前缘结构的制作方法

前缘结构的制作方法
【专利摘要】本发明提供一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构(120)，该前缘结构包括蒙皮结构(121)，该蒙皮结构提供外部空气动力学表面和内部表面，这两个表面在该结构的弦向方向和展向方向上延伸；以及多个结构构件(122)，每个结构构件连接到蒙皮结构的内部表面并沿着该内部表面在弦向方向上延伸，其中，结构构件(122)与蒙皮结构(121)的内部表面一体地形成。本发明还提供了包括前缘结构(120)的飞行器机翼、飞行器水平尾翼、翼盒结构、机翼或机翼结构以及飞行器。
【专利说明】前缘结构
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种前缘结构。更具体但不排它地，本发明涉及一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，所述前缘结构包括蒙皮结构以及用于支撑所述蒙皮结构的多个翼肋和/或子翼梁。
【背景技术】
[0002]在飞行器机翼的设计中，将机翼设计成使机翼周围的气流尽可能久地保持层流是很重要的。这需要尽可能精确地设计并制造机翼的前缘结构以便对整个前缘结构提供良好的波动控制并通过使前缘结构上的台阶、块状物以及凸点(例如，紧固件)最小化而将气流中扰动的影响减到最小。此外，前缘结构必须能够足够耐用且轻以便在飞行器上使用。特别地，为了在商用运输飞行器上使用，其必须能够，例如，一天飞行18个小时而不使层流流动降级。此外，前缘结构必须能够支撑增升机构，诸如前缘襟翼或缝翼。
[0003]前缘结构通常包括平滑的空气动力学鼻部，该空气动力学鼻部形成了机翼的最前缘(相对于迎面而来的气流)。该前缘结构向后延伸，而其空气动力学上表面和下表面从鼻部向外延伸。前缘结构通常还具有最后缘区域，该最后缘区域附接到主机翼结构的前部以形成完整的机翼结构。
[0004]应当注意，同样的一些问题适用于作为飞行器结构构件的一部分而不是作为机翼结构的一部分的其它前缘结构。例如，实现层流的概念也适用于飞行器的其它表面，例如水
平尾翼。
[0005]前缘结构通常构造有蒙皮和子结构。
[0006]蒙皮可以是将来自前缘的载荷传递到主翼盒的结构蒙皮。它们通常由金属(例如，铝或钛合金或钢)或复合材料(例如，玻璃纤维增强聚合物(GFRP)或碳纤维增强聚合物(CFRP))制成。传统上，结构蒙皮本质上是整体式的，每个蒙皮由单件材料形成。它们通常具有在展向方向(即，舱内侧-舱外侧)上沿其延伸的桁条/加强构件。
[0007]另一种蒙皮结构是面板。这些面板通常不承载主机翼载荷，而是仅仅保持空气动力学外形。此外，这些面板可由金属或复合材料制成。面板可以是整体式的，但通常被制成在两个表皮之间具有一层芯材(诸如蜂巢状物或闭孔泡沫)的夹层板。
[0008]所有的现有技术的子结构包含翼肋。大多数翼肋由铝合金构造并且能够由坯料机加工而成或由零件组装而成。一些翼肋使用复合材料制成，但这通常在相邻的部件也由复合材料制成的情况下实行。
[0009]一些现有技术的子结构还包含在展向方向延伸的子翼梁。这些子翼梁通常组装有蒙皮和翼肋并且通常由与翼肋相同的材料制成。
[0010]前缘结构的各种部件通常通过机械方式紧固在一起(例如，使用铆钉)，但也可粘
结、甚至热塑焊接在一起。
[0011]在图1中，典型的现有技术的前缘结构I示出为附接到典型的翼盒结构9。前缘结构I包括具有子翼梁2和翼肋3a、3b、3c、3d的子结构。使用铆钉5将子翼梁2和翼肋3机械地紧固到前缘蒙皮4。此外，蒙皮4具有沿其延伸的展向桁条。搭板7和其它铆钉8用于将前缘结构I附接到翼盒结构9的蒙皮10和主前部翼梁11。
[0012]在这种现有技术示例中，存在多个穿过前缘蒙皮4的铆钉5、8。这在前缘蒙皮表面上设置了凸点，因而对层流具有负面影响。
[0013]本发明的另一目的是改进前缘结构的层流特性，同时还确保它们足够坚固并能够支撑前缘增升机构。

【发明内容】

[0014]根据第一方面，本发明提供一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，所述前缘结构包括:蒙皮结构，所述蒙皮结构提供外部空气动力学表面和内部表面，所述外部空气动力学表面和所述内部表面在所述结构的弦向方向和展向方向上延伸；以及多个结构构件，每个结构构件连接到所述蒙皮结构的所述内部表面并沿着所述内部表面在弦向方向上延伸，其中，所述结构构件与所述蒙皮结构的所述内部表面一体地形成。
[0015]使结构构件与蒙皮结构的内部表面一体地形成意味着不必使用单独的紧固件将结构构件附接到蒙皮结构。这意味着，例如，存在较少的穿过蒙皮结构的铆钉，因此在前缘结构蒙皮的外部空气动力学表面上存在较少的相应凸点。这促进了前缘结构周围的层流流动。
[0016]优选地，结构构件是用于支撑蒙皮结构的加强构件或翼肋。
[0017]优选地，蒙皮结构和结构构件由单个坯料机加工而成或被制造为整体的复合材料结构。优选地，蒙皮结构和结构构件在模具中被铸造在一起。
[0018]优选地，一体的蒙皮结构和结构构件设置有多个用于安装飞行器系统的安装点。
[0019]更加优选地，结构构件是翼肋，每个翼肋包括单元的格栅结构。格栅结构为翼肋提供了坚固的结构。该格栅结构允许翼肋较浅，因此更易于通过铸造来制造。
[0020]优选地，翼肋的格栅单元中的至少一些是三角形的。
[0021]优选地，存在腹板，所述腹板在至少一些翼肋单元中遍布这些翼肋单元延伸。这些腹板促进了铸造加工期间铸造模具中的材料流动。
[0022]更加优选地，至少一些腹板具有至少一个穿过其中的孔。去除材料一尤其是在腹板的较薄部段中去除材料一防止了铸造期间较差的材料流动和冷却。
[0023]优选地，在至少一些翼肋单元壁上存在冒口节点，优选地位于两个或更多个翼肋单元壁的顶点处。这些冒口节点在铸造加工期间用作冒口。
[0024]优选地，结构构件是与蒙皮结构的内部表面一体形成的凸缘，其中，前缘结构还包括多个用于支撑蒙皮结构的翼肋，每个翼肋延伸到蒙皮结构下方一定深度处，并且在弦向方向上延伸，并且连接到一体形成的凸缘。使凸缘与蒙皮结构的内部表面一体形成并且使翼肋连接到凸缘意味着能够使用较少的穿过蒙皮结构的铆钉将翼肋连接到蒙皮结构，因此在前缘结构蒙皮的外部空气动力学表面上存在较少的对应凸点。这促进了前缘结构周围的层流流动。此外，使翼肋与蒙皮/凸缘结构分开形成允许通过对实心坯料进行机加工来制造蒙皮/凸缘结构，并且更容易制造且减少了浪费。
