專利名稱：機(jī)翼與飛機(jī)機(jī)身的連接部件的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)，特別是高翼飛機(jī)的機(jī)翼與機(jī)身機(jī)架的、包括多個聯(lián)接構(gòu)件 的連接部件，并涉及一種用于構(gòu)造這種連接部件的方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)的機(jī)翼與機(jī)身機(jī)架的連接部件，特別是與高翼飛機(jī)的機(jī)身機(jī)架的連接部件， 必須滿足很多基本結(jié)構(gòu)條件，但結(jié)果總會是折衷的。由于例如機(jī)翼在機(jī)身上定位越高，則發(fā) 動機(jī)、機(jī)翼整流裝置與地板空間之間的可用空間越多。為了不削弱機(jī)翼的結(jié)構(gòu)功能，特別 地，機(jī)身機(jī)架的上殼通常在連接區(qū)域中打開，其中在機(jī)身機(jī)架中形成凹部。在機(jī)身機(jī)架凹部 的區(qū)域中，機(jī)翼通過多個聯(lián)接構(gòu)件連接到機(jī)身機(jī)架，使得機(jī)身機(jī)架最后從機(jī)翼上懸吊。機(jī)翼相對于機(jī)身機(jī)架連接的越低，為此目的必然所需的機(jī)身機(jī)架凹部越大，由此 不利地影響機(jī)身機(jī)架的靜態(tài)特性。特別地，機(jī)翼相對較低的定位具有的缺點(diǎn)為，需要更大的 結(jié)構(gòu)上的努力來密封最后得到的機(jī)身機(jī)架凹部，其面積相對較大。然而，重新密封是必要 的，這是因?yàn)闄C(jī)身機(jī)架必須特別可靠地吸收壓差(內(nèi)壓力)以及出現(xiàn)在一般飛行操作中的 著陸和操縱負(fù)載，該壓差(內(nèi)壓力)在較高的飛行高度時與周圍氣壓相比增大很多，并近似 對應(yīng)于海平面上方2，000到12，OOOm的高度。在飛行操作期間，機(jī)翼連接部件必須傳遞寬范圍的非常不同的負(fù)載。沿飛行方向 的負(fù)載特別由于飛機(jī)的加速和減速，并由于極端飛行狀況或授權(quán)規(guī)定，例如在“墜落情況” 下的增大程度而發(fā)生。在這種墜落情況下，沿飛行方向采取高達(dá)9g的加速度，使得機(jī)翼連 接部件的機(jī)械負(fù)載能力相對于墜落負(fù)載必須被配置為比在正常飛行操作期間發(fā)生的負(fù)載 所需的實(shí)際負(fù)載能力高達(dá)三倍，由此承受巨大的過度重量。考慮到確定尺寸標(biāo)注的負(fù)載，特 別地，用于吸收沿飛行方向負(fù)載的聯(lián)接構(gòu)件必須被配置為非常堅(jiān)固并因而較重。而且，機(jī)翼連接部件必須通常被配置為使得其是過量的，換言之，如果個別聯(lián)接構(gòu) 件失效，機(jī)翼在任何情況下決不從機(jī)身機(jī)架完全或至少部分地分開。機(jī)翼連接部件的已知實(shí)施例通常具有多個，特別地多達(dá)32個聯(lián)接構(gòu)件，其均特別 針對一個負(fù)載方向配置，即，用于使平行于χ軸(飛機(jī)的縱向軸)、平行于y軸(飛機(jī)的橫向 軸)和平行于ζ軸(飛機(jī)的豎直軸)的機(jī)械負(fù)載轉(zhuǎn)向。為了實(shí)現(xiàn)根據(jù)通用設(shè)計(jì)準(zhǔn)則通常所 需的過量或可靠性，額外提供這些聯(lián)接構(gòu)件中的至少兩個。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種用于飛機(jī)，特別是高翼飛機(jī)或上翼飛機(jī)的機(jī)翼連接部 件，其與先前已知的實(shí)施例相比允許重量的明顯減少。該目的通過具有權(quán)利要求1的各特征的設(shè)備和通過具有權(quán)利要求13的各特征的 方法實(shí)現(xiàn)。在任何情況下基本平行于飛機(jī)的豎直軸延伸和在任何情況下至少兩個XZ聯(lián)接構(gòu) 件的機(jī)身機(jī)架凹部的兩個縱向邊緣的區(qū)域中的布置，與機(jī)翼連接部件的傳統(tǒng)實(shí)施例相比，產(chǎn)生明顯的重量減少。