用于抵消支柱支撑式机翼的竖直力矩的结构布置和方法与流程

1.本公开总体上涉及一种飞机结构，并且更具体地涉及一种用于抵消由 支柱支撑式机翼产生的竖直力矩的结构布置。


背景技术：

2.使用支柱来支撑飞机的机翼可以显著地减小机翼中的翼展方向的弯 矩。支柱通常附接至机身的下部部分，并且以一角度延伸至机翼。在高巡 航速度下操作的飞机通常具有后掠机翼以减小冲击波和波阻。飞机的空气 动力学性能可通过增加机翼的展弦比来提高。
3.当支柱在具有高展弦比机翼的后掠机翼飞机上实施时，支柱-机身接 头(其中支柱附接到机身)位于机翼-机身接头(其中机翼附接到机身) 的后方。当从上方观察飞机时，由于支柱-机身接头相对于机翼-机身接头 向后偏移，支柱的下部部分与机翼不重叠。机翼和支柱的不叠合或不重叠 关系减小干涉阻力，这显著提高飞机的空气动力学性能。
4.然而，支柱-机身接头的向后偏移导致在机翼和支柱上产生围绕竖直 轴线的相对大的力矩。更具体地，由每个机翼产生的升力受到支撑机翼的 支柱中的拉伸载荷的反作用。由于支柱-机身接头的向后偏移，支柱中的 拉伸载荷在机翼根部和支柱根部处引入围绕竖直轴线的大的弯矩，这被称 为竖直力矩。大的竖直力矩具有使得机翼在向后方向上枢转的不期望的效 果。
5.可以看出，在本领域中需要一种能够以结构有效的方式抵消大的竖直 力矩的用于支柱支撑式后掠机翼飞机的结构布置。


技术实现要素：

6.本公开解决了与用于支柱支撑式后掠机翼飞机的结构布置相关联的 上述需求，本公开包括具有机身和一对机翼的飞机。每个机翼在机翼-机 身接头处联接到机身并且由支柱支撑，该支柱在支柱-机身接头处联接到 机身并且在支柱-机翼接头处联接到机翼。支柱-机身接头位于机翼-机身接 头的下方并且至少部分地位于机翼-机身接头的后方。当空气经过机翼时， 机翼产生升力。由于支柱-机身接头的位置在机翼-机身接头下方并且至少 部分地在机翼-机身接头后方，升力产生围绕机翼-机身接头的竖直力矩。 机翼和/或支柱具有构造成用于抵消竖直力矩的结构布置。
7.还公开了一种飞机，该飞机包括机身、机翼和支柱。机翼在机翼-机 身接头处联接到机身并且具有机翼后缘。支柱在支柱-机身接头处联接到 机身并且在支柱-机翼接头处联接到机翼。支柱-机身接头位于机翼-机身接 头的下方并且至少部分地位于机翼-机身接头的后方。支柱具有支柱前缘， 当从上下视角观察飞机时，支柱前缘的一部分位于机翼后缘的后方。当空 气经过机翼时，机翼产生升力。由于支柱-机身接头的位置在机翼-机身接 头下方并且至少部分地在机翼-机身接头后方，升力产生围绕机翼-机身接 头的竖直力矩。机翼和支柱中的至少一者具有构造为抵消竖直力矩的结构 布置。
8.此外，公开了一种提升飞机的性能的方法。该方法包括当空气经过飞 机的机翼时产生升力。机翼在机翼-机身接头处联接到机身并且由支柱支 撑，该支柱在位于机翼-机身接头下方并且至少部分地在机翼-机身接头后 方的支柱-机身接头处联接到机身。该方法另外包括响应于升力而产生围 绕机翼-机身接头的竖直力矩。该方法还包括使用机翼和支柱中的至少一 者的结构布置来抵消竖直力矩。
9.已经讨论的特征、功能和优点可以在本公开的各种实例中独立地实 现，或者可以在其他实施例中组合，其他细节可以参考以下描述和下面的 附图看出。
附图说明
10.通过参照附图，本公开的这些和其他特征将变得更加显而易见，其中 在全文中，相同的标号表示相同的部件，并且在附图中：
11.图1是支柱支撑式后掠机翼飞机的实例的俯视立体图；
12.图2是图1的飞机的仰视立体图；
13.图3是图1的飞机的正视图；
14.图4是图1的飞机的侧视图；
15.图5是图1的飞机的一半的正视图，示出了飞机的在机翼-机身接头 处联接到机身的机翼，并且还示出了在支柱-机身接头处联接到机身并且 在支柱-机翼接头处联接到机翼的支柱；
16.图6是图5的飞机的俯视图，并且示出了位于机翼-机身接头后方的 支柱-机身接头；
17.图7是机翼和支柱的竖直叠合构造的示意性截面图；
18.图8是沿图6中的线8-8截取的示意性截面图，并且示出了机翼和支 柱的不叠合构造；
19.图9是图6的飞机的一部分的从上方-后方的角度观察到的视图，并 且示出了从机翼-机身接头延伸到支柱-机翼接头的机翼轴线和从支柱-机 身接头延伸到支柱-机翼接头的支柱轴线，并且还示出了表示由机翼产生 的升力的空气压力分布；
20.图10是图9的飞机的俯视图；
21.图11是图9的飞机的正视图；
22.图12是图9的飞机的侧视图；
23.图13是与图9的从上方-后方的角度观察到的视图处于同一取向的机 翼和支柱的示意图；
24.图14是与图10的俯视图处于同一取向的机翼和支柱的示意图；
25.图15是与图11的正视图处于同一取向的机翼和支柱的示意图；
26.图16是与图12的侧视图处于同一取向的机翼和支柱的示意图；
27.图17是图9的机翼和支柱的示意图，并且示出了表示在机翼上分布 的上述竖直升力(例如，图9)的支柱-机翼接头处的竖直载荷向量，并且 还示出了分别在机翼-机身接头和支柱-机身接头处的反作用力，并且还示 出了由于支柱-机身接头的位置在机翼-机身接头的后方而使得升力产生的 围绕机翼-机身接头的竖直力矩；
28.图18是图14的机翼和支柱的示意图，并且示出了图17的反作用力 和竖直力矩；
29.图19是图15的机翼和支柱的示意图，并且示出了图17的反作用力 和竖直力矩；
30.图20是图16的机翼和支柱的示意图，并且示出了图17的反作用力 和竖直力矩；
31.图21是机翼和支柱的从上方-后方的角度观察到的示意图，并且以悬 臂梁的形式示出了在支柱-机身接头处固定地联接到机身的支柱；
32.图22是图21的机翼和支柱的俯视示意图；
33.图23是图21的机翼和支柱的示意图，并且示出了表示在机翼上分布 的升力的支柱-机翼接头处的竖直载荷向量、以及分别在机翼-机身接头和 支柱-机身接头处的反作用力、以及由构造为悬臂梁的支柱反作用的竖直 力矩；
34.图24是图23的俯视示意图，并示出了反作用力和竖直力矩；
35.图25是机翼和支柱的从上方-后方的角度观察到的示意图，并且以悬 臂梁的形式示出了在机翼-机身接头处固定地联接到机身的机翼；
36.图26是图25的机翼和支柱的俯视示意图；
37.图27是图25的机翼和支柱的示意图，并且示出了支柱-机翼接头处 的升力以及分别在机翼-机身接头和支柱-机身接头处的反作用力以及由构 造为悬臂梁的机翼反作用的竖直力矩；
38.图28是图27的俯视示意图，示出了反作用力和竖直力矩；
39.图29是机翼和支柱的从上方-后方的角度观察到的示意图，以悬臂梁 的形式示出了固定地联接到机身的机翼和支柱二者；
40.图30是图29的俯视示意图；
41.图31是图29的机翼和支柱的示意图，并且示出了表示在机翼区域上 的空气压力分布(例如，图9)的支柱-机翼接头处的竖直载荷向量，并且 另外示出了分别在机翼-机身接头和支柱-机身接头处的反作用力、以及在 机翼-机身接头处由机翼抵抗的竖直力矩以及在支柱-机身接头处由支柱抵 抗的竖直力矩；
42.图32是图31的俯视图，示出了在机翼-机身接头和支柱-机身接头处 反作用的反作用力和竖直力矩；
43.图33是飞机的从上方-后方的角度观察到的视图，并且示出了包括支 柱前翼梁和支柱后翼梁并限定下四面体结构的支柱a形框架结构，并且还 示出了表示分布在机翼上的升力的上述竖直载荷向量；
44.图34是图33的飞机的俯视图；
45.图35是图33的机翼和支柱的示意图，并且示出了构造成支柱a形框 架结构的支柱，其中支柱前翼梁和支柱后翼梁的支柱翼梁内侧端部彼此间 隔开；
46.图36是图35的俯视示意图；
47.图37是图35的机翼和支柱的示意图，并且示出了支柱-机翼接头处 的升力和机翼-机身接头处以及支柱-机身接头处的反作用力；
48.图38是图37的俯视示意图；
49.图39是图37的示意图的一部分的放大俯视图，示出了在机翼-机身 接头处以及在支柱-机身接头处的反作用力；
50.图40示出了图39的反作用力，并且还示出了在将支柱前翼梁和支柱 后翼梁与机身联接在一起的内侧端部连接器处的反作用力；
51.图41是具有不同附接点间距的四种不同的支柱布置在支柱前附接点 和支柱后附接点处的反作用力的图表；
52.图42是具有渐缩形状的支柱的俯视图；
53.图43是沿着图42中的线43-43截取的截面图，示出了容纳支柱前翼 梁和支柱后翼梁的支柱的翼型形状；
54.图44是对于由机翼轴线和支柱a形框架结构限定的下四面体结构， 在图46中示出的支柱-机身接头和机翼-机身接头之间的向后偏移量与空 气动力补偿和结构补偿之间的关系的曲线图；
55.图45是对于图46的下四面体结构，支柱-机身接头处的支柱前翼梁 和支柱后翼梁之间的附接点间距与结构效益之间的关系的曲线图；
56.图46是形成下四面体结构的机翼和支柱a形框架结构的示意图；
57.图47是飞机的从上方-后方的角度观察到的视图，并且示出了具有机 翼a形框架结构且限定上四面体结构的机翼；
58.图48是图47的飞机的俯视图；
59.图49是图47的机翼和支柱的示意图，并且示出了包括机翼前构件和 机翼后构件的机翼a形框架结构；
60.图50是图49的俯视示意图；
61.图51是飞机的从上方-后方的角度观察到的视图，并且示出了具有机 翼a形框架结构的机翼以及具有支柱a形框架结构的支柱，从而限定金 字塔构型；
62.图52是图51的飞机的俯视图；
63.图53是图51的金字塔构型的从上方-后方的角度观察到的示意图；
64.图54是图51的金字塔构型的俯视示意图；
65.图55是飞机的一半的正视图；
66.图56是对于常见的悬臂式机翼和基于支柱的机翼，由于机翼弯矩而 引起的结构重量与翼展的关系的曲线图；
67.图57是由于竖直力矩而引起的结构重量与翼展的关系的曲线图；
68.图58示出图56的叠加在图57的曲线图上的缺口；
69.图59是飞机的俯视图，示出了位于机翼后缘后方的支柱翼梁前缘；
70.图60是支柱a形框架结构的示意图；
71.图61是沿着图60中的线61-61截取的截面图，示出了与支柱前翼梁 对准的支柱前附接点和与支柱后翼梁对准的支柱后附接点之间的附接点 间距；
72.图62是从支柱-机身接头到支柱-机翼接头的支柱长度与支柱弯矩之 间的关系的图；
73.图63是支柱a形框架结构的示意图，其中，支柱前附接点和支柱后 附接点分别位于支柱前翼梁和支柱后翼梁的支柱内侧端部的前方和后方；
74.图64是沿着图63中的线64-64截取的截面图，示出了支柱前附接点 与支柱后附接点之间的增加的附接点间距；
75.图65是作为增加支柱前附接点与支柱后附接点之间的附接点间距的 手段的在支柱前翼梁和支柱后翼梁中具有弯折部的支柱的实例的示意图；
76.图66是沿着图65中的线66-66截取的截面图，示出了使支柱前翼梁 和支柱后翼梁中的每个的支柱翼梁内侧区段互连的弯折板；
77.图67是支柱的实例的示意图，该支柱具有分别限定支柱的支柱前缘 和支柱后缘的支柱前缘构件和支柱后缘构件；
78.图68是沿着图67中的线68-68截取的截面图，示出了用于抵消支柱
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机身接头处的竖直力矩的支柱前缘构件和支柱后缘构件；
79.图69是支柱的实例的示意图，其中，支柱前翼梁和支柱后翼梁均具 有与支柱前缘和支柱后缘的弯曲形状互补的弯曲形状；
80.图70是沿着图69中的线70-70截取的截面图，并且示出了均具有通 道形截面的支柱前翼梁和支柱后翼梁的实例；
81.图71是支柱的由图70中的参考标号71标识的部分的放大图，并且 示出了嵌入或结合至支柱前翼梁并且沿着支柱前翼梁的纵向方向延伸的 加强纤维；
82.图72是具有用于增加支柱前附接点与支柱后附接点之间的附接点间 距的支柱前配件和支柱后配件的支柱的实例的示意图；
83.图73是沿着图72中的线73-73截取的截面图，并且示出了分别联接 到支柱前翼梁和支柱后翼梁的支柱前配件和支柱后配件；
84.图74是具有联接到支柱上蒙皮面板和支柱下蒙皮面板的蒙皮加强件 的支柱的实例的示意图；
85.图75是沿着图74中的线75-75截取的截面图，并且示出了分别联接 到支柱前翼梁和支柱后翼梁的翼梁腹板的支柱前配件和支柱后配件；
86.图76是支柱的由图75中的参考标号76标识的一部分的放大图，示 出了嵌套在支柱前翼梁的上盖、下盖和翼梁腹板内的支柱前配件的实例；
87.图77是具有将支柱前翼梁和支柱后翼梁互连的凸缘板的支柱的实例 的示意图；
88.图78是沿着图77中的线78-78截取的截面图，并且示出了将支柱前 翼梁和支柱后翼梁互连的凸缘板，并且还示出了从凸缘板突出以用于在支 柱-机身接头处联接到机身的支柱凸缘；
89.图79是支柱的由图78中的参考标号79标识的部分的放大图，并且 示出了经由多个角托架联接到支柱前翼梁的凸缘板；
90.图80是将支柱联接至机身或与机身相连接的吊架(未示出)的销接 接头的实例的示意图；
91.图81是飞机的实例的正视图，示出了经由图80的销接接头附接到机 身的支柱的屈曲模式；
92.图82是将支柱联接到机身的固接接头的实例的示意图；
93.图83是飞机的正视图，示出了经由图82的固接接头附接到机身的支 柱的屈曲模式；
94.图84是销接接头的由图81中的参考标号84标识的部分的放大图， 并且示出了经由支柱-机身接头处的销可旋转地联接到多个机身凸缘的多 个支柱凸缘；
95.图85是图84的支柱-机身接头的俯视图；
96.图86是图84的销接接头的实例的俯视图，并且示出了由于机翼产生 的升力而施
加在支柱上的净拉伸载荷；
97.图87是在支柱前附接点和支柱后附接点处支柱凸缘上的拉伸载荷的 轴向载荷分布图；
98.图88示出了图84的支柱的销接接头，并且示出了由于机翼产生的升 力而施加在支柱上的支柱力矩；
