CN105711806A - 飞行器抗扭翼盒、飞行器机翼、飞行器以及支承构件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器抗扭翼盒，该飞行器抗扭翼盒具有与抗扭翼盒的头部相关联的前部和与抗扭翼盒的尾部相关联的后部，该抗扭翼盒包括支承构件，该支承构件包括前翼梁和后翼梁以及位于前翼梁与后翼梁之间的连接部分，该连接部分包括至少一个***翼梁，该抗扭翼盒还包括上机翼蒙皮的至少一部分以及下机翼蒙皮的至少一部分，上机翼蒙皮的至少一部分和下机翼蒙皮的至少一部分由支承构件支承。

Description

飞行器抗扭翼盒、飞行器机翼、飞行器以及支承构件

技术领域

本公开涉及飞行器翼盒，特别地涉及飞行器抗扭翼盒。

背景技术

本发明涉及飞行器。更特别地，但非排他性地，本发明涉及飞行器抗扭翼盒。本发明还涉及飞行器机翼、包括这种飞行器抗扭翼盒或飞行器机翼的飞行器以及用于在这种飞行器抗扭翼盒中或飞行器机翼中使用的支承构件。

传统的抗扭翼盒包括沿着翼盒的长度延伸的独立的前翼梁和后翼梁，其中，翼肋在前翼梁与后翼梁之间延伸，其中，设置有独立的翼肋-翼梁柱以有助于将翼梁与翼肋保持在一起。独立的纵梁沿着翼盒的长度延伸。提供了大致覆盖翼盒的全部上表面和全部下表面的上机翼蒙皮和下机翼蒙皮。这种布置是复杂的并且包括许多独立部件。组装时间可能很长。为了允许进入至机翼的内部，在下机翼蒙皮中可以设置有检修孔。对机翼蒙皮设置加强条(通常已知为“检修孔板”)以支承检修孔。这种布置很笨重所以不是希望的。此外，传统的翼盒通常需要大量的紧固件(例如螺栓)，这将使飞行器的外部上呈现大量的雷击点目标。

本发明试图缓解一个或多个上文提到的问题。替代性地或另外地，本发明试图提供一种改进的翼盒、机翼和/或在其中使用的支承构件。

发明内容

本发明根据第一方面提供了飞行器翼盒，该飞行器翼盒具有与翼盒头部相关联的前部和与翼盒尾部相关联的后部，该翼盒包括：支承构件，该支承构件包括前翼梁和后翼梁以及位于前翼梁与后翼梁之间的连接部分，连接部分包括至少一个***翼梁；

上机翼蒙皮的至少一部分；以及

下机翼蒙皮的至少一部分，

上机翼蒙皮的至少一部分和下机翼蒙皮的至少一部分由支承构件支承。

本发明的翼盒可以通过使用对上机翼蒙皮和下机翼蒙皮提供支承的支承构件而提供更简单的翼盒。为了避免疑问，该翼盒为飞行器抗扭翼盒。

本领域中的那些技术人员将认识到翼盒的头部在使用中位于翼盒的尾部的前方。同样地，本领域中的那些技术人员将认识到翼盒就其本质而言具有限定向上取向和向下取向的自然取向。

支承构件可选地是长形的。支承构件的长度可选地为10m至40m，可选地10m至25m，可选地12m至25m以及可选地15m至20m。可选地，支承构件沿着与翼盒的长度基本平行的方向延伸。

通常来说，翼盒从在使用中与飞行器的机身相关联(并且邻近于机身)的根部区域延伸至在使用中与翼梢相关联(并且邻近于翼梢)的稍部区域。本领域中的那些技术人员将认识到机身和翼梢不是本发明的翼盒的一部分。

可选地，支承构件从翼盒的根部区域延伸至翼盒的稍部区域。

支承构件可选地包括至少两个(并且可选地不多于四个)***翼梁。词语“***”表示的是翼梁位于前翼梁与后翼梁之间。

支承构件沿着其长度可以具有大致相同的截面形状(虽然支承构件的更靠近翼盒的稍部区域的尺寸通常将较小)。

相邻的翼梁可以由桥接部分连接。这不以任何方式表示翼梁和桥接部分是独立地制成并且然后附接在一起。事实上，支承构件通常制成为单件。鉴于支承构件可以包括至少三个翼梁，则支承构件可以包括两个或更多个桥接部分，所述桥接部分连接相邻的翼梁。如果支承构件包括四个翼梁，例如(前翼梁、后翼梁以及两个***翼梁)，则支承构件可以包括三个桥接部分。支承构件可以包括两个上桥接部分和一个下桥接部分，或支承构件可以包括两个下桥接部分和一个上桥接部分。如果支承构件包括两个下桥接部分和一个上桥接部分，那么支承构件可以包括前翼梁，其中，前翼梁连接至第一下桥接部分，该第一下桥接部分连接至第一***翼梁，该第一***翼梁连接至第一上桥接部分；该第一上桥接部分连接至第二***翼梁；该第二***翼梁连接至第二下桥接部分，该第二下桥接部分连接至后翼梁。这种布置可以称为具有大致W形状。

