空间交错的应急支柱系统的制作方法

本公开涉及一种用于飞行器的机翼的支柱构件，并且更具体地涉及一种包括应急支柱支撑件的支柱构件。

背景技术：

与不具有支柱构件支撑件的机翼相比，具有支柱构件支撑件的飞行器的机翼提供了飞行器重量和阻力优势。支柱构件减小了在此机翼附接到机身的机翼根部处的弯矩。在飞行器运行的情况下，包括连接至飞行器的机身并且连接至机翼底部的支柱构件的支柱构件实例通常经受拉伸载荷，并且在飞行器位于地面上的情况下，支柱构件经受压缩载荷。这是最常见的构造，因为与机翼的上表面相比，支柱-机翼连接部处的干扰阻力在机翼的下表面上不那么严重。在由美国联邦航空管理局(“faa”)认证的飞行器的载荷条件(包括满足飞行器的-1.0g推覆飞行条件)的实例中，其中在该实例中，支柱连接至机翼的下表面。1.0g推覆条件使其中支柱连接至机翼的下表面的支柱构件处于压缩状态。在压缩载荷中，为了在不增加支柱构件横截面的情况下增加支柱构件的屈曲载荷能力，有利的是在飞行器的每侧使用一个或多个应急支柱来将支柱构件的屈曲长度沿着支柱构件的长度分解成较小的段。通过使用沿着支柱构件的长度紧固并且基本上正交于支柱构件的轴线并且基本上对齐的应急支柱来分割支柱构件长度，使得应急支柱在与较弱的惯性矩相关联的弯曲平面中向支柱构件提供支撑，并且根据欧拉柱公式增强支柱构件的屈曲载荷能力。

飞行器被设计为克服所谓的离散源损坏事件。一类离散源损坏事件是发动机转子爆裂。在发生发动机转子爆裂时，飞行器发动机的转子分成多个碎片并以高速离开发动机壳体。在发动机转子爆裂事件的分析中，分析者已假设来自发动机转子爆裂事件的碎片具有无限能量，并且碎片的大小和形状被假设为转子的三分之一段的大小和形状。碎片从发动机的离开路径被假定为是在围绕并位于发动机的旋转转子的平面中三百六十度(360°)以内的任何方向上。在飞行器的俯视平面图中，分析者假设源自发动机转子的碎片将在垂直于旋转转子的轴线延伸的平面的任一侧上倾斜五度(5°)的平面的边界内行进。此外，碎片的宽度尺寸可以基于所使用的特定飞行器发动机而变化。分析者已将宽度尺寸选择为小至几英寸直到一英尺或更多。当发生发动机转子爆裂事件时，需要保持飞行器的结构部件(例如，应急支柱，其为支柱构件提供所需的支撑，进而为机翼提供所需的支撑)的实质性能能力。

因此，需要提供一种应急支柱设计，其在发生发动机转子爆裂事件时将有助于飞行器的安全操作并且维持支柱构件所需的屈曲载荷阻力。此外，需要提供一种应急支柱设计，其将优化在发生鸟类撞击应急支柱时飞行器的应急支柱性能。

技术实现要素：

一个实例包括一种用于飞行器的机翼的支柱系统，该支柱系统包括从机翼延伸的支柱构件和与机翼相关联的第一应急支柱组件。第一应急支柱组件包括第一应急支柱和第二应急支柱，第一应急支柱具有连接至支柱构件的第一端部，第二应急支柱具有连接至支柱构件的第一端部，其中第一应急支柱的第二端部和第二应急支柱的第二端部均在弦的方向上彼此隔开地连接至机翼。

另一实例包括一种用于安装用于飞行器的机翼的支柱系统的方法，该方法包括：将支柱构件固定至飞行器的机翼和飞行器的机身，并且将第一应急支柱组件连接至机翼和支柱构件。该方法还包括：将第一应急支柱的第一端部连接至支柱构件；将第二应急支柱的第一端部连接至支柱构件；以及将第一应急支柱的第二端部和第二应急支柱的第二端部在弦的方向上彼此隔开地连接至机翼。

