CN101228066B - 侧力接头 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种侧力接头，板状翼梁(2)能够通过该侧力接头紧固到安装在飞机机身(8)上的机身搭板(3)。为此，板状翼梁(2)具有通孔(14)，安装在凸缘上的紧固圆柱体(1)能够插入该通孔，以连接两个部件(2、3)。为了允许翼梁(2)相对于机身搭板(3)的位置能够得以调节，翼梁的轴承衬套(5)偏心地配合到通孔(14)中。相应地，机身搭板(3)的紧固圆柱体(13)偏心地安装在轴承衬套(4)上，从而轴承衬套(4、5)的转动允许对侧力接头进行调节。

Description

侧力接头
相关申请的引用
本申请要求2005年7月26日提交的德国专利申请No.102005034891.2和2005年7月26日提交的美国临时专利申请No.60/702,448的优先权，所述专利申请的公开内容以参考的方式在此引入。
技术领域
本发明总体上涉及接合元件的技术领域。特别是，本发明涉及侧力接头，其例如能够使得方向舵组的翼梁以节省重量的方式紧固到飞机机身上。此外，本发明涉及用于方向舵组的相应构造的翼梁，使得翼梁能够安装在飞机机身上以便节省重量。
背景技术
在飞行过程中，飞机的方向舵组常常承受影响方向舵组外蒙皮的相当大的空气载荷。这样的风力载荷作为侧向力经由方向舵组的翼梁(见图1和2)转移到飞机机身中。于是，方向舵组的翼梁的连接通常通过双剪鱼尾板接头实现。该鱼尾板接头通常包括支架夹以及两对对接搭板，支架夹铆接到飞机机身并设置有两个孔，两对对接搭板在支架夹任一侧的两个部分中通过对应的孔与方向舵组的翼梁螺栓连接。
为了使翼梁中的高应力安全地转移到飞机机身中，翼梁在接合区域中通常设置有非常大的尺寸加大部，以便减小由从螺栓传递到孔壁的力引起的孔面应力。由于力随后从对接搭板传递到支架夹，所以支架夹也必须具有相应的大厚度，使得孔中出现的孔面应力能够保持尽可能地低。
该方案存在的问题是，对于载荷到飞机机身的传递，均匀分布在翼梁上的载荷首先局部集中在连接螺栓上，并在支架夹以及翼梁本身的孔中产生非常高的孔面应力。然而，由于翼梁的接合区域中的载荷集中，所需的尺寸产生了相当大的额外重量，这在航空技术领域中当然是不希望的。
发明内容
因此，除其它事项以外，本发明的目的是提出一种用于传递侧向力的部件接头，其中在接合区域中不需要额外的尺寸加大部，从而能够节省附加的和不必要的重量。
本发明提供一种侧力接头，该侧力接头包括：第一板，其中设置有具有第一直径的通孔；和第二板，其具有第二板的第一表面，在所述第二板的第一表面处形成有圆柱体，所述圆柱体具有适应于所述第一直径的直径，使得所述第二板的圆柱体与所述第一板中的通孔以形状配合的方式配合在一起，用于将垂直于所述圆柱体中心线指向的力从第一板传递到第二板并且反之亦然。在侧力接头中，所述第一板还包括第一轴承衬套，所述第一轴承衬套插入所述第一板中，使得所述第一轴承衬套能够绕其中心线在所述第一板的平面中转动，所述第一板的通孔偏心地构造在所述第一轴承衬套中，所述第二板还包括圆形盘，所述圆形盘插入所述第二板中，使得所述圆形盘能够绕其中心线在所述第二板的平面中转动，并且所述第二板的圆柱体偏心地形成在所述圆形盘处。
根据本发明的第一方面，本发明的目的通过用于连接两块板的侧力接头实现。如果在此提及板，其并不一定意味着它们必须是金属材料的板；相反本发明理解的板能够由塑料材料或例如碳纤维的纤维材料构成。
两块板为第一板和第二板，第一板中设置有具有第一直径的通孔。在第二板的第一表面处形成有圆柱体，该圆柱体的直径适应于第一板中的通孔的第一直径。从而可确保第二板的圆柱体与第一板中的通孔以形状配合的方式配合在一起，以便能够将垂直于圆柱体中心线指向的力从第一板传递到第二板，并且反之亦然。如果在此提及圆柱体的直径适应于第一板中通孔的第一直径，这意味着圆柱体的直径稍小于通孔的直径，使得圆柱体能够以小的间隙配合在通孔中。
为了减小不希望有的高的孔面应力，根据本发明的侧力接头使用了与先前描述的鱼尾板接头的公知构造不同的解决方案。如果在鱼尾板接头的情况下，通过利用附加的尺寸加大部经由翼梁的部件厚度减小孔面应力，则根据本发明，通过尽可能大地选择通孔和圆柱体的直径来减小孔面应力，使得有效支承面积增加并且因此减小了孔面应力。
为了允许第二板的圆柱体能够相对于第一板中的通孔进行调节，圆柱体和通孔二者都偏心地设置在第一或第二板的单独的部件上或设置在其中，该单独的部件以可转动的方式配合在第一或第二板的平面中。因此，第一板包括第一轴承衬套，该第一轴承衬套插入第一板中从而能够绕其中心线在第一板的平面中转动。这里，第一板的通孔偏心地构造在第一轴承衬套中，使得轴承衬套的转动能够改变通孔的位置，以便使通孔相对于第二板的圆柱体的位置对齐。
