CN109606703A - 飞机静定吊挂系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞机静定吊挂系统。该飞机静定吊挂系统包括盒段、后缘桁架结构、安装在所述盒段和所述后缘桁架结构之间的封端肋，其中，所述盒段是一体成型的盒段，所述后缘桁架结构是一体成型的后缘桁架结构。本发明能起到以下有益技术效果：吊挂结构重量轻、吊挂后缘空间大，对机翼影响相对较小，制造装配形式简单。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞机静定吊挂系统。
背景技术
吊挂是航空发动机与飞机机翼之间的连接结构，用于传递发动机载荷，提供发动机至飞机的各系统通路、并保证光滑气动外形。在进行吊挂结构设计时，最为关键的是要保证吊挂盒段能有效地传递发动机载荷。吊挂盒段需具有足够的强度和稳定性，而且必须满足破损安全的要求，尽可能减少对机翼的影响和提供充足的系统管路通道，同时还应满足制造、装配相对简单和维护性易操作等要求。
现有技术的吊挂结构主要为非静定吊挂结构和静定吊挂结构。
两种形式的吊挂盒段设计，盒段均为扭力盒式结构，吊挂通过接头和连杆连接机翼，为非静定连接；吊挂整体上为一盒式结构，通过接头与机翼连接，为静定结构。以上两种吊挂结构各有优势，非静定吊挂结构重量轻、吊挂后缘空间大，但由于是静定传载，对机翼影响相对较大；静定吊挂结构重量较重、吊挂后缘空间狭小，但由于是静定传载，对机翼影响相对较小。以上两种吊挂结构均是通过大量零件(散件)组合并用紧固件连接装配，造成制造装配周期长和设计重量较重。以上任一构型的吊挂结构均不能兼具两种构型的优点。
发明内容
本发明的一个目的在于，提供一种飞机静定吊挂系统，其能解决现有技术所存在的问题，吊挂结构重量轻、吊挂后缘空间大，对机翼影响相对较小，制造装配形式简单。
本发明的以上目的通过一种飞机静定吊挂系统来实现，所述飞机静定吊挂系统包括盒段、后缘桁架结构、安装在所述盒段和所述后缘桁架结构之间的封端肋，其中，所述盒段是一体成型的盒段，所述后缘桁架结构是一体成型的后缘桁架结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：吊挂结构重量轻、吊挂后缘空间大，对机翼影响相对较小，制造装配形式简单。
具体地说，本发明的飞机静定吊挂系统主要包括薄壁式盒段和后缘桁架结构，两者都是一体成型的，现有技术中尚没有此类设计；
本发明的飞机静定吊挂系统的后缘桁架结构为抗弯设计，结构形式简单，内部空间大，可设计性强；现有技术中的吊挂后缘多采用盒式结构设计和双“C”半肋设计。前者重量重，无法布置系统设计和浪费空间。后者不能承载侧向弯矩，且由于半肋结构占据空间无法布置大的系统设计；
本发明的飞机静定吊挂系统结构整体化成型，制造和装配形式简单，与现有技术中的吊挂由大量散件组合装配而成不同，具有工装简单和短周期完成装配特点。
较佳的是，所述飞机静定吊挂系统还包括用于与飞机机翼连接的接头组件。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能将飞机静定吊挂系统稳固地连接至飞机机翼。
较佳的是，所述接头组件包括侧壁板接头、内侧接头、后支座接头和侧向接头，其中，所述侧壁板接头一体形成于所述盒段的侧壁板的后侧上端，所述内侧接头安装在所述侧壁板接头的内侧，所述后支座接头安装在所述后缘桁架结构的后侧上端，所述侧向接头安装在所述盒段的顶壁板的后侧上端。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：采用如此设计的多个接头能将飞机静定吊挂系统更稳固地连接至飞机机翼。
较佳的是，所述后支座接头为双耳片结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：既保证了破损安全设计，又保证吊挂与机翼静定传载，减少了传统非静定吊挂对机翼载荷影响较大的问题，降低了机翼设计难度和减轻了重量。
较佳的是，所述侧壁板接头和所述内侧接头贴合构成双耳片结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：既保证了破损安全设计，又保证吊挂与机翼静定传载，减少了传统非静定吊挂对机翼载荷影响较大的问题，降低了机翼设计难度和减轻了重量。
较佳的是，所述盒段包括航向加强梁。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能加强盒段的航向结构强度。
较佳的是，所述盒段包括基本垂直于航向安装在盒段中部的普通框。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能加强盒段的垂直于航向的结构强度。
较佳的是，所述盒段还包括基本垂直于航向安装在盒段前部的前安装节框和基本垂直于航向安装在盒段后部的后安装节框，用于与飞机发动机连接。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能将飞机静定吊挂系统稳固地连接至飞机发动机。
