專利名稱：一種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型是關(guān)于一種飛機(jī)大型背部外掛物支撐裝置，具體地說，是關(guān)于飛機(jī)大型背部外掛物五根支撐桿裝置及前支撐桿抗鳥撞裝置。
背景技術(shù)：
隨著現(xiàn)代信息化戰(zhàn)爭的到來，特種機(jī)在戰(zhàn)爭中的作用凸顯，而用于特種機(jī)的外掛物作為天線的載體結(jié)構(gòu)成為飛機(jī)必不可少的一部分，然而外掛物普遍質(zhì)量、外形偏大，受各種飛行載荷情況復(fù)雜，所以對飛機(jī)外掛物支撐裝置提出了更嚴(yán)格的要求。本實(shí)用新型是一種飛機(jī)大型背部外掛物支撐裝置，其支撐桿結(jié)構(gòu)及前支撐桿抗鳥撞裝置為我國特種機(jī)領(lǐng)域提供了獨(dú)特的結(jié)構(gòu)形式。

發(fā)明內(nèi)容
本實(shí)用新型解決的技術(shù)問題一種飛機(jī)大型背部外掛物支撐裝置，可以解決飛機(jī)背部外掛物重量大，支撐桿細(xì)長比大且前支撐桿組需具備抗鳥撞能力等問題。本實(shí)用新型的技術(shù)方案飛機(jī)背部外掛物7采用五根支撐桿與飛機(jī)機(jī)體連接，采用前2后3布局。飛機(jī)背部外掛物7安裝在距飛機(jī)水平基準(zhǔn)線上4. 5-5. 5米內(nèi)，前支撐桿組2為左、右兩根支撐桿，前支撐桿組2與背部外掛物7的上連接點(diǎn)8及9、前支撐桿組2與飛機(jī)機(jī)體的下連接點(diǎn)10、11均在同一平面內(nèi)，前支撐桿組2與機(jī)身連接在飛機(jī)中央翼3前梁上，前支撐桿組2與背部外掛物7采用固支連接，與機(jī)身中央翼3采用鉸支連接；前支撐桿組2的支撐桿之間通過中部橫向撐桿I連接在一起；后支撐桿組4為左、右兩根支撐桿，后支撐桿組4與背部外掛物7的上連接點(diǎn)12及13、后支撐桿組4與飛機(jī)機(jī)體的下連接點(diǎn)15、16均在同一平面內(nèi)，該平面與前支撐桿組2所在的平面平行并相距5. 5-6. 5米，后支撐桿組4與飛機(jī)機(jī)體的連接在機(jī)身5側(cè)部；后支撐桿組4與背部外掛物7及機(jī)身5的連接均采用鉸支。后斜支撐桿6與背部外掛物7的交點(diǎn)14位于背部外掛物7對稱面上，距機(jī)身背部約2米，距前支撐桿組2平面5. 5-6. 5米，后斜支撐桿6與飛機(jī)機(jī)體的連接點(diǎn)17位于機(jī)身對稱面上且與前支撐桿組2所在的平面平行并相距7. 5-8. 5米，后斜支撐桿6與背部外掛物7及機(jī)身5的連接均采用鉸支。五根支撐桿橫截面為等截面對稱的近似翼型結(jié)構(gòu)，橫截面最大外形高度為120mm，最大外形長度為397. 2mm。支撐桿結(jié)構(gòu)由前、后梁及上下蒙皮、前緣蒙皮、后緣蒙皮連接組成翼型結(jié)構(gòu)。前支撐桿組2的兩根支撐桿采用雙層不同材料的蒙皮前緣，外層蒙皮前緣為沖擊韌性好的不銹鋼板18，內(nèi)層蒙皮前緣為硬鋁鋁板19，兩層蒙皮前緣用鋼鉚釘連接；后緣處連接帽形整流片20。本實(shí)用新型的有益效果采用五根支撐桿裝置與飛機(jī)機(jī)體連接，采用前2后3布局，將軸向拉、壓載荷及彎矩傳給機(jī)身。每個支撐桿外形采用對稱翼型，主承力結(jié)構(gòu)采用雙梁結(jié)構(gòu)形式，既滿足質(zhì)輕、氣動阻力小的特征，又保證支撐桿強(qiáng)度和剛度要求；前支撐桿的一體化抗鳥撞裝置提高了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力和解決了抗鳥撞設(shè)計周期長的難題，達(dá)到國內(nèi)先進(jìn)水平；解決了鳥體撞擊數(shù)字仿真的難題，使飛機(jī)的性能得到提升。該支撐裝置既滿足質(zhì)量輕、氣動外形合理的設(shè)計要求，又提高了前支撐桿抗鳥撞的能力和鳥撞后飛機(jī)的安全裕度，為提高我國飛機(jī)的安全性奠定堅(jiān)實(shí)的設(shè)計基礎(chǔ)，其中前支撐桿抗鳥撞結(jié)構(gòu)技術(shù)可以拓寬到飛機(jī)機(jī)翼、尾翼及其它支撐結(jié)構(gòu)的抗鳥撞領(lǐng)域。

