连接于民用飞机机身下方的整流罩组件

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连接于民用飞机机身下方的整流罩组件
申请号	CN202010242290.6	申请日	2020-03-31	公开(公告)号	CN111361723B	公开(公告)日	2022-02-22
申请人	中国商用飞机有限责任公司; 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院;			发明人	袁芳; 单康;
摘要	一种连接于民用飞机机身下方的整流罩组件，能够简化整流罩与机身之间的变形协调关系，减少装配工作量，互换性好。整流罩组件包括整流罩和多根拉杆，整流罩包括与机身非直接接触的内部区域和与机身直接接触的边界区域，整流罩在航向上至少划分成对应于机身前部的机身前部整流罩区段、对应于机身中部的机身中部整流罩区段、对应于机身后部的机身后部整流罩区段，在整流罩的内部区域中，多根拉杆彼此隔开间隔地连接整流罩与机身，拉杆的两端分别与机身的机身隔框以及整流罩的所述隔框或所述纵梁铰接，以使拉杆和整流罩能够相对于机身摆动，在整流罩的与机身直接接触的边界区域处，整流罩与机身通过橡胶密封件连接。
权利要求	1.一种连接于民用飞机机身下方的整流罩组件，包括整流罩，所述整流罩包括整流罩面板、多根纵梁以及多个隔框，多根所述纵梁在飞机的展向上彼此隔开间隔且沿飞机的航向延伸地设置于所述整流罩面板的上表面，多个所述隔框在飞机的航向上彼此隔开间隔且沿飞机的展向延伸地设置于所述整流罩面板的上表面，所述整流罩包括与机身非直接接触的内部区域和与机身直接接触的边界区域，其特征在于，所述整流罩在所述航向上至少划分成对应于机身前部的机身前部整流罩区段、对应于机身中部的机身中部整流罩区段、对应于机身后部的机身后部整流罩区段，所述机身中部安装有机翼，所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段彼此之间存在间隙，所述纵梁和所述隔框以与所述机身隔开间隔而不接触的方式设置于所述整流罩的上表面，所述整流罩组件还包括多根拉杆，在所述整流罩的所述内部区域中，所述多根拉杆彼此隔开间隔地连接所述整流罩与所述机身，所述拉杆的两端分别与所述机身的机身隔框以及所述整流罩的所述隔框或所述纵梁铰接，以使所述拉杆和所述整流罩能够相对于所述机身摆动，所述整流罩的所述内部区域仅通过所述多根拉杆与所述机身连接，在所述整流罩的与机身直接接触的边界区域处，所述整流罩与所述机身通过橡胶密封件连接。 2.如权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述橡胶密封件沿所述整流罩的所述边界区域的整周设置。 3.如权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述拉杆的与所述整流罩连接的一端连接于所述纵梁和所述隔框的交叉部分。 4.如权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，在所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段彼此之间的间隙处分别设置有多个铰链机构，所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段通过多个铰链机构连接，以使所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段能够相对转动。 5.如权利要求4所述的整流罩组件，其特征在于，所述铰链机构设置在所述纵梁的端部。 6.如权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述机身中部整流罩区段在所述航向上划分成彼此之间存在间隙的第一机身中部整流罩区段和第二机身中部整流罩区段。 