CN117104501A - 载荷引入系统以及用于制造载荷引入系统的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种载荷引入系统(1)，该载荷引入系统包括：空气动力学结构部件(10)，该空气动力学结构部件具有上蒙皮部段(11)和下蒙皮部段(12)；附接单元；以及载荷引入单元(30)，该载荷引入单元构造成将附接单元(20)联接至空气动力学结构部件(10)。载荷引入单元(30)包括纵向连接元件(31)，其中，该纵向连接元件的第一端部(31a)定位在上蒙皮部段(11)处。纵向连接元件(31)延伸穿过下蒙皮部段(12)，使得该纵向连接元件的第二端部(31b)定位在空气动力学结构部件(10)的外部。第一端部(31a)锚固至上蒙皮部段(11)，并且第二端部(31b)锚固至附接单元(20)，使得纵向连接元件(31)迫使附接单元(20)抵靠下蒙皮部段(12)。

Description

载荷引入系统以及用于制造载荷引入系统的方法
技术领域
本发明涉及空气动力学结构的改进的附接和载荷传递构思。特别地，本发明涉及载荷引入系统以及用于制造载荷引入系统的方法。
背景技术
空气动力学系统的各部件之间的载荷传递是这种系统的设计过程期间必须考虑的重要方面。特别地，强度要求、低制造/组装成本与可靠且稳定的制造/组装过程相结合是设计过程期间必须处理的最重要的问题。近年来，越来越流行的纤维增强材料的使用允许减少必须进行组装的零件的数量，但是使设计过程更具挑战性，因为当与对多个不同零件进行组装的系统相比时，材料性质是不同的。例如，纤维增强材料层的所谓的“展开”是纤维增强材料的一种性质，为了提供增强的结构稳定性和强度需求，应当避免这种性质。
EP 3 575 206A1描述了一种用于在缩回位置与伸展位置之间驱动襟翼装置的系统、具有这种系统的机翼、以及飞行器。
EP 2 578 489A2描述了一种用于具有后缘襟翼的飞行器机翼的襟翼支承结构。该襟翼支承结构包括：襟翼支承梁，该襟翼支承梁具有空气动力学整流罩；以及驱动单元，该驱动单元具有通用支承结构件，该通用支承结构件以可旋转的方式接纳连接至驱动臂的驱动轴，以用于使后缘襟翼移动。通用支承结构还形成襟翼支承梁的一部分并支承空气动力学整流罩。
发明内容
可以将对纤维增强空气动力学结构件内的载荷传递进行改进视为本发明的目的。
提供了根据独立权利要求的特征的系统及方法。本发明的其他实施方式通过从属权利要求和以下描述是明显的。
根据本发明的一方面，提供了一种载荷引入系统。该载荷引入系统包括具有上蒙皮部段和下蒙皮部段的空气动力学结构部件、例如襟翼部件。载荷引入系统还包括附接单元，该附接单元用于将空气动力学结构部件联接至基础系统、例如飞行器的机翼系统。载荷引入系统还包括载荷引入单元，该载荷引入单元构造成将附接单元联接至空气动力学结构部件并将载荷从空气动力学结构部件传递至附接单元。载荷引入单元包括具有第一端部和第二端部的纵向连接元件，其中，纵向连接元件的第一端部定位在上蒙皮部段处，并且纵向连接元件延伸穿过空气动力学结构部件的下蒙皮部段，使得纵向连接元件的第二端部定位在空气动力学结构部件的外部。纵向连接元件的第一端部锚固至空气动力学结构部件的上蒙皮部段，并且纵向连接元件的第二端部锚固至附接单元，使得纵向连接元件迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段、例如将附接单元抵靠下蒙皮部段拉动或夹紧，由此将附接单元联接至空气动力学结构部件。
利用这种载荷引入系统，可以在空气动力学系统内、特别是在具有纤维增强空气动力学结构件的空气动力学系统内提供改进的载荷传递。载荷引入系统为这种空气动力学系统的纤维增强零件内的载荷传递提供了增强的解决方案。例如，发明的载荷引入系统使得能够从纤维增强零件传递载荷以及将载荷传递到纤维增强零件中，同时避免不期望的性质、如纤维增强零件内各层的“展开”。另外，本发明的载荷引入系统提供了简化的组装、所需的结构强度和安全性，具有较低的制造成本和组装成本，并且还确保了用于载荷引入系统本身以及用于直接受载荷引入系统的载荷传递特性影响的相关部件的可靠且稳定的制造过程和组装过程。
本发明的载荷引入系统可以是飞行器系统的一部分。例如，载荷引入系统是一机械装置，该机械装置构造成将空气动力学结构部件、特别是将诸如襟翼、缝翼、前缘高升力装置、副翼、扰流板、襟副翼、竖向稳定器和水平稳定器、升降舵、方向舵或门的可移动件安装至对应的基础系统。在下文中，尽管载荷引入系统将主要描述为用于飞行器襟翼与飞行器机翼的附接和载荷传递，但是应当理解，该载荷引入系统也可以用于其他技术应用或用于对任何其他上述示例性空气动力学结构件进行附接。
如上所述，载荷引入系统包括具有上蒙皮部段和下蒙皮部段的空气动力学结构部件。上蒙皮部段和下蒙皮部段可以形成代表空气动力学结构部件的单个一体件。空气动力学结构部件可以具有呈翼型件形式的横截面。
