專利名稱：飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
根據(jù)權(quán)利要求1的前序部分，本發(fā)明涉及一種機(jī)翼—機(jī)身連接裝置或者一種用于將機(jī)翼連接于飛行器機(jī)身的裝置。
背景技術(shù)：
在機(jī)翼設(shè)置在機(jī)身上部區(qū)域的飛行器中，特別是在上單翼機(jī)中，機(jī)翼通常通過多個機(jī)翼聯(lián)接器連接于機(jī)身，其中聯(lián)接器用于接受各個方向的力。機(jī)翼聯(lián)接器針對最大的載荷承受能力進(jìn)行設(shè)計。這涉及到飛行載荷和著陸載荷，以及在預(yù)定加速度值的情況下的撞擊載荷。機(jī)翼聯(lián)接器的一種可能的設(shè)計原理為所謂的擺式擺桿支架的形式，它們通過樞軸軸承聯(lián)接于機(jī)身側(cè)以及機(jī)翼側(cè)。
在已知的運輸機(jī)唐薩(TRANSALL)中，在機(jī)身的每一側(cè)上，機(jī)翼通過七個這種擺式擺桿支架進(jìn)行聯(lián)接，擺式擺桿支架用于接受沿飛行器垂直軸線Z以及沿飛行器縱向軸線X的力。這些機(jī)翼聯(lián)接器基本上沿X方向一個接一個地布置在一排中，其中在機(jī)身側(cè)上，它們附接于縱向構(gòu)件，而在機(jī)翼側(cè)上，它們附接于加強(qiáng)翼肋。暫時先不考慮沿V方向一一即翼展方向一一的聯(lián)接器。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于創(chuàng)建一種機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，通過具有少量機(jī)翼連接器并且輕質(zhì)的機(jī)翼—機(jī)身連接裝置，可以實現(xiàn)機(jī)翼—機(jī)身連接裝置的最佳可能的載荷承受能力和故障安全性。
該目的通過具有權(quán)利要求1的特征的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置得以實現(xiàn)。在從屬權(quán)利要求中陳述了根據(jù)本發(fā)明的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的優(yōu)選實施方式以及改進(jìn)。本發(fā)明創(chuàng)建了一種飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其中，設(shè)置在機(jī)身的上部區(qū)域中的機(jī)翼通過多個聯(lián)接器連接于機(jī)身，其中聯(lián)接器用于接受各個方向的力并且分別具有特別是針對額定的飛行載荷和著陸載荷或者額定的撞擊栽荷而設(shè)計的最大載荷承受能力。根據(jù)本發(fā)明，各個機(jī)翼聯(lián)接器的載荷承受能力以及它們的力接受方向彼此匹配，使得在聯(lián)接器中的一個發(fā)生故障的情況下，余下的聯(lián)接器的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操作。
根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式，在機(jī)身每一側(cè)上的機(jī)翼通過四個機(jī)翼
聯(lián)接器連接于機(jī)身，所述機(jī)翼聯(lián)接器用于接受基本上(即，具有士30度的偏差，并且尤其是具有士 15度的偏差)沿飛行器垂直軸線Z的方向以及沿飛行器縱向X的力，并且在聯(lián)接器中的一個發(fā)生故障的情況下，余下的聯(lián)接器的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操作。
根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式，機(jī)翼聯(lián)接器包括第一機(jī)翼聯(lián)接器，其用于接受基本上沿飛行器垂直軸線Z的方向的力；以及第二機(jī)翼聯(lián)接器，在全部數(shù)量的機(jī)翼聯(lián)接器完好的情況下，所述第二機(jī)翼聯(lián)接器用于接受基本上沿飛行器縱向X的力。
優(yōu)選地，其中，第二機(jī)翼聯(lián)接器的載荷承受能力以及它們的與其角位置相關(guān)的力接受方向設(shè)置成使得在第一機(jī)翼聯(lián)接器中的一個發(fā)生故障的情況下，所述第二機(jī)翼聯(lián)接器連同保持完好的至少一個第一機(jī)翼聯(lián)接器一起接受在機(jī)翼-機(jī)身連接裝置中存在的載荷，并且在正常飛行操作中不會超過機(jī)翼聯(lián)接器的最大載荷承受能力。
另外，第一機(jī)翼聯(lián)接器的載荷承受能力以及它們的力接受方向優(yōu)選地設(shè)置成使得在第二機(jī)翼聯(lián)接器中的一個發(fā)生故障的情況下，所述第一機(jī)翼聯(lián)接器連同保持完好的第二機(jī)翼聯(lián)接器一起接受在機(jī)翼—機(jī)身連接裝置中存在的載荷，并且在正常飛行操作中不會超過機(jī)翼聯(lián)接器的最大載荷承受能力。
