[发明专利]飞机尾梁过渡段结构

摘要

本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机尾梁过渡段结构。本发明的尾梁采取了机身对接框作为分隔，前半部分延续以前的结构形式，后半部分进行了加强以传递变大的载荷，在尾梁上增加一工艺分离面（尾梁前框）。增加此工艺分离面后，结构形式比较清晰：此分离面之前区域仍然为蜂窝夹层结构，主要承受分布载荷；此分离面之后区域为铆接结构，用来承受尾起着陆时产生的集中载荷，并将集中载荷扩散为分布载荷。承受作用在尾部结构的气动载荷所产生的弯矩、扭矩和剪力；同时还承受尾桨的推力和反扭矩及尾减的扭矩。本发明的尾梁过渡段结构设计满足飞机结构设计和传递载荷的使用要求。

主权项

一种飞机尾梁过渡段结构，其特征是，飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框（12）、尾梁后框（1）、短梁、左壁板组件和右壁板组件，尾梁前框（12）分为上半框（13）和下半框（14）两部分，上半框（13）为“T”形缘条+“L”形腹板；下半框（14）为机加框，下半框缘条为“T”形，上半框（13）、下半框（14）通过框腹板和4个“L”形角片（15）连接形成整框，尾梁后框（1）为整体机加框，尾梁后框（1）的剖面为“L”形，通过缘条与尾梁蒙皮连接，4个短梁在尾梁后段尾起连接区内，垂直于尾梁后框（1）腹板方向、平行于Y轴，并且置于尾梁后框（1）与尾梁前框（12）之间，4个短梁分别落在起落架连接接头的4排连接螺栓上：短梁的上缘条剖面为“L”形，通过角片（11）与尾梁后框（1）、尾梁前框（12）连接；短梁下缘条剖面为“T”形，通过三个螺栓与尾起接头连接，在螺栓左右侧各布置一排铆钉与下蒙皮（8）连接；下蒙皮（8）的两端各设置一个长桁（2、3），尾梁后框（1）与尾梁前框（12）的上半框（13）连接处设置一个长桁，左壁板组件和右壁板组件分别通过长桁与飞机尾梁过渡段连接。