CN117302503A - 翼下襟翼支撑件安装结构、相关方法和飞机 - Google Patents

翼下襟翼支撑件安装结构、相关方法和飞机 Download PDF

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CN117302503A CN202310780827.8A CN202310780827A CN117302503A CN 117302503 A CN117302503 A CN 117302503A CN 202310780827 A CN202310780827 A CN 202310780827A CN 117302503 A CN117302503 A CN 117302503A
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Abstract

本发明提供了一种翼下襟翼支撑件安装结构、相关方法和飞机。翼下襟翼支撑件安装结构包括：翼下梁，包括一体式U形夹，该一体式U形夹位于翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，该球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且球面轴承具有球面轴承孔，其中，前后定向的保险栓能滑动地接收在球面轴承孔、第一U形夹孔和第二U形夹孔中，以阻止翼下梁和一体式U形夹相对于翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，翼盒凸耳配件安装到翼盒的下蒙皮。

Description

翼下襟翼支撑件安装结构、相关方法和飞机
技术领域
本公开的实现方式总体上涉及用于飞机的结构系统，并且更具体地，涉及一种翼下襟翼支撑件结构，该翼下襟翼支撑件结构具有保险元件(fusing elements)以允许在襟翼或结构接触地面时使该结构与机翼分离。
背景技术
商用飞机通常采用可从机翼向下延伸的机翼襟翼。襟翼和支撑结构可能在某些操作场景(诸如未放起落架着陆)期间接触地面。机翼襟翼结构通常直接连接到机翼的结构元件或连接在机翼的结构元件附近，并且使由襟翼接触地面而引起的对主机翼结构的任何损坏最小化是所期望的。
因此，行业中存在着迄今未解决的需求，即解决上述缺陷和不足，特别是获得更高的性能，例如较轻的重量、较小的阻力、较低的成本、较少的结构接头。
发明内容
根据本公开的示例，公开了一种翼下襟翼支撑件安装结构，并且该翼下襟翼支撑件安装结构包括：一件式翼下梁，该一件式翼下梁包括一体式U形夹(clevis，U形钩)，该一体式U形夹位于一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及翼盒凸耳配件(wingbox lug fitting)，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，该球面轴承支撑组件承载座圈(race)和球面轴承，翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且球面轴承具有球面轴承孔，其中，前后定向的保险栓可滑动地接收在球面轴承孔、第一U形夹孔和第二U形夹孔中，以阻止一件式翼下梁和一体式U形夹相对于翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，该翼盒凸耳配件安装到翼盒的下蒙皮，其中，向翼下梁的尾部部分施加的、足以迫使一件式翼下梁与翼盒分离的力产生一力矩，该力矩使得一件式翼下梁施加剪切力，以使一件式翼下梁和一体式U形夹能够枢转、使前后定向的保险栓折断、并且使得一件式翼下梁能够脱离，由此，翼下梁与机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
翼下襟翼支撑件安装结构可以包括以下特征中的一者或多者。翼下襟翼支撑件安装结构还包括多个附接支架，这些附接支架将一件式翼下梁附接到从翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。翼盒凸耳配件包括固定到固定机翼结构的附接板。翼下襟翼支撑件安装结构还包括捕获器(catcher)，该捕获器作为故障安全装置从翼盒凸耳配件延伸以接合一件式翼下梁。捕获器利用多个配合附接件而从翼盒凸耳配件延伸。翼下襟翼支撑件安装结构还包括多个螺栓，这些螺栓与配合附接件接合以约束捕获器。该力矩还使得一件式翼下梁继续施加使前后定向的保险栓折断的剪切力。附接支架利用具有永久头部或易碎头部的紧固件而附接到翼下梁。该力还使得翼下梁旋转，使易碎头部断裂，从而使翼下梁从附接支架释放。襟翼利用一个或多个支撑连接件(support links)附接到翼下梁，所述支撑连接件在襟翼的延伸位置中接合在翼下梁的尾部部分附近，由此襟翼与地面的接触将该力施加到该尾部部分。翼盒由包含金属或碳的材料构成。