[0025]优选地，使用多个在展向方向上延伸穿过翼肋和凸缘的紧固件将每个翼肋连接到其凸缘。[0026]优选地，蒙皮结构包括位于内部表面上的蒙皮加强元件的格栅。这种格栅有助于蒙皮结构和前缘结构的整体刚度。
[0027]优选地，蒙皮加强元件的格栅单元中的至少一些是三角形的。
[0028]优选地，在至少一些蒙皮加强元件的顶点处存在冒口节点。这些冒口节点在铸造加工期间用作冒口。
[0029]优选地，蒙皮结构在外部空气动力学表面和内部表面之间具有在弦向方向和/或展向方向上的可变厚度。该厚度可以变化以优化刚度(和波度)。
[0030]优选地，结构构件是用于支撑蒙皮结构的翼肋，其中，每个翼肋包括可移除部分，该可移除部分优选地朝向翼肋的前方。具有可移除部分使得不必向系统提供翼肋中的通孔就能够安装系统。可移除部分优选地位于一些或所有翼肋的前部。使可移除部分位于翼肋的前部使得它能够用于操纵前缘蒙皮结构以达到适于实现层流的公差。换言之，前缘蒙皮结构可设置在对层流来说最适宜的位置，之后该可移除部分可被制成具有正确的大小/形状以适应该前缘蒙皮位置。可移除部分也可位于一些或所有翼肋的下侧。
[0031]优选地，结构构件是翼肋，前缘结构包括连接到至少一个翼肋的下侧的支撑构件，该支撑构件适于连接到另一个飞行器结构部件，例如，延伸为低于翼肋的飞行器结构部件，例如翼盒。具有支撑构件允许翼肋比不具有支撑构件的情况浅，因为它们不必向下延伸到较低的飞行器结构部件。也允许去除支撑构件，从而使得系统的安装和移除变得更加容易。
[0032]优选地，支撑构件具有与翼肋深度相比相当大的深度，使得翼肋从蒙皮结构向下延伸的深度显著地小于前缘结构的总深度。这提供了较浅的翼肋。
[0033]更加优选地，支撑构件具有深度与翼肋深度几乎相同的竖直部件，从而使翼肋从蒙皮结构向下延伸大约前缘结构的总深度的一半。
[0034]根据第一个方面，本发明还提供了一种翼盒结构，其包括前部翼梁、从该前部翼梁沿弦向方向向前延伸的多个接头部件、从每个接头部件竖直向上延伸的支撑构件、以及如上所述的前缘结构，其中，前缘结构在至少一个翼肋的下侧处连接到支撑构件。
[0035]根据第二个方面，本发明提供一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，该前缘结构包括蒙皮结构，其中，该蒙皮结构包括提供外部空气动力学表面的外部蒙皮并且包括内部蒙皮，这两个表面在该结构的弦向方向和展向方向上延伸，其中，在多个位置处，内部蒙皮与外部蒙皮间隔开以形成多个弦向向内延伸部分。
[0036]具有双层蒙皮结构意味着可使用较少的穿过外部蒙皮表面的铆钉将结构构件连接到内部蒙皮表面以及因此连接到蒙皮结构，并且因此在前缘结构蒙皮的外部空气动力学表面上具有较少的对应凸点。这促进了前缘结构周围的层流。此外，外部蒙皮可被制造成比内部蒙皮具有更大的公差，以便满足层流需要的高公差。内部蒙皮可制造成为蒙皮结构提供额外的刚度。
[0037]优选地，每个弦向向内延伸部分具有两个侧壁并具有顶壁，从而在两个侧壁之间提供具有展向宽度的突出部。这使得子结构能够连接到与外部蒙皮隔开的内部蒙皮的顶壁。
[0038]更加优选地，前缘结构还包括用于支撑蒙皮结构的子结构，其中，该子结构连接到向内延伸部分，优选地仅连接到向内延伸部分。
[0039]更加优选地，子结构包括多个翼肋，每个翼肋连接到向内延伸部分中的至少一个。[0040]优选地，顶壁包括与外部蒙皮间隔开且大致平行的表面，并且其中，翼肋附接到该平行表面。这意味着翼肋连接到与外部蒙皮平行但不在外部蒙皮上的表面。
[0041]优选地，弦向向内延伸部分是附接到内部蒙皮的加强构件，每个翼肋设置有与至少一个加强构件的形状对应的弦向凹部，从而使每个翼肋座落在加强构件上。这使得每个翼肋能够在加强构件上保持在位，同时提供小量的关于加强构件的翼肋展向浮动。
[0042]更加优选地，加强构件与内部蒙皮一体地形成。这意味着可使用较少的紧固件。
[0043]优选地，壁的拐角是圆形的以便提供U形横截面。
[0044]优选地，每个翼肋在至少一个弦向位置处用钉固定到与其对应的弦向突出部。这意味着翼肋被固定在位，同时仍然有助于展向浮动。用钉固定而不是用螺栓固定也避免了加强构件被挤压。
[0045]可替代地，每个翼肋在至少一个弦向位置处用螺栓固定到与其对应的弦向突出部。
[0046]优选地，内部蒙皮和外部蒙皮沿着蒙皮的展向边缘连接在一起。
[0047]更加优选地，内部和外部蒙皮通过将一个蒙皮(例如,外部蒙皮)的边缘围绕另一个蒙皮(例如，内部蒙皮)的边缘折叠而连接在一起。
[0048]根据第三个方面，本发明提供一种用于飞行器的机翼结构，该机翼结构包括:翼盒结构，所述翼盒结构具有机翼蒙皮结构，机翼蒙皮在整个所述翼盒结构上提供沿该结构的弦向方向和展向方向延伸的外部空气动力学表面，其中，在所述翼盒结构的前部，所述机翼蒙皮结构提供从所述翼盒结构的外部表面向内延伸的连接凸缘；以及具有前缘蒙皮结构的前缘结构，所述前缘蒙皮结构在整个所述前缘结构上提供沿该结构的弦向方向和展向方向延伸的外部空气动力学表面，其中，在所述前缘结构的后部，所述前缘蒙皮结构提供从所述前缘结构的外部表面向内延伸的连接凸缘，其中，所述翼盒结构通过延伸穿过两个向内延伸的连接凸缘的至少一个紧固件连接到所述前缘结构。
[0049]使紧固件延伸穿过两个向内延伸的凸缘意味着该紧固件不在机翼的任何外部空气动力学表面上设置对应的凸点。这促进了层流流动。
[0050]此外，前缘结构和翼盒结构之间的台阶高度能够在组装期间进行调整。这可以通过给这两个部件装上索具并调节索具的高度以使翼盒结构和前缘结构的上表面成直线而完成。
[0051]优选地，前缘蒙皮结构是包括外部蒙皮和内部蒙皮的夹层板，其中，前缘连接凸缘是在这两个蒙皮之间延伸的加强构件。通过使紧固件延伸穿过加强构件提供了围绕该紧固件行进的载荷路径。这提供了更加高效的连接。
[0052]优选地，至少在前缘结构的后部区域中，芯材被夹在内部蒙皮和外部蒙皮之间。
