[發明專利]具有直接聯接的前翼梁的結構復合翼型件及相關方法

在審

• 申請號: 202110551682.5
• 申請日: 2021-05-20
• 公開（公告）號: CN113697085A
• 公開（公告）日: 2021-11-26
• 發明（設計）人: 布賴恩·格魯納;彼得·舒普
• 申請（專利權）人: 波音公司
• 主分類號: B64C3/18
• 分類號: B64C3/18;B64C3/26;B64F5/10
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 李佳佳

一種結構復合翼型件，包括主要結構元件、限定結構復合翼型件的后緣的輔助結構元件以及限定結構復合翼型件的前緣的前緣蒙皮面板。主要結構元件包括上蒙皮面板、下蒙皮面板和前C形通道翼梁。前C形通道翼梁的第一通道面向結構復合翼型件的前緣，并且前C形通道翼梁的上凸緣與前C形通道翼梁的細長跨度部形成銳角。前緣蒙皮面板與主要結構元件的前緣區域相鄰定位，前緣蒙皮面板的第一端部區域聯接至前C形通道翼梁的上凸緣，并且第二端部區域聯接至前C形通道翼梁的下凸緣。

技術領域

本公開總體上涉及結構復合翼型件和相關方法。

背景技術

飛機(包括固定翼飛機和旋翼飛機)采用各種空氣動力學控制表面，諸如副翼、空氣制動器、升降舵、襟翼、方向舵、縫翼、擾流板等。通過操縱一個或多個空氣動力學控制表面，飛行員可以諸如在起飛、爬升、下降和著陸期間控制飛機產生的升力，以及飛機圍繞其俯仰、橫滾和偏航軸線的取向。例如，固定翼飛機的機翼的后緣通常包括一個或多個襟翼，該襟翼可在縮回位置和伸展位置之間移動。在巡航時，襟翼通常保持在縮回位置。當伸展時，襟翼增加機翼的外傾角(camber，彎度)。因此，在起飛、爬升、下降或著陸期間，襟翼可以部分或全部伸展，以增加最大升力系數并有效地降低飛機的失速速度。所述空氣動力學控制表面通常是由復合材料形成的翼型件，并且因此在本文中被稱為結構復合翼型件。

結構復合翼型件(諸如襟翼)具有空氣動力學截面輪廓，該輪廓通常通過將鄰近結構復合翼型件的前緣和后緣二者的上蒙皮聯接至下蒙皮而形成。例如，在內側和外側襟翼的傳統構造中，襟翼的主要結構元件通過將上蒙皮和下蒙皮聯接至三個翼梁來限定，該三個翼梁延伸襟翼的寬度。結構復合翼型件的前緣(通常包括牛鼻形狀)和后緣(逐漸變細為薄截面)通常在主要結構元件的外側，從而形成襟翼的相應輔助結構元件。各種緊固件和部件(例如，拼接帶和/或螺母板)用于將上下蒙皮固定到翼梁和形成襟翼的其它結構。大量的緊固件可增加成本、制造周期時間以及所產生的組件的重量。因此，本領域技術人員繼續致力于改進結構復合翼型件及其制造的研究和開發工作。

發明內容

如本文公開的結構復合翼型件和形成所述結構復合翼型件的相關方法可以減少緊固件數量，改善翼型件空氣動力學表面和/或簡化結構復合翼型件的制造工藝。

根據本公開的結構復合翼型件的示例包括主要結構元件、限定結構復合翼型件的后緣的輔助結構元件以及限定結構復合翼型件的前緣的前緣蒙皮面板。結構復合翼型件具有前緣和后緣，并且主要結構元件從前緣區域延伸到后緣區域。主要結構元件的前緣區域與結構復合翼型件的前緣相鄰。

主要結構元件包括上蒙皮面板、下蒙皮面板和前C形通道翼梁。在上蒙皮面板和下蒙皮面板之間限定內部容積。前C形通道翼梁包括聯接至上蒙皮面板的上凸緣和聯接至下蒙皮面板的下凸緣。前C形通道翼梁的第一通道面對結構復合翼型件的前緣，并且上凸緣與前C形通道翼梁的細長跨度部形成銳角。

前緣蒙皮面板與主要結構元件的前緣區域相鄰定位，其中，前緣蒙皮面板的第一端部區域聯接至前C形通道翼梁的上凸緣，其中，前緣蒙皮面板的第二端部區域聯接至前C形通道翼梁的下凸緣，并且其中，前緣蒙皮面板具有牛鼻形狀。

還公開了組裝此類結構復合翼型件的方法。在此類方法中，上蒙皮面板聯接至前C形通道翼梁的上凸緣，下蒙皮面板聯接至前C形通道翼梁的下凸緣，使得在上蒙皮面板和下蒙皮面板之間限定內部容積，以及前緣蒙皮面板聯接至前C形通道翼梁。例如，前緣蒙皮面板的第一端部區域聯接至前C形通道翼梁的上凸緣，并且前緣蒙皮面板的第二端部區域聯接至前C形通道的下凸緣。

附圖說明

圖1是根據本公開的可包括一個或多個結構復合翼型件的設備的示意圖。

圖2是根據本公開的結構復合翼型件的示例的示意性側視圖。

圖3是形成在下蒙皮面板中的整體Z形翼梁的側視圖。

圖4是形成在上蒙皮面板中的整體Z形翼梁的側視圖。