【技术实现步骤摘要】
空间交错的应急支柱系统
本公开涉及一种用于飞行器的机翼的支柱构件,并且更具体地涉及一种包括应急支柱支撑件的支柱构件。
技术介绍
与不具有支柱构件支撑件的机翼相比,具有支柱构件支撑件的飞行器的机翼提供了飞行器重量和阻力优势。支柱构件减小了在此机翼附接到机身的机翼根部处的弯矩。在飞行器运行的情况下,包括连接至飞行器的机身并且连接至机翼底部的支柱构件的支柱构件实例通常经受拉伸载荷,并且在飞行器位于地面上的情况下,支柱构件经受压缩载荷。这是最常见的构造,因为与机翼的上表面相比,支柱-机翼连接部处的干扰阻力在机翼的下表面上不那么严重。在由美国联邦航空管理局(“FAA”)认证的飞行器的载荷条件(包括满足飞行器的-1.0g推覆飞行条件)的实例中,其中在该实例中,支柱连接至机翼的下表面。1.0g推覆条件使其中支柱连接至机翼的下表面的支柱构件处于压缩状态。在压缩载荷中,为了在不增加支柱构件横截面的情况下增加支柱构件的屈曲载荷能力,有利的是在飞行器的每侧使用一个或多个应急支柱来将支柱构件的屈曲长度沿着支柱构件的长度分解成较小的段。通过使用沿着支柱构件的长度紧固并且基本上正交于支柱构件的轴线并且基本上对齐的应急支柱来分割支柱构件长度,使得应急支柱在与较弱的惯性矩相关联的弯曲平面中向支柱构件提供支撑,并且根据欧拉柱公式增强支柱构件的屈曲载荷能力。飞行器被设计为克服所谓的离散源损坏事件。一类离散源损坏事件是发动机转子爆裂。在发生发动机转子爆裂时,飞行器发动机的转子分成多个碎片并以高速离开发动机壳体。在发动机转子爆裂事件的分析中,分析者 ...
【技术保护点】
1.一种用于飞行器(14)的机翼(12)的支柱系统(24),所述支柱系统包括:/n支柱构件(26),从所述机翼(12)延伸;以及/n第一应急支柱组件(28、28’),与所述机翼(12)相关联,所述第一应急支柱组件包括:/n第一应急支柱(30、30’),所述第一应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(32、32’);以及/n第二应急支柱(34、34’),所述第二应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(36、36’),其中,所述第一应急支柱(30、30’)的第二端部(38、38’)和所述第二应急支柱(34、34’)的第二端部(40、40’)均在弦(42)的方向上彼此间隔开地连接至所述机翼(12)。/n
【技术特征摘要】
20191014 US 16/601,2451.一种用于飞行器(14)的机翼(12)的支柱系统(24),所述支柱系统包括:
支柱构件(26),从所述机翼(12)延伸;以及
第一应急支柱组件(28、28’),与所述机翼(12)相关联,所述第一应急支柱组件包括:
第一应急支柱(30、30’),所述第一应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(32、32’);以及
第二应急支柱(34、34’),所述第二应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(36、36’),其中,所述第一应急支柱(30、30’)的第二端部(38、38’)和所述第二应急支柱(34、34’)的第二端部(40、40’)均在弦(42)的方向上彼此间隔开地连接至所述机翼(12)。
2.根据权利要求1所述的支柱系统(24),其中,所述第一应急支柱组件(28、28’)包括连接至所述机翼(12)的所述第一应急支柱(30、30’)的所述第二端部(38、38’)和所述第二应急支柱(34、34’)的所述第二端部(40、40’),所述第一应急支柱(30、30’)的所述第二端部(38、38’)和所述第二应急支柱(34、34’)的所述第二端部(40、40’)相对于彼此定位在以下两个位置中的一个位置中:
所述第一应急支柱(30)的所述第二端部(38)和所述第二应急支柱(34)的所述第二端部(40)定位在第一弦(44)上;或者
所述第一应急支柱(30’)的所述第二端部(38’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第二端部(40’)中的一者定位在第一弦(44’)上,并且所述第一应急支柱(30’)的所述第二端部(38’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第二端部(40’)中的另一者沿着所述机翼(12)在翼展方向(56)上与所述第一弦(44’)间隔开。
3.根据权利要求2所述的支柱系统(24),其中:
所述第一应急支柱(30、30’)的所述第二端部(38、38’)相对于所述第二应急支柱(34、34’)的所述第二端部(40、40’)定位在前方位置(“F”)中;并且
所述第二应急支柱(34、34’)的所述第二端部(40、40’)相对于所述第一应急支柱(30、30’)的所述第二端部(38、38’)定位在后方位置(“A”)中。
4.根据权利要求3所述的支柱系统(24),其中,在所述第一应急支柱(30)的所述第二端部(38)和所述第二应急支柱(34)的所述第二端部(40)定位在所述第一弦(44)上的情况下,所述第一应急支柱(30)的横截面面积大于所述第二应急支柱(34)的横截面面积。
5.根据权利要求2所述的支柱系统(24),其中,在所述第一应急支柱(30)的所述第二端部(38)和所述第二应急支柱(34)的所述第二端部(40)定位在所述第一弦(44)上的情况下,所述第一应急支柱(30)的所述第一端部(32)和所述第二应急支柱(34)的所述第一端部(36)在所述弦(42)的方向上彼此间隔开第一距离(D1),并且所述第一应急支柱(30)的所述第二端部(38)和所述第二应急支柱(34)的所述第二端部(40)在所述弦(42)的方向上彼此间隔开第二距离(D2),所述第一距离(D1)和所述第二距离(D2)中的每一者等于或大于所述飞行器(14)的发动机的转子的宽度尺寸。