99.图89是在支柱前附接点和支柱后附接点处的力矩的力矩分布图；
100.图90是销接接头的实例的俯视图，示出了将凸缘板联接到支柱前翼 梁的附加角托架以适应支柱前附接点处增加的轴向载荷和力矩；
101.图91是固接接头的由图83中的参考标号91标识的部分的放大图， 并且示出了将支柱端板联接至机身的多个机械紧固件；
102.图92是图91的固接接头的俯视图，示出了支柱-机身接头处的反作 用力矩；
103.图93是具有在支柱-机翼接头附近在支柱和机翼之间延伸的辅助支柱 的飞机的实例的正视图；
104.图94是图93的支柱-机翼接头的一部分的放大图，并且示出了将支 柱的支柱凸缘联接到机翼的机翼凸缘的销接连接件；
105.图95是沿着图94中的线95-95截取的在上下方向上观察到的视图， 并且示出了包括分别联接到支柱前翼梁和支柱后翼梁的前翼梁板和后翼 梁板的多个支柱凸缘的支柱-机翼接头；
106.图96是联接到支柱前翼梁和支柱后翼梁的前翼梁板和后翼梁板的实 例的正视图；
107.图97是联接到支柱前翼梁和支柱后翼梁的前翼梁板和后翼梁板的俯 视图；
108.图98是经由角托架联接到支柱前翼梁的前翼梁板的正视图；
109.图99是前翼梁板和支柱前翼梁的俯视图；
110.图100是支柱前翼梁的正视图，该支柱前翼梁具有用于接收前翼梁板 的翼梁槽；
111.图101是沿着图98中的线101-101截取的截面图，示出了前翼梁板 经由角托架联接到支柱前翼梁；
112.图102是经由角托架联接到支柱后翼梁的后翼梁板的正视图；
113.图103是后翼梁板和支柱后翼梁的俯视图；
114.图104是支柱后翼梁的正视图，该支柱后翼梁具有用于接收后翼梁板 的翼梁槽；
115.图105是沿着图102中的线105-105截取的截面图，示出了后翼梁板 经由角托架联接到支柱后翼梁；
116.图106是具有用于将来自支柱前翼梁和支柱后翼梁的轴向载荷分别分 配到前翼梁板和后翼梁板的翼梁板加强件的支柱-机翼接头的实例的正视 图；
117.图107是图106的支柱-机翼接头的俯视图；
118.图108是支柱前翼梁的正视图，该支柱前翼梁具有用于接收图106的 翼梁加强件板的翼梁槽；
119.图109是飞机的正视图，示出了支柱的屈曲以及由辅助支柱提供的稳 定性；
120.图110是沿着图109中的线110-110截取的支柱的视图，并且示出了 在支柱前翼梁附近附接到支柱的辅助支柱；
121.图111是支柱的示意图，示出了由辅助支柱作用在支柱前翼梁处而产 生的反作用力以抵抗翼梁的屈曲；
122.图112是支柱的实例的视图，其中辅助支柱在支柱前翼梁和支柱后翼 梁之间延伸；
123.图113是支柱的示意图，示出了由于辅助支柱在支柱前翼梁和支柱后 翼梁之间延伸使得支柱的扭转屈曲载荷承受能力提高；
124.图114是飞机的正视图，示出了在机翼-机身接头处附接至机身的机 翼，并且示出了每个机翼都具有机翼上蒙皮面板和机翼下蒙皮面板；
125.图115是沿着图114中的线115-115截取的机翼-机身接头的在上下方 向上观察到的视图，并且示出了每个机翼都具有的翼盒，该翼盒包括机翼 上蒙皮面板、机翼下蒙皮面板、机翼前翼梁和机翼后翼梁并且联接至机翼 抗剪板；
126.图116是图115的机翼-机身接头的正视图，示出了用于互连每个机翼 的机翼抗剪板的销接接头；
127.图117是包括在通过抵消由于机翼产生的升力而产生的竖直力矩来改 善飞机的操作的方法中的操作的流程图。
具体实施方式
128.现在将参考附图在下文中更全面地描述所公开的形式，在附图中示出 了所公开的形式中的一些但非全部。实际上，可以提供几个不同的形式， 并且不应解释为局限于本文所阐述的形式。相反，提供这些形式，使得本 公开将是彻底的，并且将本公开的范围充分地传达给本领域的技术人员。
129.本说明书包括对“一个形式”或“形式”的引用。短语“一个形式
”ꢀ
或“形式”的实例不一定指同一形式。类似地，本说明书包括对“一个实 例”或“实例”的引用。短语“一个实例”或“实例”的实例不一定指同 一实例。特定特征、结构或特性可以与本公开一致的任何合适的方式组合。
130.如本文所使用的，“包括”是开放式术语，并且如在权利要求中使用 的，该术语不排除另外的结构或步骤。
131.如本文所使用的，“构造成”意味着各个部分或部件可以描述或要求 保护为“构造成”执行一个或多个任务。在此类上下文中，“构造成”用 于通过指示这些部分或组件包括在操作过程中执行一个或多个任务的结 构来暗示结构。照此，可以说部件或组件构造为执行任务，即使当指定的 部件或组件当前不在进行操作(例如，没有开启)。
132.如本文中所使用的，以单数形式陈述并且前面有词语“一”或“一个
”ꢀ
的元件或步骤应当理解为不一定排除多个元件或步骤。
133.如本文所使用的，当与一系列项目一起使用时，词语“至少一个”意 味着可以使用所列出的项目中的一个或多个的不同组合，并且可以仅需要 列表中的每个项目中的一个。换言之，“至少一个”意味着可以使用列表 中的项目和多个项目的任何组合，但是不需要列表中的所有项目。项目可 以是特定对象、事物或类别。
134.现在参考示出了本公开的各种实例的附图，图1至图6中示出了支柱 支撑式高机翼飞机100。飞机100具有机身102，机身具有机身上部部分 104和机身下部部分106。机身
102具有机头和机尾区段，并且纵向轴线 126(图4)在机头和机尾区段之间延伸。在所示实例中，机尾区段包括垂 直尾翼122和安装在垂直尾翼122的顶部上的一对水平尾翼124。然而， 垂直尾翼122和水平尾翼124可以布置成替代构造。
135.飞机100包括一对机翼200以及悬挂在机翼200上的一对发动机120。 然而，发动机可以安装在飞机100上的替代位置处。例如，发动机120可 以安装在机身102上，例如安装在机身102的后部部分(未示出)上。每 个机翼200具有机翼前缘214、机翼后缘216、机翼根部202和翼尖210。 飞机100的翼展在两个翼尖210之间测量。每个机翼根部202在机身上部 部分104处的机翼-机身接头204处联接到机身102。在示出的实例中，对 于每个机翼200而言，机翼-机身接头204由机翼根部整流罩206覆盖。 每个机翼200都是后掠机翼，并且每个机翼200是具有相对长的翼展和相 对短的弦的高展弦比机翼。在示出的实例中，每个机翼200相对于垂直于 纵向轴线126(图4)的横向轴线(未示出)的后掠角高达25度。在其他 实例中，每个机翼200的后掠角可以在10-25度之间。
136.在图5中，每个机翼200具有小于10度的下反角，使得每个机翼200 稍微向下倾斜。然而，在其他实例中，机翼200可以不具有下反角，或者 机翼200可以具有其中机翼200向上倾斜的上反角。在所示实例中，飞机 100构造用于跨音速空速，其中飞机100可以具有在0.7-1.0之间的自由流 马赫数。然而，当前公开的结构布置可以在构造为用于亚音速的飞机上和 /或在构造为用于超音速的飞机上实现。
137.仍然参见图1至图6，在飞机100的每一侧上都设置有支柱300。每 个支柱300具有支柱前缘314、支柱后缘316、支柱根部302和支柱外侧 端部310。支柱根部302在机身下部部分106处的支柱-机身接头304处联 接到机身102。在示出的实例中，飞机100包括从机身102的每侧横向地 突出的机身插桩108。支柱根部302在支柱-机身接头304处联接到机身插 桩108。支柱-机身接头304由支柱根部整流罩308覆盖。
138.每个支柱300从支柱-机身接头304以向上角度延伸，并且在支柱-机 翼接头306处联接到机翼200。尽管未示出，但支柱-机翼接头306可由支 柱-机翼接头整流罩覆盖。在示出的实例中，每个支柱-机翼接头306位于 从机翼根部202到翼尖210的距离的40-70％的距离处。
139.值得注意的是，当从侧面观察飞机100时，如图12所示，或者当从 顶部观察时，如图6所示，每个支柱-机身接头304至少部分地位于机翼
‑ꢀ
机身接头204的后方。当从上下视角(例如，图6或图10)观察时，机翼 200和支柱300可以描述为具有竖直不叠合布置，该竖直不叠合布置与其 中机翼200直接竖直叠合在支柱300上方的叠合布置(未示出)相反。图 7是竖直叠合布置中的机翼200和支柱300的实例的示意性截面图。图8 是沿图6中的线8-8截取的示意性截面图，示出了机翼200和支柱300的 不叠合布置。由于不叠合布置，当从上下视角观察飞机100时，支柱前缘 314的至少一部分在机翼后缘216的后方。更具体地，在接近支柱根部302 的位置处，支柱前缘314位于机翼后缘216的后方。在本公开中，如果支 柱根部302处的支柱前缘314位于在机翼根部202处的机翼前翼梁220的 后方，则支柱-机身接头304被限定为位于机翼-机身接头204的后方，但 是如果支柱前缘314位于机翼后缘216的前方，则就空气动力学而言是不 利的。
140.有利地，机翼-机身接头204和支柱-机身接头304的不叠合布置允许 每个支柱300(支柱300的至少内侧部分-例如，图6)有助于提升并且由 此提升飞机性能，同时减小机翼
200上的载荷。相反，对于机翼-机身接 头204和支柱-机身接头304的竖直叠合布置(未示出)，离开每个支柱300 的低压流作用在机翼200的下侧上，从而减小压力并且减小机翼200的提 升助力。不叠合布置的另外的益处是阻力的减少，否则在叠合布置中将由 于由支柱300和机翼200之间的流动干涉引起的来自高局部流马赫数的强 冲击而产生阻力。
141.参考图9至图12，分别示出了图1至图6的飞机100的一部分(例如， 一半)的立体图、俯视图、正视图以及侧视图。在每个视图中都示出了在 机翼-机身接头204与支柱-机翼接头306之间延伸的机翼轴线212。还示 出了在支柱-机身接头304和支柱-机翼接头306之间延伸的支柱轴线312。 机翼200产生沿着翼展分布的升力600。升力600是在飞行期间支撑飞机 100的质量的竖直力，并且由机翼200当空气经过机翼200时产生。
142.参见图13至图15，示出了分别对应于图9至图12的示意图。图13 至图15示意性地示出了机翼200和机翼轴线212以及支柱300和支柱轴 线312。图13至图15和随后的示意图中还示出了参考坐标系128，以帮 助识别每个附图的定向。此外，机翼-机身接头204由参考标号a标识， 支柱-机翼接头306由参考标号b标识，并且支柱-机身接头304由参考标 号c标识。此外，示出了在机翼-机身接头204和支柱机身接头304之间 延伸的机翼接头/支柱接头轴线250。
143.参考图17至图20，示出了分别类似于图13至图16的示意图，但没 有示出飞机100。图17、图19和图20示意性地示出了施加至支柱-机翼 接头306的升力600。升力600示出为支柱-机翼接头306处的竖直载荷向 量，并且表示升力沿着由支柱300承受的翼展的展向分布的典型总和，如 图9、图11和图12中所示。升力的机翼展向分布的通常较小的部分也由 机翼200传递到机翼-机身接头204，并且这对由机翼200和支柱300的不 叠合布置产生的竖直力矩mz没有贡献。
144.如本文所描述的，竖直力矩mz是由于支柱-机身接头相对于机翼-机身 接头204的向后偏移而产生的，并且是围绕机翼200和支柱300上的基本 竖直轴线的相对大的力矩。如上所述，由每个机翼200产生的升力受到支 撑机翼200的支柱300中的拉伸载荷的反作用。由于支柱-机身接头的向 后偏移，支柱300中的拉伸载荷在机翼根部202和支柱根部302处产生围 绕基本上竖直轴线(即，平行于参考坐标系128的z轴)的竖直力矩mz。 图17至图20还示出了机翼-机身接头204处以及支柱-机身接头304处的 反作用力608，并且这些反作用力的区域还响应于升力600。可以看出， 机翼200处于压缩载荷604下，并且支柱300处于拉伸载荷下。机翼-机 身接头204处的反作用力608是压缩的，并且支柱-机身接头304处的反 作用力608是拉伸。
145.如上所述，反作用力608包括由升力600产生的围绕机翼-机身接头 204的竖直力矩mz。竖直力矩mz是由于支柱-机身接头304至少部分地定 位在机翼-机身接头204后方(例如，参见图18)而产生的。换言之，当 从上下方向观察飞机100时，由于机翼轴线212和支柱轴线312之间的非 平行关系(例如，参见图20)而产生竖直力矩mz。竖直力矩mz趋于促使 机翼200沿向后方向绕机翼根部202枢转。该竖直力矩mz是除了以下力 矩之外的力矩：由发动机推力产生的力矩(未示出)，由机翼200、发动机 120和支柱300上的空气动力阻力产生的力矩(未示出)和/或偏航力矩(未 示出)。通常(例如，对于商用客机)，由发动机推力、空气动力阻力和偏 航力矩产生的竖直力矩远小于由机翼200和支柱300(例如，图18)之间 的角度产生的竖直力矩mz。图17至图18还示出了前后方向上(即，平 行于参考坐标系128的y轴)
的反作用力608(即，机身102中的剪切载 荷)。前后方向上的反作用力608也是由于支柱-机身接头304的位置在机 翼-机身接头204下方并且至少部分地在机翼-机身接头204后方。
146.在本公开中，飞机100构造成使得飞机100的每侧上的机翼200和/ 或支柱300具有构造成抵消或抵抗竖直力矩mz的结构布置。机翼200和/ 或支柱300的结构布置防止竖直力矩mz使机翼200沿向后方向枢转，从 而至少在一定程度上防止飞机100的结构部件的塑性变形。以下讨论描述 了用于抵消竖直力矩mz的机翼200和/或支柱300的结构布置的多个实例。
