本申请要求2016年1月29日提交的专利申请ep16400002.8的优先权。
本发明属于旋转机翼飞行器的领域，更具体地涉及一种借助接口框架在机身尾桁和位于旋转机翼飞行器后部处的尾锥之间的附连。
背景技术：
现有技术的许多旋转机翼飞行器包括第一接口框架和第二接口框架，该第一接口框架附连于尾锥，而该第二接框架附连于机身尾桁。这些接口框架通常由诸如铝之类的金属制成，并且这些接口框架具有管状本体和弯折连接凸缘，该管状本体围绕尾锥或者机身尾桁延伸，而该弯折连接凸缘基本上垂直于该管状本体。因此，该接口框架根据旋转机翼飞行器的后部的纵向截面而呈l形。
例如借助铆钉，该第一接口框架的管状本体附连于尾锥，而该第二接口框架的管状本体附连于机身尾桁。此外，第一和第二接口框架的弯折连接凸缘利用拉伸螺栓或类似的机械附连件而彼此附连。这样，例如在文献us5676335和cn102778887中示出的那样，尾锥和机身尾桁相连结。
此种设置通常具有其一些缺点。由不同材料制成的部件之间的接触可能会引起腐蚀问题。另外，接口框架中凸缘的存在可能使得拉伸螺栓加载有张力，且凸缘通常位于旋转机翼飞行器后部的内部处这一事实会导致检查和维修工作困难。此种设置也可能易于导致疲劳问题。
文献wo9705016描述了一种用于直升飞机的推进器，该推进器抵抗从主旋翼传递的驱动扭矩并且通过控制围绕尾桁的空气流循环来控制偏航。圆柱形尾桁从直升飞机机体的后部向外延伸。尾桁的后部部分容纳推进器机构。沿着尾桁的一个侧部设有循环控制槽。尾桁的壁部分将后部环形凸缘刚性地且同轴地安装在该后部环形凸缘的后部端部处。后部凸缘具有向内指向的辐条，以绕尾桁的中心线安装轴承轴颈。为了通过辐条，凸缘具有允许关闭件枢转的部分周向槽。
文献de202012002493描述了一种直升飞机尾翼，该直升飞机尾翼具有管状尾桁和固定后端部，该固定后端部由纤维复合材料制成，以形成尾部旋翼带护罩机翼。直升飞机尾桁具有集成到一体臂中的梁以及接纳一体腹板的鼻部段。鼻部段具有纤维材料，该纤维材料与尾部机翼部段的最终脊部形成关联单元。在鼻部段中的连接区域处设置成接纳管状尾桁。翼梁单独地制造并且在后续连结过程中通过铆接、螺接或胶合而在两侧上与连接区域相组装。
文献us2004031879描述了一种用于直升飞机的尾锥组件。为了将尾锥组件连结于直升飞机的机身，使用合适的装置将尾锥附连装配件连结于壳体。尾锥附连装配件由轻型金属材料或者具有非金属基体的复合材料形成，该材料可以与形成壳体的复合材料相同或不同。
文献us4244661描述了一种具有紧固件系统的堆叠石墨/环氧树脂结构接头。可分套筒布置在孔洞内，该可分套筒具有圆柱形本体部分、一个端部处的径向凸缘以及纵向缝隙。选择套筒的外直径和缝隙的宽度，以使得当将套筒插入在孔洞中时，该缝隙闭合。垫圈布置在凸缘和构件之间，以防止损伤孔洞附近的结构。扭矩紧固件，如螺栓和螺母结合垫圈使用。在经受相邻表面之间的振动应力和磨损的情形下，在夹紧、钻孔和扩孔之前将特氟隆涂层或涂覆有特氟隆的不锈钢垫片施加在这些表面之间。凸缘附近的结构构件包括浮凸部，该浮凸部通过锪削或者在一些情形中通过单侧垫压印而形成。
技术实现要素：
本发明目的在于提供一种旋转机翼飞行器，该旋转机翼飞行器克服或者最小化这些缺点中的至少若干缺点。为了实现这个目的，该旋转机翼飞行器包括：
机身尾桁，该机身尾桁沿着纵向轴线x纵向地延伸，且该机身尾桁具有尾桁内表面和尾桁外表面，该尾桁内表面界定该机身尾桁的内部，而该尾桁外表面与该尾桁内表面相对，
尾锥，该尾锥沿着纵向轴线x纵向地延伸，
接口框架，该接口框架还具有：