根據(jù)機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的一個實施方式，在機(jī)身的每一側(cè)上提供兩個第一機(jī)翼聯(lián)接器以及兩個第二機(jī)翼聯(lián)接器。
根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式，兩個第一機(jī)翼聯(lián)接器設(shè)置成靠近前翼梁或者后翼梁，并且兩個第二機(jī)翼聯(lián)接器設(shè)置在兩個第一機(jī)翼聯(lián)接器之間。根據(jù)一個實施方式，第一機(jī)翼聯(lián)接器在機(jī)身與機(jī)翼之間基本上平行
于Z方向延伸，而第二機(jī)翼聯(lián)接器在機(jī)身與機(jī)翼之間基本上沿著位于X
-z平面內(nèi)并相對于z方向傾斜的方向延伸，其中第二機(jī)翼聯(lián)接器的傾
斜角度設(shè)定成一定大小并且彼此匹配，使得在第一機(jī)翼聯(lián)接器中的一個發(fā)生故障的情況下第二機(jī)翼聯(lián)接器接收它們的載荷并且不會超過它們的最大載荷承受能力。
根據(jù)一個實施方式，第二機(jī)翼聯(lián)接器的方向以彼此傾斜的方式延伸，使得它們的載荷的作用線在機(jī)翼區(qū)域中在載荷上方相交，或者第二機(jī)翼聯(lián)接器以彼此傾斜的方式延伸并且在機(jī)翼區(qū)域中在第二機(jī)翼聯(lián)接器上方由共用的配件聯(lián)合在一起。
根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式，機(jī)翼聯(lián)接器包括擺式擺桿支架(擺桿支架)，其分別由機(jī)身側(cè)支承件、機(jī)翼側(cè)支承件以及設(shè)置于其間的擺桿形成。
第一機(jī)翼聯(lián)接器由基本上在Y-Z平面內(nèi)鉸接的擺式擺桿支架形成，而第二機(jī)翼聯(lián)接器由基本上在X-Z平面內(nèi)鉸接的擺式擺桿支架形成。
根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式，用于接受基本上沿飛行器垂直軸線Z的方向以及沿飛行器縱向X的力的機(jī)翼聯(lián)接器在機(jī)身的每一側(cè)上沿飛
行器縱向x基本上布置成一排。
此外，為了接受基本上沿翼展方向Y的力，在機(jī)身與機(jī)翼之間提供另外的機(jī)翼聯(lián)接器。
另外的機(jī)翼聯(lián)接器包括擺式擺桿支架，其分別由機(jī)身側(cè)支承件、機(jī)翼側(cè)支承件以及設(shè)置于其間的擺桿形成。
根據(jù)一個實施方式，另外的機(jī)翼聯(lián)接器的擺式擺桿支架基本上在Y-Z平面內(nèi)鉸接。
根據(jù)本發(fā)明的一個實施方式，該機(jī)翼-機(jī)身連接裝置設(shè)置在具有后掠翼的上單翼機(jī)中。
根據(jù)本發(fā)明，還提供一種具有本文中所描述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的其中一個實施方式的飛行器。
另外，根據(jù)本發(fā)明，還提供一種機(jī)翼或者翼盒、機(jī)身部分和機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的組合。


下面，參照附圖解釋本發(fā)明的示例性實施方式。附圖中
圖l是根據(jù)本發(fā)明示例性實施方式的飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的立體圖2至4是關(guān)于各種載荷情況的圖l所示的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置的橫截面圖；以及
圖5是如在運輸機(jī)唐薩中已使用的根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的機(jī)翼—機(jī)身連接裝置的立體圖。
具體實施例方式
首先參照圖5，描述如在運輸機(jī)唐薩中所使用的、根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的一種已知的飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置。在機(jī)身l的頂部，機(jī)翼2通過多個機(jī)翼聯(lián)接器103、 104、 105、 106、 107、 108、 109進(jìn)行聯(lián)接。每個機(jī)翼聯(lián)接器設(shè)計成擺式擺桿支架的形式，其包括機(jī)身側(cè)支承件131、141、 151、 161、 171、 181、 191，機(jī)翼側(cè)支承件132、 142、 152、 162、172、 182、 192以及i殳置于它們之間的擺桿133、 143、 153、 163、 173、183、 193?？