用于飞机尾翼的安装组件和飞机尾翼

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用于飞机尾翼的安装组件和飞机尾翼
申请号	CN202311669176.1	申请日	2023-12-06	公开(公告)号	CN117644967A	公开(公告)日	2024-03-05
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	赵荃; 刘长玮; 张正礼;
摘要	本发明涉及用于飞机尾翼的安装组件和飞机尾翼。安装组件包括：安装接头，安安装接头具有彼此并排连接呈山字形的两个U字形的壁板，并且在安装接头的U字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的三个安装接头通孔；转轴接头，转轴接头是与安装接头的山字形的两个U字凹入部分形状配合的呈π字形的壁板，并且转轴接头的竖直π字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的两个转轴接头通孔；以及轴销，轴销以第一轴线为中心轴向延伸，轴销穿过安装接头通孔以及转轴接头通孔，其中，轴销包括外套筒销和套入外套筒销内的内套筒销，其中，转轴接头通过设置在转轴接头通孔处的滚子轴承安装到轴销的外套筒销，以将转轴接头可转动地装配到安装接头。
权利要求	1.一种用于飞机尾翼的安装组件，所述安装组件(1)将所述飞机尾翼的水平尾翼安装到垂直尾翼，其特征在于，所述安装组件(1)包括：安装接头(10)，所述安装接头(10)固定到所述垂直尾翼的框架，所述安装接头(10)具有彼此并排连接呈“山”字形的两个“U”字形的壁板，并且在所述安装接头(10)的“U”字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的三个安装接头通孔(11)；转轴接头(20)，所述转轴接头(20)固定到所述水平尾翼的框架，所述转轴接头(20)是与所述安装接头(10)的山字形的两个“U”字凹入部分形状配合的呈“π”字形的壁板，并且所述转轴接头(20)的竖直“π”字端部处具有以所述第一轴线为中心的同轴的两个转轴接头通孔(21)；以及轴销(30)，所述轴销(30)以所述第一轴线为中心轴向延伸，所述轴销(30)穿过所述安装接头通孔(11)以及所述转轴接头通孔(21)，其中，所述轴销(30)包括外套筒销(31)和套入所述外套筒销(31)内的内套筒销(32)，其中，所述转轴接头(20)通过设置在所述转轴接头通孔(21)处的滚子轴承(70)安装到所述轴销(30)的外套筒销(31)，以将所述转轴接头(20)可转动地装配到所述安装接头(10)。 2.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，所述安装接头(10)包括安装主接头(10a)和安装副接头(10b)，其中所述安装主接头(10a)和所述安装副接头(10b)都是“U”字形的壁板并且彼此并排连接，所述转轴接头(20)的“π”字形的壁板的第一竖直“π”字端部配合在所述安装主接头(10a)的“U”字凹入部分中，并且在对应于所述安装主接头(10a)的两个安装接头通孔(11)内设置与所述轴销(30)配合的两个台肩衬套(81)，其中所述台肩衬套(81)的台肩能够填充所述安装主接头(10a)的两个“U”字端部与所述转轴接头(20)的第一竖直“π”字端部的间隙。 3.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，所述转轴接头(20)包括转轴主接头(20a)和两个转轴副接头(20b)，其中所述转轴主接头(20a)是所述转轴接头(20)的“π”字形的壁板的中间部段并且呈“n”字形，并且其中所述转轴副接头(20b)是在轴向方向上从两侧固定到所述转轴主接头(20a)的壁板上的形状配合的两个壁板并且分别呈“7”字形和“Γ”字形。 4.