连接套，该连接套沿着纵向轴线x纵向地延伸，并且该连接套包括连接套内表面和连接套外表面，该连接套内表面界定连接套的内部，而该连接套外表面与该连接套内表面相对；该连接套外表面与尾桁内表面重叠，以使得该连接套和机身尾桁轴向地装配；该连接套和机身尾桁借助至少一个桁机械连接件直接地附连，以及
连接结构，该连接结构借助至少一个尾锥机械连接件直接地附连于尾锥，
该接口框架由此连结该机身尾桁和尾锥。
本发明的接口框架的连接套是管状本体，该管状本体沿着纵向轴线x延伸，该纵向轴线基本上平行于尾桁中该管状本体所附连于的区域。更确切地说，连接套外表面与尾桁内表面重叠，也就是说，该连接套外表面部分地延伸到尾桁内表面之上并且覆盖该尾桁内表面，这些表面彼此面向但无需直接接触。至少一个桁机械连接件设置在连接套和机身尾桁之间。
该接口框架还包括连接结构，该连接结构借助至少一个尾锥机械连接件直接地附连于尾锥，
由于该接口框架同时直接地附连于机身尾桁和尾锥，因而单个接口框架就足以连结机身尾桁和尾锥。此外，这些直接附连件还有利地避免了接口框架的弯折连接凸缘，这些弯折连接凸缘基本上垂直于机身尾桁和尾锥的表面，沿着这些弯折连接凸缘的机械连接件会经受不期望的张紧应力，而所要求的本发明接口框架最有可能经受剪切应力，在此情形下则无需预张紧程序。这可简化结构的组装和维护。
类似地，缺少弯折连接凸缘、以及机械连接件的对应剪切负载有益于减轻各部件所遭受的疲劳。此外，仅仅需要一个不具有弯折连接凸缘的接口框架这一事实使得能够显著地减轻该结构的重量。
该连接结构可包括管状区域，该管状区域沿着纵向轴线x纵向地延伸，且该管状区域具有管状区域内表面和管状区域外表面，该管状区域内表面界定管状区域的内部，而该管状区域外表面与该管状区域内表面相对；其中，该尾锥包括尾锥内表面和尾锥外表面，该尾锥内表面界定该尾锥的内部，而该尾锥外表面与该尾锥内表面相对；并且该管状区域外表面与该尾锥内表面重叠，该管状区域借助至少一个尾锥机械连接件直接地附连于该尾锥。
该实施例的管状区域是管状本体，该管状本体沿着纵向轴线x延伸，该纵向轴线基本上平行于尾锥中该管状本体所附连于的区域。更具体地说，管状区域外表面与尾锥内表面重叠，也就是说，该管状区域外表面部分地延伸到尾锥内表面之上并且覆盖该尾锥内表面，这些表面彼此面对但无需直接接触。在该实施例中，该至少一个尾锥机械连接件连结该管状区域和尾锥。
由于尾锥和接口框架中该尾锥所附连于的表面之间的平行度，因而该实施例中尾锥和接口框架之间借助管状区域的连接件有助于限制这些连接件上对于剪切负载的力。
在该实施例的示例中，至少一个尾锥机械连接件是铆钉。
机身尾桁、尾锥以及接口框架可由诸如碳纤维强化塑料之类的同一复合材料制成。
旋转机翼飞行器的这些部件由同一复合材料制成这一事实显著地改进腐蚀性能，这不同于一些现有技术公开，其中，金属接口框架连结由复合材料制成的尾锥和机身尾桁。此外，该实施例有助于该旋转机翼飞行器的重量减轻。通过设置弯折连接凸缘所实现的疲劳减小允许用复合材料来代替金属。
该至少一个桁机械连接件可包括：
锚定螺母，该锚定螺母附连于连接套内表面，以及
螺栓，该螺栓伸过、即行进穿过连接套和机身尾桁并且由锚定螺母锁定，由此附连该机身尾桁和连接套。
可在机身尾桁和接口框架的轴向装配之前，将锚定螺母预先安装在连接套内表面上。因此，该锚定螺母位于连接套的内部处，并且在轴向装配之后位于机身尾桁的内部处。然后，螺栓可从尾桁的外部固定于该锚定螺母，这会简化并且缩短组装过程。
该锚定螺母可借助锚定螺母环附连于连接套内表面。
该至少一个桁机械连接件可进一步包括：
桁衬套，该桁衬套衬在机身尾桁中钻出的桁通孔内，
框架衬套，该框架衬套衬在连接套中钻出的框架通孔内，
该框架衬套具有与桁衬套相同的内部衬套直径和相同的衬套轴线，由此形成螺栓通道，螺栓贯穿该螺栓通道来伸过该连接套和机身尾桁。