拷鼨C(jī)翼的前緣以及機(jī)翼的后緣，提供第一機(jī)翼聯(lián)接器103、104以及108、 109，用來接受沿飛行器垂直軸線Z的方向的力。它們的機(jī)身側(cè)支承件131、 141或181、 191分別固定于機(jī)身框架113、 114或116、 117。它們的機(jī)翼側(cè)支承件132、 142或182、 192固定于機(jī)翼2的機(jī)翼翼肋120。另外，機(jī)翼聯(lián)接器106設(shè)置在機(jī)翼聯(lián)接器104與108之間的中間處，其用來接受相對于飛行器的縱向X沿飛行器垂直軸線Z的方向的力。所述機(jī)翼聯(lián)接器106通過機(jī)身側(cè)支承件161固定于機(jī)身框架115,并且還通過機(jī)翼側(cè)支承件162固定于機(jī)翼翼肋120。為了傳遞沿飛行器縱向X的力，在已知的機(jī)翼—機(jī)身連接裝置中提供兩個另外的機(jī)翼聯(lián)接器105、 107，所述兩個另外的機(jī)翼聯(lián)接器105、 107利用它們的機(jī)身側(cè)支承件151或171連同Z-機(jī)翼聯(lián)接器106的機(jī)身側(cè)支承件161 —起固定于機(jī)身框架115，并且利用它們的機(jī)翼側(cè)支承件152或172連同Z -機(jī)翼聯(lián)接器104或108的機(jī)翼側(cè)支承件142或182 —起固定于機(jī)翼翼肋120。用于傳遞沿Z方向的力的機(jī)翼聯(lián)接器103和109在Y -Z平面內(nèi)鉸接，而用于傳遞沿Z方向的力的其它機(jī)翼聯(lián)接器104、 106和108以及用于傳遞沿X方向的力的機(jī)翼聯(lián)接器105和107在X - Z平面內(nèi)鉸接。用于傳遞沿X方向的力的機(jī)翼聯(lián)接器105和107以相對于Z方向傾斜的方式在X-Z平面內(nèi)延伸，即，使得它們的延伸在機(jī)身框架115中的一點處相交。
圖l示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其中設(shè)置在機(jī)身1的頂部處的機(jī)翼2通過多個聯(lián)接器3、 4、 5、6以及通過另外的聯(lián)接器7、 8連接于機(jī)身1。僅示出了設(shè)置在飛行器的左舷上的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6、 7、 8;飛行方向由箭頭D1指出。機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6用于接受基本上沿飛行器垂直軸線Z的方向以及沿飛行器縱向X的力，而另外的機(jī)翼聯(lián)接器7、 8用于接受基本上沿翼展方向Y的力。
基本上設(shè)置在沿飛行器縱向X的方向延伸的排中的機(jī)翼聯(lián)接器3、4、 5、 6包括兩個第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6和兩個第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5，第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6用于接受基本上沿飛行器垂直軸線Z的方向的力，如果全部數(shù)量的機(jī)翼聯(lián)接器完好，則第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5用來接受基本上沿飛行器縱向X的力。
機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6設(shè)置成分別包括兩個回轉(zhuǎn)節(jié)的擺式擺桿支架或者桿連接裝置的形式，機(jī)翼聯(lián)接器分別由機(jī)身側(cè)支承件31、 41、 51、61、機(jī)翼側(cè)5的支承件32、 42、 52、 62以及設(shè)置在它們之間的擺桿33、43、 53、 63形成。第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6的機(jī)身側(cè)支承件31和61分別固定于機(jī)身框架11或18,而第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的每個機(jī)身側(cè)支承件41、 51固定于兩個機(jī)身框架，即，機(jī)翼聯(lián)接器4的機(jī)身側(cè)支承件41固定于機(jī)身框架12和13，以及機(jī)翼聯(lián)接器5的機(jī)身側(cè)支承件51固定于機(jī)身框架16和17。在機(jī)翼聯(lián)接器固定于各個機(jī)身框架中的術(shù)語"固定"是指通過相應(yīng)的機(jī)身聯(lián)接部分RA，各個機(jī)身側(cè)支承件直接地連接于一個或兩個機(jī)身框架20，或者通過至少一個另外的聯(lián)接部分連接于一個機(jī)身框架或連接于兩個機(jī)身框架。
