CN109131824B - 一种飞机加强框及垂尾梁结构 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机加强框及垂尾梁结构。用于解决传统结构的机身垂尾结构复杂，重量较大，承重能力低的问题。本申请飞机加强框及垂尾梁结构的加强框的圆形框体边沿与加强框连接部的边沿平滑过渡；并且加强框与垂尾梁之间为一体成型结构，垂尾梁腹板和框腹板处于同一平面，垂尾梁缘条与框筋条相交于框缘条处，使得本申请结构简单，重量减轻，承重能力较强，提高疲劳寿命。

Description

一种飞机加强框及垂尾梁结构
技术领域
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种飞机加强框及垂尾梁结构。
背景技术
金属主承力骨架结构作为机体结构的主要组成部分，是飞机机体平台结构效率和结构完整性的重要影响因素。机身作为垂尾的安装载体，同时承受并传递相应载荷，其中最直接、重要的传力路径就是通过垂尾内的大梁，将垂尾气动载荷途径根部耳片及螺栓，传递到机身内的加强框上，实现载荷的传递与平衡，但是传统结构的机身垂尾结构复杂，重量较大，承重能力低。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞机加强框及垂尾梁结构，以解决传统结构的机身结构复杂，承重能力低的问题。
本申请的技术方案是：
一种飞机加强框及垂尾梁结构，包括：
加强框，包括相邻的两个连结为一体的圆形框体和设置在所述圆形框体上的加强框连接部，圆形框体和加强框连接部均包括框腹板、设置在框腹板上的多条框筋条和设置在框腹板边缘处的框缘条，圆形框体边沿与加强框连接部的边沿平滑过渡；
垂尾梁，位于在加强框连接部的位置处，加强框与垂尾梁之间为一体成型结构，垂尾梁包括垂尾梁腹板和设置在垂尾梁腹板边缘的垂尾梁缘条，垂尾梁腹板和框腹板处于同一平面，垂尾梁缘条与框筋条相交于框缘条处。
可选地，圆形框体的框缘条包括设置在内环的内环框缘条和设置在外环的外环框缘条。
可选地，圆形框体的框筋条设置在内环框缘条和外环框缘条之间，并且垂直于内环框缘条。
可选地，相邻两条圆形框体的框筋条在内环上的距离小于内环与外环之间的距离的2倍。
可选地，垂尾梁的宽度由靠近加强框连接部一端向另一端逐渐变小。
可选地，垂尾梁上还设置有多条用于加强结构的相互平行的垂尾梁缘筋条，每一条垂尾梁缘筋条的两端分别连接在相对的两条垂尾梁缘条上。
可选地，垂尾梁缘筋条数量至少为5条。
可选地，垂尾梁缘条、框筋条以及框缘条相交处通过大圆角B过渡。
可选地，飞机加强框及垂尾梁结构通过激光熔化沉积技术一体成型。
可选地，两个圆形框体的连结处的框缘条与外环圆形框体的外环的上框缘条之间平滑过渡。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请飞机加强框及垂尾梁结构的加强框的圆形框体边沿与加强框连接部的边沿平滑过渡；并且加强框与垂尾梁之间为一体成型结构，垂尾梁腹板和框腹板处于同一平面，垂尾梁缘条与框筋条相交于框缘条处，使得本申请结构简单，重量减轻，承重能力较强，提高疲劳寿命。
附图说明
图1是本申请飞机加强框及垂尾梁结构的整体示意图；
图2是图1中的C部分结构放大图；
图3是图2中A-A剖视图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种飞机加强框及垂尾梁结构，包括加强框1和垂尾梁2。
具体的，加强框1包括相邻的两个连结为一体的圆形框体和设置在所述圆形框体上的加强框连接部3，圆形框体和加强框连接部3均包括框腹板11、设置在框腹板上的多条框筋条12和设置在框腹板边缘处的框缘条13，圆形框体边沿与加强框连接部3的边沿平滑过渡；
垂尾梁2，位于在加强框连接部3位置处，加强框1与垂尾梁2之间为一体成型结构，垂尾梁包括垂尾梁腹板21和设置在垂尾梁腹板边缘的垂尾梁缘条22，垂尾梁腹板21和框腹板11处于同一平面，垂尾梁缘条22与框筋条12相交于框缘条13处。
垂尾梁缘条向下自然延伸，在框缘条处与框筋条相交，实现垂尾梁缘条轴力向框筋条的传递不偏转；垂尾梁腹板自然向下延伸，与框腹板共平面，实现垂尾梁腹板剪力向框腹板的传递不偏转。
本申请的飞机加强框及垂尾梁结构不存在连接紧固件，构型整体完整，具体尺寸需要在满足强度、刚度和稳定性等要求的前提下通过计算分析得到。
并且，垂尾梁2的宽度由靠近加强框连接部3一端向另一端逐渐变小，垂尾梁2上还设置有多条用于加强结构的相互平行的垂尾梁缘筋条23，每一条垂尾梁缘筋条23的两端分别连接在相对的两条垂尾梁缘条22上，垂尾梁缘筋条23的数量至少为5条；垂尾梁缘条22、框筋条12以及框缘条13相交处通过大圆角B过渡；梁缘条与框筋条分别与框缘条处利用大圆角过渡，减小应力集中影响。
进一步，圆形框体的框缘条13包括设置在内环的内环框缘条和设置在外环的外环框缘条；圆形框体的框筋条12设置在内环框缘条和外环框缘条之间，并且垂直于内环框缘条；相邻两条圆形框体的框筋条12之间的在内环上距离小于内环与外环之间的距离的2倍，两个圆形框体的连结处的框缘条13与外环圆形框体的外环的上框缘条13之间平滑过渡。。
进一步，飞机加强框及垂尾梁结构通过激光熔化沉积技术一体成型；激光熔化沉积技术是以激光、电子束为热源，以金属粉材、金属丝材为原材料，按照设计数模，直接逐层融化沉积，最终“生长”成形三维毛坯甚至零件，装配工艺与工装大幅度简化，制造装配周期缩短30%以上。
并且，通过上述结构设计，保证了结构的整体性和完整性，并通过计算分析，使得结构尺寸满足强度、刚度、稳定性和颤振的要求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机结构，包括加强框及垂尾梁，其特征在于，
所述加强框（1）包括相邻的两个连结为一体的圆形框体和设置在所述圆形框体上的加强框连接部（3），所述圆形框体和加强框连接部（3）均包括框腹板（11）、设置在所述框腹板上的多条框筋条（12）和设置在所述框腹板边缘处的框缘条（13），所述圆形框体边沿与所述加强框连接部（3）的边沿平滑过渡；
所述垂尾梁（2），位于在所述加强框连接部（3）位置处，所述加强框（1）与所述垂尾梁(2)之间为一体成型结构，所述垂尾梁包括垂尾梁腹板（21）和设置在所述垂尾梁腹板边缘的垂尾梁缘条（22），所述垂尾梁腹板（21）和所述框腹板（11）处于同一平面，所述垂尾梁缘条（22）与所述框筋条（12）相交于所述框缘条（13）处。
2.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，所述圆形框体的框缘条（13）包括设置在内环的内环框缘条和设置在外环的外环框缘条。
3.根据权利要求2所述的飞机结构，其特征在于，所述圆形框体的框筋条（12）设置在所述内环框缘条和外环框缘条之间，并且垂直于所述内环框缘条。
4.根据权利要求3所述的飞机结构，其特征在于，相邻两条所述圆形框体的框筋条（12）在内环上的距离小于所述内环与所述外环之间的距离的2倍。
5.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，所述垂尾梁(2)的宽度由靠近所述加强框连接部（3）一端向另一端逐渐变小。
6.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，所述垂尾梁(2)上还设置有多条用于加强结构的相互平行的垂尾梁缘筋条（23），每一条垂尾梁缘筋条（23）的两端分别连接在相对的两条所述垂尾梁缘条（22）上。
7.根据权利要求6所述的飞机结构，其特征在于，所述垂尾梁缘筋条（23）数量至少为5条。
8.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，所述垂尾梁缘条（22）、所述框筋条（12）以及框缘条（13）相交处通过大圆角（B）过渡。
9.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，所述飞机结构的加强框及垂尾梁通过激光熔化沉积技术一体成型。
10.根据权利要求1所述的飞机结构，其特征在于，两个所述圆形框体连结处的框缘条（13）与外环圆形框体的外环的上框缘条（13）之间平滑过渡。
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