專利名稱：飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件及其制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及關(guān)于一種飛機(jī)肋組件。更加具體地，本發(fā)明涉及一種適于在沿著飛機(jī)機(jī)翼、豎直穩(wěn)定器或水平穩(wěn)定器的翼梁在多個(gè)位置中的任一個(gè)位置處附接飛機(jī)控制表面的飛機(jī)肋組件。
背景技術(shù)：
期望的是將可運(yùn)動(dòng)的控制表面(例如襟翼、前緣縫翼、副翼和飛機(jī)方向舵)安裝到諸如機(jī)翼和穩(wěn)定器(例如，豎直或水平穩(wěn)定器)的固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)。這通常使用固定的肋來(lái)實(shí)現(xiàn)，所述固定的肋從固定結(jié)構(gòu)(諸如，前肋或后肋)的結(jié)構(gòu)部件延伸到相關(guān)控制表面的安裝點(diǎn)。在一個(gè)示例中，擾流板是空氣動(dòng)力學(xué)裝置，所述空氣動(dòng)力學(xué)裝置附接到飛機(jī)機(jī)翼的后緣，以破壞在飛行期間流過(guò)機(jī)翼的邊界層。這些擾流板用于減弱機(jī)翼的空氣動(dòng)力效應(yīng)，以減小升力并且增加阻力，以使得飛機(jī)減速。已知的擾流板使用擾流板肋安裝，所述擾流板肋從機(jī)翼的后翼梁向后伸出。肋包括位于后部的擾流板附接位置凸耳、以及相互成一定角度從附接位置伸出從而形成“V”形的第一分支和第二分支。肋在兩個(gè)位置處附接到機(jī)翼。第一分支附接在后翼梁與機(jī)翼上蒙皮會(huì)合的上部位置。第二分支附接在翼梁與機(jī)翼下蒙皮會(huì)合的下部位置。在兩個(gè)位置處，肋均機(jī)械地緊固到翼梁和蒙皮。在翼梁的頂部和底部緊固提供了最大的力矩臂，以在飛行中反作用于擾流板所承受的力。盡管對(duì)負(fù)載反作用(load reaction)進(jìn)行了優(yōu)化,但是這個(gè)設(shè)計(jì)的問(wèn)題在于，因?yàn)槔咝枰桓浇釉诤笠砹旱淖铐敳亢妥畹撞?，所以每個(gè)肋由于沿著翼展的位置而必須單獨(dú)制造，這是由于翼梁的深度從機(jī)身到機(jī)翼末端逐漸減小?，F(xiàn)有技術(shù)的另一個(gè)缺點(diǎn)在于，機(jī)翼蒙皮的幾何形狀在一定程度上能夠變化(尤其是使用中的飛機(jī))，因而，需要對(duì)肋進(jìn)行修整或者墊入墊片，以將所述肋牢固地固定在合適位置。由于在飛行時(shí)機(jī)翼彎曲，因此上機(jī)翼蒙皮和下機(jī)翼蒙皮承受較高的應(yīng)變。這使得機(jī)翼蒙皮懸突部和肋之間的高直徑螺栓和在肋附接位置處的厚蒙皮材料成為必需。通常，使機(jī)翼蒙皮在這些位置處局部變厚是不現(xiàn)實(shí)的，因而，在整個(gè)翼展上增加厚度，這使得飛機(jī)重量顯著增加。用于支撐這個(gè)結(jié)構(gòu)需求的額外重量可以高達(dá)每米翼展10kg。最后，支撐下遮蔽面板的支桿必須通過(guò)螺栓固定的支撐支架而緊固到肋，所述支撐支架構(gòu)成額外的部件并且需要更加昂貴的組件。對(duì)于安裝到固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)的其它控制表面，例如，安裝到機(jī)翼和水平穩(wěn)定器的后緣的副翼和安裝到豎直穩(wěn)定器的后緣的飛機(jī)方向舵)，也產(chǎn)生了類(lèi)似問(wèn)題
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服或者至少緩解以上問(wèn)題。根據(jù)本發(fā)明的第一方面，提供一種固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括:固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁具有面向內(nèi)部的側(cè)部和面向外部的側(cè)部；第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋，所述第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋附接到翼梁的面向外部的側(cè)部并且從翼梁的面向外部的側(cè)部延伸；第一加固件，所述第一加固件定位在固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向內(nèi)部的側(cè)部，并且通過(guò)翼梁連接到第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋?！肮潭ǖ目諝鈩?dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)”指的是從例如機(jī)身延伸的表面，所述表面主要用于影響飛機(jī)(例如，機(jī)翼、水平穩(wěn)定器或豎直穩(wěn)定器)周?chē)臍饬?。肋可以?gòu)造成用于附接可運(yùn)動(dòng)的控制表面?！翱蛇\(yùn)動(dòng)的控制表面”意指安裝成相對(duì)于固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)能夠運(yùn)動(dòng)的空氣動(dòng)力學(xué)表面，例如以影響表面的空氣動(dòng)力學(xué)性能。