飞行器机翼的中央箱体的前翼梁结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种保护飞行器机翼的中央箱体的前翼梁的结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置。
【背景技术】
[0002]飞行过程中，飞行器常常受到鸟的撞击，这有时在机翼和前端处，以及有时在位于其中的设备上产生相当大的损坏。
[0003]一般说来，为了保持这些设备的完整性，一些防护件被安置于每个机翼内部在前缘(bord d’attaque)附近，尤其是为了保护位于机翼内的储油箱，以及飞行器的前端，以保护飞行员和导航仪器。
[0004]最常见的是，特别是涉及机翼的前缘和尾翼，轮廓的外部空气动力学表面装有金属或复合材料的内部加强筋。
[0005]作为所述方法的替代物或与所述方法结合，所述防护板安装在空气动力学表面后方，所述防护板与轮廓的形状(C形)相符合，所述防护板或者是平面，或者为燕尾形(V形)，以便把撞击分散在所述防护板的前棱边的二侧。
[0006]但是，存在位于每个机翼的根部附近的飞行器区域，这些区域常常是没有保护的。
[0007]实际上，每个机翼的内部区域通常只有从机翼的中央箱体的连接肋部(第一肋部)起(在机翼根部/端部方向)才受到保护。
[0008]然而，一些引入至翼梁前部的液压或电力系统位于所述区域内，例如通向煤油储器的管道、提取来自发动机的热空气的管道。
[0009]在鸟使翼梁破裂的情况下，这些系统可能受损，因此值得为所述系统带来补充保护。
【发明内容】
[0010]为此目的，本发明涉及一种保护飞行器机翼的中央箱体的前翼梁的结构和位于所述机翼中的至少一个设备的保护装置。
[0011]这种保护装置包括防护表面，所述防护表面向中央箱体的前翼梁前方延伸，从机翼根部限定的机翼与机身之间的相交表面与所述相交表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部，所述防护表面部分包围所述至少一个设备，还包括将防护表面固定至中央箱体从而形成静定连接的固定部件。
[0012]这种装置可以保护位于机翼根部区域中的那些系统，这得益于所述装置的可以与其它区域中存在的所述防护件相媲美的坚固性。
[0013]与位于空气动力学表面附近或为平面的现有技术的防护件相反，本发明提出的装置位于灵敏区附近，相对于空气动力学表面后退，并包围灵敏系统。
[0014]这样不仅可以更多地保护这些系统，还可减小保护面积，因此可以减小质量，而对机身整流功能没有影响。
[0015]最后，所述装置设计的简单性减少了安装时间，这在最终组装线进行安装的区域是特别有利的。
[0016]所述装置在机翼中央箱体上的静定锚固特别地具有考虑机翼变形的优点，在可以被认为是软的区域中，变形显著的。
[0017]更特别的是，将防护表面固定在中央箱体上的固定部件包括将防护表面连接在中央箱体的第一肋部上的具有三个自由度的机械连接部。
[0018]这样可以特别地保留与机身的轴线垂直的平面一其中变形是最大的一中的自由度。
[0019]根据可能的特征，将防护表面固定至中央箱体的固定部件包括将防护表面连接至中央箱体的第一肋部上的具有二个自由度的机械连接部。
[0020]在这种情况下，可以阻止中央箱体在伸长方向的移动。
[0021]根据可能的特征，将防护表面固定在中央箱体上的固定部件包括将防护表面连接至前翼梁上的具有在与中央箱体的第一肋部垂直的轴线上的单独的自由度的机械连接部。
[0022]因此，这种固定考虑了机翼在机身轴线上的很大的刚性。
[0023]回收在这个方向得到的碰撞力而没有任何名义上的功能性接触可以保证装置的碰撞能量向机身的主要结构扩散，以更好地吸收该能量。
[0024]与防护表面位于机翼前缘附近的现有技术装置相反，防护表面有利地位于紧靠中央箱体的前翼梁和/或所述至少一个设备附近。
[0025]因此，根据一种可能特征，防护表面比机翼的前缘表面更靠近所述至少一个设备。
[0026]使防护表面尽可能靠近灵敏设备，使这些设备受到更好的保护。
[0027]根据一特殊实施例，防护表面在相交表面的平面中的截面为C形。
[0028]根据另一实施例，防护表面包括与相交表面垂直的棱边。
[0029]因此，防护表面在由机翼根部限定的机身表面平面中的截面形状为V形。
[0030]在中央包括刃部的这种特殊形状，可以使鸟或任何其它从表面棱边的每一侧碰撞防护表面的物体偏离，因此使防护表面和机身主结构要容纳的能量最小。
[0031]根据另一实施例，防护表面与所述至少一个设备的形状相符合。
[0032]在所有情况下，通过其形状，防护表面可以使空气、液压和电力系统(设备)引入到防护表面内，并因此保证它们对碰撞的安全性。
[0033]为了便于该引导，防护表面具有至少一个用于使至少一个设备通过的开口。
[0034]作为选择，所述装置包括至少一个使防护表面与飞行器机身结构连接的补充连接部，所述补充连接部由从防护表面后部突起的凸销和从机身表皮突起的机身的钩，所述凸销和钩用于互相协作。
[0035]为了增加被所述装置吸收的能量，防护表面具有包括连续的防护件的结构。