根據(jù)本發(fā)明，這種重量減少特別通過聯(lián)接構(gòu)件的減少數(shù)量實(shí)現(xiàn)，這又 是例如僅提供有四個xz聯(lián)接構(gòu)件的結(jié)果，該四個xz聯(lián)接構(gòu)件在任何情況下被配置對應(yīng)于 墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行于所述飛機(jī)的縱向軸(X)的負(fù)載的第一最大 值，并被配置對應(yīng)于墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行于豎直軸(Z)的負(fù)載的第 二最大值。所述負(fù)載例如為標(biāo)稱確定負(fù)載，連接部件在墜落情況下或在正常飛行操作期間 必須能夠經(jīng)受該標(biāo)稱確定負(fù)載。在任何情況下，由于布置在機(jī)身機(jī)架凹部的兩側(cè)上的兩個XZ聯(lián)接構(gòu)件能夠在任 何情況下吸收在墜落情況下和在正常飛行操作期間平行于X軸和平行于y軸出現(xiàn)的負(fù)載， 因而對于迄今由于所需可靠性雙份提供在凹部的每個縱向邊緣上的ζ聯(lián)接構(gòu)件和χ聯(lián)接構(gòu) 件而言，可以僅僅被兩個組合χζ聯(lián)接構(gòu)件替代，這意味著重量被減少。重量減少的潛力特 別來源于下述事實(shí)迄今已僅僅被配置用于χ負(fù)載并考慮到極高的墜落負(fù)載因而堅(jiān)固的χ 聯(lián)接構(gòu)件，現(xiàn)在還用于傳遞出現(xiàn)在正常飛行操作期間但與墜落負(fù)載相比已明顯降低的ζ負(fù) 載。ζ聯(lián)接構(gòu)件與X聯(lián)接構(gòu)件之間的這種功能集成根據(jù)本發(fā)明是可以的，而不會限制 總體功能性或可靠性，這是由于墜落情況的發(fā)生和機(jī)翼連接部件的各個聯(lián)接構(gòu)件的失效的 負(fù)載情況在飛機(jī)的所有可能操作條件下是互相排斥的。根據(jù)優(yōu)選的實(shí)施例，XZ聯(lián)接構(gòu)件均被配置為平行于豎直軸以在正常飛行操作時負(fù) 載并平行于縱向軸以在墜落情況下負(fù)載。這極為有利，這是由于在正常飛行操作時，特別是 在起飛期間，當(dāng)位于機(jī)翼中的燃料箱典型充滿并使機(jī)翼非常重時，并且在飛行操作期間當(dāng) 機(jī)身完全加載時，沿Z方向會出現(xiàn)下述力，該力超過在墜落情況下沿Z方向出現(xiàn)的力。根據(jù)連接部件的進(jìn)一步實(shí)施例，xz聯(lián)接構(gòu)件均相對于飛機(jī)的縱向軸，即χ軸基本 成一定角度延伸，該角度的正切等于第二最大負(fù)載除以第一最大負(fù)載。該延伸方向允許xz 聯(lián)接構(gòu)件以極低的靜負(fù)載吸收平行于飛機(jī)的縱向軸出現(xiàn)的力以及平行于飛機(jī)的豎直軸出 現(xiàn)的力，直到相應(yīng)的最大負(fù)載。根據(jù)連接部件的進(jìn)一步實(shí)施例，在任何情況下，至少兩個y聯(lián)接構(gòu)件基本平行于 飛機(jī)的橫向軸布置在機(jī)身機(jī)架凹部的縱向邊緣的區(qū)域中。該實(shí)施例允許根據(jù)本發(fā)明的機(jī)翼連接部件還能將橫向于飛行方向的力從機(jī)翼傳 遞到機(jī)身機(jī)架。本發(fā)明的優(yōu)選創(chuàng)新提供，xz聯(lián)接構(gòu)件均包括布置在機(jī)身機(jī)架上的機(jī)身機(jī)架軸承和 連接到機(jī)翼的機(jī)翼軸承，機(jī)身機(jī)架軸承和機(jī)翼軸承在任何情況下通過兩個xz帶彼此鉸接。具有兩個樞軸的xz聯(lián)接構(gòu)件的這種構(gòu)造允許機(jī)翼相對于機(jī)身機(jī)架的至少略微平 行的移位。然而，結(jié)合其余的y聯(lián)接構(gòu)件和ζ聯(lián)接構(gòu)件，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼與機(jī)身機(jī)架之間的靜態(tài)充 分確定的連接。根據(jù)連接部件的進(jìn)一步實(shí)施例，在任何情況下，至少兩個xz帶在機(jī)身機(jī)架凹部的 縱向邊緣的區(qū)域中被布置為相對于飛機(jī)的縱向軸(X軸)彼此相對且傾斜。例如，如果ζ聯(lián)接構(gòu)件在機(jī)翼前緣的區(qū)域中失效，則力將作用于前xz聯(lián)接構(gòu)件，在 位于后面時，該力將小于當(dāng)Z聯(lián)接構(gòu)件在機(jī)翼尾緣和相關(guān)后XZ聯(lián)接構(gòu)件的區(qū)域中失效期間 的情況。