CN111196343A - 用于飞行器的后部部段的框架组件和飞行器的后部部段 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的后部部段的框架组件和飞行器的后部部段，所述框架组件包括具有对称平面(4)的至少一个框架(2)，其中，所述框架组件还包括具有两个端部(3’)的至少一个支撑元件(3)，其中所述端部(3’)中的每一个端部在所述对称平面(4)的不同侧附接至所述至少一个框架(2)。所述框架组件允许将来自飞行器的垂直尾翼的载荷更有效地传递至机身。

Description

用于飞行器的后部部段的框架组件和飞行器的后部部段

技术领域

本发明的第一方面涉及一种用于飞行器的后部部段的框架组件，该框架组件用于将垂直尾翼(下文称为VTP)附接至飞行器的后部部段的至少一个框架，该框架组件应用于航空技术领域，允许将来自VTP的载荷更有效地传递至机身。本发明的第二方面涉及一种包括第一方面的框架组件的飞行器后部部段。

背景技术

如今，在考虑用于将VTP附接至飞行器的机身的任何不同方式的情况下，来自VTP的载荷被直接传递至尾锥结构的上部部分，因为该上部部分是最靠近前述VTP的区域。因此，这些载荷的主要部分最终在机身的蒙皮和框架的小区域中。

存在两种将VTP附接至尾锥结构的主要方式，即借助于剪切接头或拉紧接头。

传递VTP载荷的最常见的方法是通过由一系列装配件组成的剪切接头，通常机身侧中每个框架有两个剪切接头，并且VTP侧中有另两个剪切接头。已经在图1和2中表示了这种解决方案。来自VTP的载荷通过每个装配件的销和凸耳来承载。这种情况下的载荷传递可以从图1的视图a)中理解。因此，在这种情况下，来自VTP的载荷作为纯力矩施加在机身上，即没有施加任何其他实质性载荷。除蒙皮之外，尾锥侧上的每个装配件可以附接至单个框架或附接至这些框架中的一对框架上，如图2的视图b)中描绘那样。

另一可能性是使用拉紧接头，如图3所示。在这种情况下，不是通过每个装配件的销和凸耳来承载来自VTP的载荷，而是通过附接至所涉及的结构的两侧(即VTP和机身)的多个拉紧螺栓来执行载荷传输。与剪切接头相反，尽管拉紧接头处于非常高的拉紧力之下，但不涉及力矩。

这两种方式中常见的主要缺点是，机身的蒙皮和框架的上部区域中的小区域中的高平面外力和应力集中，这导致非常厚且沉重的结构性部件，例如由机械加工金属或锻造金属制成的高载荷框架。在混合构型的情况下，存在另外的热载荷。

发明内容

本发明涉及一种用于飞行器的后部部段的框架组件。本发明克服了以上提及的缺点。

本发明还涉及包括框架组件的后部部段。

根据本发明的框架组件包括框架，该框架旨在固定至具有对称平面的垂直尾翼，当垂直尾翼附接至飞行器的机身时，该对称平面通常保持在竖直位置。当飞行器在使用时，由垂直尾翼支撑的载荷导致变化的取向。

根据本发明，框架组件还包括具有两个端部的至少一个支撑元件，其中至少一个支撑元件的端部中的每一个端部附接至相同的框架，并且当垂直尾翼附接至后部部段时，这些端部中的每一个端部位于对称平面的不同侧。

垂直尾翼与支撑元件之间的操作性连接设想了能够将载荷从垂直尾翼传输至支撑元件的任何连接件，即装配件、螺栓、铆钉、接头等。

因此，本发明允许将载荷承载或传递至较低的位置，并将这些载荷朝向每个框架的两侧发送，从而在这两个侧向区域中将整个载荷分开，并增加力臂。这避免了现有技术构型中典型的蒙皮和框架的上部区中的较高的平面外力和应力集中(这导致非常厚和沉重的结构性部件)。因此，根据本发明，通过在尾锥结构的两侧对VTP载荷做出反应而对这些载荷以更高效的方式进行重新分配，从而增大力臂和可以分担这些载荷的表面积。因此，本发明允许更轻的框架，加上双夹紧到两个框架侧部的支撑元件。

由所提出的本发明产生的优点可以总结如下：

1.改善VTP与尾锥结构之间的载荷传递，从而将重要的蒙皮平面外力转化为剪切力。这由于新的载荷反应区域(侧向区域)而是可能的，其中剪切力分量比平面外力分量更重要。

2.通过增加蒙皮工作表面而改善了蒙皮效率(更多的蒙皮面积用于对载荷做出反应)。

3.尾锥的上部区域中的更多的膜和更少的平面外载荷引起蒙皮不易分层等……。

4.由于平面外载荷的减少，框架将需要较低的厚度，从而使得更容易以复合材料制造这些高载荷框架(移除了金属零件)，因此可以考虑单向组件工艺，并且移除了来自混合构型中的典型热载荷。另外，在以碳制造支撑元件的特定情况下，疲劳问题得以克服，并且降低了维护成本。

5.重要的重量减轻(由于蒙皮和框架厚度减少)。当以碳制造支撑元件时，避免了热负荷并且减少了总重量。

附图说明

为了更好的理解本发明，出于展示性且非限制性目的提供以下附图，其中：

图1示意性地示出了现有技术中关于飞行器的后部部段中的VTP附接件的解决方案，其中使用了剪切接头；视图a)示出了框架的横向截面，其中载荷传递已由箭头表示，视图b)示出了VPT附接件的透视图，并且视图c)示出了用于将尾锥结构中的至少一个框架附接至VTP的装配件的布置。

图2示出了在尾锥结构中，图1中示意性示出的剪切接头的框架之间的布置的两个透视图，其中视图a)包括蒙皮，并且视图b)不包括蒙皮，并且可以理解框架。

图3示出了现有技术中关于飞行器的后部部段中的VTP附接件的替代性解决方案，其中使用了拉紧接头，其中视图a)示出了框架的横向截面，其中载荷传递已由箭头表示，视图b)和c)示出了视图b)中的VTP中的拉紧接头的布置和视图c)中的尾锥结构的蒙皮中的拉紧接头的布置。

图4示意性地示出了根据本发明的框架组件的第一实施例的横向截面，其示出了其如何针对纯力矩载荷的情况工作，即来自VTP的载荷传输到支撑元件到框架，其方式为使得所述框架处于纯力矩载荷情况下。

图5示意性地示出了后端部的透视图，其中已经安装了根据图4中示出的第一实施例的框架组件。

图6示出了图4和图5中示出的第一实施例的支撑和辅助结构元件的透视图。

图7示意性地示出了框架的横向截面，其中已经表示出了本发明的第二实施例，其中支撑元件被置于顶部位置，因此辅助结构性元件被简化为只有装配件。

图8示出了图7中示出的第二实施例的透视图，其中示出了使支撑元件稳定的纵梁，并且其中支撑元件被置于顶部位置，因此所需的辅助结构性元件被最小化为只有装配件。

图9示出了本发明的第三实施例的两个相反的透视细节，其中VTP的翼梁用于将其附接至飞行器的尾锥的一个框架上。

具体实施方式

如图4中所描绘的，在飞行器的后部部段中，垂直尾翼(1)具有对称平面(4)、并且例如借助于螺栓、铆钉或金属装配件操作性地连接至用作梁并且具有两个端部(3’)的至少一个支撑元件(3)，其中支撑元件(3)的端部(3’)中的每一个端部附接或夹紧到相同的框架(2)，该框架也具有VTP的相同的对称平面(4)。这个对称平面(4)是竖直对称平面，即当飞行器处于地面上时，该对称平面垂直于地面。

端部(3’)中的每一个端部在附接至机身时进而位于垂直尾翼(1)的对称平面(4)的不同侧。

优选地，根据图4至图6中描绘的第一实施例，支撑元件(3)具有平坦构型，即由板形成。根据第一实施例，端部(3’)大于中心区域，以便更好地抵抗到框架(2)的附接件中的载荷，如图5中可以理解那样。

至少一个支撑元件(3)的端部(3’)中的每一个端部附接至相同框架(2)的内侧(2’)。如图4和图5中可以理解那样，端部(3’)和框架(2)之间的每个附接件位于更靠近VTP(1)的半空间中，该半空间被限定在VTP(1)与框架(2)的垂直于对称平面(4)的中间几何平面(6)之间。给定形成本发明的结构性构型的元件的取向，支撑元件(3)用作水平梁。

至少一个支撑元件(3)垂直于对称平面(4)，并且垂直尾翼(1)借助于辅助元件(5)操作性地连接至所述至少一个支撑元件(3)。

如图5和图6所示，辅助元件(5)具有矩形上部区域和两个下部支撑件，该矩形上部区域被配置成附接至VPT(1)，每个下部支撑件被配置成附接至相邻的支撑元件(3)。

根据这个实施例，辅助元件(5)具有矩形上部区域和两个下部支撑件，该矩形上部区域被配置成用于接纳垂直尾翼，这两个下部支撑件中的每一个下部支撑件操作性地连接至一个支撑元件(3)。优选地，两个支撑元件(3)相邻，被放置为彼此相对。进而，支撑元件(3)中的每个支撑元件可以由两个板形成，并且每个下部支撑件可以接合在两个板之间，借助于铆接或螺栓进行连接。

图7和图8示出了第二实施例，代表第一实施例的极端情况，其中支撑元件(3)已经被提升到其最大位置。在第二实施例中，至少一个框架(2)在最靠近垂直尾翼(1)的区域中具有上部间断部，其中由矩形板形成的支撑元件(3)附接至框架(2)以便覆盖这种间断部。

