CN102849218A

CN102849218A - 一种飞机辅助动力装置安装梁

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Publication number: CN102849218A
Application number: CN2012103220061A
Authority: CN
Inventors: 李芳�; 何明松; 付友波; 李鑫华
Original assignee: Xian Aircraft Industry Group Co Ltd
Current assignee: Xian Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date: 2012-09-04
Filing date: 2012-09-04
Publication date: 2013-01-02

Abstract

一种飞机辅助动力装置安装梁，该飞机辅助动力装置安装梁位于飞机水平基准线以上，其外侧表面为与飞机机身蒙皮相吻合的弧面。两根对称分布的纵梁和两根横梁组成框架结构；纵梁上铆接有两组角形的连接板；纵梁的长度满足被吊装的辅助动力装置所处舱段处三个加强框之间的长度。纵梁的两端分别固定有连接接头，纵梁的下表面均固定有多个连接角片。对称布置有两个辅助动力装置吊耳接头，横梁上有吊耳接头。本发明中，安装梁平面距飞机水平基准线930㎜，易于辅助动力装置的安装，保证了载荷的传递及飞机的平衡性，能够满足辅助动力装置的功能需要，同时满足了飞机的强度、刚度和可靠性等技术指标的要求，具有结构布局合理，连接可靠的特点。

Description

一种飞机辅助动力装置安装梁

技术领域

本发明涉及飞机结构设计领域，具体是一种飞机辅助动力装置安装梁。

背景技术

辅助动力装置（APU）的实质是一台燃气涡轮发动机。在现代飞机设计中，现代化的大、中型客机上，辅助动力装置是保证发动机空中停车后再启动的主要装备，它直接影响飞机的飞行安全。现代飞机设计时，将辅助动力装置放置在哪里，要综合考虑其燃气出口不能对机身和周围***造成危害，对温度敏感的***应远离辅助动力装置舱，其自身和它的进排气口均应远离客舱和座舱以减少噪声等诸多因素，一般将辅助动力装置安装在飞机的尾部。

从安全和声学角度出发，现代大多数飞机设计时将辅助动力装置安装在机身尾段内。目前许多飞机根据其辅助动力装置自身的连接要求，多采用壁挂式结构安装，在机体承力安装面上设计连接构件与辅助动力装置相连接，此种连接形式对结构的稳定性有一定的影响。某型机研制时为满足辅助动力装置***的安装要求，根据辅助动力装置挂点的分布情况，设计一种结构合理、安全可靠的吊挂式安装梁非常必要，且应保证载荷的传递及飞机的平衡性。

发明内容

为克服现有技术中存在的对飞机结构的稳定性有影响的不足，本发明提出了一种飞机辅助动力装置安装梁。

所述飞机辅助动力装置安装梁位于飞机水平基准线以上，该飞机辅助动力装置安装梁上表面为水平面，并且该飞机辅助动力装置安装梁上表面距所述飞机水平基准线930㎜；所述飞机辅助动力装置安装梁的外侧表面有弧度，该弧度与飞机机身蒙皮的弧度相吻合；

所述飞机辅助动力装置安装梁包括2根纵梁、2根横梁、连接角片、连接板、第一连接接头、第二连接接头、吊耳接头和T形板，其中，两根对称分布的纵梁和两根横梁组成框架结构；纵梁上铆接有两组角形的连接板；纵梁的长度满足被吊装的辅助动力装置所处舱段处三个加强框之间的长度；

在所述纵梁的一端分别固定有第一连接接头，在所述纵梁的另一端分别固定有第二连接接头；在2根纵梁的下表面均固定有多个T形板；

在连接板上有多个连接角片；各连接角片中的一个连接面分别固定在纵梁的上表面，各连接角片中的另一个连接面分别固定在机身隔框的侧表面上；

在各纵梁的下表面固定有一对吊耳接头，并且位于各纵梁上的吊耳接头相互对称；在各横梁的下表面亦分别固定有一个吊耳接头；通过所述吊耳接头将辅助动力装置吊装在辅助动力装置安装梁上；