如果支承构件包括两个上桥接部分和一个下桥接部分，则支承构件可以包括前翼梁，其中，该前翼梁连接至第一上桥接部分，该第一上桥接部分连接至第一***翼梁，该第一***翼梁连接至第一下桥接部分，该第一下桥接部分连接至第二***翼梁，该第二***翼梁连接至第二上桥接部分，该第二上桥接部分连接至后翼梁。这种布置可以称为具有大致M形状。

桥接部分不必具有相同的宽度(该宽度如由相邻的翼梁的间距所限定)。

一个或更多个翼梁可以设置有用于进入由所述翼梁至少部分地限定的空间的检查孔(该检查孔可选地具有用于控制检查孔的打开和关闭的封闭件)。例如，检查孔通常设置在用于支承机翼蒙皮的可移除的一部分的翼梁中，该机翼蒙皮部分是可移除的以允许进入至检查孔。

每个翼梁的角度可以与其它翼梁的角度互不相同。例如，前翼梁和后翼梁通常可以比***翼梁更竖直。***翼梁可以不太竖直以易于进入翼盒内的隔间。例如，***翼梁可以从竖向方向偏离高达45度。前翼梁、后翼梁以及***翼梁中的一者或更多者的横截面可以是弧形的。前翼梁、后翼梁以及***翼梁中的一者或更多者的横截面可以为S形状。例如，前翼梁、后翼梁以及***翼梁中的一者或更多者的横截面可以为乙状的形状。

前翼梁、后翼梁、***翼梁以及桥接部分中的至少一者(可选地一者以上并且可选地每一者)可选地为长形的。前翼梁、后翼梁、***翼梁以及桥接部分中的至少一者(可选地一者以上并且可选地每一者)的长度可选地为10m至40m，可选地10m至25m，可选地12m至25m以及可选地15m至20m。可选地，前翼梁、后翼梁、***翼梁以及桥接部分中的至少一者(可选地一者以上并且可选地每一者)沿着与翼盒的长度大致平行的方向延伸。

可选地，前翼梁、后翼梁、***翼梁以及桥接部分中的至少一者(可选地一者以上并且可选地每一者)从翼盒的根部区域延伸至翼盒的稍部区域。

翼梁通常基本上横过翼盒的高度延伸。

机翼蒙皮的部分通常由所述翼梁中的一个翼梁或更多个翼梁支承，通常由所述翼梁中的至少两个翼梁支承。机翼蒙皮中的至少一部分可以与支承构件成一体。机翼蒙皮的至少一部分(优选地下机翼蒙皮的一部分)相对于支承构件可移除。例如，机翼蒙皮的一部分可以呈可移除面板的形式。可移除面板可以提供至翼盒内部的入口而不需要在检修孔板中形成检修孔。

至少一个上机翼蒙皮部分在相邻的翼梁之间延伸。上机翼蒙皮部分可以横过两个以上的翼梁，例如横过前翼梁、后翼梁以及***翼梁。

前翼梁可以具有与连接部分相联接的第一端部和远离连接部分的第二端部，支承构件包括从前翼梁的第二端部向前延伸的凸缘。凸缘通常为长形的并且沿着前翼梁的长度延伸。后翼梁可以具有与连接部分相联接的第一端部和远离连接部分的第二端部，支承构件包括从后翼梁的第二端部向后延伸的凸缘。该凸缘通常为长形的并且沿着后翼梁的长度延伸。前翼梁凸缘和后翼梁凸缘可以位于相应翼梁的第一端部的上方。前翼梁凸缘和后翼梁凸缘中的一者或两者可以形成机翼的外部结构表面(该外部结构表面通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。替代性地，一个或更多个机翼蒙皮部分可以横过前翼梁凸缘和后翼梁凸缘中的一者或两者延伸。例如，单一的机翼蒙皮部分(可选地上机翼蒙皮部分)可以横过前翼梁凸缘和后翼梁凸缘两者延伸。替代性地，机翼蒙皮部分可以横过前翼梁、后翼梁以及***翼梁延伸，而不横过前翼梁凸缘和后翼梁凸缘延伸。