载荷引入系统的附接单元构造成将空气动力学结构部件附接至基础系统，该基础系统例如为飞行器的机翼。替代性地，基础系统可以是飞行器的竖向稳定器或水平稳定器的一部分，或者基础系统可以是飞行器的机身的一部分。例如，附接单元可以将门联接至飞行器机身。附接单元可以定位在下蒙皮处和空气动力学结构部件的外部。例如，附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段。附接单元可以由经铣削的铝件制成。
同样作为本发明的载荷引入系统的一部分的载荷引入单元适于将附接单元联接至空气动力学结构部件，由此将空气动力学结构部件联接至基础系统。载荷引入单元在附接单元与空气动力学结构部件之间传输或传递载荷。载荷引入单元可以包括有限数量的零件，这些零件组装至空气动力学结构部件和附接单元以提供上述有利效果。具体地，载荷引入单元包括具有第一端部和第二端部的纵向连接元件，其中，纵向连接元件的第一端部定位在上蒙皮部段处。可以设置有穿过上蒙皮部段的孔、例如开孔，纵向连接元件可以插入穿过该孔。纵向连接元件延伸穿过空气动力学结构部件的下蒙皮部段、例如穿过下蒙皮部段中的孔、例如开孔，该孔与上蒙皮部段中的孔相对地定位。
由于纵向连接元件延伸穿过下蒙皮部段的孔，因此纵向连接元件的第二端部从下蒙皮部段突出，并且因此定位在空气动力学结构部件的外部。纵向连接元件的第一端部例如在上蒙皮部段中的孔处锚固、例如附接或安装至空气动力学结构部件的上蒙皮部段。在示例中，纵向连接元件的第一端部固定在上蒙皮部段的孔内。纵向连接元件的第二端部固定至附接单元。由于第一端部固定在上蒙皮部段处并且第二端部固定在附接单元处，因此纵向连接元件迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段、例如将附接单元抵靠下蒙皮部段拉动或夹紧。将参照下面的附图更详细地描述存在不同可能性的第一端部至上蒙皮部段的固定以及第二端部至附接单元的附接。因此，载荷引入单元将附接单元联接至空气动力学结构部件。在这种联接期间，由于纵向连接元件将附接单元拉动到空气动力学结构部件的下蒙皮部段上，因此该纵向连接元件可能承受张力。
根据实施方式，空气动力学结构部件是一体形成的结构件。
因此，空气动力学结构部件可以是单个一体形成的部件。一体形成的空气动力学结构部件可以具有盒状结构，该盒状结构的横截面具有空气动力学轮廓。特别地，上蒙皮部段和/或下蒙皮部段可以具有弯曲的空气动力学表面。使用一体形成的结构件减少了组装空气动力学结构部件所需的零件数量，由此降低了制造成本和维护成本。另外，可以在仍然满足所需的结构强度要求的同时减轻总体重量。
根据实施方式，空气动力学结构部件包括多个翼梁元件，所述多个翼梁元件在空气动力学结构部件内、在第一蒙皮部段与第二蒙皮部段之间延伸，其中，翼梁元件与上蒙皮部段和下蒙皮部段一体地形成，由此提供了一体形成的空气动力学结构部件。
因此，空气动力学结构部件可以提供多翼梁式襟翼设计。翼梁元件大体上改善了空气动力学结构部件或结合有该空气动力学结构部件的襟翼的结构性能和完整性。由于翼梁元件在下蒙皮部段与上蒙皮部段之间的延伸，因此在空气动力学结构部件内设置有通道，这些通道由翼梁元件中的相应翼梁元件彼此分开。由于翼梁元件与上蒙皮部段或下蒙皮部段之间的整体连接，在这些部件之间的连接区域中可能形成有半径部。当空气动力学结构部件处于组装状态时，这些半径部可能承受弯曲载荷。然而，本发明的载荷引入系统提供了一种解决方案，当例如纤维增强材料用于上蒙皮部段和下蒙皮部段以及用于翼梁元件时，该解决方案使这种弯曲载荷减少，并且因此也避免了上述的“展开”过程。
根据实施方式，空气动力学结构部件由碳纤维增强材料制成，该碳纤维增强材料在本文中也被称为碳纤维增强塑料(carbon fiber reinforced plastics，CFRP)。
将碳纤维增强材料用于空气动力学结构部件在重量、可制造性、载荷传递和维护工作量方面提供了许多优点。特别地，空气动力学结构部件可以代表单件一体形成的襟翼结构。上蒙皮部段和下蒙皮部段以及翼梁元件都可以由碳纤维增强材料一体地形成。
根据实施方式，纵向连接元件沿着纵向连接元件的主要延伸方向延伸，并且上蒙皮部段具有空气动力学表面，其中，纵向连接元件的主要延伸方向相对于上蒙皮部段的空气动力学表面大致垂直地布置。
上蒙皮部段的空气动力学表面可以是空气动力学结构部件的外蒙皮的在操作期间经受气流的一部分。由于纵向连接元件的第一端部锚固至上蒙皮部段，并且可能因此干扰上蒙皮部段的空气动力学表面，第一端部可以形成为与上蒙皮部段的空气动力学表面大致齐平以避免空气动力学干扰。例如，纵向连接元件的第一端部可以定位并锚固在上蒙皮部段的孔中，并且可能因此干扰气流。由于第一端部在纵向连接元件的头部部分中可以具有凹痕，因此第一端部可以用诸如粘合剂等的材料覆盖，使得该材料填充凹痕，并且因此在第一端部处提供与上蒙皮部段的空气动力学表面齐平的顶部表面。
根据实施方式，纵向连接元件的第二端部至少部分地延伸穿过附接单元，并且通过将附接单元拉到空气动力学结构部件的下蒙皮部段上来迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段。
换言之，纵向连接元件固定至上蒙皮部段和下蒙皮部段，使得该纵向连接元件将附接单元抵靠下蒙皮部段的外表面拉动、按压或夹紧。这可能在纵向连接元件内产生张力。纵向连接元件可以主要或专门承受张力，而空气动力学结构部件与附接单元之间产生的剪切力由附加的紧固元件例如暗螺栓、螺钉等接收，这些附加的紧固元件也将附接单元联接至空气动力学结构部件。
