专利名称：支撑组件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种在襟翼从飞行器的机翼展开期间用于引导机翼上的襟翼的支撑 组件。所述组件包括轴承，该轴承能够在大运动范围内引导并支撑所述襟翼。
背景技术：
飞行器上的襟翼在该襟翼的每端处附接到机翼。襟翼端支撑件必须允许所述襟翼 具有多个运动自由度，同时在整个运动期间支撑所述襟翼。襟翼在展开和装载期间的主要 运动方向可能要求其遵循弓形路径。然而，除了其主要运动方向之外，也可能由于例如因机 翼弯曲造成的未对准而发生沿其它方向的次要运动，所述机翼弯曲可导致机翼组件的长度 的轴向变化，所有这些必须在襟翼支撑件中进行调节。在较大的飞行器中，襟翼在展开期间可能需要遵循较不常见的且经常变化的三维 弧形运动，使得它们在完全展开时沿着与穿过襟翼气流方向基本垂直的方向横向(即，在 沿机翼延伸的方向上)有效地延伸，并且因此处于通常被称作“流向(streamwise)”的位 置。对以下襟翼来说情况尤其如此襟翼朝机翼的远离机身的外侧端定位，并且由于安装襟 翼的机翼的后缘的锥形性质因此在装载时襟翼不沿机翼的垂直于气流方向的方向在横向 上延伸。在襟翼朝机翼的较靠近机身的内侧端定位的情况下该问题较不明显，因为该襟翼 在装载时可以基本在沿机翼并垂直于机翼上的气流方向的横向方向延伸。因此，可以使内侧襟翼在展开期间遵循二维路径，以保持流向位置。传统上，用于支撑襟翼一端的传统结构包括使用摇臂组件的复杂的导轨和托架。 尽管其允许襟翼有多个运动自由度，但因为其需要大量部件因此复杂。其体积也致使电气 系统线路困难并且使重量增加。已提出设置这样的导轨，该导轨成形为能够使沿所述导轨行进的托架遵循在三维 上具有方向分量的路径。该导轨既可被安装在机翼结构内的工作架肋上，也可被安装在襟 翼自身的一端。尽管该方案能够减少部件数量，但是成形为能够使托架在三维上遵循导轨 的导轨是一种制造复杂且昂贵的结构，且难以实现精确检查以确保其精确地形成特定尺 寸。还发现，遵循三维导轨的多滚柱轴承因抵靠导轨表面的轴承的磨损和/或轴承经过轨 迹表面打滑而暴露于较高的载荷下，并且更加趋于卡住并经受更高的磨损率，尤其是当因 不常见的负载模式而发生襟翼未对准的时候。即使提供足够的故障保护部件以确保连续操作而不用考虑任何主要部件失效，也 存在以上所提出的各个问题。本发明旨在提供一种支撑组件，该支撑组件基本克服或减轻了上述的问题和缺 点，并且对于现有方案在降低复杂性、减小物理尺寸和减轻重量方面具有相当多的优点。
发明内容
根据本发明，提供一种在飞行器机翼上的襟翼展开期间用于引导所述襟翼的支撑 组件，该支撑组件包括限定二维路径的导轨；具有纵向轴线的筒状轴承从动件，该筒状轴4承从动件被限制成在所述襟翼展开期间遵循所述路径；轴，该轴从所述轴承从动件延伸； 以及球面轴承，该球面轴承联接所述轴的一端与所述轴承从动件，使得当所述轴承从动件 沿所述导轨行进时，所述轴承从动件可绕该轴承从动件的所述纵向轴线相对于所述轴旋 转，所述球面轴承还能够使所述轴绕所述球面轴承的中心角度旋转，使得由所述组件支撑 的襟翼沿多个方向自由运动。 本发明的所述支撑组件提供使襟翼在飞行器上展开的同时产生的所需要的所有 自由度，诸如行进弧、翼弯曲错配和需要实现流向运动的不常用襟翼展开方法。
所述轴承从动件优选地包括筒状轴承壳体。在优选实施方式中，所述轴承从动件 和所述导轨的大小使得所述轴承从动件在展开期间沿所述导轨自由滚动，由此使所述从动 件的跨过所述导轨的表面的打滑或摩擦最小，该打滑和摩擦会导致磨损率增大。理想地，所 述轴承壳体的直径略小于所述侧壁的所述内表面之间的距离。通过所述轴承从动件施加至 所述导轨的负载将推动所述轴承壳体与所述侧壁中的一个接触，并且所述轴承从动件将沿 所述侧壁的所述表面滚动。然而，应了解，在所述轴承壳体与另一个侧壁之间无任何间隙的 情况下，所述壳体将摩擦另一侧壁，而使摩擦和磨损率增大。所述间隙可大约为0. 5mm。在优选实施方式中，所述轴承壳体和所述导轨包括主引导元件，所述主引导元件 彼此协作，以将所述轴承壳体定位在所述导轨内。所述主引导元件可以理想地分别包括一对间隔开的平行轨道和一对对应地间隔 开的平行槽。所述槽和所述轨道彼此相配合，使得当所述轴承从动件旋转时其沿所述导轨 被引导。