CN102556332B - 飞行器后机身尾锥的可互换连接方案 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器后机身尾锥的可互换连接方案。一种飞行器的后机身，包括尾锥端和后机身的其余部分，尾锥端通过附接系统附接到后机身的其余部分，附接系统包括平衡器配件，三个凸耳和备用联接件。当其中的一个凸耳出现故障时，平衡器配件用来支撑飞行器横向方向的载荷。备用联接件只有在其它联接件出现故障时才发挥作用。该备用联接件能够支撑飞行器的纵向方向的载荷。

Description

飞行器后机身尾锥的可互换连接方案

发明目的

本发明的目的是确保飞行器尾锥端的可互换性，以防出于各种目的，例如必须更换为新的尾锥端而必须从飞行器后机身中的尾锥部分的其余部分中拆卸下来。

换言之，本发明的主要目的是提供一种在飞行器后机身的尾锥端与其余部分之间的连接的新的解决方法。

本发明的进一步目的是缓解两个部件间连接的超集中(hyperstatism)水平，从而使它们的组装和将来的维护操作更容易，同时不放松故障安全条件。

本发明的另一个目的是尾锥端与后机身的其余部分的组装，以及尾锥的更换工作场所(TRW)可以直接完成，无需使用平台或斜坡。原因是本发明的进一步的目的是方便组装操作以允许所述的组装操作能够或者从飞行器内部或者从飞行器的外部下方完成。因此，不再需要使用平台或斜坡来到达飞行器外部上方部分以进行组装/拆卸操作。

技术领域

本发明属于航空业，并涉及具有模块化的尾锥端的飞行器后机身的构造。

更具体地，本发明涉及连接尾锥端和飞行器后机身的其余部分的方法及使用的配件的类型。

背景技术

通常而言，飞行器包括机身，其具有设置驾驶舱的前部，带有机翼的主要部分和支撑水平稳定器的后机身。

通常，后机身结束于模块化的尾锥端。特别地，尾锥端装有飞行器的辅助动力装置(APU)。

因此，当组装飞行器时，尾锥端与飞行器的后机身其余部分之间的接合部通常设计有：4个配件或凸耳，两个在上方，两个在下方，用以支撑载荷；加上平衡器配件以便在组装过程中校准或对中对于截面的定位。这种构造源于空中导航法规所要求的故障安全操作标准。因此，在损失其中一个配件或凸耳的情况下，飞行器总是具有4个配件或凸耳以承载载荷。

四个凸耳中的每一个都具有两个反作用力且平衡器配件还具有一个反作用力，所以该构造总共带有9个反作用力以满足冗余性(redundancy)故障安全要求。这样的结果是超静定连接(hyperstaticjunction)。

四个凸耳以超静定模式工作，平衡器配件仅在其中的一个凸耳发生故障时起作用。

此外，由于尾锥端装有飞行器的辅助动力装置(APU)，尾锥与后机身其余部分之间的连接取决于飞行器辅助动力装置进气口的位置。因此，如果辅助动力装置进气口处于下方部位，则平衡器处于上方位置；如果辅助动力装置进气口处于上方部位，则平衡器处于下方位置。

凸耳的位置受机身形状的限制。这些位置还受尾锥端在其端部所具有的切口的影响，并且还与可调整水平稳定器相关。

由附接件承受的主要的力和力矩来自施加到尾锥的弯曲、动态着陆，紧急迫降等。APU越重，尾锥端所要承受的载荷越大。

目前所应用的超静定解决方案，即使带有针对该设计所提供的耐受度和公差，也不能实现足够的精度以确保维修操作的位置。

通常采用的将尾锥端组装到飞行器后机身的其余部分的方法包括如下步骤：

a)安装平衡器，其引导和校准尾锥与飞行器后机身的其余部分的截面；

b)安装四个配件或凸耳。

因为4个配件被同时安装，因此会出现很大应力，且通常需要整体组装。

发明内容

本发明设计用于克服上述存在于尾锥端被组装到后机身其余部分的总装生产线(FAL)中的缺点。

根据本发明，“可互换部件”应被定义成单独的项目或组装的项目，其作为一个单元，可以由另一个具有相同零件数量的可互换部件互换：其不改变部件或飞行器，对可拆卸紧固件进行任何必要的更换，具有适合规定的性能公差的任何必要的可逆调整手段。

而“可更换部件”应被定义成单独的项目或组装的项目，其作为一个单元，具有一些可互换的特征，这意味着当装配到飞行器时可能要求改变(不可逆)。

根据本发明，飞行器的后机身包括尾锥端和后机身的其余部分。尾锥端通过包括3个凸耳和平衡器配件的附接系统附接到后机身的其余部分。

因为只有3个凸耳，连接的超静定度(degreeofhyperstaticity)已被放宽直至均衡统一(isostaticunion)。

在本发明中，三个凸耳以完全均衡的方式支撑所有载荷而没有使用多余的凸耳。

附接系统进一步包括：仅在其它联接件出现故障时才起作用的备用联接件(waitinglink)。如果故障发生，备用联接件承载结构变形带来的载荷，并起作用以确保尾锥连接的安全性。

在其中一个凸耳失效的情况下，该备用联接件能够支撑飞行器纵向方向上的载荷。

连接的安全水平并未退化，因为当加入备用联接件时，它将用作故障安全冗余件(备用件)。

三个凸耳呈三角形布置来设置，第一凸耳和第二凸耳或者在上方位置或者在下方位置，所述凸耳处于同一高度，其中每一个凸耳被置于后机身的侧面之

如果APU进气口处于上方部位，则第一和第二凸耳处于下方部位。如果APU进气口处于下方部位，则第一和第二凸耳处于上方部位。

第三凸耳处于相反的位置，即，如果第一凸耳与第二凸耳处于上部，则第三凸耳处于下部，反之亦然。

平衡器配件与可以处于上部或下部的第一、第二凸耳处于相同的部位，并位于两者之间。

平衡器配件的主要功能是帮助组装操作过程中的定位。平衡器配件的另一个功能是当其中一个凸耳失效时支撑飞行器横向轴线上的载荷和竖直方向上的载荷。

如果第三凸耳位于上方部位，则备用联接件位于第三凸耳的下方。如果第三凸耳处于下方部位，则所述的备用联接件处于第三凸耳的上方。

第三凸耳和备用联接件的组合可根据它的位置被称为上附接件或下附接件。在本发明的一个实施例中，该附接件可以通过更换为故障安全凸耳来改进。

本发明进一步描述了将尾锥端组装到飞行器的后机身的其余部分的方法。

该方法包括如下步骤：

a)安装平衡器配件；

b)安装3个凸耳；并且

c)安装备用联接件。

平衡器是必须被第一个安装的元件，因为它用作尾锥端的引导件，以便组装时将其与后机身的其余部分定位。

本发明提出了3个凸耳的统一体以取代4个凸耳来作为针对现有技术的发明。这大大减少了组装尾锥端和后机身其余部分时出现的应力，并且不再需要迫使组装时安装凸耳和配件。

附图说明

基于下列不同实施例和附图的详细说明将完全理解本发明，所述实施例和附图仅作为示例被提交，因而不限制本发明的范围，其中：

附图1描述了显示有尾锥端1和后机身其余部分2的飞行器后机身。

附图2是如目前现有技术中使用的带有4个凸耳和1个平衡配件的尾锥端与后机身其余部分的超静定连接的图示。

附图3a是带有3个凸耳、位于其中一个凸耳上方的备用联接件和位于上方位置的平衡器配件的本发明连接的图示。

附图3b是带有3个凸耳，位于其中一个凸耳下方的备用联接件和位于下方位置的平衡器配件的本发明连接的图示。

附图4a是本发明的均衡连接目标的图示。在本图中表示出载荷由凸耳中的每个凸耳支撑。

附图4b是如果其中的一个凸耳出现故障，剩余凸耳支撑与先前相同的载荷，但平衡器用来支撑飞行器横向方向上的载荷，且备用联接件用来支撑飞行器纵向方向上的载荷的载荷分布图。

附图4c是如果其中的一个凸耳出现故障，剩余凸耳支撑与先前相同的载荷，但平衡器用来支撑飞行器竖直方向上的载荷，且备用联接件用来支撑飞行器纵向方向上的载荷的载荷分布图。

附图标记：

1；尾锥端

2：后机身的其余部分

3：凸耳

4：备用联接件

5：平衡器配件

6：第一凸耳

7：第二凸耳

8：第三凸耳

X：飞行器纵向轴线

Y：飞行器横向轴线

Z：竖直方向

LF：凸耳故障

具体实施方式

下列描述仅为了方便读者，而不以任何方式限制如权利要求确定的本发明。

根据本发明，飞行器的后机身包括尾锥端1和后机身的其余部分2。尾锥端1通过包括3个凸耳6、7、8和平衡器配件5的附接系统附接到后机身的其余部分2。

由图2可知，现有的尾锥端1与后机身的其余部分2之间的连接通过4个凸耳3和平衡器配件5来完成。其中两个凸耳可以支撑飞行器横向轴线和飞行器纵向轴线Y，X的载荷，并且其它两个凸耳可以支撑飞行器竖直方向和纵向轴线Z，X的载荷。在此情况下，平衡器配件不起作用直至其中的一个凸耳3出现故障。当其中一个凸耳出现故障时，平衡器配件起作用来支撑飞行器横向和竖直方向Y，Z的载荷。

在本发明中，3个凸耳以完全均衡的方式支撑所有载荷而没有使用多余的凸耳。

附接系统进一步包括仅在其它联接件出现故障时才起作用的备用联接件4。备用联接件4设置成与平衡器配件5相对，并且，如果第三凸耳8位于上方位置，则其位于第三凸耳8下方，如果第三凸耳8位于下方位置，则其位于第三凸耳8上方。

第一凸耳6和第二凸耳7支撑飞行器纵向方向和竖直方向X，Z的载荷且第三凸耳8支撑飞行器纵向方向和横向方向X，Y的载荷。

当其中一个凸耳出现故障时，备用联接件4承受结构变形所引起的载荷并起作用以确保支撑飞行器纵向方向X的载荷的尾锥连接的安全。

如果APU进气口位于上部，则第一凸耳6和第二凸耳7位于下方部位。如果APU进气口位于下部，则第一凸耳6和第二凸耳7位于上方部位。

第三凸耳8位于与第一凸耳6和第二凸耳7相反的位置，即，如果第一凸耳6和第二凸耳7位于上部，则第三凸耳8位于下部，反之亦然。

平衡器配件5位于与第一凸耳6和第二凸耳7相同的部分并处于两者之间。

如果第三凸耳8位于上方部位，则备用联接件4位于第三凸耳8的下方。如果第三凸耳8位于下方部位，则所述的备用联接件4位于第三凸耳8的上方。

第三凸耳8和备用联接件4的组合可根据其位置被称为上附接件或下附接件。在本发明的一个实施例中，该附接件可以通过更换为故障安全凸耳来改进。本发明进一步描述了一种将尾锥端组装到飞行器后机身其余部分的方法。该方法包括如下步骤：

a)安装平衡器配件5；

b)安装第一凸耳6和第二凸耳7；

c)安装第三凸耳8；

d)安装备用联接件4。

平衡器是必须被第一个安装的元件，因为它用作尾锥端的引导件，以便组装时将其与后机身的其余部分定位。

Claims (6)

1.一种飞行器的后机身，包括：尾锥端（1）和后机身的其余部分（2），其中尾锥端（1）通过附接系统附接到所述后机身的其余部分（2），所述附接系统包括呈三角形布置的第一凸耳（6）、第二凸耳（7）和第三凸耳（8），使得第一凸耳（6）和第二凸耳（7）或者处于上方位置或者处于下方位置，处于同一高度并且其中的每一个凸耳被置于后机身的侧面之一，附接系统还包括设位在第一凸耳（6）和第二凸耳（7）之间的平衡器配件（5），

其特征在于，第一凸耳（6）、第二凸耳（7）和第三凸耳（8）设置为以完全均衡的方式支撑载荷，附接系统还包括附加的备用联接件（4），其设置成相对于平衡器配件（5），并且如果第三凸耳位于上方位置，则其位于第三凸耳下方，如果第三凸耳位于下方位置，则其位于第三凸耳上方。

2.根据权利要求1所述的飞行器的后机身，其特征在于：第一凸耳（6）和第二凸耳（7）支撑飞行器纵向方向和飞行器竖直方向（X、Z）上的载荷，第三凸耳（8）支撑飞行器纵向方向和飞行器横向方向（X、Y）上的载荷。

3.根据权利要求1所述的飞行器的后机身，其特征在于：如果APU进气口位于上部，则第一凸耳（6）和第二凸耳（7）位于下方部位。

4.根据权利要求1所述的飞行器的后机身，其特征在于：如果APU进气口位于下部，则第一凸耳（6）和第二凸耳（7）位于上方部位。

5.一种包括根据权利要求1所述的后机身的飞行器。

6.一种组装根据权利要求1所述的飞行器的后机身的方法，包括如下步骤：

a)安装平衡器配件（5）；

b)安装第一凸耳（6）和第二凸耳（7）；

c)安装第三凸耳（8）；

d)安装备用联接件（4）。