147.参照图21至图22，示出了分别类似于图17至图18的示意图，并且 示出了支柱300的结构布置的实例，该支柱构造为用于抵抗由升力600产 生的竖直力矩mz的悬臂梁320。支柱300的悬臂梁320经由固接接头388 在支柱-机身接头304处不可旋转地或固定地联接到机身102，并且构造成 承受拉伸载荷和弯曲载荷以抵消由升力600产生的竖直力矩mz。对于围 绕在支柱-机身接头304处平行于y轴的水平轴线的力矩my(未示出)， 支柱300可以固定地联接或可枢转地联接到机身102。图23至图24示出 了支柱300的悬臂梁320响应于升力600的弯曲(即，为了说明的目的而 放大)。还示出了处于压缩载荷604下的机翼200以及机翼-机身接头204 处的反作用力608(即，纯轴向载荷和无弯曲载荷)。此外，示出了处于弯 曲状态的支柱300(即，悬臂梁320)和支柱-机身接头304处的反作用力 608，并且包括与来自竖直力矩m
z,s
的弯矩相结合的张力。此外，示出了 在支柱-机身接头304处沿前后方向的反作用力608(即，平行于y轴的 剪切载荷)。将支柱300构造为用于抵抗竖直力矩m
z,s
的悬臂梁320可以 有利于支柱300在支柱根部302处具有相对大的弦的布置。
148.参照图25至图26，示出了分别类似于图17至图18的示意图，并且 示出了机翼200的结构布置的实例，该机翼构造成用于抵抗由升力600产 生的竖直力矩mz的悬臂梁320。在这种布置中，对于竖直力矩m
z,w
，机 翼200的悬臂梁320经由固接接头388不可旋转地或固定地联接至机身 102，并且构造成承受压缩和弯曲。图27至图28示出了放大的机翼200 的悬臂梁320响应于升力600的弯曲。图27至图28中的反作用力608除 了机翼200处于弯曲中且支柱300处于拉伸载荷602下以外，其他类似于 上面针对图23至图24描述的反作用力608。在支柱-机身接头304处的反 作用力608包括纯拉伸，并且没有弯曲载荷。机翼-机身接头204处的反 作用力608包括与上述竖直力矩m
z,w
相结合的压缩。此外，在机翼-机身 接头204处产生前后方向(即，平行于y轴)的反作用力608。
149.参照图29至图32，示出的是结构布置的实例，其中，机翼200和支 柱300两者都构造为用于抵消由升力600产生的竖直力矩mz的悬臂梁 320。支柱300和机翼200共同抵抗竖直力矩mz。更具体地，由机翼200 抵消的竖直力矩m
z,w
的部分与由支柱300抵消的竖直力矩m
z,s
的部分结合 等于机翼200和支柱300的不叠合布置的竖直力矩mz的总大小。机翼200 和支柱300中的载荷以及机翼-机身接头204和支柱-机身接头304处的反 作用力608与图21至图28中的上述相应的载荷和反作用力608相似。
150.在图29至图32所示的布置的一个实例中，支柱300构造成抵消竖直 力矩mz的大于50％，并且机翼200构造成抵消竖直力矩mz的剩余部分。 机翼200和支柱300之间的竖直力矩mz的分配可以部分地基于由支柱300 承受的机翼200上的向上载荷的量。在这方面，在支柱-机翼接头306处 测量的机翼200和支柱300的相对刚度(即，在水平方向上)可以指示竖 直力矩mz的分布。在一个实例中，机翼200(和机翼-机身接头204)可 以构造成抵消竖直力
矩mz的69％(例如，65％-75％)，并且支柱300(和 支柱-机身接头304)可以构造成抵消竖直力矩mz的31％(即，或剩余部 分)。
151.有利地，构造支柱300和机翼200使得每者承受竖直力矩mz的一部 分，以允许减小机翼-机身接头204和支柱机身接头304的结构质量，这 是因为接头都不需要承受竖直力矩mz的100％。此外，这种布置提供结构 冗余度。例如，如果机翼-机身接头204和支柱机身接头304均设计成承 受竖直力矩mz的50％，那么如果其中一个接头无效，则通常由于结构设 计的内置安全因素，剩余的接头可以承受竖直力矩mz。因此，对于其中 竖直力矩mz以大致相等的比例在机翼200和支柱300之间分配的布置， 提供了一定程度的故障安全性。
152.参见图33至图45，示出了支柱300构造成承受由升力600产生的全 部竖直力矩mz的结构布置。在图33至图45的实例中，结构布置基于随 着支柱弦增加而使支柱300的结构效率和刚度增加的构思。在所示实例中， 支柱300构造成具有支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的支柱a形框架结 构322。机翼200(即，机翼轴线212)和支柱a形框架结构322(即，支 柱前翼梁326和支柱后翼梁328)的组合限定下四面体构造324。
153.在图33至图45中，支柱前翼梁326和支柱后翼梁328均具有支柱翼 梁内侧端部408和支柱翼梁外侧端部410。参考标号d表示支柱前附接点 400(图35)的位置，并且参考标号e表示支柱后附接点402(图35)的 位置。如上所述，附图标号c表示支柱-机身接头304。支柱前翼梁326 和支柱后翼梁328的支柱翼梁外侧端部410(图35)在支柱-机翼接头306 处会聚。支柱前翼梁326和支柱后翼梁328构造成分别承受响应于由升力 600产生的竖直力矩mz的拉伸载荷602(图37)和压缩载荷604(图37)。 支柱翼梁内侧端部408在支柱-机身接头304处彼此间隔开，并且构造成 在支柱前附接点400和支柱后附接点402处将拉伸载荷602和压缩载荷 604传递到机身102中。
154.图37至图38示出了由于支柱-机翼接头306处的升力600而产生的 机翼200和支柱300上的载荷和反作用力608。可以看出，机翼200受到 压缩载荷604，并且机翼-机身接头204处的反作用力608是压缩的。支柱 前翼梁326受到拉伸载荷602，并且在支柱前附接点400处的反作用力608 是拉伸的。支柱后翼梁328通常经受压缩载荷604，并且在支柱后附接点 402处的反作用力608是压缩的。
155.图39至图40是放大的在上下方向上观察到的视图，示出了支柱-机 身接头304，以及支柱前附接点400和支柱后附接点402处的反作用力608 分解为横向方向(即，垂直于纵向轴线126定向的拉伸和压缩)上的反作 用力608和前后方向(即，平行于纵向轴线126)上的反作用力608(即， 剪切载荷)。
156.图41是由于支柱300的四种不同构造的拉伸载荷t和竖直力矩mz而产生的支柱前附接点400和支柱后附接点402处的反作用力608的图表。 如图表中所示，四种支柱300构造中的每种在支柱前附接点400(参考标 号d)和支柱后附接点402(参考标号e)之间具有不同的附接点间距。 附接点间距(“de
”‑
例如，图61和图64)的差异可以是由于支柱前翼梁 326和支柱后翼梁328的不同角间距和/或由于支柱根部302的不同构造。
157.在图41中，反作用力608的大小由箭头的长度表示。尽管对于四种 支柱构造中的每种支柱构造而言，由于拉伸载荷t产生的反作用力608具 有相同的大小，但是由于竖直力矩mz产生的反作用力608明显不同。例 如，对于图表最左侧的支柱构造，支柱前附接点400和支柱后附接点402 之间的附接点间距是四种构造中最小的，并且这使得在支柱前附接点
400 和支柱后附接点402处有相对大的反作用力608。相反，对于图表的最右 侧上的支柱构造，附接点间距是四个支柱构造中最大的，并且这使得在支 柱前附接点400和支柱后附接点402处有相对小的反作用力608。
158.仍参见图41，该图示出了四种支柱构造中的每种的由于拉伸载荷t 和竖直力矩mz产生的反作用力608的总和。总体上，图表示出了支柱300 的结构效率和弯曲刚度随着支柱前附接点400与支柱后附接点402之间的 附接点间距(“de”)增加而增加。增加的结构效率表示由于支柱前附接 点400和支柱后附接点402处的竖直力矩mz产生的在d和e处的反作用 力减小，这转化为飞机100的减小的结构质量。图41还示出了在后支柱 附接点402处的反作用力608可以是压缩的、拉伸的或甚至为零，这取决 于附接点间距。
159.返回参考图40，示出了支柱a形框架结构322的实例，该支柱a形 框架结构具有使支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧端部408与支柱后翼梁 328的支柱翼梁内侧端部408互连的内侧端部连接器330。内侧端部连接 器330构造成在支柱-机身接头304处将剪切载荷传递到机身102中。剪 切载荷(即，平行于y轴的载荷)是对分别由支柱前翼梁326(图38)和 支柱后翼梁328(图38)承受的拉伸载荷602和压缩载荷604的反作用力 608。
160.在图40中，内侧端部连接器330示出为在单个位置处联接到机身102， 以用于将剪切载荷作为单个反作用力608传递到机身102中。内侧端部连 接器330是单独的连接器梁(未示出)，或者内侧端部连接器330是被集 成到机身102的在支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧端部408与支柱后翼梁 328的支柱翼梁内侧端部408之间的部分中的结构。尽管图40示出了在支 柱前附接点400和支柱后附接点402之间的大致中间的单个位置处联接到 机身102的内侧端部连接器330，但是内侧端部连接器330允许反作用力 608(即，剪切反作用力)在支柱前附接点400和支柱后附接点402之间 的任何位置处传递到机身102中。可替代地，剪切载荷可以沿着内侧端部 连接器330的整个长度分布。
161.参考图42至图43，示出了支柱300的实例，该支柱具有封装在支柱 300的翼型形状部内的支柱前翼梁326和支柱后翼梁328。如图43中所示， 翼型形状部由支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360限定。支柱300 包括支柱前缘314和支柱后缘316，它们都从支柱-机身接头304处的支柱 根部302延伸到支柱-机翼接头306处的支柱外侧端部310。支柱前缘314 和支柱后缘316限定支柱300的渐缩形状。有利地，支柱300的渐缩形状 与支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的支柱a形框架结构322互补。支柱 a-框架结构322的空气动力学特性是有利的，这是因为随着靠近支柱-机 翼接头306而逐渐变小的支柱弦使支柱300和机翼200之间的干涉阻力最 小化。此外，支柱-机身接头304处的相对大的支柱弦使得支柱300能够 处理由升力600产生的大部分(例如，全部)竖直力矩mz。
162.参照图44至图46，在图44至图45中示出了根据图46的下四面体构 造324的几何形状的空气动力补偿342、结构补偿340和结构效益344的 曲线图。如上所述，图46的下四面体构造324由机翼轴线212和支柱a 形框架结构322(如图31至图38所示)限定。在图46中，参考标号o 位于与机翼-机身接头204相同的纵向位置处，并且参考标号c表示支柱
‑ꢀ
机身接头304的纵向位置。如上所述，参考标号d表示支柱前附接点400 的纵向位置，并且参考标号e表示支柱后附接点402的纵向位置。参考标 号c表示支柱-机身接头304，并且在图46中，参考标号c可以描述为位 于支柱前附接点400(d)与支柱后附接点402(e)之间的中点处。
163.图44是示出距离oc和竖直力矩mz的大小之间的正比例关系的力矩 示意620。可以
看出，结构补偿340(即，飞机重量)随着距离oc增加 而增加。图44还示出了随着距离oc的增加而发生的空气动力学补偿342 的减小(例如，减小的干涉阻力)。图45是支柱前翼梁326和支柱后翼梁 328之间的附接点间距(“de”)与结构效益344之间的关系的曲线图。可 以看出，结构效益344(即，飞机重量的减小)随着距离de的增加而增 加。此外，图45示出了距离de与支柱300抵抗竖直力矩mz的能力成正 比。距离de越大，支柱300抵抗竖直力矩mz的能力越大。
164.参考图44至图47，示出了机翼200包括机翼a形框架结构252的飞 机100的实例。机翼a形框架结构252从机翼-机身接头204至少延伸至 支柱-机翼接头306。机翼a形框架结构252包括机翼前构件260和机翼 后构件262。机翼前构件260和机翼后构件262可以是机翼200的主要承 受结构的替代或补充，该主要承受结构通常包括机翼前翼梁220(图6) 和机翼后翼梁222(图6)。
165.在机翼-机身接头204处，机翼前构件260具有由参考标号g标识的 机翼前附接点236。机翼后构件262具有由参考标号h标识的机翼后附接 点238。如前所述，支柱-机翼接头306由参考标号b标识，并且支柱-机 身接头304由参考标号c标识。机翼前构件260、机翼后构件262和支柱 300的组合形成上四面体构造268。
166.在图47至图50中，机翼前构件260和机翼后构件262均具有机翼构 件内侧端部264和机翼构件外侧端部266。机翼前构件260的机翼构件内 侧端部264和机翼后构件262的机翼构件内侧端部264在机翼-机身接头 204处彼此间隔开。机翼前构件260的机翼构件外侧端部266和机翼后构 件262的机翼构件外侧端部266在支柱-机翼接头306附近会聚。
167.图49至图50示出了机翼前构件260、机翼后构件262和支柱300上 的载荷，以及机翼-机身接头204和支柱-机身接头304处的反作用力608。 机翼前构件260和机翼后构件262分别将尺寸设定为并且构造成分别承受 拉伸载荷602和压缩载荷604的至少一部分，以由此抵消由升力600产生 的竖直力矩mz。在一些实例中，机翼a形框架结构252可构造成承受由 升力600产生的全部竖直力矩mz。机翼200抵抗竖直力矩mz的结构效率 随着机翼前附接点236和机翼后附接点238之间的间距增加而提高。为了 避免机翼前构件260和机翼后构件262与机翼前翼梁220和机翼后翼梁 222(图6)或与机翼燃料箱(未示出)干涉，机翼前构件260和机翼后构 件262可以设置成两个分离的构件(未示出)，其中一个构件位于机翼200 的上表面附近，而另一个构件位于机翼200的下表面附近。
168.参见图51至图54，示出了双四面体构造的实例，其中，机翼200具 有机翼a形框架结构252，并且支柱300具有支柱a形框架结构322。与 机翼a形框架结构252和支柱a形框架结构322相关联的载荷和反作用 力608类似于上述载荷和反作用力608。双四面体构造的结构效率随着机 翼前附接点236和机翼后附接238(例如，参考标号g和h)之间的距离 的增加而增加并且/或者随着支柱前附接点400和支柱后附接点402(例如， 参考标号d和e)之间的距离的增加而增加。
169.参见图55至图58，图56中示出的是对于两种不同的机翼构造，机翼 200的概念性重量622相对于翼展的曲线图。点划线下方的面积代表典型 的悬臂翼624的重量。实线下方的面积表示支柱支撑式机翼626的重量， 类似于图55的机翼200。每个机翼200的重量是主要由于机翼200上的空 气动力载荷而反作用于机翼弯矩所需的结构质量。虚线表示由于最小规格 限制628引起的机翼200的重量的中断，这识别为即使在接近零的弯矩处 机翼结构
元件也不能具有零厚度和/或零截面积。
170.如图56中可见，支柱支撑式机翼626的曲线图的形状显著不同于典 型的悬臂翼624的曲线图的形状。例如，支柱支撑式机翼626在机翼根部 202处的向上弯矩非常小，并且根据机翼构造甚至可以是负的。对于机翼 200的机翼根部202与支柱-机翼接头306之间的大部分，竖直弯矩较小。 图56中的斜线阴影区域表示利用图55的支柱支撑式机翼626实现的结构 重量减轻。
171.图57是机翼200反作用的竖直力矩mz的概念性重量630相对于翼展 的曲线图。由于支柱-机身接头304相对于机翼-机身接头204的向后偏移， 竖直力矩mz可能相对较大，从而使得用相应地较大的机翼重量(即，结 构质量)承受竖直力矩mz。
172.图58是图56和图57的曲线图的组合。承受竖直力矩mz所需的结构 质量使得重量减轻降低，否则通过使用支撑式机翼200将会实现该重量减 轻。剩余的重量减轻由常见的悬臂翼624的曲线与支柱支撑的翼626的曲 线之间的斜线阴影区域表示。因此，竖直力矩mz的大部分由支柱300而 不是机翼200承受，使得可以保持支柱支撑的机翼200的重量减轻。
173.参见图59至图64，图59中所示的是飞机100的一部分的视图，示出 了支柱a形框架结构322的实例。图60至图61示出了支柱300的实例， 在该实例中，支柱前附接点400和支柱后附接点402处于与支柱前翼梁326 的内侧端部和支柱后翼梁328的内侧端部相同的纵向位置处。在这方面， 附接点间距(“de”)由支柱前翼梁326的内侧端部和支柱后翼梁328的 内侧端部之间的间距决定。图61示出了在支柱前附接点400和支柱后附 接点402处的相对大的反作用力608。图62是支柱长度与支柱300的弯矩 ms(即，由于竖直力矩ms)之间的关系的曲线图，示出了最大弯矩出现 在支柱根部302处。
174.图63至图64示出了支柱a形框架结构322的实例，其中支柱前附接 点400位于支柱前翼梁326的前方和支柱前缘314的后方，并且支柱后附 接点402位于支柱后翼梁328的后方和支柱后缘316的前方，从而增加附 接点间距。如上所述，增加附接点间距使得支柱-机身接头304处的载荷 的减小。对此，图63中的支柱前附接点400和支柱后附接点402处的反 作用力608的大小小于图60中的反作用力608的大小。图63至图64所 示的布置利用支柱前缘部分内和支柱后缘部分内的空间体积，从而由于反 作用力608的大小减小而减小支柱-机身接头304的尺寸和/或结构质量。
175.图65至图92示出了用于减小支柱-机身接头304处的反作用力608 的大小的支柱300的不同构造。图65至图66示出了支柱前翼梁326和支 柱后翼梁328的布置，在该布置中，支柱前翼梁和支柱后翼梁都从支柱
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机身接头304延续到支柱-机翼接头306并且都在支柱-机身接头304附近 具有至少一个弯折部(kink)414。在所示实例中，支柱前翼梁326和支柱 后翼梁328均具有将支柱翼梁(strut spar)326、328分成支柱翼梁内侧区 段416和支柱翼梁外侧区段418的单个弯折部414。然而，支柱300可以 设置成每个支柱翼梁326、328具有多个弯折部414的布置(未示出)。在 每个弯折部414处，由于翼梁区段416、418不对准而产生反冲载荷(未 示出)。上支柱蒙皮面板358和下支柱蒙皮面板360和/或其他结构构件(未 示出)可以构造成对反冲载荷起作用。
176.在图65至图66中，支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧区段416相对于 支柱前翼梁326的支柱翼梁外侧区段418向前倾斜，并且支柱后翼梁328 的支柱翼梁内侧区段416相对于支柱前翼梁326的支柱翼梁外侧区段418 向后倾斜，由此增加支柱翼梁内侧端部408之间的距
离。支柱300中包括 弯折部连接器梁422，该弯折部连接器梁分别在支柱前翼梁326的弯折部 414和支柱后翼梁328的弯折部之间延伸并且使这些弯折部互连。此外， 支柱300包括内侧端部连接器330，该内侧端部连接器连接支柱前翼梁326 的支柱翼梁内侧区段416的支柱翼梁内侧端部408和支柱后翼梁328的支 柱翼梁内侧区段的支柱翼梁内侧端部。内侧端部连接器330构造成将剪切 载荷从支柱300传递到机身102，如上所述。
177.仍参考图65至图66，支柱300可以替代地或附加地包括在支柱前翼 梁326的支柱翼梁内侧区段416和支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧区段 416之间延伸并且将它们互连的弯折板420。如图66中所示，弯折板420 位于支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的中性轴线处。虽然未示出，但支 柱前翼梁326和支柱后翼梁328可各自包括用于接收弯折板420的翼梁槽 370(例如，图79)。弯折板420构造成帮助载荷转移到机身102中。
178.可替代地或附加地，支柱300包括一对对角构件424，每个对角构件 424都从多个支柱翼梁326、328中的一个支柱翼梁的一个支柱翼梁内侧端 部408延伸到多个支柱翼梁326、328中的另一个支柱翼梁的弯折部414。 这一对对角构件424分别构造成传递拉伸载荷602和压缩载荷604。对角 构件424可以是构造成抵抗轴向载荷的杆，这是因为对角构件424不经受 弯曲。在图65中，对角线构件424示出为彼此交叉。然而，在其他实例 中，一个对角构件424可位于弯折板420的上表面上，且另一对角构件424 可位于弯折板420的下表面上。
179.参考图67至图68，示出了支柱a形框架结构322的另一实例，该支 柱a形框架结构包括分别限定支柱300的支柱前缘314和支柱后缘316 的支柱前缘构件426和支柱后缘构件428。支柱前缘构件426和支柱后缘 构件428通过支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360互连，并且支柱 前缘构件426和支柱后缘构件428各自具有支柱构件内侧端部430和支柱 构件外侧端部432。如图67至图68所示，支柱前缘构件426的支柱构件 内侧端和支柱后缘构件428的支柱构件内侧端430在支柱-机身接头304 附近彼此间隔开。支柱构件外侧端部432在支柱-机翼接头306处会聚。 支柱前缘构件426和支柱后缘构件428分别将尺寸设定为且构造成承受由 升力600产生的竖直力矩mz而产生的拉伸载荷和压缩载荷。
180.支柱前缘构件426和支柱后缘构件428分别构造成使得当从上下视角 观察飞机100时，支柱前缘314和支柱后缘316各自凹入地弯曲。弯曲形 状的支柱前缘构件426的支柱构件内侧端部和弯曲形状的支柱后缘构件 428的支柱构件内侧端部430之间的距离相对于在支柱前缘构件426和支 柱后缘构件428是直的的情况下的支柱构件内侧端部430之间的距离增 大。此外，当从上下视角观察飞机100时，支柱前缘314的曲率使支柱前 缘314和机翼后缘216之间的重叠量最小化，如图59所示。
181.支柱前缘构件426和支柱后缘构件428可以由耐用材料形成，以用于 在飞机100的使用寿命期间抗损坏，诸如在地面操作期间的损坏，或者来 自鸟类撞击或腐蚀(诸如来自冰雹或碎屑)的飞行中损坏。在一个实例中， 支柱300的前缘构件和后缘构件可以由诸如铝、钢或钛的金属材料机加工 而成。当支柱300经受来自竖直力矩mz的弯曲载荷时，支柱上蒙皮面板 358和支柱下蒙皮面板360用作用于传递剪切载荷的剪切腹板。支柱前缘 构件426和支柱后缘构件428以及支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板 360可以以避免在外表面中(特别是支柱前缘314附近)产生的阶梯部、 突然转换部或不连续的方式互连，以促进支柱300上的层流。支柱300的 内部可以包括材料或结构构件以提高屈曲载荷能力。由于图67的支柱前 缘构件426和支柱后缘构件428中的连续曲率，图67中的反冲荷而不是 图65的
弯折的支柱翼梁构造中的集中的反冲载荷将沿着支柱前缘构件426和后缘构件428的长度分布。如上所述，结构(未示出)将设置在支 柱前缘构件426与支柱后缘构件428之间以承受这种分布的反冲载荷。
182.参考图69至图71，示出了支柱300的实例，其中支柱前翼梁326和 支柱后翼梁328均具有包括由翼梁腹板354互连的上盖350和下盖352的 通道形截面，但可以实施其他截面形状。支柱前翼梁326和支柱后翼梁328 可以由纤维加强聚合物基体材料(即，复合材料，诸如石墨-环氧树脂) 制成。支柱前翼梁326和/或支柱后翼梁328包括从支柱根部302连续地延 伸到支柱外侧端部310的加强纤维356。加强纤维356使支柱翼梁326、 328的载荷承受能力增加。每个加强纤维356都由一束丝线组成。丝线可 以由多种材料中的任一种形成，这些材料包括但不限于聚合物材料(例如， 碳纤维)或者诸如金属纤维的非聚合物材料。在一个实例中，丝线可以由 轻质且刚性的材料(诸如硼)制成，以增加支柱前翼梁326的承受拉伸载 荷的能力。替代材料可用于提高支柱后翼梁328的承受压缩载荷能力。在 一些实例中，加强纤维356嵌入在支柱前翼梁326的材料和/或支柱后翼梁 328的材料内。在其他实例中，加强纤维356可通过其他方式结合或附接 至支柱前翼梁326和/或支柱后翼梁328。如上所述，支柱前翼梁326和/ 或支柱后翼梁328不限于如所示的通道形截面，而是可以设置成诸如i形 截面的替代截面形状。
183.参考图72至图73，示出了支柱a形框架结构322的又一实例，该支 柱a形框架结构包括支柱前配件434和支柱后配件436。支柱前配件434 在支柱前翼梁326的前方(即，朝向支柱前缘314)延伸。支柱前配件434 在支柱根部302附近联接到支柱前翼梁326，并且构造成在支柱-机身接头 304的支柱前附接点400处将来自支柱前翼梁326的载荷分配到机身102 中。支柱后配件436在支柱后翼梁328的后方(即，朝向支柱后缘316) 延伸。支柱后配件436在支柱根部302附近联接到支柱后翼梁328，并且 构造成在支柱-机身接头304的支柱后附接点402处将来自支柱后翼梁328 的载荷分配到机身102中。通过增加支柱前附接点400和支柱后附接点402 之间的间距，支柱前配件434和支柱后配件436使支柱-机身接头304的 结构效率增加，由此减小反作用力608的大小(例如，图63)，这转化为 使得支柱-机身接头304的结构质量减小。
184.在图72至图73中，支柱前配件434和支柱后配件436各自构造成板。 在所示实例中，这些板位于支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的中性轴线 处。支柱前配件434和支柱后配件436可以分别与支柱前翼梁326和支柱 后翼梁328结合、机械紧固、焊接或一体机械加工。在图72中，支柱前 翼梁326和支柱后翼梁328是直的。然而，在未示出的其他实例中，支柱 前翼梁326和支柱后翼梁328可以类似于图65的支柱前翼梁326和支柱 后翼梁328那样是弯折的。
185.参考图74至图76，示出了用于将支柱前配件434和支柱后配件436 分别附接到支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的布置。支柱前翼梁326和 支柱后翼梁328均具有上述通道形截面。然而，支柱前翼梁326和支柱后 翼梁328可以具有替代的截面形状，诸如i形梁截面形状(未示出)。支 柱后翼梁328、支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360共同形成支柱 盒，该支柱盒为支柱300提供弯曲刚度和扭转刚度。支柱前配件434在支 柱前翼梁326的上盖350和下盖352之间竖直地延伸并且使它们互连。支 柱后配件436在支柱后翼梁328的上盖350和下盖352之间竖直延伸并且 使它们互连。
