用于机翼的连接组件、用于飞行器的机翼及机翼安装方法与流程

1.本发明涉及用于飞行器的机翼，该机翼包括主翼、缝翼和连接组件，该连接组件将缝翼以可移动的方式连接至主翼，使得缝翼能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。本发明的另一方面涉及包括这种机翼的飞行器、用于安装这种机翼的方法以及如在这种机翼中使用的连接组件。


背景技术：

2.连接组件包括长形的缝翼轨道，该缝翼轨道沿着轨道纵向轴线在前端部与后端部之间延伸，并且该缝翼轨道具有位于前端部与后端部之间的中间部分。缝翼轨道的前端部优选地固定地安装至缝翼、例如通过两个球形轴承固定地安装至缝翼，两个球形轴承两者均以一偏移量布置在横跨机翼翼展方向的机翼轮廓平面中。缝翼轨道的后端部和中间部分通过滚子轴承以可移动的方式安装至主翼，使得缝翼轨道能够沿着轨道纵向轴线、即沿着预定路径、优选地沿着圆形路径移动。
3.滚子轴承包括导轨和第一滚子单元，该导轨固定地安装至主翼，第一滚子单元安装至缝翼轨道的后端部并且接合导轨。优选地，导轨例如以c形状形成，使得导轨的表面与第一滚子单元的周向表面相对设置，其中，导轨的上表面与下表面之间的距离大于第一滚子单元的直径，使得第一滚子单元可以在同一时间仅接合导轨的上表面或下表面。即，导轨的上表面与下表面之间的距离被选择为使得在第一滚子单元与导轨的上表面或下表面之间提供空隙，使得第一滚子单元不能在同一时间与导轨的上表面和下表面接合，并且由此阻碍第一滚子单元。此外，优选地，第一滚子单元具有第一旋转轴线，该第一旋转轴线平行于机翼翼展方向、平行于主翼的前缘或平行于缝翼的前缘延伸。
4.滚子轴承包括第二滚子单元，该第二滚子单元固定地安装至主翼，并且该第二滚子单元与设置在缝翼轨道的中间部分处的接合表面接合。优选地，第二滚子单元具有第二旋转轴线，该第二旋转轴线平行于第一旋转轴线和/或平行于机翼翼展方向、平行于主翼的前缘或平行于缝翼的前缘延伸。
5.此外，缝翼轨道具有轮廓、即横跨纵向轴线的横截面，该轮廓包括上凸缘部分、下凸缘部分和将上凸缘部分和下凸缘部分连接的至少一个腹板部分。这种轮廓例如可以是c型轮廓、双c型轮廓、i型轮廓、h型轮廓或п型轮廓。第二滚子单元布置在上凸缘部分与下凸缘部分之间的凹部中并且与设置在上凸缘部分处和/或下凸缘部分处的接合表面接合，优选地，第二滚子单元以连续的方式接合上凸缘部分或下凸缘部分或两个凸缘部分。
6.这种机翼在本领域中、例如根据wo 2018/197649 a1是已知的。对于已知的机翼，为了使缝翼轨道能够安装在主翼上，特别是为了使第二滚子单元插入到上凸缘部分与下凸缘部分之间的凹部中，通常必须移除第一滚子单元和/或第二滚子单元。


技术实现要素：

7.发明的目的是提供一种允许将缝翼轨道简易地安装在主翼处的机翼。
8.该目的的实现是在于：在上凸缘部分与第一滚子单元之间、特别是与第一滚子单元的周向滚子表面之间或者在上凸缘部分与用于保持第一滚子单元的轭部分之间设置有间隙。轭部分可以在缝翼轨道的后端部处设置成从腹板部分侧向延伸、即沿翼展方向延伸。间隙比第二滚子单元的直径宽、即至少在最小程度上大于第二滚子单元的直径，使得当缝翼轨道安装在主翼上时、例如在机翼的制造、组装或维护期间，第二滚子单元可以穿过该间隙以插入到凹部中。在这一方面，术语“更宽”是指足够宽以使第二滚子单元穿过间隙，这可以包括在接触下穿过。
9.以这种方式，第二滚子单元可以简单地穿过间隙以插入到凹部中以用于缝翼轨道在主翼上的安装，使得在缝翼轨道的安装期间不需要拆卸或移除第二滚子单元。这意味着可以极大地简化缝翼轨道在主翼上的安装。此外，间隙存在于上凸缘部分中而非下凸缘部分中允许第二滚子单元从缝翼轨道的上侧插入到凹部中，这允许主翼蒙皮中的轨道切口的尺寸最小化，这出于空气动力学原因又是有益的。