所述轨道最优选地形成在所述轴承壳体的外表面上，使所述槽切入所述导轨的表 面中。然而，所述轨道还可以形成在所述导轨中，在该情况下，所述槽形成在所述轴承壳体 的表面中。在优选实施方式中，所述轨道的高度小于所述槽的深度，以确保所述轴承壳体与 所述导轨之间的主要接触区域通过所述轴承壳体的远离所述槽/脊的外表面。这确保负载 跨过轴承壳体的宽度分布，而不是仅分布在脊与槽之间，所述脊与所述槽仅旨在提供当轴 承从动件沿导轨行进时引导该轴承从动件的手段。旨在使所述脊与所述槽之间无载荷或者 传递较小的载荷，从而使所述脊失效的可能性最小。在一个优选实施方式中，所述导轨包括后壁和一对面对的侧壁。所述轴承壳体因 此可被限制这些侧壁之间，以使其仅沿被限定于所述侧壁之间的路径运动。有利地，所述导轨在两端处打开。在所述轴承壳体或所述导轨的部分损坏的情况 下，任何松散件将通过所述打开端离开所述导轨，由此防止阻碍所述轴承壳体沿所述导轨 继续运动。在另一个实施方式中，所述导轨包括后壁和从所述后壁延伸的单一侧壁。这表 示第一实施方式的半导轨形式。设置保持元件，以抵靠所述侧壁保持或捕获所述轴承壳体， 使得其沿由所述侧壁限定的所述路径前进，并且防止所述轴承壳体在飞行中可能经历的撞 击、硬着陆或瞬时重负载的情况下脱轨。在具有两个侧壁的所述实施方式中，所述导轨优选具有唇缘，该唇缘从每个侧壁 朝所述面对的侧壁悬垂，每个唇缘均用作副引导元件，以在所述主引导元件失效的情况下， 引导所述轴承从动件在所述导轨内运动。在所述槽和所述轨道彼此协作的正常使用期间， 所述轴承壳体与所述副引导元件间隙开，从而在所述轴承壳体与所述导轨之间无增大的摩擦。优选地，所述轴承从动件包括被固定接收在所述轴承壳体内的筒状故障保护辊元 件。理想地，所述故障保护辊元件在所述轴承壳体内为干涉配合。所述故障保护辊元件可方便在一端处关闭，从而当所述轴承组件被接收于所述导 轨内时，关闭所述轴承壳体的位于与所述导轨的所述后壁相邻的一端。在优选实施方式中，所述导轨的所述面对的侧壁的各唇缘之间的距离小于接收在 所述轴承壳体内的所述故障保护辊元件的直径。这确保在所述轨道和所述槽分离或损坏的 情况下，所述轴承壳体不从所述导轨脱出。所述轴承从动件优选地包括位于所述轴承壳体内的轴承壳套。该轴承壳套限定具 有部分球面的凹形轴承表面的凹入轴承元件。所述轴承壳套可包括两个轴承滚道部，该两 个轴承滚道部在被接收在所述轴承壳体内时彼此抵接。在优选实施方式中，所述轴承壳套被接收在所述故障保护辊元件内。所述支撑组件优选地包括将所述轴承壳套保持在所述故障保护辊元件内的夹紧 环。优选地，径向向内延伸的边缘从所述轴承壳体的弯曲表面的前缘悬垂，以在所述 轴承壳体的与由所述故障保护辊元件关闭的所述一端相对的一端中限定开口。所述边缘的 尖端优选地成形为使得所述孔的形状为部分圆锥形，从而其沿轴向朝所述壳体的内部向内 逐渐变窄。在一个实施方式中，所述边缘具有面向内的表面，以接收所述故障保护辊元件的 远离该故障保护辊元件的关闭端的前端。所述轴承壳体的所述边缘的所述面向内的表面可成形为与所述故障保护辊元件 中的所述夹紧环配合。优选地，所述轴包括第一外轴部和由所述外轴部套设的第二内轴部。有利地，在所 述第一轴部和所述第二轴部之间存在小的间隙，使得除非所述第一外轴部失效，否则在所 述第二内轴部上不施加负载。在一个实施方式中，在所述轴的远离所述轴承从动件的一端处设置锁定环，以将 所述外轴和所述内轴锁定在一起。所述外轴优选地具有凸出轴承部，该凸出轴承部由所述轴承壳体内的部分球面的 凸形轴承表面限定。在一个实施方式中，所述部分球面的凸形轴承表面被布置成面向由所述轴承壳套 提供的所述部分球面的凹形轴承表面。所述轴承表面优选地彼此间隔开，并且在所述轴承表面之间的所述空间中布置滚 柱轴承元件。所述滚柱轴承元件优选地包括可旋转地接收在轴承保持架内的多个球面滚柱轴 承，所述球面滚柱轴承的直径基本等于所述面向的轴承表面之间的距离，使得当在所述轴 承从动件沿所述导轨行进时该轴承从动件绕该轴承从动件的所述纵向轴线相对于所述轴 旋转时，并且当所述轴绕所述球面轴承的中心角旋转时，它们与两个轴承表面接触并且在 两个表面上滚动。在一个实施方式中，所述轴承壳套可包括凹部，所述轴承保持架包括突舌，该突舌位于所述凹部中，以将所述轴承保持架保持在所述轴承表面之间的所述空间中的合适位置。