用于飞行器的组件及飞行器

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用于飞行器的组件及飞行器
申请号	CN201910090149.6	申请日	2019-01-30	公开(公告)号	CN110104186B	公开(公告)日	2022-07-01
申请人	空中客车运营简化股份公司;			发明人	洛朗·拉丰; 斯特凡·迪达; 热罗姆·科尔马格罗;
摘要	本发明涉及一种用于飞行器的组件及飞行器，该组件包括：机翼，该机翼包括翼型盒，该翼型盒部分地使用前部桁梁产生；安装吊挂架，该安装吊挂架安排在所述机翼下方、并且包括主盒形式的主结构，该主盒具有顶部桁梁、底部桁梁、侧向面板以及被称为固定肋的横向加强肋，该顶部桁梁至少部分地在所述翼型盒下方延伸、并且具有狭缝，该固定肋的底部部分容纳并固定在主结构内，并且固定肋的顶部部分穿过狭缝；固定装置，该固定装置确保顶部部分到前部桁梁的固定，并且其中，固定装置包括多个固定螺栓，其中，每个固定螺栓将顶部部分固定至前部桁梁、并且每个固定螺栓具有其与固定肋成直角的轴线。这种组件使得可以使安装吊挂架的主结构尽可能地靠近机翼。
权利要求	1.一种用于飞行器(10)的组件(100)，并且所述组件包括： ‑机翼(102)，所述机翼包括翼型盒(104)，所述翼型盒部分地使用前部桁梁(106)产生，‑安装吊挂架(110)，所述安装吊挂架安排在所述机翼(102)下方、并且包括主盒形式的主结构(112)，所述主盒具有顶部桁梁(120)、底部桁梁(122)、侧向面板(124)、以及被称为固定肋的横向加强肋(126)，所述顶部桁梁至少部分地在所述翼型盒(104)下方延伸、并且具有狭缝(402)，所述固定肋的底部部分(128)容纳并固定在所述主结构(112)内，并且所述固定肋的顶部部分(130)穿过所述狭缝(402)，‑固定装置(180)，所述固定装置确保所述顶部部分(130)到所述前部桁梁(106)的固定，并且其中，所述固定装置包括多个固定螺栓(302)，其中，每个固定螺栓(302)将所述顶部部分(130)固定至所述前部桁梁(106)、并且每个固定螺栓具有其与所述固定肋(126)成直角的轴线，‑额外的固定装置(450)，所述额外的固定装置安排在所述顶部桁梁(120)与所述固定肋(126)之间，所述额外的固定装置(450)包括第一中心角铁(452)、第二中心角铁(702)、以及轴线与所述固定肋(126)成直角的额外的螺栓(457)，所述第一中心角铁通过轴线与所述顶部桁梁(120)成直角的第一螺栓(454)固定至所述顶部桁梁(120)，所述第二中心角铁面向所述第一中心角铁(452)、并且通过第二螺栓(704)固定至所述前部桁梁(106)，其中，所述第一中心角铁(452)和所述第二中心角铁(702)被安排在所述固定肋(126)两侧，所述额外的螺栓穿过所述固定肋(126)将所述第二中心角铁(702)固定至所述第一中心角铁(452)，所述额外的固定装置(450)包括：在所述第一中心角铁(452)两侧的所述顶部桁梁(120)的第一层片(456a至456b)，其中，所述第一层片(456a至456b)中的每个第一层片具有支承抵靠所述固定肋(126)的面的内部面；两个第二层片(459a至459b)，其中，每个第二层片(459a至459b)安排成面向所述第一层片(456a至456b)、并且具有支承抵靠所述固定肋(126)的另一个面的内部面；以及贯穿螺栓(458)，这些贯穿螺栓穿过所述固定肋(126)以及所述第一层片(456a至456b)和所述第二层片(459a至459b)，以便抵靠所述固定肋(126)夹紧所述第一层片(456a至456b)和所述第二层片(459a至459b)。 2.根据权利要求1所述的组件(100)，其特征在于，所述固定肋(126)包括抵靠彼此固定的至少两个叶片(404a至404b)。 3.根据权利要求1或2所述的组件(100)，其特征在于，所述固定螺栓(302)在所述前部桁梁(106)中的固定是紧密密封的。 