CN204750581U - 静电放电器和包括该静电放电器的飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及静电放电器和包括该静电放电器的飞行器。根据本实用新型的一个方面，提供一种静电放电器(10；10ˊ)，包括：基底安装部(12；12ˊ)，基底安装部适于安装至运动体(AC)的支撑导电结构(24)；以及放电器主体(AP)，放电器主体适于安装至基底安装部。静电放电器还包括第一固定机构(FM1)，第一固定机构(FM1)适于将放电器主体固定至基底安装部。在基底安装部与放电器主体之间设置有在静电放电器的现场安装过程中允许放电器主体相对于基底安装部枢转以便调节放电器主体相对于基底安装部的安装方位的枢转机构(PM；PMˊ)。根据本实用新型，能够改进静电放电器的例如安装适应性和通用性。

Description

静电放电器和包括该静电放电器的飞行器

技术领域

本实用新型涉及静电放电器及包括静电放电器的飞行器，更具体地，涉及在安装适应性和通用性等方面具有改进之处的静电放电器。

背景技术

在例如飞机、航空航天器、火车和汽车之类的高速运动体中，通常需要设置静电放电器(静电释放器)。特别地，在飞机中，静电放电器是用于通过将电流(静电)向大气缓慢地释放来保护飞机相关结构的必备器件。在飞机中，静电放电器可以安装在机翼(例如外侧副翼后缘和/或小翼后缘)、VTP(垂直安定面)、HTP(水平安定面)、方向舵和/或升降舵处。

参照图1(图1是用于说明根据相关技术的一种静电放电器安装在飞机方向舵上的情况的示意图)，根据相关技术的静电放电器10A包括基底安装部12A和放电本部14A。静电放电器10A安装在飞机的方向舵20A(图1中仅示出方向舵20A的一部分)上。基底安装部12A通常呈大致长方形板体。放电本部14A沿基底安装部12A的纵长方向固定地安装或一体地形成在基底安装部12A的横向居中位置处。方向舵20A具有设置在方向舵20A的后缘22A处的由金属制成的后缘轮廓件24A。后缘轮廓件24A通常具有U形横截面并且包封方向舵20A的后缘22A(在图1中，后缘轮廓件24A从右侧包封方向舵20A的后缘22A)。通过将静电放电器10A的基底安装部12A安装至方向舵20A的后缘轮廓件24A，静电放电器10A得以机械地固定至方向舵20A同时导电地连接至方向舵20A(后缘轮廓件24A)进而导电地连接至飞机的其它相关结构。

一方面，按照飞机设计要求，后缘轮廓件24A的沿飞机飞行方向FD的宽度FDW通常较小。另一方面，出于确保静电放电器10A的稳固安装和足够电接触面积的考虑，基底安装部12A的面积进而其长度L不适合设定为过小，因而基底安装部12A的长度L通常大于后缘轮廓件24A的宽度FDW。再一方面，出于最小化由放电本部14A引起的风阻以及最小化放电本部14A本身受力(风力)的考虑，放电本部14A需要安装成与飞行方向FD一致(例如，在图1中的示例中，静电放电器10A及其放电本部14A需要以图示方式相对于方向舵20A定向)。

由此，如图1所示，在根据相关技术的静电放电器10A中，为了避免静电放电器10A的基底安装部12A以部分悬置方式直接地安装至后缘轮廓件24A而造成安装不稳固和/或电接触不良，需要经由附加的金属板30A来将静电放电器10A安装至方向舵20A(金属板30A以部分悬置方式直接地安装至后缘轮廓件24A，然后基底安装部12A再通过紧固件40A安装至金属板30A)。

这样，在根据相关技术的静电放电器10A中，由于在安装中需要使用附加的金属板30A而造成重量增加、安装复杂化和影响空气动力学表面。另外，也会由于所采用的金属板30A和基底安装部12A的部分悬置安装方式而影响空气动力学表面(引起湍流效应)并且也造成安装不便。另外，放电本部14A与基底安装部12A的固定连接或一体形成的结构还会造成静电放电器10A(具体为基底安装部12A)无法灵活地适应于方向舵20A的相对较窄的后缘轮廓件24A，而且特别地，还造成无法在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部14A相对于基底安装部12A和方向舵20A(后缘轮廓件24A)的角度从而难以确保放电本部14A安装成与飞行方向FD一致。

参照图2(图2是用于说明根据相关技术的另一种静电放电器安装在飞机升降舵上的情况的示意图)，根据相关技术的静电放电器10B也可以包括基底安装部12B和放电本部14B。静电放电器10B安装在升降舵20B上。

在根据相关技术的静电放电器10B中，类似地，基底安装部12B的长度L通常大于升降舵20B的后缘轮廓件24B的沿飞机飞行方向FD的宽度FDW。如图2所示，静电放电器10B以与图1中的部分悬置方式不同的方式安装至升降舵20B。然而，在这一不同安装方式中，也需要使用附加的金属板30B，以期改善静电放电器10B与升降舵20B(后缘轮廓件24B)之间的电接触、并且填平升降舵20B的后缘轮廓件24B与升降舵20B的本体区域26B之间的通常呈凹陷状的交界部28B从而确保静电放电器10B的稳固安装。