力的這種不對稱出現(xiàn)的原因是，Z聯(lián)接構(gòu)件的失效在機(jī)翼與機(jī)身之間的質(zhì)量分布 不均勻。XZ聯(lián)接構(gòu)件的以可變相對傾斜布置的連接帶補(bǔ)償這些可變強(qiáng)度的力。Z聯(lián)接構(gòu)件或另一聯(lián)接構(gòu)件的失效，例如可由于疲勞效應(yīng)、腐蝕現(xiàn)象或轟擊而造成。中心理想地近似與相連的機(jī)翼和機(jī)身機(jī)架的共用重心重合的假想直線穿過在任 何情況下提供在連接區(qū)域的兩側(cè)上的兩個xz聯(lián)接構(gòu)件的傾斜縱向軸的兩個交點(diǎn)。機(jī)翼連接部件的進(jìn)一步有利實(shí)施例在進(jìn)一步的權(quán)利要求中闡述。


在附圖中圖1為機(jī)身機(jī)架的一部分以及在上方顯示為分離的機(jī)翼的一部分的透視總圖。圖2為通過組裝的機(jī)翼連接部件的橫截面圖。圖3為作為機(jī)翼連接部件的一部分的根據(jù)圖2的XZ聯(lián)接構(gòu)件的放大等距視圖。圖4為用于墜落負(fù)載的重量最佳傳遞的XZ聯(lián)接構(gòu)件的可替代實(shí)施例的側(cè)視圖。以 及圖5為具有整體削弱區(qū)的用于墜落負(fù)載的重量最佳傳遞的XZ帶的變型的詳細(xì)俯 視圖。在附圖中，相同的結(jié)構(gòu)元件在任何情況下具有相同的附圖標(biāo)記。
具體實(shí)施例方式圖1顯示高翼飛機(jī)的機(jī)身機(jī)架的一部分以及機(jī)翼的一部分以及機(jī)翼連接部件的 相關(guān)部件的基本總圖。在根據(jù)傳統(tǒng)高翼或上翼構(gòu)造方法的飛機(jī)的機(jī)身機(jī)架1中，在上殼2的區(qū)域上方引 入近似矩形的機(jī)身機(jī)架凹部3，該機(jī)身機(jī)架凹部3具有平行于飛機(jī)縱向軸延伸的縱向邊緣 4、5。坐標(biāo)系6圖示了所有部件的空間位置。坐標(biāo)系6的χ軸平行于飛機(jī)的縱向軸延伸，并 沿飛機(jī)方向定向。y軸或(飛機(jī))橫向軸橫向于飛機(jī)的縱向軸延伸，并且沿飛行方向觀看朝 向左側(cè)，而ζ軸平行于飛機(jī)的豎直軸延伸并遠(yuǎn)離地板定向。在距機(jī)身機(jī)架部分1一段距離 的機(jī)身機(jī)架凹部3(對于更詳細(xì)的總圖)上方顯示的為飛機(jī)的機(jī)翼7(機(jī)翼箱)的中心部。而且，圖1顯示多個聯(lián)接構(gòu)件，其中只有位于縱向邊緣5的區(qū)域中的兩個ζ聯(lián)接構(gòu) 件8、11以及兩個XZ聯(lián)接構(gòu)件9、10代表機(jī)翼連接部件的其他由機(jī)身機(jī)架1部分覆蓋的聯(lián) 接構(gòu)件被給出附圖標(biāo)記。還存在的總共四個y聯(lián)接構(gòu)件為了清楚未顯示?？偠灾?lián)接 構(gòu)件形成連接部件12，該連接部件12根據(jù)本發(fā)明被配置為將飛機(jī)的機(jī)翼7連接到機(jī)身機(jī)架 部分1，其總長度未顯示。圖2為通過根據(jù)本發(fā)明的、在機(jī)身機(jī)架零部件的縱向邊緣區(qū)域中位于飛機(jī)的機(jī)翼 與機(jī)身機(jī)架之間的連接部件的橫截面圖。機(jī)翼13被布置在機(jī)身機(jī)架14上方。機(jī)翼13與機(jī)身機(jī)架14之間的連接部件15 包括兩個ζ聯(lián)接構(gòu)件16、17，兩個y聯(lián)接構(gòu)件18、19以及兩個xz聯(lián)接構(gòu)件20、21，其均優(yōu)選 被配置為用于傳遞平行于ζ軸、平行于1軸和平行于組合xz方向的力。在機(jī)身機(jī)架凹部的 第二縱向邊緣(不可見)的區(qū)域中提供一組另外六個z、y和XZ聯(lián)接構(gòu)件，該組聯(lián)接構(gòu)件根 據(jù)聯(lián)接構(gòu)件16至21的布置配置但在圖2中未顯示。兩個ζ聯(lián)接構(gòu)件16、17中的每一個具有ζ機(jī)身機(jī)架軸承22和ζ機(jī)翼軸承23，ζ機(jī) 身機(jī)架軸承22和ζ機(jī)翼軸承23在任何情況下通過兩個ζ帶和相關(guān)螺栓(未顯示)彼此鉸接。由于因此形成的兩個樞軸，每一個ζ聯(lián)接構(gòu)件具有充足的自由度，從而防止在相對運(yùn)動 期間機(jī)翼13與機(jī)身機(jī)架14之間產(chǎn)生機(jī)械張力。