CN217864777U - 防火整流组件和飞机失速试飞改装尾椎 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件和一种飞机失速试飞改装尾椎。尾椎中包括辅助动力装置的排气管，排气管的管伸出部段在尾椎的蒙皮的第一位置处自尾椎内部突伸出，其中，防火整流组件包括：框架，框架在第一位置的后方的第二位置处固定到尾椎的蒙皮，其中，框架具有外周部段和孔部段，管伸出部段的自由端固定到孔部段；以及壳体，壳体具有空气动力学形状并且从外部覆盖管伸出部段，其中，壳体固定到尾椎的蒙皮并且固定到框架的外周部段。

Description

防火整流组件和飞机失速试飞改装尾椎

技术领域

本实用新型涉及一种用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件，具体涉及一种适用于飞机失速试飞条件下，保护经改装尾锥的辅助动力装置排气管的防火整流组件，属于飞机防火设计领域。本实用新型还涉及一种飞机失速试飞改装尾椎。

背景技术

失速是指飞机或机翼的迎角大于最大升力迎角，导致飞机不能保持正常飞行的飞行状态，严重时将产生纵向或横向失稳，并且飞机可能失控。

飞机为验证飞机的失速特性，需进行失速试飞，而失速试飞需要将飞机操纵至失速状态再改出，具有一定风险。因此为了保障在失速试飞时飞机和试飞员的安全，需加装失速改出伞，用于改出失速状态。

失速改出伞需根据试飞飞机的机型及失速改出伞系统的不同情况进行设计。在现有技术中，部分型号的飞机将失速改出装置设置在飞机尾锥上。

失速伞改装多运用于军机和T型尾翼布局飞机，这些机型的尾锥具有充裕的空间，不涉及或影响辅助动力装置(APU)系统的安装布置。

然而，也有试飞飞机的尾锥空间不足的情况存在，为实现改装，飞机正常构型布局会受到失速改出伞系统空间的影响，辅助动力装置的部分空间被占用，因此辅助动力装置的排气系统在结构上也需进行设计改装，如图1所示。

在全无防护的情况下，该机型的尾锥布置有以下几个缺点：

一是不满足防火排液适航条款，即，易燃液体可能会接触高温辅助动力装置的排气管，并且易燃液体可能会进入辅助动力装置的排气管；

二是辅助动力装置排气管的气动外形不符合流线型，当飞机飞行时气流会正面撞击辅助动力装置的排气管，会产生较大气动阻力；

三是高速气流直接撞击排气管会造成振动，影响结构安装和结构寿命。

因此，仍然存在对现有飞机失速试飞改装尾椎作进一步改进的需求。

实用新型内容

针对现有技术的上述问题，本实用新型的目的在于提供一种飞机失速试飞改装尾椎以及用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件，以保证飞机失速试飞改装后的辅助动力装置排气管满足防火排液的适航条款，保证飞机的安全，同时还可减小辅助动力装置排气管的气动阻力和结构振动吗，加强结构强度。

为解决上述问题，本实用新型提供了一种用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件，尾椎中包括辅助动力装置的排气管，排气管的管伸出部段在尾椎的蒙皮的第一位置处自尾椎内部突伸出，其中，防火整流组件包括：框架，框架在第一位置的后方的第二位置处固定到尾椎的蒙皮，其中，框架具有外周部段和孔部段，管伸出部段的自由端固定到孔部段；以及壳体，壳体具有空气动力学形状并且从外部覆盖管伸出部段，其中，壳体固定到尾椎的蒙皮并且固定到框架的外周部段。

根据本实用新型的一个方面，框架包括封闭壳体朝向后方的开口的板材。

根据本实用新型的一个方面，框架包括从孔部段到尾椎的蒙皮延伸的加强筋。

根据本实用新型的一个方面，还包括第二框架，第二框架在第一位置的前方的第三位置处固定到尾椎的蒙皮，其中，第二框架具有第二外周部段；以及其中，壳体固定到第二外周部段。

根据本实用新型的一个方面，框架和第二框架通过铆钉固定连接到尾椎的蒙皮。

根据本实用新型的一个方面，壳体包括镜像对称的第一壳体半部和第二壳体半部。

根据本实用新型的一个方面，第一壳体半部和第二壳体半部通过条形的壳体连接部彼此连接，并且壳体连接部的第一端固定到尾椎的蒙皮，第二端固定到框架。

根据本实用新型的一个方面，壳体通过多个角状连接件固定到尾椎的蒙皮。

根据本实用新型的一个方面，角状连接件在转折部分具有倒圆角。

本实用新型还提供了一种飞机失速试飞改装尾椎，其中，尾椎包括：辅助动力装置的排气管，排气管的管伸出部段从尾椎内部突伸出，以及如上述方面中任一方面所述的防火整流组件。

本实用新型的用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件，通过在辅助动力装置排气管周围安装防火整流组件，罩住辅助动力装置排气管伸出尾锥的部分，以此实现防火整流的功能。

