专利名称：飞机机翼组件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机机翼组件。
背景技术：
飞机可安装有大升力装置，如机翼固定前缘上的前缘缝翼和机翼固定后缘上的襟翼。大升力装置通常在飞机起飞和/或降落阶段展开以在相对低速飞行期间提高机翼的升力系数。从机翼安装前缘缝翼和襟翼以用于在收回位置和一个或更多个伸展(展开)位置之间运动。用于支撑和控制前缘缝翼的前缘缝翼展开机构通常包括两个或更多个支撑导轨，支撑导轨由安装在机翼内的辊子驱动。前缘缝翼导轨通常通过所谓的“关节”连接到前缘缝翼上，通过固定前缘板(上部“D形鼻状”板和下部遮盖板)上的孔容纳每个前缘缝翼导轨/关节。可操作前缘缝翼导轨以使前缘缝翼在收回位置和一个或更多个伸展位置之间移动。封闭板通常安装到紧随关节之后的前缘缝翼导轨的下侧，从而，一旦前缘缝翼收回，封闭板就关闭前缘缝翼的下部后缘和固定前缘上的孔的下部边缘之间的间隙。在一些传统飞机机翼设计(如GB2204538A中所述的设计)中，封闭板是刚性金属板。但是，需要在封闭板周围设置相对大的间隙以避免与周围结构接触，这会降低气动效率。近来，已经提出:设置封闭板以在前缘缝翼收回时使封闭板边缘与周围结构的区域(前缘缝翼的外表面和固定前缘的外表面)重叠。这种重叠在一定程度上提高了气动效率。设置封闭板使其具有所需的偏移量以避免与周围结构接触，这样可避免磨损，但这是耗时的。如果封闭板与检修板相重叠，这可能特别成为问题，因为，每次拆卸和置换检修板时，可能都需要拆卸掉封闭板并对其准确地重新设置。可供选择地，通过展开前缘缝翼可将重叠的封闭板从检修板移开，但这需要执行一些步骤来保证正在进行维护时前缘缝翼不收回。
发明内容
在本发明的第一方面，提供了一种飞机机翼组件，包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；所述固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以用于在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，所述封闭板包括第一部分、第二部分以及连接所述第一部分和第二部分的铰接机构。在本发明的第二方面，提供了一种拆卸飞机机翼组件中的检修板的方法，该机翼组件包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于所述固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；所述固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，所述固定前缘包括靠近所述孔的可拆卸的检修板，前缘缝翼收回时所述封闭板的一部分与维修板重叠；并且在前缘缝翼收回的情况下执行下述步骤:从前缘缝翼展开机构释放封闭板的重叠部分；绕形成在封闭板上的铰接机构旋转所述封闭板的在通常情况下与所述检修板重叠的部分，同时封闭板的其余部分仍然连接到前缘缝翼展开机构；以及一旦封闭板进行铰接式枢转而脱离检修板则拆卸掉检修板。本发明的第一和第二方面的优点是:封闭板的一个部分可绕铰接机构运动，从而封闭板可被移开使得能够接近相邻的结构，而不需将封闭板从前缘缝翼展开机构上拆卸掉。在本发明的第三方面，提供了一种飞机机翼组件，包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使所述前缘缝翼相对于固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以用于在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，封闭板包括多个一体形成的隔离元件，所述隔离元件用于使封闭板相对于前缘缝翼展开机构定位。本发明的第三方面的优点在于:一体形成的隔离元件可减少零件总数，从而减小维护期间零件丢失的危险。铰接机构可以是机械铰接机构或是封闭板结构内的弹性增加的带状物。铰接机构可延伸过封闭板的宽度以沿所述第一部分的一个边缘和所述第二部分的一个边缘延伸。固定前缘可包括靠近所述孔的可拆卸的检修板，前缘缝翼收回时封闭板的一部分