这样，在根据相关技术的静电放电器10B中，类似地，由于在安装中需要使用附加的金属板30B而造成重量增加、安装复杂化和影响空气动力学表面。另外，也会由于金属板30B和基底安装部12B不仅安装在后缘轮廓件24B上而且还向上地安装在升降舵20B的本体区域26B上(也称为跨骑安装方式)而更加向上突出而影响空气动力学表面并且也造成安装不便。另外，类似地，放电本部14B与基底安装部12B的固定连接或一体形成的结构还会造成静电放电器10B(具体为基底安装部12B)无法灵活地适应于升降舵20B的相对较窄的后缘轮廓件24B，而且特别地，还造成无法在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部14B相对于基底安装部12B和升降舵20B(后缘轮廓件24B)的角度从而难以确保放电本部14B安装成与飞行方向FD一致。

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实用新型的理解，而不一定构成现有技术。

实用新型内容

在本部分中提供本实用新型的总概要，而不是本实用新型完全范围或本实用新型所有特征的全面公开。

本实用新型的一个目的是提供一种能够在安装现场根据具体情况来确定基底安装部进而整个静电放电器的安装/组装方式的静电放电器。

本实用新型的另一目的是提供一种使得基底安装部进而整个静电放电器能够灵活地适应于相对较窄的后缘轮廓件的静电放电器。

本实用新型的另一目的是提供一种能够在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部相对于基底安装部和后缘轮廓件的角度从而易于确保放电本部安装成与飞行方向一致的静电放电器。

本实用新型的另一目的是提供一种能够增强静电放电器的通用性而无需针对例如不同的飞机型号和安装部位等而准备一系列不同的静电放电器的静电放电器。

本实用新型的另一目的是提供一种能够避免重量增加、组装复杂化和影响空气动力学表面等不利情形的静电放电器。

本实用新型的另一目的是提供一种能够改善电接触的静电放电器。

为了实现上述目的中的一个或多个，根据本实用新型的一个方面，提供一种静电放电器，包括：基底安装部，所述基底安装部适于安装至运动体的支撑导电结构；以及放电器主体，所述放电器主体适于安装至所述基底安装部。所述静电放电器还包括第一固定机构，所述第一固定机构适于将所述放电器主体固定至所述基底安装部。在所述基底安装部与所述放电器主体之间设置有在所述静电放电器的现场安装过程中允许所述放电器主体相对于所述基底安装部枢转以便调节所述放电器主体相对于所述基底安装部的安装方位的枢转机构。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述枢转机构包括突部和适于容纳所述突部的轴孔，所述突部从所述基底安装部和所述放电器主体中的一者突出，所述轴孔形成在所述基底安装部和所述放电器主体中的另一者处。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述放电器主体包括放电本部和内部中介体。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述放电本部包括连接部和尾部。

在根据本实用新型的静电放电器中，在所述连接部的底部中形成有接纳槽，所述接纳槽适于容纳所述内部中介体。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述接纳槽的形状和所述内部中介体的形状构造成使得所述内部中介体适于形状匹配地容纳在所述接纳槽中以限制所述放电本部相对于所述内部中介体的旋转。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述内部中介体的高度小于所述接纳槽的深度，使得当所述放电本部布置在所述内部中介体上时，在所述内部中介体的顶面与所述接纳槽的槽底面之间存在间隙。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述突部从所述基底安装部突出，并且所述轴孔形成在所述内部中介体处。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述轴孔形成为盲孔，以及所述突部的高度小于所述轴孔的深度，使得当所述内部中介体布置在所述基底安装部上时，在所述突部的顶面与所述轴孔的孔底面之间存在间隙。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述轴孔的内径和所述突部外径设定为使得所述轴孔与所述突部处于小间隙配合并且使得所述突部适于承受剪切载荷。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述突部从所述基底安装部的上表面的第一侧和第二侧中的任一侧向上突出，而所述轴孔形成在所述内部中介体的底部的第一区域和第二区域中的相应区域中。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第一固定机构包括紧固孔，所述紧固孔形成在所述内部中介体的大致中间区域或者形成在所述第一区域和第二区域中的未形成有所述轴孔的区域中。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述突部从所述基底安装部的上表面的大致中央区域向上突出，而所述轴孔形成在所述内部中介体的底部的大致中央区域中。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第一固定机构包括两个紧固孔，所述紧固孔在所述内部中介体中围绕所述轴孔形成。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述紧固孔是螺纹通孔，以及所述第一固定机构)还包括沉头螺栓，所述沉头螺栓适于穿过所述基底安装部而与所述紧固孔螺纹接合。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述基底安装部呈圆角长方形板体、正方形板体或圆形板体。

在根据本实用新型的静电放电器中，在所述基底安装部的至少上表面上标示有钻孔轨迹线，所述钻孔轨迹线为以位点为圆心的圆弧轨迹，所述位点与所述突部的中心线或所述轴孔的中心对应，以及所述圆弧轨迹的半径与所述轴孔与所述紧固孔之间的距离对应。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第一固定机构还包括钻孔，在现场安装过程中确定的用于钻出所述钻孔的钻孔位置位于所述钻孔轨迹线上。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第一固定机构还包括沉头螺栓，以及所述钻孔允许所述沉头螺栓穿过所述基底安装部、并且适于容纳所述沉头螺栓的头部。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述静电放电器还包括适于将所述放电本部固定至所述内部中介体的第二固定机构。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第二固定机构包括：形成在所述连接部的背风部中并且与所述接纳槽连通的锚定孔；在所述内部中介体的背风部中居中地形成的圆锥形凹口；以及锚定件，以及所述圆锥形凹口适于接纳穿过所述锚定孔的所述锚定件的前端。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述第二固定机构包括：形成在所述连接部的背风部中并且与所述接纳槽连通的锚定孔；切口；以及锚定件，以及所述切口通过对所述内部中介体的背风部的下部进行大致竖向平切并且对所述内部中介体的背风部的上部进行斜切而形成。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述锚定件是自锁螺钉，并且在所述锚定件的后部中形成有适于接纳驱动工具的驱动孔。