附图说明

为了描述可获得本实用新型的上述和其他有点和特征的方式，将用过参考附图中示出的本实用新型的示例性实施例来呈现以上简要描述的本实用新型的更具体描述。可以理解，这些附图只描绘了本实用新型的各示例性实施例，并且因此不被认为是对其范围的限制，将通过使用附图并利用附加特征和细节来描述和解释本实用新型，在附图中：

图1是现有技术的飞机失速试飞改装尾椎的侧视示意图；

图2是根据本实用新型的优选实施例的带有防火整流组件的飞机失速试飞改装尾椎的侧视示意图；以及

图3是图2的飞机失速试飞改装尾椎的仰视侧视示意图。

附图比例不必按比例绘制，并且示意性地夸大，旨在更清楚说明。在其他实施例中，可以使用其他相对尺寸。在下文的所有内容中，不同附图中出现的相同特征用相同或类似的附图标记表示。

附图标记列表：

1 尾椎

2 管伸出部段

3 伞筒

10 壳体

11 第一壳体半部

12 第二壳体半部

13 壳体连接部

20 框架

21 第一外周部段

22 孔部段

23 加强筋

30 第二框架

31 第二外周部段

40 角状连接件

A1 第一位置

A2 第二位置

A3 第三位置

具体实施方式

下面将结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

在本实用新型的各实施例中，定义“前方”为更靠近飞机的机首方向，“后方”为更靠近飞机的尾部方向。

图1示意性示出了现有技术的飞机失速试飞改装尾椎的侧视示意图。其中在尾椎1的后上部安装有半埋式的伞筒3，用于储存和发射失速改出伞。

尾椎1中包括辅助动力装置的排气管，排气管的管伸出部段2在尾椎1 的蒙皮的第一位置A1处自尾椎内部突伸出，并且较佳地朝向后方弯曲，并且较佳地，管伸出部段2的自由端呈直管状，以与本实用新型的防火整流组件配合，将在下文详细描述。

图2示意性示出了根据本实用新型的优选实施例的带有防火整流组件的飞机失速试飞改装尾椎的侧视示意图。该防火整流组件包括用于防火和整流的壳体10以及用于支承固定的框架20。

在优选实施例中，壳体10具有空气动力学形状。较佳地，在从飞机前方观察时，壳体10从外部罩住管伸出部段2的前方。

飞机试飞过程中，由于易燃液体管路的泄漏，机身上的排液通道将易燃液体排出机体外，易燃液体可能会沿着机身表面流至尾锥。该防火整流组件的壳体10可对易燃液体产生隔热和导流作用，可确保易燃液体不会沾染排出高温气体并且自身呈高温的辅助动力装置的排气管。

较佳地，框架20在第一位置A1的后方的适合的第二位置A2处固定到尾椎1的蒙皮。较佳地，框架20通过铆钉固定连接到尾椎1的蒙皮。

较佳地，框架20具有外周部段21和孔部段22。其中，壳体10固定到尾椎1的蒙皮并且固定到框架20的外周部段21。框架20由此为防火整流组件的壳体10提供支承，以进一步维持防火整流组件的气动外形。

较佳地，辅助动力装置的排气管的管伸出部段2的自由端的直管形状固定到孔部段22中。框架20由此为排气管的管伸出部段2提供支承。

在一个实施例中，管伸出部段2的自由端延伸并且卡配接合到孔部段 22中。

在在一个实施例中，管伸出部段2的自由端与框架20之间通过角状连接件固定以进行连接。

在优选实施例中，框架20还包括封闭该壳体10朝向后方的开口的板材。以这种方式，防火整流组件通过壳体10引流易燃液体后，确保其在防火整流组件的后方排至环境空气而不沿着该壳体10朝向后方的开口的开口边缘回流而吸入到辅助动力装置的排气管中，以达到符合防火排液的适航条款要求。

在优选实施例中，框架20还包括从孔部段22到尾椎1的蒙皮延伸的加强筋23，以进一步加强防火整流组件整体强度。

较佳地，在外周部段21与孔部段22之间可以设有至少一根辅助加强筋，以进一步加强防火整流组件整体强度。

在优选实施例中，防火整流组件还可以包括第二框架30。该第二框架 30在第一位置A1的前方的第三位置A3处固定到尾椎1的蒙皮。第二框架 30由此在防火整流组件的壳体10的中间部分处为壳体10提供额外的支承，以进一步维持防火整流组件的气动外形。

较佳地，第二框架30通过铆钉固定连接到尾椎1的蒙皮。

较佳地，第二框架30具有第二外周部段31，并且壳体10固定到第二外周部段31。

较佳地，第二框架30还包括封闭该第二外周部段31的板材。

在优选实施例中，壳体10包括镜像对称的第一壳体半部11和第二壳体半部12。在图2中，为清楚起见，未示出第一壳体半部11，并且因此暴露出由壳体10部分地覆盖在内的第二框架30和管伸出部段2。

较佳地，第一壳体半部11和第二壳体半部12通过条形的壳体连接部 13彼此连接。

较佳地，壳体连接部13的第一端固定到尾椎1的蒙皮，第二端固定到框架20。以这种方式，进一步加强壳体10的结构强度。

图3示意性示出了图2的飞机失速试飞改装尾椎的仰视侧视示意图。

在优选实施例中，壳体10通过多个角状连接件40固定到尾椎1的蒙皮。较佳地，在壳体10固定到尾椎1的蒙皮的部段的内部也设有内部的角状连接件40。

在优选实施例中，在防火整流组件外侧安装7块角状连接件，并且在防火整流组件内侧安装2块角状连接件，这些角状连接件共同实现防火整流组件与尾锥蒙皮之间的连接。

较佳地，角状连接件40在转折部分具有倒圆角，以进一步提供流线型气动外形。

本实用新型可实现四个目的，即有如下优点：

第一方面，该防火整流组件可对易燃液体产生隔热和导流作用，既可保证易燃液体不会沾染高温辅助动力装置排气管，同时还可引流易燃液体在防火整流组件后段排至环境空气而不吸入辅助动力装置排气管，达到符合防火排液的适航条款要求；

第二方面，防火整流组件设计为流线型，可减小辅助动力装置尾锥改装排气管的气动阻力；

第三方面，防火整流组件可阻挡气流直接撞击辅助动力装置排气管，减小辅助动力装置排气管的结构振动；

第四方面，防火整流组件与辅助动力装置排气管之间用结构框联接固定，进一步减小排气管振动对结构安装和结构寿命的影响。

尽管以上已经描述了各种实施例，但应当理解，它们以示例而非限制的方式提出。对相关领域技术人员而言显而易见的是，所公开的主题可以其它特定的形式实施而不脱离其精神和必要特征。

本公开也包含各种各样的变形例、等同范围内的变形。除此之外，各种各样的组合、方式、进一步包含有仅一个要素、一个以上或一个以下的其他组合、方式也属于本公开的范畴、思想范围。

因此，以上所描述的实施例在所有方面被认为是示例性而非限制性的，并不作为对本实用新型做任何限制的依据。

Claims (10)

1.一种用于飞机失速试飞改装尾椎的防火整流组件，所述尾椎中包括辅助动力装置的排气管，所述排气管的管伸出部段(2)在所述尾椎(1)的蒙皮的第一位置(A1)处自所述尾椎内部突伸出，其特征在于，所述防火整流组件包括：

框架(20)，所述框架(20)在所述第一位置(A1)的后方的第二位置(A2)处固定到所述尾椎(1)的蒙皮，其中，所述框架(20)具有外周部段(21)和孔部段(22)，所述管伸出部段(2)的自由端固定到所述孔部段(22)；以及

壳体(10)，所述壳体(10)从外部覆盖所述管伸出部段(2)，其中，所述壳体(10)固定到所述尾椎(1)的蒙皮并且固定到所述框架(20)的外周部段(21)。

2.根据权利要求1所述的防火整流组件，其特征在于，

所述框架(20)包括封闭所述壳体(10)朝向后方的开口的板材。

3.根据权利要求1所述的防火整流组件，其特征在于，

所述框架(20)包括从所述孔部段(22)到所述尾椎(1)的蒙皮延伸的加强筋(23)。

4.根据权利要求1所述的防火整流组件，其特征在于，

还包括第二框架(30)，所述第二框架(30)在所述第一位置(A1)的前方的第三位置(A3)处固定到所述尾椎(1)的蒙皮，其中，所述第二框架(30)具有第二外周部段(31)；以及

其中，所述壳体(10)固定到所述第二外周部段(31)。

5.根据权利要求4所述的防火整流组件，其特征在于，

所述框架(20)和所述第二框架(30)通过铆钉固定连接到所述尾椎(1)的蒙皮。

6.根据权利要求1所述的防火整流组件，其特征在于，

所述壳体(10)包括镜像对称的第一壳体半部(11)和第二壳体半部(12)。

7.根据权利要求6所述的防火整流组件，其特征在于，

所述第一壳体半部(11)和所述第二壳体半部(12)通过条形的壳体连接部(13)彼此连接，并且所述壳体连接部(13)的第一端固定到所述尾椎(1)的蒙皮，第二端固定到所述框架(20)。

8.根据权利要求1所述的防火整流组件，其特征在于，

所述壳体(10)通过多个角状连接件(40)固定到所述尾椎(1)的蒙皮。

9.根据权利要求8所述的防火整流组件，其特征在于，

所述角状连接件(40)在转折部分具有倒圆角。

10.一种飞机失速试飞改装尾椎，其特征在于，所述尾椎包括：

辅助动力装置的排气管，所述排气管的管伸出部段(2)从所述尾椎内部突伸出，以及

如权利要求1-9中任一项所述的防火整流组件。

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