与检修板重叠。封闭板通常情况下与检修板重叠的部分被设置为能够绕铰接机构旋转，以允许对检修板进行拆卸/安装。设置铰接机构则允许在不需拆卸掉封闭板的情况下进入以进行维护。封闭板需要以精密的公差定位在机翼上。由于不从飞机上拆卸掉封闭板，从而减轻了在公差范围内重新定位封闭板的问题。飞机机翼组件还可包括多个隔离元件，所述隔离元件用于使封闭板相对于前缘缝翼展开机构定位。各隔离元件均可以是将封闭板与机翼其他部件间隔开的部件，以将封闭板和机翼外表面之间的间隙减小到最小。隔离元件可以与封闭板一体形成。设置有多个一体形成的隔离元件意味着:当需要进入以进行维护时，例如要拆卸掉例如可更换的下部前板(其形成了固定前缘的空气动力面的一部分)，隔离元件仍然连接到所述封闭板。这意味着，减少了零件总数，尤其是减少了自由的未固定零件的总数，从而降低了维护期间零件丢失的风险。隔离元件可以是可变形的压缩垫。从而可调节封闭板和/或可让封闭板偏转至与机翼轮廓对准。例如，隔离元件可以是橡胶制或硅材制压缩垫。可变形的压缩垫允许封闭板弯曲，从而提高封闭板与空气动力面的适配性，并将固定前缘的空气动力面和前缘缝翼的空气动力面与封闭板之间的间隙减小到最小。封闭板可通过多个紧固件安装在前缘缝翼展开机构的远端，所述多个紧固件中的至少一些紧固件是快速释放紧固件。
封闭板可包括四个隔离元件。为了将封闭板安装到前缘缝翼展开机构上，两个隔离元件可被构造为接收两个固定紧固件，另外两个隔离元件可被构造为接收两个快速释放紧固件。有益地，两个固定紧固件将封闭板固定在合适位置上，而快速释放紧固件能被释放以提供维护通道。被构造为接收快速释放紧固件的两个隔离元件在紧固件从前缘缝翼展开机构上释放时也可使紧固件与隔离元件保持连接。封闭板可包括弹性材料，优选为硅。一体的隔离元件例如可通过加工处理或模制过程由弹性材料制成。封闭板可具有足够的可弯曲性以在前缘缝翼收回时密封抵接前缘缝翼和/或固定前缘。设置可弯曲的封闭板是有益的，因为这样能让封闭板适配于空气动力面的轮廓，从而能降低阻力，因而提高了气动效率。传统的钛材(或其他金属)制封闭板被设计为本质上不可弯曲，这是因为:如果允许这种板弯曲，将需要增加封闭板和前缘之间的间隙以避免增加磨损；但是增加间隙会增加阻力，因而降低了气动效率。封闭板可包括一个或更多个刚性插入物。所述一个或更多个插入物可被模制在弹性材料内。插入物有助于保证封闭板的结构完整性。插入物优选为板。插入物可以由复合材料制成或金属材料制成。封闭板可包括耐环境条件的层。耐环境条件的覆层可以是封闭板的外层。例如，耐环境条件的覆层可以是聚氨酯。“耐环境条件”在本领域将理解为可承受得住引起封闭板腐蚀的条件，本领域的普通技术人员将理解:使用合适材料来抵抗这种腐蚀。封闭板具有低表面摩阻的覆层。低表面摩阻的覆层可位于封闭板的内表面上。低摩阻覆层可围绕封闭板的周缘布置，并且位于封闭板的、密封住固定前缘的外空气动力面和前缘缝翼的外部空气动力面的区域。例如，低摩阻覆层可以是聚酯涂层。本领域的普通技术人员将理解:所使用的材料类型将具有足够低的表面摩阻以用作封闭板的内覆层。在某些实施例中，封闭板可包括复合材料插入物，该插入物具有聚酯内覆层和聚氨酯外层。另外，本申请提供了一种飞机，其包括根据本发明的飞机机翼组件。
现在将参照附图描述本发明的实施例，附图如下:图1是飞机机翼组件的示意性侧视图，图中，机翼组件的前缘缝翼处于其收回的位置上，封闭板位于前缘缝翼的下部后缘和机翼固定前缘上的孔的下部边缘之间；图2示出了图1中的机翼，图中前缘缝翼处于其完全展开位置上；图3是透视图，示出了封闭板的一实施例；图4示出了图3中的封闭板的透视图，所述封闭板绕其铰接机构弯折；图5是详细视图，示出了图3中的封闭板的铰接机构；图6是详细视图，示出了图4中的封闭板的铰接机构；图7是机翼组件下侧的局部剖视图，示出了封闭板被向下铰接；图8示出了封闭板的第二实施例；和图9是机翼组件下侧的局部剖视图，示出了图8中的封闭板被向下铰接。
