一种大型飞机舵面悬挂结构制造技术

本发明专利技术提供一种大型飞机舵面悬挂结构，由铰链线载荷承力结构(1)和气动载荷承力结构(2)组成；铰链线载荷通过安定面(4)内盒形梁(11)及其内安装的螺栓轴(13)、舵面(3)内部轴向接头(12)所组成的铰链线载荷承力结构(1)独立承载；气动载荷通过所述安定面(4)内悬挂支臂(21)和所述舵面(3)内悬挂接头(22)组成的气动载荷承力结构(2)独立承载。本发明专利技术通过将铰链线载荷承力结构(1)设置于舵面根部及安定面后下部，避免了舵面前部大开口，提高了舵面气动效率；盒形梁(11)直接与尾翼对接接头连接，传力简单直接，重量轻；通过衬套和轴承组合及合理设置的间隙释放不同的自由度，使得各结构之间工作互不干涉，工作可靠。

【技术实现步骤摘要】
一种大型飞机舵面悬挂结构
本专利技术涉及一种飞机悬挂结构，尤其涉及一种大型飞机舵面悬挂结构。
技术介绍
大型飞机舵面悬挂结构除了要承受舵面气动载荷外，还必须能承受舵面沿铰链线的36Wg惯性载荷。现有的大型飞机舵面铰链线载荷承力结构大多是利用斜拉杆结合舵面悬臂来承受舵面铰链线载荷。这种结构为了避免舵面转动时与斜拉杆碰撞，需要在舵面前缘设置较大的开口，严重降低了舵面气动效率；斜拉杆在将铰链线载荷传递到安定面后梁上时，传力效率低，结构重量代价高。
技术实现思路
为解决现有大型飞机舵面悬挂结构的缺陷和不足，本专利技术所要解决的技术问题是提供一种舵面开口较小、传力直接、重量代价小且工作可靠的舵面悬挂结构设计。为了解决现有技术存在的问题，本专利技术采用的技术方案是：一种大型飞机舵面悬挂结构，由铰链线载荷承力结构1和气动载荷承力结构2组成；所述铰链线载荷承力结构1由设置在安定面4上的盒形梁11及其内的螺栓轴13和设置在舵面3内的轴向接头12通过螺栓连接组成，用以承载舵面铰链线载荷；所述气动载荷承力结构2由设置在所述安定面4内的悬挂支臂21和设置在所述舵面3内的悬挂接头22通过螺栓连接组成，用以承载舵面气动载荷；所述盒形梁11包括竖隔板111、下端肋112、上端肋113、横隔板114和盒形梁接头115，通过所述盒形梁接头115与所述螺栓轴13连接。作为本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构的改进，所述安定面盒形梁接头115安装有定制轴承131，所述定制轴承131能承受较大的轴向载荷并具有调心转动功能，使得所述螺栓轴13与所述盒形梁接头115之间可以绕所述定制轴承131内球球心在3个方向上相对转动。作为进一步改进，所述定制轴承131内环上下端面压有凸肩衬套132，用于防止所述螺栓轴13在转动时与附近结构发生碰撞。作为进一步改进，所述轴向接头12上螺栓安装孔为“跑道形”孔，安装有“跑道形”滑动衬套121，所述“跑道形”滑动衬套121比所述轴向接头12上跑道形”孔略小，使得所述“跑道形”滑动衬套121和所述螺栓轴13与所述轴向接头12之间，可以在舵面对称面内法向方向上相对滑动。作为进一步改进，所述螺栓轴13耳片和所述轴向接头12耳片之间设置有一定间隙，使得所述螺栓轴13和所述“跑道形”滑动衬套121与所述轴向接头12之间，可以沿螺栓孔轴向方向相对滑动。作为进一步改进，所述螺栓轴13上开有注油槽，安装有压力注油嘴133，为所述定制轴承131提供润滑。作为本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构的改进，所述悬挂支臂21上压有关节轴承211，使得所述悬挂支臂21和所述悬挂接头22之间可以绕所述关节轴承211内球球心在3个方向上相对转动。作为进一步改进，所述悬挂支臂21和所述悬挂接头22耳片上下设置有一定间隙，且所述关节轴承211内环上下端面压有滑动衬套23，使得所述悬挂支臂21和所述悬挂接头22之间可以沿铰链线方向相对滑动。作为进一步改进，所述悬挂接头22上压有耐磨凸肩衬套221，使得所述滑动衬套23安装于螺栓和所述耐磨凸肩衬套221之间，用以保护所述悬挂接头22的耳片孔和提供修理余量。相对于现有技术，本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构的优点在于：舵面前缘不需要大开口，避免了舵面气动效率的降低；所述盒形梁11结构与尾翼对接接头直接连接，传力简单直接，节约了重量；所述气动载荷承力结构2与所述铰链线载荷承力结构1通过衬套和轴承组合以及合理设置的间隙值释放相应的平动或转动自由度，使得其之间工作互不干涉，各自功能明确、且工作可靠。附图说明图1为本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构布置示意图，图中：1为铰链线载荷承力结构；2为气动载荷承力结构；3为舵面；4为安定面；A－A为悬挂支臂与悬挂接头连接剖视。图2为图1中铰链线载荷承力结构1的详视放大图，图中：11为盒形梁；111为竖隔板；112为下端肋；113为上端肋；114为横隔板；115为盒形梁接头；12为轴向接头；13为螺栓轴；B－B为轴向接头与螺栓轴连接剖视图。