4.根据权利要求1或2所述的组件(100)，其特征在于，所述顶部部分(130)采取U形的形式，对于所述U形的每个分支，所述组件包括板件(410)，所述板件插入所述前部桁梁(106)与所述U形的分支之间，每个板件(410)具有靴形部(412)，所述靴形部按压并抵靠所述前部桁梁(106)固定、并且具有其轴线与所述固定肋(126)成直角的孔(414)、并且接纳锚定螺栓(504)，这些锚定螺栓将所述靴形部(412)与所述前部桁梁(106)固定，并且，每个固定螺栓(302)的螺母(506)结合在所述板件(410)中。 5.根据权利要求4所述的组件(100)，其特征在于，所述组件包括柔性垫圈(510a至 510b)，这些柔性垫圈安排在所述板件(410)与所述固定肋(126)之间、并且安排在所述固定肋(126)与每个固定螺栓(302)的头部之间。 6.根据权利要求1或2所述的组件(100)，其特征在于，形成所述主结构(112)的所述主盒具有后部封闭肋(126a)，所述后部封闭肋封闭所述主盒的后部，所述翼型盒(104)还由下表面底部蒙皮(114)形成，并且，所述组件(100)包括后部附接件(600)，所述后部附接件包括两个装配件(602a至602b)，其中，每个装配件包括基部(608)和壁(610)，所述基部通过其轴线与所述下表面底部蒙皮(114)成直角的竖直螺栓(606)固定至所述下表面底部蒙皮(114)，所述壁与所述后部封闭肋(126a)平行、并且通过其轴线与所述后部封闭肋(126a)成直角的水平螺栓(604)抵靠所述后部封闭肋(126a)固定，其中，所述壁(610)用作柔性梁，这些柔性梁允许沿与所述组件的纵向方向相对应的方向的差动移位。 7.一种飞行器(10)，所述飞行器包括至少一个根据前述权利要求之一所述的组件(100)。
说明书全文	用于飞行器的组件及飞行器技术领域 [0001] 本发明涉及一种用于飞行器的包括使用带螺栓的链接件而固定至翼型盒的主安装吊挂架结构的组件、并且涉及一种包括至少一个这种组件的飞行器。背景技术 [0002] 在现有飞行器上，发动机(例如喷气发动机)通过复杂的安装装置悬挂在翼面下方，这些安装装置也被称为“EMS”(“发动机安装结构”)、或甚至安装吊挂架。通常，所采用的安装吊挂架具有主结构(也被称为刚性结构)，该主结构通常生产成盒的形式，即由通过位于盒内并位于其末端处的多个横向加强肋彼此连接的底部桁梁和顶部桁梁的组件产生。桁梁被安排为底部面和顶部面，而侧向面板作为侧向面而封闭该盒。此外，安装吊挂架安排在发动机的顶部部分中、在发动机与翼型盒之间。这个时钟位置称为“12点钟”。 [0003] 如已知的，这些吊挂架的主结构被设计成用于允许向翼面传递发动机所产生的静态载荷和动态载荷，例如重量、推力、或甚至是不同动态载荷，尤其是与例如风扇叶片损失(FBO，“风扇叶片脱落(Fan Blade Out)”)、前部起落架垮塌、动态着陆等的失效起因关联的那些动态载荷。 [0004] 在从现有技术中已知的安装吊挂架中，其主结构与翼型盒之间的载荷传递常规地由一组附接件来确保，这组附接件包括前部附接件、后部附接件、以及中间附接件，该中间附接件尤其是旨在吸收发动机所产生的推力载荷。常规地，这些附接件竖直地插入翼型盒与安装吊挂架的主结构之间。 [0005] 在最近的发动机上，直径变得越来越大。对于双流式发动机(例如涡轮喷气发动机)，所寻求的高旁通比导致获得了特别大的体积，其原因是旁通比的增大不可避免地产生了发动机的直径的增大，并且更具体地是其风扇壳体的直径的增大。 [0006] 因此，由于被确定成保持从安全角度可接受的离地间隙，翼面元件与发动机之间剩余的空间被证明越来越受限制。因为如此，将安装吊挂架和多个不同的翼面附接件安装在通常专用于这种安装的这个剩余的竖直空间中变得越来越困难。由于所传送的载荷也具有高强度，并且需要恰当地对翼型盒和主结构确定尺寸，这种困难越发的大。