一种飞机后缘支架与蒙皮的连接结构的制作方法

本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种飞机后缘支架与蒙皮的连接结构。

背景技术：

为减轻飞机结构重量，降低飞机结构中关键部位的应力数值，现有大中型飞机后缘支架与蒙皮的连接普遍采用l型支架尾部直接与蒙皮进行连接。然而飞机后缘支架除了需承受局部蒙皮气动载荷和机体变形引起的载荷，还需要承受面外载荷引起的偏心力矩，偏心力矩极易使得后缘支架由于强度不足而破坏，而且由于后缘支架与蒙皮之间需要进行多处连接，将尾部为l型的后缘支架与蒙皮连接不能保证没处的连接均在合理误差范围之内，这就增大了装配难度、降低了后缘支架装配的互换性。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种飞机后缘支架与蒙皮的连接结构，用于降低后缘支架的应力、减轻飞机的重量、降低连接结构的生产成本、降低装配难度，保证结构互换性。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机后缘支架与蒙皮的连接结构，其包括后缘支架、蒙皮和连接件，所述连接件具有第一连接面和第二连接面，第一连接面与第二连接面成预定角度，第一连接面与后缘支架固定，第二连接面与蒙皮固定。

本发明优选实施方案的是，所述预定角度的范围为60度至120度。

本发明优选实施方案的是，第一连接面与后缘支架的固定方式和第二连接面与蒙皮的固定方式相同。

本发明优选实施方案的是，第一连接面与后缘支架通过铆钉连接。

本发明优选实施方案的是，第一连接面与后缘支架通过螺栓连接。

本发明优选实施方案的是，第一连接面与后缘支架之间设有过度件，和/或第二连接面与蒙皮之间设有过度件。

本发明优选实施方案的是，所述连接件为金属材料制成。

本发明优选实施方案的是，所述连接件为铝或铝合金材料制成。

本发明的飞机后缘支架与蒙皮连接结构具有如下优点和积极效果：

1)通过将整体的后缘支架及其尾部分离，有效降低蒙皮及后缘支架的结构应力，减轻了结构重量；

2)减小了整体后缘支架的毛坯尺寸，降低了生产成本；

3)l型的连接件具有较大的补偿量，互换性良好、通用性好；

4)占用装配空间小，合理利用了装配空间，降低装配难度，保证了后缘蒙皮结构的载荷传递。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明一实施例的飞机后缘支架与蒙皮连接结构连接示意图。

图2为本发明一实施例的飞机后缘支架与蒙皮连接结构立体图。

图3为本发明一实施例的仿真结果图。

附图标记：

1-后缘支架，2-蒙皮，3-连接件，31-第一连接面，32-第二连接面。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

如图1所示为本发明的飞机后缘支架与蒙皮连接结构连接示意图，后缘支架1与蒙皮2之间具有多处连接，本发明的飞机后缘支架与蒙皮连接结构包括后缘支架1、蒙皮2和连接件3，连接件3具有第一连接面31和第二连接面32，第一连接面31与第二连接面32成预定角度，第一连接面31与后缘支架1固定，第二连接面32与蒙皮2固定。

在本发明中，预定角度的范围为60度至120度。如图2所述为飞机后缘支架与蒙皮连接结构立体图，由于后缘支架1与蒙皮2之间具有多处连接，因此后缘支架1与蒙皮2之间的角度一般存在的一定误差，而本发明中将第一连接面31与第二连接面32之间的角度设计成一个可选的范围值，在后缘支架1与蒙皮2之间的角度选择适当角度的连接件3即可将两者连接，减少了连接的复杂性、增加了互换性。

在本发明一优选方案中，第一连接面31与后缘支架1的固定方式和第二连接面32与蒙皮2的固定方式相同。例如，第一连接面31与后缘支架1通过铆钉连接，亦或者第一连接面31与后缘支架1通过螺栓连接。

在本发明一优选方案中，第一连接面31与后缘支架1之间还可设有过度件，和/或第二连接面32与蒙皮2之间设有过度件。过度件不仅可以补偿后缘支架1与蒙皮2之间的误差，在蒙皮2承受气动载荷时，过度件还可以减缓力的压力或拉力。

在本发明一优选方案中，连接件3为金属材料制成以提供足够的强度，但优选的连接件3的强度不应超过后缘支架1和蒙皮2的强度，如蒙皮2承受向外拉的载荷时，当载荷足够大优先破环连接件3而非后缘支架1和蒙皮2，采取的措施可以为：将连接件3设计成较薄的结构以降低强度。本实施例中，连接件3为铝或铝合金材料制成，既能提供一定的强度，又不会增加太多的重量。

以某型飞机后缘支架1支撑的蒙皮2承受气动分布载荷f，蒙皮2上均匀分布力f通过后缘支架1进行应力扩散，并将气动剪力及剪力引起的偏心弯矩均与传递至后缘支架1上，后缘支架的载荷最终传递致机翼后梁上。以图2所示的飞机后缘支架与蒙皮连接结构及如下具体参数为例，后缘支架1的厚度为t＝2mm，施加于蒙皮2上的气动分布载荷，通过有限元分析，得到后缘支架1的应力水平，见图3。

从图3中可知：后缘支架1的最高应力水平若没有连接件3，后缘支架1的最高应力数值最高应力数值降低14.6％，

由于原后缘支架尾部与蒙皮连接，因此原后缘支架在毛坯时需要预留连接尾部，加工后依旧重达210g，而本发明中的连接件则仅重190g，本发明较现有技术轻了9.5％左右。

此外，原后缘支架在装配时需要专门工具，而本发明通过设计l型的连接件3，装配补偿量大，普通工具即实现装配要求，装配难度降低，大大减少工人装配工时，工时数降低26％。

综上，本发明的飞机后缘支架与蒙皮连接结构具有如下优点和积极效果：

1)通过将整体的后缘支架及其尾部分离，有效降低蒙皮2及后缘支架1的结构应力，减轻了结构重量；

2)减小了整体后缘支架的毛坯尺寸，降低了生产成本；

3)l型的连接件具有较大的补偿量，互换性良好、通用性好；

4)占用装配空间小，合理利用了装配空间，降低装配难度，保证了后缘蒙皮结构的载荷传递。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。