CN103154588A - 航空器用管道支撑结构 - Google Patents

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Abstract

航空器用管道支撑结构具备：可平行移动地支撑管道的平行移动机构和以角度可调节的方式支撑管道的角度调整机构。平行移动机构具备：偏心套，供管道穿过，在与X方向正交的Z方向调节所述管道的位置；和Y方向调整机构，在与X方向以及Z方向正交的Y方向调整偏心套的位置。角度调整机构具备：第一部件，支撑管道并具有第一曲面；和第二部件，具有形状与第一曲面对应的第二曲面并通过第二曲面与第一曲面滑接而由第二曲面支撑所述第一部件。第一曲面以及第二曲面以XZ平面的截面形状为圆弧状的方式形成，通过第一曲面相对于第二曲面滑动而调节管道的角度。由此，提供一种能够抑制预载荷的航空器用管道支撑结构。

Description

航空器用管道支撑结构
技术领域
本发明涉及一种航空器用管道支撑结构。
背景技术
在航空器的内部配置有燃料供给用管道等多根管道。为了支撑这种管道，在航空器内设置管道支撑结构。
对于管道支撑结构，要求抑制施加于管道的预载荷。而且，航空器有时会因飞行时受到的升力等而变形。特别，主翼部分容易因升力等作用时产生的载荷而弯曲。由于航空器的机体的变形，管道在管道支撑结构部分承受载荷。在预载荷存在于管道的情况下，对于管道，除了因机体的变形而产生的载荷，还施加预载荷量的载荷。而且，航空器反复起降。对于配置于航空器内的管道，将被反复施加因机体的变形而产生的载荷。从这种观点来看，对于航空器用的管道支撑结构，与其他用途的管道支撑结构相比更加需要进行预载荷的抑制。
图1是概略地表示配置于航空器内的管道的图。如图1所示，在航空器100的主翼内配置有管道103。并且，在主翼内设置有区划主翼的内部空间的结构壁102。管道103以贯通结构壁102的方式延伸。在结构壁102上安装有管道支撑结构109。管道103由管道支撑结构109支撑。
图2是表示管道支撑结构109的概略图。图2中定义了X方向、Y方向、以及Z方向。管道103沿X方向延伸。结构壁102以与YZ平面平行的方式配置。管道支撑结构109具有支架104、垫片105、以及夹具106。支架104被折弯并具有固定于结构壁102的固定部和沿管道103延伸的安装面。夹具106为支撑管道103的部分，配置于支架104的安装面上。垫片105用于在Z方向调整夹具106的位置，安装于支架104的安装面和夹具106之间。若采用这种结构，则通过使用具有适当的厚度的部件作为垫片105，能够在上下方向（Z方向）调节夹具106的位置，从而能够抑制预载荷。并且，通过使用具有适当的折弯角度的部件作为支架104，能够调整管道103相对于结构壁102的角度，从而能够抑制预载荷。
另一方面，作为其他的关联技术，专利文献1（日本特开昭58－200891号公报）中公开有自调心复式连接器。专利文献1中记载了如下内容：多个雌接头经由球面支承部可向任意方向摇动地安装于雄块；与雄接头嵌合的多个雌接头经由球面支承部可向任意方向摇动地安装于雌块；在雄块以及雌块设有定心用嵌合部；以及将雄块和雌块保持于结合位置的锁定部件3可移动地安装于雄块以及雌块的任何一方。
而且，作为其他的关联技术，专利文献2（日本特开平10－292817号公报）中公开了具有调心机构的轴颈轴承。专利文献1中公开了由支撑环、轴承、油槽部以及向油槽部供给高压油的机构构成的、支撑环的内表面和轴承的外表面之间的支撑部以球面形成的轴颈轴承。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：日本特开昭58－200891号公报
专利文献2：日本特开平10－292817号公报
发明内容
然而，在图2所示的例中，为了调整Z方向的位置，必须准备具有多种厚度的垫片105。并且，Z方向的夹具106的位置根据垫片105的厚度来决定而不能连续地调节。因此，在几乎所有的情况下，都会在管道103上产生些许预载荷。
