阅读说明：本技术 连接器 (Connector with a locking member ) 是由 保罗·道格拉斯 安东尼·布赖恩特 丹尼尔·皮奇 于 2019-07-02 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种连接器、连接器组件、飞行器燃料通气系统和飞行器机翼。连接器将通气管或浮阀与附接至飞行器面板的帽形截面的桁条管道连接。连接器具有桥接件以桥接在管道上并且覆盖管道的壁中的孔。桥接件在每一侧具有用于将连接器附接至面板的凸缘。连接器具有将桥接件相对于管道密封的密封件、在桥接件中限定的孔和流量控制器连接器,流量控制器连接器将连接器与管道或浮阀连接并提供其之间的流体连通。组件包括连接器、管道和飞行器面板,燃料通气系统包括一个或更多个燃料箱、通气管和通向大气的排放口。(The invention provides a connector, a connector assembly, an aircraft fuel vent system and an aircraft wing. A connector connects the snorkel or float valve with a stringer pipe attached to the hat section of the aircraft panel. The connector has a bridge to bridge over the pipe and cover an aperture in the wall of the pipe. The bridge has flanges on each side for attaching the connector to the panel. The connector has a seal that seals the bridge relative to the pipe, an aperture defined in the bridge, and a flow controller connector that connects the connector with the pipe or float valve and provides fluid communication therebetween. The assembly includes a connector, a tube, and an aircraft panel, and the fuel venting system includes one or more fuel tanks, a vent tube, and a vent to atmosphere.)

连接器

技术领域

本发明涉及一种用于将飞行器桁条管道连接至管或其他类型的流量控制器的连接器。具体地，本发明涉及能够可释放地附接至管道而不会穿入管道的内部的这种连接器。

背景技术

已知使用作为管道的飞行器帽形截面机翼桁条来沿机翼的翼展方向传导为液体和气体二者的流体。桁条是牢固地附接至机翼的蒙皮——也被称为覆盖件——的加强构件。它们沿机翼的翼展方向从机翼根部至机翼梢部延伸。帽形桁条的横截面形状由下述限定：用于将桁条附接至被加强的面板上的两个间隔开的共面的凸缘、附接至所述凸缘的内边缘的一对间隔开的直立腹板和跨腹板的远端边缘桥接的冠部。这种桁条在附接至被加强的面板时形成能够沿其长度传导流体的封闭通道。

具体地，对于使用机翼内的空间作为燃料箱的现代民用客机，这种帽形截面桁条可以用来在燃料箱之间沿机翼的翼展方向传导燃料、燃料蒸气或空气。这种桁条已经被称为燃料桁条管道(FSD)，并且具体地用于将空气从中央燃料箱和一个或更多个机翼箱排放至通常位于机翼外侧部分中的缓冲箱。空气经由位于给定箱的顶部的内侧和附近的喇叭口或浮阀进入该箱中的FSD。喇叭口或浮阀通常通过一段管连接至FSD。

目前，将管连接器——通常是弯头连接器——附接至FSD的一种已知方法是通过粘合。如果机翼覆盖件由碳纤维增强塑料(CFRP)制成，则FSD可能包括相同的材料并且抵靠于覆盖件在恰当位置上共固化以形成一体的增强结构。在这种情况下，用于将管连接至碳纤维FSD的连接器成形为配合在帽形截面的FSD的周围并且通过在适当位置的共固化或通过使用粘合剂粘附至FSD。应注意，这种布置不涉及连接器或任何其固定装置进入管道本身的任何侵入。因此，FSD内的流体流没有中断。这种流中断会导致排放系统中的压力损失。紧固件的侵入还可能导致积聚在FSD内的静电通过火花释出的风险。

然而，在连接器与FSD之间使用这种结合连接意味着如果损坏则连接器不容易被移除和更换。这种连接器因为突出于FSD而容易损坏。

将管连接器附接至FSD的另一困难在于进行流体连接的最方便的方式通常是穿过FSD的冠部中的孔。从保持附接至FSD的任何管道工程管尽可能靠近机翼覆盖件的观点来看，期望的是将管道工程管连接至FSD的腹板。然而，FSD的腹板通常不像冠部那样宽，这使得难以将足够直径的管道工程管附接至腹板。使得FSD中的孔能够处于其冠部中但是采取与FSD的腹板进行管连接的连接器将缓解该问题。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种用于将流体流控制器可释放地连接至飞行器桁条管道的连接器，该连接器具有桥接在桁条管道上的桥接件、在桥接件的每一侧的用于将连接器附接至桁条管道的凸缘、在桥接件中限定的用于桁条管道与连接器之间的流体通过的孔以及用于将连接器连接至所述流量控制器的流量控制器连接器。

