其将所述带固定到所述联接组件并至少部分地设置在所述第一剪切销的螺栓孔中；和

第二螺栓，其将所述带固定到所述联接组件并至少部分地设置在所述第二剪切销的螺栓孔中。

17.一种在飞行器的操作期间降低接合件中的噪声的方法，所述方法包括：

在所述飞行器的机身和机翼之间安装连杆组件以支撑所述机翼；

预加载所述连杆组件；

确定由于制造公差叠加而导致的所述连杆组件中的自由游隙间隙；

基于所述自由游隙间隙来制造带；和

将所述带安装在所述连杆组件上，使得所述带在所述飞行器的加压飞行期间偏置所述连杆组件，以限制自由游隙运动。

18.根据权利要求17所述的方法，其中制造所述带还包括在预加载所述连杆组件之后，基于所述连杆组件内的螺栓的位置，在所述带中钻出螺栓孔。

19.根据权利要求18所述的方法，其中确定所述连杆组件中的所述自由游隙间隙是在预加载所述连杆组件之后确定所述连杆组件内的所述螺栓的位置。

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