至少一个支撑元件(3)垂直于对称平面(4)，并且垂直尾翼(1)借助于包括金属装配件的辅助元件(5)操作性地连接至所述至少一个支撑元件(3)。

根据第二实施例，需要纵向纵梁(8)，其目的是连接受引入这个构思影响的框架(2)的平面，以便传递纵向载荷并避免在X方向上的大变形。由于上部蒙皮与框架之间没有接触，这些新零件是必要的。在图5和图6中标表示的第一实施例中，这个工作由连接至支撑元件(3)的辅助元件(5)完成。

图9示出了本发明的第三实施例，其中VTP(未示出)通过其垂直尾翼(1)的翼梁(7)连结至尾锥的至少三个框架(2)。根据第三实施例，辅助元件(5)包括具有倾斜表面的金属装配件，这些金属装配件直接附接至垂直尾翼(1)的翼梁(7)。尽管在本发明的第一和第三版本中，这些方案示出了销接接头，但是对于装配件之间的连接或者VTP延伸部到支撑元件(3)的连接，也可以考虑铆接接头。

此外，为了避免支撑元件(3)与VTP翼梁(7)之间的扭结(第三实施例)，支撑元件(3)和支撑元件(3)所连接至的框架(2)可以倾斜，以便使框架平面与VTP翼梁平面重合。

在第三实施例中，出于与第一实施例相同的目的，也可能需要纵向纵梁(8)。

因此，所提出的发明的主要部件是：

-支撑元件(3)，该支撑元件的主要任务是对载荷做出反应，并将这些载荷在剪切方向上发送到结构的右手侧和左手侧；

-辅助元件(5)，诸如金属装配件或复合面板，以便将载荷从VTP传递至前述支撑元件(3)；

-以及用于第二实施例和第三实施例的，附加的纵向纵梁(8)，以连接受本发明影响的框架(2)的平面，以便传递纵向载荷并避免X方向上的大变形。

相对于当前已知的解决方案，本发明在几个工程参数方面产生影响：

-重量：尽管添加了支撑元件(水平梁)和/或辅助元件(VTP延伸部)，但是本发明允许由框架和蒙皮给出的总重量的减少。

-制造和组装过程：高度复杂的机械加工高载荷框架(HLF)被新的更简单的复合元件(支撑元件、‘C’型或‘双C’型框架、辅助元件……)代替。由于碳纤维增强塑料(CFRP)设计，可以针对整个后机身区段进行单向组件过程，这将引起巨大的组装时间减小以及因此的续生成本减小。此外，在本构思的第二个版本(具有VTP装配件)中，在上部区域中，蒙皮与装配件或框架/支撑元件之间没有连接，因此简化了这个区域中的组装操作。

-材料：这一构思中的所有主要结构都可以由CFRP制造。所以没有热载荷，并且因此重量减轻。

-维护性：不需要对CFRP元件进行检查。金属装配件没有任何可接近性问题。

Claims (12)

1.-一种用于飞行器的后部部段的框架组件，所述框架组件包括具有对称平面(4)的至少一个框架(2)，其特征在于，所述框架组件还包括具有两个端部(3’)的至少一个支撑元件(3)，其中所述端部(3’)中的每一个端部在所述对称平面(4)的不同侧附接至所述至少一个框架(2)。

2.-根据权利要求1所述的框架组件，其中，所述至少一个支撑元件(3)的端部(3’)中的每一个端部附接至相同的所述框架(2)的侧部(2’)。

3.-根据权利要求1或2所述的框架组件，其中，所述至少一个框架(2)限定垂直于所述对称平面(4)的中间几何平面(6)，并且所述至少一个支撑元件(3)被置于所述中间几何平面(6)上方。

4.-根据前述权利要求中任一项所述的框架组件，其中，所述至少一个支撑元件(3)被置于与所述对称平面(4)垂直的平面中。

5.根据前述权利要求中任一项所述的框架组件，其中，所述至少一个支撑元件(3)包括用于固定垂直尾翼(1)的辅助元件(5)。

6.-根据前述权利要求中任一项所述的框架组件，其中，所述至少一个支撑元件(3)具有平坦构型。

7.-根据权利要求5所述的框架组件，其中，每个辅助元件(5)具有待附接至垂直尾翼(1)的上部区域以及两个下部支撑件，每个下部支撑件待附接至相邻的支撑元件(3)。

8.-根据权利要求1所述的框架组件，其中，所述至少一个框架(2)在所述上部区域中具有上部间断部，其中所述至少一个支撑元件(3)附接至所述框架(2)以便覆盖这个上部间断部。

9.-根据权利要求5所述的框架组件，其中，所述辅助固定元件(5)包括装配件。

10.-根据权利要求8所述的框架组件，包括多个框架(2)和置于相邻框架(2)之间的纵向纵梁(8)。

11.-一种飞行器的后部部段，所述后部部段包括根据前述权利要求中任一项所述的框架组件，所述后部部段包括垂直尾翼(1)，所述垂直尾翼通过所述至少一个支撑元件(3)附接至所述框架组件。

12.-根据权利要求11所述的后部部段，其中，后部部段包括辅助元件(5)，所述辅助元件包括具有倾斜表面的装配件，所述装配件直接附接至所述垂直尾翼(1)的翼梁(7)。

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