如圖2-4所示，機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6的機(jī)翼側(cè)支承件32、 42、52、 62固定于機(jī)翼翼肋20，所述機(jī)翼翼肋基本上沿飛行器縱向X延伸。換句話說，通過相應(yīng)的機(jī)翼聯(lián)接部分FA，兩個機(jī)翼側(cè)支承件42、 52直接地連接于一個并且是同一個翼肋20，或者通過至少一個另外的聯(lián)接部分連接于翼肋20或沿Y方向最近的翼肋20。如圖1所示，形成第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6的擺式擺桿支架基本上在Y-Z平面內(nèi)鉸接，而形成第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的擺式擺桿支架基本上在X-1平面內(nèi)鉸接。
借助于擺式擺桿支架的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6分別是如下部分的組合桿或桿部件或擺桿33、 43、 53、 63,在其沿縱向彼此間隔開的兩個位置上、優(yōu)選地在其端部處包括樞軸軸承；具有機(jī)翼側(cè)支承件32、 43、53、 63的機(jī)翼聯(lián)接部分；以及具有機(jī)身側(cè)支承件31、 41、 51、 61的機(jī)身聯(lián)接部分。當(dāng)沿飛行器縱向X觀察時位于第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6之間的第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5設(shè)計成使得第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的桿43、 53的縱向延伸相對于飛行器縱向軸線X或者相對于第二機(jī)翼聯(lián)接器的機(jī)身側(cè)支承件41、 51的連接線形成銳角。其中，桿43、 53的縱向延伸限定成使得桿的縱向可以延伸穿過各個桿的機(jī)翼側(cè)支承件的中心以及機(jī)身側(cè)支承件的中心。
其中，當(dāng)所述縱向延伸起始于機(jī)身側(cè)支承件41時，前部第二機(jī)翼聯(lián)接器4 (即，也就是沿飛行器縱向的逆向位于較為靠近飛行器前部)的桿的縱向延伸與飛行器縱向X的正向或者與第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的機(jī)身側(cè)支承件41、 51中心的朝后指向的連接線優(yōu)選地形成10度到30度之間的角度W1。換句話說，起始于飛行器縱向X的正向或者起始于第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的機(jī)身側(cè)支承件41、 51中心的朝后指向的連接線的前部第二機(jī)翼聯(lián)接器4的桿的縱向延伸方向是通過在Y軸線的正向上的-10度到-30度之間的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生。
作為替代或者另外地，當(dāng)所述縱向延伸起始于機(jī)身側(cè)支承件51時，后部第二機(jī)翼聯(lián)接器5的桿的縱向與飛行器的縱向X的逆向或者與第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的機(jī)身側(cè)支承件41、 51中心的朝前指向的連接線形成15度到40度之間的角度W2。換句話說，起始于飛行器縱向X的逆向或者起始于第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的機(jī)身側(cè)支承件41、 51中心的朝前指向的連接線的后部第二機(jī)翼聯(lián)接器4的桿的縱向延伸方向是通過在Y軸線的正向上的+ 15度到+ 40度之間的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生。
這些角度針對橫向進(jìn)行限定，即，它們應(yīng)用于沿Y方向正向的視圖方向，相應(yīng)地，例如應(yīng)用于圖4的視圖。優(yōu)選地，總共為兩排，分別提供兩個第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6以及位于前者之間的兩個第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5。這兩排特別地相對于彼此定位成關(guān)于飛行器縱向軸線X對稱。還可以以分別相對于飛行器縱向軸線X橫向設(shè)置的方式提供多個這種機(jī)翼聯(lián)接器的排。優(yōu)選地，機(jī)身側(cè)支承件41、 51的中心以及機(jī)翼側(cè)支承件42、 52的中心位于具有1.0 m寬度的假想條帶之內(nèi)，該條帶沿飛行器縱向X延伸。
在特殊應(yīng)用中，如果當(dāng)沿著飛行器縱向X觀察時第二機(jī)翼聯(lián)接器4、5的機(jī)翼側(cè)支承件42、 52的中心具有0.2 m的最小距離，則這樣是有利的。
如圖1以及圖2-4所示，基本上沿X-Z平面內(nèi)的方向延伸的第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5或者它們的桿43、 53在機(jī)身1與機(jī)翼2之間以相對于Z方向傾斜的方式延伸，其中它們以相對于彼此傾斜的方式延伸，使得載荷的作用線或者桿的縱向在機(jī)翼2的區(qū)域內(nèi)而且特別是在相關(guān)的機(jī)翼翼肋20的邊界之內(nèi)在所述載荷上方相交。在本文中，術(shù)語"相關(guān)的"機(jī)翼翼肋20是指至少機(jī)翼聯(lián)接部分FA直接地或間接地固定或者附接于其上的翼肋，或者機(jī)翼聯(lián)接部分FA連接于其上的翼肋。如上所述，術(shù)語"相關(guān)的"機(jī)翼翼肋20也可以是指最近的翼肋。
設(shè)定第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5的傾斜角度的大小，使得在第一機(jī)翼聯(lián)接器3、 6中的一個發(fā)生故障的情況下，第二機(jī)翼聯(lián)接器4、 5接受前者的載荷，換句話說，除了接受沿飛行器縱向X作用的力之外，第二機(jī)翼聯(lián)接器還在很大程度上接受沿飛行器垂直軸線Z的方向的力，而不會超過它們的最大載荷承受能力。
機(jī)翼聯(lián)接器4、 5分別具有最大載荷承受能力，在現(xiàn)在所描述的示例性實施方式中，所述最大載荷承受能力根據(jù)最大飛行載荷和著陸載荷以及根據(jù)額定的撞擊載荷一一例如沿朝前方向的9g的負(fù)加速度一一進(jìn)行設(shè)定。
各個機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6的載荷承受能力以及它們的力接受方向是匹配的，使得在聯(lián)接器3、 4、 5、 6中的一個發(fā)生故障的情況下，余下的聯(lián)接器的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操作。換句話說，關(guān)于它們的角位置方面，機(jī)翼聯(lián)接器彼此匹配，使得在故障保險的情況下，作用在仍然完好的聯(lián)接器上的載荷幾乎等同于在撞擊情況下作用于所有聯(lián)接器上的載荷。聯(lián)接器3、 4、 5、 6中的一個發(fā)生故障例如是由材料疲勞或發(fā)動機(jī)故障所導(dǎo)致，或者尤其是在軍用飛行器的情況下由敵人的炮火所導(dǎo)致。于是，在損傷容限情況下或者故障保險情況下由機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6所接受的載荷幾乎等同于如上述的額定撞擊情況下所將經(jīng)受的載荷。這兩種情況一一即，機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6中的一個發(fā)生故障以及撞擊情況一一同時發(fā)生是不太可能的。
此外，為了接受沿翼展的Y方向的力，提供了位于機(jī)身1與機(jī)翼2之間的另外的機(jī)翼聯(lián)接器7、 8，在示例性實施方式中示出的所述機(jī)翼聯(lián)接器7、 8也由擺式擺桿支架形成，其分別包括機(jī)身側(cè)支承件71、 81,機(jī)翼側(cè)支承件72、 82，以及設(shè)置在它們之間的擺桿73、 83。另外的機(jī)翼聯(lián)接器7、 8的擺式擺桿支架基本上在Y-Z平面內(nèi)鉸接。
現(xiàn)在，參照圖2至圖4，將針對各種特殊載荷情況來考慮接受Z-載荷以及X-載荷的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6的載荷。在該過程中，假定機(jī)翼后掠，在所述后掠中，作用在機(jī)翼2上的重心以及升力的中心沿飛行器縱向X位于由機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6形成的裝置的中部的后面。這樣，出現(xiàn)如圖中所示的力拒My。
圖2示出了靠近機(jī)翼后緣設(shè)置的機(jī)翼聯(lián)接器6發(fā)生故障的情況。通常由所述機(jī)翼聯(lián)接器6承受的載荷以所示的方式分配給余下的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5;因此，X-機(jī)翼聯(lián)接器4、 5受到更強(qiáng)的拉伸栽荷，而位于靠近機(jī)翼前緣的Z —機(jī)翼聯(lián)接器3受到壓縮栽荷。這樣，在機(jī)翼中接受了所示的俯仰力拒My，所述俯仰力拒My由假定的機(jī)翼的后掠所導(dǎo)致。X —聯(lián)接器4、 5上的1927 kN或2088 kN的拉伸力以及Z —機(jī)翼聯(lián)接器3上的936 kN的壓縮力僅稍微超過了針對額定撞擊情況進(jìn)行考慮的載荷，所述撞擊情況將在下文中參照圖4進(jìn)行解釋。
圖3示出了靠近機(jī)翼前緣設(shè)置的Z —機(jī)翼聯(lián)接器3發(fā)生故障的情況。由余下的機(jī)翼聯(lián)接器4、 5、 6接受所經(jīng)受的力，其中現(xiàn)在兩個X-聯(lián)接器4、 5受到壓縮載荷，而位于靠近機(jī)翼后緣的Z-聯(lián)接器6受到拉伸栽荷。在這種情況下，各個連接裝置上所經(jīng)受的力同樣沒有超過機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6的考慮到額定撞擊情況進(jìn)行設(shè)計的力。809 kN或者1085kN的壓縮力作用在X-機(jī)翼聯(lián)接器4、 5上，而1343kN的拉伸力作用在靠近機(jī)翼后緣的Z-機(jī)翼聯(lián)接器6上。同樣，在機(jī)翼上指出的由于機(jī)翼的掠形而導(dǎo)致的俯仰力拒My得到接受。圖4示出了機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6上的載荷，如它們由假設(shè)的具 有沿朝前方向的9g的負(fù)加速度或者沿朝下方向的6g的負(fù)加速度的額定 撞擊情況所導(dǎo)致。在此種情況下假定為完好的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6 上，1115 kN或1118 kN的壓縮力作用在靠近機(jī)翼前緣或者機(jī)翼后緣的 Z-機(jī)翼聯(lián)接器3和6上，而1750 kN或1995 kN的拉伸力作用在X-聯(lián)接器4、 5上。
如前面所提到的，機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6中的一個發(fā)生故障以及 發(fā)生撞擊的同時發(fā)生是不太可能的。在本文中，基本上不考慮發(fā)生在另 外的機(jī)翼聯(lián)接器7、 8上的基本上沿翼展方向Y作用的力。
設(shè)置在機(jī)身1兩側(cè)的沿V方向和X方向作用的機(jī)翼聯(lián)接器3、4、5、 6的裝置共同作用，圖l只示出了位于左舷上的機(jī)翼聯(lián)接器3、 4、 5、 6， 因為它們聯(lián)接在機(jī)翼2之上，所以尤其使得在機(jī)翼2上存在的力被機(jī)身 兩側(cè)上的所有全部的機(jī)翼聯(lián)接器所接受。附圖標(biāo)記列表
1 機(jī)身
2 機(jī)翼
3， 4, 5， 6 機(jī)翼聯(lián)接器
31， 41, 51, 61 機(jī)身側(cè)支承件
32， 42， 52, 62 機(jī)翼側(cè)支承件
33， 43, 53, 63 擺桿
7， 8 機(jī)翼聯(lián)接器
11， 12， 13， 14， 15， 16， 17,18 機(jī)身框架
20 機(jī)翼翼肋
71,81 機(jī)身側(cè)支承件
73,83 機(jī)翼側(cè)支承件 103， 104， 105， 106， 107,108， 109 機(jī)翼聯(lián)接器 131， 141， 151， 161， 171， 181， 191 機(jī)身側(cè)支承件 25 132， 142,152,162， 172,182,192機(jī)翼側(cè)支承件 133， 143, 153,163,173,183,193 擺桿 113,114， 115， 30 116， 117 機(jī)身框架 120 機(jī)翼翼肋
權(quán)利要求
1.一種飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其中設(shè)置在機(jī)身(1)的上部區(qū)域中的機(jī)翼(2)通過多個聯(lián)接器(3、4、5、6)連接于所述機(jī)身(1)，其中所述聯(lián)接器(3、4、5、6)用于接受各個方向的力并且針對最大載荷承受能力進(jìn)行設(shè)計、特別是針對額定的飛行載荷和著陸載荷或者額定的撞擊載荷進(jìn)行設(shè)計，其特征在于，各個所述機(jī)翼聯(lián)接器(3、4、5、6)的載荷承受能力以及它們的力接受方向彼此匹配，使得在所述聯(lián)接器(3、4、5、6)中的一個發(fā)生故障的情況下，余下的聯(lián)接器(3、4、5、6)的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操作。