阅读说明：本技术 飞机尾撑杆组件 (Airplane tail stay rod assembly ) 是由 汪邦中 徐国军 金雪均 苏利焱 陆春刚 周祥华 于 2020-04-15 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种飞机尾撑杆组件。该飞机尾撑杆组件包括支承主体和底座,支承主体的下端连接到底座,并且支承主体是可伸缩的,其中,飞机尾撑杆组件还包括连接机构,连接机构包括：机身连接板,机身连接板的一侧面适于与飞机的机身抵接,并且机身连接板上设有紧固件；连接柱,连接柱的第一端固定到机身连接板,连接柱的第二端构造成能抵接支承主体的上端；以及固定装置,固定装置将连接柱可拆卸地连接到支承主体。根据本发明的飞机尾撑杆组件操作方便,其为操作人员提供了改进的便利性和安全性。(The invention provides an aircraft tail stay bar assembly. This aircraft tail vaulting pole subassembly includes supporting body and base, and the lower extreme of supporting body is connected to the base to the supporting body is the telescopic, and wherein, aircraft tail vaulting pole subassembly still includes coupling mechanism, and coupling mechanism includes: one side surface of the machine body connecting plate is suitable for being abutted against the machine body of the airplane, and a fastener is arranged on the machine body connecting plate; a connecting column, a first end of the connecting column being fixed to the fuselage connecting plate, a second end of the connecting column being configured to abut an upper end of the support body; and a fixing means detachably connecting the connection column to the support body. The aircraft tail stay rod assembly according to the invention is convenient to operate, which provides improved convenience and safety for the operator.)

飞机尾撑杆组件

技术领域

本发明涉及一种应用于防止飞机在维修或装卸货物时后翻的尾撑杆设备，具体涉及一种飞机尾撑杆组件。

背景技术

尾撑杆设备的功能主要是为了防止民用飞机在维修或装卸货物过程中，飞机重心后移突然过大从而导致尾部后翻事故的发生，尤其是尾吊式发动机的民用飞机。

民用飞机后机身底部有个顶起点，此点亦是尾撑杆与飞机的连接位置。民用飞机尾撑杆常见结构形式有单根杆体型和带有三脚架形式的杆体。由于其设备需要在飞机有后翻趋势时顶住飞机的翻转，其机构需要有一定的承载能力，故尾撑杆的重量和体积都较大。如何实现与飞机接口快速连接，是比较难解决的问题。如部分单杆式尾撑杆上设计有把手，方便人力操作对准接口。但是由于尾撑杆较重，操作起来仍然较为不便。因此，仍需要对现有的飞机尾撑杆进行改进。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种飞机尾撑杆组件，所述飞机尾撑杆组件包括支承主体和底座，所述支承主体的下端连接到所述底座，并且所述支承主体是可伸缩的，其中，所述飞机尾撑杆组件还包括连接机构，所述连接机构包括：机身连接板，所述机身连接板的一侧面适于与飞机的机身抵接，并且所述机身连接板上设有紧固件；连接柱，所述连接柱的第一端固定到所述机身连接板，所述连接柱的第二端构造成能抵接所述支承主体的上端；以及固定装置，所述固定装置将所述连接柱可拆卸地连接到所述支承主体。

根据本发明的一个方面，固定装置包括卡环和多个连接螺栓，所述卡环具有用于套设于所述连接柱的开孔，并且所述卡环被限定在所述连接柱的第二端和机身连接板之间，而所述连接螺栓固定到所述卡环。

根据本发明的再一个方面，所述支承主体的上端包括支承块，所述支承块上设有多个与所述连接螺栓适配的卡槽或卡孔。

根据本发明的再一个方面，所述卡环的外周上设有凸耳，每一个所述连接螺栓通过枢转轴可转动地连接到所述凸耳上。

根据本发明的再一个方面，所述连接柱具有锥形主体和顶球，所述顶球位于所述连接柱的所述第二端。

根据本发明的再一个方面，所述连接柱的所述主体与所述机身连接板焊接在一起。

根据本发明的再一个方面，所述支承主体的所述上端包括支承块，支承块中形成顶窝，所述顶球适于压入到所述顶窝内。

根据本发明的再一个方面，所述固定装置包括卡环，所述卡环具有用于套设于所述锥形主体的开孔，所述开孔的直径小于所述顶球的外径。

根据本发明的再一个方面，所述机身连接板相对于所述连接柱的纵向轴线倾斜设置。

根据本发明的飞机尾撑杆组件操作方便，安装时连接机构单独地被操作连接到飞机的顶起点，再连接上组件的支承主体，这样的安装过程对于操作人员而言便利性和安全性都有了保证。

飞机尾撑杆组件中通过顶球和顶窝的配合使得无需复杂的对准过程即可完成连接机构与支承主体的接合，而且承载力将能被均匀地沿顶球的圆弧面分布，使得连接机构使用寿命长。

连接机构中的连接板相对连接柱的纵向轴线倾斜设置，因此能够确保连接机构及支承主体垂直地布置。

附图说明

以下，结合附图说明本发明的较佳实施方式，附图为：

图1为根据本发明的一较佳实施例的飞机尾撑杆组件的立体图。

图2为图1的飞机尾撑杆组件的端部的放大立体图。

图3为根据本发明的一较佳实施例的飞机尾撑杆组件的连接机构的立体图。

附图标记列表

10 飞机尾撑杆组件

20 连接机构

21 机身连接板

211 UN螺栓

25 连接柱

251 锥形主体

252 顶球

28 卡环

281 凸耳

29 连接螺栓

30 支承主体

31 支承块

311 卡槽

312 顶窝

50 底座

51 轮子

具体实施方式

下面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。

图1示出了根据本发明的一较佳实施例的飞机尾撑杆组件10的立体图。如图所示，飞机尾撑杆组件10主要包括底座50、支承主体30以及连接机构 20。底座50是位于整个组件10的下方起支承作用，如图1所示，底座50较佳地包括轮子51，以便于整个组件10移动。支承主体30的下端连接到底座 50，而支承主体30的上端可拆卸地附连到连接机构20。支承主体30较佳地包括由可升缩的支承杆，它由若干段可彼此伸缩的管段构成，其中直径最大的管段附连接底座50，而直径最小的管段可连接到连接机构20。