相應(yīng)地，兩個y聯(lián)接構(gòu)件18、19也在任何 情況下具有1機(jī)身機(jī)架軸承M和1機(jī)翼軸承25，y機(jī)身機(jī)架軸承M和y機(jī)翼軸承25在任 何情況下通過兩個帶彼此連接。同樣情況適用于兩個組合xz聯(lián)接構(gòu)件20、21，其在任何情 況下具有通過兩個帶相連的xz機(jī)身機(jī)架軸承沈和XZ機(jī)翼軸承27。機(jī)身機(jī)架軸承22、24J6和機(jī)翼軸承23、25、27優(yōu)選被配置為突出部，在任何情況 下，具有邊眼的帶靠在突出部的兩側(cè)上。在任何情況下，帶和突出部在機(jī)身機(jī)架軸承和機(jī)翼 軸承中通過經(jīng)由聯(lián)接構(gòu)件16至21的兩個螺栓相連。作為聯(lián)接構(gòu)件一部分的機(jī)身機(jī)架軸承 22,24,26和機(jī)翼軸承23、25、27的其他結(jié)構(gòu)實(shí)施例也是可以的。xz帶30、31的兩個縱向軸28J9并相對于水平線，即相對于坐標(biāo)系6的χ軸沿相 反斜度以角度32、33或不同大小的傾角延伸。由于縱向軸觀、29的不同傾角，所考慮的是，在正常飛行操作期間以及在失效情 況下，不同量值的機(jī)械力例如從兩個外部ζ聯(lián)接構(gòu)件16、17中的其中一個作用于兩個xz聯(lián) 接構(gòu)件20、21。由于縱向軸觀、29的不同傾角以及xz聯(lián)接構(gòu)件20、21與ζ聯(lián)接構(gòu)件16、17 之間的不同間距，產(chǎn)生不同的杠桿作用，其補(bǔ)償這些相互不同力的作用。關(guān)于這一點(diǎn)，縱向 軸洲、29的角度32、33被選擇的越大，在任何情況下，作用于相應(yīng)xz聯(lián)接構(gòu)件20、21上的 合力的ζ分量變得越大，而相反地，合力的χ分量被減少。假想直線(其中心近似與機(jī)翼13 和機(jī)身機(jī)架14的重力或力平衡的共用中心重合)平行于y軸(垂直于圖面)延伸通過兩 個縱向軸觀、四之間的交點(diǎn)34和連接部件15的兩個其他xz聯(lián)接構(gòu)件的在圖面后豎直偏 移的另一縱向軸交點(diǎn)(在圖2中未顯示)。假想直線的該中心能夠在機(jī)身機(jī)架14區(qū)域中在 機(jī)翼13區(qū)域中或機(jī)翼13下方位于機(jī)身機(jī)架14上方。在構(gòu)造圖示的機(jī)翼連接部件期間，在墜落情況下沿χ方向出現(xiàn)的額定負(fù)載、在墜 落情況下沿ζ方向出現(xiàn)的額定負(fù)載、在正常飛行和著陸操作期間沿X方向出現(xiàn)的額定負(fù)載 以及在在正常飛行和著陸操作期間沿ζ方向出現(xiàn)的額定負(fù)載被確定，例如確定用于xz帶 30,31中的每一個。此后，根據(jù)在墜落情況下沿χ方向出現(xiàn)的額定負(fù)載和在正常飛行和著 陸操作期間沿X方向出現(xiàn)的額定負(fù)載(其中兩個值中的較大值被選擇)，沿X方向的相關(guān) 第一豎直最大負(fù)載也被確定用于XZ帶30、31中的每一個。同樣地，根據(jù)在墜落情況下沿Z 方向出現(xiàn)的額定負(fù)載和在正常飛行和著陸操作期間沿ζ方向出現(xiàn)的額定負(fù)載，沿ζ方向的 相關(guān)第二水平最大負(fù)載也被確定用于xz帶30、31中的每一個。在典型的高翼飛機(jī)的情況 下，例如，在墜落情況下沿ζ方向的額定負(fù)載被確定為第一最大負(fù)載，而在正常飛行和著陸 操作期間沿χ方向的額定負(fù)載被確定為第二最大負(fù)載。對于每一個xz帶30、31，延伸方向的相關(guān)角度32、33然后被確定為反正切商，該商 通過相關(guān)豎直最大負(fù)載除以相同位置處的水平最大負(fù)載得出。每一個xz帶30、31被配置 具有的強(qiáng)度使得，一方面，其沿χ方向能夠被加載直到第一最大負(fù)載，另一方面，其沿ζ方向 能夠被加載直到第二最大負(fù)載。圖3為根據(jù)圖2的機(jī)翼連接部件的xz聯(lián)接構(gòu)件的等距視圖。xz聯(lián)接構(gòu)件20特別 包括XZ機(jī)身機(jī)架軸承沈和XZ機(jī)翼軸承27 (特別參見圖2~)。XZ機(jī)身機(jī)架軸承沈和XZ機(jī) 翼軸承27均具有至少一個法蘭部(未顯示)，該法蘭部是水平的，即平行于坐標(biāo)系6的xy 平面，并實(shí)現(xiàn)與機(jī)身機(jī)架或機(jī)翼的機(jī)械連接。