框架衬套和桁衬套分别衬在框架通孔和桁通孔内并且界定该框架通孔和桁通孔，从而产生具有合适内直径的通道，该通道有助于引导螺栓穿过机身尾桁并且穿过连接套，用于使得该螺栓锁定在锚定螺母中。
框架衬套和桁衬套可分别借助粘合剂粘结于连接套和机身尾桁。
框架衬套可设有框架凸缘，该框架凸缘延伸到连接套外表面之上。类似地，桁套筒可设有桁凸缘，该桁凸缘延伸到尾桁内表面之上。两个凸缘的任一个或者这两个凸缘的组合允许尾桁内表面和连接套外表面之间产生分隔部，称为周向间隙。
该周向间隙易于机身尾桁和连接套的轴向装配，即两个部件之间的空间允许这两个部件相对于彼此正确地定位。该周向间隙的较佳数值是0.5mm。
框架凸缘和桁凸缘可分别借助粘合剂粘结于连接套外表面和尾桁内表面。
作为具有框架凸缘和/或具有桁凸缘的方案的替代，连接套可包括两个鼠洞，这两个鼠洞相对于该连接套的纵向对称平面是彼此对称的，且这两个鼠洞的每个均在连接套周界中产生折曲部，以使得该连接套内表面沿着连接套周界的由两个鼠洞所界定的第一区域与该尾桁外表面重叠，并且使得连接套外表面沿着该连接套周界的第二区域与该尾桁内表面重叠，该第二区域由两个鼠洞界定并且与该周界的第一区域互补。
每个折曲部暗指沿着连接套周界具有台阶部，也就是说，在从连接套周界至纵向轴线x的距离上发生突变。由于折曲部产生于周界中鼠洞所在的位置处，因而这两个特征的组合使得表面能进行如前文段落中所描述的交替重叠，这致使接口框架和机身尾桁进行简单地轴向装配。
为了使得此种装配更为容易，凹槽可设置在尾桁外表面上，连接套沿着连接套周界的第一区域装配在该凹槽中。
本发明的又一方面在于一种用于组装根据上述段落所描述的旋转机翼飞行器的机身尾桁和尾锥的方法，该方法包括如下步骤：
(i)提供接口框架，该接口框架包括连接结构和连接套，该连接套沿着纵向轴线x纵向地延伸；该连接套包括连接套内表面和连接套外表面，该连接套内表面界定该接口框架的内部，而该连接套外表面与该连接套内表面相对；
(ii)使得该接口框架设有至少一个桁机械连接件；
(iii)借助至少一个尾锥机械连接件将该连接结构直接地附连于尾锥；
(iv)使得该连接套外表面与尾桁内表面重叠，由此轴向地装配该连接套和机身尾桁；
(v)固定该至少一个桁机械连接件，以使得该机身尾桁和连接套直接地附连。
上文详述的旋转机翼飞行器的优点扩展至该方法。除此以外，该方法仅仅需要单个框架来附连机身尾桁和尾锥这一事实有助于缩短总体组装过程的时间以及降低该总体组装过程的成本。
上文详述的旋转机翼飞行器的特定示例对于本方法同样有效。具体地说，本发明的至少一个桁机械连接件可包括：
锚定螺母，该锚定螺母附连于连接套内表面，以及
螺栓，该螺栓伸过连接套和机身尾桁并且由锚定螺母锁定，由此附连该机身尾桁和连接套。
在步骤(ii)中提供附连于连接套内表面的锚定螺母也有助于该过程的优化，可在无需触及机身尾桁和接口框架的内部的情形下执行步骤(v)，也就是说，可从该旋转机翼飞行器的外部固定该至少一个桁机械连接件。
该至少一个桁机械连接件可进一步包括：
桁衬套，该桁衬套衬在机身尾桁中钻出的桁通孔内，
框架衬套，该框架衬套衬在接口框架中钻出的框架通孔内，
该框架衬套具有与桁衬套相同的内部衬套直径和相同的衬套轴线，由此形成螺栓通道，螺栓贯穿该螺栓通道来伸过该连接套和机身尾桁，
其中，框架衬套设有框架凸缘，该框架凸缘延伸到连接套外表面之上，和/或桁衬套设有桁凸缘，该桁凸缘延伸到尾桁内表面之上，以使得周向间隙限定在尾桁内表面和连接套外表面之间，
该周向间隙允许步骤(iv)的轴向装配。
作为提供桁衬套和/或框架衬套的替代，本发明中使用的连接套可包括两个鼠洞，这两个鼠洞相对于该连接套的纵向对称平面是彼此对称的，且这两个鼠洞的每个均在连接套周界中产生折曲部，以使得在步骤(iv)中，该连接套内表面沿着连接套周界的由两个鼠洞所界定的第一区域与该尾桁外表面重叠，并且使得连接套外表面沿着连接套周界的第二区域与该尾桁内表面重叠，该第二区域由两个鼠洞界定并且与该连接套周界的第一区域互补。
