CN205203369U - 一种飞机用升降舵连接结构及具有其的飞机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种飞机用升降舵连接结构及具有其的飞机。所述尾翼水平安定面的后梁上开设有孔，且所述尾翼水平安定面的后梁上设置有后梁接头；所述飞机用升降舵连接结构呈楔状，其具有两端，其中一端自所述尾翼水平安定面的后梁的孔穿过而深入至所述尾翼水平安定面，该端上设置有连接孔，用于与所述运动机构的设置有双耳接头的一端连接，该端称为第一端；所述飞机用升降舵连接结构的中部设置有连接孔，用于与所述后梁接头连接；所述飞机用升降舵连接结构的与所述运动机构连接的一端相对的另一端伸入至升降舵，并与所述升降舵连接，该端称为第二端。相对于现有技术，减少了升降舵内部的结构件，且方便拆卸，所需安装空间较小。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞机技术领域，特别是涉及一种飞机用升降舵连接结构及具有其的飞机。
背景技术
升降舵与水平安定面的连接，一般采用单双耳接头连接方式，该连接方式接头较重，要求升降舵必须有梁固定接头，有肋扩散接头传来的集中力，且该连接方式需要安装空间大，不方便拆卸。
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。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种飞机用升降舵连接结构来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本实用新型提供一种飞机用升降舵连接结构，所述飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵，所述尾翼水平安定面内部设置有运动机构，所述运动机构近所述升降舵的一端设置有双耳接头，所述尾翼水平安定面的后梁上开设有孔，且所述尾翼水平安定面的后梁上设置有后梁接头；所述飞机用升降舵连接结构呈楔状，其具有两端，其中一端自所述尾翼水平安定面的后梁的孔穿过而深入至所述尾翼水平安定面，该端上设置有连接孔，用于与所述运动机构的设置有双耳接头的一端连接，该端称为第一端；所述飞机用升降舵连接结构的中部设置有连接孔，用于与所述后梁接头连接；所述飞机用升降舵连接结构的与所述运动机构连接的一端相对的另一端伸入至升降舵，并与所述升降舵连接，该端称为第二端。
优选地，所述第一端与所述飞机用升降舵连接机构的中部之间设置有减重凹槽；所述第二端与所述飞机用升降舵连接机构的中部之间设置有减重凹槽。
优选地，所述升降舵上设置有贯穿所述升降舵外表面的升降舵安装孔，所述第二端伸入至所述升降舵的部分上设置有与所述升降舵安装孔相配合的第二端安装孔，所述第二端与所述升降舵通过螺栓连接，所述螺栓穿过所述升降舵安装孔以及第二端安装孔。
优选地，所述后梁接头为双耳接头。
优选地，所述飞机用升降舵连接机构的中部的厚度大于所述飞机用升降舵连接机构的两端的厚度。
优选地，所述飞机用升降舵连接结构采用复合材料制成。
本实用新型还提供了一种飞机，所述飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵，所述飞机进一步包括如上所述的飞机用升降舵连接结构。
优选地，所述飞机的升降舵上设置有用于与所述飞机用升降舵连接结构连接的升降舵安装孔，所述升降舵安装孔为椭圆孔，所述椭圆孔的孔径大于连接所述升降舵以及所述飞机用升降舵连接结构的螺栓的直径。
本实用新型的飞机用升降舵连接结构，一端与运动机构连接，成为运动机构的一部分，另一端与升降舵连接，固定在升降舵上，实现传力功能，相对于现有技术，减少了升降舵内部的结构件，且方便拆卸，所需安装空间较小。
附图说明
图1是根据本实用新型一实施例的飞机用升降舵连接结构的装配示意图。
图2是图1所示的飞机用升降舵连接结构与后梁接头连接的装配示意图。
附图标记：
| 1 | 升降舵 | 41 | 后梁接头 |
| 2 | 运动机构 | 5 | 飞机用升降舵连接结构 |
| 3 | 双耳接头 | 11 | 升降舵安装孔 |
| 4 | 后梁 | 51 | 第二端安装孔 |
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，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，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。
图1是根据本实用新型一实施例的飞机用升降舵连接结构的装配示意图。图2是图1所示的飞机用升降舵连接结构与后梁接头连接的装配示意图。
如图1所示的飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵1，尾翼水平安定面内部设置有运动机构2，运动机构2近升降舵1的一端设置有双耳接头3。
参见图1及图2，在本实施例中，尾翼水平安定面的后梁4上开设有孔，且尾翼水平安定面的后梁4上设置有后梁接头41；飞机用升降舵连接结构5呈楔状，其具有两端，其中一端自尾翼水平安定面的后梁的孔穿过而深入至尾翼水平安定面，该端上设置有连接孔，用于与运动机构的设置有双耳接头的一端连接，该端称为第一端。
参见图1，在本实施例中，飞机用升降舵连接结构5的中部设置有连接孔，用于与后梁接头41连接。
参见图1，在本实施例中，飞机用升降舵连接结构5的与运动机构2连接的一端相对的另一端伸入至升降舵1，并与升降舵1连接，该端称为第二端。
参见图1，在本实施例中，第一端与飞机用升降舵连接机构5的中部之间设置有减重凹槽；第二端与飞机用升降舵连接机构5的中部之间设置有减重凹槽。采用这种结构，能够进一步减轻飞机用升降舵连接结构5的重量。
参见图1，在本实施例中，升降舵1上设置有贯穿升降舵外表面的升降舵安装孔11，第二端伸入至升降舵1的部分上设置有与升降舵安装孔11相配合的第二端安装孔51，第二端与升降舵1通过螺栓连接，螺栓穿过升降舵安装孔11以及第二端安装孔51。
在本实施例中，后梁接头41为双耳接头。可以理解的是，在一个备选实施例中，后梁接头41为单耳接头。可以理解的是，双耳接头在承力方面比单耳接头。
在本实施例中，飞机用升降舵连接机构5的中部的厚度大于飞机用升降舵连接机构5的两端。采用这种结构，能够加强飞机用升降舵连接机构5的中部的强度。
在本实施例中，飞机用升降舵连接结构采用复合材料制成。
本实用新型还提供了一种飞机，所述飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵1，所述飞机进一步包括如上所述的飞机用升降舵连接结构。
有利的是，飞机的升降舵1上设置有用于与飞机用升降舵连接结构连接的升降舵安装孔11，升降舵安装孔11为椭圆孔，椭圆孔的孔径大于连接升降舵1以及飞机用升降舵连接结构5的螺栓的直径。采用椭圆孔，能够解决升降舵最后装配时由于公差累积造成干涉不能顺利装入的问题。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (8)
1.一种飞机用升降舵连接结构，所述飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵(1)，所述尾翼水平安定面内部设置有运动机构(2)，所述运动机构(2)近所述升降舵(1)的一端设置有双耳接头(3)，其特征在于，
所述尾翼水平安定面的后梁(4)上开设有孔，且所述尾翼水平安定面的后梁(4)上设置有后梁接头(41)；
所述飞机用升降舵连接结构(5)呈楔状，其具有两端，其中一端自所述尾翼水平安定面的后梁(4)的孔穿过而深入至所述尾翼水平安定面，该端上设置有连接孔，用于与所述运动机构(2)的设置有双耳接头的一端连接，该端称为第一端；
所述飞机用升降舵连接结构(5)的中部设置有连接孔，用于与所述后梁接头(41)连接；
所述飞机用升降舵连接结构(5)的与所述运动机构(2)连接的一端相对的另一端伸入至升降舵(1)，并与所述升降舵(1)连接，该端称为第二端。
2.如权利要求1所述的飞机用升降舵连接结构，其特征在于，所述第一端与所述飞机用升降舵连接机构(5)的中部之间设置有减重凹槽；所述第二端与所述飞机用升降舵连接机构(5)的中部之间设置有减重凹槽。
3.如权利要求2所述的飞机用升降舵连接结构，其特征在于，所述升降舵(1)上设置有贯穿所述升降舵外表面的升降舵安装孔(11)，所述第二端伸入至所述升降舵(1)的部分上设置有与所述升降舵安装孔(11)相配合的第二端安装孔(51)，所述第二端与所述升降舵(1)通过螺栓连接，所述螺栓穿过所述升降舵安装孔(11)以及第二端安装孔(51)。
4.如权利要求3所述的飞机用升降舵连接结构，其特征在于，所述后梁接头(41)为双耳接头。
5.如权利要求4所述的飞机用升降舵连接结构，其特征在于，所述飞机用升降舵连接机构(5)的中部的厚度大于所述飞机用升降舵连接机构(5)的两端的厚度。
6.如权利要求5所述的飞机用升降舵连接结构，其特征在于，所述飞机用升降舵连接结构采用复合材料制成。
7.一种飞机，所述飞机包括尾翼水平安定面以及升降舵(1)，其特征在于，所述飞机进一步包括如权利要求1至6中任意一项所述的飞机用升降舵连接结构。
8.如权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述飞机的升降舵(1)上设置有用于与所述飞机用升降舵连接结构连接的升降舵安装孔(11)，所述升降舵安装孔(11)为椭圆孔，所述椭圆孔的孔径大于连接所述升降舵(1)以及所述飞机用升降舵连接结构(5)的螺栓的直径。
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| CN201521037345.0U CN205203369U (zh) | 2015-12-12 | 2015-12-12 | 一种飞机用升降舵连接结构及具有其的飞机 |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109334950A (zh) * | 2018-10-18 | 2019-02-15 | 珠海展祥模型有限公司 | 一种固定翼飞机 |
| CN115946843A (zh) * | 2023-03-14 | 2023-04-11 | 中国民用航空飞行学院 | 一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法 |
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2015
- 2015-12-12 CN CN201521037345.0U patent/CN205203369U/zh active Active
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