圖I為飛機(jī)大型背部外掛物支撐裝置圖；圖2為前支撐桿基本結(jié)構(gòu)型式；其中I為橫向撐桿，2為前支撐桿，3為中央翼，4為后支撐桿，5為機(jī)身，6為后斜支撐桿，7為背部外掛物，8為左前支撐桿上交點(diǎn)，9為右前支撐桿上交點(diǎn)，10為左前支撐桿下交點(diǎn)，11為右前支撐桿下交點(diǎn)，12為左后支撐桿上交點(diǎn)，13為右后支撐桿上交點(diǎn)，14為后斜支撐桿上交點(diǎn)，15為左后支撐桿下交點(diǎn)，16為右后支撐桿下交點(diǎn)，17為后斜支撐桿下交點(diǎn)， 18為前支撐桿前緣不銹鋼板，19為前支撐桿前緣招板,20為前支撐桿后緣整流板,21為后梁,22為隔板,23為前梁,24為中間蒙皮,25為后緣蒙皮。
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖1、2與具體實(shí)施方式
對本發(fā)明作進(jìn)ー步詳細(xì)描述實(shí)施例I :飛機(jī)背部外掛物7采用五根支撐桿與飛機(jī)機(jī)體連接，采用前2后3布局。飛機(jī)外掛物背部外掛物7重量為3. 5-4. 5T，中段為等截面，橫截面外形尺寸寬度為690_，高度為1200mm，安裝在距飛機(jī)水平基準(zhǔn)線上4. 5-5. 5米處；前支撐桿組2為左、右兩根支撐桿，前支撐桿組2交點(diǎn)在同一平面內(nèi)，前支撐桿組2與機(jī)身連接在中央翼3前梁上，前支撐桿組2與背部外掛物7底部采用固支連接，與機(jī)身中央翼3采用鉸支連接；前支撐桿組2通過中部橫向撐桿I連接在一起，提高了結(jié)構(gòu)剛度，降低振動，同時前支撐桿組2后緣蒙皮25増加整流片20，緩解后緣氣流分離過快，使振動最?。缓笾螚U組4為左、右兩根支撐桿，后支撐桿組4與背部外掛物7的上交點(diǎn)12、13、后支撐桿組4與飛機(jī)機(jī)體的下交點(diǎn)15、16均在同一平面內(nèi)，該平面與前支撐桿組2所在的平面平行并相距5. 5-6. 5米，后支撐桿組4與飛機(jī)機(jī)體的連接在機(jī)身5側(cè)部。后斜支撐桿6與背部外掛物7的交點(diǎn)14位于背部外掛物7對稱面上，距機(jī)身5背部約2米，距前支撐桿組2平面5. 5-6. 5米，后斜支撐桿6與飛機(jī)機(jī)體的連接點(diǎn)17位于機(jī)身對稱面上且與前支撐桿組2所在的平面平行并相距7. 5-8. 5米。后面三根支撐桿與背部外掛物7及機(jī)身5的連接均采用鉸支。通過運(yùn)用剛體與基礎(chǔ)間幾何不變系統(tǒng)分析理論，確定了背部外掛物7與機(jī)體連接為靜不定結(jié)構(gòu)。前支撐桿2受軸向拉、壓載荷及彎矩，后支撐桿4及后斜支撐桿6受軸向拉、壓載荷，支撐桿最長長度約為3. 7米，五根支撐桿外形為等截面對稱近似翼型，橫截面最大外形為高度為120mm，長度為397. 2mm。根據(jù)細(xì)長桿受壓特點(diǎn)，根據(jù)臨界失穩(wěn)應(yīng)力，確定五根支撐桿結(jié)構(gòu)采用雙梁式結(jié)構(gòu)形式，可以滿足各支撐桿的載荷。五根支撐桿結(jié)構(gòu)由前梁23、后梁21、前緣蒙皮、中間蒙皮24、后緣蒙皮25、隔板22組成。其中前、后梁由鋁合金預(yù)拉伸板機(jī)加成エ字梁，前緣蒙皮、中間蒙皮24、后緣蒙皮25分別與前、后梁連接構(gòu)成對稱翼型，為便于任務(wù)系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)設(shè)備的拆裝和維護(hù)，三塊蒙皮均采用可拆卸形式，用托板螺母及螺栓分別固定在前、后梁上；支撐桿上部和下部分別安裝有30CrMnSiA材料制成的上、下接頭，用于連接背部外掛物7及機(jī)體5，以將背部外掛物7的載荷傳遞到機(jī)身5上。實(shí)施例2 :在實(shí)施例I的基礎(chǔ)上，前支撐桿結(jié)構(gòu)采用雙梁承力結(jié)構(gòu)形式，前緣蒙皮采用雙層不同材料結(jié)構(gòu)，以提高結(jié)構(gòu)的穿透阻力，前緣外層蒙皮選用沖擊韌性好的不銹鋼材料18，內(nèi)層蒙皮選用硬鋁材料19，兩層蒙皮用鋼鉚釘連接后一起承受飛鳥撞擊產(chǎn)生的沖擊載荷，既滿足質(zhì)量輕，又增 加前緣結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度。
