本申請要求2016年1月29日提交的專利申請ep16400002.8的優(yōu)先權(quán)。

本發(fā)明屬于旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的領(lǐng)域，更具體地涉及一種借助接口框架在機身尾桁和位于旋轉(zhuǎn)機翼飛行器后部處的尾錐之間的附連。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有技術(shù)的許多旋轉(zhuǎn)機翼飛行器包括第一接口框架和第二接口框架，該第一接口框架附連于尾錐，而該第二接框架附連于機身尾桁。這些接口框架通常由諸如鋁之類的金屬制成，并且這些接口框架具有管狀本體和彎折連接凸緣，該管狀本體圍繞尾錐或者機身尾桁延伸，而該彎折連接凸緣基本上垂直于該管狀本體。因此，該接口框架根據(jù)旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的后部的縱向截面而呈l形。

例如借助鉚釘，該第一接口框架的管狀本體附連于尾錐，而該第二接口框架的管狀本體附連于機身尾桁。此外，第一和第二接口框架的彎折連接凸緣利用拉伸螺栓或類似的機械附連件而彼此附連。這樣，例如在文獻us5676335和cn102778887中示出的那樣，尾錐和機身尾桁相連結(jié)。

此種設(shè)置通常具有其一些缺點。由不同材料制成的部件之間的接觸可能會引起腐蝕問題。另外，接口框架中凸緣的存在可能使得拉伸螺栓加載有張力，且凸緣通常位于旋轉(zhuǎn)機翼飛行器后部的內(nèi)部處這一事實會導(dǎo)致檢查和維修工作困難。此種設(shè)置也可能易于導(dǎo)致疲勞問題。

文獻wo9705016描述了一種用于直升飛機的推進器，該推進器抵抗從主旋翼傳遞的驅(qū)動扭矩并且通過控制圍繞尾桁的空氣流循環(huán)來控制偏航。圓柱形尾桁從直升飛機機體的后部向外延伸。尾桁的后部部分容納推進器機構(gòu)。沿著尾桁的一個側(cè)部設(shè)有循環(huán)控制槽。尾桁的壁部分將后部環(huán)形凸緣剛性地且同軸地安裝在該后部環(huán)形凸緣的后部端部處。后部凸緣具有向內(nèi)指向的輻條，以繞尾桁的中心線安裝軸承軸頸。為了通過輻條，凸緣具有允許關(guān)閉件樞轉(zhuǎn)的部分周向槽。

文獻de202012002493描述了一種直升飛機尾翼，該直升飛機尾翼具有管狀尾桁和固定后端部，該固定后端部由纖維復(fù)合材料制成，以形成尾部旋翼帶護罩機翼。直升飛機尾桁具有集成到一體臂中的梁以及接納一體腹板的鼻部段。鼻部段具有纖維材料，該纖維材料與尾部機翼部段的最終脊部形成關(guān)聯(lián)單元。在鼻部段中的連接區(qū)域處設(shè)置成接納管狀尾桁。翼梁單獨地制造并且在后續(xù)連結(jié)過程中通過鉚接、螺接或膠合而在兩側(cè)上與連接區(qū)域相組裝。

文獻us2004031879描述了一種用于直升飛機的尾錐組件。為了將尾錐組件連結(jié)于直升飛機的機身，使用合適的裝置將尾錐附連裝配件連結(jié)于殼體。尾錐附連裝配件由輕型金屬材料或者具有非金屬基體的復(fù)合材料形成，該材料可以與形成殼體的復(fù)合材料相同或不同。

文獻us4244661描述了一種具有緊固件系統(tǒng)的堆疊石墨/環(huán)氧樹脂結(jié)構(gòu)接頭?？煞痔淄膊贾迷诳锥磧?nèi)，該可分套筒具有圓柱形本體部分、一個端部處的徑向凸緣以及縱向縫隙。選擇套筒的外直徑和縫隙的寬度，以使得當(dāng)將套筒插入在孔洞中時，該縫隙閉合。墊圈布置在凸緣和構(gòu)件之間，以防止損傷孔洞附近的結(jié)構(gòu)。扭矩緊固件，如螺栓和螺母結(jié)合墊圈使用。在經(jīng)受相鄰表面之間的振動應(yīng)力和磨損的情形下，在夾緊、鉆孔和擴孔之前將特氟隆涂層或涂覆有特氟隆的不銹鋼墊片施加在這些表面之間。凸緣附近的結(jié)構(gòu)構(gòu)件包括浮凸部，該浮凸部通過锪削或者在一些情形中通過單側(cè)墊壓印而形成。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明目的在于提供一種旋轉(zhuǎn)機翼飛行器，該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器克服或者最小化這些缺點中的至少若干缺點。為了實現(xiàn)這個目的，該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器包括：

