CN103192979B - 飞机尾梁过渡段结构 - Google Patents
飞机尾梁过渡段结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103192979B CN103192979B CN201310146182.9A CN201310146182A CN103192979B CN 103192979 B CN103192979 B CN 103192979B CN 201310146182 A CN201310146182 A CN 201310146182A CN 103192979 B CN103192979 B CN 103192979B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- frame
- tail
- tail boom
- boom
- transition section
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 title claims abstract description 17
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 abstract description 6
- 230000013011 mating Effects 0.000 abstract description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000010008 shearing Methods 0.000 abstract description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 210000004744 fore-foot Anatomy 0.000 abstract description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 abstract description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000010009 beating Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000008676 import Effects 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Tents Or Canopies (AREA)
- Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
Abstract
本发明属于飞机设计技术领域,涉及一种飞机尾梁过渡段结构。本发明的尾梁采取了机身对接框作为分隔,前半部分延续以前的结构形式,后半部分进行了加强以传递变大的载荷,在尾梁上增加一工艺分离面(尾梁前框)。增加此工艺分离面后,结构形式比较清晰:此分离面之前区域仍然为蜂窝夹层结构,主要承受分布载荷;此分离面之后区域为铆接结构,用来承受尾起着陆时产生的集中载荷,并将集中载荷扩散为分布载荷。承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力;同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩。本发明的尾梁过渡段结构设计满足飞机结构设计和传递载荷的使用要求。
Description
技术领域
本发明属于飞机设计技术领域,涉及一种飞机尾梁过渡段结构。
背景技术
现有直升机采用前三点式起落架结构,尾梁部分所受的载荷较小,尾梁结构采用三部分蜂窝夹层结构形式,机身对接框采用法国进口型材拉伸。由于飞机采用与之前不同的后三点起落架形式,尾梁处所受载荷与前三点有很大不同,使得该部件的设计与其原型机有较大的差异,载荷增加,原有的结构满足不了需求,如何将尾部传来的分散或集中载荷传到机身中段来平衡,承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力;同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩;对于后三点式起落架,尾梁还承担着直升机着陆时后起落架着地所产生的集中载荷。因此需对尾梁结构进行重新设计,解决以上难题。
发明内容
本发明的目的是针对上述直升机尾梁存在的问题,提出一种飞机尾梁过渡段结构。本发明的技术解决方案是,飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框、尾梁后框、短梁、左壁板组件和右壁板组件,尾梁前框分为上半框和下半框两部分,上半框为“T”形缘条+“L”形腹板;下半框为机加框,下半框缘条为“T”形,上半框和下半框通过框腹板和4个“L”形角片连接形成整框,尾梁后框为整体机加框,尾梁后框的剖面为“L”形,通过缘条与尾梁蒙皮连接,4个短梁在尾梁后段尾起落架连接区内,垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y轴,并且置于尾梁后框与尾梁前框之间,4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形,通过角片与尾梁后框、尾梁前框连接;短梁下缘条剖面为“T”形,通过三个螺栓与尾起落架接头连接,在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮连接;下蒙皮的两端各设置一个长桁,尾梁前框与尾梁后框的上半框连接处设置一个长桁,左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接。本发明具有的优点和有益效果,本发明的尾梁采取了机身对接框作为分隔,前半部分延续以前的结构形式,后半部分进行了加强以传递变大的载荷,在尾梁上增加一工艺分离面(尾梁前框)。增加此工艺分离面后,结构形式比较清晰:此分离面之前区域仍然为蜂窝夹层结构,主要承受分布载荷;此分离面之后区域为铆接结构,用来承受尾起落架着陆时产生的集中载荷,并将集中载荷扩散为分布载荷。承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力;同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩。本发明的尾梁过渡段结构设计满足飞机结构设计和传递载荷的使用要求。
附图说明
图1是本发明尾梁过渡段结构示意图。
图2是本发明尾梁前框12结构示意图。
图3是本发明左壁板结构示意图。
图4是本发明右壁板结构示意图。
图5是本发明短梁结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细说明。飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框12、尾梁后框1、4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、左壁板组件和右壁板组件,尾梁前框12分为上半框13和下半框14两部分,上半框13为“T”形缘条+“L”形腹板;下半框14为机加框,框缘条为“T”形,上、下半框14通过框腹板和4个“L”形角片15连接形成整框,尾梁后框1为整体机加框,尾梁后框1的剖面为“L”形,通过缘条与尾梁蒙皮连接,封边框9、封边框10与尾梁前框12和蒙皮铆接,4个短梁在尾梁后段尾起落架连接区内,垂直于尾梁后框腹板方向、平行于Y轴,并且置于尾梁后框1与尾梁前框12之间,短梁典型结构见图5,4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形,通过角片11与尾梁后框1、尾梁前框12连接;短梁下缘条剖面为“T”形,通过三个螺栓与尾起落架接头连接,在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮8连接;下蒙皮8的两端各设置一个长桁2和3,尾梁后框1与尾梁前框12上半框13连接处设置一个长桁,左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接,左壁板组件由封边框16封边框、17、封边框18.封边框19及板组件20构成,板组件20由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型,右壁板组件由封边框23、封边框24、封边框25.封边框26及板组件21构成,板组件21由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型。
实施例
某型飞机尾梁过渡段采用新的结构形式进行设计,新结构形式能更好的传递载荷。结构传力合理可靠。虽然空间窄小,4个短梁的定位相对来说比较复杂;但从整体上来看,没有复杂的零部件,工艺成型方式都较为成熟;因此工艺上是可行的。
飞机尾梁过渡段具体结构:
尾梁前框12后结构由尾梁前框机加整框,尾梁前框机加下半框14,尾梁前框钣金上半框13,左右壁板组成。尾梁前框12到尾梁后框1之间加强的作用主要是传递载荷。在加强区域和涵道之前还有个机加整体接头在外表面连接,这个接头跨过三个型面,连接较复杂,主要作用就是传递机身,尾梁传递过来的载荷,在优先考虑原材料供应和重量问题的情况下,选择二次胶接形式:将尾梁分为三块胶接壁板,采用内外蒙皮搭接,蜂窝对接的形式进行二次胶接。
机身对接框
机身对接框轴线被定义为设计分离面,是设计、工艺生产和使用维护的需要。一框采用变截面型材拉弯的形式,形成围框,型材截面形状按Y0分为左右半框。
机身对接框与中机身对接采用均匀分布传力的设计方式,利用左右两个定位销做导向,通过60个对接螺栓与中机身连接。
尾梁前框12
尾梁前框12是尾梁前后两部分的连接框,在尾梁上下最大外形处分为上下两部分:上半框13为“T”形缘条+“L”形腹板;下半框14为机加框,下半框14缘条为“T”形。上下半框通过框腹板和4个“L”形角片15连接形成整框,将尾起落架所产生的载荷扩散出去。
尾梁后框1
尾梁后框1轴线为设计分离面。为保证尾起落架着陆时载荷传递连续,减少不必要的连接,尾梁后框1设计为整体机加框。该框典型剖面为“L”形,通过缘条与尾梁蒙皮连接。
尾梁后框1与尾段对接也采用均匀分布传力的设计方式,利用左右两个定位销做导向,通过32个对接螺栓与尾段连接。
短梁
在尾梁后段尾起落架连接区,垂直尾梁后框腹板方向上平行Y轴布置4个短梁:4#短梁4、3#短梁5、2#短梁6、1#短梁7、(如图1所示),置于尾梁后框1与尾梁前框12之间,分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁上缘条剖面为“L”形,通过角片11与尾梁后框1和尾梁前框12连接;短梁下缘条剖面为“T”形,通过三个螺栓与尾起落架接头连接,在螺栓左右侧各布置一排铆钉与蒙皮连接。
左壁板组件由封边框16、封边框17、封边框18、封边框19和板组件20组成,板组件20由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型。
右壁板组件由封边框23、封边框24、封边框25.封边框26及板组件21构成,板组件21由外蒙皮、蜂窝、内蒙皮胶接成型。
Claims (1)
1.一种飞机尾梁过渡段结构,其特征是,飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框(12)、尾梁后框(1)、短梁、左壁板组件和右壁板组件,尾梁前框(12)分为上半框(13)和下半框(14)两部分,上半框(13)为“T”形缘条+“L”形腹板;下半框(14)为机加框,下半框缘条为“T”形,上半框(13)、下半框(14)通过框腹板和4个“L”形角片(11)连接形成整框,尾梁后框(1)为整体机加框,尾梁后框(1)的剖面为“L”形,通过缘条与尾梁蒙皮连接,4个短梁在尾梁后段尾起落架连接区内,垂直于尾梁后框(1)腹板方向、平行于Y轴,并且置于尾梁后框(1)与尾梁前框(12)之间,4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上:短梁的上缘条剖面为“L”形,通过角片(11)与尾梁后框(1)、尾梁前框(12)连接;短梁下缘条剖面为“T”形,通过三个螺栓与尾起落架接头连接,在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮(8)连接;下蒙皮(8)的两端各设置一个长桁(2、3),尾梁后框(1)与尾梁前框(12)的上半框(13)连接处设置一个长桁,左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310146182.9A CN103192979B (zh) | 2013-04-24 | 2013-04-24 | 飞机尾梁过渡段结构 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201310146182.9A CN103192979B (zh) | 2013-04-24 | 2013-04-24 | 飞机尾梁过渡段结构 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103192979A CN103192979A (zh) | 2013-07-10 |
CN103192979B true CN103192979B (zh) | 2015-08-05 |
Family
ID=48715837
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201310146182.9A Expired - Fee Related CN103192979B (zh) | 2013-04-24 | 2013-04-24 | 飞机尾梁过渡段结构 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103192979B (zh) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103984802B (zh) * | 2014-04-17 | 2017-04-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种蜂窝夹层结构的有限元建模简化方法 |
