配平式的平尾连接结构的制作方法

1.本发明涉及一种平尾连接结构，更具体地涉及能配平飞行过程中的纵向力矩的配平式的平尾连接结构。


背景技术：

2.飞机的水平尾翼安装在机身后部的平尾上，通过作动器的驱动改变水平安定面的攻角，用以配平飞行过程中的纵向力矩。
3.飞机的水平尾翼作为飞机的主要翼面结构承受整个飞行过程中的气动载荷、惯性载荷等外载荷，并通过连接结构将来自外部的外载荷传递至机身部段。在此过程中，水平尾翼的连接结构起着至关重要的作用。
4.目前，常规布局的大型飞机在水平尾翼连接结构的设计主要源自两种构型。
5.一种是以波音b787、b777为代表的“整体隔框式平尾连接结构”，另一种则是以欧洲空中客车a3xx全系列飞机为代表的“多连杆式平尾连接结构”。此外，其他主力机型，例如俄罗斯ssj-100飞机、ms-21飞机也采用完全一致的“多连杆式平尾连接结构”，而例如庞巴迪/空客的a220(c系列)飞机的平尾连接结构则是在欧洲空中客车的“多连杆式平尾连接结构”的设计的基础上对局部零件的设计形式加以修改，但传力路线及功能实现方案等设计本质上仍与“多连杆式平尾连接结构”基本相同。因此，也可以说，“整体隔框式平尾连接结构”和“多连杆式平尾连接结构”这两种构型的平尾连接结构几乎覆盖了目前在役的全部机型。
6.在飞机结构设计专业领域，配平式的平尾连接结构的关键性能包括结构重量、传力路线的完备性、平尾铰链转动机构及轴承的功能实现性、全机维护、维修特性等。理想的设计方案要求能够平衡并满足以上多个性能指标，但是由于设计时需要考虑的因素很多，设计的限制约束也很复杂，因此，截至目前，也仅有前述两种较为成熟的设计构型在目前的飞机机型上大规模应用。
7.对于飞机可配平式平尾连接结构的设计、验证及创新一直是国内外各大飞机制造商重点关注的核心技术之一。如何打破现有的设计局限性，设计一种能够平衡并满足规定的多个性能指标的不同于当前两种构型的全新构型的配平式的平尾连接结构，是亟待解决的技术问题。


技术实现要素：

8.本发明的发明目的在于提供一种能平衡并满足规定的性能指标的全新构型的配平式的平尾连接结构。
9.为了实现本发明的上述发明目的，本发明提供一种配平式的平尾连接结构，其特征是，所述平尾连接结构包括：作为平尾安装框的平尾上安装框和平尾下安装框，所述平尾上安装框和所述平尾下安装框安装并连接于飞机的机身；平尾支撑梁,所述平尾支撑梁将所述平尾上安装框与所述平尾下安装框连接并支撑成框平面，并且所述平尾支撑梁作为所
述垂向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力，同时作为航向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的航向的分力；航向连杆，所述航向连杆从所述框平面的中心向相对于所述框平面倾斜的方向延伸设置，并且所述航向连杆作为所述航向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的航向的分力，同时作为所述垂向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力；以及连杆接头和侧向连杆，所述连杆接头设置在所述平尾上安装框与所述平尾下安装框的连接部处，并且在所述连杆接头上连接有两个所述侧向连杆，所述连杆接头和所述侧向连杆作为侧向传载系统向所述机身传递所述框平面所受到的沿侧向的载荷分力，所述垂向传载系统、所述航向传载系统以及所述侧向传载系统相互独立设置。
10.优选的是，所述平尾支撑梁上设置有作为垂向传载系统的一部分的平尾铰链转轴机构，所述平尾支撑梁具有以隔开规定间距的方式平行设置的第一支撑梁和第二支撑梁，所述平尾铰链转轴机构具有在所述平尾支撑梁的中间部设置在所述第一支撑梁与所述第二支撑梁之间的铰链件，所述铰链件通过转动紧固连接部将所述第一支撑梁及第二支撑梁与所述铰链件连接。