已讨论的特征、功能和优点可以在各种实施方式中独立地实现或者可以在其他实施方式中组合，可以参考以下描述和附图而看出其进一步的细节。

附图说明

图1是现有技术的机翼由支柱构件和应急支柱支撑的涡轮螺旋桨飞行器的局部前正视示意图；

图2是从图1的机翼下方观察的透视图；

图3是从涡轮螺旋桨飞行器的机翼下方观察的透视图，示出了本公开的第一应急支柱组件(机翼内侧)的第一实例和第二应急支柱组件(机翼外侧)的第一实例；

图4是图3的第一应急支柱组件的第一实例和第二应急支柱组件的第一实例连接至机翼的涡轮螺旋桨飞行器的机翼的顶部平面示意图；

图5a是沿图4的线5a-5a的横截面图；

图5b是沿图4的线5b-5b的横截面图；

图6是从涡轮螺旋桨飞行器的机翼下方观察的透视图，示出了本公开的第一应急支柱组件(机翼内侧)的第二实例和第二应急支柱组件(机翼外侧的第二实例)；

图7是图6的第一应急支柱组件的第二实例和第二应急支柱组件的第二实例连接至机翼的涡轮螺旋桨飞行器的机翼的顶部平面示意图；

图8a是沿图7的线8a-8a的横截面图；

图8b是沿图7的线8b-8b的横截面图；以及

图9是用于安装用于飞行器的机翼的支柱系统的方法的流程图。

具体实施方式

与不具有支柱构件支撑件的机翼相比，具有支柱构件支撑件的飞行器的机翼提供了飞行器操作重量优势。支柱构件极大地减小了在此机翼附接至机身的机翼根部处的弯矩。在飞行器运行的情况下，支柱构件通常经受拉伸载荷，而在飞行器位于地面上的情况下，支柱构件经受压缩载荷。在由美国联邦航空管理局(“faa”)认证的飞行器的载荷条件(包括满足飞行器的-1.0g推覆飞行条件)的实例中，其中在该实例中，支柱构件连接至机翼的下表面。1.0g推覆条件使其中支柱构件连接至机翼的下表面的支柱构件处于压缩状态。在压缩载荷中，为了在不增加支柱构件横截面的情况下增加支柱构件的屈曲载荷能力，有利的是在飞行器的每侧使用一个或多个应急支柱来将支柱构件的屈曲长度沿着支柱构件的长度分解成较小的段。应急支柱定位成沿着支柱构件的长度紧固并且基本上正交于支柱构件的轴线并且基本上对齐，使得应急支柱在与较弱的惯性矩相关联的弯曲平面中向支柱构件提供支撑，并且根据欧拉柱公式增强支柱构件的屈曲载荷能力，如之前所提到的。

飞行器被设计为克服所谓的离散源损坏事件。一类离散源损坏事件是所谓的发动机转子爆裂。在发动机转子爆裂事件中，分析者的发现已经确定发动机的转子分成多个碎片并以非常高的速度离开发动机壳体。在发动机转子爆裂事件的分析中，对于这个分析，分析者已假设转子碎片具有无限的能量，并且转子碎片以及(一个或多个)碎片的大小和形状被假设为转子的三分之一段的大小和形状。碎片将遵循位于作为旋转转子的平面的旋转转子的大约三百六十度(360°)的任何地方的离开路径，并且碎片将在垂直于旋转转子的轴线延伸的平面的任一侧上倾斜五度(5°)的平面的边界内行进。转子的宽度相对于正在使用的发动机而变化，然而，在许多情况下，分析者对将转子的宽度近似为几英寸直到宽度近似十二(12.0)英寸感到放心，然而，这个宽度可以随着发动机设计和相应的转子设计在大小上变化而变化。

