专利名称：飞机尾梁过渡段结构的制作方法
技术领域：
本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机尾梁过渡段结构。
背景技术：
现有直升机采用前三点式起落架结构，尾梁部分所受的载荷较小，尾梁结构采用三部分蜂窝夹层结构形式，机身对接框采用法国进口型材拉伸。由于飞机采用与之前不同的后三点起落架形式，尾梁处所受载荷与前三点有很大不同，使得该部件的设计与其原型机有较大的差异，载荷增加，原有的结构满足不了需求，如何将尾部传来的分散或集中载荷传到机身中段来平衡，承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力；同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩；对于后三点式起落架，尾梁还承担着直升机着陆时后起落架着地所产生的集中载荷。因此需对尾梁结构进行重新设计，解决以上难题。
发明内容
本发明的目的是针对上述直升机尾梁存在的问题，提出一种飞机尾梁过渡段结构。本发明的技术解决方案是，飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框、尾梁后框、短梁、左壁板组件和右壁板组件，尾梁前框分为上半框和下半框两部分，上半框为“T”形缘条+ “L”形腹板；下半框为机加框，下半框缘条为“T”形，上半框和下半框通过框腹板和4个“L”形角片连接形成整框，尾梁后框为整体机加框，尾梁后框的剖面为“L”形，通过缘条与尾梁蒙皮连接，4个短梁在尾梁后段尾起连接区内，垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y轴，并且置于尾梁后框与尾梁前框之间，4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形，通过角片与尾梁后框、尾梁前框连接；短梁下缘条剖面为“T”形，通过三个螺栓与尾起接头连接，在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮连接；下蒙皮的两端各设置一个长桁，尾梁前框与尾梁后框的上半框连接处设置一个长桁，左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接。本发明具有的优点和有益效果，本发明的尾梁采取了机身对接框作为分隔，前半部分延续以前的结构形式，后半部分进行了加强以传递变大的载荷，在尾梁上增加一工艺分离面(尾梁前框)。增加此工艺分离面后，结构形式比较清晰:此分离面之前区域仍然为蜂窝夹层结构，主要承受分布载荷；此分离面之后区域为铆接结构，用来承受尾起着陆时产生的集中载荷，并将集中载荷扩散为分布载荷。承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力；同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩。本发明的尾梁过渡段结构设计满足飞机结构设计和传递载荷的使用要求。
图1是本发明尾梁过渡段结构示意图。图2是本发明尾梁前框12结构示意图。图3是本发明左壁板结构示意图。图4是本发明右壁板结构示意图。
图5是本发明短梁结构示意图。
具体实施例方式下面结合附图对本发明作详细说明。飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框12、尾梁后框1、4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、左壁板组件和右壁板组件，尾梁前框12分为上半框13和下半框14两部分，上半框13为“T”形缘条+ “L”形腹板；下半框14为机加框，框缘条为“T”形，上、下半框14通过框腹板和4个“L”形角片15连接形成整框，尾梁后框I为整体机加框，尾梁后框I的剖面为“L”形，通过缘条与尾梁蒙皮连接，封边框9、封边框10与尾梁前框12和蒙皮铆接，4个短梁在尾梁后段尾起连接区内，垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y轴，并且置于尾梁后框I与尾梁前框12之间，短梁典型结构见图5，4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形，通过角片11与尾梁后框1、尾梁前框12连接；短梁下缘条剖面为“T”形，通过三个螺栓与尾起接头连接，在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮8连接；下蒙皮8的两端各设置一个长桁2和3，尾梁后框I与尾梁前框12上半框13连接处设置一个长桁，左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接，左壁板组件由封边框16封边框、17、封边框18.封边框19及板组件20构成，板组件20由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型，右壁板组件由封边框23、封边框24、封边框25.封边框26及板组件21构成，板组件21由外蒙皮27、蜂窝28、内蒙皮29胶接成型。实施例某型飞机尾梁过渡段采用新的结构形式进行设计，新结构形式能更好的传递载荷。