10.根据优选实施方式，上凸缘部分沿着轨道纵向轴线在靠近缝翼轨道的前端部的前凸缘端部与靠近缝翼轨道的后端部的后凸缘端部之间延伸，其中，间隙在后凸缘端部与第一滚子单元、优选地为第一滚子单元的周向滚子表面之间或者在后凸缘端部与轭部分之间延伸。
11.特别地，优选的是，间隙在后凸缘端部与第一滚子单元的最靠近于后凸缘端部的点、特别是与第一滚子单元的周向滚子表面的最靠近于后凸缘端部的点之间或者与轭部分的最靠近于后凸缘端部的点之间延伸。优选地，间隙沿着轨道纵向轴线延伸。以这种方式，在保证间隙可以不绝对必要地变宽的同时保证了第二滚子单元可以配装穿过该间隙。
12.还优选的是，上凸缘部分在后凸缘端部处以斜切的方式从侧向端部边缘延伸至腹板部分处的内端部边缘、即延伸至上凸缘部分与腹板部分结合的位置。间隙在内端部边缘与第一滚子单元、特别是与第一滚子单元的周向滚子表面之间或者在内端部边缘与轭部分之间测量。
13.根据优选实施方式，间隙比第二滚子单元的直径宽1％与100％之间、优选地2％与50％之间、更优选地3％与10％之间、最优选地约5％。以这种方式，间隙仅是根据需要的宽度、即间隙足够宽以容易地使第二滚子单元在无任何摩擦接触的情况下配装穿过但又未宽到使得上凸缘部分会被实质上削弱。
14.根据另一优选实施方式，缝翼轨道具有下述这种轮廓、特别是i型轮廓或双c型轮廓：于腹板部分的第一侧部处在上凸缘部分与下凸缘部分之间形成有第一凹部，并且于腹板部分的与第一侧部相反的第二侧部处在上凸缘部分与下凸缘部分之间形成有第二凹部。以这种方式，两个滚子元件可以接纳在这两个凹部中。
15.特别地，优选的是，第二滚子单元包括第一滚子元件和第二滚子元件。第一滚子元件布置在第一凹部中，并且第二滚子元件布置在第二凹部中。第一滚子元件和第二滚子元件同轴地布置、即两者均绕第二旋转轴线旋转，并且第一滚子元件和第二滚子元件具有相同的半径。通过第一滚子元件和第二滚子元件，可以吸收更高的载荷，并且使对称的布置结构或具有两个分开的载荷路径的布置结构成为可能。
16.还优选的是，间隙包括第一间隙部分和第二间隙部分。第一间隙部分设置在腹板部分的第一侧部处的上凸缘部分与第一滚子元件、优选地为第一滚子元件的周向滚子表面
之间或者设置在腹板部分的第一侧部处的上凸缘部分与用于保持第一滚子单元的轭部分之间。第二间隙部分设置在腹板部分的第二侧部处的上凸缘部分与第二滚子元件、优选地为第二滚子元件的周向滚子表面之间或者设置在腹板部分的第二侧部处的上凸缘部分与用于保持第一滚子单元的轭部分之间。以这种方式，第一滚子元件和第二滚子元件可以配装穿过该间隙，使得即使在第二滚子单元由第一滚子元件和第二滚子元件构成的情况下也可以简化安装。
17.根据优选实施方式，缝翼轨道的腹板部分包括从腹板部分的第一侧部延伸至第二侧部并且沿着轨道纵向轴线延伸延长的槽。优选地，槽沿着轨道纵向轴线至少延伸以下距离：该距离与缝翼在缩回位置与完全伸出位置之间移动的距离一样长。第一滚子元件和第二滚子元件安装在一个共同的轴上以用于共同旋转。该共同的轴穿过槽从腹板部分的第一侧部前进至第二侧部。优选地，该共同的轴的相反端部被支承在主翼处。通过使用一个共同的轴来支承第一滚子元件和第二滚子元件，可以使引入于主翼结构中的弯曲载荷最小化。
18.根据替代性实施方式，第一滚子元件安装在第一轴上，并且第二滚子元件安装在与第一轴分开的第二轴上。优选地，第一轴和第二轴被独立地支承在主翼处。通过使用分开的轴来支承第一滚子元件和第二滚子元件而不需要穿过缝翼轨道的槽。