具体实施例方式在图1和图2中，标记40总体上表示飞机机翼组件。机翼组件40包括前缘缝翼44和具有固定前缘42的机翼，前缘缝翼44安装在前缘缝翼展开机构上，在该实施例中前缘缝翼展开机构包括弓形导轨46，弓形导轨46相对于所述固定前缘42可滑动地安装在一组辊子50上。前缘缝翼导轨46容纳在所述固定前缘42中的孔52中。前缘缝翼导轨46能在收起的(收回的)巡航位置(图1所示)和完全展开的(伸展的)降落位置(图2所示)之间滑动。封闭板48安装在前缘缝翼导轨46的前末端上，跨接前缘缝翼44的下部后缘45和所述孔52的下部边缘47之间的间隙，并延伸以与前缘缝翼44的空气动力面区域54和固定前缘42的空气动力面区域56重叠。现在将详细描述根据第一实施例的封闭板，在图3和4中用标记10总体上表示封闭板。封闭板10通常为矩形，具有第一部分12和第二部分14。铰接机构16使所述第一部分12连接到第二部分14，铰接机构16大致位于沿封闭板10的长度方向的中央位置，并且铰接机构16延伸过封闭板10的大部分宽度而仅剩下第一部分和第二部分的边缘13不与铰接机构16接触。使用中，所述边缘13与前缘缝翼44的空气动力面区域54和固定前缘42的空气动力面区域56重叠。四个隔离元件18与封闭板一体形成并且从封闭板10的内侧突伸。参照图5和6，封闭板10的第一部分12和第二部分14由间隙20隔开一定距离，间隙20定位在铰接机构16的位置的附近。第一部分12和第二部分14的相对端面倾斜从而允许封闭板10进行弯折。相对端面中的第二部分14的所述端面上形成有凹槽17，以在第一部分12处于偏转位置(如图4所示)时容纳第一部分12的边缘。在该实施例中，封闭板10包括复合材料插入物。在可供选择的实施例中，封闭板可由用玻璃层加强的聚酯插入物制成，该玻璃层提供了所需的硬度。复合材料插入物由硅基材包裹。在该实施例中，四个隔离元件是由硅制成的可变形压缩垫，用硅基材加工隔离元件从而使隔离元件18与硅基材一体形成。在可供选择的实施例中，可使用橡胶材料来代替硅，隔离元件18也可由橡胶制成并且利用橡胶一体模制而成。在封闭板的边缘周围(S卩，在边缘13的区域)，将聚酯织物覆层应用在封闭板内侧(即，隔离元件从其突出的那一侧)的硅上。聚氨酯层应用在在封闭板10的外侧(B卩，封闭板上的没有隔离元件突出的那一侧)上。封闭板10的上述复合材料使封闭板10形成为单一元件。但是，在可供选择的实施例中，可组合不同材料和覆层以形成单一元件。参照图7，现在将更详细描述封闭板10到前缘缝翼展开机构的连接。封闭板10靠近可更换的检修板22定位，检修板22形成固定前缘42的空气动力面的一部分。封闭板10通过两个支架28连接到前缘缝翼展开机构，所述两个支架28连接到导轨，导轨与前缘缝翼一起在展开位置(正在降落和/或起飞期间)和收回位置(巡航飞行期间和已落地时)之间运动。封闭板10的可弯曲性意味着:封闭板10与机翼表面相适配并且封闭板10封闭前缘缝翼和机翼前缘之间的所有间隙或至少大部分间隙。封闭板10通过两个固定紧固件24和两个快速释放紧固件26紧固到支架28上。紧固件可以例如是螺钉。每个支架中均容纳一个固定紧固件24和一个快速释放紧固件26，各紧固件24、26也均穿过封闭板和相应的一体形成的隔离元件18而被容纳。固定紧固件24被构造成在日常维护工作期间不能从机翼上拆卸掉。快速释放紧固件被构造为:需要进行维护工作时，能容易地拆卸掉快速释放紧固件26以让封闭板10的第一部分12远离前缘缝翼展开机构向下偏转，从而可接近并维护紧随固定前缘之后的区域内的元件。被构造成接收快速释放紧固件的隔离元件18也被构造为:当紧固件已经从支架上释放时使紧固件与隔离元件保持接触，从而减小紧固件丢失或错放的危险。铰接机构被构造为:使封闭板10具有大致为25。