同样地，在图2所示的例中，为了调整管道103的安装角度，必须准备折弯角度不同的多种支架104。因此，增加支架104所需要的制造成本。而且，需要准备仅折弯角度不同但相似形状的多个支架104，容易发生安装错误。此外，不能连续地调节管道103的角度而产生些许预载荷。
因此，本发明的课题在于提供一种能够抑制预载荷的航空器用管道支撑结构。
此外，专利文献1中存在关于设置于海底的石油生产设备等使用的自调心复式连接器的记载，但关于用于支撑配置于航空器的内部的管道的管道支撑结构却没有记载。
并且，专利文献2中存在关于支撑涡轮等大型旋转机械的旋转轴的轴颈轴承，但关于用于支撑配置于航空器的内部的管道的管道支撑结构却没有记载。
本发明的航空器用管道支撑结构为支撑在航空器内以沿X方向延伸的方式配置的管道的航空器用管道支撑结构。该航空器用管道支撑结构具备可平行移动地支撑所述管道的平行移动机构；以及以角度可调节的方式支撑所述管道的角度调整机构。所述平行移动机构具备：偏心套，供所述管道穿过，在与X方向正交的Z方向调节所述管道的位置；以及Y方向调整机构，在与X方向以及Z方向正交的Y方向调整所述偏心套的位置。所述角度调整机构具备：第一部件，支撑所述管道，具有第一曲面；以及第二部件，具有形状与所述第一曲面对应的第二曲面，用所述第二曲面与所述第一曲面滑接，用所述第二曲面支撑所述第一部件。所述第一曲面以及所述第二曲面以XZ平面的截面形状为圆弧状的方式形成。通过所述第一曲面相对于所述第二曲面滑动而调节所述管道的角度。
根据该发明，由于管道穿过偏心套，所以能够通过使偏心套旋转而在Z方向调节管道的位置。由于使用偏心套，所以能够连续地调节Z方向的管道的位置，从而能够抑制预载荷的发生。
并且，在使用偏心套而调节Z方向的位置的情况下，Y方向的位置也发生偏移。然而，在本发明中，通过Y方向调整机构，能够调节Y方向的位置。即，随着偏心套的旋转而产生的Y方向的位置偏移能够通过Y方向调整机构校正。
此外，根据本发明，第二部件用第二曲面可滑动地支撑第一部件的第一曲面。第一曲面以及所述第二曲面以XZ平面的截面形状为圆弧状的方式形成。因此，能够通过使第一曲面相对于第二曲面滑动而连续地调节管道的角度，从而能够抑制预载荷的发生。
根据本发明，提供一种能够抑制预载荷的航空器用管道支撑结构。
附图说明
图1是概略地表示配置于航空器内的管道的图。
图2是表示管道支撑结构的概略图。
图3是表示第一实施方式的管道支撑结构的立体图。
图4是表示管道支撑结构的YZ截面的截面图。
图5是从Y方向侧观察管道支撑结构时的图。
图6是管道支撑结构的分解立体图。
图7A是用于说明角度调整功能的说明图。
图7B是用于说明角度调整功能的说明图。
图8是用于说明Z方向的位置调整动作的说明图。
图9是用于说明Y方向的位置调整动作的说明图。
图10是表示第一实施方式的变形例的管道支撑结构的立体图。
图11是表示第二实施方式的管道支撑结构的立体图。
图12是YZ面的管道支撑结构的截面图。
图13是XZ面的管道支撑结构的截面图。
图14是表示管道支撑结构的分解立体图。
图15A是用于说明第二实施方式的角度调整功能的说明图。
图15B是用于说明第二实施方式的角度调整功能的说明图。
图16是用于说明管道3的角度调整动作的图。
图17A是用于说明Z方向的位置调整动作的图。
图17B是用于说明Z方向的位置调整动作的图。
图18A是用于说明Y方向的位置调整动作的图。
图18B是用于说明Y方向的位置调整动作的图。
图19是表示第二实施方式的变形例的管道支撑结构的立体图。
图20是YZ面的管道支撑结构的截面图。
图21是XZ面的管道支撑结构的截面图。
图22是管道支撑结构的分解立体图。
具体实施方式
以下，参照附图并对本发明的实施方式进行说明。
（第一实施方式）
如图1所示，本实施方式的管道支撑结构用于支撑配置于航空器的主翼内的管道。该航空器的主翼为CFRP（碳纤维强化塑料）制。
图3是表示本实施方式的管道支撑结构30的立体图。图3中定义了相互正交的X方向、Y方向、以及Z方向。该管道支撑结构30安装于结构体1。并且，结构体1固定于航空器机体且为平板状，并以与XZ平面平行的方式配置。管道支撑结构30在结构体1的上方（Z方向侧）支撑沿X方向延伸的管道3。
图4是表示管道支撑结构30的YZ截面的截面图。图5是从Y方向侧观察管道支撑结构30时的图。图6是管道支撑结构30的分解立体图。参照图3至图6而说明管道支撑结构30的构成。
如图6所示，管道支撑结构30具有支架5（第二部件）、鞍座6（第一部件）、偏心套2、以及夹板4。
支架5为固定于结构体1的部分。如图5所示，支架5具有固定部5-1以及安装部5-2，并在固定部5-1和安装部5-2之间折弯。
固定部5-1与结构体1重叠。如图4所示，在固定部5-1设置有沿Y方向延伸的长孔8。将固定部5-1紧固于结构体1的紧固部件7（螺栓以及螺母）插入该长孔8。长孔8的Y方向的长度比紧固部件7的轴部分（插入长孔8中的部分）的宽度大。
安装部5-2为支撑鞍座6等的部分。安装部5-2以与XY平面平行的方式延伸。如图6所示，在安装部5-2的上表面形成有鞍座支撑面15（第二曲面）。如图5所示，鞍座支撑面15为曲面，并以XZ截面为圆弧状的方式形成。具体而言，如图6所示，鞍座支撑面15具有与圆筒面（以Y方向为中心轴的圆筒的外周面）对应的形状。并且，在Y方向的安装部5-2的两端部设置有孔12。
鞍座6为支撑偏心套2的部分，并由支架5支撑。如图6所示，鞍座6的下表面（鞍座下表面14；第一曲面）为与鞍座支撑面15对应的曲面。鞍座6以鞍座下表面14支撑于鞍座支撑面15。并且，在鞍座6的与设置于支架5的孔12对应的位置设置有孔11。而且，在鞍座6的上表面形成有用于支撑偏心套2的偏心套支撑面。
偏心套2是为了在Z方向调整管道3的位置而设置的。偏心套2由鞍座6支撑。偏心套2为圆环状。如图4所示，在偏心套2中，内周面的中心C2与外周面的中心C1错开。管道3穿过偏心套2。由此，管道3由偏心套2支撑。并且，如图5以及图6所示，在偏心套2设置有沿X方向延伸的把持部16。而且，如图6所示，偏心套2被对分而分为第一部分2-1和第二部分2-2。通过对分，不必移动管道3，即可环绕管道3来安装偏心套2。
夹板4是为了防止偏心套2的脱落而设置的。夹板4以覆盖偏心套2的外周面的方式配置，并由鞍座6支撑。如图6所示，在夹板4的Y方向的两端部上，在与孔11以及孔12重叠的位置设置有孔10。并且，在孔10上配置有特殊衬垫13。如图5所示，以贯通特殊衬垫13、孔10、11以及12的方式设置有紧固部件9（螺栓以及螺母）。夹板4通过紧固部件9而固定于支架5。并且，鞍座6也由支架5和夹板4夹住而固定。
通过采用如上述的结构，能够在将管道3装配于机体内时自由地调整管道3相对于结构体1的角度。以下，对该点进行说明。
图7A以及图7B是用于说明角度调整功能的说明图。如图7A所示，管道3沿X方向延伸。在此，在调整管道3相对于结构体1的角度的情况下，首先，放松紧固部件9。由此，鞍座下表面14能够相对于设置于支架5的鞍座支撑面15滑动。因此，如图7B所示，通过使鞍座6相对于支架5滑动，能够在XZ平面连续地调整管道3相对于结构体1的角度。调节了管道3的角度之后，紧固紧固部件9并将鞍座6固定于支架5。由此，能够在抑制了预载荷的状态下固定管道3。
并且，根据本实施方式，能够通过操作偏心套2而在Z方向调整管道3的位置。图8是用于说明Z方向的位置调整动作的说明图。如图8的（a）所示，管道3与偏心套2的内周面抵接。图8的（a）中图示了管道3的中心轴c。在此，在Z方向调整管道3的位置的情况下，抓住把持部16使偏心套2旋转。于是，如图8的（b）所示，偏心套2的内周面的中心在Z方向发生改变。因此，管道3的中心轴c的位置也在Z方向发生改变。由此，能够在Z方向连续地调整管道3的位置。
