管线延伸支撑件、飞行器机翼中的燃料输送管线和机翼的制作方法与工艺

本发明涉及一种用于飞行器机翼中管道、尤其是燃料运输管道联接和延伸的支撑件。

背景技术：
如图1所示的，飞行器机翼10的结构总体上包括沿机翼10的长度L10分布的多个横向肋12。为形成一种刚性结构，这些横向肋12主要通过沿机翼10的长度L10延伸的桁梁14、辅助地通过同样沿机翼10的长度L10布置的桁条16相连在一起。这些横向肋12从机翼10的前缘18延伸到后缘20并从该机翼10的下表面22延伸到上表面24，并且这些桁梁14将机翼10的下表面22连接到上表面24，因而在机翼10的长度L10上形成多个不同的盒体26。以已知的方式，这些盒体26被用于容置燃料箱。还有，为将位于飞行器的每个机翼10的这些盒体26中的这些燃料箱连接到飞行器的机动装置和/或该飞行器的中心箱，不同的燃料输送管线28从每个机翼10的一端延伸到另一端。如在图2中通过机翼10的纵向剖面所示的，一条燃料输送管线28应穿过不同的横向肋12，以便连接容纳于该机翼内的不同箱。以相同方式和出于相同目标，某些燃料输送管线28可以穿过机翼10的桁梁14。根据现有技术，一条燃料输送管线28组成如下：多条浮动管道30，每个被穿过盒体26有至少一条浮动管道30；以及多个延伸支撑件32，这些延伸支撑件被固定在实施于肋12中的开口34内，所述开口用于燃料输 送管线28通过。同时，延伸支撑件32还允许将位于每个横向肋和/或每个桁梁14两侧的浮动管道30首尾相接地连接起来。管道30的浮动安装允许补偿机翼10的变形，以便保持燃料输送的密封性，和以便通过所述延伸支撑件32避免燃料输送管线28经受与这些变形相关的力。为获得这种浮动安装，在每个浮动管道30与每个延伸支撑件32之间设置一滑动联接件36。每个滑动联接件36允许它可连接的延伸支撑件32的侧向部分40与浮动管道30的端部38之间的角自由度LA和平移游隙JT。为此，根据现有技术的滑动联接件36呈密封装置42如O形圈的形式，所述密封装置被插入实施在配备于管道30的端部38的端接头46周围的凹槽44中，管道30的端接头46以及密封装置42被引入在延伸支撑件32的侧向部分40中设置的镗孔48中。根据这种现有技术的第一个缺点，并非每个密封装置42都与其所连接的镗孔48及端接头46固连在一起，因而每条管道30与每个延伸支撑件32之间的密封并非完美，可以进行改进。根据另一缺点，为获得每条管道30与每个延伸支撑件32之间的可能最佳的密封性，每个端接头46的凹槽44和每个侧向部分40的镗孔48必须被精密加工。这种精密加工导致制造每条燃料输送管线28的总成本大大增加。

技术实现要素：
本发明旨在弥补现有技术的这些缺点。为此，本发明提出一种管线的延伸支撑件，所述管线固定在开口中并且由沿着该条管线的纵向轴线首尾相接地连接在一起的多条管道组成，所述延伸支撑件包括带有固定于开口中用的固定装置的外部本体、接纳首尾相接地安置的两条管道的端部的接纳装置、和将所述接纳装置连接到所述外部本体的柔性界接件，所述延伸支撑件的特征在于，所述柔性界接件与所述外部本体以及所述接纳装置是固连在一起的。有利地，所述柔性界接件、所述外部本体和所述接纳装置是通过双材料注射成型获得的，所述柔性界接件是由与所述外部本体以及所述接纳装置的材料不同的材料制成的。有利地，所述外部本体以及所述接纳装置由这样的材料制成：材料赋予所述外部本体及所述接纳装置以适于将所述延伸支撑件牢固地固定在所述开口中及牢固地保持首尾相接地连接在一起的所述管道的刚性，而所述柔性界接件由这样的材料制成：材料赋予所述柔性界接件以适于允许所述接纳装置相对于所述外部本体移动的变形能力。有利地，所述外部本体以及所述接纳装置是由纤维增强的热塑性材料制成的，而所述柔性界接件是由弹性体制成的。有利地，所述接纳装置呈两个接纳构件的形式，所述两个接纳构件背对背地邻接，每个接纳构件包括一个用于接纳一条管道的端部的接纳座槽。有利地，所述柔性界接件分为不同的并且分隔开的两个柔性部件，所述两个柔性部件中的第一柔性部件将所述两个接纳构件中的第一接纳构件连接到所述外部本体，而所述两个柔性部件中的第二柔性部件将所述两个接纳构件中的第二接纳构件连接到所述外部本体，在制造所述延伸支撑件时，在所述两个接纳构件之间提供安装间隙。有利地，所述接纳装置呈单一接纳构件的形式，所述单一接纳构件包括用于接纳所述管道的端部的两个接纳座槽，所述两个接纳座槽背对背地邻接。有利地，所述单一接纳构件包括将所述两个接纳座槽分开的止挡件。