翼盒可以包括两个上机翼蒙皮部分，第一上机翼蒙皮部分从前翼梁延伸至相邻的翼梁，并且第二上机翼蒙皮部分从后翼梁延伸至相邻的翼梁。在这种情况下，位于两个翼梁之间的上桥接部分可以提供外部结构机翼表面(该外部结构机翼表面通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。

翼盒可以包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的下蒙皮部分。在这种情况下，翼盒可以包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的多个下机翼蒙皮部分。多个机翼蒙皮部分中的至少一个机翼蒙皮部分是可移除的以提供进入翼盒的内部的入口。在这种情况下，在下机翼蒙皮部分的两侧与下机翼蒙皮部分相邻的两个下桥接部分设置为外部结构机翼表面(通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。

替代性地，翼盒可以包括横过前翼梁、后翼梁以及***翼梁延伸的下机翼蒙皮。

在相邻的翼梁之间可以延伸有上机翼蒙皮，其中，两个相邻的桥接部分(位于上机翼蒙皮部分的两侧)提供外部结构机翼表面(该外部结构机翼表面通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。

翼盒可以包括两个下机翼蒙皮部分，第一下机翼蒙皮部分从前翼梁延伸至相邻的翼梁，并且第二下机翼蒙皮部分从后翼梁延伸至相邻的翼梁。在这种情况下，位于两个翼梁之间的下桥接部分可以提供外部结构机翼表面(通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。下机翼蒙皮部分中的至少一个下机翼蒙皮部分是可移除的以允许从翼盒的下方进入翼盒的内部。

翼盒可以包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的上机翼蒙皮部分。在这种情况下，翼盒可以包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的至少一个上机翼蒙皮部分。在这种情况下，在上机翼蒙皮部分的两侧与上机翼蒙皮部分相邻的两个上桥接部分提供外部结构机翼表面(该外部结构机翼表面通过传统覆盖物例如涂层和/或放电片来覆盖)。

翼盒可以包括一个或更多个翼肋。所述翼肋通常从前翼梁延伸至后翼梁。这种翼肋通常基本上横过翼梁延伸，从而提供坚固的机翼结构。该翼肋与翼梁和机翼蒙皮一起可以在翼盒中限定隔间，其中，所述隔间中的一个或更多个隔间可以适于储存飞行器燃料。可以预见的是，所述隔间中的至少一个隔间可以为不容纳燃料的“干”隔间。这种“干”隔间可以用于使容纳燃料的隔间分开。

替代性地，翼盒可以包括在相邻的翼梁之间延伸的一个或更多个支撑件。该支撑件中的一个或更多个支撑件可以与支承构件大致正交。所述支撑件中的一个或更多个支撑件可以包括在相邻的翼梁之间延伸的大致平面的平坦部分，该大致平面的平坦部分可选地与支承构件大致正交。例如，第一支撑件可以从前翼梁延伸至第一***翼梁，第二支撑件可以从第一***翼梁延伸至第二***翼梁，并且第三支撑件可以从第二***翼梁延伸至后翼梁。

所述支撑件中的一个或更多个支撑件通常附接至相应的翼梁。例如，支承构件可以包括用于附接支撑件的一个或更多个附接点。

一个或更多个翼肋可以与支承构件一体地形成。

机翼蒙皮部分中的一个或更多个机翼蒙皮部分可以与支承构件一体地形成。

翼盒可以设置有一个或更多个纵梁。一个或更多个纵梁可以可选地沿着翼盒的长度延伸。一个或更多个纵梁可以可选地与支承构件一体地形成。

支承构件可选地由复合材料形成。支承构件可以使用所谓的“干纤维”技术来制造或使用由树脂灌注的织物来制造，对于本领域的那些技术人员而言两者是众所周知的。干纤维技术涉及纤维和树脂的独立供应。通常地，形成包括多孔织物层的层片，层片然后通过树脂或树脂前体浸渍。然后对浸渍的层片施加压力以将其压缩成需要的形状。这可以使用外模制线工具和内模制线工具而实现。替代性地，可以使用模制工具和真空袋。这种模具和真空袋的使用对于本领域中的那些技术人员而言是众所周知的。替代性地，支承构件可以使用由树脂或树脂前体(通常已知为“预浸材料(pre-preg)”)预浸渍的织物而形成，但是这在任何翼肋等被集成到支承构件中的情况下则是不希望的。