186.在图74至图76中，支柱前配件434和支柱后配件436具有分别与支 柱前翼梁326和支柱后翼梁328的截面形状互补的截面形状，这提高了拉 伸载荷602和压缩载荷604分别从支柱前翼梁326和支柱后翼梁328到支 柱-机身接头304(图59)中的传递。支柱前配件434和支柱后配件436 可以分别粘附地结合和/或机械地紧固到支柱前翼梁326和支柱后翼梁 328。支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360可以可选地由支柱300 的内侧上的蒙皮加强件362加强。在所示实例中，每个蒙皮加强件362都 具有t形截面。然而，蒙皮加强件362可以具有其他截面形状(例如，z 形或帽形截面)。蒙皮加强件362可以粘附地结合和/或机械地紧固到支柱 上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360。在另一构造中，代替蒙皮加强件， 可以安装一个或多个全厚度翼梁(未示出)，其中每个全厚度翼梁在支柱 上蒙皮面板358与下蒙皮面板360之间延伸。
187.参考图77至图79，示出了支柱a形框架结构322的实例，其中支柱 前翼梁326的支柱翼梁内侧端部408和支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧端 部都具有在支柱根部302处形成在翼梁腹板354中的翼梁槽370。每个翼 梁槽370沿着相应的支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的中性轴线延伸。 支柱a形框架结构322包括插入支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中的翼 梁槽370内的凸缘板372(lug plate)(即，抗剪板)。凸缘板372使支柱前 翼梁326和支柱后翼梁328互连。如图77至图78所示，凸缘板372从支 柱前翼梁326向前延伸并且从支柱后翼梁328向后延伸，从而在支柱前附 接点400和支柱后附接点402之间提供增加的间距。
188.在图77至图79中，凸缘板372(例如，经由机械紧固件382)经由 多个角托架374联接到支柱前翼梁326和支柱后翼梁328。支柱a形框架 结构322还包括多个支柱凸缘376，这些支柱凸缘从凸缘板372沿内侧方 向延伸。如图77至图78所示，多个支柱凸缘376位于支柱前翼梁326的 支柱翼梁内侧端部408的前方，并且多个支柱凸缘376位于支柱后翼梁328 的支柱翼梁内侧端部408的后方。支柱凸缘376彼此平行，并且与从机身 102突出的多个机身凸缘110(例如，图80)的间距互补地间隔开。
189.参考图80至图81，示出了用于将支柱300联接到机身102的销接接 头386的实例。如上所述，机身102具有在支柱前附接点400(图77)处 和支柱后附接点402(图77)处沿外侧方向突出的多个平行且间隔开的机 身凸缘110。支柱凸缘376通过一个或多个销384联接到机身凸缘110。 例如，销384可以安装在支柱前附接点400处，并且销384可以安装在支 柱后附接点402处。可替代地，单个公共销384可以延伸穿过支柱前附接 点400处的支柱凸缘376和机身凸缘110和支柱后附接点402处的支柱凸 缘和机身凸缘。在另一个实例中，为了故障安全性，一个或多个销384可 以都构造成由内部销在外部销内构成的同轴销布置(未示出)。
190.在图80至图81中，一个或多个销384允许支柱300围绕平行于飞机 100的纵向轴线126(图4)的轴线旋转或枢转。在机翼200上的载荷变化 期间(例如，在起飞、操纵、湍流、着陆等期间)，销接接头386允许支 柱300在上下方向上略微枢转，从而减小或消除支柱机身接头304处的弯 曲载荷。相反，图82至图83示出了用于将支柱300固定地或不可旋转地 联接到机身102的固接接头388的实例，如下文更详细描述的。如图81 和图83所示，相对于经由固接接头388附接到机身102的支柱300的屈 曲程度610(图83)的大小，销接接头386允许支柱300的更大量的屈曲 程度610(图81)。就此而言，固接接头388相对于销接接头386为支柱 300提供更高的抗屈曲载荷能力。此外，如下所述，固接接头388可以对 支柱300的横向
扭转屈曲提供更大的抵抗力。
191.参考图84至图85，示出了将支柱300联接到机身102的销接接头386 的实例。支柱300具有上文描述的并且在图77至图79中示出的支柱a形 框架结构322。因此，支柱a形框架结构322包括上述使支柱前翼梁326 和支柱后翼梁328互连的凸缘板372。凸缘板372延伸穿过形成在支柱前 翼梁326的内侧端部和支柱后翼梁328的内侧端部中的翼梁槽370(图79)。 角托架374用于将凸缘板372机械地紧固到支柱前翼梁326和支柱后翼梁 328。
192.凸缘板372包括多个上述支柱凸缘376，这些支柱凸缘位于支柱前附 接点400的前方和支柱后附接点402的后方。支柱凸缘376可以与凸缘板 372一体地形成(例如，机加工)，或者支柱凸缘376可以是附接(例如， 机械紧固、焊接)到凸缘板372的单独部件。如图84所示，支柱300包 括位于凸缘板372的内侧边缘处的凸缘托架378。凸缘托架378示出为基 本上竖直或垂直于支柱轴线312和支柱弦定向。此外，凸缘托架378平行 于由销384限定的接头旋转轴线延伸。凸缘托架378稳定支柱凸缘376， 并且便于将载荷从凸缘板372传递到支柱凸缘376中。凸缘板372和支柱 凸缘376将来自支柱前翼梁326的拉伸载荷602和来自支柱后翼梁328的 压缩载荷604传递到机身102中。此外，凸缘板372和支柱凸缘376有助 于支柱300和机身102之间的剪切载荷的传递。
193.参见图86至图89，图86中示出了由于在支柱-机翼接头306处的升 力600(图37)产生的竖直力矩mz而由支柱300施加在支柱-机身接头304 处的净拉伸载荷602(即，纯轴向载荷)的实例。图88示出了由于升力 600产生的支柱300上的竖直力矩mz。对于大多数飞行状态，竖直力矩 mz与轴向载荷的比值通常是恒定的。图87是在支柱前附接点400处以及 在支柱后附接点402处的多个支柱凸缘376上的拉伸载荷602的轴向载荷 分布图396。如可以看到的，在每个附接点400、402处的最高载荷的支柱 凸缘376是位于多个支柱凸缘376的中间的那些支柱凸缘。
194.图89是在支柱前附接点400和在支柱后附接点402处的力矩的力矩 分布图398。如可以看到的，力矩通常在支柱-机身接头304的最外端部处 (即，在前部端部处和在后部端部处)达到峰值。支柱前附接点400和支 柱后附接点402处的支柱凸缘376的构造可定制成在支柱凸缘376和机身 凸缘110中实现基本一致的载荷，由此提供用于增加支柱-机身接头304 的结构效率的机会，这可转化为减小飞机100的结构质量。
195.参考图90，示出了支柱a形框架结构322的实例，该支柱a形框架 结构具有类似于图84至图85中示出的上述布置的凸缘板372和支柱凸缘 376。在图90中，凸缘板372从支柱翼梁内侧端部408沿着支柱前翼梁326 向外侧延伸的距离比凸缘板372沿着支柱后翼梁328延伸的距离更远。还 包括沿着支柱前翼梁326的附加角托架374，以便于将比图84至图85所 示布置的支柱前翼梁326中的拉伸载荷602更高的拉伸载荷602从支柱前 翼梁326传递到凸缘板372中。
196.参考图91至图92，示出了将支柱a形框架结构322联接到机身102 的固接接头388的实例。如上所述，支柱a形框架结构322包括经由角托 架374联接到支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的凸缘板372。此外，支 柱a形框架结构322包括支柱端板380。支柱端板380联接到支柱前翼梁 326的支柱翼梁内侧端部408和支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧端部。在 所示实例中，支柱端板380延伸跨过凸缘板372的边缘，并且使支柱前翼 梁326和支柱后翼梁328互连。支柱端板380附接(例如，通过机械紧固 件382)到机身102，从而将支柱翼梁326、
328不可旋转地联接到机身102， 使得支柱300是悬臂梁320，如在上述图21至图24中所示。如上文关于 图83所述的将支柱翼梁326、328不可旋转地联接到机身102可以提高支 柱300的屈曲载荷能力，并且还可以抑制支柱300的横向扭转屈曲，如下 所述。
197.参考图93至图108，示出了用于图93的飞机100的在支柱-机翼接头 306处将支柱300附接到机翼200的结构布置的实例。图94至图95示出 了作为支柱300与机翼200之间的销接接头386的结构布置。图93至图 94示出了处于组装状态的销接接头386。图98至图108示出了组成销接 接头386的各个部件的构造。
198.如图94至图97所示，支柱前翼梁326的支柱外侧端部310和支柱后 翼梁328的支柱外侧端部分别具有前翼梁板438和后翼梁板440。前翼梁 板438和后翼梁板440均沿外侧方向延伸并彼此重叠，并且经由机械紧固 件382联接在一起。有利地，前翼梁板438和后翼梁板440的布置提供了 用于将支柱前翼梁326中的拉伸载荷602和支柱后翼梁328中的压缩载荷 604分解成支柱300与机翼200之间的轴向拉伸载荷和剪切载荷的布置。
199.如图98至图101所示，前翼梁板438插入到沿中性轴线形成在支柱 前翼梁326的支柱外侧端部310中的翼梁槽370中。图102至图105示出 了插入到沿中性轴线形成在支柱后翼梁328的支柱外侧端部310中的翼梁 槽370中的后翼梁板440。图106至图108示出了包括翼梁板加强件(sparplate doubler)442以促进支柱后翼梁328和后翼梁板440之间的压缩载荷 的传递的后翼梁板440的实例。虽然未示出，但是类似的翼梁板加强件442 可以被包括在前翼梁板438中，以便于支柱前翼梁326和前翼梁板438之 间的拉伸载荷的传递。由于增加翼梁板加强件442使得的机械紧固件382 的抗剪切能力增大(即，加倍)，所以使用翼梁板加强件442可以减小机 械紧固件382的直径和/或数量。
200.在图98至图108中，角托架374用于将前翼梁板438机械地紧固至 支柱前翼梁326。类似地，角脱架374用于将后翼梁板440联接到支柱后 翼梁328。然而，前翼梁板438和后翼梁板440可以以各种方式中的任一 种分别联接到支柱前翼梁326和支柱后翼梁328。例如，前翼梁板438和 后翼梁板440可分别与支柱前翼梁326和支柱后翼梁328一体形成(例如， 机加工)。
201.如图98至图99所示，前翼梁板438具有沿外侧方向突出的多个支柱 凸缘376。同样地，图102至图105示出了从后翼梁板440突出的多个支 柱凸缘376。前翼梁板438的支柱凸缘376和后翼梁板440的支柱凸缘通 常竖直地定向。如图94至图95所示，支柱凸缘376彼此间隔开以与机翼 凸缘234的间距互补，这些机翼凸缘从机翼200的下侧沿内侧方向突出。 机翼凸缘234可以直接或间接地联接至机翼前翼梁220(未示出)和/或机 翼后翼梁222(未示出)。支柱凸缘376通过销384可旋转地联接到机翼凸 缘234，销定向成大致平行于纵向轴线126。销384允许在机翼200上的 载荷改变期间支柱300向上和向下枢转。
202.返回参考图94至图95，支柱-机翼接头306还包括用于适应机翼200 和支柱300之间的剪切载荷的至少一个拉杆444。在所示的实例中，前翼 梁板经由前拉杆444联接至机翼200。前拉杆444从前翼梁板438的前板 部分沿向前方向延伸。类似地，后翼梁板440经由后拉杆446联接到机翼 200。后拉杆446从后翼梁板440的后板部分沿向后方向延伸。如上所述， 前翼梁板438至后翼梁板440的联接将分别在支柱前翼梁326和支柱后翼 梁328中的拉伸载荷602和压缩载荷604分解成在机翼凸缘234中的拉伸 载荷602以及分别在前拉杆444和后拉杆446中的压缩和拉伸。销384在 支柱凸缘376和机翼凸缘234之间传递轴向载荷(例
如，拉伸载荷602)。
203.参见图109至图113，示出的是可包括在支柱支撑式飞机100中的辅 助支柱500的实例。辅助支柱500在支柱300和机翼200之间延伸，并且 被包括以在高压缩载荷下抑制支柱300的屈曲程度610(图109)。当如图 109所示从正面观察飞机100时，辅助支柱500大致垂直于(例如，偏差 在20度内)支柱300定向。辅助支柱500在距支柱-机身接头304的距离 约为支柱-机身接头304与支柱-机翼接头306之间的距离的三分之二(例 如，在30％内)的距离处联接到支柱300。
204.如图110所示，辅助支柱500可以在支柱前翼梁326附近联接到支柱 300。这种布置可以允许支柱300横向枢转运动，如图108所示。因为支 柱后翼梁328处于压缩中，所以其可以具有经由横向扭转屈曲而屈曲的趋 势。图112至图113示出了辅助支柱500的宽度至少与在辅助支柱500联 接至支柱300的位置处支柱前翼梁326和支柱后翼梁328之间的距离一样 宽的布置。因此，辅助支柱500将支柱前翼梁326和支柱后翼梁328两者 都联接到机翼200，并且由此具有抑制支柱300的横向扭转屈曲的能力。
205.参照图114至图117，示出了在机翼200附接至机身102的位置处的 机翼-机翼接头208的实例。如图115至图116所示，每个机翼200都包括 上述机翼前翼梁220和机翼后翼梁222。此外，机翼200还具有机翼上蒙 皮面板224(图13)和机翼下蒙皮面板226(图13)。机翼前翼梁220、机 翼后翼梁222、机翼上蒙皮面板224和机翼下蒙皮面板226共同形成机翼 盒，该机翼盒为机翼200提供弯曲刚度和扭转刚度。
