一种新型无人机转接梁的制作方法

本发明涉及飞机结构设计领域，特别是涉及一种可以在转接梁内部安装大尺寸机载航电控制器，并挂载重型航电设备的转接梁。

背景技术：

飞机转接梁是实现飞机与挂载物连接的重要结构件，现在普遍采用框梁式结构。框梁式结构装配过程中需要装配型架，装配工艺复杂，制造成本高；又由于框梁式结构内部空间狭小，很难满足大尺寸机载航电设备控制器的安装，且因为隔框较多，转接梁内部走线困难；此外框梁式结构需要的钣金件较多，需要制造钣金模胎，也会增加制造成本。所以，目前涉及大尺寸的机载航电设备控制器均选择在机身内部或挂载航电设备上安装。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种可在转接梁内部安装大尺寸机载航电控制器，且可挂载重型航电设备，成本低，可维护性强的无人机转接梁。

本发明的技术方案为：

所述一种新型无人机转接梁，其特征在于：包括转接梁左腹板和转接梁右腹板；

当转接梁左腹板内侧面和转接梁右腹板内侧面相对贴合形成转接梁主体后，转接梁主体顶部为与飞机下翼面接触面匹配的弧面，底部为与机载航电设备连接的平面；

在转接梁主体靠近四角部位的两侧面具有安装凹槽，其中上部的前后两个安装凹槽用于安装与飞机连接的安装支座，下部的前后两个安装凹槽用于安装与机载航电设备连接的安装支座；

所述安装支座由一个安装面及位于安装面一侧面的两个连接支耳组成，安装支座的两个连接支耳插入转接梁主体两侧面的安装凹槽中固定安装；在安装支座安装面上处于两个连接支耳外侧的部位各开有一个通孔，通孔内通过压制有衬套，与飞机连接的两个安装支座上共有四个衬套，相应与机载航电设备连接的两个安装支座上也共有四个衬套；对于每组四个衬套，其中一个衬套的内孔为圆孔，其余三个衬套的内孔为长圆孔；

在转接梁左腹板和转接梁右腹板的内侧面上布置有加强筋：其中在转接梁主体前侧的上下两个安装支座安装位置之间布置加强筋，在转接梁主体后侧的上下两个安装支座安装位置之间也布置加强筋，并把加强筋作为转接梁的主承力部位，使力沿加强筋传递；前后两个加强筋之间的区域作为大尺寸机载航电控制器的安装区域；

在转接梁左腹板内侧面中部具有大尺寸机载航电控制器的安装孔，在转接梁主体底部具有大尺寸机载航电控制器与挂载的航电设备连接电缆的引出孔；大尺寸机载航电控制器与飞机连接电缆引出方向的加强筋中留出了电缆穿过通道，且在转接梁主体顶部同一方向边缘具有引出孔，与飞机连接的电缆能够穿过加强筋，从加强筋外侧空间弯折并从转接梁顶部一侧边缘引出孔位置引出。

进一步的，在紧靠转接梁主体顶部引出孔内侧布置安装凹槽。

进一步的，安装支座的两个连接支耳插入转接梁主体两侧面的安装凹槽中且连接支耳与安装凹槽采用小间隙配合，通过高强度抗剪螺栓连接，并带自锁螺母锁紧。

进一步的，连接支耳的厚度与安装凹槽的深度相同，保持转接梁主体外侧面整体一致性。

进一步的，当安装支座安装到转接梁主体上后，衬套的长圆孔方向与转接梁主体前后方向一致。

进一步的，转接梁与飞机、机载航电设备对接时，先对安装支座中衬套内孔为圆形的衬套进行定位安装，再对其他衬套进行定位安装。

进一步的，转接梁左腹板和转接梁右腹板的两端面设置成弧面。

进一步的，转接梁左腹板和转接梁右腹板为变厚度结构，其中转接梁左腹板和转接梁右腹板中安装凹槽位置的厚度取条件允许下的最大值，所述条件为根据飞机挂点位置而确定的转接梁允许最大厚度条件。

进一步的，在转接梁右腹板中间位置设计有维护口盖，用于机载航电控制器的维护。

进一步的，转接梁主体顶部与飞机下翼面接触面的边缘，粘接一圈p型带，转接梁主体底部设计有漏水孔。

有益效果

本发明主要部件均可采用数字化加工，零件精度，装配简单，实现了大尺寸机载控制器的安装，提高了空间利用率，降低了转接梁制造成本。转接梁内部结构简单，牢固，承载能力强，使用维护方便，不受外界条件限制。该转接梁具备防水排水功能，可阻挡机翼下表面的水珠进入转接梁内部，又可及时排出转接梁内部凝结的水汽，可为机载航电设备控制器提供适宜的安装环境。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为转接梁侧视图；

图2为转接梁俯视图；

图3为图1中a-a剖视图；

图4为转接梁内部结构；

图5为转接梁底部漏水孔结构。

其中：1、飞机与转接梁安装支座，2、机载航电设备与转接梁安装支座，3、转接梁左腹板，4、转接梁右腹板，5、维护口盖，6、p型密封带，7、内孔为圆孔的衬套，8、内孔为长圆孔的衬套，9、机载航电设备控制器，10、加强筋，11、电缆，12、漏水孔。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

如图1所示，本实施例中的飞机转接梁装置从侧面看为船型结构，顶部为与飞机下翼面接触面匹配的弧面，底部为与机载航电设备连接的平面。

所述飞机转接梁装置主体由转接梁左腹板3和转接梁右腹板4组成。

所述转接梁左腹板和转接梁右腹板的平面形状为上部凹弧形，两侧和底部为直线形的船型形状，且转接梁左腹板和转接梁右腹板的外侧面为平面，当转接梁左腹板内侧面和转接梁右腹板内侧面相对贴合形成转接梁主体后，在转接梁主体靠近四角部位的两侧面具有安装凹槽，其中上部的前后两个安装凹槽用于安装与飞机连接的安装支座，下部的前后两个安装凹槽用于安装与机载航电设备连接的安装支座。

如图3所示，所述安装支座的截面形状近似为“π”形，由一个安装面及位于安装面一侧面的两个连接支耳组成。安装支座的两个连接支耳插入转接梁主体两侧面的安装凹槽中，且连接支耳与安装凹槽采用小间隙配合，通过两颗高强度抗剪螺栓连接，并带自锁螺母锁紧。同时，优选连接支耳的厚度与安装凹槽的深度相同，这样当连接支耳与安装凹槽配合后，还可以保持转接梁主体外侧面整体一致性，避免转接梁安装到飞机上后，在实际飞行过程中因表面不平整而产生额外阻力。

如图2和图3所示，在安装支座的安装面上处于两个连接支耳外侧的部位各开有一个通孔，通孔内通过过盈配合压制有钢衬套，这样与飞机连接的两个安装支座上共有四个钢衬套；同样的，与机载航电设备连接的两个安装支座上也共有四个钢衬套。

由于存在加工误差、装配误差及使用过程中发生的微变形等因素可能导致转接梁与飞机以及机载航电设备对接接口无法精确对接，为方便安装，降低由于转接梁装配误差、恶劣环境导致的微变形引起的对接难度，对于每组四个钢衬套而言，将其中一个钢衬套的内孔为圆孔，其余三个钢衬套的内孔为长圆孔，当安装支座安装到转接梁主体上，长圆孔方向与转接梁主体前后方向一致，即与转接梁安装到飞机上后，飞机的航向方向一致。

如图3所示，转接梁与飞机、机载航电设备的连接形式相同，都是通过安装支座采用4颗高强度抗剪螺栓连接；而转接梁与飞机、机载航电设备对接时，先对安装支座中衬套内孔为圆形的衬套进行定位安装，再对其他衬套进行定位安装。

由于飞机挂点位置固定，转接梁的厚度被限制一定范围内；因挂载的机载航电设备本身尺寸大，若转接梁高度太高，也易导致航电设备与地面接触，而且连接处弯矩也会增大，增加了安全隐患，从而转接梁厚度和高度尺寸被限制在一个狭小的空间范围内。而要能够在这样一个厚度和高度尺寸受限的转接梁内部安装大尺寸机载航电控制器，那么需要在保证转接梁刚度强度满足挂载要求的前提下，对转接梁内部空间优化设计。

如前所述，转接梁与飞机以及机载航电设备通过安装支座连接，因此安装支座在转接梁主体上的安装位置本身就是结构受力点，所以在转接梁主体前侧的上下两个安装支座安装位置之间布置加强筋，在转接梁主体后侧的上下两个安装支座安装位置之间也布置加强筋，加强筋连接上下两个安装凹槽，并把加强筋作为转接梁的主承力部位，使力沿加强筋传递，如图4所示。而在前后两个加强筋之间的区域作为大尺寸机载航电控制器的安装区域，那么为了尽可能增大安装区域空间，可以将安装支座的安装位置处于边缘，这样既能保证转接梁的强度刚度，又可预留出足够空间供机载航电控制器安装。

为了能够形成大尺寸机载航电控制器的安装区域，转接梁左腹板和转接梁右腹板为变厚度结构，其中靠近四角的安装凹槽位置由于是结构受力点，所以厚度较厚。而且由于当转接梁左腹板和转接梁右腹板组合形成转接梁主体时，安装凹槽位置处的转接梁左腹板内侧面和转接梁右腹板内侧面应当是相互贴合的，而大尺寸机载航电控制器的安装区域的厚度实际上是由转接梁左腹板和转接梁右腹板中厚度最大值与厚度最小值之差来确定的，所以为了能够有更宽的大尺寸机载航电控制器的安装区域，转接梁左腹板和转接梁右腹板在靠近四角的安装凹槽位置的厚度取条件允许下的最大值，这里的允许条件主要为根据飞机挂点位置而确定的转接梁允许最大厚度。

实际安装时，机载航电控制器通过螺钉固定在一侧腹板，例如转接梁左腹板内侧面，且为了机载航电控制器安装后，转接梁整体重心处于上部两个安装支座的中间位置，机载航电控制器尽量靠近中间安装。又考虑到控制盒电缆线径粗、插头尺寸大、电缆转弯半径大等因素，其中与挂载的航电设备连接电缆为一根，从控制器一侧引出，而与飞机连接电缆有两根，从控制器另一侧引出，且与飞机连接电缆相比与挂载的航电设备连接电缆更粗，转弯半径更大，导致机载航电控制器在转接梁左腹板中间位置安装后，与挂载的航电设备连接的电缆能够弯曲后从转接梁下部引出，而与飞机连接的电缆受加强筋的影响，即使将加强筋改到转接梁腹板的最边缘，也无法满足与飞机连接的电缆的弯曲要求。为此，我们重新设计了加强筋及其位置，在加强筋中留出了与飞机连接的电缆的穿过通道，并将加强筋宽度加宽；同时在转接梁顶部一侧最边缘开孔，用于引出与飞机连接的电缆，而在紧靠所述开孔的内侧布置安装凹槽，而加强筋还是连接上下安装凹槽，这样与飞机连接的电缆穿过加强筋，从加强筋外侧空间弯折并从转接梁顶部一侧最边缘开孔位置引出，从而在确保与飞机连接的电缆能够弯曲引出条件下，使得加强筋尽量靠近边缘，既提高两侧加强筋之间安装空间体积，又提高转接梁稳定性。

在转接梁右腹板中间位置设计有维护口盖，用于机载航电控制器的维护；转接梁与飞机下翼面接触面的边缘，粘接一圈p型带，用于防止下翼面上水滴流入转接梁；转接梁底部设计漏水孔，如图5所示，及时排出转接梁内凝结的水汽。

此外当转接梁安装在飞机上后，其左右两侧成为飞机航向方向的前后端，因此，为了降低阻力，转接梁左腹板和转接梁右腹板的两端面设置成弧面。

转接梁左右腹板为整块铝合金材料加工成型的盒型件，此结构可完全采用数字化加工，相比较框梁式架构，加工精度高，承载能力高，装配难度低，制造周期短。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。