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一种适用于飞机全角度转运的自立式支撑装置的制作方法

时间:2022-02-06 阅读: 作者:专利查询

一种适用于飞机全角度转运的自立式支撑装置的制作方法

1.本发明涉及飞机辅助装配工装,特别是一种适用于飞机全角度转运的自立式支撑装置。


背景技术:

2.飞机在部件装配、总装配、不同站位之间的流转以及地面试验过程中需要大量的辅助工装将飞机支撑起来。目前,此类辅助工装都不带转运和转向功能,不方便为飞机在部件装配、总装配、不同站位之间流转、上架下架以及地面试验过程中提供支撑。


技术实现要素:

3.本发明所要解决的技术问题是,针对现有飞机装配中辅助工装的功能不足,本发明提供一种能为飞机在部件装配、总装配、不同站位之间流转以及地面试验过程提供支撑的自立式全角度转运飞机支撑装置。
4.为解决上述技术问题,本发明采用了如下技术方案:一种适用于飞机全角度转运的自立式支撑装置,包括支柱,所述支柱的底部至少安装两个机轮,所述支柱的中部铰接斜撑杆的固定端,所述斜撑杆的活动端和所述支柱的顶部分别设置用于连接机体的连接部;所述支柱的底部可拆卸连接连接杆的一端,所述连接杆的另一端和所述斜撑杆的活动端经脚轮装置可拆卸连接,所述脚轮装置与所述机轮安装在同一平面上。
5.本发明通过设置立柱,并在立柱中部铰接一斜支撑的固定端,所述斜支撑的活动端可拆卸连接脚轮装置,脚轮装置与立柱之间可拆卸设置连接杆,这样脚轮装置与立柱底部安装的两个机轮组成一个稳定的三角形,实现了本发明飞机支撑装置的自立放及人工转运功能,使飞机可在部件装配、总装配、不同站位之间流转,并在流转过程中可通过将脚轮装置及机轮分别采用万向轮,实现流转过程中的全角度转向;当拆卸连接杆及脚轮装置后,还可通过立柱及斜支撑为飞机机体提供支撑。
6.优选地,所述脚轮装置包括脚轮成品、脚轮连接件和斜撑杆安装槽,所述脚轮成品与所述机轮安装在同一平面上,所述脚轮连接件的一端与所述脚轮成品的上端固定连接,所述脚轮连接件的另一端设置连接杆接口,所述脚轮连接件的中部设置斜撑杆安装槽。
7.优选地,所述斜撑杆放下时,放入斜撑杆安装槽内,并通过第二快卸销将斜撑杆与脚轮装置连接成一体。
8.优选地,所述连接杆经连接杆接口与所述脚轮装置铰接,且为方便拆卸,所述支柱与所述连接杆通过第一快卸销连接。
9.优选地,所述支柱包括从外至内依次套设的外筒、中筒及内筒,所述外筒与所述中筒之间安装轴承,所述中筒与所述内筒之间间隙配合,且所述中筒与所述内筒经止动轴可拆卸连接。当所述外筒连接机体,所述内筒连接机轮时,所述内筒可随机轮的转动绕所述外筒进行360
°
转动。
10.优选地,所述中筒的端部安装螺母,所述外筒的内腔端部设置凸台,所述中筒穿过
所述凸台后与所述螺母螺纹连接,且所述螺母的外径略小于所述外筒的内径,使外筒与中筒通过螺母的设置实现固定连接,从而使本发明外筒既能实现支撑功能,也能在牵引飞机时实现全角度转向功能。
11.优选地,所述轴承为推力轴承,且所述推力轴承的紧圈与所述中筒连接,松圈与所述外筒连接,所述推力轴承的上表面与所述凸台的下表面之间设有第一间隙,以防止中筒的轴向串动。
12.优选地,所述外筒的底部安装下端盖,使所述外筒相对所述外筒的转动更为平稳;所述中筒与所述内筒之间设有导向套和衬筒,且所述导向套通过止动销固定连接在所述内筒的上部,所述衬筒通过止动销固定连接在所述中筒的下部,使所述内筒相对所述中筒的上下移动更为平稳。
13.优选地,所述中筒的下部伸出所述外筒,且所述中筒上设置第一定位孔,所述内筒上沿其轴向设置至少两个第二定位孔,所述第二定位孔与所述第一定位孔经止动轴连接。通过对内筒上第二定位孔的孔距的控制可以实现飞机对起落架不同支撑高度的需求。一般高度支撑时,止动销连接内筒下部的第二定位孔和中筒上的第一定位孔;当飞机需求支撑高度升高时,内筒向外伸出,止动销将内筒上部的第二定位孔与中筒上的第一定位孔连接。
14.优选地,所述螺母的下表面与所述凸台的上表面之间设有第二间隙,以避免在转向过程中(中筒相对外筒转动)螺母与凸台之间摩擦导致卡滞。
15.与现有技术相比,本发明的有益效果是:
16.1、本发明实现了飞机支撑装置的功能多元化需求,节约了经济和时间成本;
17.2、本发明脚轮装置与斜支撑杆之间、连接杆与立柱之间分别采用快卸销连接,当本发明从支撑状态切换为转运状态时,附加结构(脚轮装置和连接杆)拆卸方便快捷;
18.3、本发明实现了飞机支撑装置的伸缩功能和全角度转向功能,结构简单,功能可靠;