206.每个机翼200的机翼前翼梁220和机翼后翼梁222都具有机翼翼梁内 侧端部230。翼梁槽370形成在机翼前翼梁220的机翼翼梁内侧端部230 和机翼后翼梁222的机翼翼梁内侧端部中。每个机翼200还包括使机翼前 翼梁220的机翼翼梁内侧端部230和机翼后翼梁222的机翼翼梁内侧端部 互连的机翼抗剪板232。机翼抗剪板232被接收在翼梁槽370内，并且经 由角托架374或其他合适的器件机械地联接到机翼前翼梁220和机翼后翼 梁222。
207.此外，每个机翼200都包括一个或多个机翼凸缘234，其在内侧方向 上从机翼抗剪板232突出。在示出的实例中，多个机翼凸缘234位于机翼 前翼梁220的前方，并且多个机翼凸缘234位于机翼后翼梁222的后方。 使每个机翼抗剪板232与内侧边缘相联接的凸缘托架378用于使机翼凸缘 234互连并机械稳定。在每个机翼200上，凸缘托架378分别在机翼前附 接点236处和机翼后附接点238处连接到机翼前翼梁220和机翼后翼梁 222。一个机翼200的机翼凸缘234与另一个机翼200的机翼凸缘234互 补地间隔开。另一个机翼200的机翼凸缘234构造成经由一个或多个销384 可旋转地联接，类似于上面针对支柱-机身接头304的销接接头386构造 描述的销。在示出的实例中，机翼-机翼接头208包括在机翼前附接点236 处的单独的销384以及在机翼后附接点238处的单独的销384。销384允 许机翼200响应于各种载荷条件枢转，同时抵抗机翼前翼梁220中的拉伸 载荷602、机翼后翼梁222中的压缩载荷604以及每个机翼200上的由升 力600产生的竖直力矩mz。
208.参考图117，示出了提升如图1至图116所示构造的飞机100的性能 的方法700。方法700的步骤702包括当空气经过机翼200时使用机翼200 产生升力600。如上所述，飞机100的每个机翼200在机翼-机身接头204 处联接至机身102，并且每个机翼200由支柱300支撑，该支柱在位于机 翼-机身接头204下方并且至少部分地位于机翼-机身接头后方的支柱-机身 接头304处联接至机身102，如图10和图12中所示并且如上所述的。
209.方法700的步骤704包括机翼支柱布置响应于升力600而产生围绕机 翼-机身接头204的竖直力矩mz。如上所述，升力600是由于空气在机翼 200上移动而产生的。由于机翼轴线212和支柱轴线312(图20)之间的 非平行关系而产生竖直力矩mz并且竖直力矩趋于促使机翼200在向后方 向上枢转。
210.方法700的步骤706包括使用机翼200的结构布置和/或使用支柱300 的结构布置来抵消竖直力矩mz。在一些实例中，抵消竖直力矩mz包括使 用机翼200的结构布置来抵消竖直力矩mz的一部分，并且使用支柱300 的结构布置来抵消竖直力矩mz的一部分。由机翼200抵消的竖直力矩mz和由支柱300抵消的竖直力矩mz的组合等于竖直力矩mz的总大小。
211.上述图29至图32示出了一种结构布置，其中机翼200和支柱300均 构造为能够抵抗一部分竖直力矩mz的悬臂梁320。在另一实例中，图51 至图54示出了结构布置，其中机翼200具有机翼a形框架结构252，并 且支柱300具有支柱a形框架结构322。机翼a形框架结构252和支柱a 形框架结构322的组合限定双四面体结构，并且机翼a形框架结构252 和支柱a形框架结构322中的每个都能够抵抗一部分竖直力矩mz。
212.在一些实例中，步骤706包括使得使用机翼200和支柱300抵消的竖 直力矩mz的部分基本相等(例如，50％)。在其他实例中，步骤706包括 使用支柱300抵消竖直力矩mz的大于50％，并且使用机翼200抵消竖直 力矩mz的剩余部分。参见图21至图24的实例，抵消竖直力矩mz的步骤 706包括在支柱300中承受拉伸载荷602和弯曲载荷，该支柱构造为在支 柱-机身接头304处固定地联接到机身102的单个悬臂梁320。
213.参照图37至图40，抵消竖直力矩mz的步骤706包括在上述支柱a 形框架结构322的支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中分别承受拉伸载荷 602和压缩载荷604。如上所述，支柱前翼梁326和支柱后翼梁328均具 有支柱翼梁内侧端部408和支柱翼梁外侧端部410。这些支柱翼梁外侧端 部410在支柱-机翼接头306处会聚，并且这些支柱翼梁内侧端部408在 支柱-机身接头304处彼此间隔开。步骤706还包括在支柱-机身接头304 的支柱前附接点400和支柱后附接点402处将拉伸载荷602和压缩载荷 604传递到机身102中。
214.仍参照图37至图40中所示的布置，方法700还包括使用将多个支柱 翼梁内侧端部408互连的内侧端部连接器330来反作用于支柱-机身接头 304处(例如，在支柱前附接点400和支柱后附接点402处)的剪切载荷。 如上所述，剪切反作用力是由于支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中的拉 伸载荷602和压缩载荷604而产生的。如图40中示意性地示出的，将剪 切反作用力传递到机身102中的步骤包括在沿内侧端部连接器330的单个 位置处反作用于剪切载荷。
215.参考图42至图43的布置，承受拉伸载荷602的步骤和承受压缩载荷 604的步骤包括分别在具有支柱前缘314和支柱后缘316的支柱300的支 柱前翼梁326和支柱后翼梁328中承受拉伸载荷602和压缩载荷604。如 图中所示，支柱前翼梁326和支柱后翼梁328都从支柱-机身接头304处 的支柱根部302延伸到支柱-机翼接头306处的支柱外侧端部310。如上所 述，支柱前缘314和支柱后缘316限定从支柱根部302到支柱外侧端部310 的支柱300的渐缩形状。如图42中所示，渐缩形状与支柱前翼梁326和 支柱后翼梁328的a形框架结构互补。支柱前缘314的至少一部分在机翼 200的机翼后缘216的后方。
216.参照图65至图66的布置，承受拉伸载荷602的步骤和承受压缩载荷 604的步骤分别包括：分别在支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中承受拉 伸载荷602和压缩载荷604，支柱
前翼梁和支柱后翼梁中的每个是连续的 并且每个均具有将支柱前翼梁326和支柱后翼梁328分成支柱翼梁内侧区 段416和支柱翼梁外侧区段418的至少一个弯折部414。如上所述，支柱 前翼梁326的支柱翼梁内侧区段416相对于支柱前翼梁326的支柱翼梁外 侧区段418向前倾斜，并且支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧区段416相对 于支柱后翼梁328的支柱翼梁外侧区段418向后倾斜，由此增加支柱翼梁 内侧端部408之间的距离。
217.仍参照图65至图66，分别承受拉伸载荷602和承受压缩载荷604包 括使用弯折部连接器梁422、弯折板420和/或一对对角构件424将拉伸载 荷602和压缩载荷604分别分配到支柱前附接点400和支柱后附接点402 中。如上文示出和描述的，弯折部连接器梁422在支柱前翼梁326的弯折 部414和支柱后翼梁328的弯折部之间延伸并且互连这些弯折部。弯折板 420在支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧区段416与支柱后翼梁328的支柱 翼梁内侧区段416之间延伸并且使它们互连。多个对角构件424中的每个 都从一个支柱翼梁326、328的一个支柱翼梁内侧端部408延伸到另一个 支柱翼梁326、328的弯折部414。
218.参考图72至图73的布置，方法700还可以包括使用在支柱根部302 附近从支柱前翼梁326向前延伸并且联接到支柱前翼梁的支柱前配件434 将拉伸载荷602分配到支柱前附接点400中。此外，方法700可包括使用 在支柱根部302附近从支柱后翼梁328向后延伸并且联接到支柱后翼梁的 支柱后配件436将压缩载荷604分配到支柱后附接点402中。如上所述， 分配拉伸载荷602的步骤和分配压缩载荷604的步骤分别由构造为板的支 柱前配件434和支柱后配件436执行。在图73的实例中，支柱前配件434 和支柱后配件436的板分别位于支柱前翼梁326和支柱后翼梁328的中性 轴线处。
219.参考图74至图76的布置，分配拉伸载荷602的步骤和分配压缩载荷 604的步骤分别由支柱前配件434和支柱后配件436执行，该支柱前配件 和支柱后配件分别在支柱前翼梁326的上盖350和下盖352以及支柱后翼 梁328的上盖和下盖之间延伸并且使上盖和下盖互连。如上所述，支柱前 翼梁326和支柱后翼梁328均具有通道形截面，其中上盖350和下盖352 通过腹板互连。如图76所示，支柱前配件434嵌套在支柱前翼梁326的 通道形截面内并且机械地紧固到支柱前翼梁326。支柱后配件436以类似 的方式联接到支柱后翼梁328。
220.对于图74至图76的布置，方法700还包括使用可插入到支柱前翼梁 326和支柱后翼梁328中的翼梁槽370内的凸缘板372将拉伸载荷602分 配到支柱前附接点400中并将压缩载荷604分配到支柱后附接点402中。 如上所述，凸缘板372使支柱前翼梁326和支柱后翼梁328互连。为了增 加支柱前附接点400和支柱后附接点402之间的间距，凸缘板372从支柱 前翼梁326向前并且从支柱后翼梁328向后延伸。凸缘板372具有位于支 柱前翼梁326前方的一个或多个支柱凸缘376以及位于支柱后翼梁328后 方的一个或多个支柱凸缘376。这些支柱凸缘376通过一个或多个销384 在支柱前附接点400和支柱后附接点402处可旋转地联接到从机身102突 出的多个机身凸缘110，如图84至图85所示并且如上所述的。
221.参照图67至图68，在支柱a形框架结构322的替代结构布置中，抵 消竖直力矩mz的步骤706包括在分别限定支柱300的支柱前缘314和支 柱后缘316的支柱前缘构件426和支柱后缘构件428中分别承受拉伸载荷 602和压缩载荷604。如在上述图68中所示，支柱前缘构件426和支柱后 缘构件428通过支柱上蒙皮面板358和支柱下蒙皮面板360互连。如图67 中所示，支柱前缘构件426和支柱后缘构件428各自具有支柱构件内侧端 部430和支柱构件外侧端部432。这些支柱构件内侧端部430在支柱-机身 接头304处彼此间隔开，并且这些支
柱构件外侧端部432在支柱-机翼接 头306处会聚。参考图69至图70，示出了支柱a形框架结构322的又一 结构布置，承受拉伸载荷602的步骤和承受压缩载荷604的步骤分别包括 使用在支柱根部302与支柱前翼梁326的支柱外侧端部310之间和在支柱 根部与支柱后翼梁328的支柱外侧端部之间连续延伸的加强纤维356(例 如，硼纤维)来承受拉伸载荷602和承受压缩载荷604。
222.作为图84至图85中的销接接头386的替代方案，传递拉伸载荷602 和传递压缩载荷604的步骤分别包括经由固接接头388传递拉伸载荷602 和传递压缩载荷604，并且将支柱300在支柱前附接点400和支柱后附接 点402处联接到机身102。经由支柱端板380执行传递拉伸载荷602和传 递压缩载荷604。如上所述，支柱端板380联接到支柱前翼梁326的支柱 翼梁内侧端部408或支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧端部。在所示的实例 中，支柱端板380经由机械紧固件382附接到机身102。
223.参考图94至图107所示的支柱-机翼接头306的实例，方法700还包 括使用分别从支柱前翼梁326和支柱后翼梁328延伸的前翼梁板438和后 翼梁板440将拉伸载荷602和压缩载荷604传递到机翼200中。如上所述， 前翼梁板438和后翼梁板440以重叠关系联接在一起。前翼梁板438和后 翼梁板440均具有沿外侧方向突出的一个或多个支柱凸缘376。方法700 另外包括经由前翼梁板438和后翼梁板440将分别在支柱前翼梁326和支 柱后翼梁328中的拉伸载荷602和压缩载荷604分解成传递到多个机翼凸 缘234中的轴向拉力。如上所述，机翼凸缘234沿内侧方向突出并且经由 销384可旋转地联接到支柱凸缘376。分别在支柱前翼梁326和支柱后翼 梁328中的拉伸载荷602和压缩载荷604的分解还包括经由至少一个拉杆 在机翼200和支柱300之间传递剪切力。在所示的实例中，压缩载荷604 和拉伸载荷602分别经由前拉杆444和后拉杆446传递。如图94所示， 前拉杆444和后拉杆446在前后方向上定向。前拉杆444和后拉杆446将 机翼200分别联接到前翼梁板438和后翼梁板440。
224.参见图109至图113，方法700还包括使用在支柱300与机翼200之 间延伸的辅助支柱500来抑制每个支柱300的屈曲。如上所述，每个辅助 支柱500在高压缩载荷下抑制支柱300(即，主支柱)的屈曲。抑制支柱 300的屈曲的步骤是通过将辅助支柱500在距支柱-机身接头304一距离处 联接到支柱300执行的，该距离约为支柱-机身接头304与支柱-机翼接头 306之间的距离的三分之二。在一些实例中，抑制支柱300的屈曲包括使 用辅助支柱500抑制支柱300的横向扭转屈曲，该辅助支柱的宽度至少与 支柱前翼梁326和支柱后翼梁328之间的距离一样宽。
