一种带接头的梁的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机结构设计领域，具体涉及一种带接头的梁。
【背景技术】
[0002]由于传力的需要，飞机结构中存在一种梁与接头的组合式结构。因为承受载荷和使用环境的不同，梁与接头往往采用不同的材质，这样难以将它们设计为整体式结构，必须采用连接件将梁与接头连接起来。接头承受支反力，且连接部位与接头上力的作用线往往有一定的距离，支反力在连接部位上会产生一个附加力矩。以往的设计中往往采用若干组干涉配合的螺栓将杆件与接头连接。这样导致接头支反力产生的剪力与附加力矩产生的剪力在连接螺栓上叠加，传力路线不清晰。
【发明内容】
[0003]为了解决上述问题，本发明提出了一种带接头的梁，包括梁、接头以及连接螺栓，所述梁上在与接头连接处设置有三个螺栓孔，三个螺栓孔位于同一直线上，中间的螺栓孔为圆孔，与所述连接螺栓干涉配合，两侧的螺栓孔为长圆孔，所述长圆孔的短边与所述连接螺栓干涉配合，所述长圆孔的长边与所述连接螺栓间隙配合，且长圆孔的长轴与支反力作用线平行，所述接头在与梁上三个螺栓孔对应位置处开有三个与梁上中间的螺栓孔相同的螺栓孔。
[0004]优选的是，所述梁的中间的螺栓孔位于所述梁的接口端的中心位置，所述梁上的三个螺栓孔形成的直线平行于所述梁的两端连线。
[0005]优选的是，所述梁的中间的螺栓孔位于所述梁的接口端的中心位置，所述梁上的三个螺栓孔形成的直线垂直于所述梁的两端连线。
[0006]在上述方案中优选的是，所述长圆孔由中间的矩形以及两侧的半圆组成，所述半圆孔直径为R，矩形的一边长度为R，另一边长度为L，所述L为0.2R?0.8R。
[0007]本发明采用三组螺栓连接梁与接头。而接头(被插入件)上三组螺栓孔均为圆孔，梁(插入件)上中间螺栓孔为圆孔，中间螺栓与杆件上的螺栓孔采用干涉配合，承受接头支反力在连接区产生的剪力?’梁(插入件)上两侧螺栓孔为长圆孔，且长圆孔长轴与支反力作用线平行，两侧螺栓与长圆孔成为间隙配合，螺栓可在长轴方向上运动，即在长轴方向不承受剪力，因此两侧螺栓不能承受接头支反力在连接部位产生的剪力，仅能平衡附加力矩。
[0008]本发明中两侧螺栓受力形式更简单、载荷更小，而中间螺栓承受了支反力在连接部位产生的全部剪力，本发明是一种传力路线更清晰的连接结构。
【附图说明】
[0009]图1为本发明带接头的梁的一优选实施例的结构示意图。
[0010]图2为图1所示实施例的梁开螺栓孔示意图。
[0011 ] 图3为图1所示实施例的接头开螺栓孔示意图。
[0012]图4为图1所示实施例的梁上长圆孔示意图。
[0013]图5为图传统梁开螺栓孔受力示意图。
[0014]图6为传统梁开螺栓孔间距分析示意图。
[0015]其中，1为梁，2为接头，3为连接件，4为梁左侧长圆孔，5为梁右侧长圆孔，6为梁中间圆孔，7为接头左侧长圆孔，8为接头右侧长圆孔，9为接头中间圆孔。
【具体实施方式】
[0016]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0017]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0018]针对传统梁与接头的连接结构的不足之处，本发明提出一种新的梁与接头的连接结构，该结构形式简单，可实现连接件上力与力矩传力路线的分解。
[0019]如图1所示，本发明带接头的梁，包括梁1、接头2以及连接螺栓，参考图2，所述梁1上在与接头2连接处设置有三个螺栓孔，三个螺栓孔位于同一直线上，其中间螺栓孔6为圆孔，与螺栓采用干涉配合，这样可使得中间螺栓可承受平面内任意方向的剪力，包括接头支反力在连接部位引起的剪力；左侧螺栓孔4和右侧螺栓孔5为长圆孔，所述长圆孔的短边与所述连接螺栓3干涉配合，所述长圆孔的长边与所述连接螺栓3间隙配合，且长圆孔的长轴与支反力作用线平行，参考图3，所述接头2在与梁1上三个螺栓孔对应位置处开有三个与梁1上中间的螺栓孔相同的螺栓孔，具体的，包括左侧螺栓孔7、右侧螺栓孔8和中间螺栓孔9，这三个螺栓孔与梁上的螺栓孔4、5、6同轴，通过螺栓连接在一起。
[0020]本实施例中，所述梁1的中间的螺栓孔位于所述梁1的接口端的中心位置，所述梁1上的三个螺栓孔形成的直线垂直于所述梁的两端连线，参考图1、图2或图3所示。
