用于对飞行器机翼的襟翼进行支承的襟翼支承件

本发明涉及用于对用于飞行器的机翼的襟翼进行支承、特别是用于在高升程后缘襟翼于缩回位置与伸出位置之间移动时将该高升程后缘襟翼枢转地支承的襟翼支承件。本发明的另外的方面涉及包括这种襟翼支承件的用于飞行器的机翼，并且涉及包括这种机翼的飞行器。

襟翼支承件包括至少部分地承受载荷的整流壳。整流壳沿着纵向轴线在前端部与后端部之间延伸。此外，整流壳具有横过纵向轴线的U形横截面，从而包括第一侧壁部分、与第一侧壁部分相对的第二侧壁部分以及连接第一侧壁部分和第二侧壁部分的底壁部分。整流壳将内部空间部分地围绕，该内部空间向与底壁部分相反的环境敞开。

襟翼支承件还包括加强结构，该加强结构优选地形成为一体部件。加强结构被至少部分地接纳在整流壳的内部空间中，并且加强结构在第一侧壁部分和第二侧壁部分的面向内部空间的内表面处安装至第一侧壁部分和第二侧壁部分两者，以加强整流壳。

整流壳包括、优选地在前端部的区域中包括构造成用于附接至主翼的前附接装置。加强结构包括后附接装置，该后附接装置与前附接装置间隔开、进一步靠近整流壳的后端部，并且该后附接装置构造成用于在与前附接装置间隔开的位置附接至主翼。

襟翼支承件还包括、优选地在整流壳的后端部的区域中还包括铰接装置，该铰接装置构造成用于形成、优选地经由枢转地安装至铰接装置和襟翼的至少一个连结元件来形成与襟翼的铰接连接。

这样的襟翼支承件在本领域是已知的，例如从US 9,926,069 B2得知，其中铰接装置形成在整流壳的后端部处。

本发明的目的是提供一种特别坚固且同时轻量的襟翼支承件。

该目的通过使铰接装置形成加强结构的一部分来实现。优选地，铰接装置与加强结构一体地形成。以这种方式，来自襟翼的载荷不是被直接引入整流壳中，而是被引入加强结构中，并且来自加强结构的载荷被逐渐传递至整流壳。这使得实现襟翼支承件的特别高且故障保护的载荷承受能力。

根据优选实施方式，整流壳具有流线型的外表面。以这种方式，襟翼支承件使空气动力学阻力最小。

根据另一优选实施方式，整流壳由纤维增强塑料(FRP)材料制成，优选地由碳纤维增强塑料(CFRP)材料制成。FRP材料以较小的重量提供高强度，使得整流壳能够在保持其重量最小的同时安全地传递高载荷。

根据又一优选实施方式，加强结构由金属材料制成，优选地由铝材料制成。通过加强FRP整流壳的金属加强结构，形成了金属和FRP的混合结构。以这种方式，冗余的载荷路径被引入襟翼支承件中。此外，金属材料特别适合于接收来自襟翼的铰接载荷。

根据又一优选实施方式，加强结构包括安装至第一侧壁部分的第一侧部部段、安装至第二侧壁部分的第二侧部部段以及连接第一侧部部段和第二侧部部段并且优选地与第一侧部部段和第二侧部部段一体地形成的结构桥。第一侧部部段和第二侧部部段形成两个单独的载荷路径，并且结构桥在第一侧部部段与第二侧部部段之间传递载荷，并在侧向方向上加固整流壳。

特别地，优选地是，第一侧部部段具有抵靠第一侧壁部分搁置并安装至第一侧壁部分的第一前部部分以及与第一侧壁部分脱离并间隔开的第一后部部分。此外，第二侧部部段具有抵靠第二侧壁部分搁置并安装至第二侧壁部分的第二前部部分以及与第二侧壁部分脱离并间隔开的第二后部部分。第一前部部分优选地以平面的方式安装至第一侧壁部分，优选地通过多个二维分布的铆钉来进行。类似地，第二前部部分优选地以平面的方式安装至第二侧壁部分，优选地通过多个二维分布的铆钉来进行。以这种方式，来自第一后部部分和第二后部部分的载荷、例如由铰接装置引入的载荷能够经由第一前部部分和第二前部部分平稳且均匀地传递至整流壳。

特别优选的是，结构桥连接第一后部部分和第二后部部分。以这种方式，第一后部部分和第二后部部分在侧向方向上抵靠彼此支承，具体地用以接收从铰接装置引入的载荷。

还优选的是，铰接装置设置在第一后部部分和第二后部部分处。具体地，优选的是，第一后部部分包括第一铰接凸耳，并且第二后部部分包括第二铰接凸耳。以这种方式，每个铰接凸耳连接至单独的载荷路径。

