專利名稱：用于提高飛機可控性的系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空工業(yè)；更具體地，本發(fā)明涉及飛機設(shè)計領(lǐng)域，旨在設(shè)計其在飛機水平尾翼中的實施。
背景技術(shù)：
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種減小飛機水平尾翼(HTP)的設(shè)計尺寸的系統(tǒng)。從而減小了飛機重量及氣動阻力，因而降低了飛機的運行成本。本發(fā)明是為了用于結(jié)合“可調(diào)節(jié)HTP”的飛機，其在商用飛機中是常規(guī)的?？烧{(diào)節(jié) HTP結(jié)合“平衡系統(tǒng)”，用于為整個HTP提供在相對于飛機的給定角(安裝角)的傾斜運動，產(chǎn)生HTP迎角的變化。平衡系統(tǒng)的功能是自動地(即，無需飛行員干預(yù))為飛機提供“縱向” 平衡。至于“縱向”應(yīng)理解成“相對于飛機俯仰運動”。因此，當通過飛行員使用升降機、改變發(fā)動機推力、或操作機翼高升裝置來修改所需的穩(wěn)定的縱向平衡時，可調(diào)節(jié)HTP將自動傾斜而為新的穩(wěn)定平衡位置提供必要的提升，同時升降機處于其正常位置。對于給定的HTP構(gòu)造和幾何特性(翼展、反角、掠角、厚度、扭轉(zhuǎn)(twist)、剖面形狀等)的飛機設(shè)計中，HTP尺寸基本上取決于縱向穩(wěn)定性(靜態(tài)和動態(tài))與飛機可控性之間的折衷。飛機穩(wěn)定性的定義為飛機在飛機處于平衡時從迎角和/或空速中的小擾動自動 (即無飛行員干預(yù))恢復(fù)平衡并繼續(xù)維持此平衡的能力。縱向穩(wěn)定性與飛機俯仰運動有關(guān)。簡單地說，HTP對飛機縱向穩(wěn)定性的影響取決于飛機的重心(c. g.)，飛機重心在飛機運行期間是可變的，以及取決于表征HTP尺寸的系數(shù)(稱為HTP體積)。c. g.定位得越遠離HTP且HTP越大，它就導(dǎo)致更高的飛機縱向穩(wěn)定性。另外，飛機可控性的定義為提供必要的力和力矩從而允許執(zhí)行任何所要求的操縱的能力。具體地，縱向可控性是指飛機提供足夠的提升以產(chǎn)生必要的俯仰力矩的能力。飛機縱向可控性是經(jīng)由HTP提升系數(shù)(取決于其迎角)由HTP氣動特性所給出；通常迎角不同于飛機的迎角，這是因為機翼及其高升裝置通過稱為“下洗角”的量來修改HTP 迎角。對于給定的HTP構(gòu)造(給定的安裝角)，HTP提升系數(shù)分別呈現(xiàn)最大和最小，具有最大(正號)HTP迎角和最小(負號)；這些最大值和最小值稱為失速值，是發(fā)生顯著氣動失速的值。一旦最小HTP的設(shè)計尺寸已被確定以符合縱向穩(wěn)定性標準，則通常必須取決于飛機型號相對于所提及的最小尺寸增加水平尾翼氣動面積以確保符合可控性標準，在這些情況下?lián)f飛機設(shè)計受限于可控性標準。氣動面積增加意味著對于這些情況下所要求的操縱來說，必要的提升系數(shù)不超過失速值。本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題涉及減小受限于可控性的飛機設(shè)計中的可調(diào)節(jié)HTP 尺寸，換句話說，具有決定于縱向穩(wěn)定性標準的最小HTP尺寸。因此，本發(fā)明提供一種提高飛機可控性的系統(tǒng)，該系統(tǒng)進而提供對HTP提升系數(shù)的增加、允許減小HTP尺寸和飛機總重量，因而有助于降低飛機運行成本。

發(fā)明內(nèi)容
