阅读说明：本技术 一种飞机右主起落架航向约束装置 (Course restraining device for right main landing gear of airplane ) 是由 臧伟锋 陈安 张移花 沈翔 姚勇 于 2020-05-26 设计创作，主要内容包括：本发明实施例公开了一种飞机右主起落架航向约束装置,其中,滚轮组件包括滚轮支架和安装于滚轮支架安装孔的滚轮和滚轮螺栓,滚轮支架通过其中央安装孔和单耳接头螺栓与单耳接头的一端连接；底座通过立柱螺栓安装在立柱上,通过衬套螺栓依次连接底座、衬套和端板,并将滚轮组件安装于底座和端板之间的内部空间后固定端板,使得单耳接头穿过端板的中央通孔,从而使得单耳接头可在中央通孔内部侧向移动；单耳接头的另一端依次安装有松紧螺套、双头螺柱、载荷传感器和双耳接头,并通过双耳接头螺栓连接双耳接头和右主起落架假轮。本发明实施例通过提供一种可随动的飞机右主起落架航向约束装置,满足了飞机地面试验中主起落架的约束要求。(The embodiment of the invention discloses a course restraining device of a right main undercarriage of an airplane, wherein a roller component comprises a roller bracket, a roller and a roller bolt, wherein the roller and the roller bolt are arranged in a mounting hole of the roller bracket; the base is installed on the upright column through upright column bolts, the base, the bushing and the end plate are sequentially connected through bushing bolts, the roller components are installed in an inner space between the base and the end plate, and then the end plate is fixed, so that the monaural joint penetrates through a central through hole of the end plate, and the monaural joint can laterally move in the central through hole; the other end of the single-lug connector is sequentially provided with an elastic threaded sleeve, a stud, a load sensor and a double-lug connector, and the double-lug connector and the right main undercarriage false wheel are connected through a double-lug connector bolt. The embodiment of the invention provides a follow-up course constraint device for a right main undercarriage of an airplane, and meets the constraint requirement of the main undercarriage in an airplane ground test.)

一种飞机右主起落架航向约束装置

技术领域

本申请涉及但不限于飞机结构强度地面试验技术领域，尤指一种飞机右主起落架航向约束装置。

背景技术

飞机结构强度地面验证需完成多种工况全机试验，绝大多数工况机翼施加向上载荷，机身施加向下载荷，机翼向上变形，安装在机翼上的主起落架产生向外的侧向变形，如图1所示，为飞机结构强度地面验证过程中飞机试验结构变形的示意图。

全机试验时，飞机采用前、主起悬空约束，即在前起落架轮，左、右主起落架假轮垂向采用撬杠形式将飞机悬挂起来，使飞机处于悬空状态；选择左主起落架形成固定约束，即限制飞机垂向、航向、侧向的位移；选择右主起落架限制飞机垂向、航向的位移，放松侧向位移，如图2所示，为飞机结构强度地面验证中左、右主起落架约束方式的示意图。要求右主起落架的航向约束需满足左、右主起落架侧向位移的总和。目前飞机右主起落架采用了位控作动筒连接载荷传感器的约束方法，如图3所示，现有飞机右主起落架航向约束装置的结构示意图，通过计算机控制位控作动筒的伸长来实现右主起落架航向约束，这种右主起落架航向约束装置右主起落架假轮承受了额外的附加载荷，影响试验验证结果，并且起落架假件与约束双耳间会出现卡滞现象，严重影响试验的安全。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机右主起落架航向约束装置，通过提供一种可随动的飞机右主起落架航向约束装置，以满足飞机地面试验中主起落架的约束要求。

本发明实施例提供一种飞机右主起落架航向约束装置，包括：立柱螺栓、立柱、底座、衬套、衬套螺栓、具有中央通孔的端板、单耳接头、松紧螺套、双头螺柱、载荷传感器、双耳接头、双耳接头螺栓、右主起落架假轮、单耳接头螺栓和滚轮组件，所述滚轮组件包括滚轮支架和安装于滚轮支架两侧上、下安装孔的4个滚轮，以及用于安装滚轮的滚轮螺栓，滚轮支架通过其中央安装孔和单耳接头螺栓与单耳接头的一端连接；

其中，底座通过立柱螺栓安装在立柱上，通过衬套螺栓依次连接底座、衬套和端板，并将滚轮组件安装于底座和端板之间的内部空间后固定端板，使得单耳接头穿过端板的中央通孔，从而使得单耳接头可在中央通孔内部侧向移动；

