本發(fā)明涉及一種用于飛行器機翼中管道、尤其是燃料運輸管道聯(lián)接和延伸的支撐件。

背景技術(shù)：
如圖1所示的，飛行器機翼10的結(jié)構(gòu)總體上包括沿機翼10的長度L10分布的多個橫向肋12。為形成一種剛性結(jié)構(gòu)，這些橫向肋12主要通過沿機翼10的長度L10延伸的桁梁14、輔助地通過同樣沿機翼10的長度L10布置的桁條16相連在一起。這些橫向肋12從機翼10的前緣18延伸到后緣20并從該機翼10的下表面22延伸到上表面24，并且這些桁梁14將機翼10的下表面22連接到上表面24，因而在機翼10的長度L10上形成多個不同的盒體26。以已知的方式，這些盒體26被用于容置燃料箱。還有，為將位于飛行器的每個機翼10的這些盒體26中的這些燃料箱連接到飛行器的機動裝置和/或該飛行器的中心箱，不同的燃料輸送管線28從每個機翼10的一端延伸到另一端。如在圖2中通過機翼10的縱向剖面所示的，一條燃料輸送管線28應(yīng)穿過不同的橫向肋12，以便連接容納于該機翼內(nèi)的不同箱。以相同方式和出于相同目標(biāo)，某些燃料輸送管線28可以穿過機翼10的桁梁14。根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)，一條燃料輸送管線28組成如下：多條浮動管道30，每個被穿過盒體26有至少一條浮動管道30；以及多個延伸支撐件32，這些延伸支撐件被固定在實施于肋12中的開口34內(nèi)，所述開口用于燃料輸 送管線28通過。同時，延伸支撐件32還允許將位于每個橫向肋和/或每個桁梁14兩側(cè)的浮動管道30首尾相接地連接起來。管道30的浮動安裝允許補償機翼10的變形，以便保持燃料輸送的密封性，和以便通過所述延伸支撐件32避免燃料輸送管線28經(jīng)受與這些變形相關(guān)的力。為獲得這種浮動安裝，在每個浮動管道30與每個延伸支撐件32之間設(shè)置一滑動聯(lián)接件36。每個滑動聯(lián)接件36允許它可連接的延伸支撐件32的側(cè)向部分40與浮動管道30的端部38之間的角自由度LA和平移游隙JT。為此，根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的滑動聯(lián)接件36呈密封裝置42如O形圈的形式，所述密封裝置被插入實施在配備于管道30的端部38的端接頭46周圍的凹槽44中，管道30的端接頭46以及密封裝置42被引入在延伸支撐件32的側(cè)向部分40中設(shè)置的鏜孔48中。根據(jù)這種現(xiàn)有技術(shù)的第一個缺點，并非每個密封裝置42都與其所連接的鏜孔48及端接頭46固連在一起，因而每條管道30與每個延伸支撐件32之間的密封并非完美，可以進(jìn)行改進(jìn)。根據(jù)另一缺點，為獲得每條管道30與每個延伸支撐件32之間的可能最佳的密封性，每個端接頭46的凹槽44和每個側(cè)向部分40的鏜孔48必須被精密加工。這種精密加工導(dǎo)致制造每條燃料輸送管線28的總成本大大增加。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明旨在彌補現(xiàn)有技術(shù)的這些缺點。為此，本發(fā)明提出一種管線的延伸支撐件，所述管線固定在開口中并且由沿著該條管線的縱向軸線首尾相接地連接在一起的多條管道組成，所述延伸支撐件包括帶有固定于開口中用的固定裝置的外部本體、接納首尾相接地安置的兩條管道的端部的接納裝置、和將所述接納裝置連接到所述外部本體的柔性界接件，所述延伸支撐件的特征在于，所述柔性界接件與所述外部本體以及所述接納裝置是固連在一起的。有利地，所述柔性界接件、所述外部本體和所述接納裝置是通過雙材料注射成型獲得的，所述柔性界接件是由與所述外部本體以及所述接納裝置的材料不同的材料制成的。有利地，所述外部本體以及所述接納裝置由這樣的材料制成：材料賦予所述外部本體及所述接納裝置以適于將所述延伸支撐件牢固地固定在所述開口中及牢固地保持首尾相接地連接在一起的所述管道的剛性，而所述柔性界接件由這樣的材料制成：材料賦予所述柔性界接件以適于允許所述接納裝置相對于所述外部本體移動的變形能力。有利地，所述外部本體以及所述接納裝置是由纖維增強的熱塑性材料制成的，而所述柔性界接件是由彈性體制成的。有利地，所述接納裝置呈兩個接納構(gòu)件的形式，所述兩個接納構(gòu)件背對背地鄰接，每個接納構(gòu)件包括一個用于接納一條管道的端部的接納座槽。有利地，所述柔性界接件分為不同的并且分隔開的兩個柔性部件，所述兩個柔性部件中的第一柔性部件將所述兩個接納構(gòu)件中的第一接納構(gòu)件連接到所述外部本體，而所述兩個柔性部件中的第二柔性部件將所述兩個接納構(gòu)件中的第二接納構(gòu)件連接到所述外部本體，在制造所述延伸支撐件時，在所述兩個接納構(gòu)件之間提供安裝間隙。有利地，所述接納裝置呈單一接納構(gòu)件的形式，所述單一接納構(gòu)件包括用于接納所述管道的端部的兩個接納座槽，所述兩個接納座槽背對背地鄰接。有利地，所述單一接納構(gòu)件包括將所述兩個接納座槽分開的止擋件。有利地，所述柔性界接件呈單個柔性部件的形式，所述單個柔性部件將所述單一接納構(gòu)件連接到所述外部本體。本發(fā)明還涵蓋一種燃料輸送管線，這種燃料輸送管線安裝在飛行器機翼中并且是利用此類延伸支撐件實現(xiàn)的，所述燃料輸送管線的特征在于，形成所述燃料輸送管線的所述多條管道的每個端部被粘接在所述延伸支撐件的接納所述端部的接納裝置中。本發(fā)明還涵蓋一種飛行器機翼，至少一條所述燃料輸送管線延展在所述飛行器機翼中，所述飛行器機翼的特征在于，所述燃料輸送管線沿著所 述飛行器機翼的中性軸線布置，所述燃料輸送管線的縱向軸線與所述飛行器機翼的中性軸線重迭。附圖說明參照附圖，將從本發(fā)明的以下描述中體現(xiàn)出其他的特征和優(yōu)點，所述描述只作為示例給出，附圖中：－圖1表示飛行器機翼的結(jié)構(gòu)的透視圖，－圖2表示根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛行器機翼中的燃料輸送管線的縱向剖面細(xì)部圖，－圖3表示根據(jù)本發(fā)明的飛行器機翼中的燃料輸送管線的示意性縱向剖面總圖，－圖4表示根據(jù)本發(fā)明的延伸支撐件的第一實施方式的縱向剖面圖，－圖5表示根據(jù)本發(fā)明的延伸支撐件的第二實施方式的縱向剖面圖，－圖6表示圖4的延伸支撐件的透視圖。具體實施方式如圖3所示的，本發(fā)明旨在允許在飛行器52的機翼10中實現(xiàn)燃料輸送管線50。作為回顧，并且如圖1中所示的，飛行器機翼10的結(jié)構(gòu)包括沿機翼的長度L10分布的多個橫向肋12，所述多個橫向肋通過沿該機翼10的長度L10延伸的桁梁14與桁條16連接起來。這些橫向肋12從機翼10的前緣18延伸到后緣20并從機翼10的下表面22延伸到上表面24，并且這些桁梁14將機翼10的下表面22連接到上表面24，因而在機翼10的長度L10上形成不同的盒體26，這些盒體用于容置不同的燃料箱54。根據(jù)本發(fā)明的燃料輸送管線50的功能是將位于飛行器52的機翼10中的燃料箱54連接到飛行器的機動裝置58和/或連接到飛行器的中心箱56，因而這條管線50通過開口60穿過不同的橫向肋12，所述開口60為此穿過所述橫向肋12實現(xiàn)，如圖4和圖5中表示的管線50的縱向剖面所示的。必要時，燃料輸送管線50還穿過機翼10的某些桁梁14。根據(jù)本發(fā)明的該條燃料輸送管線50是由沿著管線50的縱向軸線A50首尾相接地連接在一起的多條管道62組成，這條管線50固定在被穿過的橫向肋12和/或桁梁14中所實現(xiàn)的開口60中。根據(jù)一優(yōu)選布置，為每個被穿過盒體26配置至少一條管道62。本發(fā)明還提供一種延伸支撐件64，所述延伸支撐件允許將位于被穿過的每個桁梁14和/或每個橫向肋12的兩側(cè)上的管道62首尾相接地連接起來，及允許將這樣形成的輸送管線50固定到被穿過的每個桁梁14和/或每個橫向肋12。根據(jù)本發(fā)明，并且如圖4至圖6所示的，所述延伸支撐件64包括帶有固定到開口60中用的固定裝置68的外部本體66、用于接納首尾相接地安置的兩條管道62的端部72的接納裝置70、以及將所述接納裝置70連接到外部本體66上的柔性界接件74。為避免在首尾相接地安置的管道62之間形成的連接中出現(xiàn)任何摩擦，柔性界接件74與外部本體66以及接納裝置70固連在一起。柔性界接件74與外部本體66以及接納裝置70的這種固連，允許保持首尾相接地安置的兩條管道62之間所實現(xiàn)的連接的密封性。根據(jù)本發(fā)明，柔性界接件74是與外部本體66以及接納裝置70固連在一起的，因為該柔性界接件是采用與外部本體66以及接納裝置70相同的工藝和相同的方式制成的。為此，柔性界接件74、外部本體66以及接納裝置70是通過同時的或按序的雙材料注射成型來獲得的，柔性界接件74是由與外部本體66和接納裝置70的材料不同的一種材料制成的。相應(yīng)地由于外部本體的支撐功能以及接納裝置的接納管道62的端部72的接納功能，因而外部本體66以及接納裝置70是由這樣的材料制成：該材料賦予該外部本體及接納裝置以適于將延伸支撐件64牢固地固定在開口60中和牢固保持首尾相接地連接起來的管道62的剛性。至于柔性界接件74，其是由這樣的材料制成：該材料賦予柔性界接件以適于允許接納裝置70相對于外部本體66移動的變形能力。柔性界接件的這種變形能力允許在其中安裝有管線50的機翼10變形時對管線50與橫向肋12或桁梁14之間的力的傳遞進(jìn)行避免或限制。在本發(fā)明的一實施方式中，外部本體66以及接納裝置70是由纖維增強的熱塑性材料制成的，而柔性界接件74是由彈性體制成的。優(yōu)選地，所使用的熱塑性材料是聚醚酰亞胺，聚醚酰亞胺出于其阻燃特性、其對約180攝氏度或更高的高溫的耐熱特性、其電絕緣特性以及出于其在大約3000MPa下的高楊氏模量而被選擇。另一方面，柔性界接件74由橡膠制成，這種材料提供在1MPa到100MPa之間的楊氏模量。借助于其材料的彈性，柔性界接件74至少允許接納裝置70、因此導(dǎo)管62的端部72相對于外部本體66的略微平移T1和略微旋轉(zhuǎn)R1，而由于該材料的這種彈性，接納裝置70的其他運動自由度也在較小的范圍存在。在圖4上所示的第一實施方式中，接納裝置70呈背對背地鄰接的兩個接納構(gòu)件76-1、76-2的形式，每個接納構(gòu)件76-1、76-2包括一個用于接納一條管道62的端部72的接納座槽80。為使每個接納構(gòu)件76-1、76-2和因此所接納管道62的兩個端部72中的每個端部的平移T1運動和旋轉(zhuǎn)R1運動分離開，柔性界接件74被分成不同的并且分隔開的兩個柔性部件78-1、78-2，其中的第一柔性部件78-1將第一接納構(gòu)件76-1連接到外部本體66上，并且第二柔性部件78-2將第二接納構(gòu)件76-2連接到外部本體66上。當(dāng)然，在制造延伸支撐件64時，在所述兩個接納構(gòu)件76-1、76-2之間提供安裝間隙JM。該安裝間隙JM允許每個接納構(gòu)件76-1、76-2獨立于其他接納構(gòu)件而旋轉(zhuǎn)R1或平移T1移動。