图3为图1中A－A悬挂支臂与悬挂接头连接剖视图，图中：21为悬挂支臂；211为关节轴承；22为悬挂接头；221为防磨凸肩衬套；23为滑动衬套；24为连接螺栓；25为自锁螺母；图4为图2中B－B轴向接头与螺栓轴连接剖视图，图中：121为“跑道形”衬套；131为定制轴承；132为衬套；133为压力注油嘴；134为自锁螺母；C－C为轴向接头连接剖视图。图5为图4中C－C轴向接头连接剖视图，图中：122为连接螺栓；123为连接螺母。具体实施方式现结合附图说明本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构的具体实施方式。请参阅图1所示，本专利技术一种大型飞机舵面悬挂结构用于舵面3和安定面4之间的连接；铰链线载荷承力结构1用于承受舵面沿铰链线的惯性载荷；气动载荷承力结构2用于承受舵面气动载荷。请参阅图1和图2所示，所述铰链线载荷承力结构1包括与所述安定面4后梁直接连接的盒形梁11、位于所述舵面3内的轴向接头12、螺栓轴13；所述盒形梁11包括位于翼型对称面内的竖隔板111、下端肋112、上端肋113、横隔板114和盒形梁接头115。请进一步参阅图2和图4所示，所述盒形梁接头115和所述螺栓轴13通过自锁螺母134固定，并安装有定制轴承131，用以释放此处连接在3个方向上的转动自由度。较佳地，所述螺栓轴13和所述定制轴承131连接时，设置有凸肩衬套132，用以防止所述螺栓轴13运动时，与周围结构发生碰撞。更佳地，为了所述定制轴承131的润滑需要，所述螺栓轴13上开有注油槽并安装有压力注油嘴133。请参阅图4和图5所示，所述螺栓轴13和所述轴向接头12通过连接螺栓122和自锁螺母123连接。较佳地，所述轴向接头12上开有“跑道形”孔，并安装有“跑道形”滑动衬套121，所述“跑道形”滑动衬套121比所述轴向接头12上的“跑道形”孔略小，使得所述“跑道形”滑动衬套121和所述螺栓轴13与所述轴向接头12之间，可以在舵面对称面内法向方向上相对滑动。请进一步参阅图5，所述螺栓轴13耳片和所述轴向接头12耳片以及所述“跑道形”滑动衬套121宽度之和大于所述轴向接头12双耳宽度，使得螺栓轴13与所述轴向接头12之间，可以沿螺栓孔轴向方向相对滑动。请参阅图1和图3所示，所述气动载荷承力结构2包含位于所述安定面4内的悬挂支臂21、位于所述舵面3内的悬挂接头22，所述悬挂支臂21和所述悬挂接头22通过连接螺栓24和自锁螺母25连接。较佳地，所述悬挂支臂21内压有关节轴承211，使得所述悬挂支臂21和悬挂接头22之间可以绕所述关节轴承211内球球心在3个方向自由度上相对转动。更佳地，所述悬挂支臂21和所述悬挂接头22耳片之间设置有一定间隙，且所述关节轴承211内环上下端面压有滑动衬套23，使得所述悬挂支臂21和悬挂接头22之间可以沿铰链线方向相对滑动。更佳地，所述悬挂接头22上压有耐磨凸肩衬套221，用以保护所述悬挂接头22耳片孔和提供修理余量。以上所述实施例仅表达了本专利技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本专利技术专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本专利技术的保护范围。因此，本专利技术专利的保护范围应以所附权利本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大型飞机舵面悬挂结构，其特征在于：由铰链线载荷承力结构(1)和气动载荷承力结构(2)组成；铰链线载荷通过位于安定面(4)盒形梁(11)及其内部的螺栓轴(13)和位于舵面(3)内部的轴向接头(12)所组成的铰链线载荷承力结构(1)独立承载；气动载荷通过位于所述安定面(4)内的悬挂支臂(21)和位于所述舵面(3)内的悬挂接头(22)组成的气动载荷承力结构(2)独立承载。

【技术特征摘要】
1.一种大型飞机舵面悬挂结构，其特征在于：由铰链线载荷承力结构(1)和气动载荷承力结构(2)组成；铰链线载荷通过位于安定面(4)盒形梁(11)及其内部的螺栓轴(13)和位于舵面(3)内部的轴向接头(12)所组成的铰链线载荷承力结构(1)独立承载；气动载荷通过位于所述安定面(4)内的悬挂支臂(21)和位于所述舵面(3)内的悬挂接头(22)组成的气动载荷承力结构(2)独立承载。2.根据权利要求1所述的一种大型飞机舵面悬挂结构，其特征在于：所述盒形梁(11)内螺栓轴(13)与轴向接头(12)采用螺栓连接，且所述轴向接头(12)开有“跑道形”孔并安装有“跑道形”衬套(121)，...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡海波，张石柱，张建华，刘东辉，刘木君，余修坤，刘岩，
申请(专利权)人：中航通飞研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：广东,44