權(quán)利要求1.一種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置，其特征在干飛機(jī)背部外掛物(7)采用五根支撐桿與飛機(jī)機(jī)體連接，采用前2后3布局；飛機(jī)背部外掛物(7)安裝在距飛機(jī)水平基準(zhǔn)線上4.5-5. 5米內(nèi)，前支撐桿組(2)為左、右兩根支撐桿，前支撐桿組(2)與背部外掛物(7)的上連接點(diǎn)(8、9)、前支撐桿組(2)與飛機(jī)機(jī)體的下連接點(diǎn)(10、11)均在同一平面內(nèi)，前支撐桿組(2)與機(jī)身連接在飛機(jī)中央翼(3)前梁上，前支撐桿組(2)與背部外掛物(7)采用固支連接，與機(jī)身中央翼(3)采用鉸支連接；前支撐桿組(2)的支撐桿之間通過中部橫向撐桿(I)連接在一起；后支撐桿組(4)為左、右兩根支撐桿，后支撐桿組(4)與背部外掛物(7)的上連接點(diǎn)(12、13)、后支撐桿組(4)與飛機(jī)機(jī)體的下連接點(diǎn)(15、16)均在同一平面內(nèi)，該平面與前支撐桿組(2)所在的平面平行并相距5. 5-6. 5米，后支撐桿組(4)與飛機(jī)機(jī)體的連接在機(jī)身(5)側(cè)部；后支撐桿組(4)與背部外掛物(7)及機(jī)身(5)的連接均采用鉸支；后斜支撐桿(6)與背部外掛物(7)的交點(diǎn)(14)位于背部外掛物(7)對稱面上，距機(jī)身背部約2米，距前支撐桿組(2)平面5. 5-6. 5米，后斜支撐桿(6)與飛機(jī)機(jī)體的連接點(diǎn)(17)位于機(jī)身對稱面上且與前支撐桿組(2)所在的平面平行并相距7. 5-8. 5米，后斜支撐桿(6)與背部外掛物(7)及機(jī)身(5)的連接均采用鉸支。
2.如權(quán)利要求I所述的ー種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置，其特征在干前支撐桿組(2)的兩根支撐桿采用雙層不同材料的蒙皮前緣，兩層蒙皮前緣用鋼鉚釘連接；后緣處連接帽形整流片(20)。
3.如權(quán)利要求I所述的ー種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置，其特征在于支撐桿橫截面為等截面對稱的近似翼型結(jié)構(gòu)。
4.如權(quán)利要求3所述的ー種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置，其特征在于支撐桿橫截面最大外形高度為120mm,最大外形長度為397. 2mm。
5.如權(quán)利要求1、2、3或4所述的ー種飛機(jī)背部外掛物支撐裝置，其特征在于支撐桿是由前、后梁及上下蒙皮、前緣蒙皮、后緣蒙皮連接組成翼型結(jié)構(gòu)。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種飛機(jī)大型背部外掛物支撐裝置及前支撐桿抗鳥撞裝置，可以解決飛機(jī)背部外掛物重量大，支撐桿細(xì)長比大且前支撐桿需具備抗鳥撞能力等問題，為特種機(jī)領(lǐng)域提供了獨(dú)特的結(jié)構(gòu)形式。飛機(jī)背部外掛物支撐裝置采用五根支撐桿與飛機(jī)機(jī)體連接，采用前2后3布局，五根支撐桿橫截面為等截面對稱的近似翼型結(jié)構(gòu)，前支撐桿組采用雙層不同材料蒙皮前緣且后緣連接帽形整流片，提高了結(jié)構(gòu)剛度并降低振動。見摘要附圖。本裝置已經(jīng)應(yīng)用特種機(jī)等多項(xiàng)重點(diǎn)型號的支撐結(jié)構(gòu)上；為飛機(jī)新型機(jī)的研制提供了更好的平臺，在此基礎(chǔ)上可以改型設(shè)計若干性能優(yōu)異的、更多更好的專業(yè)機(jī)種，從而能滿足用戶更多更新的空勤要求。
文檔編號B64C1/00GK202518454SQ20122008691
公開日2012年11月7日 申請日期2012年3月9日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月9日
發(fā)明者何倦戶, 何紅芳, 劉世群, 周明, 孫樂, 孫銳, 張軍, 張小梅, 曹紅偉, 李敏敏, 歐陽紹修, 汪海清, 王健, 王道恩, 石鵬飛, 胡斌, 賀寧龍, 龔麗娟 申請人:陜西飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司