在一个实施方式中，在所述轴上安装直线轴承元件，以允许所述襟翼的所述一端 和所述轴承从动件之间在沿所述轴延伸的轴向上相对运动。在优选实施方式中，所述直线轴承元件构造成用于附接到飞行器机翼上的襟翼， 并且所述导轨构造成用于附接到飞行器机翼的结构部件。根据本发明，还提供一种具有由根据本发明的支撑组件支撑的襟翼的飞行器机 翼，其中，所述导轨安装到机翼，并且所述轴上的所述直线轴承元件安装到所述襟翼。根据本发明的可选方面，还提供一种具有由根据本发明的支撑组件支撑的襟翼的 飞行器机翼，其中，所述导轨安装到所述襟翼，并且所述轴上的所述直线轴承元件安装到所 述机翼。
现在将仅通过实施例参照附图描述本发明的实施方式，附图中图1是本发明的实施方式的立体图，该实施方式包括导轨、位于导轨中的轴承从 动件和承载从轴承从动件延伸的直线轴承的轴；图2是通过如图1所示的导轨、轴承从动件和轴的侧剖视图；图3是图2的侧剖视图，但轴已围绕点“X”在图的平面中进行了旋转；图4是图1和2中所示的轴承从动件和轴组件的分解立体图；图5是具有经修改的L形导轨的可选实施方式的第一立体图；图6是图5中所示的可选实施方式的第二立体图；图7是再一个可选导轨的实施方式的立体图，其中导轨限定局部旋转的扫掠轮 廓；图8是图7的可选导轨的实施方式的端视图；以及图9示出在将直线轴承安装到与飞行器机翼的端部襟翼相连接的延伸臂的情况 下，附接到形成飞行器机翼的结构的工作架肋的导轨。
具体实施例方式现在参照附图，图1中示出了支撑组件1的立体图，在襟翼42展开期间，该支撑组 件用于引导襟翼42的位于飞行器机翼41上的一端(参见图9)。支撑组件1包括成弓形的 导轨2，该导轨2两端开口，并且具有由后壁3和两个弯曲的侧壁4、5限定的大体为“C”形 的截面轮廓，该两个弯曲的侧壁彼此平行，并且向后壁3的前方延伸。每个侧壁4、5的前边 缘均终止于朝相对的侧壁4、5向内延伸的唇缘6。一组凸缘10从上侧壁4的后边缘竖立， 以使导轨2能够被固定地附接到飞行器机翼41的工作架肋或内机翼结构40 (参见图9)，或 者例如利用穿过各凸缘10中的孔11的螺栓(未示出)而被固定地附接到襟翼或襟翼的延 伸部。在每个侧壁4、5的内表面上还形成一对间隔开的平行槽8、9，该对平行槽延伸过 导轨2的整个长度。导轨2还具有位于每个侧壁4、5上的唇缘6之间的开口前部或口部7。导轨2限定这样的弓形路径，该弓形路径仅在二维方向延伸，并且因此与限定三7维路径的导轨相比，不造成任何明显的加工难度或公差检验问题。在导轨2中定位具有轴承壳体13的筒状轴承从动件12，该筒状轴承从动件的大小 使得其可围绕其在图2中的纵向轴线A-A自由地旋转，从而在正常使用时沿导轨2滚动而 不打滑，因为其在襟翼展开运动期间遵循由导轨的形状限定的二维路径。轴承壳体13在其外表面上形成有一对周向延伸的、间隔开的平行脊或轨道14，并 且各脊14与在导轨2的每个侧壁4、5中形成的槽8、9中的对应一个配合。脊14与槽8、9 的接合作为用于轴承从动件12的主引导元件。脊14在槽8、9中的接合将轴承从动件12 限制在导轨2内，使其被限制成沿由导轨2限定的二维路径滚动。因此，轴承从动件12保 持约束在导轨2中，并且仅可通过导轨2的开口端中的一端从导轨2移除。为了确保在正 常使用期间轴承从动件12不经由所述开口端从导轨2脱出，而将导轨的长度选择为使其比 轴承从动件12在襟翼42展开期间沿导轨2在两个方向上的最大运动范围长。脊14的高度小于槽8、9的深度，以确保轴承壳体13与导轨2之间的主要接触区 域通过轴承壳体13的远离槽8、9/脊14的外表面。这确保负载在轴承壳体13的宽度上分 布，而不是仅分布在脊14与槽8、9之间，脊14与槽8、9仅旨在提供当轴承从动件12沿导 轨2行进时引导该轴承从动件12的手段。旨在使脊14与槽8、9之间无载荷传递或者传递 较小的载荷，从而使脊14的失效的可能性最小。槽和轨道最终被设计成抵抗轴向载荷，从 而通过直线轴承元件调节所有轴向运动。应了解，脊14与对应的槽8、9的轮廓可以采取许多不同的形式。设想的是脊14 与槽8、9的侧表面可以倾斜。例如，角度α (参见图2)可以大约为近似15度。然而，设想 的是该角度可以在0至45度之间变化。