一种用于飞机扩大发射线圈包络面积的尾椎的制作方法

本发明属于飞机结构设计技术，涉及一种用于飞机扩大发射线圈包络面积的尾椎。

背景技术：

时间域航空电磁测量法是一种高效、高精度的航空地球物理探测方法，已经在国外航空地球物理探测领域应用多年，但该领域对中国一直实行技术封锁。为打破国外对我国技术上的封锁，更加高效地进行地球物理探测，需以运12f短途支线飞机为载机进行时间域航空电磁测量系统平台研制相关的飞机改装结构设计。

在飞机尾部加装细长比较大的锥体结构支撑结构，在国内极为罕见，设计和制造难度很大，风险较高。且飞机外挂设备大多重量较重，载荷较大，而复合材料多用于非承力结构件，所以国内飞机外挂支架多为金属铆接组合结构。但金属铆接组合结构却拥有重量大，利用效率低，结构形式复杂，零件成形难、数量多，装配工艺性差，制造周期长，成本高的弊端。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题：在保证结构强度和刚度要求的前提下，解决了大载荷作用下长悬臂结构件的设计难点，降低了结构重量，简化结构形式，零件数量少，改善装配工艺效率，制造方法简单且周期短，成本大大降低。

本发明的技术方案：一种用于飞机扩大发射线圈包络面积的尾椎，所述的尾椎包括筒状的锥体结构、撑杆组件和斜拉钢索，所述的锥体结构固定在机身上，所述的撑杆组件安装在锥体结构上，并向锥体结构两侧延伸，斜拉钢索连接撑杆组件和锥体结构的端部。

优选地，所述的锥体结构包括前段尾筒和后段尾筒，前段尾筒和后段尾筒通过连接带板铆接在一起。

优选地，所述的锥体结构固定在飞机机身承力框上。

优选地，在锥体结构的尾部设置有接线板组件，所述的斜拉钢索连接在接线板组件上，接线板组件上覆盖有尾罩。

优选地，所述的锥体结构为复合材料，将0度铺层占铺层总数的三分之二，45度铺层占铺层总数的三分之一，所述0度方向与飞机航向一致。

优选地，所述的撑杆组件与锥体结构通过万向节铰接。

优选地，在撑杆组件的端部设置有线圈夹，所述的线圈夹两部分组成通孔，所述斜拉钢索位于通孔内。

优选地，在锥体结构的圆锥面上开有连通内部的开口，所述开口上覆盖有维护口盖。

通过本发明的尾椎结构，功能上实现了发射线圈在机体结构上的安装，扩大了发射线圈的包络面积，提高了探测效率。在保证强度和刚度的要求下，降低了结构重量，改善了装配工艺性，缩短加工周期，降低了成本，与机体连接采用螺栓连接形式，可实现尾椎的快速安装、维护和拆卸。

附图说明

图1为尾椎长度对包络面积影响。

图2为尾椎在飞机位置示意图。

图3为尾椎结构示意图。

图4为锥体结构支撑结构示意图。

图5为尾罩示意图。

图6为维护口盖示意图。

图7为撑杆组件示意图。

图8为接线板组件示意图。

图9为拉脱接头示意图。

图10为线圈夹示意图。

其中，前段尾筒1，后段尾筒2，连接带板3，维护口盖4，尾罩5，撑杆组件6，接线板组件7，拉脱接头8，接头9，斜拉钢索10，线圈夹11。

具体实施方式

本发明为一种飞机扩大发射线圈包络面积的尾椎，包括前段尾筒1，后段尾筒2，连接带板3，维护口盖4，尾罩5，撑杆组件6，接线板组件7，拉脱接头8，接头9，斜拉钢索10，线圈夹11。前段尾筒1和后段尾筒2通过连接带板3铆接在一起。后段尾筒2的中部开口处螺接维护口盖4，尾部开口处螺接尾罩5。前段尾筒1的左右两侧各与一个撑杆组件6螺接在一起。撑杆组件6的端部与线圈夹11螺接在一起。接线板组件7铆接在后段尾筒2的尾端。拉脱接头8与接线板组件7螺接在一起。接线板组件7与撑杆组件6之间连接斜拉钢索10。