如上所述，连接套周界的折曲部允许这样一种设置，根据该设置，通过连接套内表面沿着连接套周界的第一区域面向尾桁外表面并且该连接套外表面沿着连接套周界的第二区域面向尾桁内表面这一事实来便于接口框架和机身尾桁的轴向装配。
附图说明
根据下文参照附图对仅仅借助说明性且非限制示例给出的优选实施例的详细描述，本发明的这些和其它特征以及优点将变得显而易见，附图中：
图1示出旋转机翼飞行器的后部的立体图，其中，尾锥和机身尾桁由接口框架连结。
图2示出附连于包括鼠洞的接口框架的尾锥立体图和在轴向地装配在接口框架的连接套中之前的机身尾桁的立体图。
图3说明在机身尾桁和连接套轴向地装配之后的图2所示实施例。
图4详细地示出连接套周界中、由鼠洞限定的折曲部。
图5示出旋转机翼飞行器的后部的纵向截面，其中，该接口框架的连接套直接地附连于机身尾桁并且该连接套的管状区域直接地附连于尾锥。
图6详细地说明用在图5所示实施例中的桁机械连接件。
具体实施方式
图1示出旋转机翼飞行器a的后部，其中，机身尾桁2借助接口框架3连结于尾锥1，该接口框架同时直接地附连于机身尾桁2和尾锥1。尾锥1、接口框架3的连接套3.1以及机身尾桁2沿着纵向轴线x纵向地延伸。在图1的实施例中，接口框架3的一部分可从旋转机翼飞行器a的外部观察到，且提供两个鼠洞9(在附图中隐藏其中一个鼠洞)，以使得能够改变机身尾桁2和连接套3.1的重叠、也就是彼此面向的表面。
沿着连接套周界的由鼠洞9所界定的第一区域3.1.1，连接套内表面3.1.3与尾桁外表面2.2重叠。因此，可从该旋转机翼飞行器的外部观察到连接套外表面3.1.4。
沿着连接套周界的与第一区域3.1.1互补的第二区域3.1.2，连接套外表面3.1.4与尾桁内表面2.1重叠。因此，如附图中旋转机翼飞行器a的底部处所示，可从该旋转机翼飞行器a的外部观察到尾桁外表面2.2。
直接地附连于尾锥1的连接结构3.2在附图1中由尾锥1自身隐藏。
在图2中更详细地示出包括两个鼠洞9的实施例，其中，机身尾桁2并不附连于连接套3.1。
出于说明起见，仅仅部分地示出尾锥1。因此，尽管连接结构3.2由尾锥1覆盖并且附连于该尾锥，但在图2中仍可以观察到连接结构3.2，且该连接结构由虚线与连接套3.1隔开。当然，图5中示出的连接结构3.2的特征也可应用于本实施例，作为示例，在图2中也示出图5的管状区域外表面3.2.1.2。
鼠洞9沿着连接套周界限定两个互补区域，即第一区域3.1.1和第二区域3.1.2，该第一区域参照图2所示位于鼠洞9下方，而该第二区域位于鼠洞9上方。
如图3所示，凹槽12限定在尾桁外表面2.2的区域中，该区域接纳连接套内表面3.1.3。
在该附图中，机身尾桁2和连接套轴向地装配，且该机身尾桁和连接套借助图中未示出的桁机械连接件6相固定。如图4和5中所示那些桁机械连接件那样的桁机械连接件6是可应用于本实施例的示例，但该桁机械连接件并不具有框架凸缘4.1和桁凸缘5.1。
图3的参照与图1和2的参照相对应。具体地说，沿着连接套周界的第二区域3.1.2，可在接口框架3的内部观察到连接套内表面3.1.3。与该第二区域3.1.2对应的连接套外表面3.1.4由机身尾桁2隐藏并且与尾桁内表面2.1重叠，这可更佳地在图2中认识到。
接着，沿着连接套周界的第一区域3.1.1，可从旋转机翼飞行器a的外部观察到连接套外表面3.1.4。连接套内表面3.1.3与尾桁外表面2.2、尤其是凹槽12重叠，这可更佳地在图2中认识到。
图4更详细地示出图1、2和3所示实施例的鼠洞9。可观察到的是，折曲部(joggle)14设置在连接套周界的第一区域3.1.1和第二区域3.1.2之间，以允许重叠表面的上述改变。