這可以是襟翼、前緣縫翼、擾流板、副翼或方向舵。本發(fā)明允許通過(guò)加固件來(lái)反作用于來(lái)自可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋的負(fù)載。例如，對(duì)于機(jī)翼擾流板安裝系統(tǒng)，通過(guò)提供加固件，能夠反作用于圍繞沿著翼展方向的軸線的轉(zhuǎn)矩。附帶力(incident force)的方向趨于向后拉加強(qiáng)件,并且所述加強(qiáng)件的嵌入在翼梁和機(jī)翼蒙皮內(nèi)并且抵接翼梁和機(jī)翼蒙皮的位置提供了用于將被反作用的負(fù)載的連續(xù)表面，而不需要附接到機(jī)翼蒙皮的大量緊固件。也消除了將肋自身固定到兩個(gè)機(jī)翼蒙皮的需要，因而，肋能夠具有單個(gè)分支，并且能夠在位于蒙皮之間的中間位置處固定到后翼梁。這使得不再需要針對(duì)沿著機(jī)翼的每個(gè)位置單獨(dú)制造肋。因此，使得更換肋變得更為容易。當(dāng)然，需要將加固件的尺寸設(shè)定成適合沿著翼梁的位置，但是其位于翼梁前方的位置意味著所述加固件不容易被損壞，并且不太可能需要更換。本發(fā)明的另一個(gè)優(yōu)勢(shì)在于重量更輕，并且就制造成本和飛機(jī)效率而言成本較低。另一個(gè)優(yōu)勢(shì)是擾流板肋不具有部件可變性，并且節(jié)約了與此相關(guān)的成本。用于每個(gè)肋的單個(gè)附接位置將消除在現(xiàn)有技術(shù)中看到的在使用過(guò)程中熱應(yīng)變的
顯著影響。優(yōu)選地，第一加固件和肋經(jīng)由穿過(guò)翼梁的至少一個(gè)機(jī)械緊固件連接。優(yōu)選地，緊固件在被夾在加固件和肋之間的翼梁上施加夾緊力。優(yōu)選地，第一加固件包括:第一表面，所述第一表面與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向內(nèi)部的側(cè)部相抵接；第二表面，所述第二表面在使用過(guò)程中從第一表面的第一端部朝向固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸，其中，第二表面與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一對(duì)應(yīng)表面相抵接。優(yōu)選地，固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一對(duì)應(yīng)表面是翼梁的朝向固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸的第一凸緣。
優(yōu)選地，第一加固件包括:第三表面，所述第三表面從第一表面的與所述第二表面相對(duì)的第二端部朝向固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸，其中，所述第三表面與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二對(duì)應(yīng)表面相抵接。優(yōu)選地，固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二對(duì)應(yīng)表面是翼梁的朝向固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸的第二凸緣。優(yōu)選地，翼梁限定了面向固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的凹部，并且其中，第一加固件嵌在翼梁的凹部中。翼梁和加固件的橫截面通常大體呈“C”形。優(yōu)選地，組件包括:第一蒙皮，所述第一蒙皮在固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一端部上延伸；和第二蒙皮，所述第二蒙皮在固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二端部上延伸，其中，所述可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋從翼梁上的位于第一蒙皮和第二蒙皮之間并且與所述第一蒙皮和所述第二蒙皮間隔開(kāi)的安裝位置延伸。優(yōu)選地，所述安裝位置位于第一蒙皮和第二蒙皮之間的大體中部處。優(yōu)選地，組件包括:第二可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋，所述第二可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋附接到固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向外部的側(cè)部，并且從固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向外部的側(cè)部延伸；第二加固件，所述第二加固件定位在固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向內(nèi)部的側(cè)部上，并且穿過(guò)翼梁連接到第二可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋，其中，第一和第二可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋接近，以便限定用于可運(yùn)動(dòng)的控制表面的共用安裝位置。