作为分析者的发现和做出的假设的结果，发动机的转子的碎裂部分的路径是在发生发动机转子爆裂事件时保持应急支柱支撑机翼的性能能力所考虑的问题。本公开解决了定位应急支柱的装置，以便根据分析者的发现和关于发动机转子爆裂事件做出的假设在发动机转子爆裂事件发生时优化操作机翼支撑。此外，本公开解决了应急支柱的定位装置，以便在发生鸟类撞击时优化操作机翼支撑，其中分析者已将应急支柱的间隔或间距包括在内，以沿着飞行器的机翼在翼展方向上包括几英寸直至至少十二英寸(12”)的间隔。

如图1和2所示，示出了用于具有涡轮螺旋桨发动机16的飞行器14的机翼12的现有技术支柱系统10。在支柱系统10中，支柱构件18固定至机翼12，并且延伸且连接至飞行器14的机身15，从而在飞行器14运行期间通常提供拉伸载荷支撑，并且在飞行器14位于地面上时提供压缩载荷支撑。应急支柱20和22连接至支柱构件18和机翼12，从而为支柱构件18提供改进的屈曲载荷支撑。然而，在定位应急支柱20和22的情况下，应急支柱20和22易受发动机转子爆裂事件的影响，其中碎片沿着应急支柱20和22的翼展方向56在对齐的方向上行进，如图2所示，这可能潜在导致用单个碎片严重损坏两个应急支柱20和22并且消除由应急支柱20和22提供的支撑。此外，通过布置应急支柱20和22，对应急支柱20和22中的每者上的单次鸟类撞击可产生支柱构件18的可接受的屈曲载荷支撑的损失。

参考图3至图5a，示出了用于飞行器14的机翼12的支柱系统24，其中支柱系统24包括从机翼12延伸的支柱构件26。如图5a所示，与机翼12相关联的第一应急支柱组件28的第一实例包括第一应急支柱30，其具有连接至支柱构件26的第一端部32，并且包括第二应急支柱34，其具有连接至支柱构件26的第一端部36。如图3所示，第一应急支柱组件28的第一实例相对于第二应急支柱组件62的第一实例定位在机翼12内侧，其中每个应急支柱组件具有应急支柱的相似布置定位。

第一应急支柱组件28的第一实例还包括第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40，其中如图4所示，第二端部38和第二端部40中的每者连接至机翼12，并且在弦42的方向上彼此隔开“s”。在图6至图8a中示出支柱系统24的第一应急支柱组件28’的第二实例，并且在此将讨论具有与第一应急支柱组件28的第一实例的定位布置不同的应急支柱的第二定位布置。

参考具有第一应急支柱组件28的第一实例的支柱系统24，如图3至图5a所示，第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40均连接至机翼12并且定位成其中第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40定位在第一弦44上。在该实例中，第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40连接至机翼12的蒙皮46和机翼12的翼梁48。类似地，支柱构件26的第二端部49连接至蒙皮46和翼梁48。关于利用选自机翼12的蒙皮、翼梁和翼肋结构的连接的各种组合将应急支柱和支柱构件连接至机翼，可以使用各种已知的连接布置。在本实例中，支柱构件26的第一端部(未示出)连接至飞行器14的机身，并且如上所述，第二端部49连接至机翼12。

在本实例中，第一应急支柱30的第二端部38相对于第二应急支柱34的第二端部40定位在前方位置“f”中并且与与之分离开。进一步地，在这个实例中，第二应急支柱34的第二端部40相对于第一应急支柱30的第二端部38定位在后方位置“a”中并且与与之分离开。