因此，根据本发明的连接器可以适当地围绕具有任何封闭截面的桁条管道、例如Ω形截面或帽形截面的桁条来装配。

连接器可以由具有所需强度、刚度、轻度、耐久性等特性的任何合适材料制成。因此，金属或热塑性材料被认为是合适的。

连接器可以通过穿过凸缘的紧固件而能够附接至面板。这种布置提供的优点在于，连接器如果损坏则可以容易地从飞行器面板移除。另外，紧固件将不会侵入管道，若紧固件侵入管道则会阻碍管道内的流体流动。

桥接件可以包括：一对腹板，每个腹板从所述凸缘直立；以及桥接在腹板之间的冠部，并且流量控制器连接器可以位于桥接件的冠部上或腹板上。

流量控制器连接器可以包括管连接器，管连接器可选地呈螺纹构件或限定有用于紧固件的孔的凸缘的形式。替代性地，流量控制器连接器可以包括浮阀连接器，该浮阀连接器可以呈用于浮阀的枢轴的形式。

桥接件中可以限定排放室，在该桥接件装配好后该排放室围绕管道的至少一部分，并且在使用中，桥接件可以包括用于密封排放室内的在管道的所述壁中的孔的至少一个密封件。

至少一个腹板可以具有将紧固件设置在柱之间的柱状结构。这种布置为连接器提供结构刚度，其中，紧固件位于柱之间并且因此占据最小的空间。

根据本发明的第二方面，提供了一种连接至飞行器桁条管道和面板的包括根据第一方面的连接器的连接器组件。

该组件可以包括插置在管道与连接器之间的增强鞍座，鞍座永久地结合至管道。管道和鞍座均可以包括CFRP材料，并且鞍座可以与管道共固化，以节省组件的生产时间、获得组件的最优强度和耐久性。

鞍座可以具有适于接合连接器的凸缘的凸缘。鞍座和连接器可以各自具有限定大致平坦的冠部的帽形截面，所述冠部限定有孔，并且其中，可以在连接器的冠部与鞍座的冠部之间以及在连接器的凸缘与鞍座的凸缘之间设置牺牲性材料，所述牺牲性材料可以根据需要被移除，以确保鞍座的凸缘与鞍座的冠部之间的在正交于鞍座的凸缘的方向上测量的间距准确地匹配连接器的凸缘与连接器的冠部之间的在正交于连接器的凸缘的方向上测量的间距。

替代性地，冠部与凸缘之间的间距可以通过在共固化过程中至少对于冠部和凸缘使用硬模具(hard tooling)来控制。

连接器组件可以包括附接至流量控制器连接器的可选地呈管的形式的所述流量控制器。管可以是飞行器的燃料箱内的燃料通气管。管可以装配有喇叭口或浮阀装置。

替代性地，流量控制器可以包括经由流量控制器连接器能够直接操作于连接器上的浮阀。

在优选的装置中，桥接件的间隔开的腹板和冠部可以限定所述排放室，在腹板中限定有孔，所述浮阀具有浮子并且能够绕呈枢轴形式的流量控制器连接器枢转。浮阀可以包括用于孔的封闭件，封闭件包括能够根据浮子的位置枢转为与腹板的围绕孔的部分接合和脱离的板。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器燃料通气系统，该飞行器燃料通气系统包括一个或更多个桁条管道、所述一个或更多个桁条管道从中穿过的一个或更多个燃料箱以及附接至该燃料箱中或每个燃料箱中的桁条管道的根据第二方面的连接器组件。

根据本发明的第四方面，提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括根据第三方面的燃料通气系统。

附图说明

现在将参照附图通过示例来描述本发明，在附图中：

图1是根据本发明第一实施方式的飞行器燃料通气系统的从下方观察的立体图；

图2是图1的系统的一部分的变型的立体图；

图3是根据本发明实施方式的连接器的侧向剖视图；

图4是与图1的连接器一起使用的FSD、鞍座和面板的侧向剖视图；

图5是图1的连接器和图4的FSD、鞍座和面板以及管连接器的组件的侧向剖视图，

图6是根据本发明一实施方式的组件的侧向剖视图，其中，连接器具有侧壁或腹板流量控制器连接器；

图7是根据本发明另一实施方式的具有侧部流量控制器连接器的连接器组件的从下方和一侧观察的等距视图；

图8是沿图7的线VIII-VIII截取的截面；

图9是根据本发明另一实施方式的具有冠部流量控制器连接器的连接器组件的从下方和一侧观察的等距视图；

图10是沿图9的线X-X截取的截面；

图11是根据本发明一实施方式的飞行器燃料通气系统的一部分的示意性立体图；

图12是根据本发明另一实施方式的连接器组件的从上方和一侧观察的立体图；

图13是沿图12的线XIII-XIII截取的截面；

图14是根据本发明另一实施方式的连接器的立体图；

图15是根据本发明另一实施方式的连接器组件的从上方和一侧观察的立体图；

图16是与图15所示的连接器组件类似的连接器组件的侧向剖视图；

图17是图16的组件中所示的连接器的侧向剖视图；

图18是图17所示的连接器的立体图；以及

图19是具有根据本发明的燃料通气系统的飞行器机翼的示意性平面图。

具体实施方式

在所有附图中，为了便于理解，在方便的情况下，相同的特征用相同的附图标记表示。

参照附图的图1和图2，示出了飞行器燃料通气系统。该系统包括CFRP材料的飞行器蒙皮面板或覆盖件1，飞行器蒙皮面板或覆盖件1通过共固化而附接有呈CFRP制成的FSD2形式的帽形截面桁条。覆盖件1和FSD 2通过紧固件3附接有连接器4。在FSD 2与连接器4之间插置有CFRP增强鞍座5，CFRP增强鞍座5已经与覆盖件1和FSD 2共固化。

总体上示出为7的燃料通气管经由呈管连接器6(参见图2)形式的流量控制器连接器附接至连接器4。管7包括呈弯头连接器8形式的流量控制器，弯头连接器8经由内部密封件(未示出)连接至直的浮动管9，然后经由第二浮动内部密封件(未示出)连接至过渡管10。过渡管10包括圆形弯头部分11、过渡部分12以及长圆形喇叭口15，圆形弯头部分11接合浮动管9，过渡部分12的截面形状从圆形过渡至长圆形，并且过渡部分12包括用于将通气管7安装至机翼肋部14的安装件13，喇叭口15具有与覆盖件1相邻的开口。

所示区域位于飞行器的机翼燃料箱16(参见图19)内，因此燃料有时几乎填满箱。这就是喇叭口15的开口定位得如此靠近顶覆盖件1的原因：以便不将燃料吸入通气系统。作为替代性方案，喇叭口15可以由浮阀(参见图11及描述)代替，以防止燃料进入通气系统。通气系统工作以使得飞行器的燃料系统中的压力能够取决于各个燃料箱中的燃料液位的变化和由飞行器的高度变化引起的大气压力的变化而均衡。该系统通过由通气系统内的较低压力吸入的来自燃料箱中的燃料上方的空间的、或者通过因箱中的燃料液位上升而被迫进入管7的空隙气体的单向地工作。然后，空隙气体通过连接器4进入FSD 2，并然后沿机翼17(参见图19)到达靠近机翼梢部21的缓冲箱20。另一方面，如果箱中的燃料液位正在下降，则空气将从大气穿过通气系统吸入箱。

通过紧固件3而不是通过粘合附接至机翼覆盖件1的本发明的连接器可以在该连接器或通气系统的一部分损坏、故障或需要维修时被移除和更换。在图1中，应注意，管7从几乎与FSD 2平行的弯头连接器8中显现，然而在图2中，弯头连接器8显现为与FSD 2成直角。任何期望的角度均是可能的。

图3、图4和图5示出了与图1和图2中所示的设计相类似的设计的连接器和连接器组件的截面图。在图3中，根据本发明的连接器4由刚性热塑性材料制成，并且具有：用于通过与图1所示的紧固件相类似的紧固件将连接器4附接至飞行器面板的一对间隔开的凸缘22、23；从凸缘22、23直立的一对间隔开的腹板24、25；跨腹板桥接的冠部26；以及呈管连接器27形式的流量控制器连接器。

腹板24、25和冠部26形成桥接件并且限定穿过该桥接件的用于容纳FSD的通道28。管连接器27限定用于使燃料系统空隙气体或来自大气的空气从中通过的圆形孔29。凹部30容纳圆形密封件31(参见图5)以相对于FSD密封连接器4。

参照图4，示出了CFRP飞行器机翼面板1。CFRP制成的FSD 2通过共固化工艺附接至机翼面板1的内表面32。FSD在此包括内部管道帘布层35、带凸缘的中间帘布层36和带凸缘的鞍座37。管道内部帘布层35、中间帘布层36和鞍座37都具有孔38，所述孔38用于容纳从其中穿过的紧固件3，尽管如上所说明的，在FSD与面板1共固化的情况下，不使用紧固件来将FSD保持就位。FSD 2的冠部47在其中限定有圆形孔53，圆形孔53定位成与连接器4的孔29对齐。