為了實現(xiàn)氣動表面的提升系數(shù)的增加，現(xiàn)有技術(shù)中眾所周知的是高升裝置，它們通常是用在機翼中。存在許多不同類型的高升裝置，它們單獨使用或者與其他組合使用，它們通常是通過修改剖面的外形(可移動的高升裝置)或者是控制邊界層(邊界層抽吸或吹除系統(tǒng))來延緩分離因而延緩失速的裝置?？梢苿痈呱b置是相對于機翼移動(高升裝置的偏轉(zhuǎn)運動)并且基于提供翼弦的加長或剖面曲率變化的裝置。這些裝置是由飛行員啟動的，通常當飛機需要更大的提升 (諸如起飛和著陸)時操縱。通常有兩種常用方法可使高升裝置偏轉(zhuǎn)(a)利用致動器使其延伸和收回；或者(b)利用電動馬達通過一系列驅(qū)動軸、變速箱和機械連接來產(chǎn)生所需的延伸或收回。將高升裝置直接安裝在HTP中，將為本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題提供可能的解決方法，因為對于失速值該裝置的操作將提供額外的提升，這樣將使減小有效HTP表面(連同其尺寸)成為可能，用于可控性標準。已知在應(yīng)用于AN-70飛機中的現(xiàn)有技術(shù)中的此解決方法，該飛機在前緣具有“縫翼”型高升裝置，當使襟翼偏轉(zhuǎn)時其偏轉(zhuǎn)。然而，一般認為此解決方法是將可調(diào)節(jié)高升裝置直接安裝在HTP中，總體來說由于裝置安裝和操縱復(fù)雜性的弊端以及由于要實現(xiàn)的致動器或電動馬達系統(tǒng)所導(dǎo)致的飛機重量困難，該方法對該技術(shù)問題而言并不十分令人滿意?？商娲兀阎惭b在HTP前緣(CBA-123飛機)的固定高升裝置。這些裝置為高 HTP的迎角值增加提升；然而，它們具有在高迎角下的提升增加導(dǎo)致其它HTP迎角值的提升或阻力的惡化的弊端。為了解決本發(fā)明要解決的技術(shù)問題，本發(fā)明結(jié)合了安裝在HTP中的可移動高升裝置，功能是提高HTP的提升系數(shù)。另外，為了克服在技術(shù)領(lǐng)域中所述的弊端，本發(fā)明尋求以下的技術(shù)效果 首先利用HTP傾斜運動，以將其傳遞到HPT高升裝置的偏轉(zhuǎn)運動；
其次在HTP迎角值的整個范圍內(nèi)以選擇性方式提高HTP提升系數(shù)，特別是對于HTP失速值。第一技術(shù)效果能夠簡化本發(fā)明系統(tǒng)的構(gòu)成，特別是不再需要安裝用于高升裝置偏轉(zhuǎn)的致動器或馬達。第二技術(shù)效果能夠產(chǎn)生充分的高升裝置的偏轉(zhuǎn)，以取決于各種HTP迎角值增加 HTP提升系數(shù)的絕對值，并且在其它迎角值下不影響提升和阻力。基本上，本發(fā)明提出的解決方法是基于將高升裝置的偏轉(zhuǎn)與由可調(diào)節(jié)HTP平衡系統(tǒng)所產(chǎn)生的傾斜運動聯(lián)系起來。將所述偏轉(zhuǎn)運動與傾斜運動聯(lián)系起來的函數(shù)被稱為“偏轉(zhuǎn)
定律”。由本發(fā)明系統(tǒng)提供的所述偏轉(zhuǎn)定律的一個待考慮技術(shù)方面是在可調(diào)節(jié)HTP，考慮到平衡系統(tǒng)功能是在縱向上平衡飛機，HTP安裝角的絕對值增加時HTP迎角的絕對值增加。 因此，HTP傾斜的絕對值為最大時，達到了 HTP失速值。因為對于失速必須提供最大偏轉(zhuǎn)的絕對值，所以可以推斷，增加偏轉(zhuǎn)絕對值的偏轉(zhuǎn)定律在整個范圍的迎角內(nèi)是適用的，因為 HTP在最大安裝角與最小安裝角之間的傾斜不會產(chǎn)生任何失速值。
為了提供可調(diào)節(jié)HTP運動與高升裝置偏轉(zhuǎn)運動之間的所述聯(lián)系，本發(fā)明系統(tǒng)包括以下技術(shù)要素