該機(jī)械連接例如可通過傳統(tǒng)的螺釘和/或鉚釘連接實(shí)現(xiàn)。在圖示實(shí)施例中，xz機(jī)身機(jī)架軸承沈和xz機(jī)翼軸承27均被配置成具有孔 (未詳細(xì)顯示)的突出部35、36，螺栓37、38在任何情況下被引導(dǎo)穿過該孔。在前部，帶30 布置在螺栓37、38上，而在后部，幾乎被完全覆蓋的第二帶39將兩個螺栓37、38彼此鉸接。 由于靠在突出部35、36兩個側(cè)面上的帶30、39，在聯(lián)接構(gòu)件20內(nèi)提供對稱的力過渡。在任何情況下，具有通過兩個帶和兩個螺栓彼此鉸接以產(chǎn)生有效聯(lián)接構(gòu)件的突出 狀機(jī)身機(jī)架軸承和突出狀機(jī)翼軸承的ζ聯(lián)接構(gòu)件和y聯(lián)接構(gòu)件的基本結(jié)構(gòu)，符合參照XZ聯(lián) 接構(gòu)件描述的構(gòu)造。因而，ζ聯(lián)接構(gòu)件包括優(yōu)選均被配置成突出部的ζ機(jī)身機(jī)架軸承和ζ機(jī)翼軸承。在 任何情況下螺栓被引導(dǎo)通過兩個突出部，在其兩側(cè)上布置和緊固有ζ帶，以產(chǎn)生雙接頭連 接。Z帶例如具有細(xì)長橢圓形狀，在每一個端部形成有用于接納螺栓的孔。y聯(lián)接構(gòu)件的構(gòu) 造對應(yīng)于ζ聯(lián)接構(gòu)件的構(gòu)造。圖4為用于墜落負(fù)載的重量最佳傳遞的XZ聯(lián)接構(gòu)件的改進(jìn)構(gòu)造的側(cè)視圖。在此， 坐標(biāo)系6也圖示了所有部件的空間位置。xz聯(lián)接構(gòu)件40包括被配置成突出部43、44的xz機(jī)身機(jī)架軸承41和xz機(jī)翼軸承 42。上突出部43的幾何形狀近似符合倒置的大寫字母“A”，具有兩個相對傾斜的側(cè)面45、 46。相應(yīng)地，下突出部44的周界輪廓符合正常定向的拉丁大寫字母“A”，同樣具有兩個相對 傾斜的側(cè)面47、48。兩個突出部43、44中的每一個均具有孔(未顯示)，兩個螺栓49、50被 引導(dǎo)穿過該孔。在突出部43、44兩側(cè)上的螺栓49、50上布置有基本橢圓形的xz帶51、52， 以在xz機(jī)身機(jī)架軸承41與xz機(jī)翼軸承42之間產(chǎn)生雙接頭連接?？商娲问降臉?gòu)造可代 替xz機(jī)身機(jī)架軸承41與xz機(jī)翼軸承42的所述變型而使用。然而，在該變型中，至少xz聯(lián)接構(gòu)件40的xz帶51、52的尺寸與開始描述的變型 相比會機(jī)械上削弱，從而，特別在沿坐標(biāo)系6的χ軸的方向(飛機(jī)的飛行方向)出現(xiàn)極高負(fù) 載的墜落情況下，存在xz聯(lián)接構(gòu)件40的兩個xz帶51、52的能量吸收壓縮或變形。由于兩 個xz帶51、52的這種壓縮，兩個突出部43、44的側(cè)面46、47直接互相機(jī)械接觸，如下突出 部43的虛線外形所示，與已在xz帶51、52上實(shí)現(xiàn)的變形無關(guān)，仍保留的沖擊能通過xz聯(lián) 接構(gòu)件40被完全吸收或傳遞。xz帶51、52基本平行于y軸變形，所述帶51、52在墜落情況 下并不斷裂，從而一直保持突出部43、44與螺栓49、50之間的機(jī)械連接并因而保持聯(lián)接構(gòu) 件40的操作。利用這種變型，由于xz帶51、52和螺栓49、50的靜態(tài)更輕的構(gòu)造，可以實(shí)現(xiàn)進(jìn)一 步的重量減少。而且，可以將兩個側(cè)面46、47的表面形狀配置成彼此互補(bǔ)，從而在墜落情況 下至少在突出部43、44之間的某些區(qū)域中存在正向鎖定。這防止突出部43、44相對于彼此 不受控制的移位。為此目的，側(cè)面46、47中的每一個例如可提供有齒，在墜落情況下，即如 果側(cè)面46、47由于xz帶51、52的嚴(yán)重變形而彼此直接機(jī)械接觸時，該齒將至少在某些區(qū)域 中嚙合。而且，xz聯(lián)接構(gòu)件40的這種構(gòu)造具有的優(yōu)點(diǎn)是在墜落情況下沒有突然的能量吸 收。由于XZ帶51、52的初始壓縮，首先，發(fā)生在墜落中的一些動能以延時狀態(tài)通過變形而 被減少。只有在側(cè)面46、47已開始預(yù)期的牢固機(jī)械接觸之后，由于xz帶51、52的壓縮已被 明顯減少的沖擊能才通過聯(lián)接構(gòu)件40傳遞。