11.更优选的是，所述转动紧固连接部具有衬套、螺栓以及球轴承，所述衬套从所述第一支撑梁侧依次穿过所述第一支撑梁、所述铰链件、所述第二支撑梁，所述球轴承设置在所述铰链件与所述衬套之间，以使所述铰链件能相对于所述第一支撑梁及所述第二支撑梁转动。
12.进一步优选的是，在所述衬套的、与所述球轴承相对的部位处，形成有轴承注油孔,所述螺栓从所述第一支撑梁侧插入到越过所述轴承注油孔的位置，并且所述螺栓的杆部中形成注油通道，所述注油通道与所述轴承注油孔连通。
13.优选的是，所述侧向连杆在一端具有开口端向外的u形部，安装在所述平尾安装框及所述平尾上的安装座具有从所述安装座的座面向着所述u形部的所述开口端内伸出的插入部，所述u形部的所述开口端与所述安装座的所述插入部通过紧固结构连接。
14.更优选的是，所述u形部的两个直立部上分别形成有能够供所述紧固结构中的螺栓穿过的通孔，所述安装座的所述插入部上形成有贯通孔，所述贯通孔能够供所述螺栓贯穿，并且在贯通孔的孔壁与所述螺栓之间设置有能使所述侧向连杆相对于所述平尾安装框及所述平尾转动的球轴承。
15.优选的是，所述平尾连接结构具有在侧向方向上朝着两个不同方向延伸的两个所述侧向连杆。
16.优选的是，所述航向连杆从所述框平面的中心向相对于所述框平面朝斜上方和斜下方延伸设置有两个，在两个所述航向连杆处产生的支反力中的沿着垂向方向的分力的方向相反而发生力的抵消，在两个所述航向连杆处产生的支反力中的沿着航向方向的分力的方向相同而发生力的叠加，抵消后的支反力的沿着垂向方向的分力作为所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力，叠加后的支反力的沿着航向方向的分力作为所述框平面所受到的沿航向的载荷分力。
17.优选的是，在所述平尾支撑梁安装于所述平尾安装框时，设置于所述平尾安装框的所述衬套位于所述平尾支撑梁的所述第一支撑梁与所述第二支撑梁之间，并通过紧固连接部将所述第一支撑梁及所述第二支撑梁与所述衬套连接。
18.优选的是，在所述平尾的前端部设置有前接头,在所述平尾的前接头上产生的支反力能分解成沿着垂向方向的分力和沿着航向方向的分力。
19.优选的是，所述平尾上安装框和所述平尾下安装框各自包括d 字形的框架主体部，所述框架主体部由弧形框、直梁以及多个加强肋构成，所述直梁将所述弧形框的两端部连接，多个所述加强肋在所述直梁的与弧形框相反一侧的外部连接到一起，以形成加强肋结合部。
20.更优选的是，多个所述加强肋指向位于外部的同一个中心。
21.更优选的是，所述加强肋结合部在框架主体部的外部将多个所述加强肋连接，并且所述平尾上安装框的加强肋结合部与所述平尾下安装框的加强肋结合部相互连接。
22.更优选的是，在所述弧形框的两端部与所述直梁的两端部连接的部位处形成有用于安装到所述机身的安装孔。
23.根据如上所述构成，由于平尾支撑梁作为所述垂向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力，同时作为航向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的航向的分力，并且航向连杆作为所述航向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的航向的分力，同时作为所述垂向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力，而连杆接头和侧向连杆作为侧向传载系统的一部分向所述机身传递所述框平面所受到的沿侧向的载荷分力，并且，所述垂向传载系统、所述航向传载系统以及所述侧向传载系统相互独立设置，因此，所述垂向传载系统、所述航向传载系统以及所述侧向传载系统分别作用，防结构破损的安全特性高。
24.另外，本发明创新地提出了三套独立的平尾载荷传力系统，并与框融为一体，构成具备完整功能且满足设计需求的平尾连接结构，与目前广泛采用的“整体隔框式平尾连接结构”及“多连杆式平尾连接结构”相比，具备更好的防结构破损的安全特性。
附图说明
