本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)：

飛機(jī)上有一些方形匣體零件，匣體在飛機(jī)內(nèi)部，但安裝在飛機(jī)表面的蒙皮上，由于匣體受到的載荷作用，容易造成在匣體開口附近與蒙皮連接處出現(xiàn)裂紋，在匣體上和蒙皮上都會(huì)出現(xiàn)裂紋，嚴(yán)重影響了匣體的使用壽命。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決上述問題，本發(fā)明提出了一種飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)，包括匣體本體以及設(shè)置在匣體本體端部的翻邊，匣體本體通過所述翻邊連接在蒙皮開口處，所述翻邊在其與匣體本體連接處設(shè)置有缺口，兩個(gè)相鄰所述翻邊之間設(shè)置有補(bǔ)強(qiáng)板，所述補(bǔ)強(qiáng)板固定在所述蒙皮上。

優(yōu)選的是，所述缺口為四分之一圓形。

上述方案中優(yōu)選的是，所述圓形半徑為5～20mm。

上述方案中優(yōu)選的是，所述匣體本體由兩塊矩形板材構(gòu)成，其中一塊矩形板材折疊成匣體本體的三個(gè)面，另一塊矩形板材構(gòu)成匣體本體的第四個(gè)面，第四個(gè)面固定且封閉由前述三個(gè)面構(gòu)成的凹槽。

上述方案中優(yōu)選的是，兩塊矩形板材為鈑金件。

上述方案中優(yōu)選的是，兩個(gè)鈑金件鉚接。

上述方案中優(yōu)選的是，所述翻邊與所述蒙皮焊接。

用此方法安裝匣體，節(jié)約了零件制造成本，降低了零件內(nèi)部應(yīng)力，缺口圓角過渡的設(shè)計(jì)(預(yù)留開口)減少了出現(xiàn)裂紋的幾率，提高了匣體結(jié)構(gòu)的使用壽命。

附圖說明

圖1為本發(fā)明飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)的一優(yōu)選實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明圖1所示實(shí)施例的飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)與蒙皮連接示意圖。

其中，1為匣體本體，2為翻邊，3為蒙皮，4為補(bǔ)強(qiáng)板，5為缺口。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

本發(fā)明提出了一種飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)，如圖1及圖2所示，主要包括匣體本體1以及設(shè)置在匣體本體1端部的翻邊2，匣體本體1通過所述翻邊2連接在蒙皮3開口處，所述翻邊2在其與匣體本體1連接處設(shè)置有缺口5，兩個(gè)相鄰所述翻邊之間設(shè)置有補(bǔ)強(qiáng)板4，所述補(bǔ)強(qiáng)板4固定在所述蒙皮3上。

圖2給出了該飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)在與蒙皮3連接處的結(jié)構(gòu)，圖中，最中間的正方形為匣體內(nèi)腔，圍繞在該正方形四周的為翻邊2及補(bǔ)強(qiáng)板4，進(jìn)一步說明的是，匣體內(nèi)腔(圖中中間正方形)包括四個(gè)側(cè)板，每個(gè)側(cè)板向外90°翻轉(zhuǎn)構(gòu)成四個(gè)翻邊2，任意翻邊在翻折線的兩端設(shè)置有缺口，本實(shí)施例中，該缺口為四分之一圓形(90°)，同理，與該翻邊相鄰的翻邊也具有四分之一圓形的缺口，加上本實(shí)施例中對(duì)補(bǔ)強(qiáng)板對(duì)應(yīng)位置處開的90°圓形缺口，共同構(gòu)成了270°的圓形缺口。本實(shí)施例中圖2上方的翻邊未去除側(cè)邊多余部分，因此該處無需補(bǔ)強(qiáng)板，同時(shí)，對(duì)該翻邊上與相鄰翻邊的缺口處接觸的部位設(shè)置有180°缺口，以補(bǔ)齊未帶補(bǔ)強(qiáng)板帶來的缺陷。

本實(shí)施例中，所述圓形半徑為5～20mm。即r區(qū)圓角過渡尺寸設(shè)計(jì)為5～20mm，有效減小了飛機(jī)匣體在翻邊端部處對(duì)蒙皮造成的撕裂問題，減少了裂紋出現(xiàn)的幾率。

本實(shí)施例中，圖2之所以僅在匣體內(nèi)腔(圖中中間正方形)的下方設(shè)置了兩個(gè)補(bǔ)強(qiáng)板4，而未在其上方也設(shè)置補(bǔ)強(qiáng)板4，是因?yàn)楸緦?shí)施例中所述匣體本體由兩塊矩形板材構(gòu)成，其中一塊矩形板材折疊成匣體本體的三個(gè)面(圖中中間正方形左側(cè)、右側(cè)、下側(cè)三條線對(duì)應(yīng)的匣體本體的側(cè)面)，另一塊矩形板材構(gòu)成匣體本體的第四個(gè)面(圖中中間正方形上側(cè)線對(duì)應(yīng)的匣體本體的側(cè)面)，第四個(gè)面固定且封閉由前述三個(gè)面構(gòu)成的凹槽。

本實(shí)施例中，兩塊矩形板材為鈑金件，且兩個(gè)鈑金件鉚接。具體的，后述的板材兩側(cè)邊翻轉(zhuǎn)，鉚接在與其接觸的前述板材的兩個(gè)板面上。

本實(shí)施例所安裝的匣體，節(jié)約了零件制造成本，降低了零件內(nèi)部應(yīng)力，r區(qū)圓角過渡的設(shè)計(jì)(預(yù)留開口)減少了出現(xiàn)裂紋的幾率，提高了匣體結(jié)構(gòu)的使用壽命。

該發(fā)明所示的飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)在飛機(jī)上進(jìn)行了實(shí)施，飛機(jī)機(jī)身兩側(cè)共安裝了兩組這種匣體，安裝以后，出現(xiàn)裂紋的幾率下降了80％，使用壽命延長了20多倍。

最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種飛機(jī)匣體結(jié)構(gòu)，屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域。主要包括匣體本體(1)以及設(shè)置在匣體本體(1)端部的翻邊(2)，匣體本體(1)通過所述翻邊(2)連接在蒙皮(3)開口處，所述翻邊(2)在其與匣體本體(1)連接處設(shè)置有缺口，兩個(gè)相鄰所述翻邊之間設(shè)置有補(bǔ)強(qiáng)板(4)，所述補(bǔ)強(qiáng)板(4)固定在所述蒙皮(3)上。本發(fā)明通過補(bǔ)強(qiáng)板的設(shè)計(jì)以及缺口的設(shè)計(jì)有效減小了飛機(jī)匣體在翻邊端部處對(duì)蒙皮造成的撕裂問題，減少了裂紋出現(xiàn)的幾率。

技術(shù)研發(fā)人員：王歲勝
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：2017.03.30
技術(shù)公布日：2017.08.18