如图4所示，第一应急支柱30的第二端部38并且在该实例中第一应急支柱30的长度具有的横截面面积50大于第二应急支柱34的横截面面积52。第一应急支柱30的更坚固的构造提供了对鸟类撞击的抵抗力，与定位成在第一弦44上对齐并位于第一应急支柱30之后的后方位置“a”中的第二应急支柱34相比，定位在前方位置“f”中的第一应急支柱30更可能遇到这种鸟类撞击。第一应急支柱30的更坚固的构造还为后面的第二应急支柱34提供了防止鸟撞击的阻挡保护。此外，在第一应急支柱30相对于第二应急支柱34处于前方位置“f”并且沿着第一弦44对齐的情况下，在该实例中，第一应急支柱30设置有如图4所示的翼型构造54，以便在飞行操作期间减小飞行器14上的阻力。在其他实例中，第一应急支柱30和第二应急支柱34均可设置有期望的翼型构造。

进一步参考支柱系统24的第一应急支柱组件28的第一实例，其中第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40定位在第一弦44上，如图4和图5a所示，第一应急支柱30的第一端部32和第二应急支柱34的第一端部36在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d1，如图5a所示。第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40在弦42的方向上彼此间隔开“s”(第二距离d2)，如图4中所示。第一距离d1和第二距离d2中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸，从而限制发动机转子爆裂事件中由碎片引起的对第一应急支柱30或者第二应急支柱34中的一者的任何显著破坏性直接冲击，并且避免对第一应急支柱30和第二应急支柱34两者的破坏性直接冲击。通过第一应急支柱30和第二应急支柱34的这种定位布置，只要第一应急支柱30和第二应急支柱34中的每一者的结构设计中已结合适当的安全结构设计能力，就可以在发动机转子爆裂事件中通过保留第一应急支柱30和第二应急支柱34中的至少一者来维持飞行器14的期望功能。因此，能够在失去第一应急支柱30或第二应急支柱34中的一者的情况下维持飞行器14的期望操作。在图5a中所示的应急支柱的实例中，第一应急支柱30和第二应急支柱34示出为处于彼此不平行的关系，在其他实例中，第一应急支柱30和第二应急支柱34可彼此平行地定位。

参考支柱系统24，如图6至图8a所示，示出了第一应急支柱组件28’的第二实例，其在机翼12上位于第二应急支柱组件62’的第二实例内侧。第一应急支柱组件28’的第二实例包括定位在第一弦44’上的第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的一者。在该实例中，如图6和7所示，第一应急支柱30’的第二端部38’定位在第一弦44’上。第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开。如图7中所示，在该实例中，第一应急支柱30’的第二端部40’沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开“s1”，其中间隔开“s1”是足以使第二端部38’和第一应急支柱30’在翼展方向56上与第二端部40’和第二应急支柱34’间隔开的间距，以便降低第一应急支柱组件28’的第二实例的第一应急支柱30’和第二应急支柱34’两者由于单次鸟类相遇而遭受严重的直接冲击损坏的易损性。因此，“s1”的设计间距选择包括如分析者早先所提及的第一应急支柱30’与第二应急支柱34’之间的足够间距，这将降低第一应急支柱30’和第二应急支柱34’由于直接鸟类撞击而均失效的易损性。只要为第一应急支柱30’和第二应急支柱34’中的每一者提供足够的设计能力，就将维持飞行器14的期望操作，其中利用第一应急支柱组件28’的第二实例中的剩余应急支柱，失去一个应急支柱将仍能提供足够的操作支持。

第一应急支柱30’的第二端部38’并且在该实例中第一应急支柱30’相对于第二应急支柱34’的第二端部40’和第二应急支柱34’定位在前方位置“f”中并且与之分离开。第二应急支柱34’的第二端部40’并且在该实例中第二应急支柱34’相对于第一应急支柱30’的第二端部38’和第一应急支柱30’定位在后方位置“a”中并且与之分离开。其中，在第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的一者定位在第一弦44’上，并且第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开“s1”的情况下，第一应急支柱30’和第二应急支柱34’中的每一者均具有翼型构造58、60，从而在操作中分别向飞行器14提供较小的阻力。

