飛機尾梁過渡段結構制造技術

本發明專利技術屬于飛機設計技術領域，涉及一種飛機尾梁過渡段結構。本發明專利技術的尾梁采取了機身對接框作為分隔，前半部分延續以前的結構形式，后半部分進行了加強以傳遞變大的載荷，在尾梁上增加一工藝分離面（尾梁前框）。增加此工藝分離面后，結構形式比較清晰：此分離面之前區域仍然為蜂窩夾層結構，主要承受分布載荷；此分離面之后區域為鉚接結構，用來承受尾起著陸時產生的集中載荷，并將集中載荷擴散為分布載荷。承受作用在尾部結構的氣動載荷所產生的彎矩、扭矩和剪力；同時還承受尾槳的推力和反扭矩及尾減的扭矩。本發明專利技術的尾梁過渡段結構設計滿足飛機結構設計和傳遞載荷的使用要求。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術屬于飛機設計
，涉及一種飛機尾梁過渡段結構。
技術介紹
現有直升機采用前三點式起落架結構，尾梁部分所受的載荷較小，尾梁結構采用三部分蜂窩夾層結構形式，機身對接框采用法國進口型材拉伸。由于飛機采用與之前不同的后三點起落架形式，尾梁處所受載荷與前三點有很大不同，使得該部件的設計與其原型機有較大的差異，載荷增加，原有的結構滿足不了需求，如何將尾部傳來的分散或集中載荷傳到機身中段來平衡，承受作用在尾部結構的氣動載荷所產生的彎矩、扭矩和剪力；同時還承受尾槳的推力和反扭矩及尾減的扭矩；對于后三點式起落架，尾梁還承擔著直升機著陸時后起落架著地所產生的集中載荷。因此需對尾梁結構進行重新設計，解決以上難題。
技術實現思路
本專利技術的目的是針對上述直升機尾梁存在的問題，提出一種飛機尾梁過渡段結構。本專利技術的技術解決方案是，飛機尾梁過渡段結構包括尾梁前框、尾梁后框、短梁、左壁板組件和右壁板組件，尾梁前框分為上半框和下半框兩部分，上半框為“T”形緣條+ “L”形腹板；下半框為機加框，下半框緣條為“T”形，上半框和下半框通過框腹板和4個“L”形角片連接形成整框，尾梁后框為整體機加框，尾梁后框的剖面為“L”形，通過緣條與尾梁蒙皮連接，4個短梁在尾梁后段尾起連接區內，垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y軸，并且置于尾梁后框與尾梁前框之間，4個短梁分別落在起落架連接接頭的4排連接螺栓上:短梁的上緣條剖面為“L”形，通過角片與尾梁后框、尾梁前框連接；短梁下緣條剖面為“T”形，通過三個螺栓與尾起接頭連接，在螺栓左右側各布置一排鉚釘與下蒙皮連接；下蒙皮的兩端各設置一個長桁，尾梁前框與尾梁后框的上半框連接處設置一個長桁，左壁板組件和右壁板組件分別通過長桁與飛機尾梁過渡段連接。本專利技術具有的優點和有益效果，本專利技術的尾梁采取了機身對接框作為分隔，前半部分延續以前的結構形式，后半部分進行了加強以傳遞變大的載荷，在尾梁上增加一工藝分離面(尾梁前框)。增加此工藝分離面后，結構形式比較清晰:此分離面之前區域仍然為蜂窩夾層結構，主要承受分布載荷；此分離面之后區域為鉚接結構，用來承受尾起著陸時產生的集中載荷，并將集中載荷擴散為分布載荷。承受作用在尾部結構的氣動載荷所產生的彎矩、扭矩和剪力；同時還承受尾槳的推力和反扭矩及尾減的扭矩。本專利技術的尾梁過渡段結構設計滿足飛機結構設計和傳遞載荷的使用要求。附圖說明圖1是本專利技術尾梁過渡段結構示意圖。圖2是本專利技術尾梁前框12結構示意圖。圖3是本專利技術左壁板結構示意圖。圖4是本專利技術右壁板結構示意圖。圖5是本專利技術短梁結構示意圖。具體實施例方式下面結合附圖對本專利技術作詳細說明。飛機尾梁過渡段結構包括尾梁前框12、尾梁后框1、4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、左壁板組件和右壁板組件，尾梁前框12分為上半框13和下半框14兩部分，上半框13為“T”形緣條+ “L”形腹板；下半框14為機加框，框緣條為“T”形，上、下半框14通過框腹板和4個“L”形角片15連接形成整框，尾梁后框I為整體機加框，尾梁后框I的剖面為“L”形，通過緣條與尾梁蒙皮連接，封邊框9、封邊框10與尾梁前框12和蒙皮鉚接，4個短梁在尾梁后段尾起連接區內，垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y軸，并且置于尾梁后框I與尾梁前框12之間，短梁典型結構見圖5，4個短梁分別落在起落架連接接頭的4排連接螺栓上:短梁的上緣條剖面為“L”形，通過角片11與尾梁后框1、尾梁前框12連接；短梁下緣條剖面為“T”形，通過三個螺栓與尾起接頭連接，在螺栓左右側各布置一排鉚釘與下蒙皮8連接；下蒙皮8的兩端各設置一個長桁2和3，尾梁后框I與尾梁前框12上半框13連接處設置一個長桁，左壁板組件和右壁板組件分別通過長桁與飛機尾梁過渡段連接，左壁板組件由封邊框16封邊框、17、封邊框18.封邊框19及板組件20構成，板組件20由外蒙皮、蜂窩、內蒙皮膠接成型，右壁板組件由封邊框23、封邊框24、封邊框25.