25.图1是位于机身后部(平尾)的本发明的配平式的平尾连接结构的示意图。
26.图2是表示图1所示的配平式的平尾连接结构安装到飞机机身 (平尾)的状态的局部放大图。
27.图3是表示图1所示的配平式的平尾连接结构的示意结构的图。
28.图4是表示图3所示的平尾连接结构中的平尾支撑梁与平尾安装框的连接结构(紧固连接件)的放大图。
29.图5是表示图4所示的连接结构(紧固连接件)的剖面图。
30.图6是表示图3所示的平尾连接结构中的平尾铰链转轴机构的示意连接结构的放大图。
31.图7是表示图6所示的平尾铰链转轴机构的内部安装结构的剖面图。
32.图8是表示图3所示的平尾连接结构中的侧向连杆与飞机机身的平尾安装框及平尾的示意连接结构的放大图。
33.图9是表示图8所示的侧向连杆与平尾的内部安装结构的剖面图。
34.图10(a)至图10(f)是表示配平式的平尾连接结构的传力路线分解的示意图。(符号说明)
35.100 平尾连接结构；110 平尾安装框；111 平尾上安装框；112 平尾下安装框；111a、112a 框架主体部；111b、112b 弧形框；111c、112c 直梁；111d、112d 加强肋；111e、112e 加强肋结合部；111f、112f 安装孔；111g、112g 安装座部；120 平尾支撑梁；121 第一支撑梁；122 第二支撑梁123 紧固连接部；123a 螺栓；123b 螺母；123c 套筒123d 垫圈124 平尾铰链转轴机构；124a 铰链件；124b 转动紧固连接部；124b1 衬套；124b2 螺栓；124b3 球轴承；124b4 轴承注油孔；124b5 注油通道；130 航向连杆；140 连杆接头；141 贯通孔；142 球轴承；150 侧向连杆；151 u形部；151a、151a 直立部151b、151b 通孔；152 螺栓；153 螺母；154 连接部；154a 通孔；
155 螺栓；156 螺母；157 垫圈；p 气动载荷；g 侧向惯性载荷；r1、r2、r3、r3’、r4、r4
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支反力；r1x、r2x、r2x’、r4x、r4x
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沿着航向方向的分力；r1y、r2y、r2y’、r4y、r4y
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沿着垂向方向的分力；200 机身；201 平尾；210 安装座；211 座面；212 插入部；213 贯通孔；220 球轴承；230 间隔件。
具体实施方式
36.以下，参照附图，对本发明的配平式的平尾连接结构100进行详细说明。图1是位于机身后部(平尾201)的本发明的配平式的平尾连接结构100的示意图，图2是表示图1所示的配平式的平尾连接结构100安装到飞机机身200的状态的局部放大图，图3是表示图1所示的配平式的平尾连接结构100的示意结构的图。图4是表示图3所示的平尾连接结构100中的平尾支撑梁120与平尾安装框110的连接结构(紧固连接部123)的放大图。图5是表示图4所示的连接结构(紧固连接部123)的剖面图。
37.如图1和图2所示，本发明的配平式的平尾连接结构100安装在飞机后部的机身200的平尾201，并将平尾安装框110的框平面受到的气动载荷、惯性载荷等不同方向的载荷传递至飞机机身200。
38.如图2所示，本发明的平尾连接结构100包括作为平尾安装框 110的平尾上安装框111和平尾下安装框112、平尾支撑梁120、航向连杆130 (参见图3)、连杆接头140以及侧向连杆150。