尽管所示的实施方式示出了在轴承壳体13中形成脊14并且在导轨2中形成对 应的槽8、9，但设想的是脊14可相反地形成在轴承壳体13的外表面上，而槽8、9形成在导 轨2中。另外，尽管已发现两个协作的槽8、9和脊14是优选的，因为当轴承从动件沿导轨 2行进时，这样使该轴承从动件因反常振动或晃动作用而引起的不稳定性最小，但也可以仅 具有一个或两个以上的协作的槽8、9与脊14。在组装之前，轴承壳体13在其内端处，即，当轴承从动件12被接收在导轨2中时 位于最靠近导轨2的后壁3的一端处开口。轴承壳体13的另一端(外端)还具有开口 17， 但是该开口的直径小于轴承壳体13的内端处开口的直径，因为轴承壳体13的壁具有径向 向内延伸的边缘18。该边缘的端面17a优选地成形为使孔的形状为局部锥形，从而其因以 下将要说明的原因沿轴向朝壳体的内部向内逐渐变窄。在组装期间，故障保护辊元件19插入穿过轴承壳体的开口内端，使得其套在轴承 壳体13内。故障保护辊元件19成杯形，因此，其底壁19a靠近轴承壳体13的与导轨2的 后壁3相邻的内端。为了将清楚的原因，在底壁19a的内表面上形成凹陷19b。故障保护辊 元件19是轴承壳体13内的紧摩擦或干涉配合，从而它们彼此固定联接。如从下列说明将 清楚，故障保护辊元件19的作用是为了确保轴承从动件12保持约束在导轨2内，并且继续 保持其功能，而与轴承壳体13的失效无关。如从图2和3还可以看出，轴承壳体13还包括接收在故障保护辊元件19内的第 一轴承滚道部20a和第二轴承滚道部20b。轴承滚道部20a、20b —起形成轴承壳套20，并 且轴承壳套20的内表面具有部分球面凹形或凹入的轴承表面21。一旦将轴承滚道部20a、20b插入故障保护辊元件19中，则轴承滚道部20a、20b被与故障保护辊元件19的内表面接 合的夹紧环22限制在故障保护辊元件19内。轴承壳体的边缘18具有面向内的表面18a，该面向内的表面18a成形为与夹紧环 22的形状一致，从而当将故障保护辊元件19接收在轴承壳体13内时，夹紧环22支靠形成 部 18a。轴23的一端接收在轴承壳体13中，并且通过夹紧环22、开口 17并通过导轨2的 口部7从该轴承壳体延伸。轴23具有硬化的管状外部或主轴部M和由该外部M套设的 较易延展的内故障保护部25。在正常操作期间，除了为使润滑流体沿内轴25通到轴承壳体 13的内部而提供轴向延伸管道沈之外，内轴部25的作用很小，润滑流体可通过在内轴25 的远离轴承壳体13的一端处的油嘴27供应到管道26。在外轴M失效的情况下，内轴25 承载负载，并且确保组件继续充分地作用，直到可以更换外轴M时为止。内轴部25和外轴 部M优选地由沿轴M、25的长度延伸的间隙2 分开。内故障保护轴25的外表面具有沿轴25的长度延伸的平坦区域观(参见图4)，并 且外轴M的壁具有对应的平坦区域四。当内轴25在外轴M内滑动时，平坦区域观、四相 互协作，以防止主轴M和故障保护轴25相对旋转。故障保护轴25比主轴M长，并且定位成在每端处伸出外轴M外。在轴承壳体13 中，故障保护轴25的一端具有一体形成的凸缘25a，该凸缘在外轴M的一端上径向延伸，以 防止外轴M滑出内轴25的一端外。在另一端，环形锁紧螺母27a还将主轴M与故障保护 轴25锁定在一起，以防止它们之间的相对轴向运动。外轴M的壁具有位于轴承壳体13内的直径变大的球状头部30，该球状头部30具 有部分球面的凸形或凸出的外轴承表面31，该外轴承表面与由轴承壳套20限定的部分球 面的凹形或凹入的内轴承表面21相对应。在外轴M的直径变大的头部30的部分球面外 表面31与轴承壳套20的部分球面内表面21之间形成空间32，在空间32内接收球轴承阵 列33。球轴承32被限制在支撑架34内。支撑架34和球轴承阵列33事实上漂浮在头部30与轴承壳套20之间的空间32 内，但支撑架34还设置有用于接合在对应的成形槽中的周向延伸肋35 (在图2中可见，但 最清楚地在图4中示出)，该周向延伸肋形成在轴承壳套20的各轴承滚道部20a、20b之间， 以捕获支撑架33，从而使支撑架自身保持固定。轴承从动件12包括轴承壳体13、故障保护辊元件19、轴承壳套20和保持环22，并 与球轴承阵列32、支撑架33和主轴M上的头部30 —起形成球面轴承组件。