CN110539879A

CN110539879A - 一种飞机的背鳍结构

Info

Publication number: CN110539879A
Application number: CN201910888293.4A
Authority: CN
Inventors: 庞华华; 何四海; 姚雄华; 吴斌
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2019-09-19
Filing date: 2019-09-19
Publication date: 2019-12-06

Abstract

本申请属于飞机背鳍结构设计技术领域，具体涉及一种飞机的背鳍结构，包括：尖部结构，具有尖端、与尖端相对的末端、在尖端与末端延伸的两个侧边；尖部结构的尖端、两个侧边用以贴合至飞机的机身；中部结构，具有中部前端、与中部前端相对的中部后端、在中部前端与中部后端之间延伸的两个侧边；中部前端与末端对接；中部结构的两个侧边用以贴合至机身；根部结构，具有根部前端、与根部前端相对的根部后端、在根部前端与根部后端延伸的两个侧边；根部前端与中部后端对接；根部结构的两个侧边用以贴合至机身；根部后端用以贴合至飞机的垂尾前缘。

Description

一种飞机的背鳍结构

技术领域

本申请属于飞机背鳍结构设计技术领域，具体涉及一种飞机的背鳍结构。

背景技术

飞机背鳍用以与飞机垂尾前缘及机身连接，现有飞机背鳍多为整体成型的罩体结构，其内设置多块隔板支撑，该种形式的飞机背鳍一旦其内部出现缺陷，维修难度较大，严重时甚至需要更换整个背鳍，维修、维护成本较高。

鉴于现有技术的上述缺陷提出本申请。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机的背鳍结构，以于克服或减轻现有技术至少一方面的缺陷。

本申请的技术方案是：

一种飞机的背鳍结构，包括：

尖部结构，具有尖端、与尖端相对的末端、在尖端与末端延伸的两个侧边；尖部结构的尖端、两个侧边用以贴合至飞机的机身；

中部结构，具有中部前端、与中部前端相对的中部后端、在中部前端与中部后端之间延伸的两个侧边；中部前端与末端对接；中部结构的两个侧边用以贴合至机身；

根部结构，具有根部前端、与根部前端相对的根部后端、在根部前端与根部后端延伸的两个侧边；根部前端与中部后端对接；根部结构的两个侧边用以贴合至机身；根部后端用以贴合至飞机的垂尾前缘。

根据本申请的至少一个实施例，还包括：

第一隔板，用以连接至机身，其上开设有多个第一减轻孔；末端的内壁、中部前端的内壁沿第一隔板的边缘搭接；

第二隔板，用以连接至机身，其上开设有多个第二减轻孔；中部后端的内壁、根部前端的内壁沿第二隔板的边缘搭接。

根据本申请的至少一个实施例，还包括：

第一缘条，沿第一隔板的边缘设置；末端的内壁、中部前端的内壁沿第一缘条搭接；

第二缘条，沿第二隔板的边缘设置；中部后端的内壁、根部前端的内壁沿第二缘条搭接。

根据本申请的至少一个实施例，还包括第三隔板，用以连接至机身，上开设有多个第三减轻孔；根部后端的内壁沿第二隔板的边缘搭接。

根据本申请的至少一个实施例，还包括第三缘条，沿第二隔板的边缘设置；根部后端的内壁沿第三缘条搭接。

根据本申请的至少一个实施例，还包括：

第一筋条，设置在第三隔板上，其两端延伸至第三缘条；

第二筋条，设置在第三隔板上，与第一筋条交叉，其两端延伸至第三缘条。

根据本申请的至少一个实施例，尖部结构为整体复材成型。

根据本申请的至少一个实施例，尖部结构为层压板形式。

根据本申请的至少一个实施例，尖部结构的尖端、末端及两侧边区域局部加厚。

根据本申请的至少一个实施例，中部结构由复材制造，其中部前端、中部后端区域局部加厚；中部结构位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构；