有利地，所述柔性界接件呈单个柔性部件的形式，所述单个柔性部件将所述单一接纳构件连接到所述外部本体。本发明还涵盖一种燃料输送管线，这种燃料输送管线安装在飞行器机翼中并且是利用此类延伸支撑件实现的，所述燃料输送管线的特征在于，形成所述燃料输送管线的所述多条管道的每个端部被粘接在所述延伸支撑件的接纳所述端部的接纳装置中。本发明还涵盖一种飞行器机翼，至少一条所述燃料输送管线延展在所述飞行器机翼中，所述飞行器机翼的特征在于，所述燃料输送管线沿着所 述飞行器机翼的中性轴线布置，所述燃料输送管线的纵向轴线与所述飞行器机翼的中性轴线重迭。附图说明参照附图，将从本发明的以下描述中体现出其他的特征和优点，所述描述只作为示例给出，附图中：－图1表示飞行器机翼的结构的透视图，－图2表示根据现有技术的飞行器机翼中的燃料输送管线的纵向剖面细部图，－图3表示根据本发明的飞行器机翼中的燃料输送管线的示意性纵向剖面总图，－图4表示根据本发明的延伸支撑件的第一实施方式的纵向剖面图，－图5表示根据本发明的延伸支撑件的第二实施方式的纵向剖面图，－图6表示图4的延伸支撑件的透视图。具体实施方式如图3所示的，本发明旨在允许在飞行器52的机翼10中实现燃料输送管线50。作为回顾，并且如图1中所示的，飞行器机翼10的结构包括沿机翼的长度L10分布的多个横向肋12，所述多个横向肋通过沿该机翼10的长度L10延伸的桁梁14与桁条16连接起来。这些横向肋12从机翼10的前缘18延伸到后缘20并从机翼10的下表面22延伸到上表面24，并且这些桁梁14将机翼10的下表面22连接到上表面24，因而在机翼10的长度L10上形成不同的盒体26，这些盒体用于容置不同的燃料箱54。根据本发明的燃料输送管线50的功能是将位于飞行器52的机翼10中的燃料箱54连接到飞行器的机动装置58和/或连接到飞行器的中心箱56，因而这条管线50通过开口60穿过不同的横向肋12，所述开口60为此穿过所述横向肋12实现，如图4和图5中表示的管线50的纵向剖面所示的。必要时，燃料输送管线50还穿过机翼10的某些桁梁14。根据本发明的该条燃料输送管线50是由沿着管线50的纵向轴线A50首尾相接地连接在一起的多条管道62组成，这条管线50固定在被穿过的横向肋12和/或桁梁14中所实现的开口60中。根据一优选布置，为每个被穿过盒体26配置至少一条管道62。本发明还提供一种延伸支撑件64，所述延伸支撑件允许将位于被穿过的每个桁梁14和/或每个横向肋12的两侧上的管道62首尾相接地连接起来，及允许将这样形成的输送管线50固定到被穿过的每个桁梁14和/或每个横向肋12。根据本发明，并且如图4至图6所示的，所述延伸支撑件64包括带有固定到开口60中用的固定装置68的外部本体66、用于接纳首尾相接地安置的两条管道62的端部72的接纳装置70、以及将所述接纳装置70连接到外部本体66上的柔性界接件74。为避免在首尾相接地安置的管道62之间形成的连接中出现任何摩擦，柔性界接件74与外部本体66以及接纳装置70固连在一起。柔性界接件74与外部本体66以及接纳装置70的这种固连，允许保持首尾相接地安置的两条管道62之间所实现的连接的密封性。根据本发明，柔性界接件74是与外部本体66以及接纳装置70固连在一起的，因为该柔性界接件是采用与外部本体66以及接纳装置70相同的工艺和相同的方式制成的。为此，柔性界接件74、外部本体66以及接纳装置70是通过同时的或按序的双材料注射成型来获得的，柔性界接件74是由与外部本体66和接纳装置70的材料不同的一种材料制成的。相应地由于外部本体的支撑功能以及接纳装置的接纳管道62的端部72的接纳功能，因而外部本体66以及接纳装置70是由这样的材料制成：该材料赋予该外部本体及接纳装置以适于将延伸支撑件64牢固地固定在开口60中和牢固保持首尾相接地连接起来的管道62的刚性。至于柔性界接件74，其是由这样的材料制成：该材料赋予柔性界接件以适于允许接纳装置70相对于外部本体66移动的变形能力。柔性界接件的这种变形能力允许在其中安装有管线50的机翼10变形时对管线50与横向肋12或桁梁14之间的力的传递进行避免或限制。在本发明的一实施方式中，外部本体66以及接纳装置70是由纤维增强的热塑性材料制成的，而柔性界接件74是由弹性体制成的。优选地，所使用的热塑性材料是聚醚酰亚胺，聚醚酰亚胺出于其阻燃特性、其对约180摄氏度或更高的高温的耐热特性、其电绝缘特性以及出于其在大约3000MPa下的高杨氏模量而被选择。