较佳的是，所述盒段在所述普通框、所述前安装节框和所述后安装节框之间的侧壁板上均设计有开孔通道。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：预留开孔通道便于后续加工处理。
较佳的是，所述盒段无紧固件连接。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：盒段采用整体化设计成型，制造和装配形式简单；由于无紧固件连接，内部布置优化，减少多余材料结构，重量减轻并提高了结构效率。
附图说明
图1是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的立体图。
图2是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的后缘局部立体图。
图3是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的盒段局部立体图。
图4是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的装配示意图。
附图标记列表
1、盒段
2、后缘桁架结构
3、侧壁板接头
4、内侧接头
5、后支座接头
6、侧向接头
7、前安装节框
8、封端肋
9、航向加强梁
10、普通框
11、后安装节框
具体实施方式
以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。
除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。
还需注意的是，本申请中所用的方向性/方位性词“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“内”、“外”等，均是参照飞机航向而确定的。例如，图1中的左下方为“前”，其是相对于飞机航向向前的方向/方位。
图1是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的立体图。图2是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的后缘局部立体图。图3是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的盒段局部立体图。图4是本发明一实施例的飞机静定吊挂系统的装配示意图。
如图1-4所示，根据本发明的一实施例，飞机静定吊挂系统包括盒段1、后缘桁架结构2、安装在盒段1和后缘桁架结构2之间的封端肋8，其中，盒段8是一体成型的盒段，后缘桁架结构2是一体成型的后缘桁架结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：吊挂结构重量轻、吊挂后缘空间大，对机翼影响相对较小，制造装配形式简单。
具体地说，本发明的飞机静定吊挂系统主要包括薄壁式盒段和后缘桁架结构，两者都是一体成型的，现有技术中尚没有此类设计；
本发明的飞机静定吊挂系统的后缘桁架结构为抗弯设计，结构形式简单，内部空间大，可设计性强；现有技术中的吊挂后缘多采用盒式结构设计和双“C”半肋设计。前者重量重，无法布置系统设计和浪费空间。后者不能承载侧向弯矩，且由于半肋结构占据空间无法布置大的系统设计；
本发明的飞机静定吊挂系统结构整体化成型，制造和装配形式简单，与现有技术中的吊挂由大量散件组合装配而成不同，具有工装简单和短周期完成装配特点。
而且，本发明的飞机静定吊挂系统的盒段由于无紧固件连接，内部布置优化，减少多余材料结构，重量减轻并提高了结构效率；后缘桁架结构也是整体成型结构件，整体桁架式结构保证了垂向和侧向弯曲刚度需求，采用破损安全的高可靠性设计，保证了吊挂最大载荷承载传递高效率；中部区域开阔，为系统设备和系统管路的布置安装提供了空间和支撑。
较佳的是，如图1-4所示，飞机静定吊挂系统还包括用于与飞机机翼连接的接头组件。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能将飞机静定吊挂系统稳固地连接至飞机机翼。
较佳的是，如图1-4所示，接头组件包括侧壁板接头3、内侧接头4、后支座接头5和侧向接头6，其中，侧壁板接头3一体形成于盒段1的侧壁板的后侧上端，内侧接头4安装在侧壁板接头3的内侧，后支座接头5安装在后缘桁架结构2的后侧上端，侧向接头6安装在盒段的顶壁板的后侧上端。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：采用如此设计的多个接头能将飞机静定吊挂系统更稳固地连接至飞机机翼。
较佳的是，如图1-4所示，侧壁板接头3、内侧接头4的安装方向平行于航向，后支座接头5、侧向接头6的安装方向垂直于航向。
较佳的是，如图1-2、4所示，后支座接头5为双耳片结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：既保证了破损安全设计，又保证吊挂与机翼静定传载，减少了传统非静定吊挂对机翼载荷影响较大的问题，降低了机翼设计难度和减轻了重量。
较佳的是，如图1-2所示，侧壁板接头3和内侧接头4贴合构成双耳片结构。
