主旋翼外挂架支承结构

本发明涉及直升飞机主旋翼外挂架用的改进的支承结构。本发明特别是提供 一种改进的主旋翼外挂架支承结构，其制造成本较低，较高的飞机触及性，重量 较轻，具有防火性。

直升飞机中的主旋翼外挂架具有几项关键特征。首先，主旋翼外挂架将直升 飞机的传动系统、发动机、发动机排气管、设备舱罩住，该设备舱用于防止污物 进入它们中。第2，该主旋翼外挂架还为维修人员提供行走表面，以便于触及主 旋翼系统，并对其进行检查。直升飞机的主旋翼要求大量的维修作业。因此，能 够将主旋翼外挂架用作行走表面是特别重要的。

普通的主旋翼外挂架包括与内部支承结构固定的外壳。该支承结构刚好从发 动机舱的前部延伸而通过发动机排气管。图1表示普通的主旋翼外挂架支承结 构，其一般包括金属制的框架部件和剪切板。该剪切板与框架部件一起作用以便 提供承受预计的行走荷载所必需的支承，而政府标准规定该行走荷载为450英 磅。上述框架部件包括顶盖，该盖通过螺栓或通过铆钉与间隔开的竖向加强件连 接。该竖向加强件又通过螺栓或铆钉与直升飞机舱的顶部连接。该盖和竖向加强 件一般为呈槽型、T型或L型的部件。薄片状金属剪切板通过铆钉与盖、竖向加 强件和机舱连接，以便形成刚性支承结构。

对于多种大型直升飞机的一项FAA规定是：防火壁必须将靠近发动机或排气 舱设置的任何部件分隔开。由于主旋翼外挂架支承结构靠近发动机舱和发动机排 气舱设置，这样必须对用于制造该结构的材料进行选择以便防止火从这些部件蔓 延到主旋翼外挂架的内部。另外，必须对上述支承结构进行设计以便耐受在发动 机或排气管周围产生的，会超过1000°F的正常热量。到目前为止，这些技术条 件强制要求框架部件、剪切板和机舱外壳采用钛和/或钢。

上述已有的主旋翼外挂架具有以下几项缺点。首先，钛和钢是价格较高的材 料，并且其重量大于铝和复合结构。附加的重量一般要求添加附加的加强部件。 另外，普通的支承结构的制造要求框架结构，即框架盖和竖向加强件通过铆钉精 确地与剪切板连接，以便形成支承结构。因此，制造普通的支承结构的时间是很 长的。

此外，由于框架部件和剪切板均通过铆钉相互连接，这样精确地制造这些部 件，并将它们连接是很重要的，以便避免需要在装配过程中，进行尺寸改动。下 述事实证明难于保持上述精确性，该事实为：如果将两个实际的支承结构并排放 置，则结构中会产生稍小的误差。虽然这些误差对于部件的结构整体不是重要的， 但是所要求的任何尺寸变动一般会对制造过程添加附加时间，以便将这些部件适 当装配，或进行相互更换。

在普通的支承结构中，由于剪切板通过铆钉与框架部件和机舱连接，这样不 能很容易地通过剪切板接近或进入发动机和/或内舱。这样，如果需要进入，则必 须在剪切板上添加门，这样会增加制造该支承结构的时间和成本。

普通的剪切板结构所造成的另一缺点在于形成裂缝。当剪切板承受交替的拉 压荷载时，其会趋于开裂。这些交替荷载趋向使剪切板产生“油罐(oil can)”。该 油罐式变动(oil canning)指剪切板在非平面内发生变形的现象。该交替荷载是飞机 起飞和降落造成的，该起飞和降落在一定程度上对飞机支承结构施加突然荷载。 当在剪切板中产生裂缝时，必须更换或维修该剪切板。

普通的主旋翼外挂架支承结构还用于将某些所施加的荷载直接传递给机舱外 壳，而不是传递给连接点，比如直升飞机框架。这是将行走荷载传递给飞机的非 有效的方式，其必须添加另外的加强件以便对机舱外壳提供足够的结构支承。