实际上，该主结构必须具有足以提供能够经受载荷从发动机通向翼面元件的机械强度的尺寸，而在应力作用下只发生小变形，以便不会降低推进系统的空气动力学性能水平。 [0007] 在现有技术中，已经提出了多种解决方案来使发动机尽可能地靠近悬挂其的翼面元件，并且如此做以便保持必须的离地间隙。 [0008] 然而，这些解决方案必须不断改进以与为满足旁通比要求而保留的越来越大风扇壳体直径相适配。发明内容 [0009] 本发明的一个目的是提出一种用于飞行器的组件，该组件包括使用带螺栓的链接件固定至翼型盒的主安装吊挂架结构。 [0010] 为此目的，提出了一种用于飞行器的组件，所述组件包括： [0011] ‑机翼，所述机翼包括翼型盒，所述翼型盒部分地使用前部桁梁产生，[0012] ‑安装吊挂架，所述安装吊挂架安排在所述机翼下方、并且包括主盒形式的主结构，所述主盒具有顶部桁梁、底部桁梁、侧向面板、以及被称为固定肋的横向加强肋，所述顶部桁梁至少部分地在所述翼型盒下方延伸、并且具有狭缝，所述固定肋的底部部分容纳并固定在所述主结构内，并且所述固定肋的顶部部分穿过所述狭缝， [0013] ‑固定装置，所述固定装置确保所述顶部部分到所述前部桁梁的固定，并且其中，所述固定装置包括多个固定螺栓，其中，每个固定螺栓将所述顶部部分固定至所述前部桁梁、并且每个固定螺栓具有其与所述固定肋成直角的轴线。 [0014] 这种组件使得可以使安装吊挂架的主结构尽可能地靠近机翼。 [0015] 有利地，所述组件包括额外的固定装置，所述额外的固定装置安排在所述顶部桁梁与所述固定肋之间。 [0016] 有利地，所述额外的固定装置包括第一中心角铁、第二中心角铁、以及轴线与所述固定肋成直角的额外的螺栓，所述第一中心角铁通过轴线与所述顶部桁梁成直角的第一螺栓固定至所述顶部桁梁，所述第二中心角铁面向所述第一中心角铁、并且通过第二螺栓固定至所述前部桁梁，其中，所述第一中心角铁和所述第二中心角铁被安排在所述固定肋两侧，所述额外的螺栓的穿过所述固定肋将所述第二中心角铁固定至所述第一中心角铁。 [0017] 有利地，所述额外的固定装置包括：在所述第一中心角铁两侧的所述顶部桁梁的第一层片，其中，所述第一层片中的每个第一层片具有支承抵靠所述固定肋的面的内部面；两个第二层片，其中，每个第二层片安排成面向第一层片、并且具有支承抵靠所述固定肋的另一个面的内部面；以及贯穿螺栓，这些贯穿螺栓穿过所述固定肋以及所述两个相面向的层片，以便抵靠所述固定肋夹紧所述两个层片。 [0018] 有利地，所述固定肋包括抵靠彼此固定的至少两个叶片。 [0019] 根据特定的实施例，所述固定螺栓在所述前部桁梁中的固定是紧密密封的。 [0020] 根据另一个特定实施例，所述顶部部分采取U形的形式，对于所述U形的每个分支，所述组件包括板件，所述板件插入所述前部桁梁与所述U形的分支之间，每个板件具有靴形部，所述靴形部按压并抵靠所述前部桁梁固定、并且具有其轴线与所述固定肋成直角的孔、并且接纳锚定螺栓，这些锚定螺栓将所述靴形部与所述前部桁梁固定，并且，每个固定螺栓的螺母结合在所述板件中。 [0021] 有利地，所述组件包括柔性垫圈，这些柔性垫圈安排在所述板件与所述固定肋之间、并且安排在所述固定肋与每个固定螺栓的头部之间。 [0022] 有利地，形成所述主结构的所述主盒具有后部封闭肋，所述后部封闭肋封闭所述主盒的后部，所述翼型盒还由下表面底部蒙皮形成，并且，所述组件包括后部附接件，所述后部附接件包括两个装配件，其中，每个装配件包括基部和壁，所述基部通过其轴线与所述下表面底部蒙皮成直角的竖直螺栓固定至所述下表面底部蒙皮，所述壁与所述后部封闭肋平行、并且通过其轴线与所述后部封闭肋成直角的水平螺栓抵靠所述后部封闭肋固定，其中，所述壁用作柔性梁，这些柔性梁允许沿X的差动移位。 [0023] 本发明还提出一种飞行器，所述飞行器包括如以上所描述的至少一个组件。