也就是说，侧壁板接头3和内侧接头4均为单耳片结构，两者相互贴合从而构成双耳片结构。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：既保证了破损安全设计，又保证吊挂与机翼静定传载，减少了传统非静定吊挂对机翼载荷影响较大的问题，降低了机翼设计难度和减轻了重量。
较佳的是，如图3所示，盒段1包括航向加强梁9。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能加强盒段的航向结构强度。
较佳的是，如图3所示，盒段1包括基本垂直于航向安装在盒段中部的普通框10。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能加强盒段的垂直于航向的结构强度。
较佳的是，如图3所示，盒段1还包括基本垂直于航向安装在盒段前部的前安装节框7和基本垂直于航向安装在盒段后部的后安装节框11，用于与飞机发动机连接。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：能将飞机静定吊挂系统稳固地连接至飞机发动机。
较佳的是，如图1-4所示，盒段1在普通框10、前安装节框7和后安装节框10之间的侧壁板上均设计有开孔通道。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：预留开孔通道便于后续加工处理。
较佳的是，如图3所示，盒段1无紧固件连接。
根据上述技术方案，本发明的飞机静定吊挂系统能起到以下有益技术效果：盒段采用整体化设计成型，制造和装配形式简单；由于无紧固件连接，内部布置优化，减少多余材料结构，重量减轻并提高了结构效率。
较佳的是，本发明的飞机静定吊挂系统各部件均采用钛合金材料。
较佳的是，本发明的飞机静定吊挂系统实施方式分为制造和装配。
较佳的是，具体的制造实施方式可如下：
盒段1采用3D打印激光熔覆成型技术制造；
各个接头和封端肋8均采用钛合金板材机加成型；
后缘桁架结构2采用3D打印成型技术制造。
较佳的是，具体的装配实施方式可如下：
a)将盒段1、内侧接头4、后缘桁架结构2和封端肋8定位和装配连接，其中封端肋8上下表面暂不安装紧固件；
b)将侧向接头6与a步骤完成的结构件一起装配；
c)将后支座接头5与b步骤完成的结构件一起装配。
以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。
Claims (10)
1.一种飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述飞机静定吊挂系统包括盒段、后缘桁架结构、安装在所述盒段和所述后缘桁架结构之间的封端肋，其中，所述盒段是一体成型的盒段，所述后缘桁架结构是一体成型的后缘桁架结构。
2.如权利要求1所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述飞机静定吊挂系统还包括用于与飞机机翼连接的接头组件。
3.如权利要求2所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述接头组件包括侧壁板接头、内侧接头、后支座接头和侧向接头，其中，所述侧壁板接头一体形成于所述盒段的侧壁板的后侧上端，所述内侧接头安装在所述侧壁板接头的内侧，所述后支座接头安装在所述后缘桁架结构的后侧上端，所述侧向接头安装在所述盒段的顶壁板的后侧上端。
4.如权利要求3所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述后支座接头为双耳片结构。
5.如权利要求3所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述侧壁板接头和所述内侧接头贴合构成双耳片结构。
6.如权利要求1所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述盒段包括航向加强梁。
7.如权利要求1所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述盒段包括基本垂直于航向安装在盒段中部的普通框。
8.如权利要求7所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述盒段还包括基本垂直于航向安装在盒段前部的前安装节框和基本垂直于航向安装在盒段后部的后安装节框，用于与飞机发动机连接。
9.如权利要求8所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述盒段在所述普通框、所述前安装节框和所述后安装节框之间的侧壁板上均设计有开孔通道。
10.如权利要求1所述的飞机静定吊挂系统，其特征在于，所述盒段无紧固件连接。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20190412 |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |