加強飛行器機身的制作方法
【專利摘要】一種飛行器，具有通過上游螺槳架或掛架(17)連接至后機身(31)的推進系統(tǒng)(13)；該飛行器包括連接至后機身(31)的垂直尾翼(21)；后機身(31)從后部耐壓艙壁(27)延伸至飛行器尾部(29)，其包括外殼(35)和垂直于中心縱向軸線(33)布置的多個框架(37，37’，37”)，并具有至少帶有垂直對稱平面(A-A)的彎曲形狀；垂直尾翼(21)包括帶有左右外殼、前后梁(51，53)和多個肋(55)的抗扭盒；該飛行器還包括將所述垂直尾翼(21)與后機身(31)連接在一起的堅固結(jié)構(gòu)，該堅固結(jié)構(gòu)在推進系統(tǒng)(13)的會產(chǎn)生后機身(31)的損壞的故障事件中用作冗余載荷路徑。
【專利說明】加強飛行器機身
【技術(shù)領域】
[0001]本發(fā)明涉及具有螺旋槳發(fā)動機的飛行器的后機身，并且更具體地涉及用于承受由于螺旋槳發(fā)動機的故障事件引起的沖擊和損壞的加強機身。
【背景技術(shù)】
[0002]存在已知的由螺旋槳發(fā)動機供給動力的商用飛行器(CBA vectorl23, SARA,AVANTI，7J7)，該螺旋槳發(fā)動機位于飛行器的后部中，通過螺槳架或掛架由機身支撐。
[0003]這種飛行器結(jié)構(gòu)帶來的一個問題與故障事件相關，如PBR( “螺旋槳葉片松開”)事件，即，其中螺旋槳發(fā)動機的一個葉片脫落并撞擊機身的事件；UERF(“非包含式發(fā)動機轉(zhuǎn)子故障”)事件，S卩，其中發(fā)動機的轉(zhuǎn)子的一部分制動的事件，它被釋放并撞擊機身；在葉片的前端形成的冰脫落會被以高速扔到機身上的冰脫落事件，或任何其它“大損壞”事件。
[0004]所述后機身的結(jié)構(gòu)因此應當考慮這些事件，并保證它的維持穩(wěn)定性的能力，并進行安全著陸，即，應當耐沖擊和損傷容限機身。
[0005]作為發(fā)動機中出現(xiàn)故障的結(jié)果，螺旋槳發(fā)動機的一個葉片或任何其它發(fā)動機部件會分離并以高速撞擊后機身，分割后機身。在這種緊急狀態(tài)中，飛行器僅以一個發(fā)動機運行，在飛行器的對稱面之外產(chǎn)生向前的推動力。該推動力引起偏航力矩，必須用由尾翼的垂直尾翼引起的側(cè)面空氣動力平衡該偏航力矩，使得飛行器可以繼續(xù)穩(wěn)定地航行。當垂直尾翼(vertical tail plane)位于后機身上方時,該側(cè)面空氣動力產(chǎn)生沿著后機身的扭矩。如果該葉片撞擊在機身上并分割它，則機身的抗扭強度相當大地降低，因為閉合區(qū)段的扭轉(zhuǎn)剛度與由該區(qū)段包圍的總面積成比例，而開口區(qū)段的扭轉(zhuǎn)剛度與該區(qū)段的材料面積成比例。
[0006]螺旋槳發(fā)動機也可以位于機翼中，使得螺旋槳葉片的分離可能撞擊機翼前面的中央機身。在機身的該區(qū)域中，所提及的機身必須支撐的扭矩相對低，并且不涉及臨界緊急狀態(tài)。然而，這種狀態(tài)在螺旋槳發(fā)動機位于飛行器的在尾翼前面的后面中時得到改變，因為由于發(fā)動機出現(xiàn)故障而由尾翼產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩非常高，并且會引起災難性的情況，這對飛行器來說是必須避免的。
[0007]W02009/068638公開了一種由復合材料制成的耐沖擊機身，其包括外側(cè)外殼和內(nèi)側(cè)外殼，這兩個外殼通過徑向元件結(jié)合，該徑向元件配置為在所述飛行器的后部中提供所需要的抗扭強度的多室結(jié)構(gòu)。
[0008]本發(fā)明還致力于處理與經(jīng)歷所述故障事件的后機身相關的航空工業(yè)需求，并提供了不同于W02009/068638的解決方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]本發(fā)明的目標是提供一種飛行器，其具有通過上游螺槳架或掛架連接至后機身的推進系統(tǒng)，該上游螺槳架或掛架很好地抵抗在諸如PBR事件或UERF事件之類的故障事件中產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)載荷。[0010]本發(fā)明的另一個目標是提供一種飛行器，其具有通過上游螺槳架或掛架連接至后機身的推進系統(tǒng)，上游螺槳架或掛架具有耐沖擊結(jié)構(gòu)以承受故障事件，如PBR事件、UERF事件或冰脫落事件。
[0011 ] 本發(fā)明的另一個目標是提供一種飛行器，其具有通過上游螺槳架或掛架連接至后機身的推進系統(tǒng)，上游螺槳架或掛架具有損傷容限結(jié)構(gòu)以承受故障事件，如PBR事件、UERF事件或冰脫落事件。
[0012]這些和其它目標由一種飛行器滿足，該飛行器具有通過上游螺槳架或掛架連接至后機身的推進系統(tǒng)；該飛行器包括連接至后機身的垂直尾翼；后機身從后部耐壓艙壁延伸至飛行器尾部，后機身包括外殼和垂直于中心縱向軸線布置的多個框架，并具有至少帶有垂直對稱平面的彎曲形狀；垂直尾翼包括帶有左右外殼、前后梁和多個肋的抗扭盒；該飛行器還包括將所述垂直尾翼和后機身連接在一起的堅固結(jié)構(gòu)，該堅固結(jié)構(gòu)在推進系統(tǒng)的會產(chǎn)生后機身的損壞的故障事件(如PBR事件、UERF事件和冰脫落事件)中用作冗余載荷路徑。
[0013]在本發(fā)明的實施例中，所述堅固結(jié)構(gòu)是梁，并且飛行器還包括成形為覆蓋所述梁的空氣垂直舵的非堅固整流裝置。因此，實現(xiàn)了為面對所述事件更好地準備的飛行器，因為它在機身之外提供了附加載荷路徑，而沒有有害的空氣動力效應。
[0014]在本發(fā)明的實施例中，所述堅固結(jié)構(gòu)包括梁和成形為覆蓋所述梁的空氣垂直舵的堅固整流裝置。因此，實現(xiàn)了具有用于面對所述事件的雙重保護的飛行器。
[0015]在本發(fā)明的實施例中，所述梁在一側(cè)連接至靠近后部耐壓艙壁的框架，并在另一側(cè)連接至肋與垂直尾翼的前梁的接合處。因此梁與機身和垂直尾翼的連接點在受所述故障事件影響的主要區(qū)域之外。
[0016]在本發(fā)明的實施例中，所述梁的縱向軸線和水平平面之間的角度在10°和30°之間。在該位置中，梁覆蓋與所述故障事件相關的風險中的相當大的比例。
[0017]在本發(fā)明的實施例中，所述梁在后機身上具有用于防止彎曲的一個或多個中間支撐件。這些中間支撐件可以容易地被放置在覆蓋所述梁的整流裝置內(nèi)，使得它們不具有任何有害的空氣動力效應。
[0018]在本發(fā)明的實施例中，所述梁的橫截面是閉合形截面(特別地，管狀形狀)。因此該梁的形狀適合形成用于承受拉伸應力。
[0019]在本發(fā)明的實施例中，在堅固整流裝置的情況下，整流裝置包括尺寸適合形成為針對每種類型的整流裝置預見的載荷的堅固外殼和加強元件。
[0020]在本發(fā)明的實施例中，整流裝置是連接至垂直尾翼和后機身的單個部件，或者是垂直尾翼的延伸部分。
[0021]根據(jù)闡述本發(fā)明的目標的實施例的接下來聯(lián)系附圖的詳細描述，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將變得明顯。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]圖1a和Ib分別示出具有螺旋槳發(fā)動機的飛行器的后部的側(cè)視圖和平面圖。
[0023]圖2a和2b分別示出根據(jù)本發(fā)明的飛行器的后機身的剖視圖和立體圖。
[0024]圖3是根據(jù)本發(fā)明的實施例的飛行器的后機身的示意性立體圖。[0025]圖4是圖3的局部橫截面，其詳細示出堅固結(jié)構(gòu)。
[0026]圖5是根據(jù)本發(fā)明的另一個實施例的飛行器的后機身的示意性立體圖。
[0027]圖6是圖5的局部橫截面，其詳細示出堅固結(jié)構(gòu)。
[0028]圖7是詳細示出本發(fā)明的另一個實施例的堅固結(jié)構(gòu)的局部橫截面。
[0029]圖8是飛行器的后機身的示意性立體圖，示出作為連接至機身和垂直尾翼的單個部件的空氣垂直舵。
[0030]圖9是飛行器的后機身的示意性立體圖，示出作為垂直尾翼的延伸部的空氣垂直舵的另一個實施例。
【具體實施方式】
[0031]在圖1a和Ib中示出的飛行器中，具有螺旋槳葉片15的推進系統(tǒng)13通過上游螺槳架或掛架17連接至后機身31，尾翼包括位于推進系統(tǒng)13后面的垂直尾翼21 (verticaltail plane)和上部水平尾翼23。
[0032]連接至后機身31的垂直尾翼21包括前緣、抗扭盒、機翼后緣、根關節(jié)和前端?？古ず邪?1、53、多個肋55和由縱梁加固的左右外殼。左右外殼連接至前緣和機翼后緣面板，形成它的空氣動力學輪廓。