機身尾桁，該機身尾桁沿著縱向軸線x縱向地延伸，且該機身尾桁具有尾桁內(nèi)表面和尾桁外表面，該尾桁內(nèi)表面界定該機身尾桁的內(nèi)部，而該尾桁外表面與該尾桁內(nèi)表面相對，

尾錐，該尾錐沿著縱向軸線x縱向地延伸，

接口框架，該接口框架還具有：

連接套，該連接套沿著縱向軸線x縱向地延伸，并且該連接套包括連接套內(nèi)表面和連接套外表面，該連接套內(nèi)表面界定連接套的內(nèi)部，而該連接套外表面與該連接套內(nèi)表面相對；該連接套外表面與尾桁內(nèi)表面重疊，以使得該連接套和機身尾桁軸向地裝配；該連接套和機身尾桁借助至少一個桁機械連接件直接地附連，以及

連接結(jié)構(gòu)，該連接結(jié)構(gòu)借助至少一個尾錐機械連接件直接地附連于尾錐，

該接口框架由此連結(jié)該機身尾桁和尾錐。

本發(fā)明的接口框架的連接套是管狀本體，該管狀本體沿著縱向軸線x延伸，該縱向軸線基本上平行于尾桁中該管狀本體所附連于的區(qū)域。更確切地說，連接套外表面與尾桁內(nèi)表面重疊，也就是說，該連接套外表面部分地延伸到尾桁內(nèi)表面之上并且覆蓋該尾桁內(nèi)表面，這些表面彼此面向但無需直接接觸。至少一個桁機械連接件設(shè)置在連接套和機身尾桁之間。

該接口框架還包括連接結(jié)構(gòu)，該連接結(jié)構(gòu)借助至少一個尾錐機械連接件直接地附連于尾錐，

由于該接口框架同時直接地附連于機身尾桁和尾錐，因而單個接口框架就足以連結(jié)機身尾桁和尾錐。此外，這些直接附連件還有利地避免了接口框架的彎折連接凸緣，這些彎折連接凸緣基本上垂直于機身尾桁和尾錐的表面，沿著這些彎折連接凸緣的機械連接件會經(jīng)受不期望的張緊應(yīng)力，而所要求的本發(fā)明接口框架最有可能經(jīng)受剪切應(yīng)力，在此情形下則無需預(yù)張緊程序。這可簡化結(jié)構(gòu)的組裝和維護。

類似地，缺少彎折連接凸緣、以及機械連接件的對應(yīng)剪切負(fù)載有益于減輕各部件所遭受的疲勞。此外，僅僅需要一個不具有彎折連接凸緣的接口框架這一事實使得能夠顯著地減輕該結(jié)構(gòu)的重量。

該連接結(jié)構(gòu)可包括管狀區(qū)域，該管狀區(qū)域沿著縱向軸線x縱向地延伸，且該管狀區(qū)域具有管狀區(qū)域內(nèi)表面和管狀區(qū)域外表面，該管狀區(qū)域內(nèi)表面界定管狀區(qū)域的內(nèi)部，而該管狀區(qū)域外表面與該管狀區(qū)域內(nèi)表面相對；其中，該尾錐包括尾錐內(nèi)表面和尾錐外表面，該尾錐內(nèi)表面界定該尾錐的內(nèi)部，而該尾錐外表面與該尾錐內(nèi)表面相對；并且該管狀區(qū)域外表面與該尾錐內(nèi)表面重疊，該管狀區(qū)域借助至少一個尾錐機械連接件直接地附連于該尾錐。

該實施例的管狀區(qū)域是管狀本體，該管狀本體沿著縱向軸線x延伸，該縱向軸線基本上平行于尾錐中該管狀本體所附連于的區(qū)域。更具體地說，管狀區(qū)域外表面與尾錐內(nèi)表面重疊，也就是說，該管狀區(qū)域外表面部分地延伸到尾錐內(nèi)表面之上并且覆蓋該尾錐內(nèi)表面，這些表面彼此面對但無需直接接觸。在該實施例中，該至少一個尾錐機械連接件連結(jié)該管狀區(qū)域和尾錐。

