CN103635385A - 加强飞行器机身 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器，具有通过上游螺桨架或挂架(17)连接至后机身(31)的推进系统(13)；该飞行器包括连接至后机身(31)的垂直尾翼(21)；后机身(31)从后部耐压舱壁(27)延伸至飞行器尾部(29)，其包括外壳(35)和垂直于中心纵向轴线(33)布置的多个框架(37，37’，37”)，并具有至少带有垂直对称平面(A-A)的弯曲形状；垂直尾翼(21)包括带有左右外壳、前后梁(51，53)和多个肋(55)的抗扭盒；该飞行器还包括将所述垂直尾翼(21)与后机身(31)连接在一起的坚固结构，该坚固结构在推进系统(13)的会产生后机身(31)的损坏的故障事件中用作冗余载荷路径。

Description

加强飞行器机身
技术领域
本发明涉及具有螺旋桨发动机的飞行器的后机身，并且更具体地涉及用于承受由于螺旋桨发动机的故障事件引起的冲击和损坏的加强机身。
背景技术
存在已知的由螺旋桨发动机供给动力的商用飞行器(CBA vector123，SARA，AVANTI，7J7)，该螺旋桨发动机位于飞行器的后部中，通过螺桨架或挂架由机身支撑。
这种飞行器结构带来的一个问题与故障事件相关，如PBR(“螺旋桨叶片松开”)事件，即，其中螺旋桨发动机的一个叶片脱落并撞击机身的事件；UERF(“非包含式发动机转子故障”)事件，即，其中发动机的转子的一部分制动的事件，它被释放并撞击机身；在叶片的前端形成的冰脱落会被以高速扔到机身上的冰脱落事件，或任何其它“大损坏”事件。
所述后机身的结构因此应当考虑这些事件，并保证它的维持稳定性的能力，并进行安全着陆，即，应当耐冲击和损伤容限机身。
作为发动机中出现故障的结果，螺旋桨发动机的一个叶片或任何其它发动机部件会分离并以高速撞击后机身，分割后机身。在这种紧急状态中，飞行器仅以一个发动机运行，在飞行器的对称面之外产生向前的推动力。该推动力引起偏航力矩，必须用由尾翼的垂直尾翼引起的侧面空气动力平衡该偏航力矩，使得飞行器可以继续稳定地航行。当垂直尾翼（vertical tailplane）位于后机身上方时，该侧面空气动力产生沿着后机身的扭矩。如果该叶片撞击在机身上并分割它，则机身的抗扭强度相当大地降低，因为闭合区段的扭转刚度与由该区段包围的总面积成比例，而开口区段的扭转刚度与该区段的材料面积成比例。
螺旋桨发动机也可以位于机翼中，使得螺旋桨叶片的分离可能撞击机翼前面的中央机身。在机身的该区域中，所提及的机身必须支撑的扭矩相对低，并且不涉及临界紧急状态。然而，这种状态在螺旋桨发动机位于飞行器的在尾翼前面的后面中时得到改变，因为由于发动机出现故障而由尾翼产生的转矩非常高，并且会引起灾难性的情况，这对飞行器来说是必须避免的。
WO2009/068638公开了一种由复合材料制成的耐冲击机身，其包括外侧外壳和内侧外壳，这两个外壳通过径向元件结合，该径向元件配置为在所述飞行器的后部中提供所需要的抗扭强度的多室结构。
本发明还致力于处理与经历所述故障事件的后机身相关的航空工业需求，并提供了不同于WO2009/068638的解决方案。
发明内容
本发明的目标是提供一种飞行器，其具有通过上游螺桨架或挂架连接至后机身的推进系统，该上游螺桨架或挂架很好地抵抗在诸如PBR事件或UERF事件之类的故障事件中产生的扭转载荷。
本发明的另一个目标是提供一种飞行器，其具有通过上游螺桨架或挂架连接至后机身的推进系统，上游螺桨架或挂架具有耐冲击结构以承受故障事件，如PBR事件、UERF事件或冰脱落事件。
本发明的另一个目标是提供一种飞行器，其具有通过上游螺桨架或挂架连接至后机身的推进系统，上游螺桨架或挂架具有损伤容限结构以承受故障事件，如PBR事件、UERF事件或冰脱落事件。
这些和其它目标由一种飞行器满足，该飞行器具有通过上游螺桨架或挂架连接至后机身的推进系统；该飞行器包括连接至后机身的垂直尾翼；后机身从后部耐压舱壁延伸至飞行器尾部，后机身包括外壳和垂直于中心纵向轴线布置的多个框架，并具有至少带有垂直对称平面的弯曲形状；垂直尾翼包括带有左右外壳、前后梁和多个肋的抗扭盒；该飞行器还包括将所述垂直尾翼和后机身连接在一起的坚固结构，该坚固结构在推进系统的会产生后机身的损坏的故障事件(如PBR事件、UERF事件和冰脱落事件)中用作冗余载荷路径。
在本发明的实施例中，所述坚固结构是梁，并且飞行器还包括成形为覆盖所述梁的空气垂直舵的非坚固整流装置。因此，实现了为面对所述事件更好地准备的飞行器，因为它在机身之外提供了附加载荷路径，而没有有害的空气动力效应。
在本发明的实施例中，所述坚固结构包括梁和成形为覆盖所述梁的空气垂直舵的坚固整流装置。因此，实现了具有用于面对所述事件的双重保护的飞行器。
在本发明的实施例中，所述梁在一侧连接至靠近后部耐压舱壁的框架，并在另一侧连接至肋与垂直尾翼的前梁的接合处。因此梁与机身和垂直尾翼的连接点在受所述故障事件影响的主要区域之外。
在本发明的实施例中，所述梁的纵向轴线和水平平面之间的角度在10°和30°之间。在该位置中，梁覆盖与所述故障事件相关的风险中的相当大的比例。
在本发明的实施例中，所述梁在后机身上具有用于防止弯曲的一个或多个中间支撑件。这些中间支撑件可以容易地被放置在覆盖所述梁的整流装置内，使得它们不具有任何有害的空气动力效应。
在本发明的实施例中，所述梁的横截面是闭合形截面(特别地，管状形状)。因此该梁的形状适合形成用于承受拉伸应力。
在本发明的实施例中，在坚固整流装置的情况下，整流装置包括尺寸适合形成为针对每种类型的整流装置预见的载荷的坚固外壳和加强元件。
在本发明的实施例中，整流装置是连接至垂直尾翼和后机身的单个部件，或者是垂直尾翼的延伸部分。
根据阐述本发明的目标的实施例的接下来联系附图的详细描述，本发明的其它特征和优点将变得明显。
附图说明
图1a和1b分别示出具有螺旋桨发动机的飞行器的后部的侧视图和平面图。
图2a和2b分别示出根据本发明的飞行器的后机身的剖视图和立体图。
图3是根据本发明的实施例的飞行器的后机身的示意性立体图。
图4是图3的局部横截面，其详细示出坚固结构。
图5是根据本发明的另一个实施例的飞行器的后机身的示意性立体图。
图6是图5的局部横截面，其详细示出坚固结构。
图7是详细示出本发明的另一个实施例的坚固结构的局部横截面。
图8是飞行器的后机身的示意性立体图，示出作为连接至机身和垂直尾翼的单个部件的空气垂直舵。
图9是飞行器的后机身的示意性立体图，示出作为垂直尾翼的延伸部的空气垂直舵的另一个实施例。
具体实施方式
在图1a和1b中示出的飞行器中，具有螺旋桨叶片15的推进系统13通过上游螺桨架或挂架17连接至后机身31，尾翼包括位于推进系统13后面的垂直尾翼21（vertical tail plane）和上部水平尾翼23。
连接至后机身31的垂直尾翼21包括前缘、抗扭盒、机翼后缘、根关节和前端。抗扭盒包括梁51、53、多个肋55和由纵梁加固的左右外壳。左右外壳连接至前缘和机翼后缘面板，形成它的空气动力学轮廓。
如在典型的飞行器机身中一样，后机身31的主要结构元件是外壳35、框架37和纵梁(未示出)。外壳35由纵梁纵向地加固，以减小外壳厚度，使得它在重量方面更有竞争力，同时框架37避免机身的整体不稳定性并且可以经受局部载荷的引入。
因此，在垂直尾翼21和螺桨架或挂架17的连接区域中，后机身31的结构元件，并且特别地框架37，适合被设计用于承受由它们引入的载荷。
另一方面，后机身31还可以包括其它结构元件以提供应付螺旋桨叶片15从推进系统13的发动机分离的事件所需要的高抗扭强度，该事件由于由发动机的停止产生的偏航力矩和由尾翼产生的转矩而在一侧在机身上引起扭矩以平衡所述偏航力矩，并且在分离的叶片撞击在机身上时在另一侧引起对机身的损坏，这明显地降低其抗扭强度。
在本文中，本发明的基本思想是添加将垂直尾翼21与后机身31连接在一起的坚固结构，该坚固结构在所述故障事件中用作冗余载荷路径。
在本发明的实施例中(特别地，参见图2a和2b)，所述坚固结构包括梁41，梁41分别地连接至机身的区域45和垂直尾翼21的抗扭盒的区域49，这些区域位于针对从推进系统13分离的叶片预见的主要轨迹之外，使得梁41可以用作例如影响后机身31的接收来自垂直尾翼21的载荷的区域的故障事件的可替换载荷路径。
在本发明的实施例中，梁41连接到其上的机身区域45是位于靠近后部耐压舱壁27的框架37之上的区域，使得梁41的载荷直接转移至所述框架37。可以采用合适的接头进行梁41和框架37之间的连接。
类似地，垂直尾翼21的抗扭盒的其上连接梁41的区域49位于肋55与前梁51d的接合处之上，并且可以通过合适的接头进行所述元件支架的连接。
考虑上述对梁连接区域45，49的要求，认为梁41的纵向轴线和水平平面(即，垂直于对称平面A-A的平面)之间的角度在10°和30°之间。
在优选实施例中，所述梁41具有闭合形横截面，并且特别地，具有管形横截面。
在本发明的实施例中(特别地，参见图3和4)，梁41由非坚固整流装置63覆盖，为了专门用于空气动力学目的，整流装置63的成形为空气垂直舵（dorsal fin），为此理解为是垂直尾翼21的沿着机身的具有相当大的长度的延伸部分，虽然它的在机身的侧向之外的突出部可以小于垂直尾翼侧向突出部，该垂直尾翼侧向突出部致力于改善飞行器的方向稳定性。
