支柱组件及其形成方法与流程

本申请涉及一种支柱组件及其形成方法。

背景技术：

诸如底盘或框架的机械结构经常受到力的作用，这可能导致结构内的部件在相对定位上偏移。在这种结构中经常使用支柱来支撑部件以抵抗不希望的压力或拉伸载荷。

飞行器部件在操作中可能经受各种温度下的大范围的力或应力。形成能够在各种环境中使用的支柱可能是有益的，其中支柱的特征可以适应操作中的期望环境。

技术实现要素：

在一个方面，一种用于飞行器的支柱组件包括：中空杆，该中空杆具有主体，该主体具有与第二远端间隔开主体长度的第一远端；丝绳(wirerope)，其位于中空杆内部并与主体间隔开，该丝绳具有第一端和第二端并可操作地连接到中空杆，第一端可操作地连接到第一远端，第二端可操作地连接到第二远端；第一挂板，其可操作地连接到第一远端；和第二挂板，其可操作地连接到第二远端。

在另一方面，一种形成支柱组件的方法包括：将第一端配件可操作地连接到丝绳的第一端；将第二端配件可操作地连接到丝绳的第二端；将丝绳定位在中空杆内部并与中空杆的主体间隔开；将第一端配件与中空杆的第一远端可操作地连接；将第二端配件与中空杆的第二远端可操作地连接；以及将第一挂板可操作地连接到第一端配件并将第二挂板可操作地连接到第二端配件。

在又一方面，一种经由支柱组件传递力的方法，所述支柱组件具有中空杆和在中空杆的第一端和第二端处的挂板，所述方法包括：经由中空杆传递压力；以及经由中空杆内的丝绳传递拉伸载荷，其中丝绳和中空杆在它们的远端处可操作地连接并且沿着中空杆的长度彼此间隔开。

技术方案1.一种用于飞行器的支柱组件，包括：中空杆，其具有主体，所述主体具有与第二远端间隔开所述主体的长度的第一远端；丝绳，其位于所述中空杆内部且与所述主体间隔开，所述丝绳具有第一端和第二端并可操作地连接到所述中空杆，所述第一端可操作地连接到所述第一远端，并且所述第二端可操作地连接到所述第二远端；以及第一挂板，其可操作地连接到所述中空杆的所述第一远端；和第二挂板，其可操作地连接到所述中空杆的所述第二远端。

技术方案2.根据技术方案1所述的支柱组件，还包括楔形结构，其安装在所述丝绳的每个所述第一端和所述第二端上。

技术方案3.根据技术方案2所述的支柱组件，还包括端配件，其围绕每个所述楔形结构，且所述端配件邻近于所述中空杆的所述第一和第二远端。

技术方案4.根据技术方案3所述的支柱组件，还包括偏压元件，所述偏压元件可操作地连接于每个所述楔形结构且被构造成在所述楔形结构上施加弹簧力，以将所述楔形结构安置在所述端配件内。

技术方案5.根据前述任一项技术方案所述的支柱组件，还包括端配件，其安装在所述丝绳的每个所述第一端和所述第二端上。

技术方案6.根据技术方案5所述的支柱组件，其中，所述端配件分别安装在所述中空杆的所述第一远端和所述第二远端上。

技术方案7.根据技术方案6所述的支柱组件，还包括压缩盘，所述压缩盘被构造成将所述端配件夹紧到所述第一远端。

技术方案8.根据技术方案7所述的支柱组件，其中，所述第一和第二端配件包括螺纹部分，且所述第一挂板和第二挂板螺纹安装到对应的第一和第二端配件上。

技术方案9.根据技术方案1所述的支柱组件，其中，所述第一挂板和所述第二挂板中的至少一个相对于所述中空主体的所述第一和第二远端可移动地安装。

技术方案10.根据前述任一项技术方案所述的支柱组件，其中，所述丝绳是非金属的，且所述中空杆是金属的。

技术方案11.一种形成支柱组件的方法，包括：将第一端配件可操作地连接到丝绳的第一端；将第二端配件可操作地连接到所述丝绳的第二端；将所述丝绳定位在中空杆内部且与所述中空杆的主体间隔开；将所述第一端配件与所述中空杆的所述主体的第一远端可操作地连接；将所述第二端配件与所述中空杆的所述主体的第二远端可操作地连接；以及将第一挂板可操作地连接到所述第一端配件，且将第二挂板可操作地连接到所述第二端配件。