[0033]如在典型的飛行器機身中一樣，后機身31的主要結(jié)構(gòu)兀件是外殼35、框架37和縱梁(未示出)。外殼35由縱梁縱向地加固，以減小外殼厚度，使得它在重量方面更有競爭力，同時框架37避免機身的整體不穩(wěn)定性并且可以經(jīng)受局部載荷的引入。
[0034]因此，在垂直尾翼21和螺槳架或掛架17的連接區(qū)域中，后機身31的結(jié)構(gòu)元件，并且特別地框架37，適合被設計用于承受由它們引入的載荷。
[0035]另一方面，后機身31還可以包括其它結(jié)構(gòu)元件以提供應付螺旋槳葉片15從推進系統(tǒng)13的發(fā)動機分離的事件所需要的高抗扭強度，該事件由于由發(fā)動機的停止產(chǎn)生的偏航力矩和由尾翼產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩而在一側(cè)在機身上引起扭矩以平衡所述偏航力矩，并且在分離的葉片撞擊在機身上時在另一側(cè)引起對機身的損壞，這明顯地降低其抗扭強度。
[0036]在本文中，本發(fā)明的基本思想是添加將垂直尾翼21與后機身31連接在一起的堅固結(jié)構(gòu)，該堅固結(jié)構(gòu)在所述故障事件中用作冗余載荷路徑。
[0037]在本發(fā)明的實施例中(特別地，參見圖2a和2b)，所述堅固結(jié)構(gòu)包括梁41，梁41分別地連接至機身的區(qū)域45和垂直尾翼21的抗扭盒的區(qū)域49，這些區(qū)域位于針對從推進系統(tǒng)13分離的葉片預見的主要軌跡之外，使得梁41可以用作例如影響后機身31的接收來自垂直尾翼21的載荷的區(qū)域的故障事件的可替換載荷路徑。
[0038]在本發(fā)明的實施例中，梁41連接到其上的機身區(qū)域45是位于靠近后部耐壓艙壁27的框架37之上的區(qū)域，使得梁41的載荷直接轉(zhuǎn)移至所述框架37。可以采用合適的接頭進行梁41和框架37之間的連接。
[0039]類似地，垂直尾翼21的抗扭盒的其上連接梁41的區(qū)域49位于肋55與前梁51d的接合處之上，并且可以通過合適的接頭進行所述元件支架的連接。
[0040]考慮上述對梁連接區(qū)域45，49的要求，認為梁41的縱向軸線和水平平面(即，垂直于對稱平面A-A的平面)之間的角度在10°和30°之間。
[0041]在優(yōu)選實施例中，所述梁41具有閉合形橫截面，并且特別地，具有管形橫截面。[0042]在本發(fā)明的實施例中(特別地，參見圖3和4)，梁41由非堅固整流裝置63覆蓋，為了專門用于空氣動力學目的，整流裝置63的成形為空氣垂直舵(dorsal fin)，為此理解為是垂直尾翼21的沿著機身的具有相當大的長度的延伸部分，雖然它的在機身的側(cè)向之外的突出部可以小于垂直尾翼側(cè)向突出部，該垂直尾翼側(cè)向突出部致力于改善飛行器的方向穩(wěn)定性。
[0043]如圖4所示，整流裝置63的外殼可以具有夾層結(jié)構(gòu)。
[0044]在本發(fā)明的實施例中(特別地，參見圖5和6)，堅固結(jié)構(gòu)包括梁41和整流裝置65，整流裝置65成形為空氣垂直舵，因此具有空氣動力學和堅固功能。在圖6中示出的實施例中，整流裝置65包括堅固外殼71、T形加強縱梁73和在該整流裝置的靠近垂直尾翼21的較高區(qū)段中的連接板75。
[0045]在本發(fā)明的實施例中(特別地，參見圖7)，堅固結(jié)構(gòu)僅包括空氣垂直舵形結(jié)構(gòu)67。在圖7中示出的實施例中，結(jié)構(gòu)67包括尺寸適合形成為用于滿足堅固要求的堅固外殼71、T形加強縱梁73和連接板77。由于整流裝置67是堅固結(jié)構(gòu)的僅有部件，因此針對載荷轉(zhuǎn)移目的，它應當通過合適的連接裝置連接至后機身31和垂直尾翼21。
[0046]所述整流裝置63，63，67優(yōu)選如圖8中所示將被布置為連接至垂直尾翼21的單個部件，雖然它們也可以如圖9中所示被布置為垂直尾翼21的延伸部分，如結(jié)合在多個已知的飛行器中的空氣垂直舵所出現(xiàn)的情況那樣。
[0047]除了所述新的載荷路徑，根據(jù)本發(fā)明的堅固結(jié)構(gòu)還產(chǎn)生下述技術(shù)效果:
[0048]-增加后機身31的抗撓勁度和強度，以實現(xiàn)能夠應付由從發(fā)動機13分離的螺旋槳葉片15的撞擊引起的損壞的損傷容限結(jié)構(gòu)。
[0049]-增加垂直尾翼21的側(cè)力和失速迎角。
