CN1990346A - 飞机尾翼的转动配合件 - Google Patents

Abstract

该转动配合件一端固定到机身框架(6)上，另一端与飞机尾翼(5)上的接纳部件连接，它包括一个中心配合件(1)和两个侧面配合件(2，3)，中心配合件(1)有两个凸耳(1d，1k)和四个侧翼(1g，1f，1i，1h)，每个凸耳有一个开孔(1e，1j)，每个侧面配合件(2，3)有1个凸耳(2d，3d)和2个侧翼(2g，2f，3g，3f)，每个凸耳有一个开孔(2e，3e)，中心配合件(1)固定到机身框架(6)表面，侧面配合件(2，3)则安装到机身框架(6)的另一侧表面，机身框架(6)就位于中心配合件(1)和侧面配合件(2，3)之间，中心配合件(1)的凸耳(1d，1k)就与侧面配合件的凸耳(2d，3d)相接触，而开孔(1e，1j，2e，3e)排列成线，以接纳一个销(4)，该销(4)与固定在尾翼(5)上的接纳部件相连。

Description

飞机尾翼的转动配合件

技术领域

本发明属于将连接一移动部件的转动配合件固定到固定部件的转动配合件技术领域，特别是涉及用于航空部门的转动配合件，尤其是被固定在飞机机身框架上的转动配合件，这些转动配合件连接一个被固定于该飞机尾翼的接纳部件。

背景技术

现有技术中，通常具有可调迎角的飞机水平尾翼都是通过三个点连接到机身固定结构上，两个后点，确定尾翼枢轴的摆动轴，一个前点，挂接一个转动致动器，从而调节飞机尾翼的迎角。

上述两个转动点的连接方式受各个同时铆接到机身结构和尾翼的单独转动配合件的影响，这些单独的转动配合件通过起转动轴作用的销连在一起。

固定到机身框架的转动配合件通常采用如下两种结构：

采用刚性杆系的开放结构，转动轴设置在框架平面内。该系统只能承受一定程度的载荷，但不能承受由尾翼传递到机身的大载荷。

封闭或者分开结构，适于前述结构不能承受的大载荷情况。这时，机身配合件相对于机身框架平面偏心分布，使机身不得不承受一定的弯曲载荷。因此，需要设置一个反装配系统，这不仅意味着机身重量要增加，而且意味着将增加成本和提高维护费用。

因此希望有一种转动装配系统，其可以壁面相对飞机框架平面的载荷偏心分布，从而避免承受弯曲载荷和使用反装配系统。

发明内容

本发明目的在于克服现有技术中通过转动配合件将移动部件连接到固定部件过程中存在的缺陷，特别是将飞机尾翼接纳部件连接到机身框架的过程中，所述转动配合件设计成固定到机身框架的封闭结构，尾翼的接纳部件的转动轴位于机身框架平面内，用于消除相对机身平面的载荷偏心分布，从而避免弯曲载荷的出现。从负责飞机安全飞行的结构部件的安全需要考虑，该转动配合件包括一个中心配合件，一个第一侧面配合件和一个第二侧面配合件，后面将详细说明其具体结构特征。

根据本发明的中心配合件为一中空细长体，具有一第一端面和一第二端面，包括一第一侧壁和一第二侧壁，并通过中心壁面连接到一起。

中心配合件的的第一侧壁有一个自由端，自由端包括一第一凸耳、第一开孔和两个侧翼。第一侧翼位于中心配合件的第一端面和第一凸耳之间，第二侧翼位于第二端面和第一凸耳之间。

同样，第二侧壁也有一个自由端，包括有第二开孔的第二凸耳，以及第三和第四侧翼。第三侧翼位于中心配合件的第一端面和第二凸耳之间，第四侧翼位于中心配合件的第二端面和第二凸耳之间。

所述凸耳与侧壁共平面，所述侧翼沿侧壁的外方向延伸，比如与侧壁正交。

根据本发明，第一侧面配合件包括一第一平板，具有第一端面和第二端面，两端面之间确定一具有第三开孔的第三凸耳，并与第一平板共平面。同样，自由端侧向有一第五侧翼，位于所述第一端面和第三凸耳之间，一第六侧翼，位于第一平板的第二端面和第三凸耳之间。