封邊框26及板組件21構成，板組件21由外蒙皮27、蜂窩28、內蒙皮29膠接成型。實施例某型飛機尾梁過渡段采用新的結構形式進行設計，新結構形式能更好的傳遞載荷。結構傳力合理可靠。雖然空間窄小，4個短梁的定位相對來說比較復雜；但從整體上來看，沒有復雜的零部件，工藝成型方式都較為成熟；因此工藝上是可行的。飛機尾梁過渡段具體結構:尾梁前框12后結構由尾梁前框機加整框，尾梁前框機加下半框14，尾梁前框鈑金上半框13，左右壁板組成。尾梁前框12到尾梁后框I之間加強的作用主要是傳遞載荷。在加強區域和涵道之前還有個機加整體接頭在外表面連接，這個接頭跨過三個型面，連接較復雜，主要作用就是傳遞機身，尾梁傳遞過來的載荷，在優先考慮原材料供應和重量問題的情況下，選擇二次膠接形式:將尾梁分為三塊膠接壁板，采用內外蒙皮搭接，蜂窩對接的形式進行二次膠接。機身對接框機身對接框軸線被定義為設計分離面，是設計、工藝生產和使用維護的需要。一框采用變截面型材拉彎的形式，形成圍框，型材截面形狀“ k ”，按YO分為左右半框。機身對接框與中機身對接采用均勻分布傳力的設計方式，利用左右兩個定位銷做導向，通過60個對接螺栓與中機身連接。尾梁前框12尾梁前框12是尾梁前后兩部分的連接框，在尾梁上下最大外形處分為上下兩部分:上半框13為“T”形緣條+ “L”形腹板；下半框14為機加框，下半框14緣條為“T”形。上下半框通過框腹板和4個“L”形角片15連接形成整框，將尾起所產生的載荷擴散出去。尾梁后框I尾梁后框I軸線為設計分離面。為保證尾起著陸時載荷傳遞連續，減少不必要的連接，尾梁后框I設計為整體機加框。該框典型剖面為“L”形，通過緣條與尾梁蒙皮連接。尾梁后框I與尾段對接也采用均勻分布傳力的設計方式，利用左右兩個定位銷做導向，通過32個對接螺栓與尾段連接。短梁在尾梁后段尾起連接區，垂直尾梁后框腹板方向上平行Y軸布置4個短梁:4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、(如圖1所示)，置于尾梁后框I與尾梁前框12之間，分別落在起落架連接接頭的4排連接螺栓上:短梁上緣條剖面為“L”形，通過角片11與三、尾梁前框12連接；短梁下緣條剖面為“T”形，通過三個螺栓與尾起接頭連接，在螺栓左右側各布置一排鉚釘與蒙皮連接。左壁板組件由封邊框16、封邊框17、封邊框18、封邊框19和板組件組成，板組件20由外蒙皮、蜂窩、內蒙皮膠接成型。右壁板組件由封邊框23、封邊框24、封邊框25.封邊框26及板組件21構成，板組件由外蒙皮、蜂窩、內蒙皮膠接成型。權利要求1.一種飛機尾梁過渡段結構，其特征是，飛機尾梁過渡段結構包括尾梁前框(12)、尾梁后框(I )、短梁、左壁板組件和右壁板組件，尾梁前框(12)分為上半框(13)和下半框(14)兩部分，上半框(13)為“T”形緣條+ “L”形腹板；下半框(14)為機加框，下半框緣條為“T”形，上半框(13)、下半框(14)通過框腹板和4個“L”形角片(15)連接形成整框，尾梁后框(I)為整體機加框，尾梁后框(I)的剖面為“L”形，通過緣條與尾梁蒙皮連接，4個短梁在尾梁后段尾起連接區內，垂直于尾梁后框(I)腹板方向、平行于Y軸，并且置于尾梁后框(I)與尾梁前框(12)之間，4個短梁分別落在起落架連接接頭的4排連接螺栓上本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種飛機尾梁過渡段結構，其特征是，飛機尾梁過渡段結構包括尾梁前框（12）、尾梁后框（1）、短梁、左壁板組件和右壁板組件，尾梁前框（12）分為上半框（13）和下半框（14）兩部分，上半框（13）為“T”形緣條+“L”形腹板；下半框（14）為機加框，下半框緣條為“T”形，上半框（13）、下半框（14）通過框腹板和4個“L”形角片（15）連接形成整框，尾梁后框（1）為整體機加框，尾梁后框（1）的剖面為“L”形，通過緣條與尾梁蒙皮連接，4個短梁在尾梁后段尾起連接區內，垂直于尾梁后框（1）腹板方向、平行于Y軸，并且置于尾梁后框（1）與尾梁前框（12）之間，4個短梁分別落在起落架連接接頭的4排連接螺栓上：短梁的上緣條剖面為“L”形，通過角片（11）與尾梁后框（1）、尾梁前框（12）連接；短梁下緣條剖面為“T”形，通過三個螺栓與尾起接頭連接，在螺栓左右側各布置一排鉚釘與下蒙皮（8）連接；下蒙皮（8）的兩端各設置一個長桁（2、3），尾梁后框（1）與尾梁前框（12）的上半框（13）連接處設置一個長桁，左壁板組件和右壁板組件分別通過長桁與飛機尾梁過渡段連接。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：石鑫，劉永勝，潘麗華，郝剛勇，
申請(專利權)人：哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，
類型：發明
國別省市：