附接单元可以将空气动力学结构部件与支承结构和基础系统连结，该附接单元也可以被称为支架。附接元件可以通过多个暗螺栓被固定至空气动力学结构部件的下蒙皮部段，在飞行器的机翼襟翼的示例中，所述多个暗螺栓具有两种功能。首先，这些暗螺栓承受附接单元与襟翼部件之间的飞行方向和翼展方向上的任何剪切力。另外，这些暗螺栓部分地承受竖向方向上的载荷、即承受垂直于下蒙皮部段或者垂直于附接单元与下蒙皮部段之间的接触表面的载荷。
根据实施方式，载荷引入系统、特别是载荷引入单元还包括套筒元件，该套筒元件延伸穿过下蒙皮部段并至少部分地封围纵向连接元件，其中，套筒元件具有邻近于上蒙皮部段定位的第一端部和邻近于下蒙皮部段定位的第二端部。
套筒元件可以具有对在附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段被夹紧时施加至空气动力学结构部件的压缩力进行限制的功能。套筒元件可以包括管状结构，并且因此也可以被称为压缩管。如上所述，由于纵向连接元件将附接单元拉动到下蒙皮部段上，因此该纵向连接元件可能承受张力。这种拉动可能产生施加到下蒙皮部段上的压缩力，该压缩力将下蒙皮部段按压成靠近上蒙皮部段，由此在翼梁元件连结至上蒙皮部段和下蒙皮部段的连接区域中的半径部上施加力。套筒元件适于接收相当一部分的这种压缩力，并且因此使施加到所述半径部上的力减小。
根据实施方式，套筒元件的第一端部与纵向连接元件的扩大的头部部分轴向地接触，该扩大的头部部分定位在该纵向连接元件的第一端部处。替代性地，套筒元件的第一端部与垫圈轴向地接触，该垫圈轴向地定位在套筒元件的第一端部与纵向连接元件的扩大的头部部分之间，该扩大的头部部分定位在该纵向连接元件的第一端部处。
扩大的头部部分可以是从纵向连接元件的轴部侧向地突出的螺栓头或螺钉头。以这种方式，扩大的头部部分可以压靠套筒元件的第一端部或上端部。扩大的头部的至少一部分也可以提供如上所述的上蒙皮部段中的锚固。然而，在替代性实施方式中，在套筒元件与扩大的头部部分之间可以插入有附加的垫圈，该垫圈在本文中也被称为沉头垫圈。然后，上蒙皮部段与预张紧的纵向连接元件之间的载荷可以经由垫圈的沉头面进行传递。为了避免由于预张紧的纵向连接元件的纵向轴线与上蒙皮部段的不对准而产生任何力或应力，预张紧的纵向连接元件的扩大的头部部分与沉头垫圈之间的界面可以以球形的方式形成。
根据实施方式，套筒元件的第一端部与上蒙皮部段轴向地接触。
这意味着套筒元件的第一上端部不接触纵向连接元件的第一端部，或者不接触置于纵向连接元件与套筒元件之间的任何垫圈。相反，套筒的第一上端部压靠空气动力学结构部件的上蒙皮部段。以这种方式，还可以对当纵向连接元件将附接单元夹紧到空气动力学结构部件的下蒙皮部段上时产生的、施加到空气动力学结构部件上的压缩力的至少一部分进行补偿。
根据实施方式，当纵向连接元件迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段时，套筒元件轴向地承受压缩力并且纵向连接元件轴向地承受张力。
如上所述，载荷引入单元内的这种力流可以显著降低空气动力学结构部件内的应力、特别是翼梁元件与蒙皮部段之间的半径部内的应力。因此，本发明的构思在一体形成的襟翼结构件内提供了改进的力流，使得例如可以避免不希望的材料性质、如纤维增强材料层的“展开”。
根据实施方式，套筒元件与纵向连接元件径向分开预定间隙。替代性地或另外地，附接单元与纵向连接元件径向分开预定间隙。
这可以减小作用在纵向连接元件上的侧向力或剪切力。特别地，可能优选的是，纵向连接元件主要接收张力，而剪切力以其他方式、例如通过附加的螺栓或螺钉进行补偿。套筒元件的内表面与纵向连接元件的外表面之间的径向间隙可以在两个元件之间提供自由空间。如上所述，纵向连接元件可以延伸穿过附接单元、例如穿过附接单元内的孔、比如开孔。因此，附接单元中的孔的内表面与纵向连接元件的外表面之间的径向间隙也可以在这两个元件之间提供自由空间。
根据实施方式，纵向连接元件包括位于纵向连接元件的第一端部处的扩大的头部部分，其中，套筒元件的第一端部与纵向连接元件的扩大的头部部分的接触区域、与定位在套筒元件与扩大的头部部分之间的垫圈、或者与空气动力学结构部件的上蒙皮部段轴向分开预定间隙。
利用套筒元件的第一上端部与对应的相对部分之间的这种轴向定向的间隙或间距，可以对在纵向连接元件将附接单元抵靠空气动力学结构部件夹紧时作用在空气动力学结构部件上的可能的弯曲力进行调节。因此，套筒元件例如压缩管的长度可以有意地略微短于沉头垫圈与附接单元之间的标称距离。在套筒元件的第一上端部与沉头垫圈的底侧部或与纵向连接元件的扩大的头部部分或与上蒙皮部段的下侧部之间产生的较小间距可以具有零点几毫米的典型尺寸。间距的尺寸决定了作用到空气动力学结构部件上的夹紧力的大小。一旦该间距闭合，纵向连接元件的预张紧力的任何增加将仅主要增加套筒元件内部的压缩力。
替代性地或另外地，套筒元件的第二端部与空气动力学结构部件的下蒙皮部段的接触区域或与附接单元轴向分开预定间隙。