7.如权利要求6所述的整流罩组件，其特征在于，在所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段之间的间隙处设置有多个铰链机构，所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段通过多个铰链机构连接，以使所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段能够相对转动。 8.如权利要求7所述的整流罩组件，其特征在于，所述铰链机构设置在所述纵梁的端部。 9.如权利要求1所述的整流罩组件，其特征在于，所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段通过设置于彼此之间的间隙的多个橡胶件连接，以使所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段能够通过所述橡胶件的压缩或拉伸而彼此靠近或远离。 10.如权利要求6所述的整流罩组件，其特征在于，所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段通过设置于彼此之间的间隙的多个橡胶件连接，以使所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段能够通过所述橡胶件的压缩或拉伸而彼此靠近或远离。
说明书全文	连接于民用飞机机身下方的整流罩组件技术领域 [0001] 本发明涉及一种连接于民用飞机机身下方的整流罩组件。背景技术 [0002] 民用飞机翼身整流罩(以下简称整流罩)通常安装于飞机机身的下部，由一些特殊设计的复杂曲面和骨架结构组成，起到包络、维形、减小空气阻力的作用。随着民用飞机的尺寸日趋变大，整流罩的外形跨度变长且面积变大，从而与飞机机身的协调界面变得繁多、复杂，具有较高的维护性、互换性要求。因此，整流罩与机身之间的连接设计是决定整流罩结构设计是否优质的重要环节。 [0003] 通常而言，整流罩具有与机身非直接接触的内部区域以及与机身直接接触的边界区域。 [0004] 对于传统整流罩结构而言，其与机身的连接包括两种方式：一是在与机身非直接接触的内部区域中，采用全高度隔框结构将散装面板结构与机身固定连接；二是在与机身直接接触的边界区域处，使用紧固件直接将面板结构与机身固定连接，或者通过与机身固定连接的条带结构与机身连接。发明内容 [0005] 发明所要解决的技术问题 [0006] 然而，传统整流罩的面板和隔框分散连接，总装现场有大量的修配工作，紧固件连接工作繁重，生产效率极低。此外，与机身直接连接或者通过条带结构连接会产生大量的紧固件孔，在使用时需经常拆卸，严重影响机身结构的疲劳性能，互换性较差，并且只适用于金属机身的飞机。而且，上述两种连接方式无法释放整流罩与机身结构受载时的不协调变形，从而会引起很多结构裂纹问题。 [0007] 特别地，如图8所示，在飞机的飞行(特别是上升和下降)过程中，飞机的机身前部和机身后部由于重力作用而向下弯曲。由于整流罩与机身通过全隔框结构刚性连接，因此，机身下部的弯曲变形将通过全隔框结构传递至整流罩，从而使得整流罩也产生较大的弯曲变形，从而加剧结构裂纹的产生。 [0008] 为了解决上述技术问题，本发明提供一种连接于民用飞机机身下方的整流罩组件，通过整流罩的分段化设计、整流罩内部区域与机身之间的多点式连接设计以及边界区域处的悬浮式非机械连接设计，减少了现场装配的工作量，并且简化了整流罩与机身的变形协调关系，从而能够充分释放机身变形对整流罩结构施加的附加应力，使整流罩只承受局部气动载荷和自身的惯性力。并且，该整流罩组件还适用于复合材料机身结构的飞机，且具有互换性好、维修容易的优点。 [0009] 解决技术问题所采用的技术方案 [0010] 本发明第一观点的整流罩组件连接于飞机机身的下方，该整流罩组件包括整流罩，所述整流罩包括整流罩面板、多根纵梁以及多个隔框，多根所述纵梁在飞机的展向上彼此隔开间隔且沿飞机的航向延伸地设置于所述整流罩面板的上表面，多个所述隔框在飞机的航向上彼此隔开间隔且沿飞机的展向延伸地设置于所述整流罩面板的上表面，所述整流罩包括与机身非直接接触的内部区域和与机身直接接触的边界区域，其特征在于， [0011] 所述整流罩在所述航向上至少划分成对应于机身前部的机身前部整流罩区段、对应于机身中部的机身中部整流罩区段、对应于机身后部的机身后部整流罩区段，所述机身中部安装有机翼， [0012] 所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段彼此之间存在间隙， [0013] 所述整流罩组件还包括多根拉杆， [0014] 在所述整流罩的所述内部区域中，所述多根拉杆彼此隔开间隔地连接所述整流罩与所述机身， [0015] 所述拉杆的两端分别与所述机身的机身隔框以及所述整流罩的所述隔框或所述纵梁铰接，以使所述拉杆和所述整流罩能够相对于所述机身摆动。 [0016] 在所述整流罩的与机身直接接触的边界区域处，所述整流罩与所述机身通过橡胶密封件连接。 [0017] 根据上述结构，本发明的整流罩组件包括整流罩以及多根拉杆，整流罩至少划分成分别对应于机身前部、机身中部以及机身后部的整流罩区段，由此，通过整流罩的分段化设计，能够减小单块整流罩的宽度和面积，并且，通过上述方式的划分，能够避免由于飞机机身的弯曲变形而引起的整流罩的弯曲变形和开裂。此外，在整流罩的与机身非直接接触的区域中，通过采用多根拉杆的两端分别与整流罩和机身铰接的连接方式，使得飞机机身受载时产生的弯曲变形不会通过拉杆传递至整流罩，能够充分释放机身变形对整流罩产生的附加弯曲荷载，同样能够抑制整流罩开裂，并且使整流罩与机身之间的变形协调关系得以简化。另外，与现有的整流罩相比，在本发明的整流罩与机身直接接触的边界区域处采用橡胶密封件这样的非机械连接，使得整流罩以悬浮的方式柔性连接于机身腹部，从而使本发明的整流罩不仅适用于金属机身的飞机，也适用于复合材料机身的飞机。并且，根据上述整流罩与机身的连接方式，还能够避免进行混杂连接的强度校核。 [0018] 在上述第一观点所述的整流罩组件的基础上，在第二观点的整流罩组件中，所述橡胶密封件沿所述整流罩的所述边界区域的整周设置。 [0019] 通过沿边界区域的整周设置橡胶密封件，整流罩能够沿边界区域的整周均匀地释放变形引起的内应力。并且，飞机机身在边界区域处的变形也能够沿整周均匀地释放。 [0020] 在上述第一观点所述的整流罩组件的基础上，在第三观点的整流罩组件中，所述拉杆的与所述整流罩连接的一端连接于所述纵梁和所述隔框的交叉部分。 [0021] 通过将拉杆的与整流罩连接的一端连接于纵梁和隔框的交叉部分，能够将拉杆传递来的轴向力通过该交叉部分按刚度分别分配至纵梁和隔框，以避免仅纵梁或隔框承受该轴向力而产生过大的弯曲变形。 [0022] 在上述第一观点所述的整流罩组件的基础上，在第四观点的整流罩组件中，在所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段彼此之间的间隙处分别设置有多个铰链机构， [0023] 所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段通过多个铰链机构连接，以使所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段能够相对转动， [0024] 根据上述结构，通过多个铰链机构连接各个整流罩区段，能够在各整流罩区段保持独立性的情况下增加各整流罩区段之间的整体性，能够协调各整流罩区段之间的变形，从而避免某一区段的变形过大这一情况。 [0025] 在上述第四观点所述的整流罩组件的基础上，在第五观点的整流罩组件中，所述铰链机构设置在所述纵梁的端部。 [0026] 在铰链机构设置成仅与整流罩面板连接的情况下，由于整流罩面板的厚度较薄，因此，若整流罩区段的水平转动过大，则容易产生开裂。针对上述情况，考虑到与整流罩区段的未设置有纵梁的端部相比，其设置有纵梁的端部的刚度较大这一点，通过将铰链机构设置于纵梁的端部，能够避免上述情况的发生。 [0027] 在上述第一观点所述的整流罩组件的基础上，在第六观点的整流罩组件中，所述机身中部整流罩区段在所述航向上划分成彼此之间存在间隙的第一机身中部整流罩区段和第二机身中部整流罩区段。 [0028] 通常而言，由于机身中部安装有机翼且该部分的结构较复杂，因此，与机身前部和后部相比，在机身中部设置整流罩的装配难度较大，且机身中部受载时的变形较复杂。此外，与机身前部和后部相比，机身中部的体积占比往往较大。鉴于上述情况，通过对机身中部整流罩区段进行进一步划分，能够以分块的方式将机身中部整流罩区段安装至机身中部，从而降低装配难度。并且，通过进一步划分机身中部整流罩区段，能够减小机身中部受载时的复杂变形对机身中部整流罩区段产生的影响。 [0029] 在上述第六观点所述的整流罩组件的基础上，在第七观点和第八观点的整流罩组件中，在所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段之间的间隙处设置有多个铰链机构， [0030] 所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段通过多个铰链机构连接，以使所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段能够相对转动。 [0031] 所述铰链机构设置在所述纵梁的端部。 [0032] 在上述第一观点所述的整流罩组件的基础上，在第九观点的整流罩组件中，所述机身前部整流罩区段、所述机身中部整流罩区段以及所述机身后部整流罩区段通过设置于彼此之间的间隙的多个橡胶件连接，以使所述机身前部整流罩区段与所述机身中部整流罩区段以及所述机身中部整流罩区段与所述机身后部整流罩区段能够通过所述橡胶件的压缩或拉伸而彼此靠近或远离。 [0033] 根据上述结构，通过橡胶件的压缩和拉伸，能够协调各整流罩区段之间的变形，从而避免某一区段的变形过大这一情况。 [0034] 在上述第六观点所述的整流罩组件的基础上，在第十观点的整流罩组件中，所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段通过设置于彼此之间的间隙的多个橡胶件连接，以使所述第一机身中部整流罩区段与所述第二机身中部整流罩区段能够通过所述橡胶件的压缩或拉伸而彼此靠近或远离。 [0035] 发明效果 [0036] 根据本发明的整流罩组件的上述技术方案，通过整流罩的分段化设计、整流罩内部区域与机身之间的多点式连接设计以及边界区域处的悬浮式非机械连接设计，减少了现场装配的工作量，并且简化了整流罩与机身的变形协调关系，从而能够充分释放机身变形对整流罩结构施加的附加应力，使整流罩只承受局部气动载荷和自身的惯性力。并且，该整流罩组件还适用于复合材料机身结构的飞机，且具有互换性好、维修容易的优点。附图说明 [0037] 图1是本发明一实施例的整流罩组件的示意侧视图。 [0038] 图2是本发明一实施例的整流罩组件中的整流罩的立体图。 [0039] 图3是本发明一实施例的的整流罩的俯视图。 [0040] 图4是本发明的整流罩组件的剖视图，图4的(a)示出了整流罩组件与机身的整体连接关系，图4的(b)示出了整流罩在边界区域处与机身的连接方式。 [0041] 图5是图1的整流罩组件变形前后的示意侧视图。 [0042] 图6是表示本发明的整流罩组件中的整流罩的变形例的俯视图。 [0043] 图7是变形例的整流造组件的整流罩的立体图。 [0044] 图8是表示民用飞机上升过程中的整体受力示意图。具体实施方式 [0045] 【实施例一】 [0046] 以下，参照图1～图5，对本发明一实施方式的整流罩组件进行详细说明。在此之前，需要说明的是，本发明中所说的“展向”是指飞机的机翼伸展的方向、即飞机的横向方向，本发明所说的“航向”是与飞机的展向正交的方向、即飞机的纵向方向。 [0047] 图1是从飞机的展向观察时的整流罩组件1的示意侧视图。如图1所示，本发明的整流罩组件1包括整流罩2和多根拉杆3，整流罩2由与机身非直接接触的内部区域以及与机身直接接触的边界区域构成。 [0048] 如图1至图3所示，整流罩2沿航向划分成对应于机身前部的机身前部整流罩区段21、对应于机身中部的机身中部整流罩区段22以及对应于机身后部的机身后部整流罩区段 23。更具体而言，使用平行于机身隔框的平面沿航向将整流罩2划分成上述机身前部整流罩区段21、机身中部整流罩区段22以及机身后部整流罩区段23。机身前部整流罩区段21与机身中部整流罩区段22之间存在一定的间隙，同样地，机身中部整流罩区段22与机身后部整流罩区段23之间也存在一定的间隙。 [0049] 关于整流罩2的具体结构，图2示出了该整流罩2的具体结构的立体图。如图2所示，整流罩2包括整流罩面板2A、多根(本例中为四根)纵梁2B以及多个隔框2C。多根纵梁2B在展向上隔开规定的间隔并且沿航向延伸地布置在整流罩面板2A的上表面，多个隔框2C分别与机身隔框对应地布置在整流罩面板2A的上表面，并且多个隔框2C在航向上隔开规定的间隔且沿展向延伸。在本实施例中，纵梁2B与隔框2C彼此正交，但本发明不限定于此，能够根据实际的设计工况和飞机机身隔框的布置状况进行适当改变。如此一来，通过对上述整流罩2 沿航向进行划分，形成相互独立且彼此之间存在一定间隙的三个整流罩区段即机身前部整流罩区段21、机身中部整流罩区段22以及机身后部整流罩区段23。此外，在机身中部整流罩区段22处，在机翼的上方还安装有翼上整流罩。 [0050] 返回至图1，在整流罩2的与机身非直接接触的内部区域中，整流罩2通过沿航向和展向布置的多根拉杆3与飞机机身O连接。具体而言，如图1所示，整流罩2与飞机机身O通过在航向上以彼此隔开一定间隔的方式布置的多根拉杆3连接。此外，如图4的(a)所示，整流罩2与飞机机身O还通过在展向上以彼此隔开一定间隔的方式布置的多根拉杆3连接。更详细而言，拉杆3的两端分别通过铰接机构与飞机机身O的机身隔框以及整流罩2的纵梁2B或隔框2C铰接，以使拉杆3和整流罩2能够相对于飞机机身O摆动，并且拉杆3与整流罩2之间也能够产生一定范围的相对转动。上述铰接机构包括设置于拉杆3的两端的万向关节轴承、设置于机身隔框以及纵梁2B或隔框2C的连接接头以及插设于万向关节轴承和连接接头的转轴。通过上述铰接机构，拉杆3能够绕其杆轴自由转动以释放来自飞机机身O或整流罩2的扭转变形，并且拉杆3能够绕该拉杆3的任一端部在一定范围内转动以释放来自飞机机身O或者整流罩2的弯曲变形。 [0051] 另一方面，在整流罩2的与机身直接接触的边界区域处，如图4的(b)所示，整流罩2通过橡胶密封件4与机身蒙皮非机械连接。具体而言，整流罩2的整流罩面板2A通过连接紧固件6与密封件4连接，密封件4与机身蒙皮直接紧贴。 [0052] 【实施例一的作用及技术效果】 [0053] 以下，将结合图8并参照图5对上述实施例一的整流罩组件的作用及其技术效果进行说明，图8示出了飞机在上升过程中的整体受力情况，图5示出了本发明的整流罩组件1在安装于飞机机身O的下方的状态下发生变形前后的侧视图，其中，图中的实线部分表示整流罩组件1变形前的状态，图中的虚线部分表示整流罩组件1变形后的状态。 [0054] 如图8所示的那样，当飞机处于上升过程中时，飞机中部由于机翼的存在和动作而受到较大的升力，而飞机前部和飞机后部在重力的作用下会向下弯曲，从而产生两端向下且中间部分向上的上凸型弯曲变形。因此，若整流罩是通过全高度隔框结构与机身刚性连接的传统一体式整流罩，则飞机机身的上述弯曲变形将通过全高度隔框结构传递至整流罩面板，其结果是，整流罩面板也将产生弯曲变形，当上述弯曲变形过大时，整流罩面板可能发生塑形变形，甚至可能产生结构性开裂。鉴于上述情况，在本发明中，整流罩2沿航向至少划分成对应于机身前部的机身前部整流罩区段21、对应于机身中部的机身中部整流罩区段 22以及对应于机身后部的机身后部整流罩区段23，并且相邻的整流罩区段之间存在一定的间隙。通过上述划分，使得整流罩2在机身前部、机身中部以及机身后部形成彼此独立的整流罩区段，如此一来，即使飞机在上升或下降过程中产生上凸型弯曲变形或下凸型弯曲变形，由于每一整流罩区段彼此独立，因此，每一整流罩区段仅随着与该整流罩区段对应的机身部分的变形而变形，与一体式整流罩的情况相比，每一整流罩区段的变形量大幅减小，不容易产生塑形变形或结构性开裂。 [0055] 此外，在对整流罩2进行上述区段化设计的基础上，各整流罩区段通过多根拉杆3与机身连接。具体而言，各整流罩区段的纵梁2B或隔框2C与机身隔框通过多根拉杆3连接，每根拉杆3的两端与机身隔框以及纵梁2B或隔框2C铰接。根据上述结构，当机身发生弯曲变形或者扭转变形时，拉杆3能够绕其杆轴自由转动以释放来自机身的扭转变形，并且拉杆3 和整流罩2能够绕拉杆3的与机身隔框连接的一端摆动以释放来自机身的弯曲变形。同样地，根据上述结构，由于拉杆3与整流罩2的纵梁2B或隔框2C铰接，因此，当整流罩2受到局部气动载荷时，整流罩2所产生的弯曲变形和扭转变形也得以释放。也就是说，通过上述拉杆的多点式柔性连接，能够大幅简化整流罩2与飞机机身O之间的变形协调关系，充分释放机身变形对整流罩2施加的附加应力，从而使整流罩2只承受局部气动载荷和自身惯性力，不参与机身传力的设计要求，进而实线大型结构的模块化、互换性优化等设计目标。此外，在整流罩的与机身直接接触的边界区域处，与机身通过紧固件直接连接或通过条带结构固定连接的情况相比，本发明的整流罩组件1的整流罩2的与机身直接接触的边界区域通过橡胶密封件4与机身蒙皮柔性连接。如此一来，通过内部区域中的拉杆3的多点式柔性连接以及边界区域处的橡胶密封件4的柔性连接，使得整流罩2悬浮地设置于飞机机身O的下方。由此，能够避免进行混杂连接的强度校核。 [0056] 【变形例一】 [0057] 以上，对本发明的实施例一进行了说明，但本发明并不限定于此，还能够在不脱离本发明的技术构思的范围内进行适当改变。因此，以下将结合图6和图7对本发明的整流罩组件的变形例进行说明。 [0058] 如图6和图7所示，整流罩2的机身中部整流罩区段22沿航向进一步划分成彼此之间存在一定间隙的第一机身中部整流罩区段221和第二机身中部整流罩区段222。此外，在机身前部整流罩区段21与机身中部整流罩区段22之间的间隙以及机身中部整流罩区段22 与机身后部整流罩区段23之间的间隙处设置有多个铰链机构5，机身前部整流罩区段21与机身中部整流罩区段22通过多个铰链机构5连接，机身中部整流罩区段22与机身后部整流罩区段23通过多个铰链机构5连接。此外，在机身中部整流罩区段22如上所述那样被划分成彼此之间存在一定间隙的第一机身中部整流罩区段221和第二机身中部整流罩区段222的情况下，第一机身中部整流罩区段221和第二机身中部整流罩区段222之间也通过上述多个铰链机构5连接。如此一来，通过多个铰链机构5的连接，相邻的整流罩区段能够在例如‑10° 到+10°的范围内相对转动。 [0059] 通常而言，民用飞机的机身中部安装有机翼且该部分的结构较复杂，因此，与机身前部和后部相比，在机身中部设置整流罩的装配难度较大，且机身中部受载时的变形较复杂。此外，与机身前部和后部相比，机身中部的体积占比往往较大。鉴于上述情况，通过对机身中部整流罩区段22进行进一步划分，能够以分块的方式将机身中部整流罩区段22安装至机身中部，从而降低装配难度。并且，通过进一步划分机身中部整流罩区段22，能够减小机身中部受载时的复杂变形对机身中部整流罩区段22产生的影响。 [0060] 此外，在整流罩分成多个区段的情况下，对应于每个整流罩区段的机身部分的变形不尽相同。与上述实施例一中各个整流罩区段完全分离地设置这一方式相比，通过多个铰链机构连接相邻的整流罩区段能够在保持各整流罩区段的独立性的基础上增加各整流罩区段之间的整体性。也就是说，在某一整流罩区段的变形过大的情况下，该变形的一部分能够通过铰链机构传递至相邻的整流罩区段，并且进一步传递至其它整流罩区段，从而能够实现各整流罩区段之间的变形协调。 [0061] 【变形例二】 [0062] 在上述变形例一中，通过在相邻的整流罩区段之间连接多个铰链机构来实现各整流罩区段之间的变形协调。不过，本发明不限定于上述方案。例如，作为上述铰链机构的替代，也能够采用橡胶件。具体而言，在机身前部整流罩区段21与机身中部整流罩区段22之间的间隙以及机身中部整流罩区段22与机身后部整流罩区段23之间的间隙处设置有多个橡胶件，机身前部整流罩区段21与机身中部整流罩区段22通过多个橡胶件连接，机身中部整流罩区段22与机身后部整流罩区段23通过多个橡胶件连接。此外，在机身中部整流罩区段 22如上所述那样被划分成彼此之间存在一定间隙的第一机身中部整流罩区段221和第二机身中部整流罩区段222的情况下，第一机身中部整流罩区段221和第二机身中部整流罩区段 222之间也通过上述多个橡胶件连接。如此一来，相邻的整流罩区段能够通过橡胶件的压缩或拉伸而彼此靠近或远离。由此，能够实现与变形例一相同的技术效果。 [0063] 【其它实施方式】 [0064] 作为一优选例，橡胶密封件4沿整流罩2的边界区域的整周设置。 [0065] 通过沿边界区域的整周设置橡胶密封件，整流罩能够沿边界区域的整周均匀地释放变形引起的内应力。并且，飞机机身在边界区域处的变形也能够沿整周均匀地释放。 [0066] 作为一优选例，拉杆3的与整流罩2连接的一端连接于纵梁2B和隔框2C的交叉部分。 [0067] 通过将拉杆3的与整流罩2连接的一端连接于纵梁2B和隔框2C的交叉部分，能够将拉杆3传递来的轴向力通过该交叉部分按刚度分别分配至纵梁2B和隔框2C，以避免仅纵梁 2B或隔框2C承受该轴向力而产生过大的弯曲变形。 [0068] 作为一优选例，铰链机构5设置在纵梁2B的端部。 [0069] 在铰链机构5设置成仅与整流罩面板2A连接的情况下，由于整流罩面板2A的厚度较薄，因此，若整流罩区段的水平转动过大，则容易产生开裂。针对上述情况，考虑到与整流罩区段的未设置有纵梁2B的端部相比，其设置有纵梁2B的端部的刚度较大这一点，通过将铰链机构5设置于纵梁2B的端部，能够避免上述情况的发生。 [0070] 此外，本发明在其范围内，能将各实施方式自由组合，或是将各实施方式适当变形、省略。 [0071] 符号说明 [0072] O 飞机机身； [0073] 1 整流罩组件； [0074] 2 整流罩； [0075] 21 机身前部整流罩区段； [0076] 22 机身中部整流罩区段； [0077] 221 第一机身中部整流罩区段； [0078] 222 第二机身中部整流罩区段； [0079] 23 机身后部整流罩区段； [0080] 2A 整流罩面板； [0081] 2B 纵梁； [0082] 2C 隔框； [0083] 3 拉杆； [0084] 4 橡胶密封件； [0085] 5 铰链机构； [0086] 6 连接紧固件。