在根据本实用新型的静电放电器中，所述放电本部的迎风侧形成为流线型外形以符合空气动力学特性。

为了实现上述目的中的一个或多个，根据本实用新型的另一方面，提供一种飞行器。所述飞行器包括上文所述的静电放电器。

在根据本实用新型的飞行器中，所述静电放电器设置在所述飞行器的升降舵、方向舵、机翼的副翼和/或机翼的小翼的用作所述支撑导电结构的后缘轮廓件处。

根据本实用新型，静电放电器在出厂时并未以基底安装部与放电本部固定地安装或一体地形成的结构提供。因此，能够在安装现场根据例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件的尺寸和定向等具体情况来确定基底安装部进而整个静电放电器的安装/组装方式，使得基底安装部进而整个静电放电器能够灵活地适应于例如方向舵和/或升降舵的相对较窄的后缘轮廓件。而且，特别地，还能够在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部相对于基底安装部和后缘轮廓件的角度从而易于确保放电本部安装成与飞行方向一致。由此，增强静电放电器的通用性而无需针对例如不同的飞机型号和安装部位等而准备一系列不同的静电放电器。

另外，根据本实用新型，由于静电放电器在安装中不需要使用附加的例如金属板的安装件，因此能够避免重量增加、组装复杂化和影响空气动力学表面等不利情形。而且，由于在通常情况下能够使基底安装部完全地叠置在平坦的后缘轮廓件上而避免采用所谓的悬置安装方式或跨骑安装方式，因此能够改善电接触、进一步简化安装过程以及进一步减小对空气动力学表面的影响。

附图说明

通过以下参照附图的描述，本实用新型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1是用于说明根据相关技术的一种静电放电器安装在飞机方向舵上的情况的示意图；

图2是用于说明根据相关技术的另一种静电放电器安装在飞机升降舵上的情况的示意图；

图3是示出根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的分解立体图；

图4是示出根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的纵向剖视图；

图5是用于说明根据本实用新型第一实施方式的静电放电器安装至飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件的情况的示意图；

图6是示出根据本实用新型第一实施方式的放电本部相对于基底安装部的安装方位的视图；

图7是示出根据本实用新型第一实施方式的基底安装部上的钻孔布置的示意图；

图8是示出根据本实用新型第一实施方式的放电本部的立体图；

图9是示出根据本实用新型第一实施方式的内部中介体的底视图；

图10是示出根据本实用新型第一实施方式的锚定件的立体图；

图11A和图11B分别是用于说明根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的导电路径的示意图；

图12是示出根据本实用新型第二实施方式的静电放电器的相关部件的分解立体图；

图13是示出根据变型例的内部中介体的立体图；以及

图14是示出根据本实用新型的飞行器的示意图。

具体实施方式

下面参照附图、借助示例性实施方式对本实用新型进行详细描述。对本实用新型的以下详细描述仅仅是出于说明目的，而绝不是对本实用新型及其应用或用途的限制。

首先，参照图3和图4描述根据本实用新型第一实施方式的静电放电器10。其中，图3是示出根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的分解立体图，而图4是示出根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的纵向剖视图。

如图3所示，静电放电器10可以包括基底安装部12、放电本部14和内部中介体16。这里，需要指出的是，放电本部14与内部中介体16的组合体相当于根据本实用新型的放电器主体(AP)。

基底安装部12可以呈大致长方形板体(例如，圆角长方形板体)，并且适于(经由其下表面123)安装在例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件24(参见图4)上。基底安装部12的平坦板体构型有利于静电放电器的稳固安装和电接触。这里，需要指出的是，后缘轮廓件24用作根据本实用新型的支撑导电结构。

在基底安装部12的上表面121的前部区域(图3中的左侧区域并且可以对应于根据本实用新型的第一侧，而上表面121的后部区域可以对应于根据本实用新型的第二侧)处设置有从上表面121向上突出的(圆形)突部125。突部125适于插入至下文将做描述的形成在内部中介体16的底部中的(圆形)轴孔161中。

在一些实施方式中，在基底安装部12的至少上表面121上标示有钻孔轨迹线129(参见图7——图7是示出根据本实用新型第一实施方式的基底安装部上的钻孔布置的示意图)。钻孔轨迹线129为以位点C(位点C与突部125的中心线或轴孔161的中心161C对应)为圆心的圆弧轨迹(其半径R与下文将做描述的内部中介体16的轴孔与紧固孔之间的距离D对应)。如下文将做描述，钻孔轨迹线129便于在安装现场确定基底安装部12上的钻孔位置从而便于精确地组装/安装静电放电器10。

放电本部14可以包括连接部141和尾部143。在连接部141的底部中形成有接纳槽145(参见图4以及参见图8——图8是示出根据本实用新型第一实施方式的放电本部的立体图)。接纳槽145呈大致长方体形状，并且适于容纳内部中介体16。

