CN102307782A - 在飞行器的后端中的负载引导区域的结构 - Google Patents
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Abstract
一种在飞行器的后端中的负载引导区域，包括：连接至结构元件(2，8，9)的水平和垂直尾部稳定装置的负载的接收元件(3，4)，其中：a)所述结构元件是覆层(8)、具有∏或Ω横截面的两个相邻的负载承受框架(2)和至少第三框架(9)；b)所述水平尾部稳定装置负载的接收元件为第一配件(3)，该第一配件(3)构造成抗扭箱，且横向地布置在所述负载承受框架(2)之间且连接至它们上，垂直尾部稳定装置的负载的接收元件是耦接至所述框架(2，9)的一些第二配件(4)；c)所述框架(2，9)和第一和第二配件(3，4)全部由复合材料制成。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器的后端，且尤其涉及设置在其中的用于引导水平尾部稳定装置(HTP)和垂直尾部稳定装置(VTP)的负载的区域。
背景技术
通常通过采用将稳定装置耦接至一个或两个枢轴点以及一个或两个连接点来保持飞行器的可配平的水平稳定装置。使得水平稳定装置平面可以在一个或两个连接点上配平，它应当垂直地改变其位置，以使稳定装置能够在一个或两个枢轴点上枢转。为了使得所述位置的变化成为可能，它通常提供有由配件固定至机身的引擎/螺旋千斤顶组件。螺旋千斤顶在一个方向或另一方向上的转动决定连接点是升高还是降低以实现水平稳定装置的配平。
固定所述螺旋千斤顶的配件通常是非常复杂的加工出来的金属配件，如在图2和3中显示的那一内管。配件1e固定至由两个横向板1d和两个机加工的金属负载承受框架1a、1b的腹板形成的金属抗扭箱，所述横向板1d连接至所述腹板。在一些情形中，所述组件连接至同样是金属的第三框架1c，该第三框架位于所述两个负载承受框架1a、1b之间。在这些情况下，用于耦接引擎/螺旋千斤顶组件的金属配件1e通过金属连接元件固定至中间框架1c和抗扭箱。
固定所述抗扭箱的负载承受框架1a、1b具有不同的截面，最常见的是C-、I-和J-截面，它们经过机加工工艺形成带肋的构架，该构架使框架的腹板能够稳定且向它提供所需的刚性和优化的重量。
同理，金属框架1a、1b是垂直稳定装置的保持配件的支撑件。
整体上，飞行器的机身中的水平稳定装置和垂直稳定装置负载的引导区域的已知结构是非常复杂的，且它们的制造和装配具有由此引起的缺点。
例如，垂直稳定装置的配件至金属框架的剪切连接在框架平面外面的这些框架中引起偏心负载，其要求它们被另外的配件或夹子和通过抗扭箱自身横向地稳定，所述抗扭箱用于保持螺旋千斤顶配件，这需要使用大量的部件，而使制造和装配复杂化。
本发明的意图是克服这一缺点。
发明内容
本发明的一个目的是提供具有水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的飞行器的后端，其在重量方面上被优化。
本发明的另一目的是提供具有水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的飞行的后端，其易于装配。
这些和其它目的通过具有水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的飞行器的后端来实现，其包括连接至结构元件的所述稳定装置的负载的接收元件，其中：
a)所述后端的这些结构元件是覆层、具有两个横向元件和一个基部元件的至少配置在所述负载引导区域中的两个相邻的负载承受框架，使得它们的横截面具有封闭的形状，和与所述两个负载承受框架中的一个相邻的至少一个第三框架；
b)所述水平尾部稳定装置负载的接收元件为第一配件，所述第一配件构造成具有侧壁和盖的抗扭箱，且横向地布置在所述负载承受框架之间且连接至它们上，垂直尾部稳定装置的负载的接收元件是耦接至所述框架的一些第二配件；
c)所述框架和第一和第二配件都由复合材料制成。
在本发明的优选实施例中，所述负载承受框架的横截面具有∏或Ω形状。这使具有尾部稳定装置负载引导区域的后端被构造成使得负载和重量的分布被优化。