但是，若使偏心套2旋转，管道3的位置不仅在Z方向也在Y方向偏移。然而，在本实施方式中，能够通过利用设置于支架5的长孔8而在Y方向调整管道3的位置。图9是用于说明Y方向的位置调整动作的说明图。如前文所述，插入于长孔8的紧固部件7的轴部分的宽度在Y方向比长孔8的长度小（参照图9的（a））。因此，如图9的（b）所示，能够通过放松紧固部件7而使支架5相对于结构体1的位置在Y方向上偏移。通过使支架5的位置偏移，能够使管道支撑结构30的位置在Y方向上整体地偏移，从而在Y方向调节管道3的位置。因此，即便因偏心套2的操作而使管道3的位置在Y方向发生了偏移，也能够使管道3返回至不产生预载荷的位置。即，能够使管道3在Y方向以及Z方向自由地移动。即，能够使管道3自由地平行移动。
如以上说明，根据本实施方式，由于鞍座6可相对于支架5滑动，所以能够连续地调整管道3的角度。由此，能够以不产生预载荷的角度来支撑管道3。并且，作为支架5，不需要准备折弯角度不同的多种支架。能够使用同一形状的支架5而以期望的角度来支撑管道3。
此外，根据本实施方式，由于设置有偏心套2和长孔8，所以能够使管道3连续地平行移动。由此，能够将管道3支撑在不产生预载荷的位置。
并且，在本实施方式中，对为了在Y方向调整管道3而设置有长孔8的情况进行了说明。但是，作为Y方向调整机构，并不限定于长孔8，也可以利用其他的结构而实现Y方向调整机构。例如，也可以代替长孔8而在固定部5-1设置偏心套，并将紧固部件9插入该偏心套。采用这种结构也能够在Y方向自由地调整管道3的位置。
并且，在本实施方式中，对管道3配置于航空器的CFRP制的主翼内的情况进行了说明。CFRP制的主翼与金属（铝）制的主翼相比更容易弯曲。因此，容易对配置于内部的管道3施加载荷。因此，强烈要求抑制预载荷地支撑管道3。本实施方式的管道支撑结构30能够连续地调节管道3的角度，并能够使管道3连续地平行移动。因此，能够显著降低预载荷的发生，优选适用于支撑配置于航空器的CFRP制的主翼内的管道3的用途。但是，即使在机体为金属制的情况下或在管道3配置于机身部的情况下，也会因机体的变形而对管道3施加大的载荷。因此，本实施方式的管道支撑结构30不仅适用于配置于CFRP制的主翼内的管道3，也能够适当地应用于配置于航空器内的全体管道。
（第一实施方式的变形例）
在本实施方式中，对在结构体1的上方支撑管道3的情况进行了说明。但是，在管道3以贯通结构体1的方式延伸的情况下，也能够适用本实施方式的管道支撑结构30。
图10是表示本实施方式的变形例的管道支撑结构30的立体图。如图10所示，在本变形例中，在结构体1设置有孔17。而且，管道3通过孔17而延伸。为了在位置调整时不与管道3发生干扰，孔17以比管道3的外径大一些的方式形成。通过采用这种结构，即使在管道3以贯通结构体1的方式延伸的情况下，也能够适用本实施方式的管道支撑结构30。
（第二实施方式）
接着，对第二实施方式进行说明。
图11是表示本实施方式的管道支撑结构30的立体图。图12是YZ平面的管道支撑结构30的截面图。图13是XZ平面的管道支撑结构30的截面图。图14是表示管道支撑结构30的分解立体图。
如图14所示，在本实施方式中，在偏心套2（第二部件）的内侧设置有球面套（第一部件）19（19-1、19-2）。管道3插通并支撑于球面套19。并且，代替鞍座6以及支架5而使用偏心套支撑部件20。对于其他方面，可以与第一实施方式相同，所以省略详细的说明。
偏心套支撑部件20是使第一实施方式的鞍座6以及支架5一体化而得到的部件。即，偏心套支撑部件20具有与偏心套2的外周面抵接的偏心套支撑面，并以偏心套支撑面支撑偏心套2。并且，在偏心套支撑部件20设置有与结构体1重叠的固定部20-1（参照图13），在固定部20-1设置有供紧固部件7插入的长孔8（参照图12）。固定部20-1以及长孔8的形状与第一实施方式相同。
如图14所示，偏心套2以外周面与偏心套支撑部件20接触而被支撑。偏心套2的外周面为圆筒面。另一方面，如图13所示，偏心套2的内周面是XZ截面为圆弧状的曲面。具体而言，偏心套2的内周面（第二曲面）具有顺沿球面而形成的形状。并且，如图12所示，与第一实施方式相同，在偏心套2中，内周面的中心与外周面的中心错开。
如图14所示，球面套19为筒状并具有内周面以及外周面。如图13所示，球面套19的外周面（第一曲面）具有与偏心套2的内周面对应的形状。即，球面套19的外周面具有顺沿球面而形成的形状。球面套19以其外周面与偏心套2的内周面接触。球面套19可滑动地支撑于偏心套2。另一方面，球面套19的内周面为与管道3的外周面对应的圆筒面。管道3插通于球面套19，并由球面套19支撑。并且，球面套19为了相对管道3易于安装而被对分并具有第一部分19-1和第二部分19-2。
图15A以及图15B是用于说明本实施方式的角度调整功能的说明图。
如图15A以及图15B所示，在本实施方式中，能够通过使球面套19（第一部件）相对于偏心套2（第二部件）滑动而改变管道3相对于结构体1的角度。在此，在本实施方式中，偏心套2的内周面和球面套19的外周面与球面对应。因此，能够以比第一实施方式更高的自由度调整管道3的角度。即，在第一实施方式中，只能在XZ平面内（只在沿Y方向观察的情况下）调整管道3的角度（参照图7）。相对于此，在本实施方式中，偏心套2和球面套19以球面接触。因此，如图16所示，即使在沿Z方向观察的情况下，也能够调整管道3的角度。因此，能够更可靠地抑制预载荷。
并且，在本实施方式中，球面套19相对于偏心套2没有固定。因此，在飞行时机体弯曲的情况下，球面套19和偏心套2将自然地滑动。即，不仅在装配管道3时，在飞行时也能够自动地降低施加于管道3的载荷。因此，能够降低管道3所需要的强度，并能够使管道3轻量化。
并且，如图17A以及图17B所示，在本实施方式中，也能够通过使偏心套2旋转而在Z方向调节管道3的位置。并且，如图18A及图18B所示，能够通过设置于偏心套支撑部件20的长孔8而在Y方向调整管道3的位置。
（第二实施方式的变形例）
接着，对第二实施方式的变形例进行说明。在本变形例中，对管道3以贯通结构体1的方式延伸的情况进行说明。
图19是表示本变形例的管道支撑结构30的立体图。图20是YZ平面的管道支撑结构30的截面图。图21是XZ平面的管道支撑结构30的截面图。图22是管道支撑结构30的分解立体图。
如图19至图22所示，在本变形例中，使用壳体作为偏心套支撑部件20。并且，去掉了夹板4。对于其他的方面，可以采用与第二实施方式相同的结构，所以省略详细的说明。
偏心套支撑部件20具有开口，所述开口具有与偏心套2的外周面对应的形状。偏心套2配置于该壳体20的开口内，并由开口的侧壁支撑。并且，对于偏心套2以及球面套19，可以采用与第二实施方式相同的结构，所以省略详细的说明。
如图20所示，在偏心套支撑部件20设置有与结构体1重叠的平板状的固定部20-1。与第二实施方式一样，在固定部20-1设置有沿Y方向延伸的长孔8。并且，与第二实施方式一样，紧固部件9插入于长孔8，并通过紧固部件9而将偏心套支撑部件20固定于结构体1。由此，只要放松紧固部件9，就能够在Y方向相对于结构体1使偏心套支撑部件20偏移，从而能够在Y方向调节管道3的位置。
通过采用本变形例所示的结构，即使在管道3贯通结构体1的情况下，也能够得到与第二实施方式相同的作用效果。并且，在本变形例中，去掉了前述实施方式中的夹板4。因此，从能够使零件数变少的角度来看也是有利的。
以上，使用第一以及第二实施方式对本发明进行了说明。并且，在这些实施方式以及变形例中使用的技术事项并不是相互独立的，而是能够在不矛盾的范围内组合使用。
本申请基于2010年10月26日提交的申请号为2010-239961的日本专利申请，并主张该申请的优先权，将该申请的公开内容通过引用并入本文中。

Claims (12)

1.一种航空器用管道支撑结构，支撑航空器内以沿X方向延伸的方式配置的管道，
所述航空器用管道支撑结构的特征在于，具备：
可平行移动地支撑所述管道的平行移动机构；以及