根据本公开的实例，公开了一种用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法，并且该方法包括：在球面轴承中支撑从凸耳延伸的前后定向的保险栓；在安装于机翼中的一件式翼下梁的前端上将一体式U形夹接合在一件式翼下梁中；向翼下梁的尾部部分施加足以迫使翼下梁与机翼分离的力；利用一件式翼下梁施加剪切力以使与一件式翼下梁和一体式U形夹接合的前后定向的保险栓折断；使翼下梁的一体式U形夹旋转；以及释放翼下梁的前端以用于使翼下梁继续旋转。
用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法可以包括以下特征中的一者或多者。该方法还包括：响应于前后定向的保险栓的故障，使翼下梁从操作位置旋转到第一位置；使一件式翼下梁接触捕获器；以及利用处于故障安全位置中的捕获器来支撑一件式翼下梁。该方法还包括：使将捕获器固定到配合凸缘(这些配合凸缘来自与翼盒凸耳配件接合的板)的辅助螺栓折断；释放捕获器；以及允许翼下梁继续旋转。该方法还包括：使翼下梁围绕后翼梁附接支架旋转。该方法还包括：利用保持附接到后翼梁的附接支架和保持附接到固定机翼结构的球面轴承支撑组件，来减少对机翼结构的下侧、后翼梁的下侧和相关联的一体式燃料电池的下侧造成的损坏。襟翼利用一个或多个支撑连接件附接到翼下梁，并且该方法还包括：使支撑连接件在襟翼的延伸位置中接合在翼下梁的尾部部分附近；以及使襟翼接触地面表面以将该力施加给尾部部分。
根据本公开的实例，公开了一种飞机，该飞机包括：机翼；翼下襟翼支撑件安装结构，安装到该机翼，其中，翼下襟翼支撑件安装结构包括：一件式翼下梁，包括一体式U形夹，该一体式U形夹位于一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，该球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且球面轴承具有球面轴承孔，其中，前后定向的保险栓可滑动地接收在球面轴承孔、第一U形夹孔和第二U形夹孔中，以阻止一件式翼下梁和一体式U形夹相对于翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，翼盒凸耳配件安装到翼盒的下蒙皮，其中，向翼下梁的尾部部分施加的、足以迫使翼下梁与翼盒分离的力产生一力矩，该力矩使得一件式翼下梁施加剪切力，以使一件式翼下梁和一体式U形夹能够枢转、使前后定向的保险栓折断、并且使得一件式翼下梁能够脱离，由此，翼下梁与机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
飞机可以包括以下特征中的一者或多者。飞机还包括多个附接支架，这些附接支架将一件式翼下梁附接到从翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。该力矩还使得一件式翼下梁继续施加使前后定向的保险栓折断的剪切力。
附图说明
结合在本说明书中并且构成本说明书的一部分的附图示出了本教导的实施方式并且与描述一起用于解释本公开的原理。
图1A是可以采用本文中所公开的实现方式的飞机的图示；
图1B是图1A的飞机的机翼和襟翼的详细图示；
图2是用于飞机中的襟翼和可移动整流罩的翼下梁(UWB)支撑件的内部结构的局部截面图；
图3A是用于如本文中所公开的示例性实现方式的UWB和相关结构的详细侧视图；
图3B是UWB和相关结构的详细俯视图；
图4A是用于将UWB的前端接合到机翼结构的示例性实现方式的元件的更详细的俯视立体图；
图4B是图4A的俯视图，其中为了清楚起见，移除了翼盒凸耳配件；
图4C是图4A的截面图；并且
图5示出了根据本教导的实例的UWB和相关结构的侧视图；
图6示出了图5的视图，其中前后定向的保险栓首先折断；
图7示出了当UWB接触捕获器时的图6的视图；
图8示出了当翼盒凸耳配件凸缘共用的捕获器螺栓断开时的图7的视图；
图9示出了当UWB继续向下旋转并随其将捕获器进一步推出时的图8的视图；并且
图10示出了根据本教导的实例的用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施方式，这些实施方式的实例在附图中示出。在可能的情况下，在整个附图中，相同的参考标号将用于指代相同或相似的部分。