由于尾錐和接口框架中該尾錐所附連于的表面之間的平行度，因而該實施例中尾錐和接口框架之間借助管狀區(qū)域的連接件有助于限制這些連接件上對于剪切負(fù)載的力。

在該實施例的示例中，至少一個尾錐機械連接件是鉚釘。

機身尾桁、尾錐以及接口框架可由諸如碳纖維強化塑料之類的同一復(fù)合材料制成。

旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的這些部件由同一復(fù)合材料制成這一事實顯著地改進腐蝕性能，這不同于一些現(xiàn)有技術(shù)公開，其中，金屬接口框架連結(jié)由復(fù)合材料制成的尾錐和機身尾桁。此外，該實施例有助于該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的重量減輕。通過設(shè)置彎折連接凸緣所實現(xiàn)的疲勞減小允許用復(fù)合材料來代替金屬。

該至少一個桁機械連接件可包括：

錨定螺母，該錨定螺母附連于連接套內(nèi)表面，以及

螺栓，該螺栓伸過、即行進穿過連接套和機身尾桁并且由錨定螺母鎖定，由此附連該機身尾桁和連接套。

可在機身尾桁和接口框架的軸向裝配之前，將錨定螺母預(yù)先安裝在連接套內(nèi)表面上。因此，該錨定螺母位于連接套的內(nèi)部處，并且在軸向裝配之后位于機身尾桁的內(nèi)部處。然后，螺栓可從尾桁的外部固定于該錨定螺母，這會簡化并且縮短組裝過程。

該錨定螺母可借助錨定螺母環(huán)附連于連接套內(nèi)表面。

該至少一個桁機械連接件可進一步包括：

桁襯套，該桁襯套襯在機身尾桁中鉆出的桁通孔內(nèi)，

框架襯套，該框架襯套襯在連接套中鉆出的框架通孔內(nèi)，

該框架襯套具有與桁襯套相同的內(nèi)部襯套直徑和相同的襯套軸線，由此形成螺栓通道，螺栓貫穿該螺栓通道來伸過該連接套和機身尾桁。

框架襯套和桁襯套分別襯在框架通孔和桁通孔內(nèi)并且界定該框架通孔和桁通孔，從而產(chǎn)生具有合適內(nèi)直徑的通道，該通道有助于引導(dǎo)螺栓穿過機身尾桁并且穿過連接套，用于使得該螺栓鎖定在錨定螺母中。

框架襯套和桁襯套可分別借助粘合劑粘結(jié)于連接套和機身尾桁。

框架襯套可設(shè)有框架凸緣，該框架凸緣延伸到連接套外表面之上。類似地，桁套筒可設(shè)有桁凸緣，該桁凸緣延伸到尾桁內(nèi)表面之上。兩個凸緣的任一個或者這兩個凸緣的組合允許尾桁內(nèi)表面和連接套外表面之間產(chǎn)生分隔部，稱為周向間隙。

該周向間隙易于機身尾桁和連接套的軸向裝配，即兩個部件之間的空間允許這兩個部件相對于彼此正確地定位。該周向間隙的較佳數(shù)值是0.5mm。

框架凸緣和桁凸緣可分別借助粘合劑粘結(jié)于連接套外表面和尾桁內(nèi)表面。

作為具有框架凸緣和/或具有桁凸緣的方案的替代，連接套可包括兩個鼠洞，這兩個鼠洞相對于該連接套的縱向?qū)ΨQ平面是彼此對稱的，且這兩個鼠洞的每個均在連接套周界中產(chǎn)生折曲部，以使得該連接套內(nèi)表面沿著連接套周界的由兩個鼠洞所界定的第一區(qū)域與該尾桁外表面重疊，并且使得連接套外表面沿著該連接套周界的第二區(qū)域與該尾桁內(nèi)表面重疊，該第二區(qū)域由兩個鼠洞界定并且與該周界的第一區(qū)域互補。

每個折曲部暗指沿著連接套周界具有臺階部，也就是說，在從連接套周界至縱向軸線x的距離上發(fā)生突變。由于折曲部產(chǎn)生于周界中鼠洞所在的位置處，因而這兩個特征的組合使得表面能進行如前文段落中所描述的交替重疊，這致使接口框架和機身尾桁進行簡單地軸向裝配。

為了使得此種裝配更為容易，凹槽可設(shè)置在尾桁外表面上，連接套沿著連接套周界的第一區(qū)域裝配在該凹槽中。

本發(fā)明的又一方面在于一種用于組裝根據(jù)上述段落所描述的旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的機身尾桁和尾錐的方法，該方法包括如下步驟：

