CN203237405U - 一种飞机吊挂上接头结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及民用飞机结构设计技术领域，提供一种的新的飞机吊挂上接头结构，其包括板块状接头本体，所述接头本体上设置有抗拉紧固件孔和抗剪紧固件孔，其中，在所述接头本体的前后两端上都布置有所述抗拉紧固件孔。本实用新型通过穿过这些抗拉紧固件孔的多个抗拉紧固件共同承受拉力，因而大大降低了抗拉紧固件的载荷，增强了上接头结构的疲劳品质，而且，板块状本体还减少空间了占用率。
Description
技术领域
本实用新型总的涉及民用飞机结构设计技术领域，具体涉及一种飞机吊挂的连接结构。
背景技术
飞机吊挂是航空发动机与飞机机翼之间的连接界面，其主要功能是吊装发动机，传递发动机载荷，并为发动机至飞机机翼之间的燃油管路、环控、电气、液压等系统提供通路。飞机吊挂上接头是连接吊挂盒段与吊挂上连杆的结构，其用于将航空发动机产生的力汇聚，传递至吊挂上连杆，进而传递到机翼上。
现有的飞机吊挂上接头都设计为后端抗拉、前端抗剪的细长结构形式。如图1所示，该结构形式的上接头包括具有前端11’和后端12’的细长本体10’。其中，拉耳13’位于后端12’处从而后端抗拉，前端11’处抗剪，上连杆安装孔15’设置于该细长本体10’的最后端，细长本体10’与上连杆接头组件(图未示)在该上连杆安装孔15’处相互连接。由于现有的这种上接头只在一端即后端承拉，使得该处承拉螺栓载荷较大，从而疲劳特性较差；另外，由于这种上接头结构较长，占用空间较大，在一定程度上影响了吊挂上缘内系统的排布。
实用新型内容
因此，本实用新型的目的在于提供一种新的吊挂连接结构，以达到提高连接疲劳性能、减少结构空间占用率的目的。
为了达到上述目的，根据本实用新型的一个方面，提出一种飞机吊挂上接头结构，其适于一端连接至吊挂上连杆另一端连接至吊挂盒段，所述上接头结构包括接头本体，所述接头本体设置有位于其后端上的抗拉紧固件孔和抗剪紧固件孔，其中，所述接头本体呈板块状，并且在其前端上也设置有所述抗拉紧固件孔。
优选地，所述抗拉紧固件孔布置在所述接头本体的左右两侧部分的前端和后端上。
在一个实施方式中，所述抗剪紧固件孔沿所述接头本体的左右方向位于所述抗拉紧固件孔的外侧。
优选地，所述抗剪紧固件孔布置在所述接头本体的位于左右两侧部分外侧的左右侧缘条上。
进一步优选地，所述抗剪紧固件孔为多个并沿左右侧缘条前后均匀布置。
在另一实施方式中，所述抗剪紧固件孔布置在所述接头本体的中间部分上。
优选地，在飞机吊挂上接头结构安装后，所述抗剪紧固件孔位于吊挂上连杆的力线路径与吊挂上蒙皮的交点处。
优选地，所述接头本体的前后两端经由穿过所述抗拉紧固件孔的抗拉紧固件与吊挂盒段的前端框和后端框连接。
进一步优选地，所述抗拉紧固件与所述抗拉紧固件孔间隙配合从而只承受拉压载荷。
优选地，所述接头本体经由穿过所述抗剪紧固件孔的抗剪紧固件与吊挂上蒙皮连接。
进一步优选地，所述抗剪紧固件包括剪切销和球形轴承。
本实用新型的有益效果：
由于上接头的前后两端都设置有抗拉紧固件孔，通过穿过这些抗拉紧固件孔的多个抗拉紧固件共同承受拉力，因而大大降低了抗拉紧固件的载荷，增强了上接头结构的疲劳品质，而且，板块状本体还减少空间了占用率。
附图说明
本实用新型的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中：
图1为根据现有技术的飞机吊挂上接头结构的示意性立体图；
图2为根据本实用新型第一优选实施方式的飞机吊挂上接头结构从顶部往下看的平面图；
图3为图2中飞机吊挂上接头结构的左侧视图；
图4以剖面的形式示意性地示出了图5中飞机吊挂上接头结构与飞机吊挂前端框、后端框以及吊挂上连杆相连接的使用状态；
图5为根据本实用新型第二优选实施方式的飞机吊挂上接头结构从顶部往下看的平面图；
图6为图5中飞机吊挂上接头结构的左侧视图。
附图标记说明
10’细长本体
11’前端 12’后端
13’拉耳 15’上连杆安装孔
10接头本体
101中间部分 103左侧部分
105右侧部分 107左侧缘条
109右侧缘条
11上连杆安装孔 13抗拉紧固件孔
15抗剪紧固件孔 17剪切销