因此，先前描述的间隙或间距一方面也可以设置在套筒元件的第二下端部与空气动力学结构部件的下蒙皮部段的接触区域之间，或者另一方面也可以设置在套筒元件的第二下端部与附接单元之间。
根据实施方式，载荷引入单元包括多个纵向连接元件，纵向连接元件中的每个纵向连接元件都具有第一端部和第二端部，其中，每个纵向连接元件的第一端部都定位在上蒙皮部段处，并且每个纵向连接元件都延伸穿过空气动力学结构部件的下蒙皮部段，使得每个纵向连接元件的第二端部都定位在空气动力学结构部件的外部，并且其中，每个纵向连接元件的第一端部都锚固至空气动力学结构部件的上蒙皮部段，并且每个纵向连接元件的第二端部都锚固至附接单元，使得每个纵向连接元件都迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段，由此将附接单元联接至空气动力学结构部件。
换言之，可以具有若干个纵向连接元件作为本发明的载荷引入系统的载荷引入单元的一部分。所有这些纵向连接元件都可以具有与上面和下面关于一个纵向连接元件所描述的功能和特征相同的功能和特征。在示例中，每个纵向连接元件都包括螺栓状结构，该螺栓状结构在其第一端部处具有扩大的头部部分并且在其第二端部处具有螺纹部分。
根据一方面，提供了一种包括如本文中所描述的载荷引入系统的飞行器。
根据另一方面，提出了一种用于制造载荷引入系统的方法。该方法的一个步骤包括：制造具有上蒙皮部段和下蒙皮部段的空气动力学结构部件。另一步骤包括：制造附接单元。另一步骤包括：通过组装载荷引入单元而将附接单元联接至空气动力学结构部件。组装载荷引入单元的步骤包括：在另一步骤中，提供具有第一端部和第二端部的纵向连接元件，并且在进一步的步骤中，将纵向连接元件插入穿过上蒙皮部段并穿过下蒙皮部段，使得纵向连接元件延伸穿过空气动力学结构部件的下蒙皮部段，并且使得纵向连接元件的第二端部定位在空气动力学结构部件的外部。组装载荷引入单元的步骤还包括将纵向连接元件的第一端部锚固至空气动力学结构部件的上蒙皮部段的步骤，并且在进一步的步骤中，将纵向连接元件的第二端部锚固至附接单元，使得纵向连接元件迫使附接单元抵靠空气动力学结构部件的下蒙皮部段，由此将附接单元联接至空气动力学结构部件。
上述步骤可以以具体指示的顺序执行。
如上所述，空气动力学结构部件可以是由CFRP制成的一体形成的结构件。当与通常由大量的不同零件组装而成的不同的盒式设计相比时，这种一体制造的封闭的CFRP盒状件具有显著的成本优势。对于呈封闭的CFRP盒状件形式的空气动力学结构部件、如襟翼部件而言，多梁式设计是优选的设计解决方案，因为它们可以以相对较低的工作量非常方便地制造。
本发明的载荷引入系统可以提供用于将载荷引入到这种封闭的多梁式CFRP盒状件中的构思，该构思满足了强度要求并且使低制造/组装成本与可靠且稳定的制造/组装过程相结合。此外，所描述的载荷引入构思降低了组装成本，因为该构思允许完全从空气动力学结构部件的外侧以最小的准备和安装工作量来安装必要的配件。该构思不需要触及空气动力学结构部件的封闭盒状件的内侧。
此外，所提出的构思对多梁式空气动力学结构部件的封闭盒状件可能仅具有最小的结构影响，因为该构思不需要在空气动力学结构部件的蒙皮部段中铣出大的切口。相反，仅可能在空气动力学结构部件的蒙皮部段中钻出相对小的圆柱形孔和沉头孔。因此，所提出的构思支持低成本高生产率的制造理念。另外，所提出的构思可能仅需要相对简单、直接的多梁式盒状件，而不需要复杂的设计特征。
此外，除了简化的组装之外，该构思还可以通过在临界载荷引入区域内、在翼梁元件与蒙皮部段之间的半径部中避免上述的CFRP层的“展开”来提供良好的结构强度和安全性。另外，根据应用领域，所提出的构思可以提供这样的构型，该构型仍然使空气动力学结构部件的蒙皮部段的空气动力学表面保持光滑，并且因此保持可能需要的空气动力学高升力性能要求。
附图说明
在下文中，将结合下面的附图描述本发明，在附图中，相同的附图标记表示相同的元件，并且在附图中：
图1示出了载荷引入系统。
图2示出了图1的载荷引入系统，其中指示了作用在载荷引入系统内的力。
图3示出了图1的载荷引入系统的纵向连接元件的第一端部的详细视图。
图4示出了图1的载荷引入系统的纵向连接元件的第二端部的详细视图。
图5示出了襟翼部件的下部立体图。
图6示出了包括图1的载荷引入系统的飞行器。
图7示出了用于制造载荷引入系统的方法的流程图。
具体实施方式
附图中的表示和图示是示意性的而不是按比例绘制的。可以通过审阅本申请所附的图示连同审阅以下具体实施方式来获得对上述方法和系统的更好的理解。图1至图4示出了穿过示例性载荷引入系统1的横截面图。
图1示出了载荷引入系统1。载荷引入系统1包括：空气动力学结构部件10，该空气动力学结构部件10具有上蒙皮部段11和下蒙皮部段12；附接单元20，该附接单元20用于将空气动力学结构部件10联接至基础系统(未示出)；以及载荷引入单元30，该载荷引入单元30将附接单元20联接至空气动力学结构部件10，并且将载荷从襟翼部件10传递至附接单元20或者将载荷从附接单元20传递至襟翼部件10。
在下文中，更详细地描述了载荷引入系统1，其中，空气动力学结构部件10呈襟翼部件10的形式。然而，应当理解的是，空气动力学结构部件10可以由诸如缝翼、副翼、扰流板、襟副翼、竖向稳定器和水平稳定器、升降舵、方向舵等的其他部件表示。
载荷引入单元30包括多个纵向连接元件31，所述多个纵向连接元件31各自具有第一端部31a和第二端部31b。纵向连接元件31的第一端部31a定位在上蒙皮部段11处，并且纵向连接元件31延伸穿过襟翼部件10的下蒙皮部段12，使得每个纵向连接元件31的第二端部31b都定位在襟翼部件10的外部。每个纵向连接元件31的第一端部31a都锚固至襟翼部件10的上蒙皮部段11，并且每个纵向连接元件31的第二端部31b都锚固至附接单元20，使得纵向连接元件31迫使附接单元20抵靠襟翼部件10的下蒙皮部段12、例如将附接单元20抵靠襟翼部件10的下蒙皮部段12拉动或夹紧，由此将附接单元20联接至襟翼部件10。
襟翼部件10包括在襟翼部件10内、在第一蒙皮部段11与第二蒙皮部段12之间的延伸的多个翼梁元件13，其中，所述多个翼梁元件13与上蒙皮部段11和下蒙皮部段12一体地形成。襟翼部件10可以为由碳纤维增强材料制成的一体形成的结构件。即，第一蒙皮部段11和第二蒙皮部段12以及翼梁元件13一起形成一体形成的结构件。由于翼梁元件13在下蒙皮部段11与上蒙皮部段12之间延伸，因此在襟翼部件10内设置有通道或空间，这些通道或空间由相应的翼梁元件13彼此分开。纵向连接元件31可以延伸穿过这些通道或空间。由于翼梁元件13与上蒙皮部段11或下蒙皮部段12之间的整体连接，在翼梁元件13与上蒙皮部段11或下蒙皮部段12之间的连接区域中可以出现若干个半径部。当襟翼部件10处于组装状态时、即当纵向连接元件31被预张紧并将附接单元20抵靠下蒙皮部段12夹紧时，这些半径部可以承受弯曲载荷。
可以在上蒙皮部段11和下蒙皮部段12中形成有或钻有孔或开孔。所述纵向连接元件31可以布置在襟翼部件10内，并且可以通过其第二端部31b部分地延伸到襟翼部件10的外部。如从图1中可以得知的，纵向连接元件31锚固在纵向连接元件31的第一端部或上端部31a处。例如，纵向连接元件31以其第一端部31a在朝第二端部31b的方向抵靠上蒙皮部段11接合或压紧。
纵向连接元件31沿着纵向连接元件31的主要延伸方向32(由箭头指示)延伸，并且上蒙皮部段11具有空气动力学表面34。纵向连接元件31的主要延伸方向32相对于上蒙皮部段11的空气动力表面34垂直布置。如从图1中可以得知的，纵向连接元件31中的每个纵向连接元件都相对于上蒙皮部段11的空气动力学表面34垂直布置。因此，对应的纵向连接元件31的主要延伸方向32可以由于上蒙皮部段11的空气动力学表面34的弯曲轮廓而相对于彼此成角度。
载荷引入单元30还包括套筒元件35，套筒元件35中的每个套筒元件都延伸穿过下蒙皮部段12并且至少部分地封围纵向连接元件31中的相应纵向连接元件。每个套筒元件35都具有邻近于上蒙皮部段11定位的第一端部35a和邻近于下蒙皮部段12与附接单元20轴向接触的第二端部35b。
每个套筒元件35与相关联的纵向连接元件31径向分开预定间隙。此外，附接单元20与纵向连接元件31中的每个纵向连接元件径向分开预定间隙。这可以使作用在纵向连接元件31上的侧向力或剪切力减小。特别地，纵向连接元件31主要接收张力，而剪切力由同样延伸穿过附接单元20和下蒙皮部段12的附加的螺栓50或螺钉50来补偿。
将参照图3和图4进一步说明由本发明的载荷引入系统1提供的载荷引入构思。
现在参照图2，其再次示出了图1的载荷引入系统1的一部分，作用在载荷引入系统1内的力通过对应的箭头而被可视化。特别地，该图示出了载荷引入系统1的不同部分内的力流或力通量。
如从图2中可以得知的，当载荷引入单元30处于组装状态时、即当纵向连接元件31将附接单元20拉动或夹紧到下蒙皮部段12的接触表面上时，纵向连接元件31轴向地承受张力38a。同时，由于预张紧的纵向连接元件31在锚固至附接单元20和上蒙皮部段11时作用成压缩襟翼部件10、即作用成以相对的方式压紧到上蒙皮部段11和下蒙皮部段12上以使上蒙皮部段11和下蒙皮部段12靠近彼此，因此在翼梁元件13中产生压缩力38b。然而，设置套筒元件35可以减小或限制当附接单元20通过预张紧的纵向连接元件31抵靠襟翼部件10的下蒙皮部段12被夹紧时施加至襟翼部件10的该压缩力。套筒元件35包括管状结构，该管状结构封围相应的纵向连接元件31，同时距相应的纵向连接元件31设置有一定的径向间隙。套筒元件35适于接收施加到襟翼部件10上的相当一部分的压缩力，并且因此使施加到一方面位于翼梁元件13与上蒙皮部段11之间而另一方面位于翼梁元件13与下蒙皮部段12之间的半径部上的力减小。换言之，套筒元件35还轴向地承受压缩力38c。
图3示出了图1的载荷引入系统1的纵向连接元件31的第一端部31a的详细视图。还示出了套筒元件35的邻近于上蒙皮部段11定位的第一端部35a。纵向连接元件31包括位于纵向连接元件31的第一端部31a处的扩大的头部部分36。在这种构型中，扩大的头部部分36是从纵向连接元件31的轴部侧向地突出的螺栓头或螺钉头。
套筒元件35与垫圈37、例如沉头垫圈37轴向分开预定间隙42，该垫圈37定位在套筒元件35的第一端部35a与扩大的头部部分36之间。在未示出的替代性示例中，例如在不存在垫圈37的情况下，并且因此在上蒙皮部段11布置在扩大的头部部分36与套筒元件35的第一端部35a之间的情况下，在套筒元件35的第一端部35a与上蒙皮部段11之间可以设置有轴向间隙。
在使纵向连接元件31进入预张紧状态时，间隙42将减小或者甚至消失，因为垫圈37和/或扩大的头部部分36将朝向套筒元件35的第一端部35a移动并压靠第一端部35a。然后，套筒元件35的第一端部35a可以与垫圈37或者与纵向连接元件31的扩大的头部部分36轴向地接触。
如图3中所示，参照图1描述的载荷引入单元30的每个纵向连接元件31都可以具有对应的垫圈37。在示例中，两个或更多个垫圈37可以组合成锚固板(未示出)，该锚固板固定至上蒙皮部段11。此外，预张紧的纵向连接元件31中的每个纵向连接元件都垂直于襟翼部件10的上蒙皮部段11的上空气动力学表面34安装。因此，纵向连接元件31的第一端部31a和沉头垫圈37可以优选地留在上蒙皮部段11的标称空气动力学轮廓34内，该第一端部31a可以呈螺栓头36的形式。所需的外轮廓可以重新建立，例如以将塞或自粘膜(两者均未示出)粘合在螺栓头36上的方式重新建立。
如从图3中还可以得知的，套筒元件35与纵向连接元件31径向分开预定间隙40。特别地，间隙40可以存在于管状的套筒元件35的内表面与螺栓状的纵向连接元件31的外表面之间。
图4示出了图1的载荷引入系统1的纵向连接元件31的第二端部31b的详细视图。还示出了套筒元件35的第二端部35b，该第二端部35b邻近于下蒙皮部段12定位。纵向连接元件31包括纵向连接元件31的第二端部31b处的螺纹部分39。在这种构型中，螺纹部分39也从纵向连接元件31的轴部侧向地突出。
螺纹部分39可以用作适于将纵向连接元件31的第二端部31b固定至附接单元20的固定构件。例如，可以使用丝杠螺母将附接单元20经由纵向连接元件31的螺纹部分39紧固至第二端部31b。可以使用附加的销或其他锁定机构将丝杠螺母固定在纵向连接元件31的螺纹部分39上。在所图示的构型中，附接单元20的一部分被夹紧在旋拧到纵向连接元件31的螺纹部分39上的丝杠螺母与套筒元件35的第二端部35b之间。此处也可以使用附加的垫圈或垫片。
如图4中所示，套筒元件35可以与附接单元20轴向分开另一预定间隙43。在替代性示例中，该轴向间隙43可以设置在下蒙皮部段12的接触区域与套筒元件35的第二端部35b之间。
如在图4中还可以看到的，纵向连接元件31完全延伸穿过下蒙皮部段12并且至少部分地穿过附接单元20、即穿过附接单元20内的孔或开孔。因此，在附接单元20中的孔的内表面与纵向连接元件31的外表面之间也可以存在有径向间隙41。另外，还示出了管状的套筒元件35的内表面与螺栓状的纵向连接元件31的外表面之间的径向间隙40。在示例中，套筒元件35在其轴向方向上仅与金属沉头垫圈37的底侧部(参见图3)和附接单元20的顶侧部(参见图4)接合。
参照图3和图4描述的轴向间隙尺寸或轴向间距尺寸42、43可以基于纵向连接元件31和襟翼部件10的特定尺寸和构造而略微变化，这可能是由于制造公差。襟翼部件10和半径区域的强度可以被设计成使得可以覆盖大范围的轴向间距尺寸42、43和由此产生的蒙皮部段11、12的弯曲偏转。然而，超过预定允许范围的轴向间距尺寸42、43可以通过选择具有略微不同长度的套筒元件35或者通过在间距42、43中添加呈薄垫圈形式的垫片来减小，以在组装期间保护襟翼部件10免于无意的损坏。
在未示出的示例中，套筒元件35使其上部在第一端部35a处与襟翼部件10的上蒙皮部段11的底部相应的内侧部轴向接合。因此，上蒙皮部段11可以被夹紧在沉头垫圈37与套筒元件35之间。该变型在套筒元件35与接合结构的接触区域之间不需要任何的标称间隙。
图5示出了图1的载荷引入系统1的襟翼部件10的下部立体图。如从该图示可以得知的，附接单元20定位在襟翼部件10的下侧部、即下蒙皮部段12处。在该图中还可以看到襟翼部件10的整体结构，其中，翼梁元件13以及上蒙皮部段11和下蒙皮部段12一体地形成。因此，通道14设置在襟翼部件10内并在襟翼部件10内延伸。附接单元20可以适于或设计成将包括襟翼部件10和经组装的载荷引入单元30的载荷引入系统1联接至基础系统100、比方说如图6中所示的飞行器100。
特别地，图6示出了包括图1的载荷引入系统1的飞行器100。载荷引入系统1、特别是其附接单元20(参见图5)将襟翼部件10联接至飞行器100的机翼结构2。然而，本文中所描述的本发明的载荷引入系统1的其他应用也是可能的。
图7示出了用于制造载荷引入系统、比方说如图1中所示的载荷引入系统1的方法的流程图。在该方法的步骤S1中，制造具有上部蒙皮部段11和下部蒙皮部段12的襟翼部件10。在另一步骤S2中，制造附接单元20。在又一步骤S3中，通过组装载荷引入单元30而将附接单元20联接至襟翼部件10，其中，组装载荷引入单元30包括步骤S4：提供具有第一端部31a和第二端部31b的纵向连接元件31，以及步骤S5：将纵向连接元件31插入穿过上蒙皮部段11并穿过下蒙皮部段12，使得纵向连接元件31延伸穿过襟翼部件10的下蒙皮部段12，并且使得纵向连接元件31的第二端部31b定位在襟翼部件10的外部。载荷引入单元30的组装还包括步骤S6：将纵向连接元件31的第一端部31a锚固至襟翼部件10的上蒙皮部段11，以及步骤S7：将纵向连接元件31的第二端部31b锚固至附接单元20，使得纵向连接元件31迫使附接单元20抵靠襟翼部件10的下蒙皮部段12，由此将附接单元20联接至襟翼部件10。