根据本发明的第二方面，还提供了包括支承构件的飞行器机翼，支承构件包括前翼梁和后翼梁以及位于前翼梁与后翼梁之间的连接部分，连接部分包括至少一个***翼梁，飞行器机翼还包括

上机翼蒙皮的至少一部分；以及

下机翼蒙皮的至少一部分，

上机翼蒙皮的至少一部分和下机翼蒙皮的至少一部分由支承构件支承。

飞行器机翼可以可选地包括水平尾翼。飞行器机翼可以包括垂直尾翼。支承构件可以具有与关于本发明第一方面的翼盒的以上所述的支承构件的特征相同的特征。飞行器机翼可以包括根据本发明的第一方面的飞行器翼盒。飞行器机翼可以包括根据本发明第一方面的飞行器翼盒和一个或更多个控制表面，如板条、扰流板(飞行扰流板或地面扰流板)、副翼、前缘襟翼或后缘襟翼中的一者或更多者。飞行器机翼可以包括翼梢。翼梢可以设置有翼梢装置，例如小翼；这种小翼可以基本上向上延伸。

根据本发明的第三方面，还提供了包括根据本发明第一方面的翼盒和/或根据本发明第二方面的机翼的飞行器。飞行器可以可选地为单通道飞行器。飞行器具有可选地重于25吨的干重量，可选地为30吨的干重量并且可选地为重于30吨的干重量但更可选地不大于100吨的干重量。飞行器的尺寸可选地与设计成承载如下人数乘客的飞行器的尺寸相等：乘载有多于75个乘客，可选地不多于350个乘客，可选地不多于300个乘客，可选地不多于250个乘客以及可选地不多于200个乘客。飞行器的机身直径或宽度可选地大于3m，可选地大于3.5m，可选地不大于5m，可选地不大于4.5m以及可选地不大于4.2m。

根据本发明的第四方面，还提供了用于在本发明的第一方面的翼盒中和/或本发明的第二方面的机翼中使用的支承构件。支承构件可以包括与本发明第一方面的翼盒有关的以上描述的那些特征。

当然，应当理解的是与本发明的一个方面相关的所描述的那些特征可以结合至本发明的其它方面中。例如，本发明的第四方面的支承构件可以结合参照本发明第一方面的翼盒所描述的任何特征，反之亦然。

附图说明

现参照示意性附图仅以示例的方式对本发明的实施方式进行描述，其中：

图1示出了传统的现有技术的抗扭翼盒的分解图；

图2示出了根据本发明的实施方式的抗扭翼盒的示例的“透视”图；

图3a示出了根据本发明的抗扭翼盒的另一示例的示意性截面图；

图3b示出了根据本发明的抗扭翼盒的另一示例的示意性截面图，其中，该抗扭翼盒具有与图3a中的翼盒不同的上机翼蒙皮的布置；

图3c示出了根据本发明的抗扭翼盒的另一示例的示意性截面图，其中，该抗扭翼盒具有与图3a和图3b中的抗扭翼盒不同的上机翼蒙皮的布置；

图4a示出了根据本发明的抗扭翼盒的另一示例的示意性截面图；

图4b示出了根据本发明的抗扭翼盒的另一示例的示意性截面图，其中，该抗扭翼盒具有与图4a中的抗扭翼盒不同的下机翼蒙皮的布置；

图5示出了穿过涉及翼梁与机翼蒙皮的一部分的接合区域所截取的简化截面图；以及

图6示出了根据本发明的实施方式的飞行器和飞行器机翼的示例的平面图。

具体实施方式

图1示出了已知的翼盒1(为抗扭翼盒)，该翼盒1包括对上机翼蒙皮4和下机翼蒙皮5进行支承的前翼梁2和后翼梁3。翼肋(图6中示出了翼肋中的一个翼肋)从翼盒1的前部向后延伸。每个翼肋附接至翼肋-翼梁柱，示出了翼肋-翼梁柱7中的一个翼肋-翼梁柱。翼肋-翼梁柱7附接至相应的翼梁。设置有纵梁8a至8l以对机翼蒙皮4、5提供支承。所述纵梁附接至翼肋。图1示出了已知的翼盒是复杂的并且涉及许多不同的离散部件的附接，这种附接是耗时的。此外，许多不同的部件的附接需要使用许多螺栓，其结果是飞行器的外部具有许多螺栓头，这些螺栓头提供了许多潜在的雷击位置。

在图2中示出了根据本发明的实施方式的翼盒(为抗扭翼盒)的示意性“透视”立体图。翼盒大体由附图标记100来表示。翼盒100为长形的并且从在使用中邻近于飞行器的机身的根部区域延伸至在使用中邻近于翼梢的稍部区域。翼盒100包括支承构件101。支承构件101为长形的并且沿着翼盒的长度从翼盒根部区域延伸至翼盒的稍部区域。支承构件的截面为大致W形形状的，并且沿着支承构件的整个长度具有大致相同的截面形状。翼盒和支承构件各自约15m长，如与乘载有大约100至150名乘客的单通道客机的长度相同。支承构件101包括由连接部分连接的前翼梁102和后翼梁103，连接部分包括两个***翼梁104、105、两个下桥接部分106、107以及上桥接部分108。支承构件还包括前翼梁凸缘110和后翼梁凸缘111。前翼梁102、后翼梁103、两个***翼梁104、105、两个下桥接部分106、107、上桥接部分108以及前翼梁凸缘110和后翼梁凸缘111都是长形的并且沿着翼盒的长度从翼盒根部区域延伸至翼盒的稍部区域。

现将对支承构件101的布置进行描述。前翼梁102为大致竖直的。前翼梁凸缘110从前翼梁的一个端部向前延伸。前翼梁102的另一个端部附接至下桥接部分106，下桥接部分106从前翼梁102向后延伸至***翼梁104的一个端部。***翼梁104从下桥接部分106以与竖向方向成约30度角度向上延伸至上桥接部分108。上桥接部分从***翼梁104向后延伸至***翼梁105。***翼梁以与竖向方向成约30度角度向下延伸至下桥接部分107。该下桥接部分107向后延伸至后翼梁103，该后翼梁103设置有向后延伸的后翼梁凸缘111。

翼盒设置有上机翼蒙皮120，上机翼蒙皮120沿着翼盒的全部长度延伸并且横过前翼梁102、后翼梁103以及***翼梁104、105延伸，以及横过上桥接部分108、前翼梁凸缘110和后翼梁凸缘111延伸。

设置有加劲件113以增加机翼蒙皮120的刚度。

支承构件101非常坚固并且对机翼蒙皮120提供了许多支承，机翼蒙皮120由翼梁、翼梁凸缘以及上桥接部分支承。因此，翼盒可能不需要纵梁。此外，位于翼梁之间的桥接部分对翼盒提供刚度，这传统上由翼肋提供刚度。虽然在某些情况下可以省去横过翼盒100的宽度的任何形式的附加支撑件，但在本实施方式中翼盒包括布置在相邻的翼梁之间的支撑件114、115、116，支撑件114、115、116提供了横过翼盒100的宽度的增加的支承。支撑件114位于前翼梁102与***翼梁104之间。支撑件115位于***翼梁104、105之间。支撑件116位于***翼梁105与后翼梁103之间。每个支撑件附接至翼梁-支承柱，示出了翼梁-支承柱中的一个翼梁-支承柱117。在这种情况下，翼梁-支承柱与支承构件101成一体。

下机翼蒙皮130在两个***翼梁104、105之间延伸并且由两个***翼梁104、105支承。在图5中更详细地示出了位于下机翼蒙皮130、翼梁以及相邻的下桥接部分之间的界面。支承构件101定形状成提供用以接纳机翼蒙皮130的端部的凹部140。凹部140容置机翼蒙皮130从而使机翼蒙皮130由翼梁支承，并且使得机翼蒙皮130的外部表面与相邻的下桥接部分的外部表面大致齐平。在这种情况下，下桥接部分形成翼盒的外部结构表面。那些本领域中的技术人员将会认识到下桥接部分的外部表面可以像涂覆或覆盖正常机翼蒙皮那样被涂覆或被覆盖，例如下桥接部分的外部表面通过放电片和/或涂层来涂覆或覆盖。

下机翼蒙皮130的一部分能够被移除以允许进入至由两个***翼梁104、105和上桥接部分108的底侧限定的空间。因此，不需要机翼蒙皮的增厚区域，该增厚区域通常已知为检修孔板，在机翼蒙皮中将设置检查孔的情况下通常需要该检修孔板。这种检修孔板是沉重的并且因此是不希望的。***翼梁104设置有孔109，以用于进入至由前翼梁102、上机翼蒙皮120、下桥接部分106以及***翼梁104所限定的隔间中。

支承构件101基本上为整体件，即支承构件101为一体式的。支承构件101由复合材料通过用树脂将一层多孔织物浸渍而制成。使用内模制线工具和外模制线工具对浸渍层施加压力，这种工具对于本领域中的那些技术人员而言是众所周知的并且当使用模制工具施加压力时树脂被硬化。这种已知为树脂或真空灌注的处理对于本领域中的技术人员而言是众所周知的并且被描述为“Vacman’notes”，www.vacmobiles.com/resin_infusion.html。

在这种情况下，支撑件通过本领域中的那些技术人员已知的传统方式由复合材料形成。所述支撑件在这种情况下与支承构件分别地制成，但是还可以与支承构件一体地制成。

下机翼蒙皮和上机翼蒙皮如与传统的机翼蒙皮一样由铝制成。机翼蒙皮使用螺栓或本领域中的那些技术人员所周知的其它方法附接至支承构件。

翼盒可以适于容纳燃料、即翼盒可以形成本领域中那些技术人员已知的“整体油箱机翼”。这种配置对于机翼结构领域中的那些技术人员而言是众所周知的。

图2的翼盒101具有在图3a中示出的上机翼蒙皮布置和在图4a中示出的下机翼蒙皮布置。现将参照图3a至图3c以及图4a和图4b对机翼蒙皮的替代性布置进行描述。例如，图3b示出了两个机翼蒙皮部分120a、120b，每个机翼蒙皮部分120a、120b横过两个(并且仅有两个)相邻的翼梁延伸。前翼梁凸缘110和后翼梁凸缘111以及上桥接部分108形成翼盒外表面的一部分。图3c示出了横过前翼梁、后翼梁、***翼梁以及上桥接部分108延伸但是未横过前翼梁凸缘和后翼梁凸缘延伸的单一上机翼蒙皮部分120c。前翼梁凸缘110和后翼梁凸缘111形成翼盒的外表面的一部分。图4b示出了下机翼蒙皮布置，其中，下机翼蒙皮130a横过前翼梁、后翼梁以及***翼梁延伸并且横过两个下桥接部分延伸。图3a、图3b以及图3c的上机翼蒙皮布置中的任何一种布置可以与图4a和图4b中的下机翼蒙皮布置中的任一种布置一起使用。

图6示出了根据本发明实施方式的飞行器300。飞行器300为单通道的飞行器，并且包括根据本发明实施方式的左机翼200l和右机翼200r。每个机翼200l、200r包括如以上参照图2描述的翼盒100l、100r和相应的翼梢201l、201r。每个翼盒100l、100r从邻近于飞行器机身的根部区域延伸至稍部区域，翼梢201l、201r被附接至翼盒200l、200r的稍部区域。

尽管参照特定的实施方式已经描述和说明本发明，但本领域中的普通技术人员应当理解的是，本发明可有许多不同的变型，但不在此特别说明。现将仅通过示例的方式对特定的可能变型进行描述。

以上示例描述了层片式干织物的使用，该层片式干织物随后通过树脂或树脂前体浸渍并且然后被固化或以其它方式处理以制成支承构件，其中，使用内模制线工具和外模制线工具。本领域中的那些技术人员将认识到对于所谓的“干纤维”或“干织物”复合材料(其中纤维或织物分别从树脂前体供给)而言，可以使用许多不同的技术(例如树脂转移模制、树脂转移灌注以及树脂膜灌注)以制成支承构件。本领域中的那些技术人员认识到还可以使用其它的复合材料，例如使用通过树脂前体预浸渍的织物所形成的那些复合材料(本领域中的那些技术人员通常已知的“预浸材料”(pre-preg))。例如，可以使用SQRTM(相同条件的树脂转移模制)以由预浸材料形成支承构件。以上描述的技术对于本领域中的那些技术人员而言是众所周知的。例如，使用上文提到的一个或更多个技术制造飞行器部件被公开在WO02/074469、US2003/042364以及US7922957中。

本领域中的那些技术人员将认识到支承构件不需要由复合材料制成。

以上示例描述了用于在单通道商务客机上使用的翼盒。翼盒可以制成为用于其它的飞行器，例如多通道飞行器，并且因此翼盒的尺寸可以相应地改变。

以上示例描述了翼肋与支承构件如何分开设置。翼肋中的一个或更多个翼肋可以与支承构件一体地设置。

以上示例描述了上机翼蒙皮和下机翼蒙皮与支承构件如何分开设置。机翼蒙皮中的一个或更多个机翼蒙皮可以与支承构件一体地设置。

以上示例描述了提供升力的主翼。如对于主翼所描述的，垂直尾翼和水平尾翼可以设置有支承构件。

以上示例呈现了具有两个***翼梁的支承构件的使用。本领域中的那些技术人员将认识到***翼梁的其它数量是可能的。例如，支承构件可以包括四个***翼梁。那么这种支承构件将具有两个上桥接部分和三个下桥接部分。

以上示例呈现了大致呈W形状的支承构件的使用。其它的形状是可能的。例如，支承构件在使用中可以呈M形状，其中，该支承构件具有两个上桥接部分和一个下桥接部分。

在前述的说明中，提到的整体或元件是已知的、显然的或可预测的等同物，则这些等同物包含在本文中如同单独阐述了一样。应当参照权利要求书以确定本发明的真正范围，可以认为权利要求书包含了任何这些等同物。读者还应当理解的是，本发明描述为优选的、有利的、方便的等的本发明的整体或特征是可选的而并不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，虽然在本发明的某些实施方式中这些可选的整体或特征可能有利，而在其它的实施方式中可能不是希望的并且因此可能不存在。

Claims (40)

1.一种飞行器抗扭翼盒，所述飞行器抗扭翼盒具有与所述抗扭翼盒的头部相关联的前部和与所述抗扭翼盒的尾部相关联的后部，所述抗扭翼盒包括：

支承构件，所述支承构件包括前翼梁、后翼梁以及位于所述前翼梁与所述后翼梁之间的连接部分，所述连接部分包括至少一个***翼梁，

上机翼蒙皮的至少一部分；以及

下机翼蒙皮的至少一部分，

所述上机翼蒙皮的至少一部分和所述下机翼蒙皮的至少一部分由所述支承构件支承。

2.根据权利要求1所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件为长形的并且所述支承构件的长度为15m至20m。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件为长形的并且沿着与所述抗扭翼盒的长度大致平行的方向延伸。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述翼盒从在使用中与所述飞行器的机身相关联(并且邻近于所述机身)的根部区域延伸至在使用中与翼梢相关联(并且邻近于所述翼梢)的稍部区域，所述支承构件从所述抗扭翼盒的所述根部区域延伸至所述抗扭翼盒的所述稍部区域。

5.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，包括至少两个且不多于四个***翼梁。

6.根据权利要求2或3所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件沿着所述支承构件的长度具有大致相同的截面形状。

7.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，至少一对相邻的翼梁由桥接部分连接。

8.根据权利要求7所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括两个或更多个桥接部分，所述桥接部分连接相邻的翼梁。

9.根据权利要求8所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括所述前翼梁、所述后翼梁、两个***翼梁以及三个桥接部分，每个桥接部分连接一对相邻的翼梁。

10.根据权利要求9所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括两个上桥接部分和一个下桥接部分。

11.根据权利要求9所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括两个下桥接部分和一个上桥接部分。

12.根据权利要求11所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括前翼梁，其中，所述前翼梁连接至第一下桥接部分，所述第一下桥接部分连接至第一***翼梁，所述第一***翼梁连接至第一上桥接部分，所述第一上桥接部分连接至第二***翼梁，所述第二***翼梁连接至第二下桥接部分，所述第二下桥接部分连接至所述后翼梁。

13.根据权利要求8至12中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述桥接部分的如由相邻的翼梁的间距限定的宽度是不同的。

14.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，一个或更多个翼梁设置有用于进入由所述翼梁至少部分地限定的空间的检查孔，所述检查孔具有用于控制所述检查孔的打开和关闭的封闭件。

15.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁和所述后翼梁通常比所述***翼梁更竖直。

16.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁、所述后翼梁以及所述***翼梁中的一者或更多者的横截面是弧形的。

17.根据权利要求16所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁、所述后翼梁以及所述***翼梁中的一者或更多者的横截面是S形形状的。

18.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁、所述后翼梁以及所述***翼梁为长形的并且各自具有15m至20m的长度。

19.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，包括机翼蒙皮的至少一部分，所述机翼蒙皮的至少一部分由一个或更多个翼梁支承。

20.根据权利要求19所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述机翼蒙皮的至少一部分与所述支承构件成一体。

21.根据权利要求19或20所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述机翼蒙皮的至少一部分相对于所述支承构件能够被移除。