HTP與飛機之間的接合裝置，包括HTP樞轉(zhuǎn)裝置、平衡系統(tǒng)、和偏轉(zhuǎn)傳動裝置；以及高升裝置與HTP之間的接合裝置。樞轉(zhuǎn)裝置是提供可調(diào)節(jié)HTP與飛機之間的鉸接式接合的裝置，包括樞轉(zhuǎn)軸，HTP圍繞該樞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生相對于飛機的傾斜運動。平衡系統(tǒng)提供HTP圍繞樞轉(zhuǎn)裝置相對于飛機的傾斜運動所需的力。按照慣例，平衡系統(tǒng)包括連接到飛機的致動裝置，該致動裝置可由螺旋千斤頂致動器組成。偏轉(zhuǎn)傳動裝置提供產(chǎn)生高升裝置偏轉(zhuǎn)運動所需的力。本發(fā)明系統(tǒng)的特征在于，偏轉(zhuǎn)傳動裝置為各HTP傾斜位置提供高升裝置偏轉(zhuǎn)位置。因此，本發(fā)明的系統(tǒng)提供傾斜運動與高升裝置偏轉(zhuǎn)運動之間的聯(lián)系，該聯(lián)系是由偏轉(zhuǎn)定律所限定的。偏轉(zhuǎn)傳動裝置可以結(jié)合連接于高升裝置與飛機之間的機械連接，其特別能夠消除用于高升裝置偏轉(zhuǎn)的致動器。該機械連接是彼此相對運動并借助于各種類型連接(螺栓和銷釘?shù)?而相互連接的技術(shù)要素(桿、引導(dǎo)件、齒輪、和凸輪等)的系統(tǒng)，該裝置是用于傳遞運動和力。因此，在偏轉(zhuǎn)傳動裝置基本上是由連接于高升裝置與飛機之間的機械連接所組成的情況下，本發(fā)明的系統(tǒng)提供高升裝置偏轉(zhuǎn)運動與HTP傾斜運動之間的偏轉(zhuǎn)定律。


作為對本發(fā)明描述的補充以及為了幫助更好地理解其的技術(shù)特征，此描述性報告隨附了以下附圖
圖1是本發(fā)明系統(tǒng)實施的在飛機尾翼中的第一可調(diào)節(jié)HTP裝置的透視圖。圖2是本發(fā)明系統(tǒng)實施的在飛機尾翼中的第二可調(diào)節(jié)HTP裝置的透視圖。圖3是本發(fā)明系統(tǒng)的實施例的圖示。在此實施例中，偏轉(zhuǎn)傳動裝置包括桿機構(gòu)。陰影區(qū)域代表飛機的固定部分，HTP相對于其而傾斜；圓代表鉸接。三個附圖(3AJB和3C) 表示該系統(tǒng)的不同位置，對應(yīng)于不同的HTP安裝角，帶有它們相應(yīng)的高升裝置偏轉(zhuǎn)位置。圖4是本發(fā)明系統(tǒng)的實施例的功能圖。在此實施例中，偏轉(zhuǎn)傳動裝置包括帶引導(dǎo)件的機構(gòu)。陰影區(qū)域代表飛機的固定部分，HTP相對于其傾斜；圓代表鉸接。三個附圖(4A、 4B和4C)代表該系統(tǒng)的不同位置，對應(yīng)于不同的HTP安裝角，帶有它們相應(yīng)的高升裝置偏轉(zhuǎn)位置。圖5是優(yōu)選發(fā)明系統(tǒng)實施例的透視圖。附圖標記
1飛機
2:HTP (水平尾翼)
3升降機
4豎直穩(wěn)定裝置
5方向舵
6樞轉(zhuǎn)軸
7平衡窗8高升裝置
9平衡系統(tǒng)
10致動裝置11螺旋千斤頂12傾斜裝置13陰螺紋件14關(guān)節(jié)15傾斜軸16偏轉(zhuǎn)傳動裝置17偏轉(zhuǎn)軸18桿18，桿19引導(dǎo)件20軛狀物(yoke)21=HTP扭轉(zhuǎn)箱結(jié)構(gòu)22延伸部23錨軸24:HTP外殼。
具體實施例方式本發(fā)明是為了用于一種裝配有可調(diào)節(jié)HTP2的飛機。圖1和圖2示出了飛機1尾翼的主要部件，其中安裝有HTP2、升降機3、豎直穩(wěn)定裝置4和方向舵5。圖1和圖2對應(yīng)于兩種不同的HTP2布置，但是其中此HTP2布置因素并不限制本發(fā)明。圖1和圖2還示出了 HTP2如何經(jīng)由平衡窗7從飛機1結(jié)構(gòu)中突出，可調(diào)節(jié)HTP2 圍繞樞轉(zhuǎn)裝置相對于飛機1傾斜。樞轉(zhuǎn)裝置包括樞轉(zhuǎn)軸6，HTP2圍繞樞轉(zhuǎn)軸6相對于飛機的旋轉(zhuǎn)，從而使HTP2傾斜。存在多于一個的非對準的樞轉(zhuǎn)軸6，這并非限制本發(fā)明的特征也并非限制HTP2的特定幾何特征(偏轉(zhuǎn)和反角(deheral)等)。本發(fā)明的一個特征是其在HTP2中結(jié)合可調(diào)節(jié)高升裝置。如附圖中所示，在優(yōu)選實施例中可調(diào)節(jié)高升裝置8是“偏傾前緣”型裝置，其是前緣高升裝置，其特征在于裝置8與 HTP2之間的接合裝置是由帶偏轉(zhuǎn)軸的鉸接裝置所組成，所述裝置圍繞偏轉(zhuǎn)軸相對于HTP2 的旋轉(zhuǎn)，高升裝置8的偏轉(zhuǎn)是圍繞偏轉(zhuǎn)軸17的旋轉(zhuǎn)運動。此類型的高升裝置8提供的技術(shù)優(yōu)點是允許相對于HTP2剖面翼弦的正角度和負角度的旋轉(zhuǎn)，從而賦予該系統(tǒng)在整個HTP2 迎角值范圍內(nèi)的更大功能性。圖3和圖4是示出了本發(fā)明系統(tǒng)實施例的附圖，將高升裝置偏轉(zhuǎn)運動與HTP2傾斜之間機械連接。所述實施例的區(qū)別在于結(jié)合到偏轉(zhuǎn)傳動裝置16中的機構(gòu)的類型。附圖示出了當平衡系統(tǒng)9 (包括帶螺旋千斤頂11和傾斜裝置12的致動裝置10以充分地傳遞傾斜運動)使傾斜裝置12圍繞樞轉(zhuǎn)軸6運動并且使HTP2圍繞傾斜軸15 (鉸接B)旋轉(zhuǎn)時，HTP2 如何圍繞樞轉(zhuǎn)軸6(鉸接A)相對于飛機傾斜的。由于所產(chǎn)生的傾斜運動，所述系統(tǒng)提供了高升裝置8的偏轉(zhuǎn)，包括圍繞偏轉(zhuǎn)軸17 (鉸接C)的旋轉(zhuǎn)。圖3中所示的系統(tǒng)結(jié)合具有與飛機1 (鉸接E)和第二桿18’(鉸接D)相鉸接的桿 18的機構(gòu)，其進而整體連接到高升裝置8。圖4中所示的系統(tǒng)結(jié)合引導(dǎo)件機構(gòu)，該引導(dǎo)件機構(gòu)包括與滑動桿18’相鉸接(經(jīng)由鉸接D’)并整體地連接到高升裝置8的引導(dǎo)件19。如圖4中所示，這個引導(dǎo)件機構(gòu)按照滑動引導(dǎo)件19路徑的幾何形狀為任何高升裝置提供偏轉(zhuǎn)定律。特別是，圖4的實施例示出了點“a”與“b”之間的引導(dǎo)件路徑是如何與樞轉(zhuǎn)鉸接“A”同心的，從而使高升裝置8不相對于HTP2剖面翼弦偏轉(zhuǎn)。圖3和圖4中所示的系統(tǒng)對應(yīng)于兩個實施例，而并非對本發(fā)明的目的有任何限制， 因為通過應(yīng)用技術(shù)狀態(tài)下已知的機構(gòu)能夠產(chǎn)生將所述機構(gòu)用作偏轉(zhuǎn)傳動裝置16的本發(fā)明范圍內(nèi)的其它實施例?？紤]到用于在HTP2剖面翼弦線上旋轉(zhuǎn)的高升裝置8的正偏轉(zhuǎn)角符號以及在飛機 1水平面上旋轉(zhuǎn)的正安裝角的標準，用于優(yōu)選實施例的所選偏轉(zhuǎn)定律是使得正HTP2的安裝角相對于飛機1產(chǎn)生“偏傾前緣”高升裝置8的負偏轉(zhuǎn)角。在相應(yīng)的圖3a至圖3c和圖如至圖4c中，可以看見各個不同的系統(tǒng)位置。用以闡明本發(fā)明技術(shù)要素的本發(fā)明優(yōu)選實施例(對應(yīng)于圖3a和圖北中的實例) 提供必要的充分描述。本實施例中所結(jié)合的機構(gòu)顯然包括系統(tǒng)構(gòu)造以及安裝和維修中的有利的簡單性，這就本發(fā)明的本質(zhì)而言是理想的。圖5示出了此實施例的透視圖，以下對其技術(shù)特征進行描述。圖中所示的位置對應(yīng)于正最大安裝角以及“偏傾前緣”偏轉(zhuǎn)角的最大負絕對值。此圖示出了與安裝在飛機1上的HTP2前緣緊鄰的區(qū)域，顯示其從經(jīng)過平衡窗7從前緣突出。圖中還通過蓋子中的剖開示意圖示出了在HTP2蓋子M下的HTP2結(jié)構(gòu)21。“偏傾前緣”高升裝置8借助于22來自于HTP2結(jié)構(gòu)21的延伸部22與HTP2鉸接。 由于這個原因，該裝置8結(jié)合與所述延伸部22鉸接的偏轉(zhuǎn)軸17。HTP2的傾斜是通過平衡系統(tǒng)和樞轉(zhuǎn)裝置而實現(xiàn)的。本代表性實施例的平衡系統(tǒng)包括致動裝置10，致動裝置10使用連接到陰螺紋件13的螺旋千斤頂11。進而，此陰螺紋件 13連接到關(guān)節(jié)14、HTP2的左邊部分各右邊部分中之一。此外，關(guān)節(jié)14經(jīng)由傾斜軸15而與 HTP2結(jié)構(gòu)相鉸接。附圖中，樞轉(zhuǎn)軸6代表樞轉(zhuǎn)裝置，HTP2相對于樞轉(zhuǎn)軸6傾斜。因此，“偏傾前緣”裝置8偏轉(zhuǎn)是通過包括軛狀物20及兩跟桿的偏轉(zhuǎn)傳動裝置16 使HTP2的左邊部分和右邊部分兩者都發(fā)生傾斜的結(jié)果?！捌珒A前緣”裝置8整體地連接到軛狀物20，軛狀物20具有向偏轉(zhuǎn)軸17傳遞充分的扭矩的功能；軛狀物20與兩根桿18樞轉(zhuǎn)連接，各桿通過固定在飛機1上的錨軸23與飛機1結(jié)構(gòu)相鉸接。
權(quán)利要求
1.一種利用可調(diào)節(jié)HTPO)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其包括在HTPQ)中的可移動高升裝置(8)；在高升裝置(8)與HTPQ)之間的接合裝置；HTP(2)與飛機(1)之間的接合裝置，其包括利用HTP(2)樞轉(zhuǎn)裝置和HTP(2)平衡系統(tǒng) (9)使HTP (2)傾斜的裝置；其特征在于HTP(2)與飛機(1)之間的接合裝置包括用于高升裝置(8)偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16)； 偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16) SHTPQ)各安裝角位置提供高升裝置(8)的偏轉(zhuǎn)位置，這是由偏轉(zhuǎn)定律所限定的。
2.如權(quán)利要求1所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于 偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16)基本上是由連接于高升裝置(8)與飛機(1)之間的機械連接所組成。
3.如權(quán)利要求2所述的利用可調(diào)節(jié)HTP( 提高飛機(1)的可控性的系統(tǒng)，其特征在于高升裝置(8)是前緣裝置。
4.如權(quán)利要求3所述的利用可調(diào)節(jié)HTP( 提高飛機(1)的可控性的系統(tǒng)，其特征在于高升裝置(8)是“偏傾前緣”裝置。
5.如權(quán)利要求4所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于 所述偏轉(zhuǎn)定律是使得正HTP( 安裝角相對于飛機(1)產(chǎn)生偏傾前緣裝置(8)的負角的偏轉(zhuǎn)。