总体而言，本公开的实例提供了用于高富勒式和低富勒式翼下梁设计到翼盒的附接构造，该附接构造易于制造、是故障安全的、具有确定的载荷、成本较低/重量较轻、允许由于热失配而引起的安装容差和零件增长/收缩、以及需要最小的整流罩体积。该附接减轻了重量、降低了成本并减小了整流罩体积，同时以静态确定并且允许零件安装容差和热膨胀系数(CTE)失配的方式将翼下梁附接到翼盒。在一些飞机上，由于自由体图是静态不确定的，可能难以安装襟翼支撑件前部附接件。这必然导致对前部附接件与尾部附接件之间的载荷分担的保守假设，因为实际分布高度取决于局部刚度。此外，由于不确定性，当襟翼支撑件在载荷下弯曲或者由于CTE失配而增长/收缩时，附接件载荷不必要地增加，从而导致更高的重量。由于容差必须极其严格，某些飞机上的不确定的襟翼支撑件系统也导致安装困难。为了解决这一问题，某些飞机可能需要将关键的保险栓接头打开，使其比较松动地配合，这可导致过早的疲劳开裂。
目前的用于翼下梁到翼盒的附接构造使用轴向未夹持的前后定向的保险栓以及用于小型碳纤维增强聚合物(CFRP)机翼上的具有一体式U形夹的一件式翼下梁而提供适当的自由度。这一组合允许简单的零件整合、确定的载荷、以及大量的安装和热失配容差，同时与先前的设计相比，满足故障安全要求并且成本较低/整流罩较小。目前的附接构造为了将襟翼支撑件附接到翼盒而提供了：前后定向的保险栓和球面轴承，以及在襟翼支撑件上的U形夹，在翼盒上的凸耳。这产生了确定的载荷和大量的安装容差，因为襟翼支撑件沿保险栓自由地轴向滑动。此外，仅在翼盒侧上有一凸耳(不是U形夹)的情况下，整合简单并且类似于现有的2x2螺栓附接模式。一件式翼下梁易于机加工并且能够实现简单的翼盒整合。襟翼支撑件上的一体式U形夹完全包裹在翼盒凸耳周围，从而在保险栓故障状态下提供侧向载荷路径，但是允许襟翼支撑件脱离而不使燃料箱破裂。
因此，本文中公开的实现方式提供了一种翼下襟翼支撑件安装座，该翼下襟翼支撑件安装座具有：接头，具有布置在球面轴承中的可分离栓；以及凸耳端，联接到翼下襟翼支撑件。(例如，在未放起落架着陆时)向襟翼支撑件的尾部部分施加的可以使翼下襟翼支撑件分离的任何力将使得用于牺牲的“保险”栓折断，从而允许接头栓与球面轴承分离。
参考附图，图1A和图1B描绘了包括具有可操作襟翼14的机翼12的飞机10。襟翼14在多个附接点处接合到机翼12，其中翼下结构部分地容纳在固定整流罩16a和可移动整流罩16b内。襟翼14延伸以在起飞和着陆期间增强空气动学性能，使得襟翼14和可移动整流罩16b相对于机翼12向下旋转。如图2中所示，在每个附接点处，翼下梁(UWB)18构成翼下襟翼支撑件安装结构中的主要元件，以将襟翼14和相关联的可操作支撑连接件15和致动器附接到机翼12。UWB 18在由翼盒的下蒙皮22形成的下表面20上附接到机翼12并且部分地容纳在固定整流罩16a内。后翼梁24在机翼12内从翼盒的下蒙皮22向上延伸，并且UWB 18利用多个附接支架26附接到后翼梁。附接支架26利用具有永久头部或易碎头部的紧固件附接到翼下梁。翼盒的下蒙皮22、后翼梁24和上机翼蒙皮28在机翼内形成一体式燃料电池30。在如图2中所示的襟翼14的延伸位置(以虚线示出了未延伸位置)中，支撑连接件15支撑在UWB的尾部部分32附近。在未放起落架着陆期间，襟翼14、可移动整流罩16b以及可能的UWB 18的尾部部分32接触地面，从而产生使旋转力矩33被施加到UWB 18上的力。襟翼14利用一个或多个支撑连接件15附接到一件式翼下梁18，支撑连接件15在襟翼的延伸位置中接合在UWB 18的尾部部分附近，由此襟翼14与地面的接触将力施加到尾部部分。
在图3A和图3B中示出整体结构的总体布局，在图4A、图4B和图4C中示出细节。UWB18具有位于UWB 18的前端36上的一体式U形夹34。用于承载球面轴承的球面轴承支撑组件(随后将更详细地描述)在翼盒的下蒙皮22(以虚线示出)附近安装到固定机翼结构40。附接支架26利用紧固件42连接到UWB 18，并且附接支架向上延伸并沿着后翼梁24的后表面44(以虚线示出)被附接。
图4A是根据本教导的实例的用于将UWB的前端接合到机翼结构的示例性实现方式的元件的更详细的俯视立体图。图4B是图4A的俯视图，其中为了清楚起见移除了翼盒配件，并且为了清楚起见移除了捕获器。图4C是图4A的截面图。图5示出了根据本教导的实例的UWB和相关结构的侧视图。
如图4A、图4B、图4C和图5中更详细地示出的，翼下襟翼支撑件安装结构包括一件式UWB 18。UWB 18包括位于UWB 18的前端36处并安装到翼盒50的下蒙皮22的一体式U形夹34。翼盒50由包含金属或碳的材料构成。一体式U形夹34包括第一U形夹孔46和第二U形夹孔48。