所述单耳接头的另一端依次安装有松紧螺套、双头螺柱、载荷传感器和双耳接头，并通过双耳接头螺栓连接双耳接头和右主起落架假轮。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，所述底座与端板的周向且在对称位置上设置有用于安装衬套螺栓的连接孔，所述底座上设置有至少两个用于安装立柱螺栓通孔，所述端板的中央通孔为长方形通孔，且长方形通孔的边缘设置有三角形加强筋。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，所述衬套为管状结构，安装于衬套螺栓中央，用于在底座和端板之间形成安装滚轮组件的内部空间。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，所述松紧螺套为圆柱形结构，且松紧螺套的圆柱形中央设置有用于旋转松紧螺套和观察连接状况的长方形凹槽；

所述松紧螺套，通过旋转以调节所述航向约束装置的总长度。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，所述滚轮组件还包括：安装于滚轮支架和滚轮之间的止推轴承，以及安装于滚轮螺栓的螺栓头和滚轮之间的止推轴承。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，单耳接头与双耳接头之间装配的松紧螺套、双头螺柱、载荷传感器为硬式连接。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，

试验过程中，飞机结构的向前变形通过4件滚轮接触底座实现约束，飞机结构的向后变形通过4件滚轮接触端板实现约束。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，试验过程中，右主起落架的左右移动通过4件滚轮在底座和端板之间的内部空间滚动实现。

可选地，如上所述的飞机右主起落架航向约束装置中，

所述航向约束装置承受拉伸载荷时，滚轮用于在端板内侧沿飞机侧向左右滚动；

所述航向约束装置承受压缩载荷时，滚轮用于在底座内侧沿飞机侧向左右滚动。

本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置，架航向约束装置的总长度可通过松紧螺套调节，保证了试验前右主起落架的航向约束载荷为零；耳接头和双耳接头之间的装配为硬式连接，保证了航向约束装置即可承受拉伸载荷，又可承受压缩载荷；在承受拉伸载荷时，滚轮可在端板内侧沿飞机侧向随动滚动，在承受压缩载荷时，滚轮可在底座内侧沿飞机侧向随动滚动，即有效约束了飞机右主起落架沿飞机航向的前后变形，又实现了右主起落架沿飞机侧向的协调移动。另外，本发明实施提供的飞机右主起落架航向约束装置的零件加工和装配方便，成本低廉；该航向约束装置保证了右主起落架航向约束安全可靠，右主起落架侧向移动灵活，满足了飞机地面试验主起落架的约束要求。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为飞机结构强度地面验证过程中飞机试验结构变形的示意图；

图2为飞机结构强度地面验证中左、右主起落架约束方式的示意图；

图3现有飞机右主起落架航向约束装置的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种飞机右主起落架航向约束装置的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种立柱螺栓的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种立柱的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种底座的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种端板的结构示意图；

图9为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种衬套的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种单耳接头的结构示意图；

图11为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种松紧螺套的结构示意图；

图12为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种双头螺柱的结构示意图；

图13为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种载荷传感器的结构示意图；

图14为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种双耳接头的结构示意图；

图15为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种滚轮的结构示意图；

图16为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种滚轮支架的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图4为本发明实施例提供的一种飞机右主起落架航向约束装置的结构示意图。本实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置可以包括：立柱螺栓1、立柱2、底座3、衬套4、衬套螺栓5、具有中央通孔的端板6、单耳接头7、松紧螺套8、双头螺柱9、载荷传感器10、双耳接头11、双耳接头螺栓12、右主起落架假轮13、单耳接头螺栓14和滚轮组件。其中，滚轮组件包括滚轮支架16和安装于滚轮支架16两侧上、下安装孔的4个滚轮15，以及用于安装滚轮15的滚轮螺栓18，滚轮支架16通过其中央安装孔和单耳接头螺栓14与单耳接头7的一端连接。

如图4所示飞机右主起落架航向约束装置的结构中，底座3通过立柱螺栓1安装在立柱2上，通过衬套螺栓5依次连接底座3、衬套4和端板6，在上述连接底座3、衬套4和端板6的过程中，将滚轮组件安装于底座3和端板6之间的内部空间后压紧固定端板6，使得单耳接头7穿过端板6的中央通孔，从而使得单耳接头7可在中央通孔内部侧向移动。

需要说明的是，本发明实施例在安装上述结构前，可以先在滚轮支架16两侧安装孔(包括两侧上方安装孔和两侧下方安装孔，与4个滚轮15对应的4个安装孔)通过滚轮螺栓18安装滚轮15；在滚轮支架16中央安装孔上通过单耳接头螺栓14装配单耳接头7的一端。