的松弛释放角以在开始展开时使间隙为45毫米。有利地，需要接近可更换的检修板22以进行维护时，可拆卸掉快速释放紧固件26，然后封闭板的铰接机构允许第一部分12远离前缘缝翼展开机构偏转/松弛，这样就能拆卸掉检修板22。一旦已经进行了所需的维护，就使检修板22恢复原状，并可将快速释放紧固件26放回原位。释放和固定快速释放紧固件26所花费的时间少于将传统封闭板背对着连接到飞机机翼组件上所花费的时间，从而减小了日常维护工作所需的时间。另外，采用板式结构意味着:维护期间封闭板不从飞机上拆卸掉，从而避免了在容许偏差范围内再定位封闭板的问题。采用板式结构也减小了自由未固定元件的总数，从而减小了维护期间元件丢失或错放的风险。所述实施例的另一个优点是:封闭板的弹性材料与可变形压缩垫的结合允许封闭板弯曲，以使前缘缝翼的空气动力面和固定前缘的空气动力面与封闭板之间的间隙最小化，从而使封闭板与所述空气动力面相适配。这种弯曲性和适配性提高了飞机的气动效率。在某些实施例中，通过改变封闭板的形状可进一步提高气动效率，以减少逐步减速的状况。现在将参照图8描述根据第二实施例的封闭板。除了省去了机械式的铰接机构16并用弹性材料的铰接机构16’将其取代以外，封闭板10'与第一实施例的封闭板10类似。弹性材料的铰接机构16’包括弹性材料基底，所述弹性材料基底具有位于复合(或其他)材料插入物之间的间隙G。因为封闭板10’不需要间隙，所以省掉了边缘13中的间隙20。封闭板10’绕铰接机构16’弯折。在所有其他方面，封闭板10’与封闭板10相同，因而不将重复描述其结构。图9示出了机翼组件上的封闭板10’，图中封闭板10’处于其向下偏转的位置。请注意:与绕图7所示封闭板10上的机械式铰接机构旋转相比，封闭板10’在其释放时将倾向于弯折幅度更小。由于封闭板10’具有弹性，因此可容易地手动偏转封闭板10’，从而移开封闭板以接近板22。尽管上面已经参照一个或多个优选实施例描述了本发明，但是将理解为:在不脱离所附权利要求书限定的本发明保护范围的情况下，可进行各种改变或改进。例如，可使用替代材料来形成板。
权利要求
1.一种飞机机翼组件，包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于所述固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；所述固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以用于在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，所述封闭板包括第一部分、第二部分以及连接所述第一部分和第二部分的铰接机构。
2.根据权利要求1的飞机机翼组件，其中，铰接机构是机械铰接机构或是封闭板结构内的弹性增加的带状物。
3.根据权利要求1或2的飞机机翼组件，其中，所述固定前缘包括靠近所述孔的可拆卸的检修板，所述前缘缝翼收回时封闭板的一部分与该检修板重叠。
4.根据权利要求3的飞机机翼组件，其中，封闭板的通常情况下与检修板重叠的部分被设置为能够绕铰接机构进行旋转，以允许对维修板进行拆卸/安装。
5.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，所述飞机机翼组件还包括多个隔离元件，所述隔离元件用于相对于所述前缘缝翼展开机构对封闭板进行定位。
6.根据权利要求5的飞机机翼组件，其中，所述隔离元件与所述封闭板一体形成。
7.一种飞机机翼组件，包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于所述固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；所述固定前缘具有孔以容纳所述前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以用于在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，所述封闭板包括多个一体形成的隔离元件，所述隔离元件用于使封闭板相对于前缘缝翼展开机构定位。
8.根据权利要求5至7中的 任一权利要求的飞机机翼组件，其中所述隔离元件是可变形的压缩垫。
9.根据权利要求5至8中的任一权利要求的飞机机翼组件，其中，封闭板包括四个隔离元件。
10.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，通过多个紧固件将所述封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，所述多个紧固件中的至少一些紧固件是快速释放紧固件。
11.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，所述封闭板包括弹性材料，优选为硅。
12.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，封闭板包括一个或更多个刚性插入物。
13.根据权利要求11和12的飞机机翼组件，其中，所述一个或更多个插入物模制在弹性材料内。
14.根据权利要求12或13的飞机机翼组件，其中，所述插入物是板。
15.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，封闭板包括耐环境条件的层。
16.根据权利要求15的飞机机翼组件,其中，该耐环境条件的层设置在封闭板的外表面上。
17.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，封闭板具有低表面摩阻的覆层。
18.根据权利要求17的飞机机翼组件，其中，该覆层设置在封闭板的内表面上。
19.根据权利要求18的飞机机翼组件，其中，该覆层仅围绕内表面的周边设置。
20.根据前述任一权利要求的飞机机翼组件，其中，封闭板具有足够的可弯曲性以在前缘缝翼收回时密封抵接所述前缘缝翼和/或固定前缘。
21.一种飞机，包括根据前述任一权利要求的飞机机翼组件。
22.—种拆卸飞机机翼组件中的检修板的方法，该机翼组件包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于所述固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在所述前缘缝翼展开机构的远端，以在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和所述孔的下部边缘之间的间隙；其中，所述固定前缘包括靠近所述孔的可拆卸检修板，前缘缝翼收回时所述封闭板的一部分与检修板重叠；并且在前缘缝翼收回的情况下执行下述步骤: 从所述前缘缝翼展开机构释放封闭板的重叠部分； 绕形成在封闭板上的铰接机构旋转所述封闭板的、通常情况下与检修板重叠的部分，同时封闭板的其余部分仍然连接到前缘缝翼展开机构；以及 一旦封闭板进行铰接式枢转而脱离检修板则拆卸掉检修板。
全文摘要
一种飞机机翼组件，包括具有固定前缘的机翼、前缘缝翼、以及封闭板；前缘缝翼安装在用于使该前缘缝翼相对于固定前缘在收回位置和展开位置之间运动的前缘缝翼展开机构上；固定前缘具有孔以容纳前缘缝翼展开机构；封闭板安装在前缘缝翼展开机构的远端，以用于在前缘缝翼收回时封闭前缘缝翼下部后缘和孔的下部边缘之间的间隙。封闭板可包括第一部分、第二部分以及连接所述第一部分和第二部分的铰接机构。封闭板可包括多个一体形成的隔离元件，所述隔离元件用于使封闭板相对于前缘缝翼展开机构定位。还公开了一种拆卸飞机机翼组件上的维修板的方法。
文档编号B64C9/22GK103158863SQ20121054379
公开日2013年6月19日 申请日期2012年12月14日 优先权日2011年12月14日
发明者J·威尔逊, P·哈德利, J·格利夫 申请人:空中客车运营有限公司