19.根据优选实施方式，第一滚子单元包括单个第三滚子元件，该第三滚子元件优选地通过缝翼轨道的从相反两侧保持第三滚子元件的轭状后端部而安装至缝翼轨道。仅使用单个第三滚子元件展示了非常简单的设计。
20.在替代性实施方式中，第一滚子单元包括第三滚子元件和第四滚子元件。第三滚子元件和第四滚子元件同轴地布置、即两者均绕第一旋转轴线旋转，并且第三滚子元件和第四滚子元件具有相同的半径。优选地，第三滚子元件布置在腹板部分的第一侧部处，并且第四滚子元件布置在腹板部分的第二侧部处。以这种方式，提供了备用滚子元件。
21.根据优选实施方式，缝翼轨道包括彼此分开形成的第一轨道部分和第二轨道部分。第一轨道部分和第二轨道部分中的每一者均一体地形成并且沿着轨道纵向轴线从后端部延伸至前端部。第一轨道部分和第二轨道部分例如通过螺栓安装至彼此并且沿着由轨道纵向轴线和机翼厚度方向所延展的接触平面抵靠彼此搁置，该接触平面可以是优选地沿着整个纵向延伸部的竖向对称平面。通过第一轨道部分和第二轨道部分，引入了两个分开的载荷路径，这两个分开的载荷路径可以被设计为冗余载荷路径，使得当一个载荷路径失效时，另一载荷路径仍然能够承载经由缝翼而施加的存在的空气载荷。
22.特别地，优选的是，第三滚子元件安装至第一轨道部分和第二轨道部分两者。以这种方式，在第一轨道部分和第二轨道部分中的一者发生失效的情况下，第三滚子元件将仍由第一轨道部分和第二轨道部分中的另一者充分地支承，使得该轨道部分将仍由第三滚子元件引导。
23.替代性地，优选的是，第三滚子元件安装至第一轨道部分，并且第四滚子元件安装至第二轨道部分。以这种方式，在第一轨道部分和第二轨道部分中的一者发生失效的情况下，第一轨道部分和第二轨道部分中的另一者将仍由第三滚子和第四滚子中的相关联的一者引导。
24.根据又一优选实施方式，连接组件是第一连接组件。机翼包括第二连接组件，该第二连接组件在与第一连接组件沿机翼翼展方向间隔开的位置将缝翼连接至主翼。第二连接
组件如第一连接组件那样形成、即具有与第一连接组件相同的特征。替代性地，第二连接组件也可以以与第一连接组件不同的方式形成。
25.本发明的另一方面涉及一种包括根据前述实施方式中的任一实施方式的机翼的飞行器。结合机翼所提到的特征和优点也适用于该飞行器。
26.本发明的又一方面涉及一种用于安装根据前述实施方式中的任一实施方式的机翼的方法。该方法包括将缝翼轨道以以下方式安装在主翼上：使缝翼轨道以间隙朝向第二滚子单元的方式移动，使得第二滚子单元穿过间隙并插入到凹部中、优选地在缝翼轨道绕翼展方向旋转的情况下穿过间隙并插入到凹部中。以这种方式，提供了一种将缝翼轨道安装在主翼上的简单方法，同时可以使主翼蒙皮中的轨道切口的尺寸最小化。
27.根据优选实施方式，当缝翼轨道和第二滚子单元相对于彼此移动以使第二滚子单元穿过间隙并使第二滚子单元插入到凹部中时，缝翼轨道以缝翼轨道的前端部向上的方式移动、优选地从前端部低于后端部的位置移动至前端部位于后端部的前方且优选地与后端部处于相同水平的位置。以这种方式，进一步简化了缝翼轨道在主翼上的安装，同时可以进一步使主翼蒙皮中的轨道切口的尺寸最小化。
28.本发明的又一方面涉及一种用于根据前述实施方式中的任一实施方式的机翼的连接组件，该连接组件用于将缝翼以可移动的方式连接至用于飞行器的主翼，如上文结合机翼所述。连接组件包括长形的缝翼轨道，该缝翼轨道沿着轨道纵向轴线在前端部与后端部之间延伸，并且该缝翼轨道具有位于前端部与后端部之间的中间部分。缝翼轨道的前端部构造成安装至缝翼。缝翼轨道的后端部和中间部分构造成通过滚子轴承安装至主翼，使得缝翼轨道能够沿着轨道纵向轴线移动。滚子轴承包括导轨和第一滚子单元，导轨构造成安装至主翼，第一滚子单元安装至缝翼轨道的后端部并且构造成用于接合导轨。