进一步参考关于第一应急支柱组件28’的第二实例的支柱系统24，其中，第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的一者定位在第一弦44’上，其中在该实例中，第一应急支柱30’的第二端部38’定位在第一弦44’上。第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开“s1”，如前所述。在该实例中，第二应急支柱34’的第二端部40’与第一弦44’间隔开。如图8a所示，第一应急支柱30’的第一端部32’和第二应急支柱34’的第一端部36’在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d1’，并且第一应急支柱30’的第二端部38’和第二应急支柱34’的第二端部40’在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d2’。第一距离d1’和第二距离d2’中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸，从而限制了发动机转子爆裂事件中由碎片引起的对第一应急支柱30’或第二应急支柱34’中的一者的显著直接冲击损坏，并且避免了由这种碎片引起的对第一应急支柱30’和第二应急支柱34’两者的直接冲击损坏。利用第一应急支柱30’和第二应急支柱34’的这种定位布置，只要第一应急支柱30’和第二应急支柱34’中的每一者的结构设计中已结合适当的安全结构设计能力，就可以在发动机转子爆裂事件中通过保留第一应急支柱30’和第二应急支柱34’中的至少一者来维持飞行器14的期望功能。因此，能够在失去第一应急支柱30’或第二应急支柱34’中的一者的情况下维持飞行器14的期望操作。在图8a所示的应急支柱的该实例中，第一应急支柱30’和第二应急支柱34’示出为彼此不平行，并且在其他实例中，第一应急支柱30’和第二应急支柱34’可以彼此平行地定位。

如图3、图4和图5b所示，支柱系统24还包括与机翼12相关联的第二应急支柱组件62的第一实例，其在机翼12上相对于第一应急支柱组件28的第一实例定位在外侧。本文将讨论如图6、图7和图8b所示的第二应急支柱组件62’的第二实例，其在机翼12上相对于第一应急支柱组件28’的第二实例定位在外侧。

如图3和图5b中所示，第二应急支柱组件62的第一实例包括具有第一端部66的第三应急支柱64和具有连接至支柱构件26的第一端部70的第四应急支柱68，其具有与图5a的第一应急支柱组件28的第一实例类似的定位布置。如图4中所示，第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74均连接至机翼12，在弦42的方向上彼此间隔开“s”。如先前所讨论的，关于将应急支柱连接至机翼，可以使用各种已知的连接布置。如图3所示，第一应急支柱组件28的第一弦44和第二应急支柱组件62的第一实例的第二弦76在机翼12的翼展方向56上彼此间隔开。如图5b所示，第二应急支柱组件62的第一实例包括连接至机翼12的第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74，在该实例中，如图3所示，第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上。第二端部72、74的这种定位是与第一应急支柱组件28的第一实例(其中如图4所示，第二端部38和40定位在第一弦44上)类似的定位布置。

第二应急支柱组件62的第一实例具有第三应急支柱64的第二端部72以及第三应急支柱64相对于第四应急支柱68的第二端部74以及第四应急支柱68定位在前方位置“f”中。进一步地，在这个实例中，第四应急支柱68的第二端部74以及第四应急支柱68相对于第三应急支柱64的第二端部72以及第三应急支柱64定位在后方位置“a”中。在第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上的情况下，如图4所示，在该实例中，第三应急支柱64的横截面面积78大于第四应急支柱68的横截面面积80。第三应急支柱64的更坚固的构造提供了对鸟类撞击的抵抗力，相比于定位成在第二弦76上对齐并且位于第三应急支柱64之后的后方位置“a”中的第四应急支柱68，定位在前方位置“f”中的第三应急支柱64更可能遭遇这种鸟类撞击。第三应急支柱64的更坚固的构造还为后面的第四应急支柱68提供了防止鸟类撞击的阻挡保护。

在第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上并且第三应急支柱64和第四应急支柱68沿着第二弦76对齐的情况下(如图3所示)，第三应急支柱64具有翼型构造82，如图4所示。如图5b中所示，在第三应急支柱64相对于第四应急支柱68处于前方位置“f”中的情况下，在该实例中，第三应急支柱64设置有如图4所示的翼型构造82，以减小飞行操作期间飞行器14上的阻力。在其他实例中，第三应急支柱64和第四应急支柱68均可设置有期望的翼型构造。

如图5b所示，在第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上的情况下，第三应急支柱64的第一端部66和第四应急支柱68的第一端部70在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d3。第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d4。第一距离d3和第二距离d4中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸，从而限制发动机转子爆裂事件中的碎片对第三应急支柱64和第四应急支柱68中的一者的任何显著破坏性直接冲击，并且避免对第三应急支柱64和第四应急支柱68两者的破坏性直接冲击。通过第三应急支柱64和第四应急支柱68的这种定位布置，只要第三应急支柱64和第四应急支柱68中的每一者的结构设计中已结合适当的安全结构设计能力，就可以在发动机转子爆裂事件中通过保留第三应急支柱64和第四应急支柱68中的至少一者来维持飞行器14的期望功能。因此，在失去第三应急支柱64和第四应急支柱68中的一者的情况下，可以维持飞行器14的期望操作。在图5b中所示的应急支柱的实例中，第三应急支柱64和第四应急支柱68示出为彼此不平行，在其他实例中，第三应急支柱64和第四应急支柱68可定位成彼此平行。

如图6和图8b所示的第二应急支柱组件62’的第二实例包括具有第一端部66’的第三应急支柱64’和具有连接至支柱构件26的第一端部70’的第四应急支柱68’，其具有与图6、图7和图8a的第一应急支柱组件28’的第二实例相似的构造。如图8b所示，第三应急支柱64’的第二端部72’和第四应急支柱68’的第二端部74’均在弦42的方向上彼此间隔开地连接至机翼12。在该实例中，如图6所示，第一应急支柱组件28’的第二实例的第一弦44’和第二应急支柱组件62’的第二实例的第二弦76’在机翼12的翼展方向上彼此间隔开。在该实例中，如图7和8b所示，第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的一者定位在第二弦76’上。在该实例中，第三应急支柱64’的第二端部72’定位在第二弦76’上。第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第二弦76’间隔开。如图7所示，第四应急支柱68’的第二端部74’被间隔开“s1”，以包括第三应急支柱64’的第二端部72’和第三应急支柱64’与第四应急支柱68’的第二端部74’和第四应急支柱68’沿着机翼12在翼展方向56上的间距。第三应急支柱64’和第四应急支柱68’在翼展方向56上的间距降低了第二应急支柱组件62’的第二实例的第三应急支柱64’和第四应急支柱68’两者由于单次鸟类相遇而遭受严重的直接冲击损坏的易损性。因此，“s1”的设计间距选择包括如分析者所建议的第一应急支柱30’与第二应急支柱34’之间的足够间距，其将降低第三应急支柱64’和第四应急支柱68’在直接鸟类冲击的情况下均失效的易损性，并且利用第三应急支柱64’和第四应急支柱68’中的每一者的足够设计能力，失去一个应急支柱将仍导致第三应急支柱64’和第四应急支柱68’中的剩余应急支柱利用第二应急支柱组件62’的第二实例中的剩余的应急支柱为飞行器14提供足够的期望操作支持。

在该实例中，第三应急支柱64’的第二端部72’以及第三应急支柱64’相对于第四应急支柱68’的第二端部74’以及第四应急支柱68’定位在前方位置“f”中。并且在该实例中，第四应急支柱68’的第二端部74’以及第四应急支柱68’相对于第三应急支柱64’的第二端部72’以及第三应急支柱64’定位在后方位置“a”中。在第三应急支柱64’和第四应急支柱68’沿着机翼12的翼展方向56间隔开的情况下，第三应急支柱64’和第四应急支柱68’均分别具有翼型构造84、86，如图7所示。翼型构造84、86减小飞行器14在飞行操作中的阻力。