轴承衬套能够是圆柱形的空心体，该圆柱形的空心体的一端设置有第一环形凸缘，以便与第一板的第一表面邻接。因此该第一环形凸缘用于确保轴承衬套相对于第一板的位置稳固。
为了允许第一板在其与第一板的第一表面水平相对的第二表面处与第二板连接，第一轴承衬套在其与第一环形凸缘相对的端部大致与第一板的第二表面齐平。
如本领域的技术人员通过前述说明清楚的那样，当使用具有其通孔偏心布置的第一轴承衬套时，只可能在圆形路径上进行位置调节。但是，为了能够对任一点精确地调节侧力接头，第二板还包括圆形盘，在该圆形盘处偏心地形成有第二板的圆柱体。为了允许圆柱体的位置调节，圆形盘设置在第二板的平面中，以便能够绕其中心线转动，从而与第一板中的轴承衬套的可转动性结合，能够相对于几乎任一点进行位置调节。
根据特定的实施方式，第二板的圆形盘也构造成轴承衬套。这意味着呈轴承衬套形状的圆形盘也具有用于节省重量的直通口，用于使第一和第二板相对于彼此位置固定的例如安全螺栓能够通过所述直通口插入。在第二板的圆形盘为轴承衬套的情况下，第二板的圆柱体随之构造成具有直通口的空心圆柱体。在该情况下，圆形盘是具有孔的圆形穿孔盘，空心圆柱体的直通口与圆形穿孔盘的孔对齐。
为了确保第二板的轴承衬套的位置稳固使得该轴承衬套不能从第二板脱落，轴承衬套设置有第二环形凸缘，该第二环形凸缘构造成邻接第二板的与第二板的第一表面相对的第二表面。
为了使得第一和第二板以相同的水平连接在一起，第二板的轴承衬套与第二板的第一表面齐平，当两块板连接时第二板的第一表面接触第一板。
根据本发明的另一方面，提出了一种用于方向舵组的翼梁，其至少在待安装到飞机机身上的接合区域中构造成如前述说明中理解的第一板。由于翼梁的该构造，能够将翼梁紧固到安装在飞机机身上的紧固搭板，只要该搭板构造成如前述说明中理解的第二板即可。
附图说明
以下将参考所附示例性附图更详细地说明本发明。附图中：
图1示出已知类型的方向舵组到飞机机身的安装；
图2示出图1的方向舵组在飞机机身上的接合区域处的详细视图；
图3示出飞机机身上的具有根据本发明的侧力接头的方向舵组；
图4示出图3的飞机机身上的接合区域处的详细视图；
图5示出根据本发明的分解的侧力接头的立体图；和
图6示出图5的根据本发明的侧力接头处于装配状态时的立体图。
在所有附图中，相同或类似的部分标以相同或相应的附图标记。附图未按比例，而是表示定性的比例。
具体实施方式
参考图1和2，首先描述飞机机身8处的方向舵组的中心箱体7的公知接头。中心箱体7用由腹板和纵梁交叉地且横向地加强的两个侧面大致侧向地形成，所述侧面前后紧固在方向舵组的翼梁2处。翼梁2又通过将进一步讨论的公知接头紧固到飞机机身8。当飞行时，高的空气载荷影响方向舵组的大的侧面，必须能够经由翼梁2安全地将所述空气载荷转移到飞机机身8中。在飞行时，整个方向舵组加载有侧向风力，这些力能够全部地转移到飞机机身8中，这些力聚积在整个方向舵组上，并经由此后进一步详细描述的公知接头如期地转移到飞机机身8中。
如图2所示，翼梁2在其与飞机机身8的接合区域中具有尺寸加大部17，其中设置有两个孔。另一方面，在飞机机身8处安装有支架夹18，该支架夹也设置有两个孔。于是，搭板18在接合区域处具有与翼梁2的尺寸加大部17相同的厚度比。翼梁2在其尺寸加大部17处经由成对布置的、呈两个对接搭板19形状的、双剪成对鱼尾板接头与搭板18相连，该双剪成对鱼尾板接头通过相应的孔螺栓连接到尺寸加大部17或搭板18。
由于待传递的侧向力非常高，所以必须设置翼梁2的尺寸加大部17，否则，在螺栓连接对接搭板19所用的孔中会产生不允许的高的孔面应力。由于尺寸加大部17和搭板18构造有对应的厚度以及附加的对接搭板19而导致翼梁2的这种接合非常复杂，并且意味着附加的重量，所以本发明选择了将方向舵组接合到飞机机身的不同方式，以下将通过图3至6更详细地说明该方式。
首先，图3和4示出根据本发明的方向舵组7在飞机机身8上的侧力接头的概括视图。尽管方向舵组7的总体结构对应于先前参考图1和2描述的方向舵组的总体结构，但翼梁2在飞机机身8处的接合区域与先前描述的接头不同。如能从图4看到的那样，板状翼梁2在其整个长度上保持其厚度，尤其在其基部区域没有或者只具有少许的尺寸加大部，使得与先前参考图1和2描述的构造相比，能够节省重量。如能从图4看到的那样，在飞机机身8处安装有第二板或机身搭板3，在该机身搭板3处，翼梁2邻接待通过使用以下将进一步详细描述的侧力接头紧固的适当位置。