于是，需要提供一种改进的主旋翼外挂架支承结构，其具有防火性能，便于 制造，飞机的飞行起落适应能力强，重量较轻。

本发明的目的在于提供一种直升飞机主旋翼外挂架用的防火支承结构，该旋 翼外挂架可承受行走荷载。

本发明的上述目的和其它目的通过下述的直升飞机主旋翼外挂架支承结构来 实现。该支承结构包括框架结构和防火隔板，该框架结构用于支承作用于主旋翼 外挂架上的荷载，该防火隔板用于防止火从发动机或排气舱蔓延到相邻的舱。

上述框架结构包括第1和第2复合主梁，每根主梁伸到发动机舱和排气管室 附近。该主梁最好由石墨层形成。

最好多个桥接部件在第1和第2主梁之间延伸，并且与第1和第2主梁连接。 在本发明的优选实施例中，上述桥接部件由石墨层形成，其与第1和第2主梁成 整体成形。

多个立柱与主梁连接，并且沿该主梁间隔开。上述立柱安装于直升飞机上的 单独的连接点处。密封板安装于立柱上。

在每根主梁上安装至少一块防火板。该防火板的侧边设置于密封板与立柱之 间，允许该侧边可在密封板和立柱之间进行平面内运动，而该密封板与立柱限制 其进行非平面的移动。上述侧边和密封板的嵌合用于防止火蔓延而通过防火板。

在本发明的一个实施例中，设置有翼缘部件，其相对直升飞机向上延伸，该 部件以滑动方式与槽型件嵌合，该槽型件形成于防火板的底边的局部上，并沿该 局部延伸。上述翼缘部件和底边的嵌合限制防火板的底边进行非平面的运动，同 时允许其进行平面内运动，另外用于防止火蔓延而通过防火板。

可在上述防火板的侧边和底边与其相应的连接部之间设置密封材料以便进一 步防止火在它们之间蔓延。

在上述框架结构和发动机排气管之间设置防火壳体以便防止火蔓延到框架结 构处。

根据下面的附图所示的优选实施例的具体描述，更加容易得出本发明的前述 的和其它的特征以及优点。

为了对本发明进行说明，附图表示目前本发明的优选形式。但是，应知道， 本发明不限于附图所示的具体结构和结构。

图1为已有技术的主旋翼外挂架支承结构的等角投影图；

图2为本发明的主旋翼外挂架支承结构的等角投影图；

图3为作为本发明的一个方面的主旋翼外挂架支承结构中的主梁部分的等角 投影图；

图4为靠近发动机排气舱设置的立柱的等角投影图；

图5为图2所示的主旋翼外挂架支承结构中的发动机舱的放大等角投影图；

图6为沿图5中的6-6线的本发明的主旋翼外挂架支承结构的剖面图；

图7为沿图5中的7-7线的本发明的主旋翼外挂架支承结构的剖面图；

图8为沿图2中的8-8线的，靠近发动机排气舱的主旋翼外挂架支承结构的 剖面图。

参照附图，在这些附图中，相同的标号表示相应或类似的部件。图2表示本 发明的主旋翼外挂架支承结构10。该支承结构10围着主旋翼(图中未示出)周 围安装在直升飞机舱(图中未示出)的顶板或外壳上，并且靠近飞机的发动机E 和发动机排气管EE。上述支承结构10包括抵抗所作用的荷载的框架结构12和立 柱20、防火隔板14，该板14用于防止火从发动机舱蔓延到相邻的舱。上述框架 结构12以更加清楚的方式在图3中示出，其包括至少一根，最好为两根主梁16。 每根梁16靠近发动机舱EC和发动机排气舱EEC延伸，并且最好沿其整个长度 范围保持连续。作为一个优选实施例，上述主梁16为倒U型的槽型件，其宽度 最好约在2.0～3.0英寸的范围内变化，其竖向翼缘的长度约在1.0～2.00英寸的范 围内变化。上述槽型件的厚度约在0.069～0.100英寸的范围内变化。

最好上述主梁16由复合材料，比如石墨/环氧树脂层的叠层形成。最好采用该 石墨材料，因为其重量轻，具有较高的抗拉强度的特性。将适合的环氧树脂材料 用作上述叠层的基层。本发明所使用的一种优选的环氧树脂为Hexcel8552，其由 位于Dulin，CA的Hexcel Corporation出品。该树脂具有很好的高温性能。本领域 的普通技术人员很容易选择适合的树脂材料。最好上述叠层包括夹持于织物(比 如，±45和/或0/90)层之间的万向(0°)层。作为一个优选的实施例，主梁的 主横截面叠层包括±45外层、0/90中间层、两个0°万向中心层。