技术方案12.根据技术方案11所述的方法，还包括将第一楔形组件安装到所述丝绳的所述第一端，且经由所述第一楔形组件将所述第一端配件可操作地连接到所述第一端。

技术方案13.根据技术方案12所述的方法，还包括利用偏压元件将所述第一楔形组件远离所述第一远端装载。

技术方案14.根据技术方案13所述的方法，其中，将所述丝绳定位在所述中空杆内部发生在将所述第二端配件可操作地连接到所述丝绳的所述第二端之前。

技术方案15.根据技术方案11至14任一项所述的方法，其中，将所述第一挂板和所述第二挂板可操作地连接到所述对应的第一和第二端配件包括螺纹安装所述第一挂板和所述第二挂板。

技术方案16.根据技术方案11至15任一项所述的方法，还包括将张力施加到所述丝绳。

技术方案17.根据技术方案11至16任一项所述的方法，还包括调节所述第一挂板相对于所述第一端配件的位置以调节所述支柱组件的长度。

技术方案18.一种经由支柱组件传递力的方法，所述支柱组件具有中空杆和在所述中空杆的第一端和第二端处的挂板，所述方法包括：经由所述中空杆传递压力；和经由所述中空杆内的丝绳传递拉伸载荷，其中所述丝绳和所述中空杆在所述丝绳和所述中空杆的远端处可操作地连接且沿着所述中空杆的长度彼此间隔开。

技术方案19.根据技术方案18所述的方法，其中，传递所述拉伸载荷包括将整个拉伸载荷从所述第一或第二挂板传递到所述丝绳，而不将拉伸载荷传递到所述中空杆。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其中，所述丝绳是非金属的，且所述中空杆是金属的。

附图说明

在附图中：

图1是具有根据本说明书描述的各个方面的支柱组件的飞行器的示意图。

图2是可以在图1的飞行器中使用的支柱组件的剖视图。

图3示出了图2的支柱组件的一部分。

图4是可以在图1的飞行器中使用的支柱组件的剖视图。

图5示出了图4的支柱组件的一部分。

图6是示出形成可以在图1的飞行器中使用的支柱组件的方法的流程图。

图7a-7g示出了形成图2的支柱组件的方法。

图8a-8d示出了形成图4的支柱组件的方法。

具体实施方式

本申请的所述实施例涉及支柱组件。为了说明的目的，本申请将结合飞行器发动机吊架内的支柱组件进行描述。然而，应当理解，本申请并不局限于此，而是可以在整个飞行器上，以及在非飞行器应用、其他固定或移动应用、或商业或住宅应用中具有普遍适用性。

如本说明书中所使用，“一组”可以包括任何数目个所分别描述元件，包括仅一个元件。此外，所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本申请，并且具体地关于位置、取向或本申请的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接称谓(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示例性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。

图1示出了飞行器10，飞行器10包括机身12、定位在机身12中的驾驶舱14，以及从机身12向外延伸的机翼组件16。飞行器10还可包括多个发动机，所述发动机包括涡轮发动机18，作为非限制性示例，涡轮发动机18可以是涡喷发动机、涡扇发动机或涡桨发动机。虽然已说明商用飞行器10，但预期到，本说明书中描述的本申请的各方面可用在任何类型的飞行器中。此外，虽然已在每个机翼组件16上说明两个涡轮发动机18，但将理解，可包括任何数量的涡轮发动机18，包括机翼组件16上的单个涡轮发动机18，或甚至安装在机身12中的单个涡轮发动机18。

涡轮发动机18可以通过发动机吊架19固定到机翼组件16上。支柱组件20可以安装在发动机吊架19内，使得由发动机操作产生的内力或应力可以通过支柱组件20传递到飞行器10的结构。应当理解，虽然示出在发动机吊架19内，但是支柱组件20可以根据需要包括在飞行器10内的任何地方，包括涡轮发动机18内。

转到图2，支柱组件20可包括中空杆21，该中空杆21具有主体22，该主体22具有第一远端24、第二远端26以及分隔第一远端24和第二远端26的长度28，第一远端24和第二远端26可包括唇缘、凸缘、斜面或其它结构元件。虽然中空杆21已经被示出为具有可变的横截面或轮廓，但是应当理解，中空杆21可以以任何合适的方式成形。根据需要，中空杆21可包括任何合适的材料，作为非限制性示例，包括诸如铝的金属材料、诸如电子级玻璃的非金属材料或者诸如聚酯基复合材料的复合材料。

具有第一端31和第二端32的丝绳30可以定位在中空杆21内。虽然使用了术语“丝(wire)”，但是应当理解，丝绳30可包括任何合适的材料，包括金属材料，例如碳钢或飞行器用钢索，或者非金属材料，例如芳纶或诺梅克斯。另外，在非限制性示例中，丝绳30可包括由单根股线构成的绳，或者更典型地包括绞合或编织的多根股线的绳。