该球面轴承组 件允许襟翼在展开期间径向运动，并且还允许轴承从动件12相对于所述轴围绕其纵向轴 线A-A旋转，而与轴M的取向无关，从而其在正常操作期间沿导轨2滚动。球面轴承组件 能够不受限制地自由运动，即，轴M绕球面轴承组件的中心在所有方位中角旋转，该运动 仅由轴M与轴承壳体13相撞所在的最大角度限定。还应了解，所述轴还可以相对于轴承 壳体绕其纵向轴线旋转，并且轴的旋转可能必须取决于襟翼的展开路径。应了解，轴23和轴承壳体13可在所有方向上(诸如由图2中的箭头“Y”所示和 如图3中所示)绕在图2中由“X”表示的点相对于彼此旋转。点X位于轴承从动件12的 纵向轴线A-A上，并且是由主轴M上的头部30的局部球面外表面和轴承壳套20的局部球 面内表面21的轮廓形成的非理论球面的中心。在图2中，轴M的位置使得轴承从动件12的纵向轴线A-A与轴M的纵向轴线同轴。然而如根据图3将了解，轴承从动件的轴线A-A 现在相对于轴M的纵向轴线A’-A’倾斜。与这些轴线是同轴还是相对于彼此倾斜无关，轴 承从动件12由于球面轴承组件因此仍可相对于轴M绕其纵向轴线A-A旋转。应注意，为 了清楚图3省略了导轨2和衬套35。由于当已达到运动极限时主轴M与轴承壳体13的边缘17a相撞，因此，轴23的 运动的角度极限由主轴M的相对于轴承壳体13的边缘18的端面17a之间的开口直径的 直径确定。轴M的直径越大，轴M的运动弧将越小。应了解，轴M在撞到边缘18之前必 须能够在所有平面内提供大体士23度的角运动，因此，轴M可在30度的运动圆锥弧内有 效地旋转。组件的受应力最多的部件是轴24，因此轴M的弯矩决定给定应用所要求的球面 轴承组件的整体设计和尺寸。如前面所提及的，端面17a优选成形为使得所述孔的形状为 部分圆锥形，从而其沿轴向朝壳体内部向内逐渐变窄，使得在轴M与边缘18之间接触的情 况下，将通过表面17a的圆锥形面接触，由此避免轴M与轴承壳体13之间的任何点接触。 应了解，在正常操作下，表面17a与轴M之间不接触，并且在该设计中结合至少1度的间隙 角，即，由襟翼的几何形状控制运动极限，而不是由支撑组件控制运动极限。在图3中示出 轴M位于其最大极限倾斜角，从该图3清楚，轴M将接触边缘18的倾斜面17a。除了能够使轴承从动件12绕其纵向轴线旋转并且使轴M绕球面轴承的中心“X” 旋转之外，球面轴承组件还能够使轴M相对于轴承从动件12绕其纵向轴线旋转，由此允许 安装到支撑组件的襟翼具有多个运动自由度。已发现，由于所有力(滚动、旋转和轴向力)均通过球面轴承组件的理论中心点 “X”作用，因此，所发生的任何错配被自校正，使得由于轴承组件的球面/滚动功能补偿任 何干扰负载并且在其整个运动中自身连续释放，因此轴承壳体13不可能被卡在导轨2中。 特别是当施加负载时，在水平和竖直平面中具有相同的自对准和自补偿能力。如以上说明，除了轴M绕中心点“X”的角移动之外，当轴承从动件12沿导轨2滚 动时，上述构造还允许轴承从动件12绕其纵向轴线A-A旋转。已发现上述的球面轴承组件使轴承表面之间的内摩擦最小，提高响应性，并且当 轴承壳体沿导轨2行进时，使该轴承壳体13的打滑最小。如以上已提及的，在内故障保护 轴25中设置管道沈，以能够将润滑流体提供到球面轴承组件中的球轴承阵列32，并且故障 保护辊元件19的端壁具有凹陷1%，该凹陷19b提供故障保护轴25的一端与故障保护辊元 件19的端壁之间的空间，以允许润滑流体流入轴承壳体13中，并且润滑球轴承阵列32与 轴承表面21、31。空间19b还在轴M、25的端部之间提供足够的间隙，因此所述轴可绕点X 旋转，而不与故障保护辊元件19的端壁19a接触。径向延伸的油脂通道26a还从管道沈 延伸到直线轴承元件38 (以下说明)，以向直线轴承元件38提供润滑。应了解，润滑管道沈和油脂通道^a构成冲洗润滑系统，使得在迫使新鲜的润滑 油通过在使用后自密封的油嘴27进入管道沈中时，原有的油脂将因轴承运动而主要从开 口滑环36流出。润滑油的该正压冲洗方法去除进入轴承壳体中的污垢。尽管认为滚动元件轴承为优选的，但还预期，还可以使用诸如无润滑PTFE滑动轴 承之类的滑动轴承。滑动轴承会降低在润滑轴承的情况下可能发生的砂粒和污垢进入的风 险。然而，这样的轴承的操作有限，因为轴承从动件由于在无负载和加载的条件下的高转矩 要求因而沿导轨打滑的趋势增大，而导致摩擦增加且构件磨损。10
