CN208181399U - 一种通用飞机尾部整流罩 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种通用飞机尾部整流罩，属于飞机技术领域，本实用新型公开的一种通用飞机尾部整流罩包括外蒙皮、加强框、内蒙皮、以及连接框，加强框的外壁与外蒙皮的内壁铆接，内蒙皮的外壁与加强框的内壁铆接，连接框与外蒙皮的边缘、内蒙皮的边缘均铆接。还包括若干个的连接头，若干个的连接头与连接框螺栓连接，连接头包括固定块、插销、以及连接轴，固定块与连接框固定连接，连接轴的一端固定于固定块的通孔中，插销插入固定块的方孔中。通过若干个的连接头与连接框螺栓连接，连接轴的一端固定于固定块的通孔中，插销插入固定块的方孔中将连接轴固定，使得尾部整流罩很好的与机身连接。

Description

一种通用飞机尾部整流罩

技术领域

本实用新型涉及飞机技术领域，尤其涉及一种通用飞机尾部整流罩。

背景技术

机尾罩又称“机尾整流罩”。飞机尾部维形整流的结构。对于机身内安装喷气发动机的机尾罩，除了有维形整流作用外，还有引射尾喷管气流来提高推力的作用。由于处在高温区和尾部，易损坏，为便于更换，常采用与机身部分固定、部分可拆卸的连接形式。其结构一般由内外蒙皮和隔框组成。外蒙皮多为铝合金，内蒙皮为耐热合金，或全部为耐热合金。对发动机不在机身内部的飞机，一般为收敛形的铝合金壳式结构。

飞机尾部气流较大，飞机尾部整流罩受到的力也较大，目前一些飞机整流罩不能很好的与机身连接，连接部分强度不够，且尾部整流罩容易发生变形。

实用新型内容

为了克服现有技术的缺陷，本实用新型所要解决的技术问题在于提出一种通用飞机尾部整流罩，采用若干个连接头的设置，可以在很大程度上提高连接强度。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

本实用新型提供的一种通用飞机尾部整流罩，包括外蒙皮、加强框、内蒙皮、若干的加强桁条，以及连接框，加强框与加强桁条铆接，外蒙皮覆盖于加强框和加强桁条的外侧，且与加强框和加强桁条多点铆接；内蒙皮覆盖于加强框和加强桁条的内侧，且与加强框和加强桁条多点铆接，连接框外壁与外蒙皮的边缘内壁多点铆接，连接框的内壁与内蒙皮的边缘外壁多点铆接。

通用飞机尾部整流罩还包括若干个的连接头，若干个的连接头与连接框螺栓连接，连接头包括固定块、插销、以及连接轴，固定块与连接框固定连接，连接轴的一端固定于固定块的通孔中，插销插入固定块的方孔中。

本实用新型优选地技术方案在于，所述内蒙皮与所述外蒙皮之间的空隙设置有泡沫隔热层。

本实用新型优选地技术方案在于，插销一端的中间位置设置有锁定缺口。

本实用新型优选地技术方案在于，连接轴插入固定块的一端设置有与锁定缺口配合的第一缺口，连接轴的另一端端面设置有卡槽，连接轴的另一端的侧面设置有第二缺口。

本实用新型优选地技术方案在于，外蒙皮为鱼鳍状，外蒙皮上端呈尖角状。

本实用新型的有益效果为：

本实用新型提供的一种通用飞机尾部整流罩，通过若干个的连接头与连接框螺栓连接，连接轴的一端固定于固定块的通孔中，插销插入固定块的方孔中将连接轴固定，使得尾部整流罩很好的与机身连接。

附图说明

图1是本实用新型具体实施方式中提供的外蒙皮结构示意图；

图2是本实用新型具体实施方式中提供的整流罩的剖面结构示意图；

图3是本实用新型具体实施方式中提供的连接轴结构图。

图4是本实用新型具体实施方式中提供的固定块结构图。

图5是本实用新型具体实施方式中提供的插销与连接轴配合结构图。

图中：

1、外蒙皮；2、加强框；3、加强桁条；4、连接框；5、连接头；6、泡沫隔热层；7、内蒙皮；8、连接轴；9、插销；10、固定块；81、第一缺口；82、第二缺口；83、卡槽；91、锁定缺口；101、通孔；102、方孔。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