拉杆的一端与吊耳接头铰接，拉杆的另一端与辅助动力装置的挂件铰接；纵梁与横梁上的6个吊耳接头通过拉杆形成了机身左侧连接支承点、机身右侧连接支承点和后连接支承点。

所述机身左侧连接支承点是由与位于机身左侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆组合而成；所述机身右侧连接支承点是由位于机身右侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆与位于前横梁上的吊耳接头铰接的拉杆组合而成；所述后连接支承点是由与后横梁上的吊耳接头形成。

纵梁为槽形件；在纵梁的槽内分布有多个加强板；所述加强板的数量与被吊装的辅助动力装置所处舱段内飞机机身隔框的数量相同。

所述每组连接板均包括上连接板和下连接板，并且各连接板弯折的角度与飞机机身蒙皮的弧度吻合；所述各上连接板和下连接板的长度与纵梁的长度相同；组合时，将各上连接板和下连接板的水平板沿所述纵梁的长度方向分别固定在该纵梁的上表面和下表面；纵梁的槽底面位于纵梁的内侧，使2个纵梁的槽底面相对应。

所述第一连接接头和第二连接接头均为盒形件，在第一连接接头和第二连接接头的端面有端板，该端板上分布有连接孔。

所述各T形板的水平板分别固定在所述纵梁的下表面，所述各T形板的垂直板分别固定在机身隔框的侧表面上。

本发明涉及飞机结构设计领域，具体是一种既满足强度、刚度要求，又满足辅助动力装置安装使用的安装梁。

本发明的飞机辅助动力装置安装梁，由两根左、右对称的纵梁和两根横梁组成的“井”字形框架结构，是某型机机身尾段的主要纵向受力构件之一。纵梁是由槽形件、两个连接板铆接而成的组合梁，横梁则选用“工”字型材制成。为了提高安装梁的整体刚度，在纵梁内部与中间隔框连接处布置有加强板，同时对蒙皮起支承作用。为了便于纵梁与周边普通隔框的连接，连接板上加装了连接角片和T形板，保证了传力路线的直接、连续。

每根纵梁上分别对称布置有两个辅助动力装置吊耳接头，每根横梁上则布置一个吊耳接头。这种结构不仅能满足辅助动力装置的安装位置需求，而且其结构的整体稳定性比较好。横梁除了作为辅助动力装置吊挂点支持外，还起着将两根纵梁连接成为一个平面框架的作用。使用时，辅助动力装置安装梁沿飞机机身纵向通过2个连接接头用螺栓与机体加强框相连，侧面通过紧固件与机身蒙皮固定，主要承担和传递辅助动力装置本体结构的集中惯性力及整个尾部的气动载荷，同时对尾段的开口起加强作用。安装辅助动力装置时，利用液压装置安装平台将其推装至辅助动力装置舱内，安装梁上的吊耳接头通过拉杆形成支承点与辅助动力装置***相连。

本发明采取的技术方案中，安装梁平面距飞机水平基准线930㎜，易于辅助动力装置的安装，保证了载荷的传递及飞机的平衡性，能够满足辅助动力装置的功能需要，同时满足了飞机的强度、刚度和可靠性等技术指标的要求，具有结构布局合理，连接可靠的特点。

