空间交错的应急支柱系统技术方案

本申请公开了一种空间交错的应急支柱系统。一种用于飞行器的机翼的支柱系统，包括从机翼延伸的支柱构件和与机翼相关联的第一应急支柱组件。第一应急支柱组件包括第一应急支柱和第二应急支柱，第一应急支柱的第一端部连接至支柱构件，第二应急支柱的第一端部连接至支柱构件，其中第一应急支柱的第二端部和第二应急支柱的第二端部均在弦的方向上彼此间隔开地连接至机翼。

【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，分析者已假设来自发动机转子爆裂事件的碎片具有无限能量，并且碎片的大小和形状被假设为转子的三分之一段的大小和形状。碎片从发动机的离开路径被假定为是在围绕并位于发动机的旋转转子的平面中三百六十度(360°)以内的任何方向上。在飞行器的俯视平面图中，分析者假设源自发动机转子的碎片将在垂直于旋转转子的轴线延伸的平面的任一侧上倾斜五度(5°)的平面的边界内行进。此外，碎片的宽度尺寸可以基于所使用的特定飞行器发动机而变化。分析者已将宽度尺寸选择为小至几英寸直到一英尺或更多。当发生发动机转子爆裂事件时，需要保持飞行器的结构部件(例如，应急支柱，其为支柱构件提供所需的支撑，进而为机翼提供所需的支撑)的实质性能能力。因此，需要提供一种应急支柱设计，其在发生发动机转子爆裂事件时将有助于飞行器的安全操作并且维持支柱构件所需的屈曲载荷阻力。此外，需要提供一种应急支柱设计，其将优化在发生鸟类撞击应急支柱时飞行器的应急支柱性能。
技术实现思路
一个实例包括一种用于飞行器的机翼的支柱系统，该支柱系统包括从机翼延伸的支柱构件和与机翼相关联的第一应急支柱组件。第一应急支柱组件包括第一应急支柱和第二应急支柱，第一应急支柱具有连接至支柱构件的第一端部，第二应急支柱具有连接至支柱构件的第一端部，其中第一应急支柱的第二端部和第二应急支柱的第二端部均在弦的方向上彼此隔开地连接至机翼。另一实例包括一种用于安装用于飞行器的机翼的支柱系统的方法，该方法包括：将支柱构件固定至飞行器的机翼和飞行器的机身，并且将第一应急支柱组件连接至机翼和支柱构件。该方法还包括：将第一应急支柱的第一端部连接至支柱构件；将第二应急支柱的第一端部连接至支柱构件；以及将第一应急支柱的第二端部和第二应急支柱的第二端部在弦的方向上彼此隔开地连接至机翼。已讨论的特征、功能和优点可以在各种实施方式中独立地实现或者可以在其他实施方式中组合，可以参考以下描述和附图而看出其进一步的细节。附图说明图1是现有技术的机翼由支柱构件和应急支柱支撑的涡轮螺旋桨飞行器的局部前正视示意图；图2是从图1的机翼下方观察的透视图；图3是从涡轮螺旋桨飞行器的机翼下方观察的透视图，示出了本公开的第一应急支柱组件(机翼内侧)的第一实例和第二应急支柱组件(机翼外侧)的第一实例；图4是图3的第一应急支柱组件的第一实例和第二应急支柱组件的第一实例连接至机翼的涡轮螺旋桨飞行器的机翼的顶部平面示意图；图5A是沿图4的线5A-5A的横截面图；图5B是沿图4的线5B-5B的横截面图；图6是从涡轮螺旋桨飞行器的机翼下方观察的透视图，示出了本公开的第一应急支柱组件(机翼内侧)的第二实例和第二应急支柱组件(机翼外侧的第二实例)；图7是图6的第一应急支柱组件的第二实例和第二应急支柱组件的第二实例连接至机翼的涡轮螺旋桨飞行器的机翼的顶部平面示意图；图8A是沿图7的线8A-8A的横截面图；图8B是沿图7的线8B-8B的横截面图；以及图9是用于安装用于飞行器的机翼的支柱系统的方法的流程图。具体实施方式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操作重量优势。支柱构件极大地减小了在此机翼附接至机身的机翼根部处的弯矩。在飞行器运行的情况下，支柱构件通常经受拉伸载荷，而在飞行器位于地面上的情况下，支柱构件经受压缩载荷。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，支柱构件连接至机翼的下表面。1.0g推覆条件使其中支柱构件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。应急支柱定位成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，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，如之前所提到的。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所谓的发动机转子爆裂。在发动机转子爆裂事件中，分析者的发现已经确定发动机的转子分成多个碎片并以非常高的速度离开发动机壳体。在发动机转子爆裂事件的分析中，对于这个分析，分析者已假设转子碎片具有无限的能量，并且转子碎片以及(一个或多个)碎片的大小和形状被假设为转子的三分之一段的大小和形状。碎片将遵循位于作为旋转转子的平面的旋转转子的大约三百六十度(360°)的任何地方的离开路径，并且碎片将在垂直于旋转转子的轴线延伸的平面的任一侧上倾斜五度(5°)的平面的边界内行进。转子的宽度相对于正在使用的发动机而变化，然而，在许多情况下，分析者对将转子的宽度近似为几英寸直到宽度近似十二(12.0)英寸感到放心，然而，这个宽度可以随着发动机设计和相应的转子设计在大小上变化而变化。作为分析者的发现和做出的假设的结果，发动机的转子的碎裂部分的路径是在发生发动机转子爆裂事件时保持应急支柱支撑机翼的性能能力所考虑的问题。本公开解决了定位应急支柱的装置，以便根据分析者的发现和关于发动机转子爆裂事件做出的假设在发动机转子爆裂事件发生时优化操作机翼支撑。此外，本公开解决了应急支柱的定位装置，以便在发生鸟类撞击时优化操作机翼支撑，其中分本文档来自技高网...

【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