在圖5上所示的第二實施方式中，接納裝置70呈單一接納構(gòu)件82的形式，該單一接納構(gòu)件包括用于接納管道62的端部72的兩個接納座槽84-1、84-2，這兩個接納座槽84-1、84-2背對背地鄰接。為界定這兩個接納座槽84-1、84-2，接納構(gòu)件82包括將這兩個接納座槽84-1、84-2分開的止擋件86。有利地，止擋件86也用作用于定位管道62的端部72的參照物，這些端部72可以承靠在該止擋件上。在這個第二實施方式中，柔性界接件74呈單個柔性部件88的形式，該單個柔性部件將單一接納構(gòu)件82連接到外部本體66上。因此，在這個第二實施方式中，所述兩個接納座槽84-1、84-2和因此被接納的管道62的兩個端部72在它們相對于外部本體66的運動、尤其是平移T1運動和旋轉(zhuǎn)R1運動中聯(lián)動。一條燃料輸送管線50通常是由沿著這條管線50的縱向軸線A50首尾相接地布置的多條圓柱形的管道62組成的，因而所述延伸支撐件64包括外部本體66、接納裝置70以及柔性界接件74，它們都圍繞所述延伸支撐件64的中心軸線A64呈圓柱形。因此，在不同的實施方式中，接納座槽80、84-1、84-2呈沿著中心軸線A64分別地在每個接納構(gòu)件76-1、76-2、82中實現(xiàn)的鏜孔90的形式，這些鏜孔90的內(nèi)徑D90對應(yīng)于管道62的外徑D62，但不包括安裝間隙。如在圖6中通過透視圖所示的，在橫向肋12或桁梁14中制成的開口60中固定用的固定裝置68呈固定凸耳92的形式，所述固定凸耳用于通過任何合適的裝置如螺釘或鉚釘被固定到其中布置有延伸支撐件64的開口60的邊部94上。當(dāng)利用延伸支撐件64在飛行器機翼10中實現(xiàn)燃料輸送管線50時，在其實施方式中的一個或另一個中，提出將形成該管線50的這些管道62的每個端部72都粘接在延伸支撐件64的接納所述端部的接納裝置70中。更精確的說，這些管道62的端部72被粘接在接納構(gòu)件76-1、76-2、82的接納座槽80、84-1、84-2中。這種粘接優(yōu)選地借助樹脂如環(huán)氧樹脂實現(xiàn)，這種樹脂與所輸送的燃料相兼容并且滿足使用環(huán)境的溫度和壓力約束。此外，這種粘接確保通過每個延伸支撐件64在兩條管道62之間形成的連接的密封性。借助每個延伸支撐件64的柔性界接件74所允許的在被穿過的每個橫向肋12或每個桁梁14處的運動，可以實現(xiàn)由多條剛性材料制管道62所構(gòu)成的一條剛性管線50。優(yōu)選地，本發(fā)明提出用多條剛性管道62實現(xiàn)該管線50，這些剛性管道是由復(fù)合材料制成的，更具體的說是由碳纖維增強的聚合物制成的。為在機翼10變形時避免管線50及其管道62經(jīng)受拉伸應(yīng)力或壓縮應(yīng)力以及使它們僅受純彎曲應(yīng)力，本發(fā)明提出：沿著該機翼的中性軸線（fibreneutre，英文術(shù)語為“neutralaxis”，其表示由于通過區(qū)部重心而沒有接納任何應(yīng)力的纖維部分）F10布置這條管線50，該管線的縱向軸線A50與該機翼的中性軸線F10重迭。借助根據(jù)本發(fā)明的延伸支撐件64的使用和沿機翼的中性軸線F10的布置，即便使用剛性管道62，當(dāng)機翼10變形時，在管線50與肋12或桁梁14之間經(jīng)過的力也幾乎為零并且該管線的密封性得以保持。本發(fā)明已針對飛行器機翼中的輸送燃料的應(yīng)用進(jìn)行了描述。然而，根據(jù)本發(fā)明的延伸支撐件64完全可以用于實現(xiàn)在一架飛行器的其他部分中的輸送其他流體的管線。最后，本發(fā)明還涵蓋飛行器機翼10，通過根據(jù)本發(fā)明的延伸支撐件64實現(xiàn)的至少一條燃料輸送管線50在該飛行器機翼中延展。