[0053]优选地，被紧固件穿过的孔是螺纹孔，例如，由锚定螺母提供的螺纹孔。
[0054]优选地，紧固件是单面紧固件。换言之，紧固件的安装可通过仅接近该紧固件的一侧而完成。例如，该紧固件可包括桶形螺母和螺钉或锚定螺母。这使得该紧固件更易安装。优选地，对应的凹部或通道设置于连接凸缘的一侧，以使紧固件的第二部分连接到在该连接凸缘的一侧上的该紧固件的第一部分内。
[0055]优选地，该结构还包括翼盒前部翼梁和子翼梁，子翼梁在上部部分处连接到两个连接凸缘之间并延伸到两个蒙皮结构下方一定深度处。子翼梁将来自紧固件联接的一些载荷传递到翼盒结构。这也在翼盒前部翼梁、上部翼盒蒙皮结构和下部翼盒蒙皮结构之间形成了闭盒。这防止了在紧固件联接处形成间隙(并且因此防止了在空气动力学表面中形成间隙)并有助于保持层流。子翼梁也用作防止翼盒前部翼梁(其可由复合材料制成)受到外来物体损坏的遮蔽件。
[0056]优选地，子翼梁在下部部分连接到下部机翼蒙皮结构，例如，其可通过下部凸缘连接到下部机翼蒙皮结构。这使得能够更好地将载荷传递到翼盒结构。
[0057]优选地，机翼结构包括连接到子翼梁的向前延伸部分。
[0058]优选地，该结构还包括多个位于子翼梁的后部的柱脚翼肋，每个柱脚翼肋连接到机翼蒙皮结构的内部表面并延伸到机翼蒙皮结构下方一定深度，并在弦向方向上延伸。对于子翼梁，为了在子翼梁的前方和后方提供支撑结构，柱脚翼肋是理想的。
[0059]根据第四个方面，本发明提供一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，该前缘结构包括:蒙皮结构，所述蒙皮结构提供在所述结构的弦向方向和展向方向上延伸的外部空气动力学上部表面、位于所述上部表面的前部的外部空气动力学向下弯曲表面、以及内部表面；用于支撑所述蒙皮结构的鼻部加强构件；其中，所述鼻部加强构件附接到位于所述外部空气动力学向下弯曲前部表面后方的所述蒙皮结构的内部表面并沿着所述前缘结构的前部部分在展向方向上延伸。
[0060]使鼻部加强构件位于前缘结构的前部使得蒙皮结构能够被支撑在位于其下方的子结构上方(并与其间隔开)。这有助于保持蒙皮结构的空气动力学外形并防止其受到位于与子结构联接处的“硬点”的影响。这些“硬点”引发波动。此外，具有单独的蒙皮结构意味着在蒙皮结构和子结构之间存在较少的联接点并且因此存在较少的在前缘结构的外部空气动力学表面上提供凸点的紧固件。另外，由于蒙皮与子结构分离，所以需要安装较少的接口(必须对其公差进行管理)以及较少的紧固件。这使得组装和维修更快且更容易。此外，防冰系统(IPS)能够更简单因为其不必安装在子结构周围。
[0061]优选地，鼻部加强构件具有弯曲的前部部分，该前部部分与位于外部空气动力学向下弯曲前部表面后方的蒙皮结构的内部表面的弯曲对应。该弯曲的前部部分理想上是小半径，这意味着该鼻部加强构件本质上是刚性的。
[0062]优选地，鼻部加强构件具有从上部空气动力学表面的内部表面延伸到前缘结构的下部部分的内部表面的深度。优选地，该鼻部加强构件在其后部表面处具有板。优选地，该鼻部加强构件包括由诸如泡沫之类的轻型材料制成的芯部。
[0063]优选地，前缘结构还包括多个用于支撑蒙皮结构的翼肋，每个翼肋延伸到蒙皮结构下方一定深度处并且在弦向方向上延伸。更优选地，每个翼肋沿着蒙皮结构的弦向长度的至少大部分与蒙皮结构的内部表面间隔开。翼肋的顶部与蒙皮结构的底部之间的间隙可以是5到10mm。这种间隙大小将防止翼肋和蒙皮结构的磨损。
[0064]优选地，蒙皮结构是夹层结构，其包括提供外部空气动力学表面的外部蒙皮、提供内部表面的内部蒙皮、以及芯材。
[0065]优选地，前缘结构还包括位于每个展向端部处的用于连接到翼盒结构的封闭翼肋。这些封闭翼肋可连接到鼻部加强构件。这使得鼻部加强构件能够将载荷传递到封闭翼肋。
[0066]优选地，蒙皮结构的展向边缘附接到在每个封闭翼肋内延伸一定深度的凹部内。[0067]优选地，每个前缘结构至少通过其封闭翼肋连接到翼盒结构。前缘结构也可通过穿过蒙皮结构和翼盒结构的向前延伸部分的紧固件连接到翼盒结构。
[0068]优选地，前缘结构还包括多个位于蒙皮结构的内部表面上并在弦向方向上延伸的加强构件、以及多个用于支撑蒙皮结构的翼肋，每个翼肋延伸到蒙皮结构下方一定深度处并且在弦向方向上延伸，并连接到至少一个加强构件。蒙皮的内部表面上的加强构件减小了蒙皮结构的无支撑面板的尺寸。这使得能够减轻前缘结构的重量，同时防止发生弯曲。
[0069]优选地，每个翼肋通过连接支柱连接到至少一个加强构件。这使得翼肋不必直接连接到蒙皮结构并使得在翼肋的顶部与蒙皮结构的底部之间存在有间隙。翼肋的顶部与蒙皮结构的底部之间的间隙可以是5至10mm。该间隙大小将防止翼肋和蒙皮结构的磨损。翼肋也可通过螺栓连接、或其它方式紧固到前缘结构的下部蒙皮结构，因为下部蒙皮结构更加免受迎面而来的气流的影响并且实现层流并不那么重要。
[0070]优选地，每个翼肋与其连接到的加强构件在弦向方向上间隔开，并且连接支柱在翼肋和加强构件之间斜向地延伸。
[0071]优选地，支柱具有可调节的长度。这使得蒙皮结构能够以可调节的方式连接到子结构以实现并保持最佳波动。
[0072]本发明还提供了一种飞行器机翼，飞行器水平尾翼或飞行器竖直尾翼，其包括根据本发明任何方面的前缘结构、翼盒结构或机翼结构。
[0073]本发明还提供了一种飞行器，其包括根据本发明任何方面的机翼、水平尾翼、竖直尾翼、前缘结构、翼盒结构或机翼结构。
[0074]显然应当理解，关于本发明的一个方面所描述的特征可包含在本发明的其它方面中。例如，与在某些方面中提及的翼肋相关的特征可以附加地或替代地应用于其它方面的封闭翼肋，反之亦然。作为另一个示例，一个方面中的蒙皮结构可包括另一个方面中的具有内部和外部蒙皮的蒙皮面板。作为又一个示例，一个方面中的前缘结构可附接到另一个方面中的翼盒结构或机翼结构。作为再一个示例，一个方面中的结构构件(例如，翼肋、加强构件、向内突出部或凸缘)可形成于或连接到另一个方面中的蒙皮结构的内部表面。
【专利附图】

【附图说明】
[0075]现将仅以示例的方式参照示意附图来描述本发明的实施方式，在这些附图中:
[0076]图1示出了典型的现有技术的前缘结构；
[0077]图2a示出了机翼结构的一部分的侧视截面图，其包括根据本发明第一个方面的第一实施方式的前缘结构；
[0078]图2b示出了图2a的前缘结构的翼肋结构的一部分的立体图；
[0079]图3a示出了根据本发明第一个方面的第二实施方式的前缘蒙皮结构的顶部的一部分的立体图；
[0080]图3b示出了图3a的蒙皮结构的底侧视图；
[0081]图4a示出了根据本发明第二个方面的第一实施方式的前缘结构的一部分的内侧视图；
[0082]图4b示出了图4a的前缘结构的侧视截面图；
[0083]图5a示出了包括根据本发明第三个方面的第一实施方式的前缘结构的机翼结构的一部分的侧视立体图；
[0084]图5b示出了图5a的前缘结构的局部切开视图；
[0085]图6示出了根据本发明第二个方面的第二实施方式的前缘结构的一部分的内侧切开视图；
[0086]图7a示出了包括根据本发明第四个方面的第一实施方式的前缘结构的机翼结构的侧视截面图；
[0087]图7b示出了图7a的前缘结构的局部立体图；
[0088]图8示出了包括根据本发明第三个方面的第二实施方式的前缘结构的机翼结构的局部侧视截面图；
[0089]图9a示出了包括根据本发明第四个方面的第二实施方式的前缘结构的机翼结构的侧视截面图；
[0090]图9b示出了图9a的前缘结构的局部内侧底面视图。
【具体实施方式】
[0091]图2a示出了根据本发明第一个方面的第一实施方式的机翼结构100的一部分的视图，其包括翼盒结构Iio和前缘结构120。
[0092]翼盒结构110包括附接有机加工接头112的前部主翼梁111。机加工接头112具有两个向前延伸部分113、114。第一下部向前延伸部分113从翼梁111的底部延伸。第二上部向前延伸部分114从翼梁111的顶部延伸。
[0093]前缘结构120包括上部蒙皮121，该上部蒙皮121形成了机翼的前鼻部120a。在上部蒙皮121的下方存在多个翼肋(不出了一个:122)。每个翼肋122与上部蒙皮121 —体地形成并具有下部加强凸缘129。此外，上部蒙皮121设置有一体的加强构件/可变的厚度(未不出)。
[0094]每个翼肋122具有位于鼻部120a附近的前部部分124，该前部部分124是实心部分，其具有多个减轻重量的“切口 ”125。当然，这些切口 125不必真的通过“切除”材料形成，例如，它们可以由铸模形成。“切口”125可被用于系统的安装或运行。每个翼肋还具有后部部分123，在该后部部分123处翼肋122具有格栅图案。这种格栅图案在图2b中更详细地示出并在下文进行了更详细的描述。
[0095]每个翼肋122的后部部分123的深度约等于翼盒结构110的上部向前延伸部分114的前表面116的深度。在前缘部分的后部是后部邻接面128，其邻接翼盒结构110的上部向前延伸部分114的前表面116。在至少一些翼肋122的下方，存在支撑凸缘126。支撑构件127通过螺栓连接到该凸缘126并座置在翼盒结构110的下部向前延伸部分113的上表面115上。这对较浅的翼肋122起到了支撑作用。
[0096]现转向图2b，位于每个翼肋122的后部部分123中的格栅图案包括多个三角形单元123a，这些三角形单元123a具有壁123b和在壁123b之间遍布单元123a延伸的腹板123c。腹板123c具有“切口 ” 123d。同样，腹板中的这些孔123d不必真的通过“切除”材料形成，例如，它们可由铸模形成。在单元壁123b的顶点处是冒口节点123e。
[0097]在制造时，上部蒙皮121和翼肋122在铸|吴中被铸造在一起。该|吴具提供了翼肋单元腹板123c以有助于铸造加工期间的材料流动。该模具还去除了腹板123c的中央“切口”部分123d以防止铸造加工期间的较差的材料流动以及不期望的冷却。此外，该模具提供冒口节点123e以便在铸造加工期间用作冒口。该模具还将在翼肋122的底面上设置多个支撑凸缘126。此外，该模具还将在前缘结构上设置多个系统安装点(未示出)。
[0098]每个翼肋122和上部蒙皮121部件将被铸造成(展向)长度为约4m。这些部件的宽度(弦向长度)和深度为ImX Im到450_到150_。在铸造之后,进行机加工以实现关键区域处的所需公差。
[0099]可替代地，上部蒙皮121和翼肋122可被制造为一体的复合部件或可由实心金属合金坯料机加工而成。
[0100]在组装过程中，机加工接头112附接到翼盒结构前部主翼梁111。多个机加工支撑构件127之后附接到下部向前延伸部分113的上部表面115。一体的翼肋122和上部蒙皮121部件之后附接到前表面116，多个支撑构件127通过螺栓连接到多个支撑凸缘126。
[0101]在维护过程中，支撑构件126可被移除以允许进行系统的移除和安装。此外，前缘结构120可从由前部主翼梁111形成的机加工接头112中移除而不损坏机翼中燃料箱周围的密封。
[0102]图3a和3b示出了根据本发明第一个方面的第二实施方式的前缘120’的蒙皮结构121’的一部分的视图。
[0103]蒙皮结构121’包括多个在弦向方向上从鼻部120a’沿着蒙皮结构121’的内侧延伸的凸缘130a，、130b，。这些凸缘130a’、130b’、130c’、130d’例如通过铸造与蒙皮结构121’ 一体地形成。在组装过程中，翼肋安装到这些凸缘130’上。
[0104]此外，蒙皮结构121’具有可变厚度并具有在蒙皮结构121’的内部表面上形成在各个凸缘130’之间的格栅图案131’。该格栅图案131’包括三角形单元131a’，该三角形单元131a，具有单元壁131b’和冒口节点131e，。
[0105]除了铸造之外，蒙皮结构121’也可被制造为一体的复合部件或可由实心金属合金坯料机加工而成。
[0106]图4a和4b示出了根据本发明第二个方面的第一实施方式的前缘结构220的一部分的视图。
[0107]前缘结构220包括具有外部(上部)蒙皮221a和内部(下部)蒙皮221b的上部蒙皮结构220。外部蒙皮221a和内部蒙皮221b通常彼此相邻。然而，在多个展向位置处，内部蒙皮221b向内弯曲以形成“大礼帽”部段。这些“大礼帽”部段由两个侧面边缘221c、221d以及顶部边缘221e形成，侧面边缘221c、221d向内延伸并且大体上垂直于(在大约5度内)两个蒙皮的平面，顶部边缘221e大体上平行于两个蒙皮的平面延伸但从两个蒙皮的平面向内间隔开。每个“大礼帽”部段的顶部边缘221e具有安装在其上的翼肋222。“大礼帽”部段为蒙皮结构221提供刚度。