在本发明的另一优选的实施例中，这些负载承受框架形状制定为单位零件，且在它们在机身中的装配之前连接它们的构成元件。这使得能用较少的零件构造具有尾部稳定装置负载引导区域的后端。
在本发明的另一优选的实施例中，所述负载承受框架的构成元件被单独成形且在机身的装配期间进行连接。这使得具有尾部稳定装置负载引导区域的后端被构造成能便于其装配。
在本发明的另一优选的实施例中，在第二配件(4)的连接区域中两个横向元件(5a，5b)的高度与负载承受框架(2)的直径(D)之间的比在12-13％的范围内。这使得后端的可用内部空间被更好地利用。
在本发明的另一优选的实施例中，所述后端包括总数为五个的框架，其中两个用作负载承受框架，其结构使得可以增加它们之间的距离。这使得具有尾部稳定装置负载引导区域的后端的结构被优化。
在本发明的其它的优选实施例中，第一配件还包括连接至其侧壁的内侧或外侧的Ω形的层压件。这使得具有用于接收水平稳定装置的负载的配件的尾部稳定装置负载引导区域的后端的结构被优化。
本发明的其它特点和优点将从其的目的示例性的实施例的下述的详细描述以及附图中变得清楚。
附图说明
图1是在飞行器的后端中的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构的示意图。
图2和3是金属配件装配的透视图，其中金属抗扭箱连接至现有技术中已知的金属配件且用在飞行器的后端的负载引导区域中。
图4a和4b是根据本发明的在飞行器的后端中的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构的透视图，其示出整体结构和其基本元件的配置：用于容纳水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载的配件和负载承受框架。
图5是根据本发明的在飞行器的后端中的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构中使用的负载承受框架的透视图，和图6a和6b是在本发明的两个实施例中的其横截面的示意图。
图7a和7b分别是根据本发明的在飞行器的后端中的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域中使用的水平稳定装置的负载接收配件的透视图和侧视图。
图8是连接至负载承受框架和覆层的，在根据本发明的飞行器的后端中的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构中使用的垂直稳定装置的负载接收配件的横截面视图。
具体实施方式
在此处提供的本发明的详细描述中，我们参考空客A320类型的飞行器，其中后端是很容易区别的部件(称为部分19)。在任何情况下，对于本发明的目的，术语后端应当理解为受水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置作用的机身的后端。
参考图4a和4b，其示出设置在后端中用于引导水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置的负载的区域，根据本发明的这一区域的结构包括作为基本元件的框架2、9(其中框架2是负载承受框架)、用于接收水平尾部稳定装置的负载的箱式配件3和用于接收垂直尾部稳定装置的负载的配件4，我们也将配件3称作为第一配件3，还将配件4称作为第二配件4。
如可以从图4a显示的实施例中看到的，有六个第二配件4，其中的四个耦接至负载承受框架2，两个耦接至框架9，尽管在其它的实施例中可以使用不同数量的第二配件4。
所有的这些元件由复合材料制成，即用碳纤维(CFRP)或玻璃纤维(GFRP)增强的热稳定性或热塑性材料。
作为本发明的目的的结构使用单独的已知的元件。在这一方面上，通过参考包含在本申请中的专利申请WO 2008/092970和US2008/0001029描述了框架2和第一配件3的实施例。然而，作为单独元件，这些结构元件自身不是本发明的目的。
本发明的基本想法是提供一种结构，其几何构型提供了负载分布，该负载分布在重量方面上优化了当前的金属设计，即尽可能用最少数量的元件实现优化的负载分布，所有的这些元件由复合材料制成。