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，所述转轴接头(20)通过设置在所述滚子轴承(70)内的游动衬套(82)安装到所述轴销(30)，其中所述游动衬套(82)允许所述转轴接头(20)在在所述轴销(30)的轴向方向上滑动。 5.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，在所述轴销(30)的第一轴向端处，所述内套筒销(32)具有径向突出部并且所述外套筒销(31)的第一轴向端抵靠所述径向突出部，以及在所述轴销(30)的第二轴向端处，在所述内套筒销(32)的外侧具有螺纹并且设有螺纹地配合的内套筒锁定螺母(34)，所述外套筒销(31)的第二轴向端抵靠所述内套筒锁定螺母(34)，使得所述内套筒销(32)与所述外套筒销(31)在轴向方向上保持锁定。 6.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，在所述轴销(30)的第一轴向端处设有防松卡销(33)，所述防松卡销(33)与所述外套筒销(31)和所述内套筒销(32)通过花键沿轴向方向压紧并且锁定，以防止所述外套筒销(31)和所述内套筒销(32)相对于彼此转动，以及在所述安装接头(10)的第一轴向端处设有防松卡座(12)，并且所述防松卡销(33)具有与所述防松卡座(12)配合的突出部(33a)。 7.根据权利要求6所述的安装组件，其特征在于，所述安装组件还包括应力杆(40)，所述应力杆(40)贯穿所述内套筒销(32)以及所述防松卡销(33)，在所述轴销(30)的第二轴向端处设有应力杆安装螺母(41)，所述应力杆(40)的第二轴向端与所述应力杆安装螺母(41)螺纹地配合，在所述轴销(30)的所述第一轴向端处在所述防松卡销(33)处设有应力杆锁定螺母(42)，所述应力杆(40)的第一轴向端与所述应力杆锁定螺母(42)螺纹配合。 8.根据权利要求7所述的安装组件，其特征在于，通过旋转所述应力杆安装螺母(41)和所述应力杆锁定螺母(42)，在所述应力杆(40)上产生预应力，其中所述预应力与所述轴销(30)在飞机运行期间收到的拉应力的方向相反。 9.根据权利要求7所述的安装组件，其特征在于，在所述应力杆锁定螺母(42)与所述应力杆(40)之间，以及在所述应力杆安装螺母(41)与所述应力杆(40)之间采用保险丝打结来保持锁定，和/或所述安装接头(10)还包括两个外耳片(13)，所述外耳片(13)是在所述轴销(30)的轴向方向上从两侧固定到所述安装接头(10)的壁板上的形状配合的壁板，并且所述防松卡座(12)设置在所述外耳片(13)之一上。 10.一种飞机尾翼，其特征在于，所述飞机尾翼包括根据权利要求1‑9中任一项所述的安装组件(1)。
说明书全文	用于飞机尾翼的安装组件和飞机尾翼技术领域 [0001] 本发明涉及一种用于飞机尾翼的安装组件，具体地涉及用于高平尾布局飞机的水平安定面安装的安装组件。本发明还涉及一种飞机尾翼。本发明属于飞机结构设计领域。背景技术 [0002] 现有技术中，为了满足破损安全需求，高平尾布局飞机的水平安定面的安装结构通常设计两套对称的接头及转动轴销机构。并且，转动轴销机构除需要满足破损安全需求以外，还需独立传递平尾横侧向惯性过载。并且，两套轴销系统还需保证严格的同轴度(一般在0.15mm以内)。因此，常规的水平尾翼的安装组件重量大、机构设计极为复杂，且需要较高的垂尾翼型以包络安装组件所需要的结构空间，不利于中小型高平尾飞机的水平安定面安装组件设计。 [0003] 对于垂尾翼型高度更低的中小型(19至30座级)高平尾布局的支线飞机的水平安定面的安装组件设计而言，较小的翼型高度难以保证复杂机构的容纳，从而导致结构所需的空间远超外形需求，需单独设计整流鼓包，增加了尾翼的型阻，同时，独立的两套转轴机构将导致结构重量的显著增加，降低了飞机的结构效率。常规的安装组件的机构设计复杂，空间要求高，重量代价大，结构的安装工艺性较低。 [0004] 因此，对安装组件存在的尺寸更小，结构更紧凑、重量更小的需求。发明内容 [0005] 针对现有技术的上述问题，本发明的目的在于提供一种飞机尾翼的安装组件，将飞机尾翼的水平尾翼安装到垂直尾翼，使得整个安装组件尺寸更小，结构更紧凑，并且能够满足飞机尾翼的破损安全需求。 [0006] 在该安装组件的第一示例中，该安装组件包括：安装接头，安装接头固定到垂直尾翼的框架，安装接头具有彼此并排连接呈山字形的两个U字形的壁板，并且在安装接头的U字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的三个安装接头通孔；转轴接头，转轴接头固定到水平尾翼的框架，转轴接头是与安装接头的山字形的两个U字凹入部分形状配合的呈π字形的壁板，并且转轴接头的竖直π字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的两个转轴接头通孔；以及轴销，轴销以第一轴线为中心轴向延伸，轴销穿过安装接头通孔以及转轴接头通孔，其中，轴销包括外套筒销和套入外套筒销内的内套筒销，其中，转轴接头通过设置在转轴接头通孔处的滚子轴承安装到轴销的外套筒销，以将转轴接头可转动地装配到安装接头。 [0007] 在该安装组件的第二示例中，可选地包括第一示例，安装接头包括安装主接头和安装副接头，其中安装主接头和安装副接头都是U字形的壁板并且彼此并排连接，转轴接头的π字形的壁板的第一竖直π字端部配合在安装主接头的U字凹入部分中，并且在对应于安装主接头的两个安装接头通孔内设置与轴销配合的两个台肩衬套，其中台肩衬套的台肩能够填充安装主接头的两个U字端部与转轴接头的第一竖直π字端部的间隙。 [0008] 在该安装组件的第三示例中，可选地包括第一示例和第二示例中的一个或多个，转轴接头包括转轴主接头和两个转轴副接头，其中转轴主接头是转轴接头的π字形的壁板的中间部段并且呈n字形，并且其中转轴副接头是在轴向方向上从两侧固定到转轴主接头的壁板上的形状配合的两个壁板并且分别呈字形和Γ字形。 [0009] 在该安装组件的第四示例中，可选地包括第一示例至第三示例中的一个或多个，转轴接头通过设置在滚子轴承内的游动衬套安装到轴销，其中游动衬套允许转轴接头在在轴销的轴向方向上滑动。 [0010] 在该安装组件的第五示例中，可选地包括第一示例至第四示例中的一个或多个，在轴销的第一轴向端处，内套筒销具有径向突出部并且外套筒销的第一轴向端抵靠径向突出部，以及在轴销的第二轴向端处，在内套筒销的外侧具有螺纹并且设有螺纹地配合的内套筒锁定螺母，外套筒销的第二轴向端抵靠内套筒锁定螺母，使得内套筒销与外套筒销在轴向方向上保持锁定。 [0011] 在该安装组件的第六示例中，可选地包括第一示例至第五示例中的一个或多个，在轴销的第一轴向端处设有防松卡销，防松卡销与外套筒销和内套筒销通过花键沿轴向方向压紧并且锁定，以防止外套筒销和内套筒销相对于彼此转动，以及在安装接头的第一轴向端处设有防松卡座，并且防松卡销具有与防松卡座配合的突出部。 [0012] 在该安装组件的第七示例中，可选地包括第一示例至第六示例中的一个或多个，该安装组件还包括：应力杆，应力杆贯穿内套筒销以及防松卡销，在轴销的第二轴向端处设有应力杆安装螺母，应力杆的第二轴向端与应力杆安装螺母螺纹地配合，在轴销的第一轴向端处在防松卡销处设有应力杆锁定螺母，应力杆的第一轴向端与应力杆锁定螺母螺纹配合。 [0013] 在该安装组件的第八示例中，可选地包括第一示例至第七示例中的一个或多个，通过旋转应力杆安装螺母和应力杆锁定螺母，在应力杆上产生预应力，其中预应力与轴销在飞机运行期间收到的拉应力的方向相反。 [0014] 在该安装组件的第九示例中，可选地包括第一示例至第八示例中的一个或多个，在应力杆锁定螺母与应力杆之间，以及在应力杆安装螺母与应力杆之间采用保险丝打结来保持锁定，和/或安装接头还包括两个外耳片，外耳片是在轴销的轴向方向上从两侧固定到安装接头的壁板上的形状配合的壁板，并且防松卡座设置在外耳片之一上。 [0015] 本发明还提供一种飞机尾翼飞，该机尾翼包括根据上述方面中的任一项的安装组件。 [0016] 本发明针提出利用“双跨”连续梁的结构设计概念开展高平尾布局飞机水平安定面的安装设计，缩减了一套复杂的转轴轴销机构，提升了安装工艺性，显著简化了安装组件的设计，使得整个安装组件尺寸更小，结构更紧凑，对于水平安定面的安装组件的减重具有重要价值。 [0017] 相比于传统安装组件，本发明的装置具备更优的传力效率和结构效率，并可以缩减一套轴销锁紧机构，显著提升水平安定面的装配工艺性。 [0018] 本专利发明的一种用于高平尾布局飞机的水平安定面安装装置具备传力路线合理、结构效率高、适用性强的特点。同时，本专利发明的装置，具备飞机型号设计应用的技术可行性，满足结构“破损安全”原则，满足机构“双重锁定原则”，并满足机构防松设计“双保险”原则。附图说明 [0019] 为了描述本发明的上述和其他特征的实施方式，将参考附图中示出的本发明的示例性实施例来呈现以上简要描述的本发明的更具体描述。可以理解，这些附图只描绘了本发明的各示例性实施例，而不应当被认为是对其范围的限制，将通过使用附图并利用附加特征和细节来描述和解释本发明。在附图中： [0020] 图1是根据本发明的实施例的飞机尾翼的立体图； [0021] 图2是根据本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件的立体图； [0022] 图3是根据本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件在另一方向上观察的立体图； [0023] 图4是根据本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件的分解图； [0024] 图5是根据本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件的侧视图； [0025] 图6是沿图5中的线A‑A剖切的用于飞机尾翼的安装组件的剖视图；以及 [0026] 图7是根据本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件的局部放大立体图。 [0027] 在此以及在下文的所有内容中，不同附图中出现的相同特征用相同或类似的附图标记表示。 [0028] 附图标记列表： [0029] 1 安装组件 [0030] 2 水平尾翼 [0031] 3 垂直尾翼 [0032] 10 安装接头 [0033] 10a 安装主接头 [0034] 10b 安装副接头 [0035] 11 安装接头通孔 [0036] 12 防松卡座 [0037] 13 外耳片 [0038] 20 转轴接头 [0039] 20a 转轴主接头 [0040] 20b 转轴副接头 [0041] 21 转轴接头通孔 [0042] 30 轴销 [0043] 31 外套筒销 [0044] 32 内套筒销 [0045] 33 防松卡销 [0046] 33a 突出部 [0047] 34 内套筒锁定螺母 [0048] 40 应力杆 [0049] 41 应力杆安装螺母 [0050] 42 应力杆锁定螺母 [0051] 43 花键卡槽 [0052] 70 滚子轴承 [0053] 81 台肩衬套 [0054] 82 游动衬套 [0055] 83 内衬套具体实施方式 [0056] 本文中使用的方向性术语，例如“垂直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“上部”、“下部”、“内部”、“向内”、“外部”和“向外”，用于协助根据图示中所示实施例的方向描述本发明。方向性术语并不是绝对的上、下、水平、竖直等，不应被解释为将本发明限制于任何特定方向。 [0057] 本文中使用的术语“包括”、“具有”、“包含”及其变体旨在作为开放式的过渡短语、术语或词语，要求存在指定的成分/步骤，并且也允许存在其他成分/步骤。 [0058] 在本发明中，除非明确相反地说明，术语“第一”、“第二”等并不意在表示任何顺序、位置、数量或重要性方面的差异，而是仅仅用作区别不同的位置、部件的标签。 [0059] 本文中使用的数值应当理解为包括缩小到相同有效数字位数时的相同数值，以及与所述数值相差小于本申请所述类型的常规测量技术确定数值的实验误差的数值。 [0060] 下面将结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。 [0061] 图1整体上示出了根据本发明的实施例的高平尾布局飞机的飞机尾翼的水平尾翼2和垂直尾翼3。水平尾翼2包括水平安定面和升降舵。对于高平尾布局飞机而言，作用于水平尾翼2上的全部载荷通过水平安定面的安装组件1传递给垂直尾翼3。 [0062] 图2、3示意性示出了本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件1的立体图。安装组件1将飞机尾翼的水平尾翼2安装到垂直尾翼3，安装组件1主要包括固定到垂直尾翼3的框架的安装接头10、固定到水平尾翼2的框架的转轴接头20，以及将转轴接头20可转动地装配到安装接头10的轴销30。 [0063] 图4示意性示出了本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件1的分解图。 [0064] 安装接头10可以具有彼此并排连接呈山字形的两个U字形的壁板，并且可以具有用于固定到垂直尾翼3的框架的适形的安装板，安装板通过紧固件固定到垂直尾翼3的框架。 [0065] 在优选实施例中，安装接头10包括两个呈U字形壁板并且彼此并排连接的安装主接头10a和安装副接头10b。其中，安装主接头10a承受水平尾翼2的面内支反力以及横侧向(即轴销30的轴向方向上)的惯性过载，可取为大约6G，而安装副接头10b仅承受面内支反力。 [0066] 此外，安装接头10的U字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的三个安装接头通孔11。 [0067] 转轴接头20可以是与安装接头10的山字形的两个U字凹入部分形状配合的呈π字形的壁板，其中转轴接头20的π字形的壁板的第一竖直π字端部可以配合在安装主接头10a的U字凹入部分中，而第二竖直π字端部可以配合在安装副接头10b的U字凹入部分中。 [0068] 在优选实施例中，转轴接头20可以包括呈三明治夹心形式的并排的转轴主接头20a和两个转轴副接头20b。转轴主接头20a可以是转轴接头20的π字形的壁板的中间部段并且呈n字形，并且转轴副接头20b是在轴向方向上从两侧固定到转轴主接头20a的壁板上的形状配合的两个壁板并且分别呈7字形和Γ字形。 [0069] 转轴主接头20a、转轴副接头20b可以分别传递平尾个方向载荷，并且互为破损安全设计，保证结构的适航安全性。 [0070] 其中，转轴主接头20a的n字形的壁板的两个n字端部中的一个可以与转轴副接头20b中的一个形成转轴接头20的π字形的壁板的第一竖直π字端部，并且转轴主接头20a的n字形的壁板的两个n字端部中的另一个可以与转轴副接头20b中的另一个形成转轴接头20的π字形的壁板的第二竖直π字端部。 [0071] 此外，转轴接头20的竖直π字端部处具有以第一轴线为中心的同轴的两个转轴接头通孔21。 [0072] 在优选实施例中，轴销30可以穿过各个安装接头通孔11以及转轴接头通孔21。 [0073] 此外，轴销30可以包括外套筒销31和套入外套筒销31的内部的内套筒销32。内套筒销32套入外套筒销内部31，形成轴销30的破损安全设计。 [0074] 现在转到图5、图6，图5示意性示出了本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件1的侧视图。图6示意性示出了沿图5中的线A‑A剖切的用于飞机尾翼的安装组件1的剖视图。