在第二应急支柱组件62’的第二实例中，第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的一者定位在第二弦76’上。在该实例中，如图6所示，第三应急支柱64’的第二端部72’定位在第二弦76’上。第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第二弦76’间隔开“s1”。在本实例中，如图6和图7中所示，第四应急支柱68’的第二端部74’沿着机翼12在翼展方向56上与第二弦76’间隔开。参考图8b，第三应急支柱64’的第一端部66’和第四应急支柱68’的第一端部70’在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d3’，并且第三应急支柱64’的第二端部72’和第四应急支柱68’的第二端部74’在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d4’。第一距离d3’和第二距离d4’中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸，从而限制发动机转子爆裂事件中的碎片对第三应急支柱64’或第四应急支柱68’中的一者的任何显著破坏性直接冲击，并且避免对第三应急支柱64’和第四应急支柱68’两者的破坏性直接冲击。利用第三应急支柱64’和第四应急支柱68’的这种定位布置，只要第三应急支柱64’和第四应急支柱68’中的每一者的结构设计中已结合适当的安全结构设计能力，就可以在发动机转子爆裂事件中通过保留第三应急支柱64’和第四应急支柱68’中的至少一者来维持飞行器14的期望功能。因此，在失去第三应急支柱64’或第四应急支柱68’中的一者的情况下，可维持飞行器14的期望操作。在图8b中所示的应急支柱的该实例中，第三应急支柱64’和第四应急支柱68’示出为彼此不平行，并且在其他实例中，第三应急支柱64’和第四应急支柱68’可定位成彼此平行。

参考图9，示出了用于安装飞行器14的机翼12的支柱系统24的方法88。方法88包括第一应急支柱组件28的第一实例和第一应急支柱组件28’的第二实例的构造，其在机翼12上分别相对于第二应急支柱组件62的第一实例和第二应急支柱组件62’的第二实例定位在内侧，其中第一应急支柱组件28和第二应急支柱组件62的第一实例具有彼此相似的应急支柱位置布置，并且与具有彼此相似的应急支柱位置布置的第一应急支柱组件28’和第二应急支柱组件62’的第二实例不同。

方法88包括将支柱构件26固定至飞行器14的机翼12并且将支柱构件26固定至飞行器14的机身15的步骤90。方法88适用于第一应急支柱组件28的第一实例和第一应急支柱组件28’的第二实例两者，并且适用于第二应急支柱组件62的第一实例和第二应急支柱组件62’的第二实例两者。

方法88包括分别将第一应急支柱组件28、28’连接至机翼12和支柱构件26的步骤92，如图3和图8所示，包括分别将第一应急支柱30、30’的第一端部32、32’连接至支柱构件26，将第二应急支柱34、34’的第一端部36、36’连接至支柱构件26并且将第一应急支柱30、30’的第一端部38、38’和第二应急支柱34、34’的第二端部40、40’在弦42的方向上彼此间隔开地连接至机翼12，如图5a和图8a所示。

如图5a和图8a所示，方法88还包括分别将第一应急支柱30、30’的第二端部38、38’和第二应急支柱34、34’的第二端部40、40’连接至机翼12，在机翼12处彼此间隔开，并且相对于彼此定位在两个位置中的一个位置中。如图3和图4所示，一种布置定位包括第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40定位在第一弦44上。如图6和图7中所示，第二布置定位包括第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的一者定位在第一弦44’上，并且第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开。在如上所述的较早实例中，第一应急支柱30’的第二端部38’定位在第一弦44’上，如图7所示。

如之前所描述的，第一应急支柱30、30’的第二端部38、38’和第一应急支柱30、30’相对于第二应急支柱34、34’的第二端部40、40’定位在前方位置“f”中，并且第二应急支柱34、34’的第二端部40、40’和第二应急支柱34、34’相对于第一应急支柱30、30’的第二端部38、38’定位在后方位置“a”中。

