飞机内襟翼扭力管连接结构的制作方法
【专利摘要】本实用新型涉及飞机内襟翼扭力管连接结构，其适用于扭力管与内襟翼之间的连接，包括：端肋和法兰盘，端肋为包括外肋腹板和内肋腹板的整体式双肋构件并构成为内襟翼的一部分，在外肋腹板上有第一通孔，在内肋腹板上有与第一通孔同轴的第二通孔，在第一通孔内有衬套；法兰盘在内肋腹板的远离外肋腹板的一侧上固连至端肋；衬套具有大于扭力管的外径的内径，第二通孔的内径与扭力管的外径匹配，当扭力管穿过第一通孔和第二通孔就位时，扭力管和法兰盘经由多个剪切螺栓相互固定，且扭力管和衬套之间具有预定装配间隙，从而扭力管仅向内襟翼传递扭矩。本实用新型结构可靠性高、传力均匀合理、耐磨损性能好、工艺成本低、工艺性好，且具有非常强的通用性。
【专利说明】飞机内襟翼扭力管连接结构
【技术领域】
[0001 ] 本实用新型总的涉及民用飞机结构设计【技术领域】，具体涉及民用飞机内襟翼扭力管构件的连接结构。
【背景技术】
[0002]大型客机的内襟翼主要依靠扭力管构件和滑轨机构提供支持和操纵。利用扭力管构件，可以将飞机的内襟翼从存放位置移动到展开位置，反之亦然。扭力管构件的特殊性和功能性，一直是内襟翼和扭力管连接设计的难点和要点。大型客机内襟翼和扭力管虽然功能和空客的A320相同，但结构细节不同。图1示出了空客A320扭力管与内襟翼连接的结构形式。如图1所示，扭力管I’与端肋或连接支架2’经由螺母3’进行螺纹连接。然而，这种连接形式需要在扭力管和端肋上分别攻螺纹，因而制造起来比较复杂、耗时，而且，螺纹连接在扭力管驱动时容易发生疲劳问题并产生磨损，无法更换。
实用新型内容
[0003]因此，本实用新型的目的在于提供一种新型的飞机内襟翼扭力管连接结构，以在满足扭力管机构的功能要求的同时克服现有技术中存在的上述问题。
[0004]为了达到上述目的，根据本实用新型的一个方面，提出了一种飞机内襟翼扭力管连接结构，其适用于扭力管与内襟翼之间的连接，其特征在于，该连接结构包括:
[0005]端肋，该端肋为包括外肋腹板和内肋腹板的整体式双肋构件并构成为内襟翼的一部分，在外肋腹板上形成有第一通孔，在内肋腹板上形成有与第一通孔同轴的第二通孔，在第一通孔内设置有衬套；
[0006]法兰盘，其在内肋腹板的远离外肋腹板的一侧上固连至端肋；
[0007]其中，衬套设置成具有大于扭力管的外径的内径，第二通孔设置成其内径与扭力管的外径匹配，当扭力管穿过第一通孔和第二通孔就位时，扭力管和法兰盘经由多个剪切螺栓相互固定，且扭力管和衬套之间具有预定装配间隙，从而扭力管仅向内襟翼传递扭矩。
[0008]在本实用新型的该方面，由于扭力管仅仅和内肋腹板连接，而和外肋腹板留有一定的装配间隙(该间隙在衬套和扭力管之间)，因此当飞机上的动力机构操纵扭力管时，扭力管对内襟翼仅仅传递扭力，不会把自身可能的附加载荷例如弯矩传递到内襟翼，也就是说，由于扭力管一端经由法兰盘与内肋腹板连接，另一端与外肋腹板间留有间隙，从而可以使得扭力管相当于一个杠杆，杠杆挤压外肋腹板，从而将扭力管承受的弯矩转化成整体式双肋构件的内力而进行自身消除，从而省却了对周边结构的加强；而且，这种连接结构相比于螺纹连接结构而言，扭力管和法兰盘等零件加工简单、工时短、成本低，标准化程度高从而提高连接可靠性、不易发生疲劳问题和磨损，较容易更换。
[0009]优选地，上述剪切螺栓为三个。
[0010]优选地，上述衬套为不锈钢衬套。外肋腹板上的第一通孔内设置不锈钢衬套能够有效提高扭力管抗弯时的孔壁挤压强度。[0011 ] 优选地，上述法兰盘为不锈钢法兰盘。法兰盘使用不锈钢材料，可有效避免钢制扭力管、铝制肋和法兰盘三者之间的电位腐蚀。
[0012]优选地，上述外肋腹板上具有加强凸台，上述第一通孔形成在加强凸台上。该结构可有效提局连接结构的强度。
[0013]优选地，上述第二通孔设置成与上述扭力管紧配合。