39.所述平尾上安装框111和所述平尾下安装框112各自包括大致 d字形的框架主体部111a、112a。所述框架主体部111a、112a例如由弧形框 111b、112b、直梁111c、112c以及多个加强肋111d、112d构成，所述直梁111c、 112c将所述弧形框111b、112b的两端部连接，多个所述加强肋111d、112d在所述直梁111c、112c的与弧形框111b、112b相反一侧的外部连接到一起，以形成加强肋结合部111e、112e。优选的是，使多个所述加强肋111d、112d指向位于外部的同一个中心。另外，在弧形框111b、112b的两端部与直梁111c、 112c的两端部连接的部位处形成有用于安装到飞机机身200的平尾201的安装孔111f、112f。
40.更具体来说，如图2、图3所示，所述框架主体部111a、112a 具有三个加强肋111d、112d，位于中间的一个加强肋111d、112d以垂直于直梁111c、112c的方式将弧形框111b、
112b与直梁111c、112c的中央部连接，位于两侧的两个加强肋111d、112d将弧形框111b、112b与直梁111c、112c的中央部之外的部分连接，并且三个加强肋111d、112d在所述直梁111c、112c 的与弧形框111b、112b相反一侧的外部连接到一起。三个所述加强肋111d、 112d指向位于外部的同一个中心。
41.所述加强肋结合部111e、112e在框架主体部111a、112a的外部将多个所述加强肋111d、112d连接，并且所述平尾上安装框111的加强肋结合部111e与所述平尾下安装框112的加强肋结合部112e相互连接。
42.所述平尾支撑梁120设置在所述平尾上安装框111和所述平尾下安装框112之间，并在左、右两侧通过紧固连接部123而与设置于各直梁111c、112c的安装座部111g、112g连接。
43.更具体来说，对作为垂向传载系统和航向传载系统的一部分的平尾支撑梁120进行说明。如图4所示，平尾支撑梁120具有以隔开规定间距的方式平行设置的第一支撑梁121和第二支撑梁122，在平尾支撑梁120 安装于平尾安装框110时，设置于各直梁111c、112c的安装座部111g、112g 位于平尾支撑梁120的第一支撑梁121与第二支撑梁122之间，并通过紧固连接部123将第一支撑梁121及第二支撑梁122与安装座部111g、112g 连接。
44.如图5所示,紧固连接部123由螺栓123a和螺母123b构成，将螺栓123a从第一支撑梁121和第二支撑梁122的一方侧(例如第一支撑梁121侧)以依次贯穿第一支撑梁121、安装座部111g、112g及第二支撑梁122的方式插入，并使用螺母123b在第一支撑梁121和第二支撑梁122 的另一方侧(例如第二支撑梁122侧)将螺栓123a紧固。另外，优选的是，在安装座部111g、112g与第一支撑梁121或第二支撑梁122之间，分别夹设有套筒123c。另外，更优选的是，在螺栓123a的头部与第一支撑梁121 之间，以及在螺母123b与第二支撑梁122之间，也分别夹设有垫圈123d。
45.另外，平尾支撑梁120上设置有后面描述的平尾铰链转轴机构 124，以下，参照图6和图7，对所述平尾铰链转轴机构124进行详细说明。其中，图6是表示图3所示的平尾连接结构100中的平尾铰链转轴机构124的示意连接结构的放大图，图7是表示图6所示的平尾铰链转轴机构124的内部安装结构的剖面图。
46.如图6所示，平尾铰链转轴机构124具有在平尾支撑梁120的中间部设置在第一支撑梁121与第二支撑梁122之间的铰链件124a，所述铰链件124a通过转动紧固连接部124b将第一支撑梁121及第二支撑梁122 与铰链件124a连接。
47.如图7所示，所述转动紧固连接部124b具有衬套124b1、螺栓124b2以及球轴承124b3。所述衬套124b1从第一支撑梁121侧依次穿过所述第一支撑梁121、所述铰链件124a、所述第二支撑梁122并穿出至第二支撑梁122侧。所述球轴承124b3设置在所述铰链件124a与所述衬套 124b1之间，利用所述球轴承124b3能使所述铰链件124a相对于所述第一支撑梁121及所述第二支撑梁122转动。在所述衬套124b1的、与所述球轴承124b3相对的部位处，形成有轴承注油孔124b4。所述螺栓124b2从第一支撑梁121侧插入到越过所述轴承注油孔124b4的位置，并且所述螺栓 124b2的杆部中形成注油通道124b5，所述注油通道124b5与所述轴承注油孔124b4连通，由此，润滑油能经过注油通道124b5从所述轴承注油孔124b4 注入所述球轴承124b3，以减少所述球轴承124b3转动时的摩擦阻力。
48.接着，结合图8和图9，对作为侧向传载系统的所述侧向连杆 150进行说明。
49.图8和图9示出的是图3所示的平尾侧向连杆150与飞机的平尾安装框110及平尾201的示意连接结构，其中，图8是放大图，图9是内部安装结构的剖面图。侧向连杆150两端为双插耳接头，图9示出的是与平尾 201连接的形式，但侧向连杆150和平尾安装框110连接的形式与和平尾201 连接的形式相同，仅连接的对象不同。
50.如图9所示，作为所述侧向传载系统的侧向连杆150在一端插设有开口端向外的u形部151，侧向连杆150的u形部151的开口端通过由螺栓152和螺母153构成的紧固结构而与安装在飞机机身200的平尾201上的安装座210连接。在u形部151的两个直立部151a、151a上分别形成有能够供螺栓152穿过的通孔151b、151b。
51.此外，如图9所示，安装在飞机的平尾201(及平尾安装框110) 上的安装座210具有从安装座210的座面211向着u形部151的开口端内伸出的插入部212，在所述安装座210的所述插入部212上也形成有贯通孔213，所述贯通孔213能够供螺栓152贯穿，并且在贯通孔213的孔壁与螺栓152之间设置有能使侧向连杆150相对于平尾201(及平尾安装框110)转动的球轴承220。另外，优选的是，在球轴承220与安装座210的座部210及插入部 212之间分别夹设有间隔件230。
52.通过将螺栓152从侧向连杆150的u形部151的一侧插入并依次穿过形成于u形部151一侧的直立部151a的通孔151b、安装座210的贯通孔213以及形成于u形部151另一侧的直立部151a的通孔151b，并且在u形部151的另一侧使用螺母153将螺栓152紧固，从而能如图8所示将侧向连杆 150以能相对于飞机的平尾201(及平尾安装框110)转动的方式安装于飞机的平尾201(及平尾安装框110)。
53.接着，对作为航向传载系统的一部分的航向连杆130进行说明。
54.所述航向连杆130从所述框架主体部111a、112a的三个所述加强肋111d、112d所指向的外部的同一个中心，向着相对于作为平尾安装框110 的所述平尾上安装框111和所述平尾下安装框112所在的面朝斜上方和斜下方延伸设置有两个(参见图10(e)),用于支撑平尾连接机构100。
55.以下，参照图10(a)至图10(e)分别对包括本实施方式的平尾连接结构100和位于机身后端部的平尾201的前接头的平尾系统的垂向传载系统、侧向传载系统以及航向传载系统的传力路线进行说明。其中，图10(a) 是在气动载荷p和侧向惯性载荷g的作用下平尾系统的整体受力分析示意图，图10(b)是放大表示在气动载荷p和侧向惯性载荷g的作用下的平尾201前接头的受力分析示意图，图10(c)是放大表示在气动载荷p和侧向惯性载荷g的作用下的平尾支撑梁120的受力分析示意图，图10(d)是表示在气动载荷p作用下的垂向传载系统的传力路径的图，图10(e)是表示在侧向惯性载荷g的作用下侧向传载系统的传力路径的示意图，图10(f)是表示在气动载荷p和侧向惯性载荷g的共同作用下的航向传载系统的传力路径的图。
56.如图10(a)所示，在飞机的飞行过程中，机身200同时承受气动载荷p和侧向惯性载荷g的作用，此时，由平尾系统承受上述载荷，并且如图所示，在上述载荷的作用下，在平尾201前接头产生支反力r1，在两个平尾支撑梁120处产生支反力r2、r2’，在两个侧向连杆150处产生支反力r3，在两个航向连杆130产生支反力r4、r4’。其中，如图10(b)所示，在平尾 201前接头产生的支反力r1可以分解为沿着垂向方向的分力r1y和沿着航向方向的分力r1x，如图10(c)所示，在平尾支撑梁120产生的支反力r2、r2’可以分解为沿着垂向方向的分