[0050]-提供對由推進系統(tǒng)13引起的噪聲的屏蔽。
[0051 ]-提供對冰脫落事件防護。
[0052]雖然已經(jīng)結(jié)合優(yōu)選實施例充分地描述了本發(fā)明，但明顯的是，在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以引入多種修改，不應當認為這受到這些實施例的限制，而是由接下來的權(quán)利要求的內(nèi)容限制。
【權(quán)利要求】
1.一種飛行器，其具有通過上游螺槳架或掛架(17)連接至后機身(31)的推進系統(tǒng)(13);該飛行器包括連接至后機身(31)的垂直尾翼(21);后機身(31)從后部耐壓艙壁(27)延伸至飛行器尾部(29)，后機身(31)包括外殼(35)和垂直于中心縱向軸線(33)布置的多個框架(37，37’，37”)，并具有至少帶有垂直對稱平面(A-A)的彎曲形狀；垂直尾翼(21)包括帶有左右外殼、前后梁(51，53)和多個肋(55)的抗扭盒，其特征在于，該飛行器還包括將所述垂直尾翼(21)與后機身(31)連接在一起的堅固結(jié)構(gòu)，該堅固結(jié)構(gòu)在推進系統(tǒng)(13)的會產(chǎn)生后機身(31)的損壞的故障事件中用作冗余載荷路徑。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中所述推進系統(tǒng)(13)是開口轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，并且所述故障事件包括下述事件中的一個或多個=PBR事件、UERF事件和冰脫落事件。
3.根據(jù)權(quán)利要求1和2中任一項所述的飛行器，其中所述堅固結(jié)構(gòu)是梁(41)，并且飛行器還包括成形為覆蓋所述梁(41)的空氣垂直舵的非堅固整流裝置(63)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1和2中任一項所述的飛行器，其中所述堅固結(jié)構(gòu)包括梁(41)和成形為覆蓋所述梁(41)的空氣垂直舵的堅固整流裝置(65)。
5.根據(jù)權(quán)利要求3和4中任一項所述的飛行器，其中所述梁(41)在一側(cè)連接至靠近后部耐壓艙壁(27)的框架(37)，并在另一側(cè)連接至肋(55)與垂直尾翼(21)的前梁(51)的接合處。
6.根據(jù)權(quán)利要求3-5中任一項所述的飛行器，其中所述梁(41)的縱向軸線和水平平面之間的角度在10°和30。之間。
7.根據(jù)權(quán)利要求3-6中 任一項所述的飛行器，其中所述梁(41)在后機身(31)上具有用于防止彎曲的一個或多個中間支撐件(48)。
8.根據(jù)權(quán)利要求3-7中任一項所述的飛行器，其中所述梁(41)的橫截面是閉合形截面。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛行器，其中所述閉合形截面具有管狀形狀。
10.根據(jù)權(quán)利要求4-9中任一項所述的飛行器，其中所述堅固整流裝置(65)包括外殼(71)和加強元件(73，75)。
11.根據(jù)權(quán)利要求1和2中任一項所述的飛行器，其中所述堅固結(jié)構(gòu)是成形為空氣垂直舵的結(jié)構(gòu)(67)。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的飛行器，其中所述堅固結(jié)構(gòu)包括堅固外殼(71)和內(nèi)加強元件(73，77)。
13.根據(jù)權(quán)利要求3、4和11中任一項所述的飛行器，其中所述整流裝置出3，65，67)中的每一個是連接至垂直尾翼(21)和后機身(31)的單個部件。
14.根據(jù)權(quán)利要求3、4和11中任一項所述的飛行器，其中所述整流裝置出3，65，67)中的每一個是垂直尾翼(21)的延伸部分。
【文檔編號】B64C1/26GK103635385SQ201280032996
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2012年6月28日 優(yōu)先權(quán)日:2011年7月1日
【發(fā)明者】勞爾·卡洛斯·利亞馬斯桑寧, 喬斯·路易斯·馬丁內(nèi)斯穆尼奧斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司