[发明专利]具有连结机身尾桁和尾锥的接口框架的旋转机翼飞行器

说明书

技术领域

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。

发明内容

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。