Claims (16)

1.一种载荷引入系统(1)，包括：
空气动力学结构部件(10)，所述空气动力学结构部件(10)具有上蒙皮部段(11)和下蒙皮部段(12)；
附接单元(20)，所述附接单元(20)用于将所述空气动力学结构部件(10)联接至基础系统(2)；
载荷引入单元(30)，所述载荷引入单元(30)构造成将所述附接单元(20)联接至所述空气动力学结构部件(10)并将载荷从所述空气动力学结构部件(10)传递至所述附接单元(20)；
其中，所述载荷引入单元(30)包括具有第一端部(31a)和第二端部(31b)的纵向连接元件(31)；
其中，所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)定位在所述上蒙皮部段(11)处，并且所述纵向连接元件(31)延伸穿过所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，使得所述纵向连接元件(31)的第二端部(31b)定位在所述空气动力学结构部件(10)的外部；并且
其中，所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)锚固至所述空气动力学结构部件(10)的上蒙皮部段(11)，并且所述纵向连接元件(31)的第二端部(31b)锚固至所述附接单元(20)，使得所述纵向连接元件(31)迫使所述附接单元(20)抵靠所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，由此将所述附接单元(20)联接至所述空气动力学结构部件(10)。
2.根据权利要求1所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述空气动力学结构部件(10)为襟翼。
3.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述空气动力学结构部件(10)为一体形成的结构件。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述空气动力学结构部件(10)包括多个翼梁元件(13)，所述多个翼梁元件(13)在所述空气动力学结构部件(10)内、在所述第一蒙皮部段(11)与所述第二蒙皮部段(12)之间延伸；
其中，所述多个翼梁元件(13)与所述上蒙皮部段(11)和所述下蒙皮部段(12)一体地形成，由此提供一体形成的空气动力学结构部件(10)。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述空气动力学结构部件(10)由碳纤维增强材料制成。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述纵向连接元件(31)沿着所述纵向连接元件(31)的主要延伸方向(32)延伸；
其中，所述上蒙皮部段(11)具有空气动力学表面(34)；
其中，所述纵向连接元件(31)的主要延伸方向(32)相对于所述上蒙皮部段(11)的空气动力学表面(34)大致垂直地布置。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述纵向延伸元件(31)的第二端部(31b)至少部分地延伸穿过所述附接单元(20)，并且通过将所述附接单元(20)拉动到所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)上而迫使所述附接单元(20)抵靠所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)。
8.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，还包括：
套筒元件(35)，所述套筒元件(35)延伸穿过所述下蒙皮部段(12)并且至少部分地封围所述纵向连接元件(31)；
其中，所述套筒元件(35)具有邻近于所述上蒙皮部段(11)定位的第一端部(35a)和邻近于所述下蒙皮部段(12)定位的第二端部(35b)。
9.根据权利要求8所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述套筒元件(35)的第一端部(35a)与所述纵向连接元件(31)的扩大的头部部分(36)轴向地接触，所述扩大的头部部分(36)定位在所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)处；或者
其中，所述套筒元件(35)的第一端部(35a)与垫圈(37)轴向地接触，所述垫圈(37)轴向地定位在所述套筒元件(35)的第一端部(35a)与所述纵向连接元件(31)的扩大的头部部分(36)之间，所述扩大的头部部分(36)定位在所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)处。
10.根据权利要求8所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述套筒元件(35)的第一端部(35a)与所述上蒙皮部段(11)轴向地接触。
11.根据权利要求8至10中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，当所述纵向连接元件(31)迫使所述附接单元(20)抵靠所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(11)时，所述套筒元件(35)轴向地承受压缩力(38c)并且所述纵向连接元件(31)轴向地承受张力(38a)。
12.根据权利要求8至11中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述套筒元件(35)与所述纵向连接元件(31)径向地分开预定间隙(40)；并且/或者
其中，所述附接元件(20)与所述纵向连接元件(31)径向地分开预定间隙(41)。
13.根据权利要求8至12中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述纵向连接元件(31)包括位于所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)处的扩大的头部部分(36)；
其中，所述套筒元件(35)的第一端部(35a)与下述各者中的至少一者轴向地分开预定间隙(42)：所述纵向连接元件(31)的所述扩大的头部部分(36)的接触区域、定位在所述套筒元件(35)与所述扩大的头部部分(36)之间的垫圈、或者所述空气动力学结构部件(10)的上蒙皮部段(11)；并且/或者
其中，所述套筒元件(35)的第二端部(35b)与下述各者中的至少一者轴向地分开预定间隙(43)：所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)的接触区域或所述附接单元(20)。
14.根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)，
其中，所述载荷引入单元(30)包括多个纵向连接元件(31)，所述纵向连接元件(31)中的每个纵向连接元件均具有第一端部(31a)和第二端部(31b)；
其中，每个纵向连接元件(31)的第一端部(31a)均定位在所述上蒙皮部段(11)处，并且所述每个纵向连接元件(31)均延伸穿过所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，使得每个纵向连接元件(31)的第二端部(31b)均定位在所述空气动力学结构部件(10)的外部；
其中，每个纵向连接元件(31)的第一端部(31a)均锚固至所述空气动力学结构部件(10)的上蒙皮部段(11)，并且所述每个纵向连接元件(31)的第二端部(31b)均锚固至所述附接单元(20)，使得所述每个纵向连接元件(31)均迫使所述附接单元(20)抵靠所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，由此将所述附接单元(20)联接至所述空气动力学结构部件(10)。
15.一种飞行器(100)，所述飞行器(100)包括根据前述权利要求中的任一项所述的载荷引入系统(1)。
16.一种用于制造载荷引入系统(1)的方法，所述方法包括：
制造具有上蒙皮部段(11)和下蒙皮部段(12)的空气动力学结构部件(10)(S1)；
制造附接单元(20)(S2)；
通过组装载荷引入单元(30)而将所述附接单元(20)联接至所述空气动力学结构部件(10)(S3)；
其中，组装所述载荷引入单元(30)包括：
设置具有第一端部(31a)和第二端部(31b)的纵向连接元件(31)(S4)；
将所述纵向连接元件(31)插入穿过所述上蒙皮部段(11)并穿过所述下蒙皮部段(12)，使得所述纵向连接元件(31)延伸穿过所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，并且使得所述纵向连接元件(31)的第二端部(31b)定位在所述空气动力学结构部件(10)的外部(S5)；
将所述纵向连接元件(31)的第一端部(31a)锚固至所述空气动力学结构部件(10)的上蒙皮部段(11)(S6)；以及
将所述纵向连接元件(31)的第二端部(31b)锚固至所述附接单元(20)，使得所述纵向连接元件(31)迫使所述附接单元(20)抵靠所述空气动力学结构部件(10)的下蒙皮部段(12)，由此将所述附接单元(20)联接至所述空气动力学结构部件(10)(S7)。
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