如果使用滑动轴承，则考虑到可以通过为导轨2提供有齿的齿条元件并且为轴承 壳体13的外表面提供适当的啮合齿，从而在导轨2与轴承壳体13之间提供正向驱动而使 轴承从动件的打滑最小。然而，尽管这会完全消除轴承壳体13在导轨2内的打滑，但其使 复杂性增大，并且不实用，因为在球面轴承组件自身失效的故障保护模式中，可能期望轴承 壳体13沿导轨2打滑的能力。柔性橡胶套35在轴承壳体13中的开口 17上延伸，并且绕轴M延伸，从而防止灰 尘或污物进入球面轴承组件中。橡胶套35利用开口滑环36安装到轴24，以防止橡胶套35 在襟翼42展开期间因轴M的任何旋转而扭曲。橡胶套35附接到轴承壳体13的径向向内 延伸的边缘18的外表面18b上的钩形形成物37上。直线轴承元件38安装在主轴M的从轴承壳体13延伸的一部分上。直线轴承元 件38优选为再循环的直线球轴承，但其也可以是滑动轴承或者其它一些类型的滚动元件 轴承。直线轴承元件38允许轴M与飞行器的安装该直线轴承元件38的部分之间(不管 其是襟翼的一部分还是机翼结构的一部分)沿轴M的长度在轴线方向上相对运动，并且旨 在调节错配和机翼组件中的因翼弯曲引起的长度变化。直线轴承38具有与外轴M的变平 壁部四相配的变平内表面39，从而该直线轴承不能相对于外轴M旋转，所有旋转力均通过 球面轴承组件调节。在可选实施方式中，可以在内轴与外轴之间设置直线轴承，从而使内轴与外轴相 对于彼此滑动，以允许襟翼与飞行器机翼之间的轴向距离变化。例如，外轴可以形成球面轴 承组件的一部分或者仅在球面轴承组件内延伸，并且直线轴承元件可被布置在球面轴承组 件内的外轴与内轴之间，从而使内轴相对于外轴通过球面轴承组件轴向滑动。必须在内轴 的一端与故障保护辊元件19的端壁之间设置另外的间隙，使得轴的一端在内轴沿轴向相 对运动期间可从球面轴承组件进一步突出。然而，优选的是将内轴和外轴保持在固定的相 对位置上，从而内轴仅在外轴失效的情况下使用，由此提供故障保护。应了解，直线轴承38的轴线与轴M的延伸通过球面轴承组件的理论中心点“X” 的轴线同轴。预期直线轴承元件38需要能够适应20KN的力和士23mm的翼弯曲延伸/压 缩，因此，应了解，尽管可以设计较大的负载和运动范围，但在轴承设计内给定46mm的侧向 运动。图7和8中示出了用于导轨2的另一可选形状。在该实施方式中，导轨2具有大 体的后掠或旋转轮廓。然而，尽管看到导轨2沿三维延伸的明显错觉，但导轨2仍仅限定二 维路径。这可从图8更容易地理解，图8示出直接在导轨2的一端处所看的图，即沿图7中 的箭头“X”的方向所看的图。如从图7和8还可以看到，45度的延伸臂49安装到附接于襟 翼端的直线轴承元件38。已针对结合到设计中的各种故障保护特征进行了说明，这些故障保护特征确保即 使主要构件中的一个损坏或失效支撑组件也继续执行其功能。例如，导轨2在两端向左打 开，从而，在轴承13失效且损坏的情况下，碎片也会因导轨2的弓形形状而通过开口端脱出 导轨2。因此，将不阻碍或阻止其余的组件沿导轨2运动。如以上已提及的那样，故障保护辊元件19确保如果轴承壳体13失效，则故障保护 辊元件19也将继续提供轴承壳体13的功能，并且还沿导轨2滑动或打滑，而与槽8、9和脊 14的协作与否无关。然而，应了解，提供故障保护辊元件19是任选的，并且轴承滚道部20a、20b可被直接接收在轴承壳体13内。还应了解，即使在脊14与槽8、9之间无协作的情况下，轴承壳体13仍将沿导轨2 行进，并且在脊14损坏的情况下，打滑程度旨在作为故障保护。另外，导轨2的后壁3作为 引导表面，从各侧壁4、5延伸的唇缘6作为副引导元件，以在脊14故障的情况下将轴承壳 体13引导并保持在导轨2内。如从图2可以看出，轴承壳体13的宽度小于后壁3与唇缘 6之间的距离，从而在脊14位于槽8、9中时的正常操作下，轴承壳体13既不接触后壁3也 不接触从导轨2的各侧壁4、5悬垂的唇缘6。应了解，轴承壳体13的各侧壁4、5上的唇缘6从侧壁4、5的前缘彼此相向地向内 延伸到即使轴承壳体31损坏和脱出故障保护辊元件19也不会从导轨脱出的程度，因为其 由延伸到故障保护辊元件19的端部之外的唇缘6保持在导轨2内。直线轴承元件38优选地具有内直线轴承壳体和外直线轴承壳体，从而如果一个 壳体失效，则另一个壳体也将承载所述负载。