[0014]总的来说，本实用新型结构可靠性高、传力均匀合理、耐磨损性能好、工艺成本低、工艺性好，并且具有非常强的通用性，因此应用前景广阔。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]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:
[0016]图1为现有A320飞机内襟翼扭力管与端肋的连接形式示意图；
[0017]图2为根据本实用新型优选实施方式的飞机内襟翼扭力管连接结构从外侧看过去的的示意图；
[0018]图3为图2所示飞机内襟翼扭力管连接结构从内侧看过去的的示意图；
[0019]图4为图2所示飞机内襟翼扭力管连接结构的分解视图；
[0020]图5为图3所示飞机内襟翼扭力管连接结构穿过扭力管轴线的纵向剖视图。
[0021]附图标记说明
[0022]100连接结构 200扭力管
[0023]I 端肋
[0024]11 外肋腹板 13 内肋腹板
[0025]110第一通孔 130第二通孔
[0026]2 衬套
[0027]3 法兰盘
[0028]4 剪切螺栓
[0029]5 紧固螺栓
[0030]6 垫片
【具体实施方式】
[0031]下面参考附图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。
[0032]在描述【具体实施方式】之前，先就本实用新型中的扭力管作出解释。飞机在起飞和降落过程中，内襟翼需要从收起位置运动到展开位置以便为提高升力，扭力管就是起到将操纵扭矩传到翼盒从而驱动内襟翼偏转的作用。同时，扭力管可以承受由于内襟翼翼面变形产生的弯矩。
[0033]本实用新型优选实施方式的飞机内襟翼扭力管连接结构I 00如图2至图5所示。该连接结构100适用于扭力管200与内襟翼(图未示)之间的连接。该连接结构包括端肋I和法兰盘3。端肋I为包括外肋腹板11和内肋腹板13的整体式双肋构件，其构成为内襟翼的一部分。在外肋腹板11上形成有第一通孔110，在内肋腹板13上形成有与第一通孔110同轴的第二通孔130，其中在第一通孔110内设置有衬套2。法兰盘3在内肋腹板13的远离外肋腹板11的一侧上固连至端肋I。其中，衬套2设置成具有大于扭力管200的外径的内径，第二通孔130设置成其内径与扭力管200的外径匹配，当扭力管200穿过第一通孔110和第二通孔130就位时，扭力管200和法兰盘3经由三个剪切螺栓4相互固定，且扭力管200和衬套2之间具有预定装配间隙，从而扭力管仅向内襟翼传递扭矩。优选地，第二通孔130设置成与扭力管200紧配合。
[0034]再如图3所示，法兰盘3在其端部经由紧固螺栓5固连至内肋腹板13，在本实施方式中，紧固螺栓5为四个，当然紧固螺栓5的个数可以根据实际需要进行增减。优选地，在法兰盘3和内肋腹板13之间还设置有垫片6，垫片可以由铝合金制成。应当理解的是，尽管在图3所示的本实施方式中剪切螺栓4为三个，其数量也可以根据实际需要进行增减。另外应当理解的是，扭力管200和衬套2之间的预定装配间隙的大小设置成只要能够适应内襟翼展向弯曲所带来的扭力管的弯曲变形量即可。
[0035]优选地，上述衬套2为不锈钢衬套。外肋腹板11上的第一通孔110内设置不锈钢衬套能够有效提高扭力管抗弯时的孔壁挤压强度。上述法兰盘3也优选为不锈钢法兰盘。法兰盘3使用不锈钢材料，可有效避免钢制扭力管、铝制肋和法兰盘三者之间的电位腐蚀，从而延长产品的使用寿命。
[0036]另外，如图5清晰所示，上述外肋腹板11上优选具有加强凸台113，上述第一通孔110就形成在该加强凸台113上，该种结构可有效提高整个连接结构的强度。
[0037]下面具体介绍一下本实用新型的连接结构的装配操作步骤:
[0038]a)将衬套2压进端肋I的外肋腹板11上的第一通孔110内；
[0039]b)将端肋I预定位；