在图5和6a显示的优化的实施例中，负载承受框架2具有∏-形截面，其包括三个元件：具有腹板5e以及上和下裙部5f、5g的两个横向元件5a、5b、和基部元件5c，所述基部元件5c连接框架2的两个横向元件5a和5b的下裙部，且因此封闭所述负载承受框架2的截面。如在图5中清楚地可见的，腹板5e的尺寸在水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域中比其它部分中更大。负载承受框架2可以甚至在从负载引导区域移开的区域中具有除了∏之外的形状的截面，例如所述截面为具有腹板和基底的一个横向元件形成90°的角度而具有腹板和基底的另一横向元件形成大于90°的角度，或传统的C-、J-和I截面，以及甚至具有Ω形的截面，具有足够的过渡和连接部分，就像在图5中在负载承受框架2的底部所显示的那样。
在图6b显示的本发明的另一优选的实施例中，负载承受框架2可以在水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域中具有Ω形的截面，而不是∏型截面。所述两个截面之间的差别主要在于，腹板5e可以相对于它们的下裙部以大于90°的角度倾斜。
优选地分别地制造这三个元件5a、5b和5c，使每个具有需要的几何构型和厚度，作为本发明的目的的水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构可以用这三个单独的元件5a、5b和5c实现，接着在所述结构的装配期间再进行彼此的、第一和第二配件3、4以及覆层8的必须的连接。
也可以在第一阶段装配负载承受框架2，将基部元件5c连接至这些横向元件5a、5b以及用负载承受框架2装配所述结构作为单位零件。
第一种做法的一个优点在于，它在完成负载承受框架2的“封闭”、连接基部元件5c至横向元件5a、5b之前，便于一些装配操作的进行。
在图7a和7b中显示的本发明的优选的实施例中，第一配件3配置成固定和使水平尾部稳定装置能够配平，所述水平尾部稳定装置耦接至引擎/螺旋千斤顶组件。主要保持件由两个横向臂6a、6b和盖6e以及两个Ω形的层压件6c、6d构成，其连接至侧壁6a、6b的外侧。第一配件3借助于角铁6f连接至负载承受框架2。
在第一配件3的另一优选的实施例中，如图4b中显示，Ω形层压件连接至侧壁的内侧。
施加至第一配件3的负载主要是垂直的，尽管其结构被设计用于让负载承受部件在其它的两个方向(具有较小量级)上起作用。由于剪切连接(存在于负载承受框架2和机身覆层中)的概念，这是可能的。
施加至螺旋千斤顶配件的负载通过位于第一配件3的侧壁6a、6b中以及Ω形的层压件6c、6d的头部中的主要的直通开口直接传输至负载承受框架2的腹板5e，这些侧壁6a、6b连接至所述腹板5e。还有铆钉或胶合的连接(未在图7a中显示)以将次要负载转移至第一配件3的侧壁6a、6b。
对于引导垂直稳定装置负载的第二配件4，附图显示出它们中的四个耦接至第一配件3周围的负载承受框架2，它们中的两个耦接至邻近框架2的框架9，该框架2更远离机身尾部。如图8所示，第二配件连接至框架2和覆层8。负载承受框架2和如果有的话框架9的∏或Ω形中的封闭的横截面为通过第二配件4引导的剪切负载的作用提供了非常适合的结构，且还在将负载传输至负载承受框架2的两个腹板5e时优化了这些配件4的连接。
同理，第二配件4至∏-或Ω形的负载承受框架2的连接减小了将被使用的部件的数量，这是因为它避免了在这些第二配件4连接至传统的截面框架(J、I截面框架等)时引起的偏心问题，为了对施加至组件的负载有适合的作用力，该传统的截面框架需要使用反配件。另一方面，第一配件3稳定组件并使组件变硬。
有了作为本发明的目的的上述结构，在横向元件5a、5b的尺寸和第二配件4的连接区域中的负载承受框架2的直径D(参见图5)之间的比显著地小于通常在现有技术中发现的14-15％；相反，它处于12-13％的范围内，这提供了显著的优点，尤其是在小尺寸和中等尺寸的飞机中，在上述飞机种可用空间通常需要利用到最大。
从结构上来讲，具有∏-或Ω截面的负载承受框架2的几何构型为覆层提供了较好的支撑，使得其在扣住和重量方面上是更加优化的，这是因为由于所述截面的扭转刚性，框架之间的跨度可以被增加，即可以减小框架的数量。事实上，在本发明的优选的实施例中，在所述后端使用五个框架，而不是像A320那样使用七个框架。