[0108]此外，外部蒙皮221a的内侧形成有一些铣削/化学刻蚀区域以调整刚度。
[0109]图4b示出了前缘结构的鼻部区域的端视图。这里，可以看到，通过将外部蒙皮221a围绕内部蒙皮221b折叠出180度的弯折221f而将外部蒙皮221a和内部蒙皮221b卷紧在一起。该弯折221f沿着前缘结构220的展向长度延伸。可替代地，这两个蒙皮221a、221b可被粘结在一起。此外，蒙皮221a、221b可通过粘结、卷紧和机械紧固的组合彼此连接。然而，机械紧固将仅被用在层流不是至关重要的区域。[0110]在制造过程中，外部蒙皮221a被制造成具有较高公差(用于层流流动)。如果是由铝合金制成，则可使用拉伸成形或超塑性成形制造外部蒙皮221a。如果是由铝合金制成，则可使用超塑性成形制造内部蒙皮221b。如果是由钛合金制成，则可使用扩散结合和超塑性成形的组合另外制造蒙皮221a、221b，从而导致在同一操作中形成片材221a、221b并将它们结合在一起。
[0111]图5a和5b示出了根据本发明第三个方面的第一实施方式的机翼结构300的一部分的视图，其包括翼盒结构310和前缘结构320。
[0112]翼盒结构310包括前部主翼梁311和翼盒蒙皮314。该翼盒结构310还包括下部翼盒蒙皮和子翼梁(未示出)。
[0113]前缘结构320包括多个从鼻部320a在弦向方向上延伸的翼肋。前缘结构320具有蒙皮结构，该蒙皮结构包括外部蒙皮321a和内部蒙皮321b。这两个蒙皮或由碳纤维增强塑料、或由铝合金或由钛合金制成。在两个蒙皮之间是芯材321g。该芯材321g可以是蜂窝状物或闭孔泡沫或铝蜂窝状物并被粘结到两个蒙皮。多个弦向延伸的加强构件321h也设在两个蒙皮之间。这些加强构件与芯材321g同时粘结到蒙皮。朝向前缘结构320的后部，内部蒙皮321b远离外部蒙皮321a延伸以使得在两个蒙皮之间存在较宽的间隙。端面328形成于前缘结构320的后端处并在两个蒙皮321a、321b之间延伸。
[0114]图5b示出了端面328，其具有穿过该端面328的孔329a。此外，内部蒙皮321b的后部部分也设有多个对应的孔329b。这些孔329a、329b用于容置将前缘结构附接到翼盒结构310的子翼梁(未示出)的桶形螺母。
[0115]在组装过程中，桶形螺母穿过每个孔329b并且还穿过翼盒310的子翼梁(未示出)中的对应的孔插入。之后将螺栓穿过每个对应的孔329a插入到桶形螺母内以将该桶形螺母固定在位。可替代地，可使用螺纹孔329a(而不设置孔32%)或可使用锚定螺母。
[0116]图6示出了根据本发明第二个方面的第二实施方式的前缘结构220’的一部分的内侧切开视图。
[0117]前缘结构220’包括下部蒙皮229’和多个在该结构中沿弦向延伸的翼肋222’。下部蒙皮229’形成有多个向内的脊部229a’，这些向内的脊部229a’用作加强构件并沿着蒙皮纵向延伸。这些向内的脊部229a’呈U形。每个翼肋222’在其下部表面中具有对应的U形凹口 222a’，从而使每个翼肋222’座置在对应的脊部229a’上。
[0118]每个翼肋222’在两个(或更多个)弦向位置处用钉在脊部229a’上固定在位。翼肋222’用钉固定成允许小量的展向浮动以避免挤压向内的脊部229a’。蒙皮229’具有两个沿着蒙皮229’展向延伸的蒙皮皱折230a’、230b’。
[0119]在制造过程中，使用机加工或铸造可使蒙皮与向内的脊部229a’ 一体地形成。如果是由铝合金制成，则可使用拉伸成形或超塑性成形制造蒙皮229’。如果是由钛合金制成，则可使用(与蒙皮229’)扩散结合与超塑性成形的组合另外制造蒙皮229’。翼肋222’可由铝合金坯料机加工而成。可替代地，翼肋222’可由热塑性塑料制成或者可以是MMC(金属基复合材料)翼肋。MMC翼肋可由(在铝是熔融状态时)添加了碳化硅颗粒的铝基材料制成以便提供额外的刚度。这两个选择都能够节省重量。
[0120]图7a和图7b示出了机翼结构400的视图，该机翼结构400包括根据本发明第四个方面的第一实施方式的翼盒结构410和前缘结构420。[0121]翼盒结构410包括前部主翼梁411、翼盒上部蒙皮414和翼盒下部蒙皮415。
[0122]前缘结构420包括上部蒙皮结构421以及唇状蒙皮部分429，该上部蒙皮结构421具有外部蒙皮421a和间隔开的内部蒙皮421b。位于前缘结构的鼻部420a处的是“公牛鼻”加强构件430，其邻接鼻部420a处的前缘蒙皮结构的内侧表面。“公牛鼻”加强构件430具有U形前部部分、后部板以及泡沫芯部。
[0123]具有“切口 ” 422a的多个翼肋422在结构420中从主翼梁411的前部沿弦向方向延伸到刚好位于公牛鼻430前面的位置。当然，这些孔422a不必真的通过“切除”材料形成，例如，它们可由铸模形成。重要的是，蒙皮结构421与翼肋422的顶部以间隙431隔开，使用公牛鼻加强构件430来保持该间隙。该间隙约为5至IOmm深。
[0124]使用紧固件432将翼肋422紧固到前缘唇状蒙皮部分429。翼肋422还附接到连接构件440。连接构件440呈T形横截面的形状，其第一部分440a在主翼梁411的前面并且在前缘结构420的后部表面428的后面向下延伸，其第二部分440b在主翼梁411的前部部分上方向后延伸，其第三部分440c在翼肋422的顶部的后部部分的整个顶部上延伸。连接构件440在整个结构上沿展向延伸并与翼盒的上部蒙皮一体地(在CFRP中)共同固化。
[0125]使用延伸穿过每个翼肋和连接构件440以及蒙皮结构421的紧固件441将前缘蒙皮结构421、翼肋422和连接构件440附接在一起。
[0126]如图7b所示，前缘结构420还包括位于每个蒙皮结构421面板的弦向端部处的封闭翼肋425。每个面板在展向方向上约为4m。这里，外部蒙皮421a和内部蒙皮421b彼此相邻并且向下折叠到每个封闭翼肋425的顶部中的凹口 426中。
[0127]可使用铝合金、钛合金、碳纤维增强塑料或MMC材料制造蒙皮结构421。在组装过程中，子结构(包括翼肋422)在前缘蒙皮结构421附接到该结构之前附接到翼盒结构410。在连接到该结构之前，每个蒙皮结构421面板已配备好防冰系统(未示出)。一旦附接了各蒙皮结构面板，防冰系统可被连接到飞行器系统的其余部分上。