并且其中还示出了第一轴线A1，其平行于轴销30的轴向方向。 [0075] 在优选实施例中，转轴接头20可以通过设置在转轴接头通孔21处的滚子轴承70安装到轴销30的外套筒销31。滚子轴承70用以支承外套筒销31，形成双跨形支承结构。 [0076] 外套筒销31与内套筒销32之间设计一定尺寸的间隙，较佳地为0.02mm，避免结构之间的潜在的化学腐蚀，并且保证轴销30的协同变形，即，即使变形也不接触，从而不改变外套筒销31的传力路线，保证轴销30的破损安全设计。 [0077] 在轴销30的第一轴向端处，内套筒销32可以具有呈台肩形式的径向突出部并且外套筒销31的第一轴向端可以抵靠该径向突出部。 [0078] 在轴销30的第二轴向端处，在内套筒销32的外侧可以具有螺纹并且设有螺纹地配合的内套筒锁定螺母34，外套筒销31的第二轴向端抵靠内套筒锁定螺母34，使得内套筒销32与外套筒销31在轴向方向上保持锁定。 [0079] 安装主接头10a作为水平安定面的安装基准。在对应于安装主接头10a的两个安装接头通孔11处可以设置与轴销30配合的两个台肩衬套81，通过台肩衬套81的台肩填充安装主接头10a的两个U字端部与转轴接头20的第一竖直π字端部的间隙，即，第一竖直π字端部通过台肩衬套81的台肩被安装主接头10a夹紧。 [0080] 安装副接头10b通过内衬套83安装到轴销30。 [0081] 安装副接头10b与转轴主接头20a、转轴副接头20b之间可以设置有一定的间隙，以保证在水平尾翼2在轴向方向上的惯性过载作用下的协同变形，即，即使变形也不接触，从而不改变在轴向方向上的经由安装主接头10a的传力路线。此外，该结构间隙无需测量及填充，简化了水平安定面的安装工艺的复杂性。 [0082] 转轴接头20可以通过设置在转轴接头通孔21处滚子轴承70内的游动衬套82安装到轴销30，其中游动衬套82允许转轴接头20在在轴销30的轴向方向上滑动。在此，游动衬套82与外套筒销31之间为小间隙配合，游动衬套82与滚子轴承70之间为过渡配合。因此，在沿轴销30的轴向运动时，游动衬套82与水平尾翼转轴运动副(接头20+轴承70)一起运动，并且，在水平尾翼绕转轴的第一轴线A1转动时，游动衬套82与滚子轴承70的内圈彼此不转动。 [0083] 飞机产品是需要具备极高安全性和可靠性指标的复杂系统。对于具备关键功能的所有元件或结构均需要保证一定的可靠性“冗余度”。就水平尾翼的转动机构而言，其转动副界面除轴承内、外圈(即，滚子的摩擦转动)外，还需要设计低于外部工作载荷的“第二转动副”，以防在轴承使用过程中意外失效(虽然是极小概率事件)导致水平尾翼卡死无法转动，使得飞机纵向无法配平。 [0084] 因此，在滚子轴承70与轴销30之间的接触面必须设计并增加衬套(在此为游动衬套82)，提供第二转动面(平面摩擦转动)。通过精密的间隙安装设计，该第二转动面的静摩擦系数远高于第一转动面，并且低于外部工作载荷。在正常工况下，第二转动面(衬套与销轴)仅接触，但不发生转动。此外，通过精密的间隙安装设计，平尾沿轴向运动(具体为飞机滚转或偏航引起的平尾惯性载荷作用)滑动距离极小(<1mm)，一般仅为结构变形协调提供空间自由度。 [0085] 图7示意性示出了本发明的实施例的用于飞机尾翼的安装组件的局部放大立体图。 [0086] 在优选实施例中，在轴销30的第一轴向端处可以设有防松卡销33，防松卡销33与外套筒销31和内套筒销32通过花键沿轴向方向压紧并且锁定，以防止外套筒销31和内套筒销32相对于彼此转动。 [0087] 在安装接头10的第一侧向端处可以设有防松卡座12，并且防松卡销33具有与防松卡座12配合的突出部33a，形成止动功能。 [0088] 防松卡销33与应力杆锁定螺母42在轴销30的轴向侧形成沿轴向方向的防松以及绕第一轴线A1防转的“双重锁定”。 [0089] 较佳地，安装接头10还可以包括两个外耳片13，外耳片13是在轴销30的轴向方向上从两侧固定到安装接头10的壁板上的形状配合的壁板，并且防松卡座12可以设置在外耳片13之一上。 [0090] 返回图5、6，在优选实施例中，安装组1还可以包括应力杆40，该应力杆40贯穿内套筒销32以及防松卡销33。 [0091] 在轴销30的第二轴向端处可以设有应力杆安装螺母41。较佳地，在内套筒销32的内周侧具有螺纹，并且应力杆安装螺母41螺纹地配合在内套筒销32的螺纹处。较佳地，应力杆安装螺母41的螺母孔内部具有螺纹，并且上述应力杆40的第二轴向端可以与应力杆安装螺母41螺纹地配合。 [0092] 在轴销30的第一轴向端处在防松卡销33处可以设有应力杆锁定螺母42。应力杆40贯穿防松卡销33并且应力杆40的第一轴向端可以与应力杆锁定螺母42螺纹配合。 [0093] 此处应力杆安装螺母41也用于使内套筒销32与外套筒销31在轴向方向上保持锁定。即与内套筒锁定螺母34一起保证轴销30沿轴向方向的“双重锁定”。 [0094] 在水平安定面的安装过程中需最后拧紧应力杆锁定螺母42。随后较佳地，在应力杆锁定螺母42与应力杆40之间，以及在应力杆安装螺母41与应力杆40之间可以采用保险丝打结来保持锁定。保证机构防松设计的双重保险。 [0095] 轴销30支撑水平尾翼2，并且形成水平尾翼2的转轴。外套筒销31的表面在弯曲载荷作用下会产生拉压交变载荷。对于金属材料而言，易产生结构疲劳。 [0096] 本发明中，应力杆40的设计原理在于锁定机构后，通过旋转应力杆安装螺母41和应力杆锁定螺母42，在应力杆40上产生预应力，其中预应力与轴销30在飞机运行期间收到的拉应力的方向相反。由此降低金属材料加工而成的轴销30的拉——拉疲劳循环中的极限拉应力和拉压应力比，提高整个机构的疲劳特性，并且能提升整架飞机的耐久性、经济性。 [0097] 本专利发明的一种用于高平尾布局飞机的水平安定面安装装置具备传力路线合理、结构效率高、适用性强的特点。同时，本专利发明的装置，具备飞机型号设计应用的技术可行性，满足结构“破损安全”原则，满足机构“双重锁定原则”，并满足机构防松设计“双保险”原则。 [0098] 本专利所发明的装置宽度尺寸更为紧凑，对于垂尾的翼型高度更低的中小型(19至30座级)高平尾布局支线飞机水平安定面的安装设计具备显著优势。 [0099] 此外，本专利发明的装置综合考虑飞机型号应用需求，创新地将两套独立的水平安定面安装装置融合为一体，显著降低了零件数量、结构复杂度和重量，提升了水平安定面的制造工艺性。同时，创新地采用“应力杆”概念，通过以上特殊装置的设计，同时解决了机构防松锁定，及机构抗疲劳设计，显著提升了机构的耐久性和经济性。 [0100] 因此，本专利所发明的装置具备飞机型号应用的可行性，具备一定的应用前景，可作为创新的解决方案用于具备对应需求的飞机型号设计。 [0101] 本专利发明的装置基于目前成熟的制造技术和典型机构，不涉及未经产业应用的新研技术。对于广大飞机结构设计工程师而言，在原理上无需掌握特殊技能即可实现进一步的产业应用。 [0102] 以上，为了使本发明实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，结合本发明的具体实施方式和附图对本发明的技术方案进行了清楚、完整地描述。 [0103] 尽管以上已经描述了各种实施例，但应当理解，它所描述的实施方式是本发明的一部分实施方式，而非全部的实施方式，它们以示例而非限制的方式提出。对相关领域技术人员而言显而易见的是，所公开的主题可以其它特定的形式实施而不脱离其精神和必要特征。 [0104] 因此，以上所描述的实施例在所有方面被认为是示例性而非限制性的，并不作为对本发明做任何限制的依据。 [0105] 基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施方式均属于本发明所要保护的范围。本公开也包含各种各样的变形例、等同范围内的变形。除此之外，各种各样的组合、方式、进一步包含有仅一个要素、一个以上或一个以下的其他组合、方式也属于本公开的范畴、思想范围。