连接机构20是介于支承主体30和飞机的机身的顶起点之间的一个中间部件，较佳地，该机构是一个球头连接机构20，在根据本发明的飞机尾撑杆组件10中，由于增设了这样一个连接机构20，使得尾撑杆组件10与飞机的连接更为便利。

从图2和图3中可以清楚地看到连接机构20的较佳构造。连接机构20主要包括三个部分：构造成与飞机机身配合的机身连接板21、构造成使连接机构 20与支承主体30相互固定的固定装置，以及抵靠支承主体30提供支承力的连接柱25。

机身连接板21的一侧面适于与飞机的机身抵接，并且机身连接板21上设有紧固件，诸如4个UN螺栓211，这些紧固件可以与机身上顶起点处设置的螺纹孔配合连接。较佳地，在机身连接板21与机身抵接的侧面上设置诸如橡胶片之类的缓冲层，从而当连接机构20与飞机机身抵接时保护机身以避免受损。如图2所示，机身连接板21大致呈方形，4个螺栓分设在机身连接板 21的四个角上。较佳地，4个UN螺栓211可以设置成碟型，保证操作人员通过手动操作即可将螺栓拧入顶起点周围的4个螺纹孔内。此外，在机身连接板 21上还可以设置加强肋，以增加机身连接板21的强度，例如，加强肋设置在机身连接板21的下侧。

在连接机构20中，连接柱25与机身连接板21固定在一起，例如通过焊接形成为一体，它将承载力从组件10的支承主体30传递到机身连接板21。从图3中可以看到，机身连接板21所在平面相对的支承主体30的纵向轴线倾斜设置，以确保在机身连接板21固定到机身上后，整个连接机构20垂直向下，尤其是支承柱垂直向下。

如图3所示，较佳地，连接柱25具有锥形主体251和顶球252，其中锥形主体251的一端部即为支承柱的第一端，该端部固定到机身连接板21，锥形主体251从第一端起逐渐变细，而顶球252形成支承柱的第二端，其与图2的支承主体30中的球窝配合。在该实施例中，顶球252的外径大于锥形主体251 的最大直径。

如图3所示，连接机构20的固定装置包括一卡环28，卡中具有大致位于中间的开孔，通过该开孔卡环28其套设在连接柱25上。套设卡环28的步骤可以在将支承柱焊接到连接柱25上之前完成。开孔的直径应小于连接柱25的顶球252的外径，这样，卡环28被限定在连接柱25的端部的顶球252和机身连接板21之间。在连接机构20固定到支承主体30上之前，卡环28能够沿着连接柱25移动，但无法脱出连接柱25。

连接机构20的固定装置还包括多个连接螺栓29。如图3所示，较佳实施例中的固定装置具有四个连接螺栓29。较佳地，每一个连接螺栓29通过枢转轴连接到卡环28的外周的凸耳281上。螺栓可以围绕枢转轴转动，通过这样螺栓的可旋转的设置，可便于在顶球252与顶窝312卡合之后螺栓卡合到支承块31的卡槽311中。较佳地，连接螺栓29均匀地分布在外周上，以实现的力的均匀分布。

如图2所示，尾撑杆组件10的上端设置了与连接机构20适配的结构。具体地，支承主体30的上端包括支承块31，支承块31可以通过焊接固定到尾撑杆的上端。支承块31设有与连接螺栓29适配的卡槽311或卡孔。支承块31 中形成顶窝312，顶窝312大致为半球形，其形状和大小设置成适于顶球252 部分地压入其中。

根据本发明的飞机尾撑杆组件10的使用方式如下。

当需要使用飞机尾撑杆组件10支承飞机时，首先，单独地取出组件10中的连接机构20，将机身连接板21与飞机中后机身的顶起点贴合，将4个UN 螺栓211手动旋入该顶起点周围的4个螺纹孔内。接着，将飞机尾撑杆组件10 的支承主体30移到连接机构20下方，调节支承主体30延伸长，使得支承主体30上端的支承块31的顶窝312与连接机构20中的顶球252接触，随后将卡环28的连接螺栓29卡入顶窝312周围的四个卡槽311内，然后旋紧4个连接螺栓29上的手旋螺母。至此即完成了尾撑杆组件10与飞机的连接，保证了尾撑杆组件10处于起效状态。

根据本发明的飞机尾撑杆组件操作方便，安装时连接机构单独地被操作连接到飞机的顶起点，再连接上组件的支承主体，这样的安装过程对于操作人员而言便利性和安全性都有了保证。

飞机尾撑杆组件中通过顶球和顶窝的配合使得无需复杂的对准过程即可完成连接机构与支承主体的接合，而且承载力将能被均匀地沿顶球的圆弧面分布，使得连接机构使用寿命长。

连接机构中的连接板相对连接柱的纵向轴线倾斜设置，因此能够确保连接机构及支承主体垂直地布置。

此外，无论连接板与飞机机身的锁定或者连接机构与支承主体的锁定都可以手动完成，无需复杂工具，进一步提供了本组件安装的便利性。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。