另一方面，柔性界接件74由橡胶制成，这种材料提供在1MPa到100MPa之间的杨氏模量。借助于其材料的弹性，柔性界接件74至少允许接纳装置70、因此导管62的端部72相对于外部本体66的略微平移T1和略微旋转R1，而由于该材料的这种弹性，接纳装置70的其他运动自由度也在较小的范围存在。在图4上所示的第一实施方式中，接纳装置70呈背对背地邻接的两个接纳构件76-1、76-2的形式，每个接纳构件76-1、76-2包括一个用于接纳一条管道62的端部72的接纳座槽80。为使每个接纳构件76-1、76-2和因此所接纳管道62的两个端部72中的每个端部的平移T1运动和旋转R1运动分离开，柔性界接件74被分成不同的并且分隔开的两个柔性部件78-1、78-2，其中的第一柔性部件78-1将第一接纳构件76-1连接到外部本体66上，并且第二柔性部件78-2将第二接纳构件76-2连接到外部本体66上。当然，在制造延伸支撑件64时，在所述两个接纳构件76-1、76-2之间提供安装间隙JM。该安装间隙JM允许每个接纳构件76-1、76-2独立于其他接纳构件而旋转R1或平移T1移动。在图5上所示的第二实施方式中，接纳装置70呈单一接纳构件82的形式，该单一接纳构件包括用于接纳管道62的端部72的两个接纳座槽84-1、84-2，这两个接纳座槽84-1、84-2背对背地邻接。为界定这两个接纳座槽84-1、84-2，接纳构件82包括将这两个接纳座槽84-1、84-2分开的止挡件86。有利地，止挡件86也用作用于定位管道62的端部72的参照物，这些端部72可以承靠在该止挡件上。在这个第二实施方式中，柔性界接件74呈单个柔性部件88的形式，该单个柔性部件将单一接纳构件82连接到外部本体66上。因此，在这个第二实施方式中，所述两个接纳座槽84-1、84-2和因此被接纳的管道62的两个端部72在它们相对于外部本体66的运动、尤其是平移T1运动和旋转R1运动中联动。一条燃料输送管线50通常是由沿着这条管线50的纵向轴线A50首尾相接地布置的多条圆柱形的管道62组成的，因而所述延伸支撑件64包括外部本体66、接纳装置70以及柔性界接件74，它们都围绕所述延伸支撑件64的中心轴线A64呈圆柱形。因此，在不同的实施方式中，接纳座槽80、84-1、84-2呈沿着中心轴线A64分别地在每个接纳构件76-1、76-2、82中实现的镗孔90的形式，这些镗孔90的内径D90对应于管道62的外径D62，但不包括安装间隙。如在图6中通过透视图所示的，在横向肋12或桁梁14中制成的开口60中固定用的固定装置68呈固定凸耳92的形式，所述固定凸耳用于通过任何合适的装置如螺钉或铆钉被固定到其中布置有延伸支撑件64的开口60的边部94上。当利用延伸支撑件64在飞行器机翼10中实现燃料输送管线50时，在其实施方式中的一个或另一个中，提出将形成该管线50的这些管道62的每个端部72都粘接在延伸支撑件64的接纳所述端部的接纳装置70中。更精确的说，这些管道62的端部72被粘接在接纳构件76-1、76-2、82的接纳座槽80、84-1、84-2中。这种粘接优选地借助树脂如环氧树脂实现，这种树脂与所输送的燃料相兼容并且满足使用环境的温度和压力约束。此外，这种粘接确保通过每个延伸支撑件64在两条管道62之间形成的连接的密封性。借助每个延伸支撑件64的柔性界接件74所允许的在被穿过的每个横向肋12或每个桁梁14处的运动，可以实现由多条刚性材料制管道62所构成的一条刚性管线50。优选地，本发明提出用多条刚性管道62实现该管线50，这些刚性管道是由复合材料制成的，更具体的说是由碳纤维增强的聚合物制成的。为在机翼10变形时避免管线50及其管道62经受拉伸应力或压缩应力以及使它们仅受纯弯曲应力，本发明提出：沿着该机翼的中性轴线（fibreneutre，英文术语为“neutralaxis”，其表示由于通过区部重心而没有接纳任何应力的纤维部分）F10布置这条管线50，该管线的纵向轴线A50与该机翼的中性轴线F10重迭。借助根据本发明的延伸支撑件64的使用和沿机翼的中性轴线F10的布置，即便使用刚性管道62，当机翼10变形时，在管线50与肋12或桁梁14之间经过的力也几乎为零并且该管线的密封性得以保持。本发明已针对飞行器机翼中的输送燃料的应用进行了描述。然而，根据本发明的延伸支撑件64完全可以用于实现在一架飞行器的其他部分中的输送其他流体的管线。最后，本发明还涵盖飞行器机翼10，通过根据本发明的延伸支撑件64实现的至少一条燃料输送管线50在该飞行器机翼中延展。