CN104309813B (zh) * | 2014-08-26 | 2017-02-22 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾梁外形设计方法 |
CN109684679B (zh) * | 2018-12-04 | 2023-05-26 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种承受反对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101687539A (zh) * | 2007-06-25 | 2010-03-31 | 空中客车运营有限公司 | 用于耦合加强型材元件的方法和结构部件 |
CN102470916A (zh) * | 2009-07-03 | 2012-05-23 | 空中客车运营简化股份公司 | 包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器 |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
US7134629B2 (en) * | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
-
2013
- 2013-04-24 CN CN201310146182.9A patent/CN103192979B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101687539A (zh) * | 2007-06-25 | 2010-03-31 | 空中客车运营有限公司 | 用于耦合加强型材元件的方法和结构部件 |
CN102470916A (zh) * | 2009-07-03 | 2012-05-23 | 空中客车运营简化股份公司 | 包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
路录祥.尾梁.《直升机结构与设计》.航空工业出版社,2009, * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103192979A (zh) | 2013-07-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105392620B (zh) | 复合材料加筋板及其制造方法 | |
CN104417748A (zh) | 飞机机翼组件的外侧翼盒与机翼中心段之间的上接头 | |
EP2735503B1 (en) | Modular structural assembly | |
CN204297046U (zh) | 一种飞机复合材料壁板根部对接结构 | |
CN103192979B (zh) | 飞机尾梁过渡段结构 | |
CA2692289A1 (en) | Stiffened multispar torsion box | |
CN107972843A (zh) | 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统 | |
EP2962840A1 (en) | A leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof | |
WO2010020632A3 (de) | Anbindung einer tragfläche an eine rumpfzelle eines flugzeugs | |
CN105523169B (zh) | 一种可变弯的机翼舵面 | |
CN104724279A (zh) | 用于飞行器升力面的前缘 | |
CN105109673B (zh) | 一种大传载多点协调起落架固定连接结构 | |
EP3584053B1 (en) | Method for manufacturing a rear section of an aircraft and aircraft rear section manufactured by said method | |
CN103895854A (zh) | 复合材料机翼与机身连接装置 | |
CN102849218A (zh) | 一种飞机辅助动力装置安装梁 | |
CN106239936A (zh) | 一种预埋支撑件的复合材料壁板结构 | |
CN102765472B (zh) | 一种飞机机身模块化连接装置 | |
CN114906313A (zh) | 一种飞机尾翼与机身的连接结构 | |
CN109229373A (zh) | 一种全复合材料地效翼船的连接结构 | |
CN107944167A (zh) | 一种垂直拐折气密分舱结构设计方法 | |
CN205203353U (zh) | 一种复合材料主承力蜂窝夹芯结构 | |
CN107953984A (zh) | 一种便于拆装的倒v型尾翼连接结构 | |
CN113051660B (zh) | 一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法 | |
RU2481243C1 (ru) | Крыло самолета и узел стыка его консолей | |
CN106184694B (zh) | 一种上单翼通用飞机主起落架开口结构 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
C41 | Transfer of patent application or patent right or utility model | ||
TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20160216 Address after: The northeast side of loop 150000 Heilongjiang province Harbin City Hanan Industrial Park Road two, south of the Yangtze River in Nancheng Patentee after: HARBIN HAFEI AVIATION INDUSTRY Co.,Ltd. Address before: 150066 Heilongjiang Province, Harbin city Youxie Street Pingfang District No. 15 Patentee before: HARBIN AIRCRAFT INDUSTRY (Group) Co.,Ltd. |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20150805 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |