CN211711048U - 一种飞机悬挂支臂结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型属于飞机结构设计技术领域，涉及一种飞机悬挂支臂结构。由支臂本体(1)和三角撑(2)两部分组成；支臂本体(1)的两端分别与三角撑(2)的两个拉杆接头(4)连接；三角撑(2)还包括过度接头(5)和两根复合材料拉杆管体(7)；复合材料；拉杆管体(7)一端与过度接头(5)通过胶接连接，另一端与拉杆接头(4)通过胶接连接；本实用新型适合支臂沿弦向长的支臂；较现有技术比，主要降低结构重量；因为支臂主要承受弯矩转化成的拉压载荷，通过引入复合材料杆件，可以有效的承受拉压载荷，最终降低结构重量。
Description
技术领域
本实用新型属于飞机结构设计技术领域，涉及一种飞机悬挂支臂结构。
背景技术
悬挂支臂主要应用于安定面与舵面的连接。目前在役飞机悬挂支臂主要由支臂本体和过度接头组成，支臂本体和过度接头通过两点单双耳插耳结构形式连接成整体。
支臂本体一般设计为金属机械加工结构，与过度接头连接处设计成双耳，同时压有衬套 3。
过度接头设计为单耳结构，连接处压入有关节轴承，用于装配安装时位置偏差调节。典型结构形式如图1所示。
此种结构形式优点：支臂本体既可以对过度接头支撑，又可以对后缘进行支撑起到后缘隔板作用，最终实现一个零件多个用途，从而减轻结构重量；同时通过关节轴承的布置，可以对装配过程中进行微调，从而降低工艺装配难度，降低装配成本。
此种结构形式缺点：此种结构形式不适应于后缘舱沿弦向较大结构。如果后缘舱弦向大，支臂本体增加重量较明显。
发明内容
本实用新型的目的：本实用新型的任务和目的：解决后缘舱弦向尺寸大时，支臂本体结构重量大，不能有效降低结构重量。通过再设计一种飞机悬挂支臂结构有效降低支臂结构重量。
本实用新型的技术方案：一种飞机悬挂支臂结构，由支臂本体和三角撑两部分组成；支臂本体1的两端分别与三角撑2的两个拉杆接头4连接；三角撑2还包括过度接头5和两根复合材料拉杆管体7；复合材料拉杆管体7一端与过度接头5通过胶接连接，另一端与拉杆接头4通过胶接连接。
所述支臂本体1为金属双耳结构，与三角撑2的拉杆接头4连接处开有圆口，同时开口内压入有衬套3。
所述过度接头5为人字形结构，一端为单耳，另一端为管状结构，单耳与舵面连接，管状结构与复合材料拉杆管体7连接。
所述拉杆接头4与过度接头5均压入有关节轴承6。结构形式如图所示。
所述过度接头5、拉杆接头4均为单耳金属结构。
所述复合材料拉杆管体7、过度接头5、拉杆接头4胶接前接触面需进行毛化工艺处理。
本实用新型的有益效果：本发明适合支臂沿弦向长的支臂。较现有技术比，主要降低结构重量。因为支臂主要承受弯矩转化成的拉压载荷，通过引入复合材料杆件，可以有效的承受拉压载荷，最终降低结构重量。
附图说明
图1为现有技术悬挂支臂示意图
图2为本实用新型结构示意图
图3为支臂本体1结构示意图
图4为三角撑2爆炸图
具体实施方式
下面结合附图对本发明进一步说明：
如图1-4所示，一种飞机悬挂支臂结构，由支臂本体和三角撑两部分组成；支臂本体1 的两端分别与三角撑2的两个拉杆接头4连接。结构形式如图2所示。
支臂本体1为金属双耳结构，与三角撑2的拉杆接头4连接处开有圆口，同时开口内压入有衬套3。压入衬套3增加支臂耐磨性，如果支臂衬套3磨损，仅需要更换衬套3，降低工艺难度和维护成本。结构形式如图3所示。
三角撑2还包括过度接头5和两根复合材料拉杆管体7；复合材料拉杆管体7一端与过度接头5通过胶接连接，另一端与拉杆接头4通过胶接连接。复合材料拉杆可以充分有效的发挥其承载特性，降低其结构重量。
过度接头5为人字形结构，一端为单耳，另一端为管状结构，单耳与舵面连接，管状结构与复合材料拉杆管体7连接。
拉杆接头4与过度接头5均压入有关节轴承6。通过关键轴承可以有效调整装配补偿间隙，降低工艺难度。结构形式如图所示。
过度接头5、拉杆接头4均为单耳金属结构。
复合材料拉杆管体7、过度接头5、拉杆接头4胶接前接触面需进行毛化工艺处理
本实用新型确定动翼面转轴轴线与后梁平面距离，如果距离大于500mm，可以采用此种结构。设计支臂支座，支臂支座设计成双耳结构，同时支臂支座与安定面壁板和梁需连接成整体。设计支臂三角撑，三角撑设计成两根复合材料拉杆和过度接头组成，过度接头建议设计成钛合金结构，与复合材料胶接处需进行毛化工艺处理。复合材料拉杆设计成复合材料管体和拉杆接头组成，拉杆接头与复合材料管体胶接处引入毛化处理工艺。
Claims (6)
1.一种飞机悬挂支臂结构，其特征在于，由支臂本体(1)和三角撑(2)两部分组成；支臂本体(1)的两端分别与三角撑(2)的两个拉杆接头(4)连接；三角撑(2)还包括过度接头(5)和两根复合材料拉杆管体(7)；复合材料拉杆管体(7)一端与过度接头(5)通过胶接连接，另一端与拉杆接头(4)通过胶接连接。
2.如权利要求1所述的飞机悬挂支臂结构，其特征在于，所述支臂本体(1)为金属双耳结构，与三角撑(2)的拉杆接头(4)连接处开有圆口，同时开口内压入有衬套(3)。
3.如权利要求1所述的飞机悬挂支臂结构，其特征在于，所述过度接头(5)为人字形结构，一端为单耳，另一端为管状结构，单耳与舵面连接，管状结构与复合材料拉杆管体(7)连接。
4.如权利要求1所述的飞机悬挂支臂结构，其特征在于，所述拉杆接头(4)与过度接头(5)均压入有关节轴承(6)。
5.如权利要求1所述的飞机悬挂支臂结构，其特征在于，所述过度接头(5)、拉杆接头(4)均为单耳金属结构。
6.如权利要求1所述的飞机悬挂支臂结构，其特征在于，所述复合材料拉杆管体(7)、过度接头(5)、拉杆接头(4)胶接前接触面需进行毛化工艺处理。
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| CN211711048U true CN211711048U (zh) | 2020-10-20 |
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| CN (1) | CN211711048U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112373687A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-02-19 | 中航通飞华南飞机工业有限公司 | 一种大型水上飞机舵面悬挂结构 |
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2019
- 2019-12-19 CN CN201922302900.2U patent/CN211711048U/zh active Active
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN112373687A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-02-19 | 中航通飞华南飞机工业有限公司 | 一种大型水上飞机舵面悬挂结构 |
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