翼下襟翼支撑件安装结构还包括翼盒凸耳配件52，该翼盒凸耳配件包括翼盒凸耳54以及球面轴承支撑组件56，该球面轴承支撑组件承载座圈58和球面轴承60。翼盒凸耳54具有翼盒凸耳孔，并且球面轴承60具有球面轴承孔62。翼盒凸耳配件52还包括附接板70，该附接板固定到固定机翼结构40。
前后定向的保险栓66可滑动地接收在球面轴承孔62、第一U形夹孔46和第二U形夹孔48中，以阻止UWB 18和一体式U形夹34相对于翼盒凸耳配件52的相对线性竖直运动，该翼盒凸耳配件安装到翼盒50的下蒙皮22。座圈58允许前后定向的保险栓66和球面轴承58在球面轴承支撑组件56内枢转。
当向UWB 18的尾部部分施加的力足以迫使其与机翼分离时，产生一力矩，该力矩使得UWB 18施加剪切力，以使UWB 18和一体式U形夹34能够枢转，使前后定向的保险栓66折断，并且使得UWB 18能够脱离。由此，UWB 18与机翼12分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
翼下襟翼支撑件安装结构还包括多个附接支架26，这些附接支架将一件式翼下梁18附接到从翼盒的下蒙皮22向上延伸的后翼梁24。该翼下襟翼支撑件安装结构还包括捕获器72，该捕获器作为故障安全装置从翼盒凸耳配件52延伸以接合UWB 18。捕获器72通过多个配合附接件76从翼盒凸耳配件52延伸。翼下襟翼支撑件安装结构还包括与配合附接件76接合以约束捕获器72的多个螺栓78。
球面轴承支撑组件56中的侧向载荷在球面轴承60中是径向的(非轴向的)，因此不需要螺纹轴承保持或螺栓轴承保持。侧向载荷仅进入凸耳的强轴。在前后定向的保险栓66疲劳并裂纹的故障情况下，捕获器72承受竖直载荷，但侧向载荷路径经由部分对部分接触再次直接穿过凸耳的强轴。这些特征的这种组合使得襟翼支撑件构造的重量较低、成本较低、安装更快、并且整流罩深度浅。
图6示出了图5的视图，其中前后定向的保险栓66首先在断裂线80处折断。图7示出了当UWB 18接触捕获器72时的图6的视图。图8示出了当翼盒凸耳配件凸缘共用的捕获器螺栓82断开时的图7的视图。图9示出了当UWB 18继续向下旋转并随其将捕获器72进一步推出时图8的视图。
图10示出了根据本教导的实例的用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法1000。如步骤1002中所示，方法1000包括在球面轴承中支撑从凸耳延伸的前后定向的保险栓。例如，前后定向的保险栓66从翼盒凸耳配件52的球面轴承60中延伸。如步骤1004中所示，方法1000继续进行：在安装于机翼中的翼下梁(UWB)的前端上将凸耳接合在一件式翼下梁U形夹中。继续该实例，翼盒凸耳配件52与安装在机翼12上的UWB 18接合。如步骤1006中所示，方法1000继续进行：向UWB的尾部部分施加足以迫使其与机翼分离的力。如步骤1008中所示，方法1000继续进行：利用一件式翼下梁施加剪切力以使与一件式翼下梁和一体式U形夹34接合的前后定向的保险栓折断。如图6中所示，前后定向的保险栓66在足够的剪切力作用下在断裂线80处折断。如步骤1010中所示，方法1000继续进行：使翼下梁的一体式U形夹34旋转。如图7、图8和图9所示，随着前后定向的保险栓66断裂，翼盒凸耳配件凸缘共用的捕获器螺栓82断裂，并且UWB 18继续向下旋转并随其将捕获器72进一步推出。如步骤1012中所示，方法1000继续进行：释放UWB的前端以用于使UWB继续旋转。如图7、图8和图9中所示，捕获器螺栓82在持续的剪切力作用下而断裂，并且UWB 18的前端和捕获器72被释放。
如步骤1014中所示，方法1000继续进行：响应于前后定向的保险栓的故障，使UWB从操作位置旋转到第一位置；使一件式翼下梁接触位于捕获器中的鞍座，以及利用处于故障安全位置中的捕获器来支撑一件式翼下梁。如图7和图8中所示，随着前后定向的保险栓66断裂，翼盒凸耳配件凸缘共用的捕获器螺栓82断裂，并且UWB 18继续向下旋转并随其将捕获器72进一步推出。
如步骤1016中所示，方法1000继续进行：使将捕获器固定到配合凸缘(这些配合凸缘从与固定机翼结构接合的板垂下)的辅助螺栓折断；释放捕获器；以及允许UWB继续旋转。如图7和图8中所示，随着前后定向的保险栓66断裂，翼盒凸耳装配凸缘共用的捕获器螺栓82断裂，并且UWB 18继续向下旋转并随其将捕获器72进一步推出。此外，如图4C中所示，当UWB继续旋转时，将捕获器72固定到翼盒凸耳配件52的螺栓78断裂。
如步骤1018中所示，方法1000继续进行：使UWB围绕后翼梁附接支架旋转。继续以上实例，UWB 18围绕后翼梁24的附接支架26旋转。
如步骤1020中所示，方法1000继续进行：通过保持附接到后翼梁的附接支架和保持附接到固定机翼结构的球面轴承支撑组件，来减少对机翼结构、后翼梁和相关联的一体式燃料电池的下侧造成损坏。
本公开的实例包括但不限于下列条款。
实例1：一种翼下襟翼支撑件安装结构，包括：
一件式翼下梁，包括一体式U形夹，所述一体式U形夹位于所述一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，所述一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及
翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，所述球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，所述翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且所述球面轴承具有球面轴承孔，
其中，前后定向的保险栓能滑动地接收在所述球面轴承孔、所述第一U形夹孔和所述第二U形夹孔中，以阻止所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹相对于所述翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，所述翼盒凸耳配件安装到所述翼盒的下蒙皮，
其中，向所述一件式翼下梁的尾部部分施加的、足以迫使所述一件式翼下梁与所述翼盒分离的力产生一力矩，所述力矩使得所述一件式翼下梁施加剪切力，以使所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹能够枢转、使所述前后定向的保险栓折断、并且使得所述一件式翼下梁能够脱离，
由此，所述一件式翼下梁与机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
实例2：根据实例1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括多个附接支架，所述附接支架将所述一件式翼下梁附接到从所述翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。
实例3：根据实例1和/或实例2所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述翼盒凸耳配件包括固定到固定机翼结构的附接板。
实例4：根据实例1至3所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括：捕获器，所述捕获器作为故障保护装置从所述翼盒凸耳配件延伸以接合所述一件式翼下梁。
实例5：根据实例1至4所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述捕获器利用多个配合附接件从所述翼盒凸耳配件延伸。
实例6：根据实例1至5所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括多个螺栓，所述螺栓与所述配合附接件接合以约束所述捕获器。
实例7：根据实例1至6所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述力矩还使得所述一件式翼下梁继续施加使所述前后定向的保险栓折断的剪切力。
实例8：根据实例1至7所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述附接支架利用具有永久头部或易碎头部的紧固件而附接到所述一件式翼下梁。
实例9：根据实例1至8所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述力还使得所述一件式翼下梁旋转，使所述易碎头部断裂，从而使所述一件式翼下梁从所述附接支架释放。
实例10：根据实例1至9所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，襟翼利用一个或多个支撑连接件附接到所述一件式翼下梁，所述支撑连接件在所述襟翼的延伸位置中接合在所述一件式翼下梁的所述尾部部分附近，由此所述襟翼与地面的接触将所述力施加到所述尾部部分。
实例11：根据实例1至10所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述翼盒由包含金属或碳的材料构成。
实例12：一种用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法，所述方法包括：
在球面轴承中支撑从凸耳延伸的前后定向的保险栓；
在安装于机翼中的一件式翼下梁的前端上将一体式U形夹接合在所述一件式翼下梁中；
向所述一件式翼下梁的尾部部分施加足以迫使所述一件式翼下梁与所述机翼分离的力；
利用所述一件式翼下梁施加剪切力以使与所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹接合的所述前后定向的保险栓折断；
使所述一件式翼下梁的所述一体式U形夹旋转；以及
释放所述一件式翼下梁的前端以用于使所述一件式翼下梁继续旋转。
实例13：根据实例12所述的方法，还包括：
响应于所述前后定向的保险栓的故障，使所述一件式翼下梁从操作位置旋转到第一位置；
使所述一件式翼下梁接触捕获器；以及
利用处于故障安全位置中的所述捕获器来支撑所述一件式翼下梁。
实例14：根据实例12和/或实例13所述的方法，还包括：
使将捕获器固定到配合凸缘的辅助螺栓折断，所述配合凸缘来自与固定机翼结构接合的板；
释放所述捕获器；以及
允许所述一件式翼下梁继续旋转。
实例15：根据实例12至14所述的方法，还包括：使所述一件式翼下梁围绕后翼梁附接支架旋转。
实例16：根据实例12至15所述的方法，还包括：利用保持附接到后翼梁的附接支架和保持附接到固定机翼结构的球面轴承支撑组件，来减少对所述固定机翼结构的下侧、所述后翼梁的下侧和相关联的一体式燃料电池的下侧造成的损坏。
实例17：根据实例12至16所述的方法，其中，襟翼利用一个或多个支撑连接件而附接到所述一件式翼下梁，并且所述方法还包括：使所述支撑连接件在所述襟翼的延伸位置中接合在所述一件式翼下梁的所述尾部部分附近；以及使所述襟翼接触地面表面以将所述力施加给所述尾部部分。
实例18：一种飞机，包括：
机翼；
翼下襟翼支撑件安装结构，安装到所述机翼，其中，所述翼下襟翼支撑件安装结构包括：
一件式翼下梁，包括一体式U形夹，所述一体式U形夹位于所述一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，所述一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及
翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，所述球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，所述翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且所述球面轴承具有球面轴承孔，
其中，前后定向的保险栓能滑动地接收在所述球面轴承孔、所述第一U形夹孔和所述第二U形夹孔中，以阻止所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹相对于所述翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，
所述翼盒凸耳配件安装到所述翼盒的下蒙皮，
其中，向所述一件式翼下梁的尾部部分施加的、足以破使所述一件式翼下梁与所述翼盒分离的力产生一力矩，所述力矩使得所述一件式翼下梁施加剪切力，以使所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹能够枢转、使所述前后定向的保险栓折断、并且使得所述一件式翼下梁能够脱离，
由此，所述一件式翼下梁与所述机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
实例19：根据实例18所述的飞机，还包括多个附接支架，所述附接支架将所述一件式翼下梁附接到从所述翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。
实例20：根据实例18和/或实例19所述的飞机，其中，所述力矩还使得所述一件式翼下梁继续施加使所述前后定向的保险栓折断的剪切力。