如上所述，最好设置两根梁16，其中一根梁靠近每个发动机舱EC的延伸。 该主梁16最好通过用于增强支承和尺寸稳定性的桥接部件18相互连接。上述桥 接部件18也最好呈槽型，并由复合材料，比如石墨材料的叠层形成，如图3所示， 最好具有3个横向桥接部件18，它们在主梁16，与在两个横向桥接部件18之间 延伸的一个纵向桥接部件18L之间延伸。如果需要，上述横向桥接部件18和纵向 桥接部件18L可设置于隔板处。

为了使制造过程方便易行，上述主梁16、桥接部件18、18L成整体件形成。 这可通过同时将桥接部件18、18L和主梁16用的层放置于模中实现。通过将梁 16和桥接部件18、18L作为成整体的件形成，便取消了单独的连接步骤，由此使 形成支承结构10中的该部件所需要的时间减少。但是，如果需要，上述梁16和 桥接部件18、18L可作为单独的部件形成，之后将这些单独部件相互连接。最好 上述主梁16和桥接部件18、18L用于在以几乎不发生弯曲的情况下承受预计的行 走荷载。

上述框架结构12还包括间隔开的立柱20，该立柱20将主梁16与单独的直升 飞机的安装点连接。最好上述立柱20呈槽型，其具有刚好嵌合于主梁16的槽内 部的宽度。靠近发动机排气舱EEC的立柱20最好由铝材料形成。靠近发动机舱 EC的立柱20最好由钛材料形成。最好上述立柱20的底端通过本领域的普通技术 人员所公知的任何普通的方式，比如有眼螺栓连接件，与飞机中的单独的安装点 (框架和/或梁)连接。上述立柱20作为将荷载从主梁16传递给飞机框架结构的 主部件。

如图4所示，框架结构12中的靠近发动机排气舱EEC的部分中的立柱20沿 宽度方向，朝向其底端呈锥状倾斜，在这里它们与单独的飞机安装点连接。上述 立柱20的锥状减小了立柱的重量。另外，根据所作用的荷载，可添加横向立柱 20C以便对主梁提供辅助支承，并且进一步促使将所作用的荷载直接传递给单独 的机身安装点。如后面将要具体描述的那样，立柱20和横向立柱20C与发动机排 气管EE隔开，由于不用担心着火和产生过热，这样上述框架结构中的上述部分 中的立柱20、20C由轻质材料，比如铝形成。最好是立柱20的顶端通过螺栓与主 梁16连接。

再返回参照图1，可在设计中加入飞机船尾式(aft)框架86，以便对框架结 构12提供进一步支承。在本发明中，上述飞机船尾式(aft)框架86与桥接部件 18固定，并且与飞机上的单独的安装点连接。

如上所述，FAA规定要求发动机舱EC和排气舱EEC通过防火结构与相邻的 舱分隔开。本发明通过在支承结构中设置防火隔板而符合上述FAA规定。再返回 参照图2，在发动机舱EC的区域，防火隔板14包括多块防火板22，其悬吊于主 梁16上。参照图7，该板22与主梁16以螺纹方式嵌合。最好，螺栓80穿过板 22中的孔，与和主梁16的翼缘部连接的螺母板82嵌合。该防火板22最好由钛 材料形成，其厚度约为0.012英寸。该防火板22不用于承受任何所作用的行走荷 载。反之，该板22用于防止火蔓延。

为了防止荷载通过防火板22而传递，该防火板22的侧边和底部固定，以便 防止面内荷载在防火板22和周围结构之间传递，或使该荷载的传递减小到最小。 参照图5和6，图中所示的防火板22通过滑动连接件24与立柱20连接。特别是， 密封板26与立柱20的翼缘部或支腿连接。最好，上述密封板26沿立柱20的整 个长度范围延伸，并且由钛材料形成。该密封板26包括至少一个错开的翼缘部 30，其沿密封板26的长度方向，在立柱20和密封板26之间形成间隙。该间隙的 尺寸确定为能够接纳板22的横边。在一个优选实施例中，商标为TEFLON的密 封件32或类似的密封材料设置在形成该间隙的两个表面或任何一个表面上。(上 述TEFLON的为位于Wilmington，DE的E.I.du Pont de Nemours，Inc.为 tetrafluoroethyene树脂所注册的商标)。上述的连接方式允许防火板22在平面内 运动，同时防止和限制其侧边的非平面运动。