在图5所示的实施例中，示出接口框架3的纵向截面以及尾锥1和机身尾桁2的一部分的纵向截面。接口框架3包括连接套3.1和连接结构3.2，该连接结构又包括管状区域3.2.1。管状区域3.2.1和连接套3.1沿着纵向轴线x纵向地延伸。
管状区域3.2.1包括管状区域内表面3.2.1.1和管状区域外表面3.2.1.2，该管状区域内表面界定管状区域3.2.1的内部，而该管状区域外表面与该管状区域内表面3.2.1.1相对。类似地，尾锥1包括尾锥内表面1.1和尾锥外表面1.2，该尾锥内表面界定尾锥1的内部，而该尾锥外表面与尾锥内表面1.1相对。尾锥内表面1.1与管状区域外表面3.2.1.2重叠，也就是说，两个表面部分地面向、延伸到彼此之上以及彼此覆盖。管状区域3.2.1，且由此接口框架3借助铆钉13直接地附连于尾锥1。
例如已针对前述实施例所描述的那样，连接套3.1限定连接套内表面3.1.3和连接套外表面3.1.4，该连接套内表面界定连接套3.1的内部，而该连接套外表面与该连接套内表面3.1.3相对。在该实施例中，连接套3.1和机身尾桁2之间的重叠仅发生在连接套外表面3.1.4和尾桁内表面2.1之间。因此，在本实施例中，从该旋转机翼飞行器的外部无法观察到连接套内表面3.1.3相当一部分。
在图6中完全地示出该实施例的桁机械连接件6。锚定螺母10附连于连接套内表面3.1.3。这可在连接套3.1和机身尾桁2的轴向装配之前进行，由此允许利用螺栓8来容易地固定机身尾桁2和连接套3.1，而无需进入机身尾桁3的内部，也就是说无需从旋转机翼飞行器a的外部进入该机身尾桁的内部。锚定螺母环15设置在锚定螺母10和连接套内表面3.1.3之间。
螺栓8伸过(即，跨过/穿过)连接套3.1和机身尾桁2并且由锚定螺母10锁定，由此附连该机身尾桁2和连接套3.1。
该实施例的桁机械连接件6还包括桁衬套5和框架衬套4，该桁衬套5衬在机身尾桁2中钻出的桁通孔内，而该框架衬套4衬在接口框架3中钻出的框架通孔内。该框架衬套4具有与桁衬套5相同的内部衬套直径d和相同的衬套轴线y，由此形成螺栓通道，螺栓8贯穿该螺栓通道来伸过该连接套3.1和机身尾桁2。
类似地，框架衬套4设有框架凸缘4.1，该框架凸缘延伸到连接套外表面3.1.4之上，且尾桁衬套5设有桁凸缘5.1，该桁凸缘延伸到尾桁内表面2.1之上。如图5和6所示，框架凸缘4.1和桁凸缘5.1起到用于彼此止挡件的作用，于是，连接套外表面3.1.4与尾桁内表面2.1隔开周向间隙11。仅仅利用框架凸缘4.1和桁凸缘5.1之一就可实现相同的效果，在该情形中，框架凸缘4.1将用作尾桁内表面2.1的止挡件或者桁凸缘5.1将用作连接套外表面3.1.4的止挡件。
垫圈16定位在螺栓8的头部和尾桁外表面2.2之间，以防止该头部和尾桁外表面彼此直接地接触。
包括桁凸缘5.1的桁衬套5和包括框架凸缘4.1的框架衬套4分别借助粘合剂17粘结于机身尾桁2和连接套3.1。
附图标记
a旋翼机翼飞行器
1.尾锥
1.1.尾锥内表面
1.2.尾锥外表面
2.机身尾桁
2.1.机身尾桁内表面
2.2.机身尾桁外表面
3.接口框架
3.1.连接套
3.1.1.第一区域
3.1.2.第二区域
3.1.3.连接套内表面
3.1.4.连接套外表面
3.2.连接结构
3.2.1.管状区域
3.2.1.1.管状区域内表面
3.2.1.2.管状区域外表面
4.框架衬套
4.1.框架凸缘
5.桁衬套
5.1.桁凸缘
6.桁机械连接件
8.螺栓
10.锚定螺母
11.周向间隙
12.凹槽
13.铆钉
14.折曲部
15.锚定螺母环
16.垫圈
17.粘合剂
x.纵向轴线
y.衬套轴线
d.衬套直径