滚子轴承包括第二滚子单元，该第二滚子单元构造成安装至主翼，并且该第二滚子单元构造成用于与设置在缝翼轨道的中间部分处的接合表面接合。缝翼轨道具有轮廓，该轮廓包括上凸缘部分、下凸缘部分以及将上凸缘部分与下凸缘部分连接的至少一个腹板部分。第二滚子单元构造成布置在上凸缘部分与下凸缘部分之间的凹部中并且构造成与设置在上凸缘部分处和/或下凸缘部分处的接合表面接合。在上凸缘部分与第一滚子单元、特别是第一滚子单元的周向滚子表面之间或在上凸缘部分与用于保持第一滚子单元的轭部分之间设置有间隙。轭部分可以在缝翼轨道的后端部处设置成从腹板部分侧向延伸、即沿翼展方向延伸。间隙比第二滚子单元的直径宽、即至少在最小程度上大于第二滚子单元的直径，使得当缝翼轨道安装在主翼上时、例如在机翼的制造、组装或维护期间，第二滚子单元可以穿过该间隙以插入到凹部中。在这一方面，术语“更宽”是指足够宽以使第二滚子单元穿过间隙，这可以包括在接触下穿过。结合机翼所提到的特征和优点也适用于可以在这种机翼中使用的连接组件。
附图说明
29.在下文中，将借助于附图对本发明的优选实施方式进行更详细的说明。附图示出为：
30.图1是根据本发明的包括机翼的飞行器的立体图，
31.图2是图1中所示的包括根据本发明的第一实施方式的连接组件的机翼的横截面
图，
32.图3是图2中所示的连接组件的俯视图，
33.图4是图2中所示的连接组件的立体图，
34.图5是横跨图2中所示的连接组件的轨道纵向轴线的横截面图，以及
35.图6a至图6f是根据本发明的实施方式的将缝翼轨道安装在主翼上的过程的逐步图示。
具体实施方式
36.在图1中，图示了根据本发明的实施方式的飞行器1。飞行器1包括根据本发明的实施方式形成的机翼3。
37.图2更详细地示出了来自图1的机翼3。机翼3包括主翼5、缝翼7和连接组件9，连接组件9将缝翼7以可移动的方式连接至主翼5，使得缝翼7能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。
38.连接组件9包括长形的缝翼轨道17，缝翼轨道17沿着轨道纵向轴线19在前端部21与后端部23之间延伸，并且缝翼轨道17具有位于前端部21与后端部23之间的中间部分25。缝翼轨道17的前端部21固定地安装至缝翼7。缝翼轨道17的后端部23和中间部分25通过滚子轴承27以可移动的方式安装至主翼5，使得缝翼轨道17能够沿着轨道纵向轴线19移动。滚子轴承27包括固定地安装至主翼5的导轨29以及固定地安装至缝翼轨道17的后端部23并且接合导轨29的第一滚子单元31。滚子轴承27包括第二滚子单元33，第二滚子单元33固定地安装至主翼5，并且第二滚子单元33与设置在缝翼轨道17的中间部分25处的接合表面35接合。如图3至图5中所示，缝翼轨道17具有双c形轮廓37，该双c形轮廓37包括上凸缘部分39、下凸缘部分41以及将上凸缘部分39与下凸缘部分41连接的至少一个腹板部分43。第二滚子单元33布置在上凸缘部分39与下凸缘部分41之间的凹部45中并且与设置在上凸缘部分39处和下凸缘部分41处的接合表面35接合。
39.如图4和图5中所示，缝翼轨道17的双c形轮廓37提供的是，于腹板部分43的第一侧部47处在上凸缘部分39a与下凸缘部分41之间形成有第一凹部45a，并且于腹板部分43的与第一侧部47相反的第二侧部49处在上凸缘部分39与下凸缘部分41之间形成有第二凹部45b。第二滚子单元33包括第一滚子元件51和第二滚子元件53。第一滚子元件51布置在第一凹部45a中，并且第二滚子元件53布置在第二凹部45b中。第一滚子元件51和第二滚子元件53同轴地布置并且具有相同的半径。第一滚子元件51安装在第一轴55上，并且第二滚子元件53安装在与第一轴55分开的第二轴57上。第一轴55和第二轴57被独立地支承在主翼5处。