[0040]c)将扭力管200从外侧插入外肋腹板11上的第一通孔110中并进而穿过内肋腹板13上的第二通孔130 ；
[0041]d)安装法兰盘3，并通过打磨垫片6调整其与内肋腹板13的贴合度；
[0042]e)安装扭力管200与法兰盘3连接的剪切螺栓4。
[0043]再如图5所示，由于扭力管200在内肋腹板13处通过与法兰盘3连接而相对内肋腹板13固定，在外肋腹板13处由于与衬套2有间隙而处于可活动状态，而同时由于端肋I的外肋腹板11和内肋腹板13之间存在一定间距，因此，当位于端肋I内侧的内襟翼在扭力管200远端(图未示)的带动下发生展向(见箭头D所示方向)弯曲变形时，扭力管200自然在内肋腹板13处施加给端肋I 一个向下的第一力F1，同时因这时外肋腹板11会在其上端与扭力管200接触，形成一个支点，并且扭力管在该支点处对外肋腹板11施加向上的第二力F2，从而扭力管200与端肋I通过杠杆原理，对内襟翼的翼面提供支持。上述扭力管200施加给内襟翼的反作用弯矩，在端肋I的外肋腹板和内肋腹板上形成一对力偶，该力偶可以通过构成为整体式双肋的端肋I进行内力平衡从而消耗掉。在飞机的运动机构例如电机(图未示)操纵扭力管200时，扭力管对内襟翼仅仅传递扭力，不会把自身可能的附加载荷传递到内襟翼。
[0044]本实用新型的优点在于:
[0045]I)扭力管一端与法兰盘连接，另一端与外肋腹板具体是第一通孔内的衬套之间留间隙，从而可以使得扭力管相当于一个杠杆，杠杆挤压外肋腹板，从而将扭力管承受的弯矩转化成整体式双肋的内力自身消除，不必要对周边结构进行加强；
[0046]2)该连接形式决定了结构件上不需要攻螺纹，因而扭力管、法拉盘等零件制造简单、工时短、成本低；
[0047]3)由于连接不需要制造厂攻螺纹，因而可使用标准紧固件连接从而提高了可靠性；
[0048]4)相对现有技术中的螺纹连接，这种连接形式在扭力管驱动时不易发生疲劳问题和磨损，容易更换。
[0049]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。
【权利要求】
1.一种飞机内襟翼扭力管连接结构，其适用于扭力管与内襟翼之间的连接，其特征在于，所述连接结构包括: 端肋，所述端肋为包括外肋腹板和内肋腹板的整体式双肋构件并构成为内襟翼的一部分，在外肋腹板上形成有第一通孔，在内肋腹板上形成有与第一通孔同轴的第二通孔，在所述第一通孔内设置有衬套； 法兰盘，其在内肋腹板的远离外肋腹板的一侧上固连至所述端肋； 其中，所述衬套设置成具有大于所述扭力管的外径的内径，所述第二通孔设置成其内径与所述扭力管的外径匹配，当所述扭力管穿过所述第一通孔和第二通孔就位时，所述扭力管和所述法兰盘经由多个剪切螺栓相互固定，且所述扭力管和所述衬套之间具有预定装配间隙，从而扭力管仅向内襟翼传递扭矩。
2.根据权利要求1所述的飞机内襟翼扭力管连接结构，其特征在于，所述剪切螺栓为三个。
3.根据权利要求1或2所述的飞机内襟翼扭力管连接结构，其特征在于，所述衬套为不锈钢衬套。
4.根据权利要求1或2所述的飞机内襟翼扭力管连接结构，其特征在于，所述法兰盘为不锈钢法兰盘。
5.根据权利要求1或2所述的飞机内襟翼扭力管连接结构，其特征在于，所述外肋腹板上具有加强凸台，所述第一通孔形成在所述加强凸台上。
6.根据权利要求1或2所述的飞机内襟翼扭力管连接结构，其特征在于，所述第二通孔设置成与所述扭力管紧配合。
【文档编号】B64C9/00GK203601560SQ201320657747
【公开日】2014年5月21日 申请日期:2013年10月23日 优先权日:2013年10月23日
【发明者】李庆飞, 王一飞, 闫国良, 赵毅, 郭仕贤, 汤国伟 申请人:中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院