19.4、本发明飞机支撑装置结构简单,满足了飞机装配地面试验过程中的功能需求。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1为本发明飞机支撑装置正常使用(支撑状态)时的安装侧面示意图。
22.图2为本发明飞机支撑装置用于转运(转运状态)时的轴侧示意图。
23.图3为脚轮装置的轴测图。
24.图4为支柱的剖视图。
25.图5为支柱伸长状态的剖视图。
26.图中:1-支柱,2-斜撑杆,3-脚轮装置,4-连接杆,5-机轮,6-外筒,7-螺母,8-轴承,9-中筒,10-止动销,11-导向套,12-内筒,13-下端盖,14-止动轴,15-衬筒,16-机体,17-第二快卸销,31-脚轮成品、32-脚轮连接件,33-斜撑杆安装槽,34-连接杆接口,61-凸台,121-第二定位孔。
具体实施方式
27.以下结合具体优选的实施例对本发明作进一步描述,但并不因此而限制本发明的保护范围。
28.为了便于描述,各部件的相对位置关系,如:上、下、左、右等的描述均是根据说明书附图的布图方向来进行描述的,并不对本专利的结构起限定作用。
29.如图1-图5所示,本发明适用于飞机全角度转运的自立式支撑装置一实施例包括支柱1、斜撑杆2、脚轮装置3和连接杆4。
30.所述支柱1包括从外至内依次套设的外筒6、中筒9及内筒12,所述外筒6与所述中筒9之间间隙配合,所述中筒9与所述内筒12之间间隙配合。所述外筒6的内腔上端部设置凸台61,所述中筒9的上端穿过所述凸台61,且所述中筒9的上端部设置螺纹,并经螺纹安装螺母7。所述螺母7的外径略小于所述外筒6的内径,使所述螺母7将所述外筒6的一端限位。在所述凸台61的下面,所述外筒6与所述中筒9之间安装推力轴承8,且所述推力轴承8的紧圈与所述中筒9连接,松圈与所述外筒6连接,所述推力轴承8的上表面与所述凸台61的下表面之间设有第一间隙。所述螺母7的下表面与所述凸台61的上表面之间设有第二间隙,以避免在转向过程中螺母7与凸台61之间摩擦导致卡滞。
31.所述外筒6的底部安装下端盖13,且所述外筒6与所述下端盖13用止动销10连接成一体。所述中筒9与所述内筒12之间设有导向套11和衬筒15,且所述导向套11通过止动销10固定连接在所述内筒12的上部,所述衬筒15通过止动销10固定连接在所述中筒9的下部。当所述外筒6连接机体16,所述内筒12连接机轮5时,所述内筒12可随机轮5的转动绕所述外筒6进行360
°
转动。
32.所述中筒9的下部伸出所述外筒6,且所述中筒9上设置第一定位孔,所述内筒12上沿其轴向设置至少两个第二定位孔121,至少其中一个所述第二定位孔121与一个所述第一定位孔对齐并在两者之内穿设止动轴14实现中筒9与内筒12的可拆卸连接。
33.所述脚轮装置3包括带刹车功能的脚轮成品31、脚轮连接件32和斜撑杆安装槽33,所述脚轮连接件32的一端与所述脚轮成品31的上端固定连接,所述脚轮连接件32的另一端设置连接杆接口34,所述脚轮连接件32的中部设置斜撑杆安装槽33。
34.所述支柱1的内筒12的底部至少安装两个机轮5,所述支柱1的中部铰接斜撑杆2的固定端,所述斜撑杆2的活动端和所述支柱1的顶部分别设置用于连接机体16的连接部。所述内筒12的底部通过第一快卸销可拆卸连接连接杆4的一端,所述连接杆4的另一端和所述斜撑杆2的活动端的连接杆接口34通过第二快卸销17可拆卸连接,所述脚轮成品31与所述机轮5安装在同一平面上。
35.如图1所示,本发明飞机支撑装置用于支撑机体16时,拔下第一、二快卸销,拆卸掉脚轮装置3和连接杆4,并利用立柱1和斜支撑2的连接部连接机体16,并与另两个主支撑装置一起就可实现飞机的支撑和牵引。
36.如图2所示,为实现本发明的立放功能,将斜撑杆2的连接部放下并与脚轮装置3连接作为支撑杆,连接杆4连接支柱1与斜撑杆2,形成稳定的三角形结构,使本发明飞机支撑装置的重心落在此三角形结构内,就可稳定地自立,并可保持运动平稳地实现转运功能。
37.如图5所示,当需要调节本发明飞机支撑装置的支撑高度时,可通过拔出止动轴14使内筒12运动至上面的第二定位孔121与中筒9上的第一定位孔对齐,然后再插上止动轴14
即可。
38.以上所述,仅为本发明的具体实施方案,但本发明的保护范围不限于此,任何熟悉本领域的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围的情况下,都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰,或修改为等同变化的等效实施例。因此,凡是未脱离本发明技术方案的内容,依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰,均应落在本发明技术方案保护的范围内。