CN109677585A - 包括翼梢装置的飞行器组件 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种飞行器组件。飞行器组件具有翼梢装置，该翼梢装置通过第一连接件、第二连接件和第三连接件连接至机翼的翼梢。翼梢装置包括前装置梁和后装置梁。第一连接件与后装置梁相关联。第二连接件沿弦向方向在第一连接件前方间隔开，并且第三连接件沿弦向方向在第一连接件后方间隔开。第三连接件包括插塞安装结构。

Description

包括翼梢装置的飞行器组件

技术领域

本发明涉及飞行器组件。特别地，本发明涉及包括翼梢装置的飞行器组件，该翼梢装置连接至机翼的翼梢。本发明还涉及翼梢装置，特别地涉及小翼，以及组装翼梢装置与机翼的翼梢的方法。

背景技术

已知翼梢装置设置在飞行器机翼的翼梢处。比如小翼、倾斜的翼梢和翼刀之类的装置统称为气动翼梢装置。这种装置用于减少升力诱导阻力的影响。

升力诱导阻力是由翼梢处的旋涡的产生引起的。这种阻力通过翼展的增加而减轻。由于在例如机场处的空间要求，因而在机翼的平面中翼展的增加并不总是可能的。因此，机翼的平面外延伸部通常用于在不增加飞行器的几何跨度的情况下增加有效翼展。这些平面外延伸部采用气动翼梢装置的形式。

翼梢装置通常借助于连接件附接至机翼的翼梢，连接件将翼梁与翼梢装置梁连接。可以使用一系列拼接板或对接搭板，拼接板或对接搭板在翼梢装置和机翼接合的点处跨越翼梢装置和机翼的上部蒙皮和下部蒙皮。

对接搭板将载荷传递通过机翼蒙皮，机翼蒙皮主要设计成吸收翼展上的弯曲载荷，但不是很适合吸收局部的、集中的载荷。此外，在机翼蒙皮上需要许多接合位置来分散所施加的载荷。尽管这具有减少每个接合位置的载荷的期望效果，但是这产生了超静定***，使得难以预测每个点处的载荷。因此，每个接合部处通常被过度设计，从而增加了飞行器的重量和成本。

另一个问题是部件之间的相接面对由在相接面处的公差累积引起的几何结构差异非常敏感。因此，需要在组装时解决两个组件之间的任何不匹配。这增加了组装的成本并且使得在服务中更换翼梢装置更困难。因此，降低了翼梢装置的易更换性。

此外，温度效应和使用中的加载会导致翼梢装置和翼梢的不同的膨胀或收缩，这会在安装点处引起高应力。

发明内容

根据本发明的一方面，提供了一种翼梢装置，该翼梢装置通过第一连接件、第二连接件和第三连接件连接至机翼的翼梢，翼梢装置包括前装置梁和后装置梁，其中，第一连接件与后装置梁相关联，第二连接件沿弦向方向在第一连接件的前方间隔开，第三连接件沿弦向方向在第一连接件的后方间隔开，并且第三连接件包括插塞安装结构。

通过这种布置，翼梢装置在后装置梁的后方的运动被约束。有助于翼梢装置在后缘附近和在后缘处的刚性。

因此，机翼之间的朝向机翼的后缘的相对弯曲受插塞安装结构限制，因此有助于厚度方向上的刚性。

第二连接件可以与前装置梁相关联。

通过这种布置，第一连接件和第二连接件借助于翼梢装置的主承载构件进行作用。

翼梢可以包括机翼后缘，翼梢装置可以包括装置后缘，并且第三连接件可以构造成将装置后缘与机翼后缘连接。

因此，这种构型有助于限制翼梢装置的后缘相对于翼梢的运动。翼梢装置的后缘的颤振和相对偏转可以通过由插塞安装结构提供的刚性连接来限制。

翼梢装置可以包括位于后装置梁后方的封闭肋，其中，插塞安装结构可以与封闭肋相关联。

插塞安装结构可以位于封闭肋上。通过这种布置，可以限制借助于机翼的蒙皮的上覆盖部和下覆盖部进行作用的力。

翼梢可以包括前部翼梁和后部翼梁，其中，第一连接件可以与后部翼梁相关联。第二连接件可以与前部翼梁相关联。因此，第一连接件和第二连接件借助于翼梢装置的主承载构件进行作用。

翼梢可以包括位于后部翼梁后方的后缘端部肋，并且插塞安装结构可以与后缘端部肋相关联。插塞安装结构可以位于后缘端部肋上。

插塞安装结构可以包括与翼梢装置或翼梢相关联的插塞、以及与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联以用于以凸/凹连接的方式接纳插塞的插塞保持件。

插塞可以位于翼梢装置上，并且插塞保持件可以位于翼梢上。这有助于组装的简便性。

插塞保持件可以包括衬套。

衬套可以包括耐磨板。

插塞保持件可以包括沿弦向方向延伸的长形的保持件槽。

保持件槽的高度可以配置成在垂直于弦向方向的方向上与插塞的直径大致一致。通过这种布置，可以朝向静定载荷路径移动，并且允许热膨胀。在一些实施方式中，插塞安装结构的一些相邻部件可以由复合材料形成并且其他部件可以由金属材料形成。这些材料可以具有不同的热膨胀率，并且可以考虑这种差异。在实施方式中，翼梢装置主要由复合材料形成，并且翼梢主要由金属材料形成。

插塞可以是能够在槽中在第一状态和第二状态之间滑动的，在第一状态下，翼梢装置的后缘与翼梢后缘不对准，在第二状态下，翼梢装置的后缘移动成与翼梢后缘对准。翼梢装置的后缘可以是能够响应于飞行期间作用在翼梢装置上的气动力而移动的。当翼梢装置不受气动力时，插塞可以是能够在槽中滑动的以减小作用在翼梢装置上的静力。

第一连接件可以包括第一插塞安装结构，并且第二连接件可以包括第二插塞安装结构，其中，如上所述的插塞安装结构可以是第三插塞安装结构。

因此，这种连接件构型的使用辅助组装并且还提供翼梢与翼梢装置之间的刚性联接。此外，增强了翼梢装置的易更换性。

第一插塞安装结构可以包括与翼梢装置或翼梢相关联的第一插塞、以及与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联的第一插塞保持件；第二插塞安装结构可以包括与翼梢装置或翼梢相关联的第二插塞、以及与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联的第二插塞保持件；并且其中，如上所述的插塞和插塞保持件可以是第三插塞和第三插塞保持件。

每个连接件可以是能够在接合状态与脱离状态之间配置，在接合状态下，相应的插塞由相应的插塞保持件以凸/凹连接的方式接纳，在脱离状态下，相应的插塞从相应的插塞保持件中取出。

当翼梢装置与翼梢接合时，第一连接件可以构造成在第二连接件移动到第二连接件的接合状态中之前移动到第一连接件的接合状态中。

当翼梢装置与翼梢接合时，第二连接件可以构造成在第三连接件移动到第三连接件的接合状态中之前移动到第二连接件的接合状态中。

这种布置简化了翼梢装置与翼梢的组装。因此，各个连接件单独对准并接合。此外，这种布置确保主承载构件上的连接件首先接合。

第三插塞可以从沿弦向方向延伸的平面竖立，并且其中，第三插塞从所述平面至第三插塞自由端部的长度可以小于第一插塞从所述平面至第一插塞自由端部的长度。

第二插塞从所述平面至第二插塞自由端部的长度可以大于第三插塞从所述平面至第三插塞自由端部的长度。

第一插塞保持件可以包括第一保持件孔，并且其中，第一保持件孔的尺寸可以配置成在平行于弦向方向的方向和垂直于弦向方向的方向两者上与插塞的直径大致一致。

通过确保第一插塞保持件与第一插塞之间的紧密公差配合可以精确地定位翼梢装置并且可以将其他插塞对准。

第二插塞保持件可以包括沿弦向方向延伸的长形的第二保持件槽，并且其中，第二保持件槽的高度可以配置成在垂直于弦向方向的方向上与插塞的直径一致。

因此，可以考虑热膨胀并在第二连接件处提供朝向静定载荷路径的移动。因此，可以实现重量减轻。

当组装时，翼梢和翼梢装置可以一起限定展向轴线，其中，插塞中的每个插塞的延长轴线在翼梢与翼梢装置的交接部处与展向轴线成一定偏移角，并且可选地，其中，偏移角是2度至6度，并且可选地，其中，偏移角是4度。

插塞中的每个插塞的延长轴线可以从翼梢装置向上延伸。

因此，组装时的接近角被配置为提供组件接合的简便性，并且限制抵触的可能性。

翼梢可以包括机翼蒙皮，并且翼梢装置可以包括翼梢装置蒙皮，并且飞行器组件可以包括位于机翼蒙皮与翼梢装置蒙皮之间的对接搭板。

机翼蒙皮可以是金属材料，并且翼梢装置蒙皮可以是复合材料。

在组装翼梢与翼梢装置之前，对接搭板可以是由金属材料形成在翼梢装置蒙皮上的第一对接搭板，并且翼梢装置可以是由复合材料形成在机翼蒙皮上的第二对接搭板。当翼梢与翼梢组件连接在一起时，这种布置通过使材料彼此相同的部件固定而辅助组装。