40.图3至图5示出的是，缝翼轨道17包括彼此分开形成的第一轨道部分59和第二轨道部分61。第一轨道部分59和第二轨道部分61中的每一者一体地形成并且沿着轨道纵向轴线19从后端部23延伸至前端部21。第一轨道部分59和第二轨道部分61通过螺栓63安装至彼此并且沿着由轨道纵向轴线19和机翼厚度方向67所延展的接触平面65抵靠彼此搁置。如图3中可见，第一滚子单元31包括第三滚子元件69和第四滚子元件71。第三滚子元件69和第四滚子元件71同轴地布置并且具有相同的半径。第三滚子元件69安装至第一轨道部分59，并且第四滚子元件71安装至第二轨道部分61。替代性地，第一滚子单元31也可以仅包括单个第三滚子元件69。
41.如图2和图3中所示，在上凸缘部分39与第一滚子单元31的周向滚子表面113之间设置有间隙112。该间隙112比第二滚子单元33的直径宽，使得当缝翼轨道17安装在主翼5上时、例如在机翼的制造、组装或维护期间，第二滚子单元33可以穿过间隙112以插入到凹部45中。在本实施方式中，间隙112比第二滚子单元33的直径宽约5％。
42.上凸缘部分39沿着轨道纵向轴线19在靠近缝翼轨道17的前端部21的前凸缘端部115与靠近缝翼轨道17的后端部23的后凸缘端部117之间延伸，其中，间隙112在后凸缘端部117与第一滚子单元31的周向滚子表面113之间延伸。确切地，间隙112在后凸缘端部117与第一滚子单元31的周向滚子表面113的最靠近于后凸缘端部117的点之间延伸。上凸缘部分39在后凸缘端部117处以斜切的方式从侧向端部边缘119延伸至腹板部分43处的内端部边缘121。间隙112在内端部边缘121与第一滚子单元31的周向滚子表面113之间测量。
43.在如图3中所示的本实施方式中，间隙112包括第一间隙部分123和第二间隙部分125。第一间隙部分123设置在腹板部分43的第一侧部47处的上凸缘部分39与第一滚子元件51的周向滚子表面113之间。第二间隙部分125设置在腹板部分43的第二侧部49处的上凸缘部分39与第二滚子元件53的周向滚子表面113之间。
44.如图1中所示，连接组件9是第一连接组件91，并且机翼3包括第二连接组件93，该第二连接组件93在与第一连接组件91沿机翼翼展方向95间隔开的位置将缝翼7连接至主翼5，并且其中，第二连接组件93如第一连接组件91那样形成。
45.图6a至图6f以逐步的方式图示了根据所描述的实施方式的用于安装机翼3的方法、特别是用于将缝翼轨道17安装在主翼5上的方法，其中，间隙112不是本身如其在图2至图5中的情况那样设置在上凸缘部分39与第一滚子单元31之间，而是设置在上凸缘部分39与用于保持第一滚子单元31的轭部分127之间。该方法包括将缝翼轨道17以下述方式安装在主翼5上：使缝翼轨道17以间隙112朝向第二滚子单元33的方式移动，使得第二滚子单元33在缝翼轨道17绕机翼翼展方向95旋转的情况下穿过缝隙112并插入到凹部45中。当缝翼轨道17和第二滚子单元33相对于彼此移动以使第二滚子单元33穿过间隙112并使第二滚子单元33插入到凹部45中时，缝翼轨道17以缝翼轨道17的前端部21向上的方式从前端部21低于后端部23的位置移动至前端部21位于后端部23的前方且与后端部23处于相同水平的位置。
46.本发明的所述实施方式使第二滚子单元33能够简单地穿过间隙112以插入到凹部45中以用于缝翼轨道17在主翼5上的安装，使得在缝翼轨道17的安装期间不需要移除第二滚子单元33。这意味着可以极大地简化缝翼轨道17在主翼5上的安装。