图5示出根据本发明的处于拆卸状态的侧力接头的两块板2、3，所述两块板2、3呈翼梁2或机身搭板3的形状，其中板2以一定的距离与板3相对。如能看到的那样，第一板2包括通孔14，而第二板3包括圆柱体13(在此为空心圆柱体)。通孔14和圆柱体13具有相互适应的内径和外径，使得中空圆柱体13能够被引入到通孔14中，从而板2、3沿横向于圆柱体3中心线的方向以形状配合的方式连接在一起，由此横向作用在板2、3上的力能够传递到相应的另一板3、2。通过尽可能大地选择通孔14和圆柱体13的直径，使力从一块板2传递到另一块板3，期间出现的孔面应力最小，从而不出现不允许的高的材料应力。
如能够从图5进一步看到的那样，轴承衬套5作为第一板2的部件配合到第一板2中，该衬套能够在第一板的平面中绕其中心线转动。在轴承衬套5中设置有板2的具有偏心距e的通孔14，使得通孔14的重心在轴承衬套5转动时绘出一个圆。
轴承衬套5在上端设置有第一环形凸缘15，该第一环形凸缘在图5的视图中定位成与板2的顶侧9邻接，由此确定轴承衬套5相对于板2的位置。在板2的底侧10上，板2与轴承衬套5的下端齐平，使得不会产生突起，从而板2在相同的水平与板3邻接。
圆形盘4作为板3的部件配合在板3中，使得圆形盘4能够在第二板3的平面中绕其中心线转动。第二板3的圆柱体13偏心地(偏心距为e)设置在圆形盘4处，使得圆柱体在圆形盘4绕其中心线转动时做圆周运动。
由于圆形盘4的可转动性，圆柱体13的位置能够适应于轴承衬套5的通孔14的相应位置。相反，轴承衬套5的可转动性允许通孔14的位置适应于圆形盘14的圆柱体13的相应位置。
在根据本发明的侧力接头的图5中表示的实施方式中，圆形盘4也构造成轴承衬套，这意味着直通口延伸贯穿包括圆柱体13的圆形盘4。在根据本发明的侧力接头的图6表示的装配状态中能够使用该直通口，例如安全螺栓能够插入该直通口以避免侧力接头无意的松开。
在图5表示的下端处，环形盘4具有呈轴承衬套形状的、与第二板3的底侧12邻接的第二环形凸缘，但该第二环形凸缘由于图5的透视表示而不可见。在顶侧11处，环形盘4与第二板3的顶侧11齐平，使得只有圆柱体13向上突起。
为了避免在图6所示的本发明的侧力接头的装配状态中第一板的轴承衬套5能够相对于第二板3的轴承衬套4转动，两个衬套都具有合适的锁定机构，以定位它们各自的位置。例如两个轴承衬套4、5在它们的第一和第二环形凸缘中具有多个孔，通过所述孔，能够插入锁定销6以相对于彼此固定两个轴承衬套4、5。
附图标记列表
1  空心圆柱体
2  第一板或翼梁
3  第二板或机身搭板
4  环形穿孔盘(第二轴承衬套)
5  第一轴承衬套
6  锁定装置
7  中心箱体(方向舵组)
8  飞机机身
9  第一板的第一表面
10 第一板的第二表面
11 第二板的第一表面
12 第二板的第二表面
13 圆柱体
14 通孔
15 第一轴承衬套的环形凸缘
16 第二轴承衬套的环形凸缘
17 尺寸加大部
18 支架夹
19 对接搭板

Claims (9)

1.一种侧力接头，包括：
第一板(2)，其中设置有具有第一直径的通孔(14)，和
第二板(3)，其具有第二板(3)的第一表面(11)，在所述第二板(3)的所述第一表面处形成有圆柱体(13)，所述圆柱体具有适应于所述第一直径的直径，使得所述第二板(3)的圆柱体(13)与所述第一板(2)中的通孔以形状配合的方式配合在一起，用于将垂直于所述圆柱体(13)中心线指向的力从第一板(2)传递到第二板(3)并且反之亦然，其中
所述第一板(2)还包括第一轴承衬套(5)，所述第一轴承衬套插入所述第一板(2)中，使得所述第一轴承衬套(5)能够绕其中心线在所述第一板(2)的平面中转动，
所述第一板(2)的通孔(14)偏心地构造在所述第一轴承衬套(5)中，
所述第二板(3)还包括圆形盘(4)，所述圆形盘插入所述第二板(3)中，使得所述圆形盘(4)能够绕其中心线在所述第二板(3)的平面中转动，并且
所述第二板(3)的圆柱体(13)偏心地形成在所述圆形盘(4)处。
2.如权利要求1所述的侧力接头，其中，所述第一板(2)具有第一板(2)的第一表面(9)，所述第一轴承衬套(5)具有第一环形凸缘(15)，所述第一环形凸缘构造成邻接所述第一板(2)的所述第一表面(9)。
3.如权利要求2所述的侧力接头，其中，所述第一板(2)具有与所述第一板(2)的所述第一表面(9)相对的第一板(2)的第二表面(10)，所述第一轴承衬套(5)大致与第一板(2)的该第二表面(10)齐平。
4.如权利要求1至3中任一项所述的侧力接头，其中，所述圆形盘(4)构造成第二轴承衬套。
5.如权利要求1至3中任一项所述的侧力接头，其中，所述圆柱体(13)是具有直通口的空心圆柱体(1)。
6.如权利要求5所述的侧力接头，其中，所述圆形盘(4)是具有孔的环形穿孔盘，所述空心圆柱体(1)的直通口与所述环形穿孔盘(4)的孔对齐。