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于，在 所述機(jī)身(1)每一側(cè)上的所述機(jī)翼(2)通過四個機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)連接于所述機(jī)身(1)，所述機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)用于接受 基本上沿飛行器垂直軸線(Z)的方向以及沿飛行器縱向(X)的力， 并且在所述聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)中的一個發(fā)生故障的情況下，余下的 聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操 作。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的機(jī)翼—機(jī)身連接裝置，其特征在于， 所述機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)包括第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)，所述 第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)用于接受基本上沿飛行器垂直軸線(Z)的方 向的力；以及第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)，在全部數(shù)量的機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)完好的情況下，所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)用于接受基本 上沿飛行器縱向(X)的力。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于，所 述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)的載荷承受能力以及所述第二機(jī)翼聯(lián)接器的 與其角位置相關(guān)的力接受方向設(shè)置成使得在所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、6) 中的一個發(fā)生故障的情況下，所述第二機(jī)翼聯(lián)接器連同保持完好的第一 機(jī)翼聯(lián)接器(6、 3 ) —起接受在所述機(jī)翼—機(jī)身連接裝置中存在的載荷， 并且在正常飛行操作中不會超過機(jī)翼聯(lián)接器的最大載荷承受能力。
5. 根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于， 所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)的載荷承受能力以及所述第一機(jī)翼聯(lián)接器的力接受方向設(shè)置成使得在所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)中的一個發(fā)生 故障的情況下，所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)連同保持完好的第二機(jī)翼 聯(lián)接器(5、 4) 一起接受在所述機(jī)翼-機(jī)身連接裝置中存在的載荷，并 且在正常飛行操作中不會超過機(jī)翼聯(lián)接器的最大載荷承受能力。
6. 根據(jù)權(quán)利要求3至5中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其 特征在于，在所述機(jī)身(1)的每一側(cè)上提供兩個所述笫一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)以及兩個所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)。
7. 根據(jù)權(quán)利要求3至6中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其 特征在于，所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)設(shè)置成靠近前翼梁或者后翼梁， 并且所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)設(shè)置在所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6) 之間。
8. 根據(jù)權(quán)利要求3至7中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其 特征在于，所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)在所述機(jī)身(1)與所述機(jī)翼(2)之間基本上平行于Z方向延伸，而所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5) 在所述機(jī)身(1)與所述機(jī)翼(2)之間基本上沿著位于X-Z平面內(nèi)并 相對于Z方向傾斜的方向延伸，其中所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)的傾 斜角度設(shè)定成一定大小并且彼此匹配，使得在所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)中的一個發(fā)生故障的情況下所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)接收它們 的載荷并且不會超過它們的最大載荷承受能力。
9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于，所 述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)的方向以彼此傾斜的方式延伸，使得它們的 載荷的作用線在所述機(jī)翼(2)的區(qū)域中在所述載荷的上方相交，或者 所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5 )以彼此傾斜的方式延伸并且在所述機(jī)翼(2 ) 的區(qū)域中在所述第二機(jī)翼聯(lián)接器上方由共用的配件聯(lián)合在一起。
10. 根據(jù)權(quán)利要求1至9中任一項所述的機(jī)翼—機(jī)身連接裝置，其 特征在于，所述機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)包括擺式擺桿支架，所述擺 式擺桿支架分別由機(jī)身側(cè)支承件(31、 41、 51、 61)、機(jī)翼側(cè)支承件(32、 42、 52、 62)以及設(shè)置于其間的擺桿(33、 43、 53、 63)形成。
11. 根據(jù)權(quán)利要求10所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于， 所述第一機(jī)翼聯(lián)接器(3、 6)由基本上在Y-Z平面內(nèi)鉸接的擺式擺桿 支架形成，而所述第二機(jī)翼聯(lián)接器(4、 5)由基本上在X-Z平面內(nèi)鉸 接的擺式擺桿支架形成。
12. 根據(jù)權(quán)利要求2至11中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置， 其特征在于，用于接受基本上沿飛行器垂直軸線(Z)的方向以及沿飛 行器縱向(X)的力的所述機(jī)翼聯(lián)接器(3、 4、 5、 6)在所述機(jī)身(1) 的每一側(cè)上沿飛行器縱向(X)基本上布置成一排。
13. 根據(jù)權(quán)利要求2至12中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置， 其特征在于，另外地，為了接受基本上沿翼展方向(Y)的力，在所述 機(jī)身(1)與所述機(jī)翼(2)之間提供另外的機(jī)翼聯(lián)接器(7、 8)。
14. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于， 所述另外的機(jī)翼聯(lián)接器(7、 8)包括擺式擺桿支架，所述擺式擺桿支架 分別由機(jī)身側(cè)支承件(71、 81)、機(jī)翼側(cè)支承件(72、 82)以及設(shè)置于 其間的擺桿(73、 83)形成。
15. 根據(jù)權(quán)利要求14所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其特征在于， 所述另外的機(jī)翼聯(lián)接器(7、 8)的擺式擺桿支架基本上在Y-Z平面內(nèi) 鉸接。
16. 根據(jù)權(quán)利要求1至15中任一項所述的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置， 其特征在于，所述機(jī)翼-機(jī)身連接裝置設(shè)置在具有后掠翼(2)的上單 翼機(jī)中。
全文摘要
一種飛行器的機(jī)翼-機(jī)身連接裝置，其中設(shè)置在機(jī)身(1)的上部區(qū)域中的機(jī)翼(2)通過多個聯(lián)接器(3、4、5、6)連接于機(jī)身(1)，其中聯(lián)接器(3、4、5、6)用于接受各個方向的力并且分別具有特別是針對額定的飛行載荷和著陸載荷(10)或者額定的撞擊載荷而設(shè)計的最大載荷承受能力。根據(jù)本發(fā)明，各個聯(lián)接器(3、4、5、6)的載荷承受能力以及它們的力接受方向彼此匹配，使得如果聯(lián)接器(3、4、5、6)中的一個發(fā)生故障，則余下的聯(lián)接器(3、4、5、6)的最大載荷承受能力足夠用于安全的正常飛行操作。
文檔編號B64C1/26GK101568468SQ200780040728
公開日2009年10月28日 申請日期2007年11月2日 優(yōu)先權(quán)日2006年11月2日
發(fā)明者烏爾蘇拉·沃斯, 喬爾·羅克 申請人:空中客車德國有限公司