[发明专利]连接杆、包括连接杆的飞行器组件和飞行器及其安装方法

说明书

本发明的实施方式提供了一种连接杆，该连接杆包括第一连接元件和第二连接元件；其中，第一连接元件构造成附接至第一部件，并且第一连接元件包括轴、位于该轴的近端部处的第一连接器以及位于该轴的远端部处的刺穿本体；其中，第二连接元件构造成附接至第二部件，并且第二连接元件包括中空壳体，该中空壳体具有位于该中空壳体内的流体屏障，该流体屏障构造成在完好无损时形成包含中空壳体内的第一反应性流体材料的第一流体贮存器和包含中空壳体内的第二反应性流体材料的第二流体贮存器，其中，第二连接元件还包括位于近端部处的第二连接器和形成在中空壳体的远端部处的通向第二流体贮存器的入口孔。

技术领域

本发明涉及用于连接一个或更多个飞行器部件的连接杆、包括连接杆的飞行器以及安装连接杆的方法。

背景技术

已知的是，使用在长度上可调节的螺纹类型的连接杆将部件组装在飞行器上。为了补偿可能在部件之间出现的尺寸变化，在部件之间安装连接杆时，连接杆的可调节性是必须的。因此，可调节性还使得不同的组件能够使用相同的连接杆设计来满足特定的尺寸需求，并且可调节性对于每个部件的制造公差趋于显著变化的较大的整体部件的组装特别有用。这在组装于航空航天领域中使用更频繁的非金属部件时特别明显，然而，已知的是，在将金属部件组装至其他金属部件或非金属部件时，这也是问题。

图1是穿过xz平面截取的机翼中的飞行器组件100的横截面视图，该xz平面是与由飞行器纵向轴线(x)和正交的飞行器竖向轴线(z)形成的平面平行的平面。组件100包括根据现有技术的螺纹类型的连接杆101，连接杆101连接组件100内的多个部件。

连接杆101包括壳体103、第一可调节连接器105和第二可调节连接器107、和一对对应的端部配装件109、以及一对防松螺母111。壳体103在横截面上为柱形(围绕纵向轴线P旋转)，该轴线P是与第一连接点112和第二连接点116叠合的轴线。在组件100中，连接杆101还可以以截面图观察到，其中，连接杆的纵向轴线P还位于xz平面上。连接杆101围绕第一连接点112枢转地附接至第一部件113(形成为机翼固定后缘上面板)，并通过销附接至由第一部件113形成的第一凸出部115，并且连接杆101围绕第二连接点116枢转地附接至第二部件117(形成为机翼后翼梁)，并通过销附接至由第二部件117形成的第二凸出部119。形成为机翼后缘下面板的第三部件122的安装位置也以虚线示出。第三部件122构造成在左手侧接合部123处固定地附接至第二部件117，并且第三部件122定位在连接杆101的与第一部件113相反的那侧。部件113、117和122是结构部件，这意味着它们的功能主要是结构性的。在组装时，每个可调节连接器105和107以可旋拧的方式接合由每个端部配装件109提供的对应的螺纹轴121。通过使每个可调节连接器105、107在对应的螺纹轴121上逆时针旋转，可以增加连接杆101的总长度L。通过使每个可调节连接器105、107在对应的螺纹轴121上顺时针旋转，可以减小连接杆101的总长度L。在每个端部处同样以可旋拧的方式接合至螺纹轴121的是防松螺母111。防松螺母111的功能是，一旦达到所期望的连接杆101的最终长度，防松螺母111通过抵靠螺纹轴121来防止可调节连接器105、107沿着螺纹轴121的进一步旋转。

如示出的，连接杆101的主要功能是连接至第一飞行器部件113和第二飞行器部件117并在第一飞行器部件113与第二飞行器部件117之间传递载荷。这些载荷可能相对较高，因此示出的现有技术示例由高强度碳钢制成。

目前为止所描述的螺纹连接杆的一个缺点涉及连接杆101的最大载荷能力，该最大载荷能力受到将轴的螺纹部分和可调节连接器接合的强度的限制。具有更粗的螺距的更大、更强的螺纹将增加强度，但是这将对连接杆的可调节性的程度产生不利影响。这是不被接受的，因为可调节性必须能够满足在装配中预期的公差变化的量，这种公差变化通常以0.01mm为增量。由于需要精确的空气动力学形状或组件对准，这种严格的公差对于飞行器而言是正常的。因此，所得的设计是一种折衷设计，该设计总是限制连接杆本身的载荷能力或限制连接杆的可调节性的增量。