如图4和图5所示，在第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40定位在第一弦44上的情况下，第一应急支柱30的横截面面积50大于第二应急支柱34的横截面面积52。第一应急支柱30具有翼型构造54，如图4所示；第一应急支柱30的第一端部32和第二应急支柱34的第一端部36在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d1，并且第一应急支柱30的第二端部38和第二应急支柱34的第二端部40在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d2，如图5a所示。第一距离d1和第二距离d2中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸。可替换地，第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的一者定位在第一弦44’上，并且第一应急支柱30’的第二端部38’或第二应急支柱34’的第二端部40’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第一弦44’间隔开。在如上所述的实例中，如图6所示，第一应急支柱30’定位在第一弦44’上。参考图8a，第一应急支柱30’和第二应急支柱34’分别具有翼型构造84、86。第一应急支柱30’的第一端部32’和第二应急支柱34’的第一端部36’在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d1’，并且第一应急支柱30’的第二端部38’和第二应急支柱34’的第二端部40’在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d2’。第一距离d1’和第二距离d2’中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸。

方法88还包括将第二应急支柱组件62、62’连接至支柱构件26和机翼12，其中第一应急支柱组件28、28’和第二应急支柱组件62、62’沿着机翼12在翼展方向56上彼此间隔开。如图5b和图8b所示，方法88还包括将第三应急支柱64、64’的第一端部66、66’连接至支柱构件26并且将第四应急支柱68、68’的第一端部70、70’与第三应急支柱的第一端部在弦42的方向上间隔开地连接至支柱构件26，并且还包括将第三应急支柱64、64’的第二端部72、72’和第四应急支柱68、68’的第二端部74、74’在弦42的方向上彼此间隔开地连接至机翼12。

方法88还包括将第三应急支柱64、64’的第二端部72、72’和第四应急支柱68、68’的第二端部74、74’连接至机翼12，在机翼12处彼此间隔开，并且相对于彼此定位在两个布置位置中的一个布置位置中。如图3和图4所示，第一布置位置包括第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上。可替代地，如图6和图7中所示，第二布置位置包括第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的一者定位在第二弦76’上，并且第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第二弦76’间隔开。在之前描述的实例中，第三应急支柱64’的第二端部72’定位在第二弦76’上。

在第二应急支柱组件62的第一实例和第二应急支柱组件62’的第二实例中，如图5b和图8b中所示，第三应急支柱64、64’的第二端部72、72’和第三应急支柱64、64’相对于第四应急支柱68、68’的第二端部74、74’和第四应急支柱68、68’定位在前方位置“f”中并且与之间隔开。第四应急支柱68、68’的第二端部74、74’和第四应急支柱68、68’相对于第三应急支柱64、64’的第二端部74、74’和第三应急支柱64、64’定位在后方位置“a”中并且与之间隔开。

在第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74定位在第二弦76上的情况下，如图4所示，第三应急支柱64的横截面面积78大于第四应急支柱68的横截面面积80，并且第三应急支柱64具有翼型构造82。如图5b中所示，第三应急支柱64的第一端部66和第四应急支柱68的第一端部70在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d3，并且第三应急支柱64的第二端部72和第四应急支柱68的第二端部74在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d4。第一距离d3和第二距离d4中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸。

在第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的一者定位在第二弦76’上的情况下，如图7中所示，第三应急支柱64’的第二端部72’或第四应急支柱68’的第二端部74’中的另一者沿着机翼12在翼展方向56上与第二弦76’间隔开。在之前描述的实例中，第二端部72’定位在第二弦76’上。如图8b所示，第三应急支柱64’的第一端部66’和第四应急支柱68’的第一端部70’在弦42的方向上彼此间隔开第一距离d3’，并且第三应急支柱64’的第二端部72’和第四应急支柱68’的第二端部74’在弦42的方向上彼此间隔开第二距离d4’。第一距离d3’和第二距离d4’中的每一者均等于或大于飞行器14的发动机(未示出)的转子(未示出)的宽度尺寸。

虽然上面已经描述了各种实施例，但是本公开并不旨在限于此。可对仍落入所附权利要求书的范围内的所公开的实施方式做出变化。