对接搭板或每个对接搭板可以仅设置在第一连接件处或仅设置在第一连接件的前方。因此，减少了翼梢装置与翼梢的组装时间。通过插塞安装结构进行加载，因此减轻了对机翼蒙皮和翼梢装置蒙皮进行的加载。

翼梢装置可以是小翼。

根据本发明的一方面，提供了一种翼梢装置，该翼梢装置构造成连接至飞行器机翼的翼梢，翼梢装置包括：前装置梁；后装置梁；第一承载翼梢连接插塞，该第一承载翼梢连接插塞与后装置梁相关联；第二承载翼梢连接插塞，该第二承载翼梢连接插塞沿弦向方向在第一插塞的前方间隔开；以及第三翼梢连接插塞，该第三翼梢连接插塞沿弦向方向在第一插塞后方间隔开。

第二插塞可以与前装置梁相关联。

翼梢装置可以包括翼梢装置后缘，其中，第三插塞可以与翼梢装置后缘相关联。

根据本发明的一方面，提供了一种组装翼梢装置与机翼的翼梢的方法，该方法包括：将翼梢装置相对于翼梢定位；将第一插塞与第一插塞保持件接合，第一插塞与后装置梁以及翼梢装置或翼梢中的一者相关联，第一插塞保持件与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联；随后，将第二插塞与第二插塞保持件接合，第二插塞沿弦向方向在第一插塞前方间隔开并且与翼梢装置或翼梢中的一者相关联，第二插塞保持件与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联；并且随后，将第三插塞与第三插塞保持件接合，第三插塞沿弦向方向在第一插塞后方间隔开并且与翼梢装置或翼梢中的一者相关联，第三插塞保持件与翼梢装置或翼梢中的另一者相关联。

根据本发明的一方面，提供了一种翼梢装置，该翼梢装置构造成连接至飞行器机翼的翼梢，翼梢装置包括：第一承载翼梢连接插塞；第二承载翼梢连接插塞，该第二承载翼梢连接插塞沿弦向方向在第一插塞前方间隔开；以及第三翼梢连接插塞，该第三翼梢连接插塞沿弦向方向在第一插塞后方间隔开。

附图说明

现在将参照附图描述本发明的实施方式，在附图中：

图1是飞行器的立体图；

图2是具有翼梢装置的翼梢的前缘的示意图；

图3是图2中所示的翼梢和翼梢装置的示意图，其中，翼梢装置从翼梢脱离；

图4是图3中所示的翼梢以及翼梢装置的一部分的示意性局部剖切平面图；

图5是图3中所示的翼梢以及翼梢装置的一部分的示意性平面图；

图6是图2中所示的翼梢装置的一部分的立体图，其具有用于与所示的翼梢安装的插塞；

图7是图2中所示的翼梢装置的平面图；

图8A是图2中所示的翼梢的外侧端部的立体图，其示出了用于接纳所示的翼梢装置的插塞的插塞保持件；

图8B是图8A中所示的插塞保持件的示意图；

图9A是图3中所示的翼梢以及翼梢装置的一部分在第一部分组装状态下的示意性平面图，其中第一插塞由第一插塞保持件接纳；

图9B是图9A中所示的翼梢以及翼梢装置的一部分在第二部分组装状态下的示意性平面图，其中第一插塞和第二插塞由第一插塞保持件和第二插塞保持件接纳；以及

图9C是图9A中所示的翼梢以及翼梢装置的一部分在第三部分组装状态下的示意性平面图，其中第一插塞、第二插塞和第三插塞由第一插塞保持件、第二插塞保持件和第三插塞保持件接纳。

具体实施方式

飞行器10在图1中示出。飞行器10包括机身11。两个机翼12从机身11延伸。应当理解的是，机身11和机翼12可以根据特定应用而采用各种不同设计形成的形状和轮廓。每个机翼12在与机身11的交接部处具有翼根13。机翼12在相对于翼根13的远端部处具有翼梢20。机翼12具有前缘15和后缘16。机翼12包括翼盒17。翼盒形成机翼12的主体。

在以下描述中，术语“前”是指部件朝向机翼的前缘，并且术语“后”是指部件朝向机翼的后缘。术语“前部”和“后部”应当相应地解释。特征的位置可以相对于其他部件来解释，例如前部部件可以设置在另一部件的前侧，但是该前部部件朝向机翼的后部。后缘涉及后梁后方的最后部分。

将在此描述机翼12中的一个机翼。参照图2，翼梢20由机翼12的端部形成。翼梢装置30位于翼梢20处。在此示例中，翼梢装置30为小翼。翼梢20终止于外侧端部18处。翼梢装置30从翼梢20延伸。翼梢装置30从外侧端部18延伸。

机翼12具有沿着从翼根13至翼梢20的方向延伸的展向轴线。翼梢装置30从翼梢20沿着展向方向延伸。机翼12具有沿着从前缘15至后缘16的方向延伸的弦向轴线。机翼12和翼梢装置30各自经历通过压力中心作用的气动升力。

翼梢装置30在外侧端部18处附接至翼梢20。翼梢装置30在图3和图7中示出。安装布置40(如图1至图8B中所示)将翼梢装置30安装至翼梢20。气动力作用在翼梢装置30上，因此翼梢装置30通过安装布置40稳定地附接至外侧端部18。扭矩可以作用在翼梢装置30上以迫使翼梢装置30绕沿着展向方向延伸的轴线旋转。扭矩可以作用在翼梢装置30上以迫使翼梢装置30绕沿着弦向方向延伸的轴线旋转。

在图2至图4中，机翼组件19以示意的形式示出，机翼组件19包括翼梢20和翼梢装置30。

翼梢20包括前部翼梁21和后部翼梁22。前部翼梁21和后部翼梁22中的每一者均沿大致展向方向延伸。前部翼梁21和后部翼梁22沿着机翼的跨度朝向翼梢20会聚。一系列肋沿着翼展定位并沿机翼弦向方向延伸。翼梢20由机翼蒙皮24覆盖，机翼蒙皮24包括机翼上覆盖部24a和机翼下覆盖部24b。翼梁和肋由主要设计成对气流呈现气动表面的机翼蒙皮覆盖。翼梢20终止于外侧端部18处。

翼梢20具有端部肋26。端部肋26在前部翼梁21与后部翼梁22之间延伸。端部肋26位于外侧端部18处。当翼梢装置30从翼梢20移除时，端部肋26暴露。

翼梢20具有后缘端部肋27。后缘端部肋27设置在后部翼梁22的后方。后缘端部肋27从后部翼梁22延伸。后缘端部肋27位于外侧端部18处。当翼梢装置30从翼梢20移除时，后缘端部肋27暴露。

在此实施方式中为小翼的翼梢装置30包括翼梢装置根部31和自由端部32，该自由端部32远离翼梢装置根部31并且与翼梢装置根部31竖向间隔开。

翼梢装置30包括前装置梁33和后装置梁34。前装置梁33从自由端部32与装置根部31之间的中间位置延伸并延伸至装置根部31。前装置梁33设置成朝向装置前缘35。后装置梁34从沿着翼梢装置30的中间位置朝向装置根部31伸延。后装置梁34随着靠近装置根部31而偏离前装置梁33。后装置梁34在弦向方向上沿着装置根部31设置在装置根部31的大致中间位置。后装置梁34朝向装置后缘36设置在前装置梁33的后方。

翼梢装置蒙皮39覆盖翼梢装置30以对气流呈现气动表面。翼梢装置蒙皮39具有上装置覆盖部39a和下装置覆盖部39b。

翼梢装置30具有根部肋37。根部肋37在前装置梁33与后装置梁34之间延伸。根部肋37位于装置根部31处。当翼梢装置30从翼梢20移除时，根部肋37暴露。

翼梢装置30具有封闭肋38。封闭肋38设置在后装置梁34的后方。封闭肋从后装置梁34延伸。封闭肋38位于装置根部31处。当翼梢装置30从翼梢20移除时，封闭肋38暴露。

安装布置40包括第一连接件41、第二连接件42以及第三连接件43。安装布置40包括第一上对接搭板44和第二下对接搭板45。如图3中所示，翼梢与翼梢装置一起限定展向轴线46。

转至图3、图4和图6，将明显的是，翼梢装置30在三个主要附接点A、B和C处附接至翼梢20。

前装置梁33通过位于附接点B处的第二连接件42附接至前部翼梁21。后装置梁34通过位于附接点A处的第一连接件41附接至后部翼梁22。翼梢装置后缘36通过位于附接点C处的第三连接件43附接至机翼后缘16。第一连接件41、第二连接件42和第三连接件43位于装置根部31处。