力r2y、r2y’和沿着航向方向的分力r2x、r2x’。
57.接着，对垂向传载系统的传力路径进行说明。当机身200仅受到向下的作为垂向载荷的气动力p的作用时，如图10(d)所示，在平尾201 前接头处产生与气动力p方向相反的、沿垂向方向的分力r1y，该分力r1y作为沿垂向的载荷分力直接传递至机身200，在两侧的平尾支撑梁120处产生与气动力p方向相反的、沿垂向方向的分力r2y、r2y’，该分力r2y、r2y’的方向相同并叠加作为沿垂向的载荷分力从平尾支撑梁120经由平尾连接结构100 的平尾上安装框111和平尾下安装框112传递至机身200，另外，在航向连杆130处产生的支反力r4、r4’可以分解为沿着垂向方向的分力r4y、r4y’和沿着航向方向的分力r4x、r4x’,该沿着垂向方向的分力r4y、r4y’的方向相反而发生力抵消，力抵消后的支反力r4、r4’的沿着垂向方向的分力(若分力r4y＝分力r4y’，则支反力r4、r4’的沿着垂向方向的分力为零)作为所述框平面所受到的沿垂向的载荷分力也作为沿垂向的载荷分力同样经由平尾连接结构100的平尾上安装框111和平尾下安装框112传递至机身200，由此，构成垂向传载系统的传力路径。
58.接着，对侧向传载系统的传力路径进行说明。当机身200仅受到作为侧向载荷的惯性载荷g的作用时，如图10(e)所示,在位于惯性载荷g 的方向一侧的侧向连杆150处产生成为压载荷的支反力r3，在位于惯性载荷 g的方向的相反一侧的侧向连杆150处产生作为拉载荷的支反力r3’，上述支反力r3、r3’作为沿侧向的载荷分力经由平尾连接结构100的平尾上安装框111和平尾下安装框112传递至机身200，由此，构成侧向传载系统的传力路径。
59.接着，对航向传载系统的传力路径进行说明。当机身200受到气动力p和惯性载荷g的共同作用时，在平尾201前接头处产生指向与平尾连接结构100相反一侧的航向方向的分力r1x，该分力r1x作为沿航向的载荷分力直接传递至机身200，此外，在航向连杆130处产生支反力r4、r4’，上述支反力r4、r4’可以分解为分解为沿着垂向方向的分力r4y、r4y’和沿着航向方向的分力r4x、r4x’,该沿着航向方向的分力r4x、r4x’的方向相同(发生力的叠加)并且与沿着航向方向的分力r1x相同，叠加后的支反力r4、r4’的沿着航向方向的分力作为所述框平面所受到的沿航向的载荷分力。
60.经由平尾连接结构100的平尾上安装框111和平尾下安装框 112传递至机身200。此外，平尾支撑梁120也会由于惯性载荷g的作用而产生方向彼此相反的支反力r2x、r2x’，同样也作为沿航向的载荷分力经由平尾连接结构100的平尾上安装框111和平尾下安装框112传递至机身200，由此，构成航向传载系统的传力路径。
61.所述垂向传载系统、所述航向传载系统和所述侧向传载系统这三个系统彼此独立，分别发挥作用。
62.熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。
63.例如，在本发明的实施方式中，以航向连杆130向着相对于作为平尾安装框110的所述平尾上安装框111和所述平尾下安装框112所在的面朝斜上方和斜下方延伸设置有两个为例进行了说明，但本发明不局限于此，所述航向连杆130只要从所述框平面的中心向相对于所述框平面倾斜的方向延伸设置即可，也可以仅设置一个，还可以设置三个以上。
64.另外，在本发明的实施方式及图示中，航向连杆130以平行于垂向面的方向延伸，
即向着垂向方向延伸并且向着航向方向也延伸设置，但本发明不局限于此，所述航向连杆130朝斜上方和斜下方延伸设置也包括了航向连杆130可以同时向着侧向方向延伸设置的情况，此时，航向连杆130也可以作为侧向传载系统的一部分向机身200传递框平面所受到的沿侧向的载荷分力。