尽管阐述实施方式的宽范围的数值范围和参数是近似值，但是在具体实例中阐述的数值是尽可能精确地报告的。然而，任何数值固有地包含某些误差，这些误差必然是由于在它们各自的测试测量中发现的标准偏差而造成的。此外，本文中公开的所有范围应理解为涵盖本文中包含的任何和所有子范围。例如，“小于10”的范围可以包括处于(并且包括)最小值零与最大值10之间的任何和所有子范围，即，具有等于或大于零的最小值和等于或小于10的最大值的任何和所有子范围，例如，1至5。在某些情况下，如针对参数所陈述的数值可以采取负值。在这种情况下，表述为“小于10”的范围的示例性值可以采取负值，例如-1、-2、-3、-10、-20、-30等。
仅参考附图出于说明性目的描述了以下实施方式。本领域技术人员将理解，以下描述本质上是示例性的，并且在不背离这些实施方式的范围的情况下，可以对本文中阐述的参数进行多种修改。说明书和实例旨在仅被视为是实例。各个实施方式不一定是互相排斥的，因为一些实施方式可以与一个或多个其他实施方式组合以形成新的实施方式。
尽管实施方式是针对一个或多个实现方式示出的，但是在不背离所附权利要求的精神和范围的情况下，可以对所示出的实例做出改变和/或修改。此外，虽然实施方式的特定特征可能仅针对多个实施方式中的一个实施方式进行公开，但是该特征可以与其他实现方式中的一个或多个其他特征组合，这对于任何给定的或特定的功能而言可能期望和有利的。
此外，在详细的说明书和权利要求中使用了术语“包含”、“含有”、“具有”、“有”、“带有”或其变型的范围内，此类术语旨在以类似于术语“包括”的方式是包含性的。如在本文中使用的短语，例如，A、B和C中的“一者或多者”是指以下项中的任一者：仅A、B、或C；或者两者的组合，诸如A和B、B和C以及A和C；或A、B和C的组合。
通过考虑本文中所公开的描述的说明和实践，其他实施方式对于本领域技术人员来说将是显而易见的。说明和实例旨在被视为仅是示例性的，实施方式的真实范围和精神由所附权利要求指示。

Claims (20)

1.一种翼下襟翼支撑件安装结构，包括：
一件式翼下梁，包括一体式U形夹，所述一体式U形夹位于所述一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，所述一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及
翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，所述球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，所述翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且所述球面轴承具有球面轴承孔，
其中，前后定向的保险栓能滑动地接收在所述球面轴承孔、所述第一U形夹孔和所述第二U形夹孔中，以阻止所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹相对于所述翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，所述翼盒凸耳配件安装到所述翼盒的下蒙皮，
其中，向所述一件式翼下梁的尾部部分施加的、足以迫使所述一件式翼下梁与所述翼盒分离的力产生一力矩，所述力矩使得所述一件式翼下梁施加剪切力，以使所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹能够枢转，使所述前后定向的保险栓折断，并且使得所述一件式翼下梁能够脱离，
由此，所述一件式翼下梁与机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
2.根据权利要求1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括多个附接支架，所述附接支架将所述一件式翼下梁附接到从所述翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。
3.根据权利要求1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述翼盒凸耳配件包括固定到固定机翼结构的附接板。
4.根据权利要求3所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括：捕获器，所述捕获器作为故障安全装置从所述翼盒凸耳配件延伸以接合所述一件式翼下梁。
5.根据权利要求4所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述捕获器利用多个配合附接件从所述翼盒凸耳配件延伸。
6.根据权利要求5所述的翼下襟翼支撑件安装结构，还包括多个螺栓，所述螺栓与所述配合附接件接合以约束所述捕获器。