如图1-5所示，本实施例中提供的一种通用飞机尾部整流罩，包括外蒙皮1、加强框2、内蒙皮7、若干的加强桁条3，以及连接框4，加强框2与加强桁条3铆接，形成一个框梁结构，外蒙皮1覆盖于加强框2和加强桁条3的外侧，且与加强框2和加强桁条3多点铆接；外蒙皮1贴合于整个框梁结构的外侧，内蒙皮7覆盖于加强框2和加强桁条3的内侧，且与加强框2和加强桁条3多点铆接，通过将加强桁条3与外蒙皮1的内侧壁铆接，同时将加强桁条3铆接与加强框2上，可以通过加强桁条3将力传递到加强框2上。连接框4外壁与外蒙皮1的边缘内壁多点铆接，连接框4的内壁与内蒙皮7的边缘外壁多点铆接，连接框4用于连接尾部整流罩和机身。

为了起到更好的连接作用。进一步地，通用飞机尾部整流罩还包括若干个的连接头5，若干个的连接头5与连接框4螺栓连接，螺栓连接可以有较强的抗剪切能力，连接头5包括固定块10、插销9、以及连接轴8，固定块10与连接框4固定连接，连接轴8的一端固定于固定块10的通孔101中，插销9插入固定块10的方孔102中，通过插销9将连接轴8锁定在固定块10中。

为了尾部整流罩有一个较好的隔热作用，以及对外蒙皮1有一个支撑作用。进一步地，所述内蒙皮7与所述外蒙皮1之间的空隙设置有泡沫隔热层6，通过将内蒙皮7和外蒙皮1之间的空余空间都填充满泡沫隔热材料，可以使得整流罩有很好的隔热效果，同时由于泡沫隔热材料的填充，可以对外蒙皮1起到一个支撑作用，使得外蒙皮1更不容易变形。

为了更好的将连接轴8锁定，插销9的一端中间位置设置有锁定缺口91，通过锁定缺口91与连接轴8的第一缺口81配合，可以将连接轴8固定。

为了使得连接轴8更好的连接尾部整流罩与机身。进一步地，连接轴8插入固定块10的一端设置有与锁定缺口91配合的第一缺口81，连接轴8的另一端端面设置有卡槽83，连接轴8的另一端的侧面设置有第二缺口82，将连接轴8的一端放置于固定块10中，通过插销9的锁定缺口91与连接轴8的第一缺口81配合，可以将连接轴8固定在固定块10中，同时固定块10固定在连接框4上，通过第二缺口82与卡槽83的设置，连接轴8可以很好的与机身连接。

为了使得整流罩具有更好的气动性能。进一步地，外蒙皮1为鱼鳍状，外蒙皮1上端呈尖角状，飞机上部气流较大，在鱼鳍状的外蒙皮1的作用下，可以将上部气流很好的分向两边，降低阻力。

本实用新型是通过优选实施例进行描述的，本领域技术人员知悉，在不脱离本实用新型的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等效替换。本实用新型不受此处所公开的具体实施例的限制，其他落入本申请的权利要求内的实施例都属于本实用新型保护的范围。

Claims (5)

1.一种通用飞机尾部整流罩，包括外蒙皮(1)、加强框(2)、内蒙皮(7)、若干的加强桁条(3)，以及连接框(4)，所述加强框(2)与所述加强桁条(3)铆接，所述外蒙皮(1)覆盖于所述加强框(2)和加强桁条(3)的外侧，且与加强框(2)和加强桁条(3)多点铆接；所述内蒙皮(7)覆盖于所述加强框(2)和加强桁条(3)的内侧，且与加强框(2)和加强桁条(3)多点铆接，所述连接框(4)外壁与所述外蒙皮(1)的边缘内壁多点铆接，所述连接框(4)的内壁与所述内蒙皮(7)的边缘外壁多点铆接；其特征在于：

还包括若干个的连接头(5)，所述若干个的连接头(5)的一端与所述连接框(4)的外侧螺栓连接；

所述连接头(5)包括固定块(10)、插销(9)、以及连接轴(8)；

所述固定块(10)与所述连接框(4)固定连接，所述连接轴(8)的一端固定于所述固定块(10)的通孔(101)中，所述插销(9)插入所述固定块(10)的方孔(102)中。

2.根据权利要求1所述的通用飞机尾部整流罩，其特征在于：

还包括泡沫隔热层(6)；

所述泡沫隔热层(6)位于所述内蒙皮(7)与所述外蒙皮(1)之间。

3.根据权利要求1所述的通用飞机尾部整流罩，其特征在于：

所述插销(9)一端的中间位置设置有锁定缺口(91)。

4.根据权利要求3所述的通用飞机尾部整流罩，其特征在于：

所述连接轴(8)的一端设置有与所述锁定缺口(91)配合的第一缺口(81)，所述连接轴(8)的另一端的端面设置有卡槽(83)，所述连接轴(8)的另一端的侧面设置有第二缺口(82)。

5.根据权利要求1所述的通用飞机尾部整流罩，其特征在于：

所述外蒙皮(1)为鱼鳍状，所述外蒙皮(1)上端呈尖角状。