22前端框 23后端框
24上连杆
具体实施方式
下面详细描述本实用新型的具体实施方式的实施和使用。然而，应当理解，所描述的具体实施例仅示范性地说明实施和使用本实用新型的特定方式，而非限制本实用新型的范围。
如图2所示，并结合图3和图4，本实用新型第一优选实施方式的飞机吊挂上接头结构适于一端连接至吊挂上连杆24另一端连接至吊挂盒段的前端框22和后端框23，所述上接头结构包括接头本体10，该接头本体10具有中间部分101、位于中间部分101左右两侧的左侧部分103和右侧部分105、以及沿接头本体10左右方向分别位于左侧部分和103和右侧部分105外侧的左侧缘条107和右侧缘条109。其中，中间部分101从接头本体10的上表面向上凸起。如图2所示，在中间部分101上还形成有上连杆安装孔11，接头本体10在该上连杆安装孔11(见图3)处与吊挂的上连杆24相连。
再如图2所示，在接头本体10前后两端的左侧部分103上分别形成有两个抗拉紧固件孔13，在接头本体10前后两端的右侧部分105上分别形成有两个抗拉紧固件孔13，也就是说，在整个接头本体10的前后两端(向前的方向为航向)分别设置有四个抗拉紧固件孔13，其中，这些抗拉紧固件孔13适用于在其内接收抗拉紧固件(图未示)，从而使接头本体10在其前后两端经由这些抗拉紧固件分别与吊挂盒段的前端框22和后端框23相连(见图4)。需要说明的是，在本实施方式中，抗拉紧固件与抗拉紧固件孔13的配合属于间隙配合，因而抗拉紧固件不承受剪力，只承受拉力即拉压载荷F前和F后。优选地，在本实施方式中，上连杆24的力线路径L(在图4中以虚线示出)设置成通过接头本体10的纵向长度的中点，以使前后两端的抗拉紧固件受载均衡。需要说明的是，吊挂上连杆24的力线路径L与吊挂上蒙皮的交点在图中以O标识。
另外，在本实施方式中，如图2所示，接头本体10上还形成有多个抗剪紧固件孔15，其沿前后方向分别在接头本体10的左侧缘条107和右侧缘条109上均匀分布。其中，该抗剪紧固件孔15适于在其内接合抗剪紧固件(图未示)，这些抗剪紧固件适用于与吊挂上蒙皮(图未示)相连，它们在此不承受拉力，只承受剪力即剪切载荷F剪。
下面介绍一下本实施方式中飞机吊挂上接头所承受的载荷。如图4所示，上连杆24对接头本体10施加拉压载荷F上，吊挂盒段的前端框22和后端框23分别经由抗拉紧固件对接头本体10施加拉压载荷F前和F后；同时，上蒙皮经由抗剪紧固件或剪切销对接头本体10施加剪切载荷F剪。
图5和图6示出了本实用新型的第二优选实施方式的飞机吊挂上接头结构。该实施方式的飞机吊挂上接头也包括接头本体10，该接头本体10具有中间部分101、位于中间部分101左右两侧的左侧部分103和右侧部分105，其中，中间部分101从接头本体10的上表面向上凸起。如图6所示，在中间部分101上还形成有上连杆安装孔11，接头本体10在该上连杆安装孔11(见图6)处与吊挂的上连杆24相连。与第一实施方式的不同在于，该第二实施方式的接头本体10不包括左侧缘条和右侧缘条，因而也不具有位于这些缘条上的多个抗剪紧固件孔，本实施方式中，接头本体10上只形成有一个抗剪紧固件孔15，其布置在接头本体10的中间部分101上(见图5)，位于接头本体的前后抗拉点之间，即在飞机吊挂上接头结构安装后，抗剪紧固件孔15位于吊挂上连杆的力线路径与吊挂上蒙皮的交点处。其中，该抗剪紧固件孔15适于在其内接合剪切销17，该剪切销17适用于借助例如球形轴承(图未示)与吊挂上蒙皮(图未示)相连。
在上述实施方式中，由于抗拉紧固件孔在接头本体的前后两端分别布置多个，从而有效降低了飞机吊挂上接头中分配到每个抗拉紧固件上的载荷，增强了结构的疲劳品质，同时板块状本体减少空间了占用率。
尽管在上述两个实施方式中，接头本体10的前后两端各设置四个抗拉紧固件孔13，第二实施方式中仅设置一个抗剪紧固件孔15，但应当理解，抗拉紧固件13的个数是可以根据需要调节和更改的，第二实施方式中的抗剪紧固件孔15也可以是多个。
由此可见，该实用新型不但降低了上接头抗拉紧固件的载荷增强了结构的疲劳品质，而且还减少空间了占用率。
以上已揭示本实用新型的具体实施方式及其实例的技术内容及技术特点，然而可以理解，在本实用新型的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组合作各种变化和改进，但都属于本实用新型的保护范围。上述实施方式和实例的描述是示例性的而不是限制性的。
Claims (11)
1.一种飞机吊挂上接头结构，其适于一端连接至吊挂上连杆另一端连接至吊挂盒段，所述上接头结构包括接头本体(10)，所述接头本体(10)设置有位于其后端上的抗拉紧固件孔(13)和抗剪紧固件孔(15)，其特征在于，所述接头本体(10)呈板块状，并且在其前端上也设置有所述抗拉紧固件孔(13)。
2.根据权利要求1所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗拉紧固件孔(13)布置在所述接头本体(10)的左侧部分(103)和右侧部分(105)的前端和后端上。
3.根据权利要求2所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗剪紧固件孔(15)沿所述接头本体(10)的左右方向位于所述抗拉紧固件孔(13)的外侧。
4.根据权利要求3所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗剪紧固件孔(15)布置在所述接头本体(10)的分别位于所述左侧部分(103)和右侧部分(105)外侧的左侧缘条(107)和右侧缘条(109)上。
5.根据权利要求4所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗剪紧固件孔(15)为多个并沿所述左侧缘条(107)和右侧缘条(109)前后均匀布置。
6.根据权利要求2所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗剪紧固件孔(15)布置在所述接头本体(10)的中间部分(101)上。
7.根据权利要求6所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，在飞机吊挂上接头结构安装后，所述抗剪紧固件孔(15)位于吊挂上连杆的力线路径与吊挂上蒙皮的交点处。
8.根据权利要求1至7任一项所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述接头本体(10)的前后两端经由穿过所述抗拉紧固件孔(13)的抗拉紧固件与吊挂盒段的前端框(22)和后端框(23)连接。
9.根据权利要求8所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗拉紧固件与所述抗拉紧固件孔(13)间隙配合从而只承受拉压载荷。
10.根据权利要求9所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述接头本体(10)经由穿过所述抗剪紧固件孔(15)的抗剪紧固件与吊挂上蒙皮连接。
11.根据权利要求10所述的飞机吊挂上接头结构，其特征在于，所述抗剪紧固件包括剪切销(17)和球形轴承。
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| CN 201320003285 CN203237405U (zh) | 2013-01-05 | 2013-01-05 | 一种飞机吊挂上接头结构 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108639307A (zh) * | 2018-06-22 | 2018-10-12 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机外挂接头的连接结构 |
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2013
- 2013-01-05 CN CN 201320003285 patent/CN203237405U/zh not_active Expired - Lifetime
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