225.参见图114至图116，方法700可以包括使用机翼200通过在机翼前 翼梁220和机翼后翼梁222中分别承受拉伸载荷602和压缩载荷604来抵 消至少一部分竖直力矩mz。如上所述，机翼前翼梁220和机翼后翼梁222 均具有位于机翼-机身接头204处的机翼翼梁内侧端部230。每个机翼200 都包括机翼抗剪板232，该机翼抗剪板使机翼前翼梁220的机翼翼梁内侧 端部230和机翼后翼梁222的机翼翼梁内侧端部互连。这些机翼抗剪板232 都具有突出的机翼凸缘234，这些机翼凸缘使用一个或多个销384经由销 接接头386互连。
226.在以下段落中描述了根据本公开的进一步的说明性和非排他性实例：
227.在根据本公开的实例中，一种飞机100包括：机身102；机翼200， 在机翼-机身接头204处联接至机身102；支柱300，在支柱-机身接头304 处联接到机身102并且在支柱-机翼接头306处联接到机翼200，支柱-机 身接头304位于机翼-机身接头204下方并且至少部分
地在机翼-机身接头 后方，其中：当空气经过机翼200时，机翼200产生升力600，由于支柱
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机身接头304的位置在机翼-机身接头204下方并且至少部分地在机翼-机 身接头后方，升力600产生围绕机翼-机身接头204的竖直力矩，并且机 翼200和支柱300中的至少一者具有构造为抵消竖直力矩的结构布置。
228.可选地，在前一段落的飞机100中，机翼200和支柱300均构造为抵 消一部分竖直力矩，并且机翼200抵消的竖直力矩和支柱300抵消的竖直 力矩的组合相当于竖直力矩的总大小。
229.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱300包括具有支柱前翼 梁326和支柱后翼梁328的a形框架结构252，支柱前翼梁和支柱后翼梁 中的每个均具有支柱翼梁内侧端部408和支柱翼梁外侧端部410，这些支 柱翼梁外侧端部410在支柱-机翼接头306处会聚，并且支柱前翼梁326 和支柱后翼梁328分别构造成响应于由升力600产生的竖直力矩而承受拉 伸载荷602和压缩载荷604，并且这些支柱翼梁内侧端部408在支柱-机身 接头304处彼此间隔开并且构造成在支柱-机身接头304的支柱前附接点400和支柱后附接点402处将拉伸载荷602和压缩载荷604传递到机身102 中。
230.可选地，在前面段落之一的飞机100中，a形框架结构252具有使这 些支柱翼梁内侧端部408互连的内侧端部连接器330，该内侧端部连接器 330构造为在支柱前附接点400和支柱后附接点402处将剪切载荷传递到 机身102中，并且剪切载荷响应于分别由支柱前翼梁326和支柱后翼梁328 承受的拉伸载荷602和压缩载荷604。
231.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱300包括支柱前缘314 和支柱后缘316，支柱前缘和支柱后缘中的每个都从支柱-机身接头304处 的支柱根部302延伸到支柱-机翼接头306处的支柱外侧端部310，支柱前 缘314和支柱后缘316限定支柱300从支柱根部302到支柱外侧端部310 的渐缩形状，并且支柱300的渐缩形状与由支柱前翼梁326和支柱后翼梁 328限定的a形框架结构252的形状互补。
232.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱300包括支柱前缘314 和支柱后缘316，支柱前缘和支柱后缘中的每个都从支柱-机身接头304处 的支柱根部302延伸到支柱-机翼接头306处的支柱外侧端部310，支柱前 附接点400位于支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧端部408的前方并位于支 柱前缘314的后方，并且支柱后附接点402位于支柱后翼梁328的支柱翼 梁内侧端部408的后方并且位于支柱后缘316的前方。
233.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱前翼梁326和支柱后翼 梁328均是连续的，并且每个都具有将支柱前翼梁326和支柱后翼梁328 分成支柱翼梁内侧区段416和支柱翼梁外侧区段418的弯折部414，并且 支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧区段416相对于支柱前翼梁326的支柱翼 梁外侧区段418向前倾斜，并且支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧区段416 相对于支柱前翼梁326的支柱翼梁外侧区段418向后倾斜，由此增加这些 支柱翼梁内侧端部408之间的距离。
234.可选地，在前面段落之一的飞机100中，该飞机还包括以下项中至少 一者：弯折部连接器梁422，在支柱前翼梁326的弯折部414和支柱后翼 梁328的弯折部之间延伸并且使这些弯折部互连；弯折板420，在支柱前 翼梁326的支柱翼梁内侧区段416与支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧区段 416之间延伸并且使它们互连；以及一对对角构件424，每个对角构件都 从支柱翼梁326、328中的一个支柱翼梁的一个支柱翼梁内侧端部408延 伸到另一个支
柱翼梁326、328的弯折部414。
235.可选地，在前面段落之一的飞机100中，该飞机还包括：支柱前配件 434，从支柱前翼梁326向前延伸并且联接到支柱前翼梁，并且构造成在 支柱-机身接头304的支柱前附接点400处将拉伸载荷602分配到机身102 中；以及支柱后配件436，从支柱后翼梁328向后延伸并且联接到支柱后 翼梁，并且构造成在支柱-机身接头304的支柱后附接点402处将压缩载 荷604分配到机身102中。
236.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱前翼梁326的支柱翼梁 内侧端部408和支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧端部都具有沿着中性轴线 延伸的翼梁槽370，a形框架结构252包括：凸缘板372，能插入到支柱 前翼梁326和支柱后翼梁328中的翼梁槽370内，凸缘板372使支柱前翼 梁326和支柱后翼梁328互连，并且从支柱前翼梁326向前并且从支柱后 翼梁328向后延伸；多个支柱凸缘376，从凸缘板372沿内侧方向延伸并 且包括位于支柱前翼梁326的支柱翼梁内侧端部408前方的一个或多个支 柱凸缘376和位于支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧端部408后方的一个或 多个支柱凸缘376，并且机身102具有沿外侧方向突出的多个机身凸缘 110，以用于经由一个或多个销384在支柱前附接点400和支柱后附接点 402处可旋转地联接到支柱凸缘376。
237.可选地，在前面段落之一的飞机100中，支柱前翼梁326的支柱外侧 端部310和支柱后翼梁328的支柱外侧端部分别具有前翼梁板438和后翼 梁板440，前翼梁板和后翼梁板中的每个均在外侧方向上延伸并且彼此重 叠且经由机械紧固件382联接在一起，前翼梁板438和后翼梁板440中的 至少一者具有沿外侧方向突出的一个或多个支柱凸缘376，机翼200具有 在内侧方向上从机翼200突出并且构造成与支柱凸缘376互补的一个或多 个机翼凸缘234，支柱凸缘376和机翼凸缘234经由销384可旋转地联接， 前翼梁板438和后翼梁板440中的至少一者经由至少一个拉杆444、446 联接到机翼200，该至少一个拉杆在前后方向上定向并且联接到前翼梁板 438和后翼梁板440中的至少一者；并且前翼梁板438到后翼梁板440的 联接将分别在支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中的拉伸载荷602和压缩 载荷604分解成在机翼凸缘234中的轴向拉力以及分别在前拉杆444、446 和后拉杆444、446中的轴向压力和轴向拉力。
238.在根据本公开的另一实例中，一种飞机100包括：机身102；机翼200， 在机翼-机身接头204处联接至机身102，并且具有机翼200的后缘；支柱 300，在支柱-机身接头304处联接到机身102并且在支柱-机翼接头306处 联接到机翼200，支柱-机身接头304位于机翼-机身接头204下方并且至 少部分地位于机翼-机身接头后方，支柱300具有支柱前缘314，当从上下 视角观察飞机100时，支柱前缘的一部分位于机翼200的后缘的后方，其 中：当空气经过机翼200时，机翼200产生升力600，由于支柱-机身接头 304的位置在机翼-机身接头204下方并且至少部分地在机翼-机身接头后 方，升力600产生围绕机翼-机身接头204的竖直力矩，并且机翼200和 支柱300中的至少一者具有构造为抵消竖直力矩的结构布置。
239.在根据本公开的另一实例中，一种提升飞机100的性能的方法700包 括：当空气经过机翼200时，使用机翼200产生升力600，该机翼200在 机翼-机身接头204处联接到机身102并且由支柱300支撑，该支柱在位 于机翼-机身接头204下方并且至少部分地在机翼-机身接头后方的支柱
‑ꢀ
机身接头304处联接到机身102；响应于升力600而产生围绕机翼-机身接 头204的竖直力矩；以及使用机翼200和支柱300中的至少一者的结构布 置来抵消竖直
力矩。
240.可选地，在前一段落的方法700中，抵消竖直力矩包括：使用机翼200 的结构布置来抵消竖直力矩的一部分，以及使用支柱300的结构布置来抵 消竖直力矩的一部分，由机翼200抵消的竖直力矩与由支柱300抵消的竖 直力矩的组合相当于竖直力矩的总大小。
241.可选地，在前面段落之一的方法700中，抵消竖直力矩包括：分别在 支柱300的a形框架结构252的支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中承受 拉伸载荷602和压缩载荷604，支柱前翼梁326和支柱后翼梁328都具有 支柱翼梁内侧端部408和支柱翼梁外侧端部410，这些支柱翼梁外侧端部 410在支柱-机翼接头306处会聚，这些支柱翼梁内侧端部408在支柱-机 身接头304处彼此间隔开；以及将拉伸载荷602和压缩载荷604在支柱
‑ꢀ
机身接头304的支柱前附接点400和支柱后附接点402处传递到机身102 中。
242.可选地，在前面段落之一的方法700中，该方法还包括：使用将这些 支柱翼梁内侧端部408互连的内侧端部连接器330来反作用于支柱-机身 接头304处的剪切载荷，该剪切载荷是由于支柱前翼梁326和支柱后翼梁 328中的拉伸载荷602和压缩载荷604而产生的。
243.可选地，在前面段落之一的方法700中，承受拉伸载荷602和承受压 缩载荷604包括分别在支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中承受拉伸载荷 602和压缩载荷604，支柱300具有都从支柱-机身接头304处的支柱根部 302延伸到支柱-机翼接头306处的支柱外侧端部310的支柱前缘314和支 柱后缘316，并且其中，支柱前缘314和支柱后缘316限定支柱300的从 支柱根部302到支柱外侧端部310的渐缩形状，该渐缩形状与由支柱前翼 梁326和支柱后翼梁328限定的a形框架结构252互补。
244.可选地，在前面段落之一的方法700中，分别承受拉伸载荷602和承 受压缩载荷604包括分别在支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中承受拉伸 载荷602和压缩载荷604，支柱前翼梁和支柱后翼梁中的每个都是连续的 且每个都具有将支柱前翼梁326和支柱后翼梁328分成支柱翼梁内侧区段 416和支柱翼梁外侧区段418的弯折部414，并且其中，支柱前翼梁326 的支柱翼梁内侧区段416相对于支柱前翼梁326的支柱翼梁外侧区段418 向前倾斜，并且支柱后翼梁328的支柱翼梁内侧区段416相对于支柱后翼 梁328的支柱翼梁外侧区段418向后倾斜，由此增加支柱翼梁内侧端部408 之间的距离。
245.可选地，在前面段落之一的方法700中，该方法还包括：使用从支柱 前翼梁326向前延伸并且联接到支柱前翼梁的支柱前配件434将拉伸载荷 602分配到支柱前附接点400中；以及使用从支柱后翼梁328向后延伸并 且联接到支柱后翼梁的支柱后配件436将压缩载荷604分配到支柱后附接 点402中。
246.可选地，在前面段落之一的方法700中，该方法还包括：使用可插入 支柱前翼梁326和支柱后翼梁328中的翼梁槽370内的凸缘板372将拉伸 载荷602分配到支柱前附接点400中并且将压缩载荷604分配到支柱后附 接点402中，凸缘板372使支柱前翼梁326和支柱后翼梁328互连并且从 支柱前翼梁326向前并且从支柱后翼梁328向后延伸，并且凸缘板372具 有位于支柱前翼梁326前方的一个或多个支柱凸缘376以及位于支柱后翼 梁328后方的一个或多个支柱凸缘376，支柱凸缘376经由一个或多个销 384可旋转地联接到在支柱前附接点400和支柱后附接点402处从机身102 突出的多个机身凸缘110。
247.可选地，在前面段落之一的方法700中，该方法还包括通过执行以下 操作在支柱-机翼接头306处将拉伸载荷602和压缩载荷604传递到机翼 200中：将拉伸载荷602和压缩载