另外，如以上已描述的那样，在主轴M失效的 情况下，内故障保护轴25将取代地承载所述负载，应了解主轴M可以不具有故障保护，并 且因此可以是单一轴，而不是套在另一个轴内的轴。在可选实施方式中，如图5和6中所示，导轨2可以呈“L”形。在该实施方式中， 因为下侧壁5通常仅用于将轴承壳体13限制在导轨2内，并且由轴承从动件12施加到导 轨2的所有负载穿过上侧壁4，因此省略该下侧壁。为了确保轴承壳体13不会从导轨2脱 出，而在后壁3中形成弓形槽45，捕获元件46延伸通过槽45并且与轴23的一端连接。捕 获元件46可在槽45内滑动，并且抵靠形成于上侧壁4中的导轨2保持轴承从动件12。在优选实施方式中，导轨2安装到机翼41的诸如工作架肋的内部结构40 (参见图 9)，并且由轴M承载的直线轴承元件38安装到端部襟翼或自身为襟翼端42a的延伸部的 延伸臂48。然而，还可预期，导轨2可被安装到襟翼42，在该情况下，轴M的自由端将被安 装到机翼的结构构件40上。从前述说明应了解，本发明的支撑组件的球面轴承组件与二维导轨一起能够使襟 翼42在展开期间在其沿三维路径前进时被引导。与直线轴承组件38 —起，便于使襟翼42 在飞行器上展开的同时产生所需要的所有自由度，诸如行进弧、翼弯曲错配和需要实现流 向运动的不常用襟翼展开方法。本发明主要旨在使用于支撑大的亚音速客机上的机翼上的外侧襟翼的一端，但预 期还能够使用于其它襟翼展开系统或者包括摆动翼应用或者甚至前缘升高装置或者辅助 翼以及“D”形鼻部向内或向外端支撑件的翼设备移动件。将认识到，仅通过实施例进行前述说明，并且在不偏离所附权利要求的范围的情 况下可对本发明的支撑组件进行修改。1权利要求
1.一种在飞行器机翼上的襟翼展开期间用于引导所述襟翼的支撑组件，该支撑组件 包括限定二维路径的导轨；具有纵向轴线的筒状轴承从动件，该筒状轴承从动件被限制 成在所述襟翼展开期间遵循所述路径；轴，该轴从所述轴承从动件延伸；以及球面轴承，该 球面轴承将所述轴的一端与所述轴承从动件联接，使得当所述轴承从动件沿所述导轨行进 时，所述轴承从动件可绕该轴承从动件的所述纵向轴线相对于所述轴旋转，所述球面轴承 还能够使所述轴绕所述球面轴承的中心点进行角旋转，使得由所述组件支撑的襟翼沿多个 方向自由运动。
2.根据权利要求1所述的支撑组件，其中，所述轴承从动件包括筒状轴承壳体。
3.根据权利要求2所述的支撑组件，其中，所述轴承壳体和所述导轨都包括主引导元 件，所述主引导元件彼此协作，以将所述轴承壳体定位在所述导轨内。
4.根据权利要求3所述的支撑组件，其中，所述引导元件分别包括一对间隔开的平行 轨道和一对对应地间隔开的平行槽。
5.根据权利要求4所述的支撑组件，其中，所述轨道的高度小于所述槽的深度，从而所 述轴承壳体在所述导轨的长度的相当大的部分上与所述导轨接触。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的支撑组件，其中，所述导轨包括后壁和一对面对 的侧壁，所述轴承壳体被限制成使其仅沿被限定于所述侧壁之间的路径运动。
7.根据权利要求6所述的支撑组件，其中，所述导轨在两端处开口。
8.根据权利要求2至5中任一项所述的支撑组件，其中，所述导轨包括后壁；从所述 后壁延伸的单一侧壁；以及保持元件，该保持元件抵靠所述侧壁保持所述轴承壳体，使得所 述轴承壳体沿由所述侧壁限定的所述路径前进。
9.根据权利要求6或权利要求7所述的支撑组件，其中，所述导轨具有唇缘，该唇缘从 每个侧壁朝所述面对的侧壁悬垂，每个唇缘均用作副引导元件，以在所述主引导元件失效 的情况下，所述副引导元件引导所述轴承从动件在所述导轨内运动。
10.根据权利要求9所述的支撑组件，其中，所述轴承从动件包括被固定地接收在所述 轴承壳体内的筒状故障保护辊元件。
11.根据权利要求10所述的支撑组件，其中，所述故障保护辊元件在一端处关闭。
12.根据权利要求10或权利要求11所述的支撑组件，其中，所述导轨的所述面对的侧 壁的各唇缘之间的距离小于接收在所述轴承壳体内的所述故障保护辊元件的直径。
13.根据权利要求2至12中任一项所述的支撑组件，其中，所述轴承从动件包括轴承壳 套，该轴承壳套位于所述轴承壳体内，并且限定了部分球面的凹形的凹入轴承表面。