在连接部141的后部(对应于根据本实用新型的背风部)中形成有与接纳槽145连通的锚定孔(非螺纹孔或螺纹孔)147(参见图4和图8)。例如自锁螺钉的锚定件18可以穿过锚定孔147，使得锚定件18的前端插入至内部中介体16的后部处的凹口中，从而将放电本部14紧固至内部中介体16进而紧固至基底安装部12。参照图10(图10是示出根据本实用新型第一实施方式的锚定件的立体图)，在锚定件18的后部中可以形成有驱动孔181，驱动孔181适于接纳例如旋拧工具的驱动工具以便将锚定件18例如旋拧至内部中介体16的后部处的凹口中。

在一些示例中，由连接部141和尾部143构成的放电本部14的前侧(图3中的左侧即迎风侧)形成为流线型外形以符合空气动力学特性。

内部中介体16可以呈大致长方体形状并且适于匹配地(形状配合地)容纳在放电本部14的接纳槽145中。由此，当放电本部14布置在内部中介体16上时，由于内部中介体16与接纳槽145的非圆或多面体形状配合，可以可靠地限制放电本部14相对于内部中介体16的旋转。

在一些示例中，如图4所清楚地示出，内部中介体16的高度可以(略微)小于接纳槽145的深度，使得当放电本部14布置在内部中介体16上时，在内部中介体16的顶面与接纳槽145的槽底面之间存在间隙。这样，可以可靠地确保放电本部14的连接部141的下表面142与基底安装部12的上表面121充分接触，从而提高安装稳固性并且改善电接触。

在内部中介体16的底部的前部区域(对应于根据本实用新型的第一区域，而底部的后部区域对应于根据本实用新型的第二区域)中形成有(圆形)轴孔161(参见图9——图9是示出根据本实用新型第一实施方式的内部中介体的底视图)。轴孔161适于容纳基底安装部12的(圆形)突部125。当内部中介体16在突部125插入至轴孔161中的状态下布置在基底安装部12上时，内部中介体16可以围绕突部125枢转(360度枢转)。这里，需要指出的是，突部125和轴孔161一起构成根据本实用新型的枢转机构PM。

在一些示例中，突部125的高度可以(略微)小于轴孔161的深度，使得当内部中介体16布置在基底安装部12上时，在突部125的顶面与轴孔161的孔底面之间存在间隙。这样，可以可靠地确保内部中介体16的下表面162与基底安装部12的上表面121充分接触，从而提高安装稳固性并且改善电接触。在图示的示例中，轴孔161形成为盲孔，而在其它示例中，轴孔也可以形成为通孔。

在一些示例中，轴孔161的内径161D设定为使得轴孔161与突部125能够处于小间隙配合并且使得基底安装部12的突部125适于承受剪切载荷。

在内部中介体16的大致纵向中间区域或比中间区域靠后的后部区域中形成有紧固孔(螺纹孔)163。在一些示例中，紧固孔163可以是通孔，而在其它示例中，紧固孔163可以是盲孔。例如沉头螺栓的紧固件19可以穿过基底安装部12而螺纹接合至紧固孔163，从而将内部中介体16紧固至基底安装部12。

在内部中介体16的后部(对应于根据本实用新型的背风部)中居中地形成有凹口165(例如圆锥形凹口165)。上文所述的锚定件18的前端可以插入至凹口165中，从而将放电本部14紧固至内部中介体16进而紧固至基底安装部12。凹口165适于引导例如自锁螺钉的锚定件18的自攻插入，从而便于通过锚定件18将放电本部14紧固至内部中介体16。而且，由于放电本部14与内部中介体16的固定结构设置在静电放电器10的背风侧，因此维持静电放电器10的迎风侧的完好流线型外形从而确保符合空气动力学特性。在一些示例中，圆锥形凹口165的锥角可以为100度或100度左右(参见图9)。

在优选的示例中，轴孔161、紧固孔163和凹口165沿内部中介体16的纵长方向对齐并且定位在内部中介体16的横向居中位置处(如图9所清楚地示出)。

下面，描述根据本实用新型第一实施方式的静电放电器10的示例性组装过程及其安装至例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件24上的示例性安装过程。

根据本实用新型第一实施方式，静电放电器10在出厂时并未以基底安装部12与放电本部14固定地安装或一体地形成的结构提供，而是以如图3所示的未组装状态提供。在安装现场，根据例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件24的尺寸和定向等具体情况，确定基底安装部12进而整个静电放电器10的安装/组装方式。

在后缘轮廓件24的宽度W大于或等于基底安装部12的长度L的情况下(如图5所示——图5是用于说明根据本实用新型第一实施方式的静电放电器安装至飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件的情况的示意图)，则可以将基底安装部12以使得基底安装部12的纵长方向LD与后缘轮廓件24的宽度方向WD一致的方式安装至后缘轮廓件24上。在后缘轮廓件24的宽度W小于基底安装部12的长度L的情况下(如示出相关技术的情况的图1所示)，则可以将基底安装部12以使得基底安装部12的纵长方向LD与后缘轮廓件24的宽度方向WD相交或甚至垂直的方式安装至后缘轮廓件24上，以便使基底安装部12完全地叠置在(平坦的)后缘轮廓件24上而避免采用所谓的(部分)悬置安装方式或者跨骑安装方式。

在确定基底安装部12相对于后缘轮廓件24的适当安装方位之后，确定放电本部14相对于基底安装部12的适当安装方位。这里，需要注意的是，由于放电本部14相对于内部中介体16的旋转被限制，因此放电本部14相对于基底安装部12的安装方位对应于内部中介体16相对于基底安装部12的安装方位。