结构传力合理可靠。虽然空间窄小，4个短梁的定位相对来说比较复杂；但从整体上来看，没有复杂的零部件，工艺成型方式都较为成熟；因此工艺上是可行的。飞机尾梁过渡段具体结构:尾梁前框12后结构由尾梁前框机加整框，尾梁前框机加下半框14，尾梁前框钣金上半框13，左右壁板组成。尾梁前框12到尾梁后框I之间加强的作用主要是传递载荷。在加强区域和涵道之前还有个机加整体接头在外表面连接，这个接头跨过三个型面，连接较复杂，主要作用就是传递机身，尾梁传递过来的载荷，在优先考虑原材料供应和重量问题的情况下，选择二次胶接形式:将尾梁分为三块胶接壁板，采用内外蒙皮搭接，蜂窝对接的形式进行二次胶接。机身对接框机身对接框轴线被定义为设计分离面，是设计、工艺生产和使用维护的需要。一框采用变截面型材拉弯的形式，形成围框，型材截面形状“ k ”，按YO分为左右半框。机身对接框与中机身对接采用均匀分布传力的设计方式，利用左右两个定位销做导向，通过60个对接螺栓与中机身连接。尾梁前框12尾梁前框12是尾梁前后两部分的连接框，在尾梁上下最大外形处分为上下两部分:上半框13为“T”形缘条+ “L”形腹板；下半框14为机加框，下半框14缘条为“T”形。上下半框通过框腹板和4个“L”形角片15连接形成整框，将尾起所产生的载荷扩散出去。
尾梁后框I尾梁后框I轴线为设计分离面。为保证尾起着陆时载荷传递连续，减少不必要的连接，尾梁后框I设计为整体机加框。该框典型剖面为“L”形，通过缘条与尾梁蒙皮连接。尾梁后框I与尾段对接也采用均匀分布传力的设计方式，利用左右两个定位销做导向，通过32个对接螺栓与尾段连接。短梁在尾梁后段尾起连接区，垂直尾梁后框腹板方向上平行Y轴布置4个短梁:4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、(如图1所示)，置于尾梁后框I与尾梁前框12之间，分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁上缘条剖面为“L”形，通过角片11与三、尾梁前框12连接；短梁下缘条剖面为“T”形，通过三个螺栓与尾起接头连接，在螺栓左右侧各布置一排铆钉与蒙皮连接。左壁板组件由封边框16、封边框17、封边框18、封边框19和板组件组成，板组件20由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型。右壁板组件由封边框23、封边框24、封边框25.封边框26及板组件21构成，板组件由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型。
权利要求
1.一种飞机尾梁过渡段结构，其特征是，飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框(12)、尾梁后框(I )、短梁、左壁板组件和右壁板组件，尾梁前框(12)分为上半框(13)和下半框(14)两部分，上半框(13)为“T”形缘条+ “L”形腹板；下半框(14)为机加框，下半框缘条为“T”形，上半框(13)、下半框(14)通过框腹板和4个“L”形角片(15)连接形成整框，尾梁后框(I)为整体机加框，尾梁后框(I)的剖面为“L”形，通过缘条与尾梁蒙皮连接，4个短梁在尾梁后段尾起连接区内，垂直于尾梁后框(I)腹板方向、平行于Y轴，并且置于尾梁后框(I)与尾梁前框(12)之间，4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形，通过角片(11)与尾梁后框(I)、尾梁前框(12)连接；短梁下缘条剖面为“T”形，通过三个螺栓与尾起接头连接，在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮(8)连接；下蒙皮(8)的两端各设置一个长桁(2、3)，尾梁后框(I)与尾梁前框(12)的上半框(13)连接处设置一个长桁，左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接。
全文摘要
本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机尾梁过渡段结构。本发明的尾梁采取了机身对接框作为分隔，前半部分延续以前的结构形式，后半部分进行了加强以传递变大的载荷，在尾梁上增加一工艺分离面(尾梁前框)。增加此工艺分离面后，结构形式比较清晰此分离面之前区域仍然为蜂窝夹层结构，主要承受分布载荷；此分离面之后区域为铆接结构，用来承受尾起着陆时产生的集中载荷，并将集中载荷扩散为分布载荷。承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力；同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩。本发明的尾梁过渡段结构设计满足飞机结构设计和传递载荷的使用要求。
文档编号B64C3/18GK103192979SQ20131014618
公开日2013年7月10日 申请日期2013年4月24日 优先权日2013年4月24日
发明者石鑫, 刘永胜, 潘丽华, 郝刚勇 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司