7.如权利要求4所述的侧力接头，其中，所述第二板(3)具有与所述第二板(3)的所述第一表面(11)相对的第二板(3)的第二表面(12)，所述第二轴承衬套(4)具有第二环形凸缘(16)，所述第二环形凸缘构造成邻接所述第二板(3)的第二表面(12)。
8.如权利要求4所述的侧力接头，其中，所述第二轴承衬套(4)大致与所述第二板(3)的第一表面(11)齐平。
9.一种用于方向舵组(7)的翼梁，其至少在待安装在飞机机身(8)上的接合区域中构造成根据权利要求1至4中任一项所述的第一板(2)，以便与安装在飞机机身(8)上并构造成根据前述权利要求中任一项所述的第二板(3)的紧固搭板连接。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005034891B4 (de) 2005-07-26 2007-06-14 Airbus Deutschland Gmbh Querkraftanschluss
DE102005038856A1 (de) * 2005-08-17 2007-02-22 Airbus Deutschland Gmbh Kontinuierlicher Rumpfanschluss
DE102007010692B4 (de) * 2007-03-06 2012-10-11 Airbus Operations Gmbh Exzenterbuchsenanordnung
DE102008041317A1 (de) 2008-08-18 2010-03-25 Airbus Deutschland Gmbh Anbindung einer Tragfläche an eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
GB2485226B (en) * 2010-11-08 2016-12-21 Siemag Tecberg Gmbh Torque support for an integrated hoisting machine
WO2013084134A1 (en) * 2011-12-05 2013-06-13 Fnss Savunma Sistemleri Anonim Sirketi A fastening system
US8857765B2 (en) * 2012-10-16 2014-10-14 The Boeing Company Method and apparatus for attaching an aircraft fuselage frame to a wing box
US9676273B2 (en) 2014-09-24 2017-06-13 Cummins Emission Solutions, Inc. Strap adjustment mechanism
FR3086016A1 (fr) * 2018-09-13 2020-03-20 Airbus Dispositif de liaison a double cisaillement pourvu d'un axe excentrique et de manchons excentriques, ensemble mecanique comportant un tel dispositif et procede d'assemblage
WO2021089175A1 (en) * 2019-11-08 2021-05-14 Volvo Truck Corporation Pin

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3006443A (en) * 1954-12-20 1961-10-31 Joseph T Siler Method and apparatus for attaching juxtaposed members
DE2601388A1 (de) * 1975-12-18 1977-06-30 Bbc Brown Boveri & Cie Passbolzenanordnung
US4721406A (en) * 1985-06-28 1988-01-26 Davis Ronald P Friction pivot joint for a window stay
CN1280255A (zh) * 1999-07-09 2001-01-17 朗迅科技公司 在金属板之间的旋转接头组件及其制造方法
EP1550606A2 (de) * 2003-12-29 2005-07-06 Airbus Deutschland GmbH Seitenleitwerksanschluss

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2383623A (en) * 1945-08-28 Riveted structure
US702448A (en) 1897-06-12 1902-06-17 Electric Vehicle Company Motor-vehicle.
DE673258C (de) * 1937-02-27 1939-03-18 Henschel Flugzeug Werke A G Anschlussbeschlag fuer Flugzeugbauteile
US3783496A (en) * 1968-12-19 1974-01-08 J Siler Method of assembling members having misaligned holes
SU428656A1 (ru) 1972-04-05 2005-05-10 С.В. Алексеев Стреловидный киль самолета
GB1478174A (en) * 1974-09-17 1977-06-29 Ciba Geigy Method of fixing
JPS58157013U (ja) * 1982-04-15 1983-10-20 東芝設備機器株式会社 家具等の連結装置
SU1683269A1 (ru) 1988-10-30 1995-02-27 Б.А. Волков Устройство для соединения киля с фюзеляжем летательного аппарата
JPH07117088B2 (ja) * 1991-05-27 1995-12-18 新日本製鐵株式会社 鋼構造物のボルト接合構造
JP3209314B2 (ja) * 1995-03-30 2001-09-17 新日本製鐵株式会社 高力ボルト摩擦接合用鋼板
US5842546A (en) 1996-07-03 1998-12-01 Prattville Manufacturing, Inc. Split backplate for noise suppression in brake pad assemblies
DE19719915C2 (de) * 1997-05-13 1999-03-18 Daimler Benz Aerospace Airbus Gabelglied für einen Leitwerkanschluß
FR2851623B1 (fr) * 2003-02-26 2005-05-13 Airbus France Dispositif de jonction articulee
DE10361391A1 (de) 2003-12-29 2005-08-04 Airbus Deutschland Gmbh Seitenleitwerksanschluss
DE102005034891B4 (de) 2005-07-26 2007-06-14 Airbus Deutschland Gmbh Querkraftanschluss
US7575194B2 (en) * 2006-11-30 2009-08-18 The Boeing Company Apparatuses and methods for joining composite members and other structural members in aircraft wing boxes and other structures

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3006443A (en) * 1954-12-20 1961-10-31 Joseph T Siler Method and apparatus for attaching juxtaposed members
DE2601388A1 (de) * 1975-12-18 1977-06-30 Bbc Brown Boveri & Cie Passbolzenanordnung
US4721406A (en) * 1985-06-28 1988-01-26 Davis Ronald P Friction pivot joint for a window stay
CN1280255A (zh) * 1999-07-09 2001-01-17 朗迅科技公司 在金属板之间的旋转接头组件及其制造方法
EP1550606A2 (de) * 2003-12-29 2005-07-06 Airbus Deutschland GmbH Seitenleitwerksanschluss

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