荷604分别传递到分别从支柱前翼梁326 和支柱后翼梁328延伸的前翼梁板438和后翼梁板440中，前翼梁板438 和后翼梁板440以重叠关系联接在一起，并且前翼梁板438和后翼梁板440 中的至少一者具有沿外侧方向突出的多个支柱凸缘376；经由前翼梁板438 和后翼梁板440将拉伸载荷602和压缩载荷604分解成多个机翼凸缘234 中的轴向拉力，其中这些机翼凸缘沿内侧方向突出并且经由销384可旋转 地联接至多个支柱凸缘376；以及分别在前拉杆444，446和后拉杆444， 446中的轴向压力和轴向拉力，前拉杆和后拉杆各自从前翼梁板和后翼梁 板中的至少一者沿前后方向延伸。
248.本公开的其他修改和改进对本领域普通技术人员可以是显而易见的。 因此，在本文中描述和示出的部件的特定组合旨在仅仅表示本公开的某些 实例，并且不旨在用作对本公开的精神和范围内的可替代实例或装置的限 制。

技术特征：
1.一种飞机(100)，包括：机身(102)；机翼(200)，在机翼-机身接头(204)处联接至所述机身(102)；支柱(300)，在支柱-机身接头(304)处联接到所述机身(102)并且在支柱-机翼接头(306)处联接到所述机翼(200)，所述支柱-机身接头(304)位于所述机翼-机身接头(204)下方并且至少部分地位于所述机翼-机身接头后方；其中：当空气经过所述机翼(200)时，所述机翼(200)产生升力(600)，由于所述支柱-机身接头(304)的位置在所述机翼-机身接头(204)下方并且至少部分地在所述机翼-机身接头后方，所述升力(600)产生围绕所述机翼-机身接头(204)的竖直力矩，并且所述机翼(200)和所述支柱(300)中的至少一者具有构造为抵消所述竖直力矩的结构布置。2.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中：所述机翼(200)和所述支柱(300)每个都构造为抵消所述竖直力矩的一部分，并且由所述机翼(200)所抵消的竖直力矩与由所述支柱(300)所抵消的竖直力矩的组合相当于所述竖直力矩的总大小。3.根据权利要求1所述的飞机(100)，其中：所述支柱(300)包括具有支柱前翼梁(326)和支柱后翼梁(328)的a形框架结构(252)，所述支柱前翼梁和所述支柱后翼梁每个都具有支柱翼梁内侧端部(408)和支柱翼梁外侧端部(410)，这些支柱翼梁外侧端部(410)在所述支柱-机翼接头(306)处会聚，并且所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)分别构造为响应于由所述升力(600)产生的所述竖直力矩而承受拉伸载荷(602)和压缩载荷(604)，并且这些支柱翼梁内侧端部(408)在所述支柱-机身接头(304)处彼此间隔开并且构造成在所述支柱-机身接头(304)的支柱前附接点(400)和支柱后附接点(402)处将所述拉伸载荷(602)和所述压缩载荷(604)传递到所述机身(102)中。4.根据权利要求3所述的飞机(100)，其中：所述a形框架结构(252)具有使多个所述支柱翼梁内侧端部(408)互连的内侧端部连接器(330)，所述内侧端部连接器(330)构造为在所述支柱前附接点(400)和所述支柱后附接点(402)处将剪切载荷传递到所述机身(102)中，并且所述剪切载荷响应于分别由所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)承受的所述拉伸载荷(602)和所述压缩载荷(604)。5.根据权利要求3或4所述的飞机(100)，其中：所述支柱(300)包括支柱前缘(314)和支柱后缘(316)，所述支柱前缘和所述支柱后缘每个都从所述支柱-机身接头(304)处的支柱根部(302)延伸到所述支柱-机翼接头(306)处的支柱外侧端部(310)，所述支柱前缘(314)和所述支柱后缘(316)限定所述支柱(300)的从所述支柱根部
(302)到所述支柱外侧端部(310)的渐缩形状，并且所述支柱(300)的渐缩形状与由所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)限定的所述a形框架结构(252)的形状互补。6.根据权利要求3或4所述的飞机(100)，其中：所述支柱(300)包括支柱前缘(314)和支柱后缘(316)，所述支柱前缘和所述支柱后缘每个都从所述支柱-机身接头(304)处的支柱根部(302)延伸到所述支柱-机翼接头(306)处的支柱外侧端部(310)，所述支柱前附接点(400)位于所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁内侧端部(408)的前方并且位于所述支柱前缘(314)的后方，并且所述支柱后附接点(402)位于所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁内侧端部(408)的后方并且且位于所述支柱后缘(316)的前方。7.根据权利要求3或4所述的飞机(100)，其中：所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)每个都是连续的并且每个都具有弯折部(414)，这些弯折部将所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)都分成支柱翼梁内侧区段(416)和支柱翼梁外侧区段(418)，并且所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁内侧区段(416)相对于所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁外侧区段(418)向前倾斜，并且所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁内侧区段(416)相对于所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁外侧区段(418)向后倾斜，由此增加这些支柱翼梁内侧端部(408)之间的距离。8.根据权利要求7所述的飞机(100)，所述飞机包括以下项中至少一者：弯折部连接器梁(422)，在所述支柱前翼梁(326)的弯折部(414)和所述支柱后翼梁(328)的弯折部之间延伸并且使所述支柱前翼梁的弯折部与所述支柱后翼梁的弯折部互连；弯折板(420)，在所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁内侧区段(416)与所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁内侧区段(416)之间延伸并且使所述支柱前翼梁的支柱翼梁内侧区段与所述支柱后翼梁的支柱翼梁内侧区段互连；以及一对对角构件(424)，每个所述对角构件从所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)中的一者的支柱翼梁内侧端部(408)延伸到所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)中的另一者的弯折部(414)。9.根据权利要求3、4和8中任一项所述的飞机(100)，所述飞机还包括：支柱前配件(434)，从所述支柱前翼梁(326)向前延伸并且联接到所述支柱前翼梁，并且所述支柱前配件构造成在所述支柱-机身接头(304)的所述支柱前附接点(400)处将所述拉伸载荷(602)分配到所述机身(102)中；以及支柱后配件(436)，从所述支柱后翼梁(328)向后延伸并且联接到所述支柱后翼梁，并且所述支柱后配件构造成在所述支柱-机身接头(304)的所述支柱后附接点(402)处将所述压缩载荷(604)分配到所述机身(102)中。10.根据权利要求3、4和8中任一项所述的飞机(100)，其中：所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁内侧端部(408)和所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁内侧端部每个都具有沿着中性轴线延伸的翼梁槽(370)，
所述a形框架结构(252)包括：凸缘板(372)，能插入到位于所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)中的所述翼梁槽(370)内，所述凸缘板(372)使所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)互连，并且所述凸缘板从所述支柱前翼梁(326)向前并且从所述支柱后翼梁(328)向后延伸；多个支柱凸缘(376)，这些支柱凸缘从所述凸缘板(372)沿内侧方向延伸并且包括位于所述支柱前翼梁(326)的支柱翼梁内侧端部(408)前方的一个或多个支柱凸缘(376)和位于所述支柱后翼梁(328)的支柱翼梁内侧端部(408)后方的一个或多个支柱凸缘(376)；并且所述机身(102)具有沿外侧方向突出的多个机身凸缘(110)，以用于经由一个或多个销(384)在所述支柱前附接点(400)和所述支柱后附接点(402)处能旋转地联接到所述支柱凸缘(376)。11.根据权利要求3、4和8中任一项所述的飞机(100)，其中：所述支柱前翼梁(326)的支柱外侧端部(310)和所述支柱后翼梁(328)的支柱外侧端部分别具有前翼梁板(438)和后翼梁板(440)，所述前翼梁板和所述后翼梁板每个都在外侧方向上延伸并且彼此重叠且经由机械紧固件(382)联接在一起，所述前翼梁板(438)和所述后翼梁板(440)中的至少一者具有沿外侧方向突出的一个或多个支柱凸缘(376)，所述机翼(200)具有从所述机翼(200)沿内侧方向突出并且构造成与所述支柱凸缘(376)互补的一个或多个机翼凸缘(234)，所述支柱凸缘(376)和所述机翼凸缘(234)经由销(384)能旋转地联接在一起，所述前翼梁板(438)和所述后翼梁板(440)中的至少一者经由至少一个拉杆(444、446)联接到所述机翼(200)，所述拉杆在前后方向上定向并且联接到所述前翼梁板(438)和所述后翼梁板(440)中的至少一者，并且所述前翼梁板(438)到所述后翼梁板(440)的联接将分别位于所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)中的所述拉伸载荷(602)和所述压缩载荷(604)分解成所述机翼凸缘(234)中的轴向拉力以及分别位于前拉杆(444、446)和后拉杆(444、446)中的轴向压力和轴向拉力。12.一种提升飞机(100)的性能的方法(700)，包括：当空气经过机翼(200)时，使用所述机翼(200)产生升力(600)，所述机翼(200)在机翼-机身接头(204)处联接到机身(102)并且由支柱(300)支撑，所述支柱在位于所述机翼-机身接头(204)下方并且至少部分地位于所述机翼-机身接头后方的支柱-机身接头(304)处联接到所述机身(102)；响应于所述升力(600)而产生围绕所述机翼-机身接头(204)的竖直力矩；以及使用所述机翼(200)和所述支柱(300)中的至少一者的结构布置来抵消所述竖直力矩。13.根据权利要求12所述的方法(700)，其中，抵消所述竖直力矩包括：使用所述机翼(200)的结构布置抵消所述竖直力矩的一部分，并且使用所述支柱(300)的结构布置抵消所述竖直力矩的一部分，由所述机翼(200)所抵消的竖直力矩和由所述支柱(300)所抵消的竖直力矩的组合等于所述竖直力矩的总大小。14.根据权利要求12或13所述的方法(700)，抵消所述竖直力矩包括：分别在所述支柱(300)的a形框架结构(252)的支柱前翼梁(326)和支柱后翼梁(328)中
承受拉伸载荷(602)和压缩载荷(604)，所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)每个都具有支柱翼梁内侧端部(408)和支柱翼梁外侧端部(410)，这些支柱翼梁外侧端部(410)在支柱-机翼接头(306)处会聚，这些支柱翼梁内侧端部(408)在所述支柱-机身接头(304)处彼此间隔开；以及将所述拉伸载荷(602)和所述压缩载荷(604)在所述支柱-机身接头(304)的支柱前附接点(400)和支柱后附接点(402)处传递到所述机身(102)中。15.根据权利要求14所述的方法(700)，所述方法还包括：使用使多个所述支柱翼梁内侧端部(408)互连的内侧端部连接器(330)来反作用于所述支柱-机身接头(304)处的剪切载荷，所述剪切载荷是由于所述支柱前翼梁(326)和所述支柱后翼梁(328)中的所述拉伸载荷(602)和所述压缩载荷(604)而产生的。

技术总结
一种飞机(100)，包括机身(102)和一对机翼(200)。每个机翼(200)都在机翼-机身接头(204)处联接到机身(102)并且由支柱(300)支撑，该支柱在支柱-机身接头(304)处联接到机身并且在支柱-机翼接头(306)处联接到机翼。支柱-机身接头(304)位于机翼-机身接头(204)下方并且至少部分地位于机翼-机身接头后方。当空气经过机翼(200)时，机翼(200)产生升力(600)。由于支柱-机身接头(304)的位置在机翼-机身接头(204)下方并且至少部分地在机翼-机身接头后方，升力(600)产生围绕机翼-机身接头(204)的竖直力矩。机翼(200)和/或支柱(300)具有构造为抵消该竖直力矩的结构布置。为抵消该竖直力矩的结构布置。为抵消该竖直力矩的结构布置。


技术研发人员：罗伯特
受保护的技术使用者：波音公司
技术研发日：2022.10.28
技术公布日：2023/5/5