[0128]图8示出了根据本发明第三个方面的第二实施方式的机翼结构300’的视图，其包括翼盒结构310’和前缘结构320’。
[0129]翼盒结构310’包括前部主翼梁311’ (未示出)、下部蒙皮(未示出)以及翼盒上部蒙皮314’。
[0130]前缘结构320’包括在前缘结构320’的前部部分上延伸的上部蒙皮321’并且包括下部蒙皮329’。下部蒙皮329’具有位于其中的进入面板340’。在上部蒙皮321’的下方具有多个前缘翼肋322’。上部蒙皮321’具有抵接翼肋322’的后部表面的向后的面向内的凸缘321a’。
[0131]在蒙皮321’的凸缘321a’的后方是子翼梁330’，该子翼梁330’具有从凸缘321a’的顶部延伸到底部蒙皮329’的第一部分332’。该子翼梁330’还具有沿着底部蒙皮329’的弦向长度向后延伸的第二部分332’。最后，该子翼梁330’具有第三部分333’，该第三部分333’附接到第一部分331’并从该第一部分331’沿着翼肋322’的下侧朝向前缘结构320’的鼻部向前延伸。该单独的第三部分333’是具有轻量型结构的闭合面板。
[0132]在子翼梁330’的第一部分331’的后方是多个柱脚翼肋370’，分别对应于翼肋322’。这些柱脚翼肋具有用于系统通道360’的“切口”以及用于增升装置350’的驱动轴。当然，这些孔不必真的通过“切除”材料形成，例如，它们可由铸模形成。子翼梁330’的第二部分332’在下方延伸柱脚翼肋370’的下侧的弦向长度。翼盒蒙皮314’从翼盒结构向前延伸以覆盖柱脚翼肋370’的上侧，并且其前端抵接前缘蒙皮321’。
[0133]主翼盒蒙皮314’由碳纤维增强塑料制造并与柱脚翼肋370’共同固化。子翼梁330’由铝合金制造。子翼梁330’可由碳纤维增强塑料制成。然而，子翼梁330’的优点在于其保护碳纤维增强塑料的前部主翼梁311’免受外来物体损坏，如果其由金属合金制成则可最好地进行保护。
[0134]在组装过程中，前缘蒙皮321’、翼肋322’附接在一起。柱脚翼肋370’和翼盒蒙皮314’也附接在一起。子翼梁330’之后放置到柱脚翼肋370’的前面，并且前缘蒙皮321’和翼肋322’通过延伸穿过前缘蒙皮321’的面向内的凸缘321a’、子翼梁330’和柱脚翼肋370’的紧固件(未示出)附接到子翼梁330’和柱脚翼肋370’。
[0135]图9a和图9b示出了机翼结构400’的视图，其包括根据本发明第四个方面的第二实施方式的翼盒结构410’和前缘结构420’。
[0136]翼盒结构410’包括前部主翼梁411’、翼盒上部蒙皮414’和翼盒下部蒙皮429’。
[0137]前缘结构420’包括上部蒙皮421’。在前缘结构的鼻部420a’处是“公牛鼻”加强构件430’，其邻接鼻部420a’处的前缘蒙皮结构的内侧表面。该“公牛鼻”加强构件类似于图7a和图7b中的“公牛鼻”加强构件420a。
[0138]多个加强构件450’附接到上部蒙皮421’的下侧并沿着该结构在弦向方向上延伸。这些加强构件450’可粘结、焊接或一体铸造在蒙皮421’上。该蒙皮421’可由坯料机加工而成。
[0139]多个翼肋422’从前部主翼梁411’的前部表面在该结构420’中沿弦向方向延伸到刚好位于公牛鼻430’前面的位置。重要的是，蒙皮结构421’与翼肋422’的顶部以间隙431’隔开，使用公牛鼻加强构件430来保持该间隙。该间隙约为5至IOmm深。
[0140]使用紧固件432’将翼肋422’紧固到翼盒下部蒙皮429’。翼肋422’还附接到连接构件440’。连接构件440’类似于图7a中的连接构件440。
[0141]翼肋422’通过斜支柱460’紧固到前缘上部蒙皮421’。每个翼肋422’具有两个对应的加强构件450’ ；在翼肋422’的每侧上各有一个加强构件450’，并且加强构件450’一体地附接到上部蒙皮421’。每个翼肋422’具有两个斜支柱460’，这两个斜支柱460’在翼肋422’的每侧的顶部区域处枢转地附接(463’ )。斜支柱460’还在翼肋422’那一侧枢转地附接(462’)到对应的加强构件450’。因此，翼肋422’附接到前缘上部蒙皮421’。斜支柱460’包括长度调整螺钉461’，螺钉461’大约位于沿着斜支柱460’的长度的中间位置处。
[0142]可使用铝合金或钛合金、MMC材料或复合材料制造蒙皮结构421’，其中在斜支柱460’处具有金属衬套。可使用铝合金制造子结构(包括翼肋422’ )或由热塑性材料制造子结构(包括翼肋422’)。
[0143]在组装过程中，子结构(包括翼肋422’)在前缘蒙皮结构421’和一体的加强构件450’附接到该结构之前附接到翼盒结构410’。之后使用斜支柱460’将翼肋422’附接到对应的加强构件450’。可使用螺钉461’对斜支柱460’的长度进行调节。
[0144]虽然已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但本领域普通技术人员将会理解本发明适用于本文未具体说明的多种不同变形。现将仅通过示例对一些可能的变形进行描述。
[0145]可使用机加工、铸造、焊接、螺栓连接以及任何其它适合的方法制造各种部件和结构。所用材料可以是诸如铝合金和钛合金之类的金属合金，也可以是诸如碳纤维增强复合材料(CFRP)之类的复合材料。
[0146]任何实施方式的特征可与其它实施方式结合。例如，图2a和图2b的实施方式的一体的翼肋122的特征可与图7a和图7b的实施方式的闭合翼肋425、图8的实施方式的任何翼肋322’、或图9a和图9b的实施方式的闭合翼肋一起使用。
[0147]另外，图3a和图3b的实施方式的一体的加强构件130a’的特征可与图7a和图7b的实施方式的闭合翼肋425、图8的实施方式的任何翼肋322’、或图9a和图9b的实施方式的加强构件450’ 一起使用。
[0148]另外，图4a和图4b的实施方式的双层前缘蒙皮221的特征可与图7a和图7b的实施方式的蒙皮421、图8的实施方式的蒙皮321’、或图9a和图9b的实施方式的蒙皮421’