6.根据权利要求2所述的支柱系统(24),其中,在所述第一应急支柱(30’)的所述第二端部(38’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第二端部(40’)中的一者定位在所述第一弦(44’)上并且所述第一应急支柱(30’)的所述第二端部(38’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第二端部(40’)中的另一者沿着所述机翼(12)在所述翼展方向(56)上与所述第一弦(44’)间隔开的情况下,所述第一应急支柱(30’)的所述第一端部(32’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第一端部(36’)在沿着所述弦(42)的方向上彼此间隔开第一距离(D1’),并且所述第一应急支柱(30’)的所述第二端部(38’)和所述第二应急支柱(34’)的所述第二端部(40’)在沿着所述弦(42)的方向上彼此间隔开第二距离(D2’),所述第一距离(D1’)和所述第二距离(D2’)中的每一者均等于或大于所述飞行器(14)的发动机的转子的宽度尺寸。
7.根据权利要求1所述的支柱系统(24),进一步包括与所述机翼(12)相关联的第二应急支柱组件(62、62’)。
8.根据权利要求7所述的支柱系统(24),其中,所述第二应急支柱组件(62、62’)包括:
第三应急支柱(64、64’),所述第三应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(66、66’);以及
第四应急支柱(68、68’),所述第四应急支柱具有连接至所述支柱构件(26)的第一端部(70、70’),其中,所述第三应急支柱(64、64’)的第二端部(72、72’)和所述第四应急支柱(68、68’)的第二端部(74、74’)均在所述弦(42)的方向上彼此间隔开地连接至所述机翼(12)。
9.根据权利要求8所述的支柱系统(24),其中,所述第一应急支柱组件(28、28’)的第一弦(44、44’)和所述第二应急支柱组件(62、62’)的第二弦(76、76’)在所述机翼(12)的翼展方向(56)上彼此间隔开。
10.根据权利要求9所述的支柱系统(24),其中,所述第二应急支柱组件(62)包括连接至所述机翼(12)的所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74),其中,所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74)均定位在所述第二弦(76)上。
11.根据权利要求9所述的支柱系统(24),其中,所述第二应急支柱组件(62’)包括连接至所述机翼的所述第三应急支柱(64’)的所述第二端部(72’)和所述第四应急支柱的所述第二端部(74’),其中,所述第三应急支柱的第二端部和所述第四应急支柱(68’)的第二端部中的一者定位在所述第二弦(76’)上,并且所述第三应急支柱(64’)的所述第二端部(72’)和所述第四应急支柱(68’)的所述第二端部(74’)中的另一者沿着所述机翼(12)在翼展方向(56)上与所述第二弦(76’)间隔开。
12.根据权利要求11所述的支柱系统(24),其中:
所述第三应急支柱(64、64’)的所述第二端部(72、72’)相对于所述第四应急支柱(68、68’)的所述第二端部(74、74’)定位在前方位置(“F”)中;并且
所述第四应急支柱(68、68’)的所述第二端部(74、74’)相对于所述第三应急支柱(64、64’)的所述第二端部(72、72’)定位在后方位置(“A”)中。
13.根据权利要求12所述的支柱系统(24),其中,在所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74)定位在所述第二弦(76)上的情况下,所述第三应急支柱(64)的横截面面积大于所述第四应急支柱(68)的横截面面积。
14.根据权利要求12所述的支柱系统(24),其中,在所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74)定位在所述第二弦(76)上的情况下,所述第三应急支柱(64)具有翼型构造(54)。
15.根据权利要求11所述的支柱系统(24),其中,在所述第三应急支柱(64’)的所述第二端部(72’)和所述第四应急支柱(68’)的所述第二端部(74’)中的一者定位在所述第二弦(76’)上并且所述第三应急支柱(64’)的所述第二端部(72’)和所述第四应急支柱(68’)的所述第二端部(74’)中的另一者沿着所述机翼(12)在所述翼展方向(56)上与所述第二弦(76’)间隔开的情况下,所述第三应急支柱(64’)和所述第四应急支柱具有翼型构造(58、60)。
16.根据权利要求11所述的支柱系统(24),其中:
在所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74)定位在所述第二弦(76)上的情况下,所述第三应急支柱(64)的所述第一端部(66)和所述第四应急支柱(68)的所述第一端部(70)在所述弦(42)的方向上彼此间隔开第一距离(D3),并且所述第三应急支柱(64)的所述第二端部(72)和所述第四应急支柱(68)的所述第二端部(74)在所述弦(42)的方向上彼此间隔开第二距离(D4),所述第一距离(D3)和所述第二距离(D4...
【专利技术属性】
技术研发人员:罗伯特·埃里克·格里普,马克斯·U·基什毛尔顿,
申请(专利权)人:波音公司,
类型:发明
国别省市:美国;US
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