用于方向舵和升降舵应用的转折的翼梁的制作方法

本公开的实施方式总体上涉及用于飞机的结构系统的领域，并且更具体地涉及具有偏移腹板以适应低轮廓翼弦设计内的配件或其他结构限制的翼梁。

背景技术：

在飞机中广泛使用具有它们相关联的高强度的复合结构系统已允许在气动表面中定制非常薄的横截面，其中翼梁和其他结构具有减小的深度。然而，在许多情况下，结构配件、附接限制或其他要求难以装配在薄截面内。在具有高负载的致动表面中，如果配件设置在薄截面内的标准结构布置中，则可能需要过大的力矩臂。另外，通常有利的是，使翼梁尽可能靠近铰接线定位。当试图定位配件并为接头保持足够的空间时，这形成了挑战。

因此，期望提供一种用于在这种薄结构中使用的翼梁的结构设计，该结构设计允许更多的空间来栓接高负载的致动器配件或以其它方式适应结构要求，而不损害致动器配件接头，不损害维修能力，不移动设计中的翼梁或以其他方式加重铰链偏移和铰链负载，或者不分割翼梁。

技术实现要素：

示例性实施方式提供了一种包括在飞机气动控制表面中的气动结构。翼梁在一方向上沿整个控制表面或控制表面的至少一部分延伸，并且翼梁包括沿控制表面的翼展方向的多个弯曲部(bend)。

所公开的实施方式提供了一种方法，其中确定用于致动器配件的附加空间要求或其他结构或操作要求。建立对应于附加空间要求的翼梁转折部(kick)的弦向偏移，并且建立具有适当的拐点或断点以用于实现必要的转折部的用于翼梁中的腹板的轮廓。

附图说明

当结合附图考虑时，通过参考以下具体实施方式将更好地理解本文中公开的实施方式的特征和优点，其中：

图1是方向舵实施方式的侧视图，其中去除了近侧蒙皮以暴露内部结构；

图2a是图1的实施方式中的翼梁的示图，其中为了清楚起见放大了角度；

图2b是翼梁的侧视图，其中为了清楚起见放大了角度；

图2c是示出了第一“转折部”的翼梁的第一区域的侧面详细视图，其中为了清楚起见放大了角度；

图2d是示出了第二转折部的翼梁的第二区域的侧面详细视图，其中为了清楚起见放大了角度；

图3是图1的实施方式的翼梁、翼肋及配件的侧视图；

图4a是与第一转折部中的腹板的中间拐点相邻的第一示例性翼肋和配件的示图；

图4b是第一示例性翼肋和配件的侧视图；

图5a是与第一转折部的下拐点相邻的第二示例性翼肋和配件的示图；

图5b是第二示例性翼肋和配件的侧视图；

图6是用于实现本文中描述的实施方式的方法的流程图；

图7是其中可以采用本实施方式的飞机生产和服务方法的流程图；以及，

图8是采用该实施方式的飞机的框图。

具体实施方式

在本文中为了描述的目的，翼展是指气动控制表面的长度，翼弦是指控制表面从前缘到后缘的宽度，并且深度是指控制表面在翼展和翼弦的特定组合处的厚度。在元件的设置的描述中，可以采用展向位置或者弦向位置的术语。飞机控制表面的示例性实施方式采用由传统的c型钢(c-channel)构成的翼梁，该c型钢在几个位置处具有“转折部”(弯曲部)，允许翼梁腹板的弦向偏移待被优化或者替代地，允许沿着翼梁的整个翼展的翼梁的弦向设置的优化。本文中描述的实施方式可以具体用于方向舵或者升降舵应用中并且将关于方向舵应用进行描述。方向舵翼梁杆包括腹板，该腹板在飞机上在一个或多个展向位置处相对于安装好的方位或安装方位在前后方向上弯曲，以在与致动器连接的区域处提供增大的空间，该致动器控制可移动方向舵控制表面。这种结构布置允许翼梁设置在用于翼梁的整个翼展的每个铰链或致动器配件处的最佳位置。

参考附图，图1示出了方向舵10，其中去除了近侧蒙皮以示出底层结构。方向舵10在铰接线12上附接到飞机上的垂直稳定器。方向舵的结构包括多个翼肋14a-14f和翼梁16，该翼梁在展向方向上从下(相对于方向舵的翼展的内侧)端板18延伸到上(展向外侧)盖结构19。蒙皮20覆盖方向舵结构。蒙皮20可以包括位于翼肋位置处并且与翼梁相邻的层叠的堆积物22、24。采用配件26a–26l以用于接合铰链或用于方向舵10的操作的致动器元件，如随后将更详细地描述的。在采用所描述的实施方式的升降舵中，可以采用类似结构。

翼梁16的细节在图2a中示出。在该示例性实施方式中，由于用于方向舵10的致动器的尺寸要求，不能使用标准线性腹板翼梁，除非从方向舵的前边缘27向后重新定位以适应致动器尺寸，这将引入更长的配件以适应从翼梁进一步间隔开的铰接线和伴随的重量增加以适应这种构造的结构要求。本实施方式包括具有顶翼缘28和底翼缘30的基本上“c”形翼梁，其中腹板32在翼缘之间延伸。翼梁的第一区域34从下延伸部36延伸至第一拐点38。在拐点38处，在翼梁中提供第一转折部，并且腹板32弯曲为以第一增量40成角度地向后延伸到第二拐点42，其中腹板以第二增量44再次弯曲以基本上平行于铰接线。在第三拐点46处，腹板弯曲为以第三增量48成角度地向前延伸，该第三增量终止在第四拐点50。第一增量、第二增量及第三增量形成翼梁的第二区域52。第二区域52的后起伏允许用于安装致动器附接配件的连接区域的显著的附加弦向长度，如随后将更详细地描述的。在图中向上，相对于端板在展向外侧，从第四拐点起，翼梁包括第三区域54，该第三区域再次基本上平行于铰接线。在该示例性实施方式中提供第二转折部，在第五拐点56处进一步向外侧开始第二转折部，其中腹板32再次向后成角度，以用于第四区域58终止在与盖结构的连接处。

在图2b的侧视图中可以看到基本上垂直于翼缘28并平行于腹板32的5个区域的角度关系(为了清楚起见，放大了角度)。

在图2c中详细示出了第一转折部、翼梁第二区域52。如图2c中最佳地示出的，可以修改翼缘28(以及在图2c的视图中隐藏的翼缘30)的轮廓以提供用于结构增强的附加弦向长度或者提供用于配件的覆盖。对于所示的实施方式，翼缘28扩展，以在形成转折部的第二增量44(形成第二区域52)的第二拐点42和第三拐点46之间建立扩展的轮廓，其中扩展部分地接近第二拐点42和第三拐点46延伸到第一增量40和第三增量48中。位于配件26d、26f及26h的位置处的延伸的扩展区域60a、60b及60c适应用于这些配件(图1和3中示出的)的结构要求。翼梁可以具有任何数量的转折区域以适应致动器、配件或其他硬件尺寸设计，同时保持匹配的控制表面的期望的总弦向长度。

在图2d中详细示出了第二转折部、翼梁第四区域58。如同在第一转折部中，翼缘28(以及在图2d的视图中隐藏的翼缘30)扩展，以建立扩展的轮廓。然而，扩展覆盖了转折部的整个第四区域58，其中扩展部分地延伸到接近第四拐点56的第三区域54中。翼缘28在第四区域58之上作为翼缘部分62的扩展为方向舵10的上端提供了附加结构能力，以适应配件26k和26l以及上盖结构19(参见图1和3)。翼缘28或翼缘30的扩展可以出现在沿着翼梁的任何位置处，以适应致动器、配件或其他硬件尺寸设计，同时保持匹配的控制表面的期望的总弦向长度。

图3示出了方向舵中的翼梁16、配件26a-26l和翼肋14a-14f的相互关联的位置。翼肋14a-14f中的每一个邻近翼梁腹板32中的界定提供转折部的翼梁的区域的拐点或断点设置。配件26b、26d、26f、26h、26j及26k定位成直接与翼肋中的相关联的一个对应。邻近拐点的组合式翼肋和配件附接增强了翼梁中的转折部的结构能力。如图4a和图4b中所示，作为第三增量44中的翼肋的示例，翼肋14d提供了对翼弦轮廓的支撑，同时采用前盖64在第四拐点46处支撑翼梁的腹板32。配件26h包括后表面66，该后表面具有对应于第四拐点46处的腹板弯曲角的折角，由此通过将腹板支撑在翼肋14d的后表面66和前盖64之间而将腹板32支撑在拐点处。如前所述，配件26h及其相关联的相互关联部件的尺寸和功能建立对转折部的初始需要，为致动器提供附加弦向空间，同时保持翼梁16更靠近将方向舵连接到垂直尾翼的铰接线。类似的构造存在于翼肋14b处，其中在第二拐点42处的配件26d开始翼梁的形成转折部的后部的第三增量44。配件26d和26h在弦向方向上比例如配件26b长，以将配件铰链通孔定位在铰接线处。包括该实施方式的类似结构可用于升降舵中。

可互换实施方式提供了耦接到腹板32的配件26a-26k，而不需要夹持腹板32的翼肋14a-14f，或者替代地，耦接到腹板32的翼肋14a-14f，而不需要夹持腹板32的配件26a-26k，每个由其自身在结构上支撑翼梁16中的弯曲部。

如类似地在图5a和5b中所示，翼肋14a和配件26b在第一拐点38处接合腹板32。翼肋14a包括前角板68，该前角板邻近该拐点接合腹板32，并且配件26b包括后表面70，该后表面具有对应于第一拐点38处的腹板弯曲角的折角，由此通过将腹板夹持在翼肋14a的后表面70和前角板68之间将腹板32支撑在拐点处。该构造增强了位于拐点38处的转折部的开始处的结构。类似的构造存在于翼肋14e处，其中配件26j用于第一转折部的最终拐点。

所公开的用于转折的翼梁的实施方式允许配件的结合或将以其他方式要求重新定位翼梁或其他结构修改的其他结构要求。图6中示出了用于实现转折的翼梁的方法，其中在步骤602，确定用于致动器配件的附加弦向长度要求或其他结构或操作要求。在步骤604，建立提供对应于所需的附加弦向长度的偏移的翼梁转折部，并且在步骤606建立具有适当拐点的腹板轮廓。在步骤608，将配件和/或翼肋邻近拐点定位以支撑转折的腹板轮廓，其中腹板支撑在配件的后表面和翼肋上的结构盖或板之间。在步骤610，使翼梁上的翼缘在转折的腹板的区域中扩展，以建立用于结构增强的扩展轮廓。

可以在如图7中所示的飞机制造和服务方法700和如图8中所示的飞机802的背景下描述本公开的实例。在预生产期间，示例性方法700可包括飞机702的规格和设计704以及材料采购706。在生产期间，进行飞机802的部件和子组件制造708和系统集成710。此后，飞机802可进行认证和交付712，以便投入使用714。然而在消费者的使用中，飞机802被预定日常维修和保养716(其还可以包括修改、重新配置、整修等)。

方法700的每一个过程都可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，消费者)来执行或进行。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。

如图8中所示，通过示例性方法700制造的飞行器802可包括具有多个系统820和内部822的机身818。高级系统820的实例包括推进系统824、电力系统826、液压系统828、以及环境系统830中的一个或多个。可以包括任意数量的其他系统。

在生产和服务方法700的任何一个或多个步骤期间可以采用本文体现的装置和方法。例如，可以按照与飞机802投入使用时生产的部件或子配件相似的方式制作或制造与生产过程708对应的组件或者子配件。此外，在生产阶段708和710过程中可利用装置、方法、或者其组合的一个或者多个方面，例如，通过充分地加快飞机802的组装或者降低飞机802的成本。类似地，在飞机802投入运行时可以利用一种或多种装置实施方式、方法实施方式、或其组合，例如，但不限于维修和保养716。

本文中所述的实例提供用于飞机控制表面(例如方向舵和升降舵)的结构。采用该实施方式的飞机802通过允许用于致动器的附加弦向空间或其他要求同时保持翼梁16更靠近将所描述的实施方式中的控制表面、方向舵或升降舵连接到相关联的垂直或水平稳定器的铰接线而提供增强的操作。在飞机的操作中，铰接线致动器被致动以用于控制表面的移动，其中控制表面包括具有腹板的梁，该腹板在拐点处具有至少一个转折弯曲，以提供具有从控制表面的前边缘的附加弦向偏移的区域以适应如当前描述的实施方式所限定的铰接线致动器。通过引发用于方向舵或升降舵的所描述的实施方式的偏航或俯仰来采用控制表面的移动以用于气动控制。

现在已经按照专利法规的要求详细描述了各种实施方式，本领域技术人员将认识到对本文中公开的具体实施方式的修改和替换。这样的修改落在如所附权利要求中限定的本公开的范围和意图内。