此外，具有Ω截面的负载承受框架2另外提供自稳定的优点，即它们不需要其它的元件来保证它们的横向稳定性。
另一方面，因为水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的结构包括两个负载承受框架2和第二配件4的固定数量的负载引导点，第一配件3的侧壁6a、6b连接至其上的腹板6e之间的距离被减小，这意味着这些壁不那么长且优化了这些侧壁的扣住故障。
相对于现有技术，本发明的优点包括下述：
-在后端中的负载引导区域由更少数量的部件和更少的连接构成，且因此装配和制造成本更低且结构重量更小。
-因为可配平的水平稳定装置致动器负载更加直接地传输至第一配件3的臂，且第二配件4的负载由于负载承受框架2的封闭的∏-或Ω形的横截面更有效地起作用，所以改善了负载分布。
-具体地，保持第二配件4至负载承受框架2所需要的部件的数量被减小，这是因为∏-或Ω形的截面避免了在用传统的截面(J、I截面等)将配件连接至框架时引起的偏心的问题，为了对施加至组件的负载有适合的作用力，所述传统的截面需要使用反配件。
-因为由于负载承受框架2的∏-或Ω形的截面的扭转刚性，框架之间的跨度可以被增加，即可以减少框架的数量，所以为覆层提供了更好的支撑，其在扣住和重量方面上被优化。
-如果使用了Ω形的负载承受框架2，那么它提供下述优点：它们是自稳定的，因此不会需要其它的元件以确保它们的横向稳定性。
包含在下述的权利要求的范围中的那些修改可以被引入到上文描述的优选的实施例中。
Claims (9)
1.一种具有水平尾部稳定装置和垂直尾部稳定装置负载引导区域的飞行器的后端，所述后端包括连接至机身的结构元件(2，8，9)的所述稳定装置的负载的接收元件(3，4)，其特征在于：
a)所述后端的这些结构元件是：覆层(8)；具有两个横向元件(5a，5b)和一个基部元件(5c)的、至少配置在所述负载引导区域中的两个相邻的负载承受框架(2)，使得它们的横截面具有封闭的形状；和与所述两个负载承受框架(2)中的一个相邻的至少一个第三框架(9)；
b)所述水平尾部稳定装置负载的接收元件为第一配件(3)，所述第一配件(3)构造成具有侧壁(6a，6b)和盖(6e)的抗扭箱，且横向地布置在所述负载承受框架(2)之间且连接至它们上，垂直尾部稳定装置负载的接收元件是连接至所述框架(2，9)的一些第二配件(4)；
c)所述框架(2，9)和所述第一和第二配件(3，4)完全由复合材料制成。
2.根据权利要求1所述的飞行器的后端，其特征在于，所述负载承受框架(2)的横截面具有∏形状。
3.根据权利要求1所述的飞行器的后端，其特征在于，所述负载承受框架(2)的横截面具有Ω形状。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，所述负载承受框架(2)被成形为单位零件，且在它们装配在机身中之前连接它们的构成元件(5a，5b，5c)。
5.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，所述负载承受框架(2)的构成元件(5a，5b，5c)被分别成形，并且在机身的装配期间被连接。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，在第二配件(4)的连接区域中两个横向元件(5a，5b)的高度与负载承受框架(2)的直径(D)之间的比在12％-13％的范围内。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，它的框架(2，9)的总数目是5。
8.根据权利要求1-7中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，所述第一配件(3)还包括被连接至其侧壁(6a，6b)的外侧的Ω形的层压件(6c，6d)。
9.根据权利要求1-8中任一项所述的飞行器的后端，其特征在于，所述第一配件(3)还包括被连接至其侧壁(6a，6b)的内侧的Ω形的层压件(6c，6d)。
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