根部结构由复材制造，其根部前端、根部后端区域局部加厚；根部结构位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机的背鳍结构的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的尖部结构的结构示意图；

图3是本申请实施例提供的中部结构的结构示意图；

图4是本申请实施例提供的根部结构的结构示意图；

图5是本申请实施例提供的第一隔板的结构示意图；

图6是本申请实施例提供的第三隔板的结构示意图；

图7是本申请实施例提供的飞机的背鳍结构与飞机配合的结构示意图；

其中：

1-尖部结构；2-中部结构；3-根部结构；4-第一隔板；5-第二隔板；6-第一缘条；7-第三缘条；8-第一筋条；9-第二筋条；10-第三隔板；11-第一减轻孔；12-第三减轻孔；13-机身；14-垂尾。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图7对本申请做进一步详细说明。

一种飞机的背鳍结构，包括：

尖部结构1，具有尖端、与尖端相对的末端、在尖端与末端延伸的两个侧边；尖部结构1的尖端、两个侧边用以贴合至飞机的机身13；

中部结构2，具有中部前端、与中部前端相对的中部后端、在中部前端与中部后端之间延伸的两个侧边；中部前端与末端对接；中部结构2的两个侧边用以贴合至机身13；

根部结构3，具有根部前端、与根部前端相对的根部后端、在根部前端与根部后端延伸的两个侧边；根部前端与中部后端对接；根部结构3的两个侧边用以贴合至机身13；根部后端用以贴合至飞机的垂尾14前缘。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，其由依次对接的尖部结构1、中部结构2、根部结构3组成，其用以贴合至机身13或垂尾14前缘的部分的形状与相应贴合部位的形状相适配，该种形式的背鳍结构便于装配，维修、维护。

在一些可选的实施例中，还包括：

第一隔板4，用以连接至机身13，其上开设有多个第一减轻孔11；末端的内壁、中部前端的内壁沿第一隔板4的边缘搭接；

第二隔板5，用以连接至机身13，其上开设有多个第二减轻孔；中部后端的内壁、根部前端的内壁沿第二隔板5的边缘搭接。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，其设置第一隔板4、第二隔板5用以支撑尖部结构1与中部结构2之间及中部结构2与根部结构3之间的对接的部分，以增强结构的稳定性。

在一些可选的实施例中，还包括：

第一缘条6，沿第一隔板4的边缘设置；末端的内壁、中部前端的内壁沿第一缘条6搭接；

第二缘条，沿第二隔板5的边缘设置；中部后端的内壁、根部前端的内壁沿第二缘条搭接。

在一些可选的实施例中，还包括第三隔板10，用以连接至机身13，上开设有多个第三减轻孔12；根部后端的内壁沿第二隔板5的边缘搭接。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，其设置第三隔板10在根部结构3的根部后端支撑背鳍结构，可有效增加背鳍结构整体的稳定性，且可降低根部后端与垂尾14前缘的应力，

在一些可选的实施例中，还包括第三缘条7，沿第二隔板5的边缘设置；根部后端的内壁沿第三缘条7搭接。

在一些可选的实施例中，还包括：

第一筋条8，设置在第三隔板10上，其两端延伸至第三缘条7；

第二筋条9，设置在第三隔板10上，与第一筋条8交叉，其两端延伸至第三缘条7。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，第一筋条8与第二筋条9的该种设计形式，能够有效的传载分散自根部后端两侧传递的载荷，具有很好的支撑作用。

在一些可选的实施例中，尖部结构1为整体复材成型。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，采用复材整体成型制造尖部结构1可以在满足其刚度要求的同时，有效降低其质量，实现轻质化。

在一些可选的实施例中，尖部结构1为层压板形式。

在一些可选的实施例中，尖部结构1的尖端、末端及两侧边区域局部加厚。

对于上述实施例公开的飞机的背鳍结构，本领域技术人员容易理解的是，尖部结构1的尖端、末端及两侧边区域局部加厚，即尖部结构1用以与机身13贴合连接及与中部结构2对接的区域加厚，其一方面可以增强其整体的能力，另一方面由于其仅是对局部区域进行加厚，亦即尖部结构1除上述区域以外的部分较薄，从而使尖部结构1整体具有较轻的质量，在加工制造时可进行复材铺层的优化丢层。

在一些可选的实施例中，中部结构2由复材制造，其中部前端、中部后端区域局部加厚；中部结构2位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构；

根部结构3由复材制造，其根部前端、根部后端区域局部加厚；根部结构3位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims

1.一种飞机的背鳍结构，其特征在于，包括：

尖部结构(1)，具有尖端、与所述尖端相对的末端、在所述尖端与所述末端延伸的两个侧边；所述尖部结构(1)的尖端、两个侧边用以贴合至飞机的机身(13)；

中部结构(2)，具有中部前端、与所述中部前端相对的中部后端、在所述中部前端与所述中部后端之间延伸的两个侧边；所述中部前端与所述末端对接；所述中部结构(2)的两个侧边用以贴合至所述机身(13)；

根部结构(3)，具有根部前端、与所述根部前端相对的根部后端、在所述根部前端与所述根部后端延伸的两个侧边；所述根部前端与所述中部后端对接；所述根部结构(3)的两个侧边用以贴合至所述机身(13)；所述根部后端用以贴合至所述飞机的垂尾(14)前缘。

2.根据权利要求1所述的背鳍结构，其特征在于，

还包括：

第一隔板(4)，用以连接至所述机身(13)，其上开设有多个第一减轻孔(11)；所述末端的内壁、所述中部前端的内壁沿所述第一隔板(4)的边缘搭接；

第二隔板(5)，用以连接至所述机身(13)，其上开设有多个第二减轻孔；所述中部后端的内壁、所述根部前端的内壁沿所述第二隔板(5)的边缘搭接。

3.根据权利要求2所述的背鳍结构，其特征在于，

还包括：

第一缘条(6)，沿所述第一隔板(4)的边缘设置；所述末端的内壁、所述中部前端的内壁沿所述第一缘条(6)搭接；

第二缘条，沿所述第二隔板(5)的边缘设置；所述中部后端的内壁、所述根部前端的内壁沿所述第二缘条搭接。

4.根据权利要求2所述的背鳍结构，其特征在于，

还包括第三隔板(10)，用以连接至所述机身(13)，上开设有多个第三减轻孔(12)；所述根部后端的内壁沿所述第二隔板(5)的边缘搭接。

5.根据权利要求5所述的背鳍结构，其特征在于，

还包括第三缘条(7)，沿所述第二隔板(5)的边缘设置；所述根部后端的内壁沿所述第三缘条(7)搭接。

6.根据权利要求6所述的背鳍结构，其特征在于，

还包括：

第一筋条(8)，设置在所述第三隔板(10)上，其两端延伸至所述第三缘条(7)；

第二筋条(9)，设置在所述第三隔板(10)上，与所述第一筋条(8)交叉，其两端延伸至所述第三缘条(7)。

7.根据权利要求1所述的飞机背鳍结构，其特征在于，

所述尖部结构(1)为整体复材成型。

8.根据权利要求7所述的飞机背鳍结构，其特征在于，

所述尖部结构(1)为层压板形式。

9.根据权利要求8所述的飞机背鳍结构，其特征在于，

所述尖部结构(1)的尖端、末端及两侧边区域局部加厚。

10.根据权利要求1所述的飞机背鳍结构，其特征在于，

中部结构(2)由复材制造，其中部前端、中部后端区域局部加厚；所述中部结构(2)位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构；

根部结构(3)由复材制造，其根部前端、根部后端区域局部加厚；所述根部结构(3)位于其中部前端、中部后端及两个侧边之间的区域为蜂窝夹心结构。