如图4所示，整流装置63的外壳可以具有夹层结构。
在本发明的实施例中(特别地，参见图5和6)，坚固结构包括梁41和整流装置65，整流装置65成形为空气垂直舵，因此具有空气动力学和坚固功能。在图6中示出的实施例中，整流装置65包括坚固外壳71、T形加强纵梁73和在该整流装置的靠近垂直尾翼21的较高区段中的连接板75。
在本发明的实施例中(特别地，参见图7)，坚固结构仅包括空气垂直舵形结构67。在图7中示出的实施例中，结构67包括尺寸适合形成为用于满足坚固要求的坚固外壳71、T形加强纵梁73和连接板77。由于整流装置67是坚固结构的仅有部件，因此针对载荷转移目的，它应当通过合适的连接装置连接至后机身31和垂直尾翼21。
所述整流装置63，63，67优选如图8中所示将被布置为连接至垂直尾翼21的单个部件，虽然它们也可以如图9中所示被布置为垂直尾翼21的延伸部分，如结合在多个已知的飞行器中的空气垂直舵所出现的情况那样。
除了所述新的载荷路径，根据本发明的坚固结构还产生下述技术效果：
-增加后机身31的抗挠劲度和强度，以实现能够应付由从发动机13分离的螺旋桨叶片15的撞击引起的损坏的损伤容限结构。
-增加垂直尾翼21的侧力和失速迎角。
-提供对由推进系统13引起的噪声的屏蔽。
-提供对冰脱落事件防护。
虽然已经结合优选实施例充分地描述了本发明，但明显的是，在本发明的范围内可以引入多种修改，不应当认为这受到这些实施例的限制，而是由接下来的权利要求的内容限制。

Claims (14)

1.一种飞行器，其具有通过上游螺桨架或挂架(17)连接至后机身(31)的推进系统(13)；该飞行器包括连接至后机身(31)的垂直尾翼(21)；后机身(31)从后部耐压舱壁(27)延伸至飞行器尾部(29)，后机身(31)包括外壳(35)和垂直于中心纵向轴线(33)布置的多个框架(37，37’，37”)，并具有至少带有垂直对称平面(A-A)的弯曲形状；垂直尾翼(21)包括带有左右外壳、前后梁(51，53)和多个肋(55)的抗扭盒，其特征在于，该飞行器还包括将所述垂直尾翼(21)与后机身(31)连接在一起的坚固结构，该坚固结构在推进系统(13)的会产生后机身(31)的损坏的故障事件中用作冗余载荷路径。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进系统(13)是开口转子系统，并且所述故障事件包括下述事件中的一个或多个：PBR事件、UERF事件和冰脱落事件。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的飞行器，其中所述坚固结构是梁(41)，并且飞行器还包括成形为覆盖所述梁(41)的空气垂直舵的非坚固整流装置(63)。
4.根据权利要求1和2中任一项所述的飞行器，其中所述坚固结构包括梁(41)和成形为覆盖所述梁(41)的空气垂直舵的坚固整流装置(65)。
5.根据权利要求3和4中任一项所述的飞行器，其中所述梁(41)在一侧连接至靠近后部耐压舱壁(27)的框架(37)，并在另一侧连接至肋(55)与垂直尾翼(21)的前梁(51)的接合处。
6.根据权利要求3-5中任一项所述的飞行器，其中所述梁(41)的纵向轴线和水平平面之间的角度在10°和30°之间。
7.根据权利要求3-6中任一项所述的飞行器，其中所述梁(41)在后机身(31)上具有用于防止弯曲的一个或多个中间支撑件(48)。
8.根据权利要求3-7中任一项所述的飞行器，其中所述梁(41)的横截面是闭合形截面。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述闭合形截面具有管状形状。
10.根据权利要求4-9中任一项所述的飞行器，其中所述坚固整流装置(65)包括外壳(71)和加强元件(73，75)。
11.根据权利要求1和2中任一项所述的飞行器，其中所述坚固结构是成形为空气垂直舵的结构(67)。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中所述坚固结构包括坚固外壳(71)和内加强元件(73，77)。
13.根据权利要求3、4和11中任一项所述的飞行器，其中所述整流装置(63，65，67)中的每一个是连接至垂直尾翼(21)和后机身(31)的单个部件。
14.根据权利要求3、4和11中任一项所述的飞行器，其中所述整流装置(63，65，67)中的每一个是垂直尾翼(21)的延伸部分。
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