特别地，优选地是，整流壳在其后端部处以第一侧壁部分与第一后部部分间隔开并且第二侧壁部分与第二后部部分间隔开的方式延伸超出铰接装置。因此，整流壳的在后端部之间延伸并安装至加强结构的这些部分不传递任何载荷，并且因此不是整流壳的载荷承受部分。优选地，第一侧壁部分和第二侧壁部分包括孔口，孔口与第一铰接凸耳和第二铰接凸耳对齐，以接纳延伸穿过第一铰接凸耳和第二铰接凸耳的对应的铰接螺栓。优选地，孔口的直径大于铰接凸耳的直径，使得避免了铰接螺栓与孔口之间的载荷传递。以这种方式，来自襟翼的载荷仅由加强结构传递，直到加强结构在第一前部部分和第二前部部分处安装至整流壳为止。

根据优选实施方式，后附接装置包括形成在第一侧部部段处并且从第一侧部部段向上突出的第一附接凸耳。第一附接凸耳优选地形成在第一前部部分处，使得第一附接凸耳由抵靠彼此搁置的加强结构和整流壳两者形成。此外，后附接装置包括形成在第二侧部部段处并且从第二侧部部段向上突出的第二附接凸耳。第二附接凸耳优选地形成在第二前部部分处，使得第二附接凸耳由抵靠彼此搁置的加强结构和整流壳两者形成。以这种方式，由加强结构自身直接形成了简单且坚固的后附接装置。

根据替代性优选实施方式，后附接装置包括设置在第一侧部部段处的第一桶形螺母安装件以及设置在第二侧部部段处的第二桶形螺母安装件。这种桶形螺母安装件是简单且可靠的安装选择。

优选地，在加强结构与整流壳的前端部之间可以设置附加的结构桥以在第一侧壁部分与第二侧壁部分之间形成进一步的加强。

根据另一优选实施方式，前附接装置包括形成在整流壳中并横过纵向轴线延伸的多个肋。肋包括孔，孔沿着纵向轴线对齐以接纳安装至主翼的对应的螺栓。以这种方式，形成了简单且可靠的前附接装置。

本发明的另一方面涉及一种用于飞行器的机翼。机翼包括主翼、襟翼和根据上述实施方式中的任一实施方式的襟翼支承件。前附接装置和后附接装置附接至主翼，优选地在沿着纵向轴线彼此间隔开的位置附接至主翼。襟翼枢转地连接至铰接装置，优选地经由一个或更多个连结元件来进行。上面结合襟翼支承件详述的特征和优点适用于该机翼。

本发明的又一方面涉及一种飞行器，该飞行器包括根据如上所述的实施方式的机翼。上面结合襟翼支承件和机翼详述的特征和优点适用于该机翼。

在下文中，将借助于附图进一步详细说明本发明的优选实施方式。附图示出了：

图1是根据本发明的实施方式的飞行器的立体图；

图2是根据本发明的第一实施方式的襟翼支承件的立体图；

图3是根据本发明的第一实施方式的襟翼支承件的立体图；以及

图4是根据另一实施方式的襟翼支承件的立体图。

在图1中，示出了根据本发明的飞行器1。飞行器1包括机身3和安装至机身3的机翼5。每个机翼5包括主翼7、多个襟翼9以及多个襟翼支承件11，所述多个襟翼9安装至主翼7，所述多个襟翼支承件11安装至主翼7以在襟翼9于缩回位置与伸出位置之间移动时将襟翼9以铰接的方式支承。襟翼9是高升程后缘襟翼。

图2示出了如图1中所示的飞行器1中使用的襟翼支承件11的第一实施方式。襟翼支承件11包括承受载荷的整流壳13。整流壳13沿着纵向轴线15在前端部17与后端部19之间延伸。此外，整流壳13具有横过纵向轴线15的U形横截面，从而包括第一侧壁部分21、与第一侧壁部21相对的第二侧壁部分23以及连接第一侧壁部分21和第二侧壁部分23的底壁部分25。整流壳13将内部空间27部分地围绕，内部空间27向与底壁部分25相反的环境敞开。整流壳13由碳纤维增强塑料(CFRP)材料制成，并且具有流线型的外表面29。