附图说明

图1是辅助动力装置安装梁的结构示意图；

图2是纵梁与隔框的连接示意图；

图3是辅助动力装置安装梁的吊耳接头分布示意图；

图4是辅助动力装置安装梁的吊挂承力点分布示意图；

图5是辅助动力装置安装梁在飞机机身纵向位置的仰视图；

图6是辅助动力装置安装梁在飞机机身横切面的位置示意图。其中：

1.第一连接接头 2.纵梁 3.连接角片 4.连接件 5.横梁

6.第二连接接头 7.加强板 8.连接板 9.T形板 10.飞机水平基准线

11.吊耳接头 12.拉杆 13.挂件 14.蒙皮 15.隔框

16.加强框

具体实施方式

本实施例是一种某型机的辅助动力装置安装梁。

如附图1～图6所示，所述飞机辅助动力装置安装梁包括纵梁2、横梁5、连接角片3、连接板8、第一连接接头1、第二连接接头6、吊耳接头11和T形板9，是某型机机身尾段的主要纵向受力构件。其中，两根对称分布的纵梁2和两根横梁5组成的“井”字形框架结构。所述飞机辅助动力装置安装梁的位于飞机水平基准线10上方，该飞机辅助动力装置安装梁上表面为水平面，并且该飞机辅助动力装置安装梁上表面距所述飞机水平基准线930㎜。所述飞机辅助动力装置安装梁的外侧表面有弧度，该弧度与飞机机身蒙皮的弧度相吻合。

纵梁2是2根用LY12-CZ-XC311-58型材制的槽形件，该纵梁2上铆接有两组用LY12-M-δ2板材弯折为角形的连接板8。所述每组连接板8均包括上连接板和下连接板，并且各连接板弯折的角度与飞机机身蒙皮的弧度吻合。所述各上连接板和下连接板的长度与纵梁2的长度相同。组合时，将各上连接板和下连接板的水平板沿所述纵梁2的长度方向分别固定在该纵梁2的上表面和下表面；纵梁2的槽底面位于纵梁2的内侧，使2个纵梁的槽底面相对应。纵梁的长度满足被吊装的辅助动力装置所处舱段处三个加强框16之间的长度。本实施例中，所述三个加强框分别为第69框、72框和77框。所述被吊装的辅助动力装置所处舱段根据飞机设计确定。

在纵梁2的槽内分布有多个加强板7，以增强纵梁的连接刚度。所述加强板7的数量与被吊装的辅助动力装置所处舱段内飞机机身隔框的数量相同。

横梁5有2根均用“工”字型材LY12-CZ-XC511-8制成。两根横梁5均位于2根纵梁2之间，并且各横梁的两端分别与纵梁2的内侧表面通过连接件4固连，将两根纵梁连接。所述横梁固定在纵梁2的位置根据辅助动力装置的吊装点确定。两个横梁之间的间距根据辅助动力装置上的挂点确定。

所述连接件4为角形件，用2024-T351-δ50板材制成。在所述连接件4上有螺栓孔。

在所述纵梁2的一端分别固定有第一连接接头1，在所述纵梁2的另一端分别固定有第二连接接头6。所述第一连接接头1和第二连接接头6均为盒形件，在第一连接接头1和第二连接接头6的端面有端板，该端板上分布有连接孔。所述第一连接接头1和第二连接接头6套装并固定在纵梁2上，通过所述第一连接接头1和第二连接接头6端面的端板将纵梁2固定在飞机机身的加强框上。

为了便于本实施例所述的辅助动力装置安装梁与机身各隔框15的连接,在连接板8上加装了多个用LY12-CZ-XC211-46制成的连接角片3；该连接角片3的数量与本实施例所述的辅助动力装置安装梁所固定的机身隔框15数量相同。各连接角片3中的一个连接面分别固定在所述的辅助动力装置安装梁的纵梁2的上表面，各连接角片3中的另一个连接面分别固定在机身隔框15的侧表面上。

在2根纵梁2的下表面均固定有多个T形板9，通过该T形板9增加该纵梁2的结构刚度。所述各T形板9的水平板分别固定在所述纵梁2的下表面，所述各T形板9的垂直板分别固定在机身隔框15的侧表面上。所述T形板9用LY12-CZ-XC211-55制成，其数量与被吊装的辅助动力装置所处舱段处隔框的数量相同。连接时，先将连接角片3和T形板9分别先和连接板8以及加强板7铆接在一起，然后再与普通隔框15通过连接角片3和T形板9铆接，最后通过连接板8用紧固件与机身蒙皮14相连。