圖5是xz帶的改進(jìn)變型的詳細(xì)俯視圖，其具有用于xz聯(lián)接構(gòu)件的用于吸收墜落負(fù)載的預(yù)定削弱區(qū)。坐標(biāo)系6用于顯示各部件的空間位置和運(yùn)動方向。xz帶53具有兩個布置在其端部以接納兩個螺栓56、57的孔M、55。對于每一個 XZ聯(lián)接構(gòu)件，需要兩個這種XZ帶和兩個螺栓56、57，xz帶靠在XZ機(jī)身機(jī)架軸承和XZ機(jī)翼 軸承的兩側(cè)上。兩個螺栓56、57以及兩個xz帶53如同xz機(jī)身機(jī)架軸承(未顯示)與xz 機(jī)翼軸承(同樣未顯示)(參見圖2、之間的xz聯(lián)接構(gòu)件一樣產(chǎn)生雙接頭連接。xz帶53的周界輪廓近似符合橢圓形的周界輪廓，但具有受限區(qū)域58，其在孔54、 55之間的中心部分中在兩側(cè)上具有相對(鏡像倒置)彎曲的邊緣。具有近似矩形基本形狀 的削弱區(qū)59在受限區(qū)域58中，盡管矩形基本矩形的側(cè)邊均朝向其中心略微收縮。在削弱 區(qū)59的區(qū)域中，優(yōu)選使用鈦合金和/或鈦制成的xz帶53的材料厚度被減少，以確保xz帶 53在墜落情況下的規(guī)定壓縮，在此情況下，xz帶53將沿y軸的方向彎曲到圖面外。這種類 型的削弱區(qū)59可僅提供在上側(cè)，如所示，和/或提供在xz帶53的下側(cè)。在飛機(jī)墜落的情況下，即，如果正對坐標(biāo)系6的χ軸的方向突然產(chǎn)生較高減速，則 強(qiáng)大的力沿白色箭頭60的方向作用于xz帶53。出現(xiàn)高達(dá)9g的加速度通常比在正常飛行 操作中出現(xiàn)的負(fù)載高3倍。與機(jī)翼連接部件的第一變型(參照圖1至3)相比，作為機(jī)翼連 接部件的一部分的機(jī)身機(jī)架和機(jī)翼上的螺栓56、57和軸承(在圖5中未顯示)的尺寸使得， 以增大的安全限度出現(xiàn)的標(biāo)準(zhǔn)飛行負(fù)載恰好被可靠地保持。由于機(jī)身機(jī)架軸承、機(jī)翼軸承 和螺栓的這種更輕的構(gòu)造，可實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步的重量減少。然而，根據(jù)圖5改進(jìn)的xz帶53必須在前xz聯(lián)接構(gòu)件(特別參照圖2的附圖標(biāo)記 20)的區(qū)域中用在機(jī)翼的連接部件內(nèi)，這是因?yàn)橹挥性谠搙z聯(lián)接構(gòu)件區(qū)域中才會出現(xiàn)啟動 xz帶的所需壓縮的壓縮力。相反，在后xz聯(lián)接構(gòu)件的區(qū)域中，只有在墜落情況下由于機(jī)翼 的前向移位才會沿飛行方向出現(xiàn)強(qiáng)大的張力，該張力不能用于預(yù)期的壓縮過程。在墜落情況下，在xz帶53的受限區(qū)域58中出現(xiàn)精確預(yù)定的結(jié)構(gòu)過載，由于該結(jié) 構(gòu)過載，xz帶53在圖5的視圖中被壓縮或彎曲(平行于y軸)到圖面外，但不會發(fā)生斷裂， 使得xz聯(lián)接構(gòu)件仍執(zhí)行其連接作用。在xz帶53的變形過程結(jié)束時，機(jī)身機(jī)架軸承的至少 某些區(qū)域以正向鎖定方式靠在機(jī)翼軸承上，通過靠在軸承兩側(cè)上的壓縮xz帶53確保兩側(cè) 上的緊固導(dǎo)向。附圖標(biāo)記列表1 機(jī)身機(jī)架2 上殼3 機(jī)身機(jī)架凹部4 縱向邊緣5 縱向邊緣6 坐標(biāo)系7 機(jī)翼8 ζ聯(lián)接構(gòu)件9 xz聯(lián)接構(gòu)件10 xz聯(lián)接構(gòu)件11 ζ聯(lián)接構(gòu)件12 連接部件(機(jī)翼連接部件)
9
13 機(jī)翼 14 機(jī)身機(jī)架 16 聯(lián)接部件(機(jī)翼聯(lián)接部件)
