飞机尾梁过渡段结构制造技术

本发明专利技术属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机尾梁过渡段结构。本发明专利技术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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞机设计
，涉及一种飞机尾梁过渡段结构。
技术介绍
现有直升机采用前三点式起落架结构，尾梁部分所受的载荷较小，尾梁结构采用三部分蜂窝夹层结构形式，机身对接框采用法国进口型材拉伸。由于飞机采用与之前不同的后三点起落架形式，尾梁处所受载荷与前三点有很大不同，使得该部件的设计与其原型机有较大的差异，载荷增加，原有的结构满足不了需求，如何将尾部传来的分散或集中载荷传到机身中段来平衡，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；对于后三点式起落架，尾梁还承担着直升机着陆时后起落架着地所产生的集中载荷。因此需对尾梁结构进行重新设计，解决以上难题。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对上述直升机尾梁存在的问题，提出一种飞机尾梁过渡段结构。本专利技术的技术解决方案是，飞机尾梁过渡段结构包括尾梁前框、尾梁后框、短梁、左壁板组件和右壁板组件，尾梁前框分为上半框和下半框两部分，上半框为“T”形缘条+ “L”形腹板；下半框为机加框，下半框缘条为“T”形，上半框和下半框通过框腹板和4个“L”形角片连接形成整框，尾梁后框为整体机加框，尾梁后框本文档来自技高网...

【技术保护点】
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：...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：石鑫，刘永胜，潘丽华，郝刚勇，
申请(专利权)人：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：