在這種情況下，第一和第二可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋和第一和第二加固件可以相互成鏡像。優(yōu)選地，組件包括第一遮蔽面板，在使用過(guò)程中，所述第一遮蔽面板沿著外部方向從固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一端部延伸，所述第一遮蔽面板通過(guò)第一支桿連接到第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋。優(yōu)選地，第一支桿連接到第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋上的與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置。優(yōu)選地，第一支桿在與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置處連接到第一遮蔽面板上的一位置。組件可以包括第二遮蔽面板，在使用過(guò)程中，所述第二遮蔽面板沿著外部方向從固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二端部延伸，所述第二遮蔽面板通過(guò)第二支桿連接到第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋。第二支桿可以連接到第一可運(yùn)動(dòng)的控制表面肋上的與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置。而且，第二支桿可以在與固定的空氣動(dòng)力學(xué)翼梁間隔開(kāi)的位置處連接到第二遮蔽面板上的位置。固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件可以是飛機(jī)機(jī)翼、水平穩(wěn)定器或豎直穩(wěn)定器。
根據(jù)本發(fā)明的第二方面，提供了一種制造飛機(jī)控制表面組件的方法，所述方法包括以下步驟:設(shè)置固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，在使用過(guò)程中，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁具有面向外部的側(cè)部和面向內(nèi)部的側(cè)部；設(shè)置第一加固件，所述第一加固件定位在固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向內(nèi)部的側(cè)部，并且與固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁相抵接；設(shè)置第一肋，將第一肋穿過(guò)固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁附接到第一加固件，使得固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁被夾在第一肋和第一加固件之間。


現(xiàn)在將參照附圖描述根據(jù)本發(fā)明的示例性飛機(jī)擾流板肋，其中:圖1是現(xiàn)有技術(shù)的擾流板肋組件的側(cè)視圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明的擾流板肋組件的側(cè)視圖；圖3是沿著圖2的線條II1-1II的擾流板肋組件的橫截面的俯視圖；圖4是圖2的擾流板肋組件的俯視圖。
具體實(shí)施例方式轉(zhuǎn)到圖1，其示出了現(xiàn)有技術(shù)的擾流板肋組件10。擾流板肋組件10包括翼梁12(示意性示出)，所述翼梁12沿著飛機(jī)機(jī)翼的長(zhǎng)度延伸。上蒙皮14和下蒙皮16在翼梁12的每個(gè)側(cè)部上示出。上蒙皮和下蒙皮14、16中的每一個(gè)均限定了懸突部18、20，所述懸突部18,20分別伸出超過(guò)翼梁12的最靠后的位置。設(shè)置了擾流板肋22，所述擾流板肋22大致呈V形，并且具有接合在頂端28處的第一分支24和第二分支26。凸耳30定位在頂端28處，以旋轉(zhuǎn)地附接擾流板。第一分支24的橫截面是工字梁狀，并且包括具有上凸緣34和下凸緣36的板32。在與頂端28相對(duì)的端部部分38處，第一分支24具有用于附接到上蒙皮14的懸突部18的附接構(gòu)造40和用于附接到翼梁12的位于上蒙皮14近側(cè)的區(qū)域的第二附接構(gòu)造42。類(lèi)似地，第二分支26的橫截面是工字梁狀，并且具有板44、上凸緣46和下凸緣48。在第二分支26的端部部分50處，設(shè)置有用于附接到下蒙皮16的懸突部20的第三附接構(gòu)造52和附接到翼梁12的與下蒙皮16會(huì)合的區(qū)域的第四附接構(gòu)造54。由于飛機(jī)機(jī)翼的錐度，隨著翼梁12接近機(jī)翼末端，所述翼梁12的高度減小。結(jié)果，上蒙皮14和下蒙皮16逐漸相互靠近。因此，應(yīng)當(dāng)注意的是，每個(gè)肋12均必須制成為具有不同的形狀和尺寸，以適應(yīng)機(jī)翼的變化的輪廓。而且，由于蒙皮幾何形狀的可變化性，因此，通常需要對(duì)端部部分38、50進(jìn)行修整或加墊片，以便將肋22安裝到機(jī)翼。