第二侧面配合件包括一第二平板，具有第一端面和第二端面，两端面之间确定一具有第四开孔的第四凸耳，并与第二平板共平面。同样，自由端侧向有一第七侧翼，位于第一端面和第四凸耳之间，一第八侧翼，位于第二平板的第二端面和第四凸耳之间。

如上所述的转动配合件的尺寸被设置成在实现本发明的转动装配时，两个侧面配合件的四个侧翼单元分别面向中心配合件的四个侧翼，并隔开相应的机翼框架厚度的距离，侧面配合件的侧翼分别支撑在机身框架中心的前表面，中心配合件的侧翼则安装在机身框架中心的后表面。于是，中心配合件的第一凸耳至少与第一侧面配合件的第三凸耳的外表面接触，中心配合件的第二凸耳至少与第二侧面配合件的第四凸耳的外表面接触。这样，凸耳开孔排成一列，以接纳一个还横穿过尾翼上接纳部件的孔的销，通过这样布置转动配合件，可以恰好地连接尾翼。

三部分配合件的设置能将尾翼的垂直载荷传递到机身框架上，是由于承受载荷的销给框架的双重剪切作用。此外，尾翼配合件两侧上有两个凸耳，能使系统避免可能发生的故障，这意味着一旦某个凸耳出现故障，其他的凸耳可以承载载荷，而不会危及飞机整体。同样，中心配合件也能提高机身框架的稳定性。

具有上述特征的转动配合件以及相关组件明显有助于提高机身的扭转刚度，这是考虑在机身为封闭结构设计的情况下。

中心配合件和/或一到两个侧面配合件可以是金属材料的，或者是用预成形后固化的平面碳纤维层加强树脂材料加工而成。由于公差需要，最合适的加工流程是RTM，树脂传递模制工艺(Resin Transfer Moulding)。优选实施例是中心配合件的框架侧翼所在区域的横截面成Ω形，凸耳区域成倒U形。

侧面配合件也可以是金属的或者上述RTM技术加工而成。在该配合件中，其侧翼区域的横截面最好成L形，凸耳区域横截面最好成矩形。

本发明的转动配合件设计成第一凸耳除了与第三凸耳的内表面配合，也与第一平板的表面接触，第二凸耳除了与第四凸耳的内表面接触，也与第二平板的表面接触。同样，转动配合件还可以设计成第三凸耳除了与第一凸耳的外表面接触，也与第一侧壁的外表面接触，第四凸耳除了与第二凸耳的外表面接触，也与第二侧壁的外表面接触。