这里，以如图5所示的后缘轮廓件24的宽度W大于或等于基底安装部12的长度L、并且基底安装部12被安装成使得基底安装部12的纵长方向LD与后缘轮廓件24的宽度方向WD一致的情形作为示例来进行说明。在飞机飞行方向FD恰好与后缘轮廓件24的宽度方向WD一致的情况下(参见图6中的飞行方向CNFD，图6是示出根据本实用新型第一实施方式的放电本部相对于基底安装部的安装方位的视图)，则将放电本部14和内部中介体16定向成使得放电本部14和内部中介体16的纵长方向与基底安装部12的纵长方向LD一致。在这种情况下，将在基底安装部12的中间位置CN处钻孔(参见图7)。在飞机飞行方向FD(向上或向下)偏离后缘轮廓件24的宽度方向WD的情况下(例如参见图6中的飞行方向UPFD和飞行方向LWFD)，则将放电本部14和内部中介体16定向成使得放电本部14和内部中介体16的纵长方向与基底安装部12的纵长方向LD相应地偏离。在飞行方向FD向上偏离的情况下(如图6中的飞行方向UPFD，飞行方向UPFD从飞行方向CNFD向上偏离角度A)，将在基底安装部12的相对于中间位置CN向上偏离的位置UP处钻孔(参见图7)，而在飞行方向FD向下偏离的情况下(如图6中的飞行方向LWFD，飞行方向LWFD从飞行方向CNFD向下偏离角度A)，将在基底安装部12的相对于中间位置CN向下偏离的位置LW处钻孔(参见图7)。这里，需要注意的是，中间位置CN、上偏离位置UP和下偏离位置LW均位于由钻孔轨迹线129表示的圆弧钻孔轨迹上。

在确定基底安装部12相对于后缘轮廓件24的安装方位之后，并且在确定放电本部14相对于基底安装部12的安装方位之后(亦即，在确定基底安装部12上的钻孔位置之后)，即可正式开始静电放电器10的组装过程及其安装至后缘轮廓件24上的安装过程。

首先，根据已经确定出的钻孔位置(例如中间位置CN、上偏离位置UP或下偏离位置LW)，在安装现场在基底安装部12中钻出钻孔127(参见图4)。钻孔127允许紧固件19穿过基底安装部12，并且适于最终容纳紧固件19的头部。

接着，将内部中介体16布置在基底安装部12上使得突部125插入至轴孔161中。然后，使内部中介体16围绕突部125枢转直至紧固孔163与钻孔127重合。然后，使紧固件19穿过钻孔127而螺纹接合至紧固孔163。

接着，根据已经确定出的基底安装部12相对于后缘轮廓件24的安装方位，将基底安装部12与内部中介体16的装配体安装至例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件24。在一些示例中，通过如图5所示的例如沉头螺栓的紧固件40将基底安装部12固定地安装至后缘轮廓件24。

接着，将放电本部14布置在内部中介体16上使得内部中介体16容纳在放电本部14的接纳槽145中。然后，将例如自锁螺钉的锚定件18穿过锚定孔147而插入至内部中介体16的后部处的凹口165中，从而将放电本部14紧固至内部中介体16、紧固至基底安装部12进而紧固至后缘轮廓件24。

由此，完成了静电放电器10的组装/安装过程。

下面参照图11A和图11B描述根据本实用新型第一实施方式的静电放电器10的导电路径(图11A和图11B分别是用于说明根据本实用新型第一实施方式的静电放电器的导电路径的示意图)。

在静电放电器10中，可以形成多个导电路径，从而能够确保有效的静电释放。例如，导电路径可以包括第一路径、第二路径和第三路径。第一路径为：放电本部14的接纳槽145的前壁的导电点a—内部中介体16的前侧的导电点e—内部中介体16的下表面162的导电点d—基底安装部12的上表面121的导电点g—基底安装部12的下表面123的导电点h—后缘轮廓件24的导电点i。第二路径为：放电本部14的连接部141的下表面142的导电点b—基底安装部12的上表面121的导电点g—基底安装部12的下表面123的导电点h—后缘轮廓件24的导电点i。第三路径为：放电本部14的接纳槽145的侧壁的导电点c—内部中介体16的侧向侧的导电点f—内部中介体16的下表面162的导电点d—基底安装部12的上表面121的导电点g—基底安装部12的下表面123的导电点h—后缘轮廓件24的导电点i。

根据本实用新型第一实施方式，静电放电器在出厂时并未以基底安装部与放电本部固定地安装或一体地形成的结构提供。因此，能够在安装现场根据例如飞机方向舵和/或升降舵的后缘轮廓件的尺寸和定向等具体情况来确定基底安装部进而整个静电放电器的安装/组装方式，使得基底安装部进而整个静电放电器能够灵活地适应于例如方向舵和/或升降舵的相对较窄的后缘轮廓件。而且，特别地，还能够在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部相对于基底安装部和后缘轮廓件的角度从而易于确保放电本部安装成与飞行方向一致。由此，增强静电放电器的通用性而无需针对例如不同的飞机型号和安装部位等而准备一系列不同的静电放电器。