轉(zhuǎn)到圖2至4，示出了根據(jù)本發(fā)明的擾流板肋組件110。擾流板肋組件110包括后緣翼梁112。翼梁112橫截面成C形，并且具有板狀構(gòu)件114、上凸緣116和下凸緣118，所述上凸緣116和下凸緣118均沿著內(nèi)部方向I從板114向前伸出。內(nèi)部方向I是朝向機(jī)翼盒的內(nèi)部的方向，在這個(gè)示例中，所述內(nèi)部方向I按照整個(gè)飛機(jī)的坐標(biāo)系統(tǒng)是向前的。外部方向E與內(nèi)部方向I相反，并且在整個(gè)飛機(jī)的坐標(biāo)系統(tǒng)中是向后的。應(yīng)當(dāng)注意的是，如果翼梁112是機(jī)翼前方的翼梁的話，則內(nèi)部方向?qū)⑹窍蚝蟮模獠糠较驅(qū)⑹窍蚯暗?。上機(jī)翼蒙皮120附接到上凸緣116，并且限定了懸突部122，所述懸突部122從翼梁112向后伸出。懸突部限定了一系列遮板附接孔113，所述遮板附接孔113沿著翼展方向均勻地間隔開(kāi)。下機(jī)翼蒙皮124附接到下凸緣118，并且限定了從翼梁112向后伸出的懸突部126。設(shè)置有上遮板128，所述上遮板128從上蒙皮懸突部122延伸。使用一系列樞轉(zhuǎn)對(duì)接搭板130附接上遮板128。對(duì)接搭板130中的每一個(gè)均具有位于第一端部處的第一孔132和位于第二端部處的第二孔134。中央對(duì)接搭板136也設(shè)置在上遮板128的沿著翼展方向的中心處，并且包括第一行附接孔138和第二行附接孔140。還設(shè)置有下遮板142，所述下遮板142從下蒙皮124的懸突部126延伸。設(shè)置有一對(duì)擾流板肋143、144。擾流板肋143、144大體相同，但是相互成鏡像，因而，將僅詳細(xì)描述肋144。肋144具有用于附接擾流板的凸耳146。肋144包括豎直定向的板148，所述豎直定向的板148具有上凸緣150和下凸緣152，所述上凸緣150和下凸緣152分別從所述豎直定向的板148延伸，從而限定C狀橫截面輪廓。第一端部凸緣154和第二端部凸緣156設(shè)置成垂直于板148以及上凸緣150和下凸緣152延伸。超過(guò)第一端部凸緣154，成狗腿狀彎曲的段158以一定角度從板148向上延伸，以與凸耳146會(huì)合。板148顯著長(zhǎng)于成狗腿狀彎曲的段158。加固件159、160分別用于加固肋143、144。與肋143、144類(lèi)似，加固件159、160相互成鏡像，因而，將僅詳細(xì)描述加固件160。加固件160是凹狀的,其包括中央板162,所述中央板162在前側(cè)部和后側(cè)部上分別由凸緣164、166形成邊界，并且在頂端和底端分別由凸緣180、182形成邊界。加固件160在翼梁112的整個(gè)高度上延伸，從而抵接板114以及上凸緣116和下凸緣118。應(yīng)當(dāng)注意的是，加固件160的上凸緣180和下凸緣182成錐形，從而在翼梁12內(nèi)分別抵接凸緣116、118形成緊密配合。在組裝后，擾流板肋144抵接在翼梁112上，其中第二端部凸緣156與翼梁112的板114相接觸。此外，加固件160的凸緣166與翼梁112的相對(duì)的側(cè)部相接觸。如圖2和圖3所示，肋144和加固件160通過(guò)螺栓168固定在一起，使得翼梁112的板114被夾在所述肋144和加固件160之間。上遮蔽面板128通過(guò)樞轉(zhuǎn)對(duì)接搭板130附接到機(jī)翼蒙皮懸突部122。機(jī)械緊固件將第一孔132連接到機(jī)翼蒙皮上的孔113，并且第二孔134被連接到遮蔽面板128。使用在各個(gè)端部處包含兩個(gè)樞轉(zhuǎn)拴接結(jié)構(gòu)176、178的可樞轉(zhuǎn)的對(duì)接搭板130，允許兩個(gè)部件之間進(jìn)行相對(duì)運(yùn)動(dòng)。這有助于減小因機(jī)械力和熱效應(yīng)而產(chǎn)生的應(yīng)力和應(yīng)變以及飛行期間兩個(gè)部件中的應(yīng)力。中央對(duì)接搭板136也經(jīng)由相應(yīng)的孔138、140附接到懸突部122和遮蔽面板128，并且是不能旋轉(zhuǎn)的，以增強(qiáng)穩(wěn)定性。轉(zhuǎn)移面板(transfer panel) 174設(shè)置成連接紙鄰的遮蔽面板128。參照?qǐng)D2，第一拉桿170設(shè)置成從板148上的位置延伸到遮板128上的后部位置。第二拉桿172設(shè)置成在位于凸緣154近側(cè)的位置和下遮板142之間延伸。這些拉桿是相對(duì)簡(jiǎn)單的部件，它們保持懸掛在翼梁的后部上的多個(gè)懸臂式結(jié)構(gòu)處于穩(wěn)定狀態(tài)。變形方案落入在本發(fā)明的范圍內(nèi)。具體地，翼梁12可以是固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)的任何結(jié)構(gòu)部件。肋143、144可以用于附接任何適當(dāng)?shù)目蛇\(yùn)動(dòng)的空氣動(dòng)力學(xué)表面，而不僅僅是擾流板。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括: 固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁具有面向內(nèi)部的側(cè)部和面向外部的側(cè)部； 第一肋，所述第一肋附接到所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述面向外部的側(cè)部，并且從所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述面向外部的側(cè)部延伸； 第一加固件，所述第一加固件定位在所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述面向內(nèi)部的側(cè)部上，并且通過(guò)所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁連接到所述第一肋。