[0036]例如防护表面可以由具有高强度和强延展性的铝合金形成。
[0037]为了使防护表面适应它所保护的设备，防护表面的厚度可以是可变的。
[0038]根据第二方面，本发明还涉及一种包括中央箱体和在所述机翼内部空间中的至少一个设备的飞行器机翼。
[0039]所述机翼包括保护所述至少一个设备的保护装置，该保护装置包括防护表面，所述防护表面向中央箱体的前翼梁前方延伸，从由机翼根部限定的机翼与机身之间的相交表面与所述表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部，所述保护装置部分包围所述至少一个设备。
[0040]本发明最后涉及一种包括该机翼的飞行器。
【附图说明】
[0041]在下面作为非限定例子并参照附图的描述过程中，将了解本发明的其它特征和优点。其中:
[0042]图1是包括本发明第一实施例的装置的飞行器机翼在它的根部平面中的剖面示意图；
[0043]图2是图1的元件的立体示意图；
[0044]图3是在其根部处包括本发明第二实施例的装置的飞行器机翼在它的根部平面中的剖面示意图；
[0045]图4是图2的保护装置在机翼的中央箱体的前翼梁平面中的示意图；
[0046]图5是将图4的保护装置固定至机翼前翼梁的二个固定点的侧视示意图；
[0047]图6是将图4的保护装置固定至机翼前翼梁的二个固定点的俯视示意图；
[0048]图7是图4的保护装置的另一固定点的俯视示意图；
[0049]图8是所述装置的固定元件的立体示意图；
[0050]图9是图4的截面A-A的示意图。
【具体实施方式】
[0051]图1表示飞行器的机翼I在其根部处，即机翼与机身2的主体的结合处的剖面图。
[0052]此剖面在飞行器的XZ平面中形成，X轴线代表机身2的纵轴线，Z轴线是飞行器处于地面时的竖直轴线。
[0053]该平面特别地对应于由根部4限定的机翼I与机身2之间的相交表面3在其中延伸的平面。
[0054]机翼I具有空气动力学表面5,这里机翼的前缘6不于图的左边。
[0055]这里人们感兴趣的是由该空气动力学表面与机翼的中央箱体13的前翼梁12限定的内部空间10，该内部空间是本领域普通技术人员所熟知的，因此这里不再详细描述，并且它们的形状可以根据不同的飞行器而变化。
[0056]一定数量的设备在内部空间10中延伸。
[0057]在这些设备中，包括但不限于:燃料的管子、电线、空调系统的供应管等。
[0058]因此这里也示出了作为这些设备一部分的供应管14。
[0059]为了保护该设备，示出了根据本发明的保护装置20的第一实施例。
[0060]保护装置20由对前翼梁12的固定部件(下面给出此固定的细节)和图1中以剖面图表示的防护表面22组成。
[0061]更确切地说，防护表面22延伸至中央箱体13的前翼梁12前方，从相交表面3与该相交表面横向地延伸到中央箱体的第一肋部24，所述防护表面部分包围管子14。
[0062]因此，如图1、2可以看到的，防护表面22—方面覆盖在机身2与机翼I的中央箱体的第一肋部24之间延伸的区域，另一方面覆盖从前翼梁12的上端(沿Z轴线)延伸到前翼梁12的下端的区域。
[0063]防护表面22具有大约在前翼梁12的一半高度的棱边23。
[0064]所述位于朝向机翼前方(朝向前缘6)的棱边23与相交表面3垂直。
[0065]所述棱边23把防护表面22分为二个平面表面，上板25a和下板25b，使其具有V形剖面的形式。
[0066]因此，棱边23的作用像刃部，可以在碰撞时将鸟切开，因此将要吸收的能量分开。
[0067]人们观察到，可以在防护表面22形成一些开口以使某些设备通过。
[0068]因此，如图3中可以看到的，下板25b具有可以使管子(未出示)通过的开口 26。
[0069]此类开口可以使现有系统通过，而不改变这些系统，并且没有任何为了保护这些系统而进行的重新布置。
[0070]图2表示根据本发明的保护装置的第二实施例。
[0071]在该第二实施例中，保护装置200对设备具有同样的功能，并覆盖内部空间10的相同区域。
[0072]但是防护表面222的形状不同，因为它是凸起的。
[0073]因此该表面包围所述设备，如供应管14，在该剖面图中(即在XZ平面中或相交表面3的平面中)的形状为C形。
[0074]可以注意到，防护表面222的厚度可以变化，如在该图中的情况一样，所述表面在翼梁的大约一半的高度上更厚。
[0075]这样可以有利地优化沿碰撞角度的碰撞能量的吸收。
[0076]在前面所示的二个实施例中，防护表面的上部和下部可以沿碰撞方向将鸟向上或向下排出到油箱区和灵敏系统以外。
[0077]无论保护装置的形状如何，可以构成防护表面的材料优选是吸收金属材料，例如铝，或膨胀和硬化的矿物纤维。更推荐蜂窝结构(英文术语为“honeycomb”)。
[0078]现在描述将根据本发明的保护装置固定在前翼梁12的固定部件。
[0079]为此，以第一实施例为例，因为第二实施例可以具有等同的固定方式。
[0080]图4表示机翼中央箱体的前翼梁12的前表面和本发明的装置的防护表面22的固定点。由于清楚的原因，这里防护表面22表示为透明的。
[0081]可以容纳大能量碰