另外，根据本实用新型第一实施方式，由于静电放电器在安装中不需要使用附加的例如金属板的安装件，因此能够避免重量增加、组装复杂化和影响空气动力学表面等不利情形。而且，由于在通常情况下能够使基底安装部完全地叠置在平坦的后缘轮廓件上而避免采用所谓的悬置安装方式或跨骑安装方式，因此能够改善电接触、进一步简化安装过程以及进一步减小对空气动力学表面的影响。

这里，需要指出的是，根据本实用新型第一实施方式，即便在个别情形中通过调节基底安装部相对于后缘轮廓件的安装方位也无法使基底安装部完全地叠置在后缘轮廓件上而不得不在使用或不使用附加金属板的情况下采用所谓的悬置安装方式或跨骑安装方式，也由于能够适当地减小悬置区域/跨骑区域或者适当地减小附加金属板(在使用附加金属板的情况下)而获得与上述有益效果基本相同或相似的可取效果。特别地，即便在个别情形中仍需要在使用附加金属板的情况下采用所谓的悬置安装方式或跨骑安装方式，也能够在安装现场根据具体情况灵活地调节放电本部相对于基底安装部和后缘轮廓件的角度从而易于确保放电本部安装成与飞行方向一致。

另外，根据本实用新型第一实施方式，通过对基底安装部12的突部125与内部中介体16的轴孔161之间以及紧固件19与内部中介体16的紧固孔163之间的配合方式进行适当的设计(例如适当的配合公差设计)，使得基底安装部12的突部125适于承受剪切载荷而紧固件19适于承受拉伸载荷，由此有效地提高静电放电器10的安装牢固性。

下面参照图12描述根据本实用新型第二实施方式的静电放电器10'。其中，图12是示出根据本实用新型第二实施方式的静电放电器的相关部件的分解立体图。

为了简便起见，下面将仅仅描述第二实施方式与第一实施方式的主要不同之处。

在第二实施方式中，在基底安装部12'的上表面121'的大致中央区域处设置有从上表面121'向上突出的(圆形)突部125'。相应地，在内部中介体16'的底部的大致中央区域中形成有(圆形)轴孔161'。这里，需要指出的是，突部125'和轴孔161'一起构成根据本实用新型的枢转机构PM'。

在第二实施方式中，在内部中介体16'的相对于轴孔161'的前后两侧分别形成有前后两个紧固孔(螺纹孔)163'。在优选的示例中，两个紧固孔163'距轴孔161'的距离相等并且以180度间隔开。相应地，将在安装现场在基底安装部12的圆弧钻孔轨迹上钻出两个对应的钻孔(图中未示出)并且配备两个对应的例如沉头螺栓的紧固件19'。这里，应当理解，紧固孔163'、对应的钻孔和对应的紧固件19'也可以分别是三个或更多个。

根据本实用新型第二实施方式，可以获得与本实用新型第一实施方式相似的技术效果。而且，根据第二实施方式，由于设置多个紧固孔163'和多个紧固件19'，可以进一步提高静电放电器10'的安装牢固性。

根据本实用新型的静电放电器可以容许多种不同变型。

在上述实施方式中描述的是：在内部中介体16的后部中居中地形成有(圆锥形)凹口165以便引导例如自锁螺钉的锚定件18的自攻插入。然而，在如图13(图13是示出根据变型例的内部中介体的立体图)所示的变型例中，通过对内部中介体16”的后部的下部进行大致竖向平切并且对内部中介体16”的后部的上部进行斜切来形成(如图13所示的)切口165”。在该变型例中，由于切口165”的下部壁为大致竖向平直状壁，因此与上述圆锥形凹口165相比，可以避免下述情形：在存在不当制造误差的情况下，当通过锚定件18将放电本部14紧固至内部中介体16时，迫使放电本部14向上偏移而使得连接部141的下表面142未与基底安装部12的上表面121充分接触。具体地，参照图4，当锚定孔147定位成不当地向下偏离时，穿过锚定孔147的锚定件18的前端首先接触到凹口165的下斜壁1652而非中心点1651。这样，随着锚定件18的旋进，锚定件18的前端被迫沿着下斜壁1652向上移行至中心点1651，从而带动放电本部14的连接部141的后部向上偏移而使得连接部141的下表面142未与基底安装部12的上表面121充分接触。另外，除了上述的凹口165和切口165”，可以构想其它合适的结构，例如内部中介体16的后部具有平面状后表面。

在上述实施方式中描述了基底安装部呈大致长方形板体(例如，圆角长方形板体)。然而，可以构想基底安装部的其它合适形状，例如正方形板体和圆形板体等。

在上述实施方式中描述了内部中介体呈大致长方体形状。然而，可以构想内部中介体的其它合适形状，例如具有正方形或截切圆形等的俯视截面的几何体。在这种情况下，接纳槽145被相应地变型以允许内部中介体适于匹配地(形状配合地)容纳在接纳槽145中而可靠地限制放电本部14相对于内部中介体的旋转。

在上述实施方式中描述了在安装现场在基底安装部中钻出钻孔。然而，可以构想提供沿着圆弧钻孔轨迹预先钻出一系列钻孔的基底安装部。

在上述实施方式中描述了在基底安装部处设置突部而在内部中介体处设置轴孔。然而，可以构想互换突部和轴孔的设置位置。

在上述实施方式中描述了紧固件穿过基底安装部的钻孔而螺纹接合至内部中介体中的螺纹紧固孔。然而，可以构想：紧固孔为非螺纹孔并且采用螺母与紧固件的前端螺纹接合。另外，也可以构想：紧固件从内部中介体中的紧固孔穿过然后与位于基底安装部的钻孔下部的螺母螺纹接合。

在上述实施方式中描述了放电本部与内部中介体的固定结构(即凹口/切口和锚定孔等)设置在静电放电器的背风侧。然而，可以构想：放电本部与内部中介体的固定结构也可以设置在其它部位，例如设置在放电本部的连接部的前部(迎风侧)或顶部。另外，也可以构想：代替自锁螺纹固定结构而采用其它合适的固定结构。这里，在放电本部的锚定孔设置在放电本部的连接部的顶部的情况下，锚定孔可以与设置为通孔的轴孔或紧固孔沿竖向方向重合，从而轴孔或紧固孔的上部可以用于容纳锚定件的前端。这样，可以省略附加地设置用于容纳锚定件的前端的凹口等。

在上述实施方式中描述了放电本部与内部中介体分体地形成然后再固定连接的结构。然而，可以构想：放电本部与内部中介体形成为一体。在这种情况下，紧固孔19可以形成为盲孔或贯穿放电本部的连接部的通孔。另外，在这种情况下，可以省略放电本部与内部中介体的固定结构。

在上述实施方式中描述了静电放电器应用于飞机的情况。然而，根据本实用新型的静电放电器也可以应用于其它飞行器或甚至火车和汽车等的高速运动体中。这里，需要指出的是，飞机、航空航天器、火车和汽车等的高速运动体用作根据本实用新型的运动体。

这里，需要指出的是，在本实用新型中，由钻孔127、紧固孔163/163'和紧固件19构成根据本实用新型的第一固定机构FM1，并且由锚定孔147、凹口165/切口165'和锚定件18构成根据本实用新型的第二固定机构FM2。而且，可以构想的是，也可以采用其它合适的手段来代替第一固定机构FM1和第二固定机构FM2，例如焊接和胶粘等。

在本实用新型中，还提供包括上述的静电放电器10、10'的飞行器AC(参见图14——图14是示出根据本实用新型的飞行器的示意图)。在飞行器AC中，静电放电器10、10'可以设置在升降舵20E的后缘(例如后缘轮廓件24)处、方向舵20R的后缘(例如后缘轮廓件24)处、机翼的副翼20AL的后缘(例如后缘轮廓件24)处或机翼的小翼20W的后缘(例如后缘轮廓件24)处。

在本申请文件中，方位术语“上”、“下”、“顶”、“底”、“竖向”、“横(向)”和“侧向”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。例如，针对安装于升降舵的静电放电器所描述的基底安装部的上表面在针对安装于方向舵的静电放电器的情况中则由于静电放电器旋转了90度而变为地理意义上的左/右侧表面。另外，本申请文件中，方位术语“前”一般对应于飞机机头方向，而方位术语“后”则一般对应于飞机机尾方向。

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”、“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实用新型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实用新型进行了描述，但是应当理解，本实用新型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 (26)

1.一种静电放电器(10；10')，包括：

基底安装部(12；12')，所述基底安装部(12；12')适于安装至运动体(AC)的支撑导电结构(24)；以及

放电器主体(AP)，所述放电器主体(AP)适于安装至所述基底安装部(12；12')，

其特征在于，所述静电放电器(10；10')还包括第一固定机构(FM1)，所述第一固定机构(FM1)适于将所述放电器主体(AP)固定至所述基底安装部(12；12')，以及

在所述基底安装部(12；12')与所述放电器主体(AP)之间设置有在所述静电放电器(10；10')的现场安装过程中允许所述放电器主体(AP)相对于所述基底安装部(12；12')枢转以便调节所述放电器主体(AP)相对于所述基底安装部(12；12')的安装方位的枢转机构(PM；PM')。

2.根据权利要求1所述的静电放电器(10；10')，其中，所述枢转机构(PM；PM')包括突部(125；125')和适于容纳所述突部(125；125')的轴孔(161；161')，所述突部(125；125')从所述基底安装部(12；12')和所述放电器主体(AP)中的一者突出，所述轴孔(161；161')形成在所述基底安装部(12；12')和所述放电器主体(AP)中的另一者处。

3.根据权利要求2所述的静电放电器(10；10')，其中，所述放电器主体(AP)包括放电本部(14)和内部中介体(16；16'；16”)。

4.根据权利要求3所述的静电放电器(10；10')，其中，所述放电本部(14)包括连接部(141)和尾部(143)。

5.根据权利要求4所述的静电放电器(10；10')，其中，在所述连接部(141)的底部中形成有接纳槽(145)，所述接纳槽(145)适于容纳所述内部中介体(16；16'；16”)。

6.根据权利要求5所述的静电放电器(10；10')，其中，所述接纳槽(145)的形状和所述内部中介体(16；16'；16”)的形状构造成使得所述内部中介体(16；16'；16”)适于形状匹配地容纳在所述接纳槽(145)中以限制所述放电本部(14)相对于所述内部中介体(16；16'；16”)的旋转。

7.根据权利要求5所述的静电放电器(10；10')，其中，所述内部中介体(16；16'；16”)的高度小于所述接纳槽(145)的深度，使得当所述放电本部(14)布置在所述内部中介体(16；16'；16”)上时，在所述内部中介体(16；16'；16”)的顶面与所述接纳槽(145)的槽底面之间存在间隙。