出于对系统安全和更好定位的需求，侧面平板的内表面与中心配合件的外表面接触并固定到后者上，优选是用粘接起粘接到一起。

同样，配合件的侧翼也最好通过铆钉固定到机身框架上。

附图说明

为更好地理解本说明书，结合了下面的、构成本发明一部分的附图，其仅起说明作用而非限定作用，本发明的目的通过几个不同的实施例阐明。

图1是根据本发明的一个实施例的中心配合件的侧视图。

图2是图1的中心配合件沿A-A`方向的的前视图。

图3是图1的中心配合件的俯视图。

图4是本发明的一个实施例的第一侧面配合件的侧视图。

图5是图4的第一侧面配合件沿B-B`方向的的前视图。

图6是图4的第一侧面配合件的俯视图。

图7是本发明的一个实施例的第二侧面配合件的侧视图。

图8是图7的第二侧面配合件沿C-C`方向的的前视图。

图9是图7的第二侧面配合件的俯视图。

图10是转动配合件整体装配关系的侧视图，包括如以上各图所示的一个中心配合件和两个侧面配合件，并通过铆钉连接到框架上。

图11是图10所示转动配合件沿D-D`方向的前视图。

图12是图10所示的侧面配合件的俯视图。

图13是图10所示的转动配合件的仰视图。

图中各数字标记分别指代以下部件：

1中心配合件

1a中心壁面

1b中心配合件的第一端面

1c中心配合件的第二端面

1d第一凸耳

1e第一开孔

1f第二侧翼

1g第一侧翼

1h第四侧翼

1i第三侧翼

1j第二开孔

1k第二凸耳

1n第一侧壁面

1o第二侧壁面

2第一侧面配合件

2a第一平板

2b第一平板的第一端面

2c第一平板的第二端面

2d第三凸耳

2e第三开孔

2f第六侧翼

2g第五侧翼

3第二侧面配合件

3a第二平板

3b第二平板的第一端面

3c第二平板的第二端面

3d第四凸耳

3e第四开孔

3f第八侧翼

3g第七侧翼

4销

4a第一销调节部件

4b第二销调节部件

4c第一凸出部分

4d第二凸出部分

5移动部件，尾翼接纳部件

6固定部件，机身框架

7凹槽

8铆钉

9面接合装置，粘接材料

10固定装置

具体实施方式

本发明的转动配合件包括固定到至少一个固定部件6的固定装置和连接所述转动配合件到移动部件5的配合装置。特别地，本发明的转动配合件优选适于将其固定到飞机的机身框架6上并通过配合装置将其连接到所述飞机尾翼5的接纳部件上。

转动配合件包括一个中心配合件1，一个第一侧面配合件2和一个第二侧面配合件3。

图1、2、3所示为中心配合件1的具体实施例，它是一个中空的细长体，并有一第一端面1b和一第二端面1c。从图1、2、3中可以看出，在所述两个端面1b和1c之间，中心配合件1包括一个第一侧壁1n、一个第二侧壁1o，并由中心壁面1a连接。

从第一侧壁1n伸出的第一凸耳1d与所述侧壁1n共平面，该凸耳有一个第一开孔1e，从第二侧壁1o伸出的第二凸耳1k与所述侧壁1o共平面，该凸耳有一个第二开孔1j。

此外，从第一侧壁1n伸出第一侧翼1g和第二侧翼1f，它们从第一侧壁1n的侧向向外延伸，第一侧翼1g位于中心配合件的第一端面1b和第一凸耳1d之间，第二侧翼1f位于第一凸耳1d和中心配合件的第二端面1c之间。对称地，从第二侧壁1o伸出第三侧翼1i和第四侧翼1h，它们从第二侧壁1o的侧向向外延伸，第三侧翼1i位于中心配合件的第一端面1b和第二凸耳1k之间，第四侧翼1h位于第二凸耳1k和中心配合件的第二端面1c之间。

图4、5、6显示了第一侧面配合件2的具体实施例，它包括一个第一平板2a，所述第一平板2a包括第一端面2b和第二端面2c，从2b和2c确定的平面伸出第三凸耳2d，凸耳2d与第一平板共平面，其上有一第三开孔2e，第五侧翼2g和第六侧翼2f从第一平板2a的边缘侧向伸出，第五侧翼2g位于第一平板2b的第一端面和第三凸耳2d之间，第六侧翼2f位于第三凸耳2d和第一平板的第二端面之间2c。

图7、8、9示出了第二侧面配合件3的具体实施例，其位置与第一侧面配合件对称，包括第二平板3a。所述第二平板3a包括第一端面3b和第二端面3c，从3b和3c确定的平面伸出第四凸耳3d，凸耳3d与第二平板3a共平面，其上有一第四开孔2e，第七侧翼3g和第八侧翼3f从第二平板3a的边缘侧向伸出，第七侧翼3g位于第二平板的第一端面3b和第四凸耳3d之间，第八侧翼3f位于第四凸耳3d和第二平板的第二端面3c之间。

从图10，11，12和13可以看出，中心配合件1的侧翼1f，1g，1h，1i由固定装置11安装在机身框架6的一面，侧面配合件2，3的侧翼2f，2g，3f，3g由固定装置11安装在机身框架6的另一面，这样中心配合件1的侧翼1f，1g，1h，1i和侧面配合件2，3的侧翼2f，2g，3f，3g都相互隔开一个等于机身框架6厚度的距离，所述机身框架6位于中心配合件1的侧翼1f，1g，1h，1i和侧面配合件2，3的侧翼2f，2g，3f，3g之间。

同样，中心配合件1的侧翼1f，1g和侧面配合件2，3的侧翼2f，2g各自互相面对，中心配合件1的侧翼1h，1i和侧面配合件2，3的侧翼3f，3g各自互相面对。

此外，固定部件6，或者更具体地，机身框架6，包括一个凹槽7，配合件1，2，3的凸耳1d，1k，2d，3d都穿过凹槽，这样第一凸耳1d就至少与第三凸耳2d的外表面接触，第二凸耳1k至少与第四凸耳3d的外表面接触，开孔1e，2j，2e，3e排成一列以便穿过销4连接移动部件5，或者具体地如飞机的接纳部件5，所述尾翼接纳部件5就能与飞机很好地连接起来。

在本发明的一个优选实施例中，所有的侧翼1f，1g，1h，1i，2f，2g，3f，3g垂直与相邻平面向外伸出，这样的设计稳定性更高，可以更好地贴合机身框架6平面。

在所述优选实施例中，凸耳1d，1k，2d，3d设计成第一凸耳1d和第二凸耳1k既和第三凸耳2d和第四凸耳3d接触，同时还与第一平板2a和第二平板3a的表面分别接触，同样，第三凸耳3d和第四凸耳1k，也既与第一凸耳1d和第二凸耳1k接触，同时还与侧壁1n的表面和中心配合件1的第二侧壁1o的表面分别接触。

本发明的配合件1，2，3可以是金属材料或者部分金属材料制成，也可以是碳纤加强树脂材料。采用上述材料的实施例的优点在于重量很轻，避免给机身增加额外的载荷，同时，这些材料具有合适的强度，足以承受尾翼接纳部件5连接和运动时产生的应力。

本发明实施例之一中，第一凸耳1d和第三凸耳2d，以及第二凸耳1k和第四凸耳3d，分别通过面接合装置9相互固定在一起。优选实施例中，所述面接合装置9包括粘接材料9。

上述实施例的优点是稳定性更高，结构更牢固，因为凸耳1d，2d，以及凸耳1k，3d之间的粘接材料可以防止相互运动，避免开孔1e，2j，2e，3e不在一条线上，以及对销4产生额外的附加应力。

此外，在优先实施例中，连接尾翼接纳部件5到转动配合件的销4的一端包括一个第一凸出部分4c和一个第一调节部件4a，另一端则包括一个第二凸出部分4d和一个第二调节部件4b。

销的第二凸出部分4d连接到尾翼的侧面载荷配合件上，机身框架6的凹槽7与第二凸出部分4d的尺寸相匹配。销的另一端的第一突出部分4c与机身框架6相连，将尾翼的侧面载荷传递到机身上。

通过销4的调节部件4a、4b，和相关的传统套筒结构，保证配合件的凸耳在实际安装和飞机飞行中不会有侧向载荷。

本发明的优选实施例中，将侧翼1f，1g，1h，1i，2f，2g，3f，3g连接到机身框架6的固定装置10包括每个侧翼上的至少一个铆钉孔1m，机身框架6上也有相应的铆钉孔与侧翼1f，1g，1h，1i，2f，2g，3f，3g上的相配合，铆钉8穿过铆钉孔1m起辅助连接作用。

本实施例的固定装置10的优点是加工和操作简单，同时固定方式高度安全可靠。

Claims (11)

1.一种转动配合件，包括固定到至少一个固定部件(6)的固定装置和将该转动配合件连接到一移动部件(5)的配合装置，其特征在于：该转动配合件包括一个中心配合件(1)，一个第一侧面配合件(2)和一个第二侧面配合件(3)；所述中心配合件(1)为一中空细长体，并有一第一端面(1b)和第二端面(1c)，在该两端面之间所述中心配合件(1)包括：