丝绳30的第一端31可以连接到中空杆21的第一远端24，丝绳30的第二端32可以连接到中空杆21的第二远端26。丝绳30可以与中空杆21的主体22间隔开。更具体地，在图示的示例中，第一端配件41和第一挂板51连接到中空杆21的第一远端24，并且第二端配件42和第二挂板52可以连接到中空杆21的第二远端26。挂板51、52可以各自包括螺栓孔53，用于附接在飞行器10内(图1)，支柱组件20的总长度54可以限定在挂板51、52之间。端配件41、42可以具有大致圆柱形的结构，并且还包括螺纹部分78。如图所示，挂板51、52可以螺纹安装到端配件41、42上，螺栓孔53在丝绳30上居中。

图3示出了图2的支柱组件20的部分60，其中更清楚地示出了包括端配件41的结构。例如，图3更清楚地示出，楔形结构或楔形组件70可以安装在丝绳30的第一端31上以完全包围丝绳30。楔形结构70可以由诸如铝或钢的金属形成，并且包括弹性o形环71，该弹性o形环71可以安置在凹槽中或者简单地装配在楔形结构70的周边周围，以帮助保持楔形结构70在端配件41内的位置。图示为弹簧74的偏压元件72可以与楔形结构70连接。端配件帽76可以连接到弹簧74以将弹簧74保持在压缩位置，使得楔形结构70可以保持在第一端配件41内的安置位置。

当组装时，楔形结构70可以围绕丝绳30，其中丝绳30可以通过预张紧器装置或其它合适的机构拉紧。如图所示，第一端配件41然后可以围绕邻近中空杆21的第一远端24的楔形结构70。楔形结构70可以尺寸设计成在o形环71的帮助下利用过盈配合与第一端配件41连接，并且以这种方式，第一端配件41可以安装到丝绳30的第一端31。第一端配件41可以邻接中空杆21的第一远端24，拉紧的丝绳30可以延伸穿过楔形结构70和偏压元件72，并且第一挂板51可以围绕第一端配件41和丝绳30的第一端31。此外，楔形结构70可以将丝绳30保持在与主体22间隔开的关系中；可以在丝绳30和主体22之间保持气隙。应当理解，支柱组件20可以是对称的，并且在适当时，在图3的示例中描述的方面可以应用于中空杆21的第二远端26、丝绳30的第二端32、第二端配件42和第二挂板52。

在操作中，支柱组件20可以安装到机械结构，例如飞行器10内的发动机吊架19，以在连接的部件之间传递力。当连接的部件在相对位置上朝向彼此偏移时，压力会发生，从而压缩支柱组件20。在这种情况下，压力可以通过连接到端配件41、42的挂板51、52经由中空杆21传递。可以通过连接到绳端31、32的挂板51、52经由丝绳30传递张力，该张力可以由远离彼此偏移的连接的部件产生。当丝绳30与中空杆21的主体22间隔开时，可以理解的是，可以在挂板51、52和丝绳30之间传递整个拉伸载荷，而不会在主体22上施加任何张力。以这种方式，中空杆21可以用于单独通过主体22传递压力，而丝绳30可以用于单独通过挂板51、52在连接的部件之间传递张力。

现在参看图4，可以在飞行器10中使用替代的支柱组件120。支柱组件120类似于支柱组件20，因此，相同的部件将用相同的数字增加100来标识，应当理解，除非另外指明，否则第一方面的相同部件的描述适用于第二方面。

类似于前面的描述，支柱组件120可包括中空杆121，中空杆121具有主体122，主体122具有第一远端124和第二远端126。具有第一端131和第二端132的丝绳130可以定位在中空杆121内。丝绳130的第一端131可以连接到中空杆121的第一远端124，丝绳130的第二端132可以连接到中空杆121的第二远端126，并且丝绳130可以与主体122间隔开。

一个不同之处在于，代替楔形结构，丝绳130可以直接连接到第一端配件141，该第一端配件141可以如上所述将绳130保持为与主体122间隔开的关系。

第一端配件141和第一挂板151可以连接到中空杆121的第一远端124，第二端配件142和第二挂板152可以连接到中空杆121的第二远端126。如图所示，支柱组件120的总长度154可以限定在挂板151、152之间。

图5示出了支柱组件120的部分160。诸如压缩盘180的偏压元件172可以连接到中空杆121的第一远端124，并且锁定螺母182可以压缩和夹紧盘180。

第一端配件141可以安装成围绕并保持丝绳130的第一端131。挂板螺母184可以穿过第一挂板151插入，并拧到第一端配件141的螺纹部分178上。另一个锁紧螺母182也可以根据需要连接到挂板螺母184。

类似于上文所述，在操作中，支柱组件120可以安装到机械结构，以在连接的部件之间传递力。压力可以沿着中空杆121的主体122传递，而张力可以通过连接到绳端131、132的挂板151、152经由丝绳130传递。端配件141、142可以保持丝绳130与主体122间隔开，使得整个拉伸载荷可以通过丝绳130在挂板151、152之间传递，而不会在主体122上施加张力。以这种方式，中空杆121可以用于单独传递压力，而丝绳130可以用于单独在连接的部件之间传递张力。

转到图6，示出了形成支柱组件20、120的方法。在1002中，第一端配件41、141可以可操作地连接到丝绳30、130的第一端31、131。在1004中，第二端配件42、142可以可操作地连接到第二端32、132。在1006中，丝绳30、130可以位于中空杆21、121的内部。在图3的示例中，丝绳30在1004中连接端配件41、42之前定位在中空杆21内，而在图5的示例中，在1006中将丝绳30定位在中空杆121内之前，端配件141、142在1004中连接到丝绳30。在1008中，第一端配件41、141可以可操作地连接到中空杆21、121的第一远端24、124，并且第二端配件42、142可以可操作地连接到第二远端26、126。在1010中，第一挂板51、151可以可操作地连接到第一端配件41、141，并且第二挂板52、152可以可操作地连接到第二端配件42、142。应当理解，该方法可以使用形成支柱组件所需的或有利的任何顺序的步骤来执行。

图7a-7g示出了形成图3的示例中所示的支柱组件20。在图7a中，楔形组件70连接到丝绳30的第一端31。在图7b中，第一端配件41在楔形组件70上被插入。然后，如图7c所示，在放置端配件帽76之前，楔形组件70可以由弹簧74加载。在图7d中，丝绳30可以位于中空杆21内部，其中第一端配件41可以如图所示连接到中空杆21的第一远端24。如图7e所示，在将第二端配件42连接到丝绳30之前，绳30可以如上所述通过预张紧器或其它装置拉紧。图7d和7e的示例表明，在第二端配件42连接到绳30之前，丝绳30可以位于中空杆21内。

第二端配件42可以连接到中空杆21的第二远端26，包括通过压力配合。然后，如图7f所示，楔形组件70可以插入到第二端配件42中。图7g示出了楔形组件70，该楔形组件70由弹簧74预加载，并通过放置端配件帽76而保持。然后，挂板51、52可以拧到端配件41、42上，以形成最终的支柱组件20。可以理解，支柱组件20的总长度54(图3)可以通过将挂板51、52拧到适当的位置来调节。

图8a-8d示出了形成图5的示例中所示的支柱组件120。在图8a中，第一端配件141和第二端配件142可以直接连接到丝绳130的第一端131和第二端132。图8b示出，丝绳130可以位于中空杆121中，并且如上所述使用预张紧器或其它装置拉紧。端配件141、142可以连接到中空杆121的远端124、126；图8b的示例表明，在将丝绳130定位在中空杆121内之前，两个端配件141、142都连接到丝绳130。

图8c示出了压缩盘180被夹紧到端配件141、142上，并由锁定螺母182拧紧。图8d示出了挂板151、152和挂板螺母184可以拧到端配件141、142上。支柱组件120的总长度154(图5)可以通过将挂板151、152拧到适当的位置来调节，挂板螺母184可以用于在调节后固定挂板151、152的位置。

上述公开的方面提供了多种益处。传统的支柱设计通常通过螺纹连接将载荷从挂板传递到中空管中心的中心刚性杆；在操作中，集中在这些螺纹上的力会降低支柱的使用寿命。可以理解，在不使用螺纹的情况下将楔形组件或端配件直接装配到丝绳上可以降低部件复杂性并延长本申请的支柱组件的使用寿命。此外，能够将复合材料用于支柱组件可以提供显著的重量减轻，同时在操作中保持耐用性或强度，这可以减轻包括本说明书所述支柱组件的结构的总重量。在飞行器10的示例中，减轻飞行器重量可以导致效率提高和运营成本降低。

在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可在必要时彼此结合使用。一个特征可能未在所有实施例中示出并不意味着应被认作不能示出所述特征，而是为了简化描述才未示出。因此，必要时可混合和搭配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本说明书所描述的特征的所有组合或排列。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳方式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它示例。如果此类其它示例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。