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)，特別是高翼飛機(jī)的機(jī)翼(7、13)與機(jī)身機(jī)架(1、14)的連接部件(12、15)， 包括多個聯(lián)接構(gòu)件(8-11、16-21)，在任何情況下至少兩個ζ聯(lián)接構(gòu)件(8、11、16、17)基本平 行于所述飛機(jī)的豎直軸(ζ)延伸，并且在任何情況下至少兩個XZ聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、21) 被布置在機(jī)身機(jī)架凹部(3)的兩個縱向邊緣G、5)的區(qū)域中，其特征在于，所述XZ聯(lián)接構(gòu) 件(9、10、20、21)在任何情況下被配置對應(yīng)于墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行 于所述飛機(jī)的縱向軸(χ)的負(fù)載的第一最大值，并被配置對應(yīng)于墜落情況下的負(fù)載和在正 常飛行操作時平行于所述豎直軸(ζ)的負(fù)載的第二最大值。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述xz聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、 21)在任何情況下被配置用于在正常飛行操作時平行于所述豎直軸(ζ)的所述負(fù)載并用于 在墜落情況下平行于所述縱向軸(χ)的所述負(fù)載。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述xz聯(lián)接 構(gòu)件(9、10、20、21)均相對于所述縱向軸(χ)基本成角度(32,33)延伸，該角度(32,33)的 正切等于所述第二最大負(fù)載除以所述第一最大負(fù)載。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，在任何情況 下，至少兩個y聯(lián)接構(gòu)件(18、19)基本平行于所述飛機(jī)的橫向軸布置在所述縱向邊緣(4、5) 的區(qū)域中。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述xz聯(lián)接 構(gòu)件(9、10、20、21)均包括布置在所述機(jī)身機(jī)架(1、14)上的xz機(jī)身機(jī)架軸承06)和連接 到所述機(jī)翼(7、13)的xz機(jī)翼軸承(XT)，xz機(jī)身機(jī)架軸承06)和xz機(jī)翼軸承(XT)在任 何情況下通過兩個xz帶(30、31、39、51-5；3)彼此鉸接。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，在任何情況 下，至少兩個xz帶(30、31、39、51-53)在縱向邊緣G、5)的區(qū)域中相對于所述飛機(jī)的縱向 軸成相對和傾斜的布置。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，每一個xz帶 (30、31、39、51-53)在任何情況下具有用于兩個螺栓(37、38、49、50、56、57)的兩個孔(54、 55)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至7中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述ζ聯(lián)接構(gòu) 件(8、11、16、17)均包括布置在所述機(jī)身機(jī)架(1、14)上的ζ機(jī)身機(jī)架軸承0 和連接到 所述機(jī)翼(7、13)的ζ機(jī)翼軸承(23)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述y聯(lián)接構(gòu) 件(16、17)均包括布置在所述機(jī)身機(jī)架(1、14)上的y機(jī)身機(jī)架軸承(24)和連接到所述機(jī) 翼的y機(jī)翼軸承05)，y機(jī)身機(jī)架軸承(24)和y機(jī)翼軸承05)在任何情況下通過兩個具 有兩個孔和兩個螺栓的兩個y帶彼此鉸接。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至9中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，兩個XZ帶 (30、31、39、51-53)的縱向軸(28,29)在任何情況下在縱向邊緣(4,5)的區(qū)域中彼此交叉。
11.根據(jù)權(quán)利要求1至10中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，所述聯(lián)接構(gòu) 件(8-11、16-21)優(yōu)選使用鈦合金和/或鈦形成。