7.根据权利要求1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述力矩还使得所述一件式翼下梁继续施加使所述前后定向的保险栓折断的剪切力。
8.根据权利要求2所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述附接支架利用具有永久头部或易碎头部的紧固件而附接到所述一件式翼下梁。
9.根据权利要求8所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述力还使得所述一件式翼下梁旋转，使所述易碎头部断裂，从而使所述一件式翼下梁从所述附接支架释放。
10.根据权利要求1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，襟翼利用一个或多个支撑连接件附接到所述一件式翼下梁，所述支撑连接件在所述襟翼的延伸位置中接合在所述一件式翼下梁的所述尾部部分附近，由此所述襟翼与地面的接触将所述力施加到所述尾部部分。
11.根据权利要求1所述的翼下襟翼支撑件安装结构，其中，所述翼盒由包含金属或碳的材料构成。
12.一种用于在撞击时分离翼下襟翼支撑件结构的方法，所述方法包括：
在球面轴承中支撑从凸耳延伸的前后定向的保险栓；
在安装于机翼中的一件式翼下梁的前端上将一体式U形夹接合在所述一件式翼下梁中；
向所述一件式翼下梁的尾部部分施加足以迫使所述一件式翼下梁与所述机翼分离的力；
利用所述一件式翼下梁施加剪切力以使与所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹接合的所述前后定向的保险栓折断；
使所述一件式翼下梁的所述一体式U形夹旋转；以及
释放所述一件式翼下梁的前端以用于使所述一件式翼下梁继续旋转。
13.根据权利要求12所述的方法，还包括：
响应于所述前后定向的保险栓的故障，使所述一件式翼下梁从操作位置旋转到第一位置；
使所述一件式翼下梁接触捕获器；以及
利用处于故障安全位置中的所述捕获器来支撑所述一件式翼下梁。
14.根据权利要求13所述的方法，还包括：
使将捕获器固定到配合凸缘的辅助螺栓折断，所述配合凸缘来自与翼盒凸耳配件接合的板；
释放所述捕获器；以及
允许所述一件式翼下梁继续旋转。
15.根据权利要求14所述的方法，还包括：使所述一件式翼下梁围绕后翼梁附接支架旋转。
16.根据权利要求15所述的方法，还包括：利用保持附接到后翼梁的所述后翼梁附接支架和保持附接到固定机翼结构的球面轴承支撑组件，来减少对所述固定机翼结构的下侧、所述后翼梁的下侧和相关联的一体式燃料电池的下侧造成的损坏。
17.根据权利要求12至16中任一项所述的方法，其中，襟翼利用一个或多个支撑连接件而附接到所述一件式翼下梁，并且所述方法还包括：使所述支撑连接件在所述襟翼的延伸位置中接合在所述一件式翼下梁的所述尾部部分附近；以及使所述襟翼接触地面表面以将所述力施加给所述尾部部分。
18.一种飞机，包括：
机翼；
翼下襟翼支撑件安装结构，安装到所述机翼，其中，所述翼下襟翼支撑件安装结构包括：
一件式翼下梁，包括一体式U形夹，所述一体式U形夹位于所述一件式翼下梁的前端处并且安装到翼盒的下蒙皮，其中，
所述一体式U形夹包括第一U形夹孔和第二U形夹孔；以及
翼盒凸耳配件，包括翼盒凸耳以及球面轴承支撑组件，所述球面轴承支撑组件承载座圈和球面轴承，所述翼盒凸耳具有翼盒凸耳孔，并且所述球面轴承具有球面轴承孔，
其中，前后定向的保险栓能滑动地接收在所述球面轴承孔、所述第一U形夹孔和所述第二U形夹孔中，以阻止所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹相对于所述翼盒凸耳配件的相对线性竖直运动，所述翼盒凸耳配件安装到所述翼盒的下蒙皮，
其中，向所述一件式翼下梁的尾部部分施加的、足以破使所述一件式翼下梁与所述翼盒分离的力产生一力矩，所述力矩使得所述一件式翼下梁施加剪切力，以使所述一件式翼下梁和所述一体式U形夹能够枢转，使所述前后定向的保险栓折断，并且使得所述一件式翼下梁能够脱离，
由此，所述一件式翼下梁与所述机翼分离，而不对机翼结构的下侧造成损坏。
19.根据权利要求18所述的飞机，还包括多个附接支架，所述附接支架将所述一件式翼下梁附接到从所述翼盒的下蒙皮向上延伸的后翼梁。
20.根据权利要求18或19所述的飞机，其中，所述力矩还使得所述一件式翼下梁继续施加使所述前后定向的保险栓折断的剪切力。
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