第一连接件41作为插塞安装结构包括第一插塞50。第一插塞50从装置根部31突出。第一插塞50包括长形的销51。第一插塞50位于后装置梁34上。第一插塞配件52将第一插塞50安装至后装置梁34的根部端部34a。第一插塞配件52与后装置梁34相关联。经由后装置梁34进行的加载能够通过第一插塞50作用。第一插塞50从根部端部34a沿展向方向延伸。第一插塞50具有第一插塞自由端部53。第一插塞自由端部53位于第一插塞50的相对于第一插塞配件52的远端部处。第一插塞50限定从第一插塞配件52至第一插塞自由端部53的第一延长轴线。

第一连接件41包括第一插塞保持件54。第一插塞保持件54构造成接纳第一插塞50。第一插塞保持件54位于翼梢20上。第一插塞保持件54位于外侧端部18处。第一插塞保持件54位于后部翼梁22上。第一插塞保持件54与后部翼梁22相关联。经由后部翼梁22进行的加载能够通过第一插塞保持件54作用。

第一插塞保持件54包括衬套55。衬套55由青铜形成，但是也可以使用其他合适的材料。如图8A和图8B中所示，衬套55包括第一保持件孔56。衬套55限定加载表面。第一保持件孔56具有配置成在平行于弦向方向的方向和垂直于弦向方向的方向两者上与第一插塞50的直径大致一致的尺寸。第一保持件孔56具有与第一插塞50形成紧密配合的直径。因此，第一连接件41用作锁定销插塞，在该锁定销插塞中，第一连接件50能够对侧向力起反作用，因而所有自由度都受到约束。特别地，不能沿展向方向或沿弦向方向移动。

第二连接件42作为插塞安装结构包括第二插塞60。第二插塞60从装置根部31突出。第二插塞60包括长形的销61。第二插塞60位于前装置梁33上。第二插塞配件62将第二插塞60安装至前装置梁33的根部端部33a。第二插塞配件62与前装置梁33相关联。经由前装置梁33进行的加载能够通过第二插塞60作用。第二插塞60从根部端部33a沿展向方向延伸。第二插塞60具有第二插塞自由端部63。第二插塞自由端部63位于第二插塞60的相对于第二插塞配件62的远端部处。第二插塞60限定从第二插塞配件62至第二插塞自由端部63的第二延长轴线。

第二连接件42包括第二插塞保持件64。第二插塞保持件64构造成接纳第二插塞60。第二插塞保持件64位于翼梢20上。第二插塞保持件64位于外侧端部18上。第二插塞保持件64位于前部翼梁21上。第二插塞保持件64与前部翼梁21相关联。经由前部翼梁21进行的加载能够通过第二插塞保持件64作用。

第二插塞保持件64包括衬套65。衬套65由青铜形成，但是也可以使用其他合适的材料。如图8A和图8B中所示，衬套65包括第二保持件槽66。衬套65限定加载表面。第二保持件槽66是长形的并且沿弦向方向延伸。第二保持件槽66的高度配置成在垂直于弦向方向的方向上与第二插塞60的直径大致一致。第二保持件槽66的长度大于第二插塞60的直径。因此，第二连接件在一定限度内不能沿弦向方向抵抗侧向力。

某些自由度的释放(例如，第二插塞60不能抵抗侧向力)允许***进行一些相对运动以避免热诱导应力且同时使载荷是更加可预测的(朝向静定***移动)。例如，由于第二连接件42处的接合部不需要抵抗侧向力，因此该接合部可以形成得较小(即，可以针对更加可预测的载荷情况进行优化)。

第三连接件43包括第三插塞70。第三插塞70从装置根部31突出。第三插塞70包括长形的销71。第三插塞70位于封闭肋38上。第三插塞配件72将第三插塞70安装至封闭肋38的内侧表面38a。第三插塞配件72与封闭肋38相关联。对装置后缘36进行的加载能够通过第三插塞70作用。这种加载可以由作用在翼梢装置30上的气动力产生。第三插塞70从根部端部33a沿展向方向延伸。第三插塞70具有第三插塞自由端部73。第三插塞自由端部73位于第三插塞70的相对于第三插塞配件72的远端部处。第三插塞70限定从第三插塞配件72至第三插塞自由端部73的第三长形轴线。

第三连接件43作为插塞安装结构包括第三插塞保持件74。第三插塞保持件74构造成接纳第三插塞70。第三插塞保持件74位于翼梢20上。第三插塞保持件74位于外侧端部18处。第三插塞保持件74位于后缘端部肋27上。第三插塞保持件74与后缘端部肋27相关联。经由后缘端部肋27进行的加载能够通过第三插塞保持件74作用。

第三插塞保持件74安装至后缘端部肋27的外侧表面27a。对机翼后缘16进行的加载能够通过第三插塞保持件74作用。这种加载可以由作用在机翼后缘16上的气动力产生。

第三插塞保持件74包括衬套75。衬套75由青铜形成，但是也可以使用其他合适的材料。如图8A和8B中所示，衬套75包括第三保持件槽76。衬套75由耐磨板77形成。穿过后缘端部肋形成有开孔，该开孔与第三插塞保持件74的安装部对准以供第三插塞70延伸穿过。衬套75限定加载表面。第三插塞保持件槽76是长形的并且沿弦向方向延伸。第三插塞保持件槽76的高度配置成在垂直于弦向方向的方向上与第三插塞70的直径大致一致。第三保持件槽76的长度大于第三插塞70的直径。因此，在一定限度内，第三连接件43不能沿弦向方向抵抗侧向力。

某些自由度(例如，第三插塞70不能抵抗侧向力)的释放允许***进行一些相对运动以避免热诱导应力且同时使载荷是更加可预测的(朝向静定***移动)。例如，由于第三连接件43处的接合部不需要抵抗侧向力，因此该接合部可以形成得较小(即，可以针对更加可预测的载荷情况进行优化)。

经由第三插塞70作用的加载配置成低于经由第一插塞50和第二插塞60作用的加载。第三连接件43构造成抵抗在机翼后缘16和装置后缘36中的加载。因此，第三连接件43抵抗在后部翼梁22和后装置梁34后方作用于翼梢20和翼梢装置30上的力。第三连接件43用于确保机翼蒙皮24与翼梢装置蒙皮39保持对准。机翼后缘16和装置后缘36不承载并且在飞行期间通常可能会颤振。第三连接件43的设置确保装置后缘36和机翼后缘16一起移动，从而使飞行期间翼梢装置30与翼梢20的表面之间的间隙的产生减至最小限度。因此，翼梢20和翼梢装置30的交接部处的气动效率被最大化。第三连接件43经由位于翼梢和翼梢装置处的肋作用，因此经由蒙皮作用的力被最小化。

在组装时，安装布置40的上对接搭板44和下对接搭板45在翼梢20与翼梢装置30之间延伸。上对接搭板44在机翼蒙皮24的上覆盖部24a与装置蒙皮39的上覆盖部39a之间延伸。上对接搭板44固定地安装在机翼蒙皮24的上覆盖部24a与装置蒙皮39的上覆盖部39a之间并且用作拼接板。下对接搭板45在机翼蒙皮24的下覆盖部24b与装置蒙皮39的下覆盖部39b之间延伸。下对接搭板45固定地安装在机翼蒙皮24的下覆盖部24b与装置蒙皮39的下覆盖部39b之间并且用作拼接板。

在本实施方式中，机翼蒙皮24是金属蒙皮，并且翼梢装置蒙皮39是复合蒙皮。上对接搭板44是金属对接搭板并且在组装翼梢20与翼梢装置30之前安装至复合翼梢装置蒙皮39。下对接搭板45是复合对接搭板并且在组装翼梢20与翼梢装置30之前安装至金属机翼蒙皮24。当翼梢20和翼梢装置30连接在一起时，这种布置有助于对接搭板44、45的对准并且辅助固定。

每个插塞50、51、52相对于由翼梢20和翼梢装置30限定的展向轴线46成角度偏移。每个插塞50、51、52的延长轴线在翼梢20的外侧端部18与翼梢装置30的装置根部31的交接部处与展向轴线成一定偏移角。每个插塞50、51、52从装置根部31向上延伸。也就是说，在组装时，每个插塞均朝向机翼12的上覆盖部24a的平面远离装置根部31倾斜。偏移角在2度至6度的范围内。在本实施方式中，偏移角为4度。这种布置允许翼梢装置30在组装期间从下方提供给翼梢20。

每个连接件41、42、43能够在翼梢20和翼梢装置30处于组装状态时的接合状态与翼梢20和翼梢装置30处于组装状态时的脱离状态之间配置，在接合状态下，相应的插塞由相应的插塞保持件以凸/凹连接的方式接纳，在脱离状态下，相应的插塞从相应的插塞保持件中取出。

第一插塞50、第二插塞60和第三插塞70从翼梢装置30以不同的程度延伸。第三插塞70从沿翼梢装置30的弦向方向延伸的平面竖立。第三插塞70从所述平面到第三插塞自由端部73的长度小于第一插塞70从所述平面到第一插塞自由端部53的长度。第二插塞60从所述平面到第二插塞自由端部63的长度大于第三插塞70从所述平面到第三插塞自由端部73的长度。第一插塞50相比第二插塞60进一步向外突出。第二插塞60相比第三插塞70进一步向外突出。

将注意的是，由于本发明仅使用三个附接点，并且通过将第一插塞和第三插塞设置在弦向延伸的插塞接纳槽中，因此可以以使***静定的方式来约束翼梢装置。因此，每个附接点可以根据已知的载荷情况设计。这提供了优于现有技术的优点，在现有技术中，出于承载目的通常使用大量固定件，并且因此形成超静定***，在该超静定***中，每个附接点上的精确的载荷情况是未知的。因此必须对每个附接点进行过度设计以应对可能最坏的情况。

参照图9A至图9C，示出了附接翼梢装置的方法。机翼组件19示出为包括翼梢20和翼梢装置30。翼梢装置30沿从前缘至后缘的弦向方向在附接点B、A、C处附接至翼梢20。在机翼组件19中，附接点B、A和C使其水平的弦向旋转轴线(平行于轴线Y)如以下所描述的那样对准。翼梢装置30通过推车式千斤顶(trolley jack)或类似物移动靠近翼梢20。将千斤顶升高以移动翼梢装置30，使得第一插塞50、第二插塞60和第三插塞70与其在翼梢20上的相应接纳点对准。由于插塞50、60、70的偏移角度布置，因而翼梢装置30可以从翼梢20略微下方提供。然后可以组装接合部。

当翼梢装置30与翼梢20接合时，如图9A中所示，第一连接件41构造成在第二连接件42和第三连接件43移动至其接合状态中之前首先移动到第一连接件41的接合状态中。因此，对准单个附接点相对简单。当第一插塞50的自由端部53被第一插塞保持件54接纳时，由于两个部件的紧密配合，侧向运动受到限制。因此，翼梢装置20通过旋转容易地移动以使第二插塞60与第二插塞保持件63对准。然后翼梢装置进一步沿轴向方向移动，使得第一插塞50和第二插塞60与其各自的插塞保持件接合，如图9B中所示。因此，在组装期间，承载要求可以由第一连接件41和第二连接件42支持，而第三连接件70不承载载荷。通过第一连接件41和第二连接件42防止翼梢装置30围绕翼梢20的旋转。然后翼梢装置进一步沿轴向方向移动，使得第三插塞70与其相应的插塞保持件74接合，如图9C中所示。然后翼梢装置30与翼梢20完全组装。对接搭板44、45固定在蒙皮24、39之间。然后可以移除千斤顶。

上述布置简化了翼梢装置与翼梢的组装。因此，每个连接件顺序地对准并接合。

当翼梢装置30与翼梢接合时，第一连接件可以构造成在第二连接件移动到第二连接件的接合状态中之前移动到第一连接件的接合状态中。

当翼梢装置与翼梢接合时，第二连接件可以构造成在第三连接件移动到第三连接件的接合状态中之前移动到第二连接件的接合状态中。

该布置简化了翼梢装置与翼梢的组装。因此，每个连接件顺序地对准并接合。此外，该布置确保主承载构件上的连接件首先接合。

尽管在上述实施方式中，插塞设置在翼梢装置上，并且插塞保持件位于翼梢上，但是可以理解的是，连接件中的一个或更多个连接件的布置可以相反。例如，一个或更多个插塞可以位于翼梢上。插塞位于翼梢上的优点在于增强了飞行器在没有将一个或更多个翼梢组件组装在飞行器上的情况下的飞行的能力。此外，通过将插塞定位在翼梢装置上，可以提高插塞与插塞保持件对准的简便性，并且因此促进组装时间的减少。

当出现用语“或”时，这应被解释为表示“和/或”，使得所提及的项目不一定是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用。

尽管上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是应当理解的是，在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

Claims (20)