一起使用。
[0149]另外，图5a和图5b的实施方式的桶形螺母孔329a、329b的特征可被用来将前缘结构320’附接到图8的实施方式中的翼盒结构310’。
[0150]另外，用作图6的实施方式的加强构件的向内的脊部229a’的特征可与图7a和图7b的实施方式的闭合翼肋425、图8的实施方式的任何翼肋322’、或图9a和图9b的实施方式的加强构件450’ 一起使用。
[0151]在上述描述中，如果提到的整体或元件具有已知的、明显的或可预见的等同物，则这种等同物也被包括在本文中，就如单独对这些等同物进行了阐述那样。应参照权利要求以确定本发明真正的范围，本发明的范围应解释为包括任何这种等同物。
[0152]读者还将理解的是本发明的描述为优选的、有利的、方便的等的整体或特征只是可选的，而不限制独立权利要求的范围。
[0153]此外，应当理解的是这种可选的整体或特征，尽管在本发明的一些实施方式中可能有益，但在其它实施方式中可能是不期望的并且因此可省略。
【权利要求】
1.一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，所述前缘结构包括: 蒙皮结构，所述蒙皮结构提供外部空气动力学表面和内部表面，所述外部空气动力学表面和所述内部表面在所述结构的弦向方向和展向方向上延伸；以及 多个结构构件，每个结构构件连接到所述蒙皮结构的所述内部表面并沿着所述内部表面在弦向方向上延伸， 其中，所述结构构件与所述蒙皮结构的所述内部表面一体地形成。
2.如权利要求1所述的前缘结构，其中，所述结构构件是用于支撑所述蒙皮结构的加强构件或翼肋。
3.如权利要求1或2所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构和所述结构构件由单个坯料机加工而成，或被制造为整体的复合材料结构。
4.如前述权利要求中任一项所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构和所述结构构件在丰吴具中被铸造在一起。
5.如前述权利要求中任一项所述的前缘结构，其中，所述结构构件是翼肋，并且每个翼肋包括单元的格栅结构。
6.如权利要求5所述的前缘结构，其中，所述翼肋的格栅单元中的至少一些是三角形的。
7.如权利要求5或6所述的前缘结构，其中，存在腹板，所述腹板在至少一些翼肋单元中遍布这些翼肋单元延伸。
8.如权利要求7所述的前缘结构，其中，所述腹板中的至少一些具有至少一个穿过其中的孔。
9.如权利要求5至8中任一项所述的前缘结构，其中，在所述翼肋的单元壁中的至少一些上存在冒口节点，优选地，所述冒口节点位于两个或更多个翼肋单元壁的顶点处。
10.如前述权利要求中任一项所述的前缘结构，其中，所述结构构件是与所述蒙皮结构的所述内部表面一体形成的凸缘，并且其中，所述前缘结构还包括用于支撑所述蒙皮结构的多个翼肋，每个翼肋延伸到所述蒙皮结构下方一定深度处并沿所述弦向方向延伸，并且连接到一体形成的凸缘。
11.如权利要求10所述的前缘结构，其中，使用多个沿所述展向方向延伸穿过所述翼肋和凸缘的紧固件将每个翼肋连接到所述翼肋的凸缘。
12.如前述权利要求中任一项所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构包括位于所述内部表面上的蒙皮加强元件的格栅。
13.如权利要求12所述的前缘结构，其中，所述蒙皮加强元件的格栅单元中的至少一些是二角形的。
14.如权利要求12或13所述的前缘结构，其中，在至少一些所述蒙皮加强元件的顶点处存在冒口节点。
15.如前述权利要求中任一项所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构在所述外部空气动力学表面和所述内部表面之间具有在所述弦向方向和/或展向方向上的可变厚度。
16.如前述权利要求中任一项或权利要求53所述的前缘结构，其中，所述结构构件是翼肋，并且所述前缘结构包括连接到至少一个翼肋的下侧的支撑构件，所述支撑构件适于连接到诸如翼盒之类的另一飞行器结构部件。
17.如权利要求16所述的前缘结构，其中，所述支撑构件具有与所述翼肋的深度相比相当大的深度，使得所述翼肋从所述蒙皮结构向下延伸的深度显著地小于所述前缘结构的总深度。
18.如权利要求16所述的前缘结构，其中，所述支撑构件具有深度与所述翼肋的深度大致相同的竖直部件，使得所述翼肋从所述蒙皮结构向下延伸大约所述前缘结构的总深度的一半。
19.一种翼盒结构，包括前部翼梁、从所述前部翼梁沿弦向方向向前延伸的多个接头部件、从每个接头部件竖直向上延伸的支撑构件、以及如权利要求16至18中任一项所述的前缘结构，其中，所述前缘结构在至少一个翼肋的下侧连接到所述支撑构件。
20.一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，所述前缘结构包括: 蒙皮结构，其中，所述蒙皮结构包括提供外部空气动力学表面的外部蒙皮并包括内部蒙皮，这两个表面在所述结构的弦向方向和展向方向上延伸， 其中，在多个位置处，所述内部蒙皮与所述外部蒙皮间隔开以形成多个弦向向内延伸部分。
21.如权利要求20所述的前缘结构，其中，每个弦向向内延伸部分具有两个侧壁和一个顶壁，从而在所述两个侧壁之间提供具有展向宽度的突出部。
22.如权利要求20或21所述的前缘结构，其中，所述前缘结构还包括用于支撑所述蒙皮结构的子结构，并且其中，所述子结构连接到所述向内延伸部分，优选地仅连接到所述向内延伸部分。
23.如权利要求22所述的前缘结构，其中，所述子结构包括多个翼肋，并且每个翼肋连接到所述向内延伸部分中的至少一个。
24.如从属于权利要求21时的权利要求23所述的前缘结构，其中，所述顶壁包括与所述外部蒙皮间隔开且大致平行的表面，并且其中，所述翼肋附接到该平行表面。
25.如权利要求20至24中任一项所述的前缘结构，其中，所述弦向向内延伸部分是附接到所述内部蒙皮的加强构件，每个翼肋设置有与所述加强构件中的至少一个的形状对应的弦向凹部，使得每个翼肋座落在所述加强构件上。
26.如权利要求25所述的前缘结构，其中，所述加强构件与所述内部蒙皮一体地形成。
27.如从属于权利要求21时的权利要求26所述的前缘结构，其中，所述壁的拐角是圆形的，以提供U形横截面。
28.如权利要求25至27中任一项所述的前缘结构，其中，每个翼肋在至少一个弦向位置处用钉固定到与其对应的弦向突出部。
29.如权利要求25至27中任一项所述的前缘结构，其中，每个翼肋在至少一个弦向位置处用螺栓连接到与其对应的弦向突出部。
30.如权利要求20至29中任一项所述的前缘结构，其中，所述内部蒙皮和所述外部蒙皮沿着所述蒙皮的展向边缘连接在一起。
31.如权利要求30所述的前缘结构，其中，所述内部蒙皮和所述外部蒙皮通过将其中一个蒙皮、例如外部蒙皮的边缘围绕另一个蒙皮、例如内部蒙皮的边缘折叠而连接在一起。
32.一种用于飞行器的机翼结构，所述机翼结构包括: 翼盒结构，所述翼盒结构具有机翼蒙皮结构，机翼蒙皮在整个所述翼盒结构上提供沿该结构的弦向方向和展向方向延伸的外部空气动力学表面，其中，在所述翼盒结构的前部，所述机翼蒙皮结构提供从所述翼盒结构的外部表面向内延伸的连接凸缘，以及 具有前缘蒙皮结构的前缘结构，所述前缘蒙皮结构在整个所述前缘结构上提供沿该结构的弦向方向和展向方向延伸的外部空气动力学表面，其中，在所述前缘结构的后部，所述前缘蒙皮结构提供从所述前缘结构的外部表面向内延伸的连接凸缘， 其中，所述翼盒结构通过延伸穿过两个向内延伸的连接凸缘的至少一个紧固件连接到所述前缘结构。
33.如权利要求32所述的机翼结构，其中，所述前缘蒙皮结构是包括外部蒙皮和内部蒙皮的夹层板，并且其中，所述前缘连接凸缘是在这两个蒙皮之间延伸的加强构件。
34.如权利要求33所述的机翼结构，其中，至少在所述前缘结构的后部区域中，芯材被夹在所述内部蒙皮和所述外部蒙皮之间。
35.如权利要求32 至34中任一项所述的机翼结构，其中，被所述紧固件穿过的孔是例如由锚定螺母提供的螺纹孔。
36.如权利要求32至35中任一项所述的机翼结构，其中，所述紧固件是单面紧固件。
37.如权利要求32至36中任一项所述的机翼结构，其中，所述结构还包括翼盒前部翼梁和子翼梁，所述子翼梁在上部部分处连接到所述两个连接凸缘之间并延伸到所述两个蒙皮结构下方一定深度处。
38.如权利要求37所述的机翼结构，其中，所述子翼梁在下部部分处连接到下部机翼蒙皮结构，例如，所述子翼梁可以通过下部凸缘连接到所述下部机翼蒙皮结构。
39.如权利要求37或38所述的机翼结构，其中，所述机翼结构包括连接到所述子翼梁的向前延伸部分。
40.如权利要求37至39中任一项所述的机翼结构，其中，所述结构还包括位于所述子翼梁的后部的多个柱脚翼肋，每个柱脚翼肋连接到所述机翼蒙皮结构的内部表面，延伸到所述机翼蒙皮结构下方一定深度处，并且沿所述弦向方向延伸。
41.一种用于提供飞行器的空气动力学表面的前缘结构，所述前缘结构包括: 蒙皮结构，所述蒙皮结构提供在所述结构的弦向方向和展向方向上延伸的外部空气动力学上部表面、位于所述上部表面的前部的外部空气动力学向下弯曲表面、以及内部表面； 用于支撑所述蒙皮结构的鼻部加强构件； 其中，所述鼻部加强构件附接到位于所述外部空气动力学向下弯曲前部表面后方的所述蒙皮结构的内部表面并沿着所述前缘结构的前部部分在展向方向上延伸。
42.如权利要求41所述的前缘结构，其中，所述鼻部加强构件具有弯曲的前部部分，所述弯曲的前部部分与位于所述外部空气动力学向下弯曲前部表面后方的所述蒙皮结构的内部表面的弯曲对应。
43.如权利要求41或42所述的前缘结构，其中，所述鼻部加强构件具有从所述上部空气动力学表面的内部表面延伸到所述前缘结构的下部部分的内部表面的深度。
44.如权利要求41至43中任一项所述的前缘结构，其中，所述前缘结构还包括用于支撑所述蒙皮结构的多个翼肋，每个翼肋延伸到所述蒙皮结构下方一定深度处并且沿所述弦向方向延伸，其中，每个翼肋沿着所述蒙皮结构的弦向长度的至少大部分与所述蒙皮结构的内部表面间隔开。
45.如权利要求41至44中任一项所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构是包括外部蒙皮、内部蒙皮和芯材的夹层结构，所述外部蒙皮提供所述外部空气动力学表面，所述内部蒙皮提供所述内部表面。
46.如权利要求41至45中任一项所述的前缘结构,其中，所述前缘结构还包括位于每个展向端部处的用于连接到翼盒结构的闭合翼肋。
47.如权利要求46所述的前缘结构，其中，所述蒙皮结构的展向边缘附接到在每个闭合翼肋内延伸一定深度的凹部内。
48.一种机翼结构，包括翼盒结构和多个如权利要求46或47所述的前缘结构，其中，每个前缘结构通过至少所述前缘结构的闭合翼肋连接到所述翼盒结构。
49.如权利要求41至48中任一项所述的前缘结构，其中，所述前缘结构还包括多个加强构件，所述多个加强构件位于所述蒙皮结构的所述内部表面上并且沿所述弦向方向延伸，以及 用于支撑所述蒙皮结构的多个翼肋，每个翼肋延伸到所述蒙皮结构下方一定深度处并且沿所述弦向方向延伸，并且连接到所述加强构件中的至少一个。
50.如权利要求 49所述的前缘结构，其中，每个翼肋通过连接支柱连接到至少一个加强构件。
51.如权利要求50所述的前缘结构，其中，每个翼肋在所述弦向方向上与所述翼肋连接到的所述加强构件间隔开，并且所述连接支柱在所述翼肋和所述加强构件之间斜向地延伸。
52.如权利要求50或51所述的前缘结构，其中，所述支柱具有可调节的长度。
53.如权利要求1至15中任一项所述的前缘结构，其中，所述结构构件是用于支撑所述蒙皮结构的翼肋，并且每个翼肋包括可移除部分，所述可移除部分优选地朝向所述翼肋的前部。
54.一种飞行器机翼，飞行器水平尾翼或飞行器竖直尾翼，包括如前述权利要求中任一项所述的前缘结构、翼盒结构或机翼结构。
55.—种飞行器,包括如前述权利要求中任一项所述的机翼、水平尾翼、竖直尾翼、前缘结构、翼盒结构或机翼结构。
【文档编号】B64C3/28GK103958345SQ201280059521
【公开日】2014年7月30日 申请日期:2012年11月22日 优先权日:2011年12月1日
【发明者】利丰·威廉姆斯, 罗斯·萨利斯伯里, 马库斯·拉夫尔, 哈夫·西奥博尔德, 克里斯托弗·佩恩, 罗伯特·麦考密克, 海因茨·汉森, 蒂莫西·埃文斯 申请人:空中客车营运有限公司, 空中客车德国运营有限责任公司