为减小重量，降低工艺难度和制造成本，前段尾筒1和后段尾筒2为复合材料结构，通过合理地设计复合材料铺层，使其满足强度和刚度要求。

前段尾筒1和后段尾筒2通过连接带板3的铆接形成了尾椎的锥体结构支撑结构。为改善装配工艺性和方便后期维护，在后段尾筒2中部和尾部设置维护口盖4和尾罩5，维护口盖4、尾罩5与后段尾筒2通过螺栓连接在一起。仅仅依靠长锥体结构支撑结构无法满足发射线圈包络面积大的要求，因此在锥体结构支撑结构中部的左右两侧各螺接一个撑杆组件6。撑杆组件6为三个转接接头组成的万向结构，可以有效降低锥体结构支撑结构的结构刚度和强度要求，实现了增加发射线圈包络面积并躲开了水平尾翼的功能。撑杆组件6的端部螺接线圈夹11，绝缘材料的线圈夹11可以对发射线圈进行支撑和导向。锥体结构支撑结构的尾端铆接接线板组件7，发射线圈通过接线板组件7的接线柱实现线路的连接，通过拉脱接头8实现发射线圈与接线板组件7间的固定。在接线板组7件与撑杆组件6之间增加斜拉钢索10以提高发射线圈的稳定性。为满足尾椎的可拆卸性要求，尾椎与机身之间为螺接。

实施例：

目前，该尾椎已经应用于kt52型机上。参见附图1-10所示，该尾椎由前段尾筒1，后段尾筒2，连接带板3，维护口盖4，尾罩5，撑杆组件6，接线板组件7，拉脱接头8，接头9，斜拉钢索10，线圈夹11组成。

为减小重量，降低工艺难度和制造成本，前段尾筒1和后段尾筒2为复合材料结构，通过合理地设计复合材料铺层，使其满足强度和刚度要求。前段尾筒1和后段尾筒2为复合材料层压板的结构形式。在铺层设计中，并根据尾筒的承载情况，将0度铺层作为主要铺层方向，约占铺层总数的三分之二，辅助45度铺层，约占铺层总数的三分之一，发挥了复合材料结构件的结构优势。

前段尾筒1和后段尾筒2通过连接带板3的铆接形成了尾椎的锥体结构支撑结构。为改善装配工艺性和方便后期维护，在后段尾筒2中部和尾部设置维护口盖4和尾罩5，维护口盖4、尾罩5与后段尾筒2通过螺栓连接在一起。仅仅依靠长锥体结构支撑结构无法满足发射线圈包络面积大的要求，因此在锥体结构支撑结构中部的左右两侧螺接二个撑杆组件6。撑杆组件为三个转接接头组成的万向结构，可以有效降低锥体结构支撑结构的结构刚度和强度要求，实现了增加发射线圈包络面积并躲开了水平尾翼的功能。撑杆组件6的端部螺接绝缘材料的线圈夹11，可对发射线圈进行支撑和导向。锥体结构支撑结构的尾端铆接接线板组件7，发射线圈通过接线板组件7实现线路的连接，通过拉脱接头8实现发射线圈与接线板组件7间的固定。在接线板组7件与撑杆组件6之间增加斜拉钢索10以提高发射线圈的稳定性。为满足尾椎的可拆卸性要求，尾椎与机身之间为螺接。

本发明中的尾椎结构，实现了发射线圈在机体结构上的安装，扩大了发射线圈的包络面积，提高了航磁探测效率。保证强度和刚度要求的情况下，降低了结构重量，改善了装配工艺性，缩短加工周期，降低了成本，与机体连接采用螺栓连接形式，可实现尾椎的快速安装、维护和拆卸。