2.根據(jù)權(quán) 利要求1所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一加固件和所述第一肋經(jīng)由通過(guò)所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的至少一個(gè)機(jī)械緊固件連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述機(jī)械緊固件在被夾在所述第一加固件和所述第一肋之間的所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁上施加夾緊力。
4.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一肋是用于安裝能夠運(yùn)動(dòng)的控制表面的肋。
5.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一加固件包括: 第一表面，所述第一表面與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述面向內(nèi)部的側(cè)部相抵接； 第二表面，在使用過(guò)程中，所述第二表面從所述第一表面的第一端部朝向所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸， 其中，所述第二表面與飛機(jī)的所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一對(duì)應(yīng)表面相抵接。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，飛機(jī)的所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述第一對(duì)應(yīng)表面是翼梁的朝向所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸的第一凸緣。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一加固件包括: 第三表面，所述第三表面從所述第一表面的與所述第二表面相對(duì)的第二端部朝向所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸， 其中，所述第三表面與飛機(jī)的所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二對(duì)應(yīng)表面相抵接。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，飛機(jī)的所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述第二對(duì)應(yīng)表面是翼梁的朝向所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部延伸的第二凸緣。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁限定了凹部，所述凹部面向所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的內(nèi)部，并且其中，所述第一加固件嵌在所述翼梁的所述凹部中。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至9中的任一項(xiàng)所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括: 第一蒙皮，所述第一蒙皮在所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一端部上延伸；和第二蒙皮，所述第二蒙皮在所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二端部上延伸， 其中，所述第一肋從所述翼梁上的安裝位置延伸，所述安裝位置位于所述第一蒙皮和所述第二蒙皮之間，并且與所述第一蒙皮和所述第二蒙皮間隔開(kāi)。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述安裝位置位于所述第一蒙皮和所述第二蒙皮之間的大體中間。