在未填充的情况下存在于机翼面板1、内部帘布层35与中间帘布层36之间的空隙由条状件39、40填充。将牺牲性玻璃纤维帘布层41、42、43和44机械加工至指定厚度，以确保在FSD鞍座37的凸缘45、46与FSD鞍座37的冠部47之间存在在与凸缘22、23正交的方向上测量的特定间距。为了确保准确装配，该间距将与连接器4的凸缘22、23与连接器4的冠部26之间的特定间距相同。

转向图5，示出了装配至FSD 2的连接器4。埋头紧固件3和带有螺母帽34的模锻套环(swaged collars)33(参见图5)将连接器4在FSD 2上保持就位。连接器4的流量控制器连接器27装配有呈管48形式的流量控制器。管48具有与流量控制器连接器27的凸缘110接合的凸缘109。管48通过凹槽50中的密封件49相对于凸缘27密封。在实践中，紧固件将用于使得管48能够被移除以进行维护等，但是此处并未示出紧固件。

如此，图3、图4和图5的实施方式示出了根据本发明的组件，其中，管48在连接器4的冠部26处安装至连接器4。以这种方式安装管并非总是合适或期望的，因为与管从连接器4的腹板24、25中的一者中显现的情况下管与机翼面板1的距离相比，这种方式安装的管会距离机翼面板1更远。将管48安装至连接器的腹板会使其相当地靠近机翼面板，并且因此使喇叭口自然地更靠近面板1。

图6所示的实施方式具有这样的连接器4：其具有安装至腹板的流量控制器连接器51。除了将管安装至连接器的腹板的上述优点以外，该布置还避免在FSD 2的冠部52中形成任何孔，这在某些情况下可能是期望的。连接器4通过设置在连接器的凹槽55中的周边密封件54相对于鞍座37密封。密封件54支承在玻璃纤维材料的牺牲层56上。在鞍座37与连接器4之间定位有玻璃纤维材料制成的类似的牺牲层57、58、59，如前所述，所有这些都可以被机械加工，以确保连接器4在鞍座37上的完美装配。

通过紧固件60至流量控制器连接器51附接有呈管61形式的流量控制器。该管类似地通过周边密封件62密封至流量控制器连接器51。可以看出，管61从紧靠面板1的流量控制器连接器51中显现，并且不需要90°的连接器来引导该管跨过机翼。

图7和图8示出了根据本发明另一实施方式的连接器。在该实施方式中，连接器4限定围绕FSD 2的排放室63。排放室63通过恰好围绕连接器4延伸的周边凸缘64相对于FSD 2密封。通过使用液体密封剂(未示出)或者通过采用在先前图中所示类型的凹槽中的弹性密封件(再次，未示出)来获得凸缘64与FSD之间的流体密封式密封件。连接器的腹板65、66具有将紧固件(未示出)设置在柱67、68之间的柱状结构。该设计为连接器4提供了优异的刚度和空间效率，其中，柱状结构使得排放室63能够延伸至FSD 2的每一侧，同时为使用紧固件穿过周围凸缘64中的孔71提供了条件。

可以观察到，流量控制器连接器70的孔口69的直径大于FSD 2的腹板24的高度。因此，将排放室63用于连接器4使得能够进行直径大于腹板24的高度的管侧向连接至连接器4。如果需要，FSD的冠部73中的孔72可以是长形的或加倍的，以获得期望的整体尺寸，因为其尺寸和形状与流量控制连接器70的孔口69的尺寸和形状不相关联。

如此，不是如在前面的实施方式中那样将管直接连接至FSD中的孔中，本实施方式通过采用排放室63在FSD中的孔72与连接器4中的流量控制器连接器70之间传递空隙气体来提供设计灵活性。如此，其中附接至流量控制器连接器70的管(未示出)从连接器4显现的方向不受FSD中孔的定位的限制。

在图9和图10中进一步说明由该实施方式提供的灵活性。在此，流量控制器连接器74位于连接器4的冠部75上，以使得连接至流量控制器连接器74的管(未示出)能够从FSD 2直接向下引导。可以观察到，FSD2中的孔76、77形成在FSD 2的腹板78、79中而不是形成在其冠部80中。孔76、77的这种定位可以用于避免穿透冠部80以及避免由此损失冠部的强度。同样，如果需要，孔76、77可以是长形的以获得期望的开口区域。