12.根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的連接部件(12、15)，其特征在于，至少兩個xz 帶(30、31、39、51、52、5；3)在任何情況下具有至少一個削弱區(qū)(59)，以允許在飛機(jī)墜落情況下所述XZ帶的規(guī)定變形。
13.一種用于構(gòu)造飛機(jī)，特別是高翼飛機(jī)的機(jī)翼(7、13)與機(jī)身機(jī)架(1、14)的連接部件 (12,15)的方法，該連接部件(12、1幻具有多個聯(lián)接構(gòu)件(8-11、16-21)，其中在任何情況下 至少兩個ζ聯(lián)接構(gòu)件(8、11、16、17)基本平行于所述飛機(jī)的豎直軸延伸，并且在任何情況下 至少兩個XZ聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、21)被布置在機(jī)身機(jī)架凹部(3)的兩個縱向邊緣G、5)的 區(qū)域中，所述方法包括針對至少一個XZ聯(lián)接構(gòu)件，確定在墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行于所 述飛機(jī)的縱向軸(χ)的負(fù)載的第一最大值；針對所述至少一個XZ聯(lián)接構(gòu)件，確定在墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行 于所述飛機(jī)的豎直軸(ζ)的負(fù)載的第二最大值；以及根據(jù)所述第一最大負(fù)載和所述第二最大負(fù)載確立所述至少一個xz聯(lián)接構(gòu)件的承載能力。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其特征在于，確立所述至少一個XZ聯(lián)接構(gòu)件(9、10、 20,21)相對于所述縱向軸(χ)成角度(32、33)的延伸方向的步驟，該角度的正切等于所述 第二最大負(fù)載除以所述第一最大負(fù)載。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)、特別是高翼飛機(jī)的機(jī)身機(jī)架(1、14)上的機(jī)翼連接部件(12、15)，其包括多個雙接頭聯(lián)接構(gòu)件(8-11、16-21)。根據(jù)本發(fā)明，在任何情況下至少兩個z聯(lián)接構(gòu)件(8、11、16、17)基本平行于所述飛機(jī)的豎直軸延伸，并且在任何情況下至少兩個xz聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、21)被布置在機(jī)身機(jī)架凹部(3)的兩個縱向邊緣(4、5)的區(qū)域中，其中所述xz聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、21)在任何情況下被配置用于墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行于所述飛機(jī)的縱向軸(x)的負(fù)載的第一最大值，并被配置用于墜落情況下的負(fù)載和在正常飛行操作時平行于豎直軸(z)的負(fù)載的第二最大值。所述xz聯(lián)接構(gòu)件能夠吸收平行于所述x軸，即平行于所述飛機(jī)的縱向軸的力分量，以及平行于所述z軸出現(xiàn)的力分量，可使得針對沿所述z方向的力分量不再需要分離的z聯(lián)接構(gòu)件，并且重量被減少。而且，在可替代實(shí)施例中，在前xz聯(lián)接構(gòu)件(9、10、20、21、40)的帶(51、52、53)中提供預(yù)定削弱區(qū)(59)，在墜落情況下，該削弱區(qū)允許力至少在兩個軸承(26、27、41、42)之間的區(qū)域中通過正向鎖定經(jīng)由xz機(jī)身機(jī)架軸承(26、41)和xz機(jī)翼軸承進(jìn)行傳遞。在此情形下，由于軸承(26、27、41、42)和螺栓的更輕構(gòu)造，可以實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步的重量減少。
文檔編號B64C1/26GK102123908SQ200980131980
公開日2011年7月13日 申請日期2009年8月18日 優(yōu)先權(quán)日2008年8月18日
發(fā)明者安德烈亞斯·波佩, 弗蘭克·韋斯, 貝恩德·貝斯瑞格, 赫爾曼·本森 申請人:空中客車德國有限公司