根据飞机总体设计要求，本实施例在各纵梁2的下表面固定有一对吊耳接头11，并且位于各纵梁2上的吊耳接头11相互对称；在各横梁的下表面亦分别固定有一个吊耳接头。通过所述吊耳接头11将辅助动力装置吊装在辅助动力装置安装梁上。吊装辅助动力装置时，将拉杆12的一端与吊耳接头11铰接，并使纵梁2与横梁5上的六个吊耳接头11形成三个连接支承点。所述的三个连接支承点分别是机身左侧连接支承点、机身右侧连接支承点和后连接支承点。所述机身左侧连接支承点是由与位于机身左侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆12组合而成。所述机身右侧连接支承点是由位于机身右侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆12与位于前横梁上的吊耳接头铰接的拉杆12组合而成。所述后连接支承点是由与后横梁上的吊耳接头形成。所述的机身右侧、机身左侧是以飞机航向前方确定。一般认为机头方向为前方，所述的前横梁是该横梁在纵梁上的位置靠近飞机机头方向，后横梁则靠近机尾方向。

拉杆12的另一端与辅助动力装置的挂件13铰接，通过微量调节辅助动力装置的挂件13内的关节轴承，确保辅助动力装置安装的准确度，保证辅助动力装置的载荷通过拉杆12和吊耳接头11传递到安装梁上。

使用时，辅助动力装置安装梁沿飞机机身纵向布置，并将该辅助动力装置安装梁两端的第一连接接头和第二连接接头通过螺栓与机身加强框相连，该辅助动力装置安装梁的侧表面通过连接板8与机身蒙皮固定连接，以承担和传递辅助动力装置本体结构的集中惯性力及整个尾部的气动载荷，同时对尾段的开口起加强作用。

安装辅助动力装置时，利用液压装置安装平台将其推装至辅助动力装置舱内，安装梁上的吊耳接头通过拉杆形成支承点与辅助动力装置***相连。

Claims

1.一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，所述飞机辅助动力装置安装梁位于飞机水平基准线以上，该飞机辅助动力装置安装梁上表面为水平面，并且该飞机辅助动力装置安装梁上表面距所述飞机水平基准线930㎜；所述飞机辅助动力装置安装梁的外侧表面有弧度，该弧度与飞机机身蒙皮的弧度相吻合；

在各纵梁的下表面固定有一对吊耳接头，并且位于各纵梁上的吊耳接头相互对称；

在各横梁的下表面亦分别固定有一个吊耳接头；通过所述吊耳接头将辅助动力装置吊装在辅助动力装置安装梁上；

2.如权利要求1一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，所述机身左侧连接支承点是由与位于机身左侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆组合而成；所述机身右侧连接支承点是由位于机身右侧纵梁上的两个吊耳接头铰接的拉杆与位于前横梁上的吊耳接头铰接的拉杆组合而成；所述后连接支承点是由与后横梁上的吊耳接头形成。

3.如权利要求1一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，纵梁为槽形件；在纵梁的槽内分布有多个加强板；所述加强板的数量与被吊装的辅助动力装置所处舱段内飞机机身隔框的数量相同。

4.如权利要求1一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，所述每组连接板均包括上连接板和下连接板，并且各连接板弯折的角度与飞机机身蒙皮的弧度吻合；所述各上连接板和下连接板的长度与纵梁的长度相同；组合时，将各上连接板和下连接板的水平板沿所述纵梁的长度方向分别固定在该纵梁的上表面和下表面；纵梁的槽底面位于纵梁的内侧，使2个纵梁的槽底面相对应。

5.如权利要求1一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，所述第一连接接头和第二连接接头均为盒形件，在第一连接接头和第二连接接头的端面有端板，该端板上分布有连接孔。

6.如权利要求1一种飞机辅助动力装置安装梁，其特征在于，所述各T形板的水平板分别固定在所述纵梁的下表面，所述各T形板的垂直板分别固定在机身隔框的侧表面上。