(i)提供接口框架，該接口框架包括連接結(jié)構(gòu)和連接套，該連接套沿著縱向軸線x縱向地延伸；該連接套包括連接套內(nèi)表面和連接套外表面，該連接套內(nèi)表面界定該接口框架的內(nèi)部，而該連接套外表面與該連接套內(nèi)表面相對；

(ii)使得該接口框架設(shè)有至少一個桁機械連接件；

(iii)借助至少一個尾錐機械連接件將該連接結(jié)構(gòu)直接地附連于尾錐；

(iv)使得該連接套外表面與尾桁內(nèi)表面重疊，由此軸向地裝配該連接套和機身尾桁；

(v)固定該至少一個桁機械連接件，以使得該機身尾桁和連接套直接地附連。

上文詳述的旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的優(yōu)點擴展至該方法。除此以外，該方法僅僅需要單個框架來附連機身尾桁和尾錐這一事實有助于縮短總體組裝過程的時間以及降低該總體組裝過程的成本。

上文詳述的旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的特定示例對于本方法同樣有效。具體地說，本發(fā)明的至少一個桁機械連接件可包括：

錨定螺母，該錨定螺母附連于連接套內(nèi)表面，以及

螺栓，該螺栓伸過連接套和機身尾桁并且由錨定螺母鎖定，由此附連該機身尾桁和連接套。

在步驟(ii)中提供附連于連接套內(nèi)表面的錨定螺母也有助于該過程的優(yōu)化，可在無需觸及機身尾桁和接口框架的內(nèi)部的情形下執(zhí)行步驟(v)，也就是說，可從該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的外部固定該至少一個桁機械連接件。

該至少一個桁機械連接件可進一步包括：

桁襯套，該桁襯套襯在機身尾桁中鉆出的桁通孔內(nèi)，

框架襯套，該框架襯套襯在接口框架中鉆出的框架通孔內(nèi)，

該框架襯套具有與桁襯套相同的內(nèi)部襯套直徑和相同的襯套軸線，由此形成螺栓通道，螺栓貫穿該螺栓通道來伸過該連接套和機身尾桁，

其中，框架襯套設(shè)有框架凸緣，該框架凸緣延伸到連接套外表面之上，和/或桁襯套設(shè)有桁凸緣，該桁凸緣延伸到尾桁內(nèi)表面之上，以使得周向間隙限定在尾桁內(nèi)表面和連接套外表面之間，

該周向間隙允許步驟(iv)的軸向裝配。

作為提供桁襯套和/或框架襯套的替代，本發(fā)明中使用的連接套可包括兩個鼠洞，這兩個鼠洞相對于該連接套的縱向?qū)ΨQ平面是彼此對稱的，且這兩個鼠洞的每個均在連接套周界中產(chǎn)生折曲部，以使得在步驟(iv)中，該連接套內(nèi)表面沿著連接套周界的由兩個鼠洞所界定的第一區(qū)域與該尾桁外表面重疊，并且使得連接套外表面沿著連接套周界的第二區(qū)域與該尾桁內(nèi)表面重疊，該第二區(qū)域由兩個鼠洞界定并且與該連接套周界的第一區(qū)域互補。

如上所述，連接套周界的折曲部允許這樣一種設(shè)置，根據(jù)該設(shè)置，通過連接套內(nèi)表面沿著連接套周界的第一區(qū)域面向尾桁外表面并且該連接套外表面沿著連接套周界的第二區(qū)域面向尾桁內(nèi)表面這一事實來便于接口框架和機身尾桁的軸向裝配。

附圖說明

根據(jù)下文參照附圖對僅僅借助說明性且非限制示例給出的優(yōu)選實施例的詳細(xì)描述，本發(fā)明的這些和其它特征以及優(yōu)點將變得顯而易見，附圖中：

圖1示出旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的后部的立體圖，其中，尾錐和機身尾桁由接口框架連結(jié)。

圖2示出附連于包括鼠洞的接口框架的尾錐立體圖和在軸向地裝配在接口框架的連接套中之前的機身尾桁的立體圖。

圖3說明在機身尾桁和連接套軸向地裝配之后的圖2所示實施例。

圖4詳細(xì)地示出連接套周界中、由鼠洞限定的折曲部。

圖5示出旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的后部的縱向截面，其中，該接口框架的連接套直接地附連于機身尾桁并且該連接套的管狀區(qū)域直接地附連于尾錐。

圖6詳細(xì)地說明用在圖5所示實施例中的桁機械連接件。

具體實施方式

圖1示出旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的后部，其中，機身尾桁2借助接口框架3連結(jié)于尾錐1，該接口框架同時直接地附連于機身尾桁2和尾錐1。尾錐1、接口框架3的連接套3.1以及機身尾桁2沿著縱向軸線x縱向地延伸。在圖1的實施例中，接口框架3的一部分可從旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的外部觀察到，且提供兩個鼠洞9(在附圖中隱藏其中一個鼠洞)，以使得能夠改變機身尾桁2和連接套3.1的重疊、也就是彼此面向的表面。

沿著連接套周界的由鼠洞9所界定的第一區(qū)域3.1.1，連接套內(nèi)表面3.1.3與尾桁外表面2.2重疊。因此，可從該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的外部觀察到連接套外表面3.1.4。

沿著連接套周界的與第一區(qū)域3.1.1互補的第二區(qū)域3.1.2，連接套外表面3.1.4與尾桁內(nèi)表面2.1重疊。因此，如附圖中旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的底部處所示，可從該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的外部觀察到尾桁外表面2.2。

直接地附連于尾錐1的連接結(jié)構(gòu)3.2在附圖1中由尾錐1自身隱藏。

在圖2中更詳細(xì)地示出包括兩個鼠洞9的實施例，其中，機身尾桁2并不附連于連接套3.1。

出于說明起見，僅僅部分地示出尾錐1。因此，盡管連接結(jié)構(gòu)3.2由尾錐1覆蓋并且附連于該尾錐，但在圖2中仍可以觀察到連接結(jié)構(gòu)3.2，且該連接結(jié)構(gòu)由虛線與連接套3.1隔開。當(dāng)然，圖5中示出的連接結(jié)構(gòu)3.2的特征也可應(yīng)用于本實施例，作為示例，在圖2中也示出圖5的管狀區(qū)域外表面3.2.1.2。

鼠洞9沿著連接套周界限定兩個互補區(qū)域，即第一區(qū)域3.1.1和第二區(qū)域3.1.2，該第一區(qū)域參照圖2所示位于鼠洞9下方，而該第二區(qū)域位于鼠洞9上方。

如圖3所示，凹槽12限定在尾桁外表面2.2的區(qū)域中，該區(qū)域接納連接套內(nèi)表面3.1.3。

在該附圖中，機身尾桁2和連接套軸向地裝配，且該機身尾桁和連接套借助圖中未示出的桁機械連接件6相固定。如圖4和5中所示那些桁機械連接件那樣的桁機械連接件6是可應(yīng)用于本實施例的示例，但該桁機械連接件并不具有框架凸緣4.1和桁凸緣5.1。

圖3的參照與圖1和2的參照相對應(yīng)。具體地說，沿著連接套周界的第二區(qū)域3.1.2，可在接口框架3的內(nèi)部觀察到連接套內(nèi)表面3.1.3。與該第二區(qū)域3.1.2對應(yīng)的連接套外表面3.1.4由機身尾桁2隱藏并且與尾桁內(nèi)表面2.1重疊，這可更佳地在圖2中認(rèn)識到。

接著，沿著連接套周界的第一區(qū)域3.1.1，可從旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的外部觀察到連接套外表面3.1.4。連接套內(nèi)表面3.1.3與尾桁外表面2.2、尤其是凹槽12重疊，這可更佳地在圖2中認(rèn)識到。

圖4更詳細(xì)地示出圖1、2和3所示實施例的鼠洞9。可觀察到的是，折曲部(joggle)14設(shè)置在連接套周界的第一區(qū)域3.1.1和第二區(qū)域3.1.2之間，以允許重疊表面的上述改變。

在圖5所示的實施例中，示出接口框架3的縱向截面以及尾錐1和機身尾桁2的一部分的縱向截面。接口框架3包括連接套3.1和連接結(jié)構(gòu)3.2，該連接結(jié)構(gòu)又包括管狀區(qū)域3.2.1。管狀區(qū)域3.2.1和連接套3.1沿著縱向軸線x縱向地延伸。

管狀區(qū)域3.2.1包括管狀區(qū)域內(nèi)表面3.2.1.1和管狀區(qū)域外表面3.2.1.2，該管狀區(qū)域內(nèi)表面界定管狀區(qū)域3.2.1的內(nèi)部，而該管狀區(qū)域外表面與該管狀區(qū)域內(nèi)表面3.2.1.1相對。類似地，尾錐1包括尾錐內(nèi)表面1.1和尾錐外表面1.2，該尾錐內(nèi)表面界定尾錐1的內(nèi)部，而該尾錐外表面與尾錐內(nèi)表面1.1相對。尾錐內(nèi)表面1.1與管狀區(qū)域外表面3.2.1.2重疊，也就是說，兩個表面部分地面向、延伸到彼此之上以及彼此覆蓋。管狀區(qū)域3.2.1，且由此接口框架3借助鉚釘13直接地附連于尾錐1。

例如已針對前述實施例所描述的那樣，連接套3.1限定連接套內(nèi)表面3.1.3和連接套外表面3.1.4，該連接套內(nèi)表面界定連接套3.1的內(nèi)部，而該連接套外表面與該連接套內(nèi)表面3.1.3相對。在該實施例中，連接套3.1和機身尾桁2之間的重疊僅發(fā)生在連接套外表面3.1.4和尾桁內(nèi)表面2.1之間。因此，在本實施例中，從該旋轉(zhuǎn)機翼飛行器的外部無法觀察到連接套內(nèi)表面3.1.3相當(dāng)一部分。

在圖6中完全地示出該實施例的桁機械連接件6。錨定螺母10附連于連接套內(nèi)表面3.1.3。這可在連接套3.1和機身尾桁2的軸向裝配之前進行，由此允許利用螺栓8來容易地固定機身尾桁2和連接套3.1，而無需進入機身尾桁3的內(nèi)部，也就是說無需從旋轉(zhuǎn)機翼飛行器a的外部進入該機身尾桁的內(nèi)部。錨定螺母環(huán)15設(shè)置在錨定螺母10和連接套內(nèi)表面3.1.3之間。

螺栓8伸過(即，跨過/穿過)連接套3.1和機身尾桁2并且由錨定螺母10鎖定，由此附連該機身尾桁2和連接套3.1。

該實施例的桁機械連接件6還包括桁襯套5和框架襯套4，該桁襯套5襯在機身尾桁2中鉆出的桁通孔內(nèi)，而該框架襯套4襯在接口框架3中鉆出的框架通孔內(nèi)。該框架襯套4具有與桁襯套5相同的內(nèi)部襯套直徑d和相同的襯套軸線y，由此形成螺栓通道，螺栓8貫穿該螺栓通道來伸過該連接套3.1和機身尾桁2。

類似地，框架襯套4設(shè)有框架凸緣4.1，該框架凸緣延伸到連接套外表面3.1.4之上，且尾桁襯套5設(shè)有桁凸緣5.1，該桁凸緣延伸到尾桁內(nèi)表面2.1之上。如圖5和6所示，框架凸緣4.1和桁凸緣5.1起到用于彼此止擋件的作用，于是，連接套外表面3.1.4與尾桁內(nèi)表面2.1隔開周向間隙11。僅僅利用框架凸緣4.1和桁凸緣5.1之一就可實現(xiàn)相同的效果，在該情形中，框架凸緣4.1將用作尾桁內(nèi)表面2.1的止擋件或者桁凸緣5.1將用作連接套外表面3.1.4的止擋件。

墊圈16定位在螺栓8的頭部和尾桁外表面2.2之間，以防止該頭部和尾桁外表面彼此直接地接觸。

包括桁凸緣5.1的桁襯套5和包括框架凸緣4.1的框架襯套4分別借助粘合劑17粘結(jié)于機身尾桁2和連接套3.1。

附圖標(biāo)記

a旋翼機翼飛行器

1.尾錐

1.1.尾錐內(nèi)表面

1.2.尾錐外表面

2.機身尾桁

2.1.機身尾桁內(nèi)表面

2.2.機身尾桁外表面

3.接口框架

3.1.連接套

3.1.1.第一區(qū)域

3.1.2.第二區(qū)域

3.1.3.連接套內(nèi)表面

3.1.4.連接套外表面

3.2.連接結(jié)構(gòu)

3.2.1.管狀區(qū)域

3.2.1.1.管狀區(qū)域內(nèi)表面

3.2.1.2.管狀區(qū)域外表面

4.框架襯套

4.1.框架凸緣

5.桁襯套

5.1.桁凸緣

6.桁機械連接件

8.螺栓

10.錨定螺母

11.周向間隙

12.凹槽

13.鉚釘

14.折曲部

15.錨定螺母環(huán)

16.墊圈

17.粘合劑

x.縱向軸線

y.襯套軸線

d.襯套直徑