一个第一侧壁(1n)，由该侧壁形成：

—第一凸耳(1d)，与第一侧壁(1n)共平面，该第一凸耳有一第一开孔(1e)，

—第一侧翼(1g)，自第一侧壁(1n)的侧向向外延伸，位于所述中心配合件第一端面(1b)和所述第一凸耳(1d)之间，

—第二侧翼(1f)，自第一侧壁(1n)的侧向向外延伸，位于所述中心配合件第二端面(1c)和所述第一凸耳(1d)之间，

一个第二侧壁(1o)，由该侧壁形成：

—第二凸耳(1k)，与第二侧壁(1o)共平面，该第二凸耳有一第二开孔(1j)，

—第三侧翼(1i)，自第二侧壁(1o)的侧向向外延伸，位于所述中心配合件第一端面(1b)和所述第二凸耳(1k)之间，

—第四侧翼(1h)，自第二侧壁(1o)的侧向向外延伸，位于所述中心配合件第二端面(1c)和所述第二凸耳(1k)之间，

一中心壁面(1a)，连接所述侧壁(1n，1o)；

其中所述第一侧面配合件(2)包括一第一平板(2a)，该平板具有一第一端面(2b)和一第二端面(2c)，在该两端面之间限定了一个表面，由该表面形成：

一第三凸耳(2d)，与第一平板(2a)共平面，该第三凸耳包括一第三开孔(2e)，

一第五侧翼(2g)，自所述第一平板(2a)的所述边缘侧向向外延伸，并位于所述第一平板的第一端面(2b)和所述第三凸耳(2d)之间，

一第六侧翼(2f)，自所述第一平板(2a)的所述边缘侧向向外延伸，并位于所述第一平板的第二端面(2c)和所述第三凸耳(2d)之间，

其中所述第二侧面配合件(3)包括一第二平板(3a)，该第二平板具有一第一端面(3b)和一第二端面(3c)，在该两端面之间限定了一个表面，由该表面形成：

一第四凸耳(3d)，与第二平板(3a)共平面，该第四凸耳包括一第四开孔(3e)，

一第七侧翼(3g)，自所述第二平板(3a)的所述边缘侧向向外延伸，并位于所述第二平板的第一端面(3b)和所述第四凸耳(3d)之间，

一第八侧翼(3f)，自所述第二平板(3a)的所述边缘侧向向外延伸，并位于所述第二平板的第二端面(3c)和所述第四凸耳(3d)之间，

其中中心配合件(1)的侧翼(1f，1g，1h，1i)被固定到固定部件(6)的表面上，侧面配合件(2，3)的侧翼(2f，2g，3f，3g)被固定到固定部件(6)的另外一侧表面上，固定部件(6)通过固定装置(10)被配置在中心配合件(1)和该组侧面配合件(2，3)之间，使中心配合件(1)的侧翼(1f，1g)与第一侧面配合件(2)的侧翼(2f，2g)布置在相互面对地相应位置上，而中心配合件(1)的侧翼(1h，1i)与第二侧面配合件(3)的侧翼(3f，3g)布置在相互面对的相应位置上，

并且固定部件(6)包括一个凹槽(7)，配合件(1，2，3)的凸耳(1d，1k，2d，3d)穿过该凹槽，使第一凸耳(1d)至少与第三凸耳(2d)的外表面接触，而第二凸耳(1k)至少与第四凸耳(3d)的外表面接触，并且开孔(1e，2j，2e，3e)被排成一列，以接纳连接到移动部件(5)上的销(4)。

2.如权利要求1所述的转动配合件，其特征在于第一凸耳(1d)还与第一平板(2a)的表面接触，第二凸耳(1k)还与第二平板(3a)的表面接触。

3.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于第三凸耳(3d)还与中心配合件(1)的第一侧壁(1n)表面接触，第四凸耳(1k)还与中心配合件(1)的第二侧壁(1o)表面接触。

4.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于中心配合件(1)由碳纤维加强树脂材料制成。

5.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于第一侧面配合件(2)由碳纤维加强树脂材料制成。

6.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于第二侧面配合件(3)由碳纤维加强树脂材料制成。

7.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于第一凸耳(1d)至少固定到第三凸耳(2d)的外表面上，第二凸耳(1k)至少固定到第四凸耳(3d)的外表面上，且采用表面接合装置(9)来进行这些固定。

8.如权利要求7所述的转动配合件，其特征在于所述表面接合装置(9)是粘接物质(9)。

9.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于销(4)的一端包括一第一调节部件(4a)和一第一凸起部分(4c)，而另一端包括第二调节部件(4b)和第二凸起部分(4d)。

10.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于将侧翼(1f，1g，1h，1i，2f，2g，3f，3g)固定到固定部件(6)上的固定装置(10)包括位于固定部件(6)上和所述每个侧翼(1f，1g，1h，1i，2f，2g，3f，3g)上的至少一个铆钉孔(1m)，所述铆钉孔(1m)被与之配套的铆钉(8)穿过。

11.根据上述权利要求的任何一项所述的转动配合件，其特征在于固定部件(6)为飞机机身的框架(6)，被连接到所述转动配合件的移动部件(5)为所述飞机尾翼(5)上的接纳部件。

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