以角度可调节的方式支撑所述管道的角度调整机构，
所述平行移动机构具备：
偏心套，供所述管道穿过，在与X方向正交的Z方向调节所述管道的位置；以及
Y方向调整机构，在与X方向及Z方向正交的Y方向调整所述偏心套的位置，
所述角度调整机构具备：
第一部件，支撑所述管道，具有第一曲面；以及
第二部件，具有形状与所述第一曲面对应的第二曲面，通过所述第二曲面与所述第一曲面滑接而由所述第二曲面支撑所述第一部件，
所述第一曲面以及所述第二曲面以XZ平面的截面形状为圆弧状的方式形成，
通过所述第一曲面相对于所述第二曲面滑动来调节所述管道的角度。
2.根据权利要求1所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述第一曲面以及所述第二曲面为顺沿以Y方向为中心轴的圆筒的外周面而形成的形状。
3.根据权利要求2所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述管道与所述偏心套的内周面接触而被支撑，
所述第一部件构成为与所述偏心套接触并经由所述偏心套支撑所述管道。
4.根据权利要求3所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述第一部件具有鞍座，该鞍座与所述偏心套的外周面抵接而支撑所述偏心套，
所述第一曲面形成于所述鞍座，
所述第二部件具有支撑所述鞍座的支架，
所述支架具有安装部和固定部，并在所述安装部和所述固定部之间被折弯，
所述第二曲面设置于所述安装部，
所述固定部以与固定于航空器机体的结构体重叠的方式配置并紧固于所述结构体。
5.根据权利要求4所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述Y方向调整机构设于所述固定部，具有沿Y方向延伸的长孔，
所述固定部由插通所述长孔的紧固部件紧固于所述结构体，
在Y方向，所述长孔的长度比所述紧固部件的轴部分的宽度大。
6.根据权利要求1或2所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述第一曲面以及所述第二曲面为顺沿球面而形成的形状。
7.根据权利要求6所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述第一部件具有筒状的球面套，
所述球面套的内周面为与所述管道接触的圆筒面，
所述第一曲面设于所述球面套的外周面，
所述第二部件通过所述偏心套而实现，
所述第二曲面设于所述偏心套的内周面。
8.根据权利要求7所述的航空器用管道支撑结构，其中，
还具有与所述偏心套的外周面抵接而支撑所述偏心套的偏心套支撑部件，
所述偏心套支撑部件具有固定部，该固定部以与固定于航空器机体的结构体重叠的方式配置并紧固于所述结构体。
9.根据权利要求8所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述偏心套支撑部件具有开口，所述开口具有与所述偏心套的外周面对应的形状，
所述偏心套插入所述开口内，并经由所述开口的壁面由所述偏心套支撑部件进行支撑。
10.根据权利要求8或9所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述Y方向调整机构设于所述固定部，具有沿Y方向延伸的长孔，
所述固定部由插通所述长孔的紧固部件固定于所述结构体，
在Y方向，所述长孔的长度比所述紧固部件的轴部分的宽度大。
11.根据权利要求1～10中任一项所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述管道配置于所述航空器的主翼内。
12.根据权利要求11所述的航空器用管道支撑结构，其中，
所述主翼是由CFRP（碳纤维强化塑料）制成的。
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