襟翼支承件11还包括加强结构31，加强结构31被接纳在整流壳13的内部空间27中并且安装至第一侧壁部分21和第二侧壁部分23两者以加强整流壳13。加强结构31由经研磨的铝材料制成。

整流壳13在前端部17的区域中包括构造成用于附接至主翼7的前附接装置33。前附接装置33包括形成在整流壳13中并横过纵向轴线15延伸的多个肋35。肋35包括孔37，孔37沿着纵向轴线15对齐以接纳安装至主翼7的对应的螺栓(未示出)。

襟翼支承件11还在整流壳13的后端部19的区域中包括铰接装置39，铰接装置39构造成经由枢转地安装至铰接装置39和襟翼9的一个或更多个连结元件(未示出)形成与襟翼9的铰接连接。铰接装置39形成加强结构31的一部分，并且与加强结构31一体地形成。

加强结构31包括安装至第一侧壁部分21的第一侧部部段41、安装至第二侧壁部分23的第二侧部部段43以及连接第一侧部部段41和第二侧部部段43的结构桥45。第一侧部部段41具有抵靠第一侧壁部分21搁置并安装至第一侧壁部分21的第一前部部分47以及与第一侧壁部分21脱离并间隔开的第一后部部分49。此外，第二侧部部段43具有抵靠第二侧壁部分23搁置并安装至第二侧壁部分23的第二前部部分51以及与第二侧壁部分23脱离并间隔开的第二后部部分53。第一前部部分47通过多个二维分布的铆钉55以平面的方式安装至第一侧壁部分21。类似地，第二前部部分51优选地通过多个二维分布的铆钉55以平面的方式安装至第二侧壁部分23。

结构桥45连接第一后部部分49和第二后部部分53。铰接装置39设置在第一后部部分49和第二后部部分53处。第一后部部分49包括第一铰接凸耳57，并且第二后部部分53包括第二铰接凸耳59。

整流壳13在其后端部19处以第一侧壁部分21与第一后部部分49间隔开并且第二侧壁部分23与第二后部部分53间隔开的方式延伸超出铰接装置39。因此，整流壳13的在后端部19之间延伸并安装至加强结构31的这些部分(由阴影区域表示)不传递任何载荷，并且因此不是整流壳13的载荷承受部分。第一侧壁部分21和第二侧壁部分23包括孔口61，孔口61与第一铰接凸耳57和第二铰接凸耳59对齐，以接纳延伸穿过第一铰接凸耳57和第二铰接凸耳59的对应的铰接螺栓(未示出)。孔口61的直径大于铰接凸耳57、59的直径，使得避免了铰接螺栓与孔口61之间的载荷传递。

加强结构31包括后附接装置63，后附接装置63与前附接装置33间隔开、进一步靠近整流壳13的后端部19，并且后附接装置63构造成用于在与前附接装置33间隔开的位置附接至主翼7。根据图2中所示的实施方式，后附接装置63包括设置在第一侧部部段41处的第一桶形螺母安装件65以及设置在第二侧部部段43处的第二桶形螺母安装件67。

此外，在加强结构31与整流壳13的前端部17之间设置有附加的结构桥69，以在第一侧壁部分21与第二侧壁部分23之间形成进一步的加强。后附接装置63、即第一桶形螺母安装件65和第二桶形螺母安装件67也被支承在附加的结构桥69处。

图3示出了在图1中所示的飞行器1处使用的襟翼支承件11的替代性实施方式。除了后附接装置63包括第一附接凸耳71和第二附接凸耳73而不是包括第一桶形螺母安装件65和第二桶形螺母安装件67之外，该实施方式对应于图2中所示的实施方式。第一附接凸耳71形成在第一侧部部段41处并且从第一侧部部段41向上突出。第一附接凸耳71形成在第一前部部分47处，使得第一附接凸耳71由抵靠彼此搁置的加强结构31和整流壳13两者形成。第二附接凸耳73形成在第二侧部部段43处并且从第二侧部部段43向上突出。第二附接凸耳73形成在第二前部部分51处，使得第二附接凸耳73由抵靠彼此搁置的加强结构31和整流壳13两者形成。

图4示出了襟翼支承件11的另一实施方式，其与图3中所示的实施方式相似，但是具有由多个分开的部分组成的加强结构31。具体地，铰接装置39、特别是第一铰接凸耳57和第二铰接凸耳59由金属铰接凸耳加强件75加强。此外，第一附接凸耳71和第二附接凸耳73由第一金属附接凸耳加强件77和第二金属附接凸耳加强件79加强。另外，设置有连接第一侧壁部分21和第二侧壁部分23的多个金属桥81。