如图6所示，密封板26可通过可拆卸的固定件34，比如商标为CAMLOC 的固定件与立柱20连接(CAMLOC为位于Brookfield WI的Rexnord，Inc.为速卸 固定件注册的商标)。当需要通过支承结构10触及发动机和/或内部舱时，采用 可拆卸的固定件34，便很容易将板22拆下。如果无需通过支承结构10实现触及， 则可通过比如，铆接、焊接或粘接的方式，将密封板26与立柱20固定。

参照图5和7，图中所示的防火板的横截面表明该板与直升飞机的顶板或外壳 36连接，特别是，该板22的底边以滑动的方式与安装于飞机上的向上伸出的翼 缘38嵌合。就防火板22的侧边来说，将防火板22的底部连接，以便使板22在 平面内运动，同时基本上防止和/或限制该板的底边的非平面运动。在图示实施例 中，上述板22的底边包括槽型件40，其包括两个间隔开的臂42，这两个臂42形 成间隙。上述臂42之间的间隙具有接纳翼缘38的尺寸。如图所示，上述槽型件 40可通过将Z型的加强件与防火板22连接而形成。在本实施例中，上述槽型件 40中的臂42为Z型加强件和防火板22的叠置部分。按照本说明书给出的教导， 本领域的普通技术人员很容易想到对防止火蔓延用的防火板22实现不承受荷载 的连接的各种其它的方式。

在一个优选实施例中，商标为TEFLON的密封件44或类似密封材料设置在 翼缘38的两侧以便将防火板22和翼缘38之间密封。作为替换方式，商标为 TEFLON的密封件44可设置在臂42的内侧。如图所示，最好翼缘38为角型件 46的一部分，该角型件46通过任何普通的方式，与飞机固定。该角型件46最好 在防火板22的宽度方向的大部分范围延伸，其由钛形成，其厚度约在0.016～0.020 英寸的范围内。

本发明在支承结构10中的靠近发动机排气舱EEC的部分，设置有不同的防 火板14。在此位置，最好该防火板14为防火罩48，其局部地包住发动机排气管。 现在参照图2和8，图中所示的防火罩48为3维结构，其将发动机排气管EE， 与框架结构12和内舱分开。上述防火罩48最好基本上按照与发动机排气管EE 相同的方向(即，远离框架结构12)弯曲。最好，该防火罩48由钛形成，并且 直接通过机械固定件84，与发动机排气管EE连接。

由于形成主梁16的石墨层不用于耐受高温环境，这样本发明设置了密封件 50，以便防止火从发动机舱EC蔓延到主梁16上。参照图7，该密封件50包括球 形端部52和安装翼缘54。该安装翼缘54最好与主梁16上的翼缘56连接。如图 所示，特别是最好，该安装翼缘54夹持在钛支承角型件58和主梁16的翼缘56 之间。上述密封件罩的球形端部52用于与发动机舱罩(图中未示出)相接触，并 且对其进行密封。该密封件50最好由硅橡胶形成，其厚度约为0.060英寸，球形 端部的直径约为0.50英寸。上述支承角型件58最好呈Z形状，从而将上述密封 件接纳于其内，并且提供辅助的防火性能。

本发明提供一种直升飞机的主旋翼外挂架用的新型支承结构，其与已有的可 比较的支承结构相比较，更加容易制造。已确认，图2～8所示的上述支承结构10 可按照比图1所示的，可比较的普通支承结构少一半的时间装配。

本发明所采用的部件还提供轻质的结构，该结构承受预计的行走荷载，同时 便于在舱之间获得接触性。另外，本发明因在发动机和内部的飞机部件之间设置 防火壁而符合FAA规定。

虽然针对实施例，对本发明进行了描述，但是，本领域的普通技术人员应知 道，在不离开本发明的实质和请求保护的情况下，可进行前述的以及各种其它的 变换，增减。