22.根据权利要求21所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述机翼蒙皮的一部分呈可移除面板的形式。

23.根据权利要求19至22中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒，包括至少一个上机翼蒙皮部分和至少一个下机翼蒙皮部分，其中，所述至少一个上机翼蒙皮部分在相邻的翼梁之间延伸，所述至少一个下机翼蒙皮部分在相邻的翼梁之间延伸。

24.根据权利要求23所述的飞行器抗扭翼盒，其中，由所述前翼梁、所述后翼梁以及所述***翼梁支承所述上机翼蒙皮部分。

25.根据权利要求24所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁具有与所述连接部分相联接的第一端部和远离所述连接部分的第二端部，所述支承构件包括从所述前翼梁的所述第二端部向前延伸的凸缘，所述后翼梁具有与所述连接部分相联接的第一端部和远离所述连接部分的第二端部，所述支承构件包括从所述后翼梁的所述第二端部向后延伸的凸缘，所述前翼梁的所述凸缘和所述后翼梁的所述凸缘位于相应的翼梁的所述第一端部的上方，其中，所述上机翼蒙皮部分横过所述前翼梁的所述凸缘和所述后翼梁的所述凸缘延伸。

26.根据权利要求24所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述前翼梁具有与所述连接部分相联接的第一端部和远离所述连接部分的第二端部，所述支承构件包括从所述前翼梁的所述第二端部向前延伸的凸缘，所述后翼梁具有与所述连接部分相联接的第一端部和远离所述连接部分的第二端部，所述支承构件包括从所述后翼梁的所述第二端部向后延伸的凸缘，所述前翼梁的所述凸缘和所述后翼梁的所述凸缘位于相应的翼梁的所述第一端部的上方，其中，所述上机翼部分不横过所述前翼梁和所述后翼梁延伸，所述前翼梁和所述后翼梁形成所述机翼的外部结构表面。

27.根据权利要求23所述的飞行器抗扭翼盒，包括两个上机翼蒙皮部分，第一上机翼蒙皮部分从所述前翼梁延伸至相邻的翼梁，并且第二上机翼蒙皮部分从所述后翼梁延伸至相邻的翼梁。

28.根据权利要求27所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括位于两个***翼梁之间的上桥接部分，所述上桥接部分提供了外部结构机翼表面。

29.根据权利要求23至28中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒，包括由所述前翼梁、所述后翼梁以及所述***翼梁支承的下机翼蒙皮部分。

30.根据权利要求23至28中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒，包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的下机翼蒙皮部分。

31.根据权利要求30所述的飞行器抗扭翼盒，包括从第一***翼梁延伸至第二***翼梁的多个下机翼蒙皮部分，多个机翼蒙皮部分中的至少一个机翼蒙皮部分能够被移除以提供至所述抗扭翼盒的内部的入口。

32.根据权利要求30或31所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件包括在所述下机翼蒙皮部分的两侧与所述下机翼蒙皮部分相邻的两个下桥接部分，所述两个下桥接部分提供了外部结构机翼表面。

33.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，包括从所述前翼梁延伸至所述后翼梁的一个或更多个翼肋。

34.根据权利要求1至32中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒，包括在相邻的翼梁之间延伸的一个或更多个支撑件，所述支撑件中的一个或更多个支撑件包括在相邻的翼梁之间延伸的大致平面的平坦部分，所述大致平面的平坦部分可选地与所述支承构件基本正交。

35.根据任一前述权利要求所述的飞行器抗扭翼盒，其中，所述支承构件由复合材料形成。

36.一种飞行器机翼包括：

支承构件，所述支承构件包括前翼梁、后翼梁以及位于所述前翼梁与所述后翼梁之间的连接部分，所述连接部分包括至少一个***翼梁；

上机翼蒙皮的至少一部分；以及

下机翼蒙皮的至少一部分，

所述上机翼蒙皮的至少一部分和所述下机翼蒙皮的至少一部分由所述支承构件支承。

37.根据权利要求36所述的飞行器机翼，包括水平尾翼、垂直尾翼或主翼。

38.根据权利要求36所述的飞行器机翼，包括根据权利要求1至35中的任一项所述的飞行器抗扭翼盒。

39.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至35中的任一项所述的抗扭翼盒和/或根据权利要求36至38中的任一项所述的机翼。

40.一种支承构件，所述支承构件用于在根据权利要求1至35中的任一项所述的抗扭翼盒中使用和/或用于在根据权利要求36至38中的任一项所述的机翼中使用。