附图说明 [0024] 通过阅读关于附图所给出的对示例性实施例的以下描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加明显，在附图中： [0025] 图1示出了包括根据本发明的组件的飞行器的侧视图， [0026] 图2示出了根据本发明的组件及其发动机的侧视图， [0027] 图3示出了根据本发明的组件的透视图， [0028] 图4示出了根据本发明的组件中所应用的固定装置的放大图， [0029] 图5示出了根据本发明的组件沿图4的平面V的横截面， [0030] 图6示出了安装吊挂架与机翼之间的后部附接件的透视图， [0031] 图7示出了根据本发明的组件沿图4的平面VII的横截面，并且 [0032] 图8示出了据本发明的组件的平面视图。具体实施方式 [0033] 图1示出了包括机身12的飞行器10，两个机翼102(图1仅有一个机翼可见)固定到该机身上，每个机翼102形成根据本发明的组件100的一体部分。 [0034] 组件100支撑发动机150，尤其是双流式双体发动机、例如涡轮喷气发动机。组件100包括不仅机翼102，而且还包括安排在机翼102下方的安装吊挂架110，发动机150悬挂在该安装吊挂架下方，并且该安装吊挂架插入机翼102与发动机150之间。 [0035] 贯穿以下说明，并且按照惯例，方向X与组件100的纵向方向相对应，该纵向方向还可以与发动机150的纵向方向相近似，这个方向X与发动机150的纵向轴线平行。而且，方向Y与相对于组件100横向定向的方向相对应，该横向定向的方向还可以与发动机150的横向方向相近似。最后，方向Z与竖直方向或高度方向相对应，这三个方向X、Y、和Z相互正交。 [0036] 术语“前部”和“后部”将被考虑为与飞行器10的前进方向有关，飞行器的前进是发动机150所施加的推力结果，这个方向总体上在方向X上定向。 [0037] 图2表示了组件100，具有纵向轴线152的发动机150悬挂在该组件下方。组件100的机翼102包括在翼展方向上延伸的翼型盒104。翼型盒104由前部桁梁106、后部桁梁108、中间桁梁或肋间隔膜107、上表面顶部蒙皮113、以及下表面底部蒙皮114形成。这三个桁梁106、108、和107在翼展方向上延伸、并且在机翼102的翼弦方向上彼此间隔开。与前部桁梁 106大致成直角的内部加强肋116容纳在翼型盒104内。此外，在翼型盒104的前部处，机翼 102包括形成机翼102的前缘的整流罩118。 [0038] 组件100还包括安装吊挂架110，该安装吊挂架包括盒形式的主结构112(被称为主盒)。 [0039] 主结构112(或刚性结构)允许向翼型盒104传递发动机150所产生的静态载荷和动态载荷。形成主结构112的主盒延伸过主结构112在方向X上的全部长度。主盒具有常规设计，并且该主盒通过顶部桁梁120朝向顶部界定，通过底部桁梁122朝向底部界定，并且通过侧向面板124侧向地界定。 [0040] 如图2中可以看到的，顶部桁梁120至少部分地位于翼型盒104下方。 [0041] 此外，形成主结构112的主盒装备有横向加强肋126、126a至126b，这些横向加强肋优选地大致安排在平面YZ中、并且沿方向X分布。这些横向加强肋是内部横向肋126、封闭主盒的后部的横向加强肋126a(被称为后部封闭肋)、以及封闭主盒的前部的横向加强肋126b(被称为前部封闭肋)。 [0042] 主盒具有的横向截面YZ总体上呈矩形或梯形形式、具有沿方向X逐渐减小的尺寸。优选地，这个横向截面从中间部分朝向前部和朝向后部变窄。 [0043] 发动机150到主盒上的固定以常规的方式执行，该常规的方式将不会在本发明的背景下进行详细描述。该固定由本领域技术人员已知的常规的发动机附接件产生。 [0044] 组件100还包括固定装置180，该固定装置确保安装吊挂架110到机翼102的固定。图3至图5示出了在本发明的背景下应用的固定装置180。 [0045] 在本发明的背景下，顶部桁梁120具有狭缝402，该狭缝在与前部桁梁106总体上平行的平面中延伸。 [0046] 横向加强肋126中的大致处于主盒中央的一个横向加强肋(此处被称为固定肋)具有底部部分128(在图3中通过主结构的分解区域观察)和顶部部分130，该底部部分容纳并固定在主结构112内，该顶部部分穿过狭缝402而延伸出形成主结构112的主盒。 [0047] 另一个可能的实施例所考虑的是，顶部桁梁从主盒的前部到后部是连续的，并且固定肋由底部部分128和通过穿过所述顶部桁梁的螺栓固定至彼此的顶部部分130构成。 [0048] 固定装置180包括多个固定螺栓302，其中每个固定螺栓302将顶部部分130固定至前部桁梁106、并且使其轴线与固定肋126成直角。固定装置180因此确保顶部部分130到前部桁梁106的固定。 [0049] 前部桁梁106和固定肋126彼此平行，并且固定肋126的后部面面向前部桁梁106的前部面。 [0050] 这样的应用允许通过紧凑的组件来节省空间，并且还允许翼型盒104中载荷的有利的分布。 [0051] 为了确保组件100的一定的柔性，固定肋126采取柔性叶片的形式，该柔性叶片优选地具有低的横向刚度，从而负责确保横向应力不会超出固定肋126的平面中的应力的三分之一。 [0052] 为了调整组件100的柔性，固定肋126可以由相互抵靠固定的若干柔性叶片404a至404b构成，并且优选地，为了在叶片之一破坏的事件中确保安全，固定肋126包括相互抵靠固定的至少两个叶片404a至404b。 [0053] 在图4至图8中所表示的本发明的实施例中，顶部桁梁120与固定肋126之间安排有额外的固定装置450。此处，这些额外的固定装置450包括第一中心角铁452，该第一中心角铁具有第一壁和第二壁，该第一壁通过轴线与顶部桁梁120成直角的第一螺栓454固定至顶部桁梁120，该第二壁固定至固定肋126的、朝向前部定向的前部面。 [0054] 额外的固定装置450还包括第二中心角铁702，该第二中心角铁具有第一壁和第二壁，该第一壁通过轴线与顶部桁梁120成直角的第二螺栓704固定至前部桁梁106和下表面底部蒙皮114，该第二壁固定至固定肋126的、朝向后部定向的后部面。 [0055] 第一中心角铁452和第二中心角铁702大致安排在狭缝402相对于其长度的中心处、在固定肋126的两侧、并且面向彼此，即第一中心角铁452的第二壁和第二中心角铁702的第二壁面向彼此。 [0056] 额外的固定装置450还包括轴线与固定肋126成直角的额外的螺栓457，这些额外的螺栓穿过固定肋126以及第一中心角铁452的第二壁和第二中心角铁702的第二壁，以便将固定肋126夹紧在两个第二壁之间。额外的螺栓457因此通过固定肋126将第二中心角铁702固定至第一中心角铁452。 [0057] 第一中心角铁452和第二中心角铁702安排在主盒外。 [0058] 此处，额外的固定装置450还在第一中心角铁452两侧上包括顶部桁梁120的第一层片456a至456b，其中第一层片456a至456b中的每一个层片具有支承抵靠固定肋126的面(此处为前部面)的内部面。 [0059] 额外的固定装置450还包括顶部桁梁120的两个第二层片459a至459b，其中，每个第二层片459a至459b被安排成面向第一层片456a至456b、并且具有支承抵靠固定肋126的另一个面的(此处为后部面)的内部面。两个第二层片459a至459b因此被安排在第二中心角铁702两侧。 [0060] 额外的固定装置450包括贯穿螺栓458，这些贯穿螺栓穿过固定肋126、以及两个相面向的层片456a至456b、459a至459b，以便将固定肋126夹紧在两个层片456a至456b、459a至459b之间。在图5中所表示的本发明的实施例中，贯穿螺栓458的头部与第一层片456a的、与内部面相反的外部面发生支承抵靠，并且螺母与第二层片459a至459b的、与内部面相反的外部面发生支承抵靠，而带螺纹的杆柱穿过两个层片456a和459a至459b以及固定肋126。 [0061] 来自发动机150并且穿过安装吊挂架110的推力P通过沿两个载荷路径分解而传输至机翼102，其中与前部桁梁106平行的分量L通过固定肋126和固定螺栓302传输至前部桁梁106，并且与前部桁梁106成直角的分量N通过第一中心角铁452、第二中心角铁702、额外的螺栓457、第一螺栓454、以及第二螺栓704传输至翼型盒104的下表面底部蒙皮114。 [0062] 顶部部分130到前部桁梁106的固定可以直接地进行，即固定螺栓302穿过前部桁梁106直接固定，但是，就翼型盒104通常可能包含燃料而言，固定螺栓302在前部桁梁106中的固定必须是紧密密封的、并且例如由紧密密封的螺柱产生。 [0063] 在图3至图5中所表示的本发明的实施例中，固定肋126的顶部部分130采取U形的形式，并且对于U形的每个分支，组件100包括板件410，该板件固定在前部桁梁106的前部面与U形的分支的(即固定肋126的)后部面之间。每个板件410因此构成插入前部桁梁106与固定肋126之间的接口。 [0064] 在图5中所表示的本发明的实施例中，前部桁梁106由支架502加强，该支架容纳在前部桁梁106后方、并且参与分量N的传递。 [0065] 每个板件410包括靴形部412，该靴形部按压并抵靠前部桁梁106的前部面固定。靴形部412具有孔414，这些孔的轴线与固定肋126成直角，并且这些孔接纳锚定螺栓504，这些锚定螺栓通过夹住靴形部412和前部桁梁106、并且在此处所描述的特定实施例中还夹住支架502而将靴形部412固定至前部桁梁106。靴形部412到前部桁梁106的固定优选地是紧密密封的。 [0066] 每个固定螺栓302的螺母506于是结合在板件410中。在图4和图5中所表示的本发明的实施例中，螺母506是容置在板件410的圆柱形凹部416中的筒形螺母。 [0067] 在这个特定的实施例中，每个固定螺栓302因此穿过每个板件410而将顶部部分130固定至前部桁梁106。 [0068] 为了调整组件100的柔性、并且减小与轴向移位相关联的载荷、同时保持组件100的弯曲能力，在板件410与固定肋126之间、以及固定肋126与每个固定螺栓302的头部之间安排了例如由弹性体制成的柔性垫圈510a至510b。柔性垫圈510a至510b允许沿螺栓的轴线的移位，而不会挠曲地加载固定肋126。其目的是允许肋130相对于机翼的桁梁106的相对移位(沿固定螺栓302的轴线)，而不会平面外过度加载该桁梁。 [0069] 还可以通过增大贯穿螺栓458与第一行固定螺栓302之间的竖直距离来增大组件100的柔性。 [0070] 图6示出了安装吊挂架110与机翼102之间的后部附接件600的实例，并且该后部附接件被安排在后部封闭肋126a的水平处、并且使得可以控制安装吊挂架110与机翼102之间的相对伸长。 [0071] 后部附接件600包括两个装配件602a至602b，其中，每个装配件包括固定至下表面底部蒙皮114的基部608以及与后部封闭肋126a平行并且抵靠后部封闭肋126a固定的壁610。壁610因此总体上与基部608成直角。 [0072] 基部608通过竖直螺栓606固定至下表面底部蒙皮114，这些竖直螺栓的轴线与下表面底部蒙皮114成直角。 [0073] 壁610通过水平螺栓604固定至后部封闭肋126a，这些水平螺栓的轴线与后部封闭肋126a成直角。 [0074] 此外，在翼型盒104处，竖直轴线R的力矩由相反方向的两个载荷平衡，即与固定肋126平行的、由螺栓302传输的大致水平载荷Y1以及与后部封闭肋126a平行的、由螺栓604传输的大致水平载荷Y2。因此，优选的是通过固定肋126的挠曲绞扭而使得所吸收的这个竖直轴线的力矩份额最小化，因此，该固定肋被设计成用于使源于主盒的变形的弯曲应力最小化。 [0075] 在此再次地，壁610用作柔性梁，这些柔性梁允许后部固定肋126a与基部608之间沿X的差动移位。在此再次地，将通过作用在几何形状上来负责确保所述弯曲应力不会超出在板件的平面中所引起的应力的三分之一。