[0021]作为上述实施例的一个备选实施方式，所述梁1的中间的螺栓孔位于所述梁1的接口端的中心位置，所述梁1上的三个螺栓孔形成的直线平行于所述梁的两端连线。即与上述实施例中的三个螺栓孔的排列方式形成的直线相垂直。
[0022]本实施例中，参考图4，所述长圆孔由中间的矩形以及两侧的半圆组成，所述半圆孔直径为R，矩形的一边长度为R，另一边长度为L，所述L为0.2R?0.8R。
[0023]可以理解的是，长圆孔的长轴与支反力作用线平行，这样使得螺栓在接头支反力方向不受约束，可自由运动，因而不能承受接头支反力在连接部位产生的剪力，而在长圆螺栓孔短轴方向上，两侧螺栓受到约束，不能自由运动，可用来承受附加力矩在连接部位产生的剪力。
[0024]并且，如图4所示，距离L为螺栓的可移动范围，其具体取值根据载荷大小确定。
[0025]图5为通常的梁与接头连接结构的受力分析图，与其相比，当接头2受到向左的力F时，本发明梁与接头连接结构的受力将仅有中间孔受到Q1的作用力，两端的孔仅受到Q2的作用力，通过对比可以明显发现本发明中两侧螺栓受力形式更简单、载荷更小，而中间螺栓承受了支反力在连接部位产生的全部剪力，本发明是一种传力路线更清晰的连接结构。
[0026]以飞机后机身平板气密门纵梁为例:
[0027]运输机在后气密端框布置有平板气密门，主要承受气密载荷。该平板气密门的主承力结构即为纵向的梁与接头组合形式，与本发明结构类似。气密载荷通过壁板传递到纵梁，最后通过上、下接头传递到机身上，下接头支反力F超过15吨，两侧螺栓为了平衡力矩需要承受的力也为15吨。如图6所示，受空间位置限制，接头宽度仅110_，螺栓孔直径为D，如果三组螺栓满足2D+1边距，4D间距，则螺栓直径最大为9mm，不能承受15吨载荷。
[0028]采用本发明的方法，将两侧螺栓孔设计为长圆孔，这样，中间螺栓承担全部力F，两侧螺栓仅平衡力矩M，传力路线更清晰，并且中间螺栓受力方向为水平方向，两侧螺栓受力方向为垂直方向，因此，两侧螺栓不需要在水平方向满足2D+1边距，而是在垂直方向满足2D+1边距；这样三组螺栓直径均可设计为12mm，选用高强度螺栓即可满足强度要求，并且避免了螺栓牌号、直径不同带来的强度风险。
[0029]最后需要指出的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
【主权项】
1.一种带接头的梁，包括梁⑴、接头⑵以及连接螺栓，其特征在于:所述梁⑴上在与接头(2)连接处设置有三个螺栓孔，三个螺栓孔位于同一直线上，中间的螺栓孔为圆孔，与所述连接螺栓干涉配合，两侧的螺栓孔为长圆孔，所述长圆孔的短边与所述连接螺栓干涉配合，所述长圆孔的长边与所述连接螺栓间隙配合，且长圆孔的长轴与支反力作用线平行，所述接头(2)在与梁(1)上三个螺栓孔对应位置处开有三个与梁(1)上中间的螺栓孔相同的螺栓孔。2.如权利要求1所述的带接头的梁，其特征在于:所述梁(1)的中间的螺栓孔位于所述梁(1)的接口端的中心位置，所述梁(1)上的三个螺栓孔形成的直线平行于所述梁的两端连线。3.如权利要求1所述的带接头的梁，其特征在于:所述梁(1)的中间的螺栓孔位于所述梁(1)的接口端的中心位置，所述梁(1)上的三个螺栓孔形成的直线垂直于所述梁的两端连线。4.如权利要求1所述的带接头的梁，其特征在于:所述长圆孔由中间的矩形以及两侧的半圆组成，所述半圆孔直径为R，矩形的一边长度为R，另一边长度为L，所述L为0.2R?.0.8R
【专利摘要】本发明公开了一种带接头的梁，属于飞机结构设计领域。所示结构包括梁(1)、接头(2)以及连接螺栓，所述梁(1)上在与接头(2)连接处设置有三个螺栓孔，三个螺栓孔位于同一直线上，中间的螺栓孔为圆孔，与所述连接螺栓干涉配合，两侧的螺栓孔为长圆孔，所述长圆孔的短边与所述连接螺栓干涉配合，所述长圆孔的长边与所述连接螺栓间隙配合，且长圆孔的长轴与支反力作用线平行，所述接头(2)在与梁(1)上三个螺栓孔对应位置处开有三个与梁(1)上中间的螺栓孔相同的螺栓孔。本发明中两侧螺栓受力形式更简单、载荷更小，而中间螺栓承受了支反力在连接部位产生的全部剪力，是一种传力路线更清晰的连接结构。
【IPC分类】B64C1/06
【公开号】CN105416562
【申请号】CN201510881574
【发明人】田晶晶, 高小青, 惠红军, 聂荣华
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2016年3月23日
【申请日】2015年12月4日