8.根据权利要求5所述的静电放电器(10；10')，其中，所述突部(125；125')从所述基底安装部(12；12')突出，并且所述轴孔(161；161')形成在所述内部中介体(16；16'；16”)处。

9.根据权利要求8所述的静电放电器(10；10')，其中

所述轴孔(161；161')形成为盲孔，以及

所述突部(125；125')的高度小于所述轴孔(161；161')的深度，使得当所述内部中介体(16；16'；16”)布置在所述基底安装部(12；12')上时，在所述突部(125；125')的顶面与所述轴孔(161；161')的孔底面之间存在间隙。

10.根据权利要求8所述的静电放电器(10；10')，其中，所述轴孔(161；161')的内径(161D)和所述突部(125；125')的外径设定为使得所述轴孔(161；161')与所述突部(125；125')处于小间隙配合并且使得所述突部(125；125')适于承受剪切载荷。

11.根据权利要求8所述的静电放电器(10)，其中，所述突部(125)从所述基底安装部(12)的上表面(121)的第一侧和第二侧中的任一侧向上突出，而所述轴孔(161)形成在所述内部中介体(16)的底部的第一区域和第二区域中的相应区域中。

12.根据权利要求11所述的静电放电器(10)，其中，所述第一固定机构(FM1)包括紧固孔(163)，所述紧固孔(163)形成在所述内部中介体(16)的大致中间区域或者形成在所述第一区域和所述第二区域中的未形成有所述轴孔(161)的区域中。

13.根据权利要求8所述的静电放电器(10')，其中，所述突部(125')从所述基底安装部(12')的上表面(121')的大致中央区域向上突出，而所述轴孔(161')形成在所述内部中介体(16')的底部的大致中央区域中。

14.根据权利要求13所述的静电放电器(10')，其中，所述第一固定机构(FM1)包括两个紧固孔(163')，所述紧固孔(163')在所述内部中介体(16')中围绕所述轴孔(161')形成。

15.根据权利要求12或14所述的静电放电器(10；10')，其中

所述紧固孔(163；163')是螺纹通孔，以及

所述第一固定机构(FM1)还包括沉头螺栓(19；19')，所述沉头螺栓(19；19')适于穿过所述基底安装部(12；12')而与所述紧固孔(163；163')螺纹接合。

16.根据权利要求1至14中任一项所述的静电放电器(10；10')，其中，所述基底安装部(12；12')呈圆角长方形板体、正方形板体或圆形板体。

17.根据权利要求12或14所述的静电放电器(10；10')，其中

在所述基底安装部(12；12')的至少上表面(121；121')上标示有钻孔轨迹线(129)，

所述钻孔轨迹线(129)为以位点(C)为圆心的圆弧轨迹，所述位点(C)与所述突部(125；125')的中心线或所述轴孔(161；161')的中心(161C)对应，以及

所述圆弧轨迹的半径(R)与所述轴孔(161；161')与所述紧固孔(163；163')之间的距离(D)对应。

18.根据权利要求17所述的静电放电器(10；10')，其中，所述第一固定机构(FM1)还包括钻孔(127)，在现场安装过程中确定的用于钻出所述钻孔(127)的钻孔位置(CN，UP，LW)位于所述钻孔轨迹线(129)上。

19.根据权利要求18所述的静电放电器(10；10')，其中

所述第一固定机构(FM1)还包括沉头螺栓(19；19')，以及

所述钻孔(127)允许所述沉头螺栓(19；19')穿过所述基底安装部(12；12')、并且适于容纳所述沉头螺栓(19；19')的头部。

20.根据权利要求5至14中任一项所述的静电放电器(10；10')，其中，所述静电放电器(10；10')还包括适于将所述放电本部(14)固定至所述内部中介体(16；16'；16”)的第二固定机构(FM2)。

21.根据权利要求20所述的静电放电器(10；10')，其中

所述第二固定机构(FM2)包括：形成在所述连接部(141)的背风部中并且与所述接纳槽(145)连通的锚定孔(147)；在所述内部中介体(16；16')的背风部中居中地形成的圆锥形凹口(165)；以及锚定件(18)，以及

所述圆锥形凹口(165)适于接纳穿过所述锚定孔(147)的所述锚定件(18)的前端。

22.根据权利要求20所述的静电放电器(10；10')，其中

所述第二固定机构(FM2)包括：形成在所述连接部(141)的背风部中并且与所述接纳槽(145)连通的锚定孔(147)；切口(165”)；以及锚定件(18)，以及

所述切口(165”)通过对所述内部中介体(16”)的背风部的下部进行大致竖向平切并且对所述内部中介体(16”)的背风部的上部进行斜切而形成。

23.根据权利要求21所述的静电放电器(10；10')，其中，所述锚定件(18)是自锁螺钉，并且在所述锚定件(18)的后部中形成有适于接纳驱动工具的驱动孔(181)。

24.根据权利要求3至14中任一项所述的静电放电器(10；10')，其中，所述放电本部(14)的迎风侧形成为流线型外形以符合空气动力学特性。

25.一种飞行器(AC)，其特征在于，所述飞行器(AC)包括如权利要求1至24中任一项所述的静电放电器(10；10')。

26.根据权利要求25所述的飞行器(AC)，其中，所述静电放电器(10；10')设置在所述飞行器(AC)的升降舵(20E)、方向舵(20R)、机翼的副翼(20AL)和/或机翼的小翼(20W)的用作所述支撑导电结构(24)的后缘轮廓件(24)处。