1.一种飞行器组件，包括：

翼梢装置，所述翼梢装置通过第一连接件、第二连接件和第三连接件连接至翼梢，所述翼梢装置包括前装置梁和后装置梁，其中：

所述第一连接件与所述后装置梁相关联，

所述第二连接件沿弦向方向在所述第一连接件前方间隔开，

所述第三连接件沿所述弦向方向在所述第一连接件后方间隔开，并且

所述第三连接件包括插塞安装结构。

2.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述第二连接件与所述前装置梁相关联。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器组件，其中，所述翼梢包括机翼后缘，所述翼梢装置包括装置后缘，并且所述第三连接件构造成将所述装置后缘与所述机翼后缘连接。

4.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器组件，其中，所述翼梢装置包括位于所述后装置梁后方的封闭肋，其中，所述插塞安装结构与所述封闭肋相关联。

5.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述翼梢包括前部翼梁和后部翼梁，其中，所述第一连接件与所述后部翼梁相关联。

6.根据权利要求5所述的飞行器组件，其中，所述翼梢包括位于所述后部翼梁后方的后缘端部肋，其中，所述插塞安装结构与所述后缘端部肋相关联。

7.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述插塞安装结构包括：插塞，所述插塞与所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联；以及插塞保持件，所述插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联以用于以凸/凹连接的方式接纳所述插塞。

8.根据权利要求7所述的飞行器组件，其中，所述插塞保持件包括沿所述弦向方向延伸的长形的保持件槽。

9.根据权利要求8所述的飞行器组件，其中，所述保持件槽的高度配置成在垂直于所述弦向方向的方向上与所述插塞的直径大致一致。

10.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述第一连接件包括第一插塞安装结构，并且所述第二连接件包括第二插塞安装结构，其中，根据权利要求1的所述插塞安装结构是第三插塞安装结构。

11.根据权利要求10所述的飞行器组件，其中，所述第一插塞安装结构包括：第一插塞，所述第一插塞与所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联；以及第一插塞保持件，所述第一插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联；

所述第二插塞安装结构包括：第二插塞，所述第二插塞与所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联；以及第二插塞保持件，所述第二插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联；并且

其中，所述第三插塞安装结构包括第三插塞和第三插塞保持件。

12.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，当所述翼梢装置与所述翼梢接合时，所述第一连接件构造成在所述第二连接件移动到接合状态之前移动到接合状态中。

13.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，当所述翼梢装置与所述翼梢接合时，所述第二连接件构造成在所述第三连接件移动到接合状态之前移动到接合状态中。

14.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述第一插塞保持件包括第一保持件孔，并且其中，所述第一保持件孔的尺寸配置成在平行于所述弦向方向的方向和垂直于所述弦向方向的方向两者上均与所述第一插塞的直径大致一致。

15.根据权利要求11所述的飞行器组件，其中，当组装时，所述翼梢和所述翼梢装置一起限定展向轴线，其中，每个插塞的延长轴线在所述翼梢与所述翼梢装置的交接部处与所述展向轴线成一定偏移角。

16.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述翼梢包括机翼蒙皮，所述翼梢装置包括翼梢装置蒙皮，并且所述飞行器组件包括位于所述机翼蒙皮与所述翼梢装置蒙皮之间的对接搭板。

17.根据权利要求16所述的飞行器组件，其中，所述对接搭板或每个对接搭板仅设置在所述第一连接件处或仅设置在所述第一连接件的前方。

18.一种翼梢装置，所述翼梢装置构造成连接至飞行器机翼的翼梢，所述翼梢装置包括：

前装置梁；

后装置梁；

第一承载翼梢连接插塞，所述第一承载翼梢连接插塞与所述后装置梁相关联；

第二承载翼梢连接插塞，所述第二承载翼梢连接插塞沿弦向方向在所述第一插塞前方间隔开；以及

第三翼梢连接插塞，所述第三翼梢连接插塞沿所述弦向方向在所述第一插塞后方间隔开。

19.根据权利要求18所述的翼梢装置，包括翼梢装置后缘，其中，所述第三插塞与所述翼梢装置后缘相关联。

20.一种组装翼梢装置与机翼的翼梢的方法，所述方法包括：

将所述翼梢装置相对于所述翼梢定位；

将第一插塞与第一插塞保持件接合，所述第一插塞与后装置梁以及所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联，所述第一插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联；

随后，将第二插塞与第二插塞保持件接合，所述第二插塞沿弦向方向在所述第一插塞前方间隔开并且与所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联，所述第二插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联；并且

随后，将第三插塞与第三插塞保持件接合，所述第三插塞沿所述弦向方向在所述第一插塞后方间隔开并且与所述翼梢装置和所述翼梢中的一者相关联，所述第三插塞保持件与所述翼梢装置和所述翼梢中的另一者相关联。