14.根据权利要求13所述的在从属于权利要求10至12中任一项时所述的支撑组件， 其中，所述轴承壳套被接收在所述故障保护辊元件内。
15.根据权利要求14所述的支撑组件，该支撑组件包括将所述轴承壳套保持在所述故 障保护辊元件内的夹紧环。
16.根据权利要求15所述的支撑组件，其中，所述轴承壳体具有从前缘悬垂的径向向 内延伸的边缘，以在所述轴承壳体的与由所述故障保护辊元件关闭的所述一端相对的一端 中限定开口。
17.根据权利要求16所述的支撑组件，其中，所述边缘具有面向内的表面，该面向内的 表面成形为接收所述故障保护辊元件的远离其关闭端的前端。
18.根据权利要求17所述的支撑组件，其中，所述轴承壳体的所述边缘的所述面向内 的表面成形为与所述故障保护辊元件中的所述夹紧环配合。
19.根据权利要求16至18中任一项所述的支撑组件，其中，所述轴承壳体的所述一端 中的所述开口的形状为部分圆锥形。
20.根据前述任一权利要求所述的支撑组件，其中，所述轴包括第一外轴部和由所述外 轴部套设的第二内轴部。
21.根据权利要求20所述的支撑组件，其中，所述内轴和所述外轴相对于彼此固定。
22.根据权利要求21所述的支撑组件，该支撑组件包括位于所述轴的远离所述轴承从 动件的一端处的锁定环，以将所述外轴和内轴锁定在一起。
23.根据前述任一权利要求所述的支撑组件，其中，所述轴具有位于所述轴承壳体内的 部分球面凸形的凸出轴承表面。
24.根据权利要求23所述的从属于权利要求13至18中任一项时所述的支撑组件，所 述部分球面的凸形的凸出轴承表面被布置成面向由所述轴承壳套提供的所述部分球面的 凹形的凹入轴承表面。
25.根据权利要求M所述的支撑组件，其中，所述轴承表面彼此间隔开。
26.根据权利要求25所述的支撑组件，其中，在所述轴承表面之间的所述空间中布置 滚柱轴承元件。
27.根据权利要求沈所述的支撑组件，其中，所述滚柱轴承元件包括可旋转地接收在 轴承保持架内的多个球面滚柱轴承，所述球面滚柱轴承的直径基本等于面向的轴承表面之 间的距离，使得当在所述轴承从动件沿所述导轨行进时该轴承从动件绕该轴承从动件的所 述纵向轴线相对于所述轴旋转时，当所述轴相对于所述轴承从动件绕其纵向轴线旋转时， 并且当所述轴绕所述球面轴承的中心旋转时，所述球面滚柱轴承与两个轴承表面接触并且 在两个表面上滚动。
28.根据权利要求27所述的支撑组件，其中，所述轴承壳套包括凹部，所述轴承保持架 包括突舌，该突舌位于所述凹部中，以将所述轴承保持架保持在所述轴承表面之间的所述 空间中就位。
29.根据前述任一权利要求所述的支撑组件，该支撑组件包括安装在所述轴上的直线 轴承元件，以允许所述襟翼的所述一端和所述轴承从动件之间在沿所述轴延伸的轴向上的 相对运动。
30.根据权利要求四所述的支撑组件，其中，所述直线轴承元件构造成用于附接到飞 行器机翼上的襟翼，并且所述导轨构造成用于附接到飞行器机翼的结构部件。
31.一种具有由根据权利要求30所述的支撑组件支撑的襟翼的飞行器机翼，其中，所 述导轨安装到飞行器机翼的结构部件，并且所述轴上的所述直线轴承元件安装到所述襟翼。
32.—种具有由根据权利要求四所述的支撑组件支撑的襟翼的飞行器机翼，其中，所 述导轨安装到所述襟翼，并且所述轴上的所述直线轴承元件安装到所述机翼。
33.一种基本如参照附图的以上描述的上述任一权利要求所述的支撑组件。
全文摘要
一种在飞行器机翼(41)上的襟翼(42)展开期间用于引导襟翼的支撑组件(1)。该支撑组件包括限定二维路径的导轨(2)；具有纵向轴线的筒状轴承从动件(12)，该筒状轴承从动件被限制成在襟翼展开期间遵循所述路径；轴(23)，该轴从所述轴承从动件延伸；以及球面轴承，该球面轴承联接所述轴的一端与所述轴承从动件，使得当所述轴承从动件沿所述导轨行进时，所述轴承从动件可绕该轴承从动件的所述纵向轴线相对于所述轴旋转。所述球面轴承还能够使所述轴相对于所述轴承从动件绕其纵向轴线旋转，并且使所述轴绕所述球面轴承的中心点旋转，使得襟翼沿多个方向自由运动。
文档编号B64C9/16GK102046466SQ200980120487
公开日2011年5月4日 申请日期2009年6月2日 优先权日2008年6月9日
发明者西蒙·帕克 申请人:空中客车操作有限公司