12.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括: 第二肋，所述第二肋附接到所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向外部的側(cè)部，并且從所述面向外部的側(cè)部延伸； 第二加固件，所述第二加固件定位在所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的面向內(nèi)部的側(cè)部上，并且通過(guò)所述翼梁連接到所述第二肋， 其中，所述第一肋和所述第二肋靠近，以便限定用于能夠運(yùn)動(dòng)的控制表面的共有安裝位置。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一肋和所述第一加固件分別是所述第二肋和所述第二加固件的鏡像。
14.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括第一遮蔽面板，在使用過(guò)程中，所述第一遮蔽面板沿著外部方向從所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第一端部延伸，所述第一遮蔽面板通過(guò)第一支桿連接到所述第一肋。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第一支桿連接到所述第一肋上的與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，在與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置處，所述第一支桿連接到所述第一遮蔽面板上的一位置。
17.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，所述飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件包括第二遮蔽面板，在使用過(guò)程中，所述第二遮蔽面板沿著外部方向從所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的第二端部延伸，所述第二遮蔽面板通過(guò)第二支桿連接到所述第一肋。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述第二支桿連接到所述第一肋上的與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，在與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁間隔開(kāi)的位置處，所述第二支桿連接到所述第二遮蔽面板上的一位置。
20.根據(jù)任一項(xiàng)前述權(quán)利要求所述的飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件是飛機(jī)機(jī)翼、水平穩(wěn)定器或豎直穩(wěn)定器。
21.一種制造飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件的方法，所述方法包括以下步驟: 設(shè)置固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，在使用過(guò)程中，所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁具有面向外部的側(cè)部和面向內(nèi)部的側(cè)部； 設(shè)置第一加固件，所述第一加固件定位在所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁的所述面向內(nèi)部的側(cè)部處，并且與所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁相抵接； 設(shè)置第一肋，通過(guò)所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁將所述第一肋附接到所述第一加固件，使得所述固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié) 構(gòu)翼梁被夾在所述第一肋和所述第一加固件之間。
全文摘要
飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)組件及其制造方法。組件包括固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，所述翼梁具有面向內(nèi)部的側(cè)部和面向外部的側(cè)部；第一肋，其附接到翼梁的所述面向外部的側(cè)部，并且從翼梁的所述面向外部的側(cè)部延伸；第一加固件，所述第一加固件定位在所述翼梁的所述面向內(nèi)部的側(cè)部上，并且通過(guò)所述翼梁連接到所述第一肋。所述方法包括步驟設(shè)置固定的空氣動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)翼梁，在使用過(guò)程中，所述翼梁具有面向外部的側(cè)部和面向內(nèi)部的側(cè)部；設(shè)置第一加固件，所述第一加固件定位在所述翼梁的所述面向內(nèi)部的側(cè)部處，并且與所述翼梁相抵接；設(shè)置第一肋，通過(guò)所述翼梁將所述第一肋附接到所述第一加固件，使得所述翼梁被夾在所述第一肋和所述第一加固件之間。
文檔編號(hào)B64C9/02GK103144765SQ20121051975
公開(kāi)日2013年6月12日 申請(qǐng)日期2012年12月7日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月7日
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