现在转向图11、图12、图13和图14，示出了连接器的另一实施方式。图11是根据本发明的燃料通气系统的一部分的飞行器燃料箱内部的示意性总体立体图。沿飞行器机翼的翼展方向延伸的FSD 2附接有根据本发明的该实施方式的连接器4。连接器4通过紧固件(未示出)附接有呈通气管7形式的流量控制器，所述紧固件穿过孔111将管7的凸缘85附接至连接器4。通气管7在另一个帽形截面机翼桁条81的下方沿机翼的弦向延伸，并且通气管7通过支架82附接至该桁条81。排放浮阀83附接至通气管10的端部84。当燃料低于预设液位时，浮阀83使得来自箱中的燃料(未示出)上方的空隙气体能够流入管7。这尽可能地避免燃料进入通气管7。

图12、图13和图14示出了图11所示的连接器4的细节。参见图14，连接器4具有与上面讨论的那些大致相似的构型，其具有大致帽形的截面，该截面限定了从中穿过的通道28。然而，该连接器与图1至图6所示的连接器的不同之处在于包括控制流体流过90°弯曲部的过渡区域86。可以看出，与图1至图5所示的实施方式相比，这种布置在使用中在竖向上占据较小的空间。在图1至图5中，弯头连接器8控制流体流过相同的90°但占据更多的竖向空间并且将连接至弯头连接器8的管7引导至距离面板1相当远处并且因此在燃料箱中更低。还避免了使用单独的弯头连接器8。单向阀88从连接器4的下端部87向下垂下。该阀从燃料通气系统排出不需要的液体。

现在转向图15至图18，示出了根据本发明另一实施方式的连接器4。该连接器具有排放室89和呈选择性地挡住通向排放室89的开口91的浮阀90形式的流量控制器。可以观察到，排放室89仅围绕FSD 2的两个侧部——冠部26和一腹板25——延伸。

这种设计有效地消除了对单独的燃料通气管的需要，这是因为空隙气体进入连接器的入口从诸如图11所示的管的端部84移至连接器4本身。可以观察到，开口91的位置靠近连接器的凸缘92，在使用中，凸缘92会极其靠近该凸缘92所附接的上机翼面板。可以看出，该连接器4为FSD2提供了极其整齐的入口和出口。只要在机翼的沿弦向方向与FSD间隔开的位置处不需要进入通气系统的流体入口，则连接器4为通气系统入口提供简单、紧凑、重量轻且节省空间的设计解决方案。

参见图16，可以看出，排放室89在FSD 2中的孔93与排放室89中的开口91之间提供流体连接。流量控制器浮阀90包括在呈枢轴95形式的流量控制器连接器上转动的臂部94，并且臂部94具有取决于浮子97被箱中的燃料推动所至的位置而选择性地覆盖并密封孔91的阀板96。因此，如图17所示，较低的燃料液位将使得浮子97能够向下枢转并且使阀板96枢转远离排放室89中的开口91。然后，空隙气体可以通过连接器4进入或离开通气系统的FSD2。如果燃料液位上升，如图16所示，浮子97将向上枢转，使得阀板96最终关闭并且密封排放室89中的开口91，防止流体流入或流出通气系统。

在图19中，示出了根据本发明的机翼17和通气系统98。机翼17包括四个燃料箱16、18、19和20，燃料通气系统98穿过所有四个箱。三个FSD 99、100、112沿上机翼覆盖件1延伸穿过箱18、19和20。飞行器的机身101内的中央箱16具有燃料通气管102，燃料通气管102从中央箱16延伸至到机翼箱18中，以经由本发明的连接器103连接至FSD112。在箱18中，燃料通气管104经由连接器105向FSD 99中给送。在箱19中，燃料通气管106经由连接器107向FSD100中给送。FSD 99、100、112全部进入缓冲箱20。FSD 99、100、112可以是端部开口的，具有在冠部或腹板中形成的孔，或者可以采用连接器和通气管，以便排放至大气。缓冲箱20通常与NACA管道或类似物108连通以使箱向大气排放。

本文描述的实施方式是本发明何以实现的各个非限制性示例。关于任一实施方式所描述的任何特征可以单独使用，或者与所描述的其他特征结合使用，并且还可以与任何其他实施方式的一个或更多个特征或者任何其他实施方式的任何组合结合使用。此外，也可以在不脱离由所附权利要求书所限定的本发明的范围的情况下采用以上未描述的等同物和变型。

除非另有说明，否则本文使用的词语“或”理解为“和/或”的意思。