6.如權(quán)利要求4所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于 所述偏轉(zhuǎn)定律是使得在安裝角在零安裝角附近的區(qū)間HTP( 的傾斜不產(chǎn)生高升(8)裝置的偏轉(zhuǎn)。
7.如權(quán)利要求5或6所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機⑴可控性的系統(tǒng)，其特征在于偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16)包括帶引導(dǎo)件(19)的引導(dǎo)機構(gòu)，桿(18’)沿引導(dǎo)件(19)樞轉(zhuǎn)地滑動(D’ )；該桿整體地與高升裝置(8)相連接。
8.如權(quán)利要求5所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于 偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16)包括帶第一桿(18)的桿機構(gòu)；該第一桿(18)樞轉(zhuǎn)地(E)連接到飛機 (1)并且樞轉(zhuǎn)地(D)連接到第二桿(18’)，第二桿(18’ )整體地連接到高升裝置(8)。
9.9.如權(quán)利要求8所述的利用可調(diào)節(jié)HTP ( 提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于所述桿機構(gòu)的整體連接到高升裝置(8)的第二桿(18’ )基本上是由軛狀物OO)所組成；軛狀物與至少一根桿(18)樞轉(zhuǎn)連接，桿(18)經(jīng)由錨軸樞轉(zhuǎn)地連接到飛機(1)。
10.如以上權(quán)利要求中任一項所述的利用可調(diào)節(jié)HTP(2)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)， 其特征在于平衡系統(tǒng)(9)結(jié)合相互連接的致動裝置(10)和傾斜裝置(1 ；傾斜裝置(12) 經(jīng)由傾斜軸(15)與HTP(2)樞轉(zhuǎn)地連接，致動裝置(10)連接到飛機(1)。
11.如權(quán)利要求10所述的利用可調(diào)節(jié)HTP( 提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于致動裝置(10)包括螺紋連接到傾斜裝置(1 的螺旋千斤頂(11)。
12.如權(quán)利要求11所述的利用可調(diào)節(jié)HTPQ)提高飛機(1)可控性的系統(tǒng)，其特征在于傾斜裝置(1 包括陰螺紋件(13)，陰螺紋件(1 螺紋連接到螺旋千斤頂(11)并且固定到兩個關(guān)節(jié)(14)，相應(yīng)的傾斜軸(1 樞轉(zhuǎn)連接到用于HTP的每個左邊部分和右邊部分的兩個關(guān)節(jié)(14)中的一個。
全文摘要
本系統(tǒng)包括用于為HTP(2)的各安裝角位置提供可移動襟翼(8)的偏轉(zhuǎn)位置的偏轉(zhuǎn)傳動裝置(16)，安裝在飛機(1)的運動HTP(2)上。優(yōu)選地，用于傳遞偏轉(zhuǎn)(18、20、23)的裝置(16)基本上包括連接于襟翼(8)與飛機(1)之間的機械帶。
文檔編號B64C5/10GK102421666SQ201080020758
公開日2012年4月18日 申請日期2010年3月11日 優(yōu)先權(quán)日2009年3月12日
發(fā)明者帕斯庫亞爾富爾特斯 A., 納默 A., J. 西蒙卡萊羅 F., 維拉奧爾格 P. 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司