完成上述安装结构后，单耳接头7的另一端可以依次安装松紧螺套8、双头螺柱9、载荷传感器10和双耳接头11，并通过双耳接头螺栓12连接双耳接头11和右主起落架假轮13。

以下分别对本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中的各组件进行详细说明。

图5为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种立柱螺栓的结构示意图。如图5所示，本发明实施例中的立柱螺栓1可以使用现有构件，长度较长，需穿过立柱2，配有螺母一件，材料可以30CrMnSiA，热处理级别为1000MPa，如图5所以，立柱螺栓1的两端头60厘米范围内加工有M36外螺纹，用于底座3与立柱2的固定连接。

图6为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种立柱的结构示意图。如图6所示，本发明实施例中的立柱2可以采用现有构件，包括与地面连接的水平部和与底座3连接的垂直部，材料可以为Q345，焊接件，用于该航向约束装置与地面连接。

图7为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种底座的结构示意图，图8为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种端板的结构示意图。参考图7和图8所示，本发明实施例中的底座3与端板6的周向且在对称位置上设置有用于安装衬套螺栓的连接孔，底座3上设置有至少两个用于安装立柱螺栓1通孔，所述端板6的中央通孔为长方形通孔，且长方形通孔的边缘设置有三角形加强筋。

实际应用中，底座3为长方形钢构件，材料可以为Q345，厚度40毫米，如图7所示，两大孔加工有M36内螺纹，用于与立柱螺栓1的M36外螺纹连接，十小孔加工成鱼眼孔，用于安装衬套螺栓5，衬套螺栓5的螺栓头可沉入鱼眼孔的大孔内。端板6为长方形钢构件，材料可以为Q345，厚度40毫米，如图8所示，端板6上加工有与底座3位置相同的连接孔，端板6的中央加工有长方形通孔，单耳接头7可在该长方形通孔内部侧向移动，通孔边缘加工有三角形加强筋，用于增加端板6的强度。

图9为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种衬套的结构示意图。如图9所示，本发明实施例中的衬套4为管状钢构件，材料可以为Q235，该衬套4放置于衬套螺栓5中央，用于在底座3和端板6间制造出安装滚轮15的空间。

本发明实施例中的衬套螺栓5可以选用按GB/T5782-2000加工的12.9级长螺栓，配螺母和垫片，通常设计为M30，用于底座3和端板6连接，连接时中央需放置衬套4。

图10为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种单耳接头的结构示意图。本发明实施例中的单耳接头7的材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图10所示，单耳接头7的一端加工为Φ30的通孔，用于单耳接头7与滚轮支架16连接，另一端加工为M27右旋外螺纹，用于单耳接头7与松紧螺套8一端M27右旋内螺纹连接。

图11为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种松紧螺套的结构示意图。本发明实施例中的松紧螺套8为圆柱形钢构件，材料可以30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图11所示，松紧螺套8的一端加工为M27右旋内螺纹，用于与单耳接头7一端的M27右旋外螺纹连接，松紧螺套8的另一端加工为M27左旋内螺纹，用于与双头螺柱9一端的M27左旋外螺纹连接，松紧螺套8的圆柱形中央加工有用于旋转松紧螺套8和观察螺纹连接状况的长方形凹槽。

需要说明的是，本发明实施例中的航向约束装置的总长度，可以通过松紧螺套8的旋转进行调节，从而保证在试验前右主起落架的航向约束载荷为零。

图12为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种双头螺柱的结构示意图。本发明实施例中的双头螺柱9为圆柱形钢构件，材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图12所示，双头螺柱9的一端加工M27左旋外螺纹，且与松紧螺套8的M27左旋内螺纹连接，另一端加工M27右旋外螺纹，且与载荷传感器10连接，中央加工M30外六方，用于安装时扳手夹持。

图13为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种载荷传感器的结构示意图。本发明实施例中的载荷传感器10可以采用现有构件，用于测量和监视右主起落架垂向载荷，载荷传感器10两端加工有M27内螺纹。

图14为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种双耳接头的结构示意图。本发明实施例中的双耳接头11，材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图14所示，双耳接头11的一端加工为Φ30的通孔，用于双耳接头11与右主起落架假轮13连接，另一端加工为M27右旋外螺纹，用于双耳接头11与载荷传感器10一端的M27右旋内螺纹连接。

本发明实施例中的右主起落架假轮13为飞机构件，通过该构件与本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置连接。

本发明实施例中的单耳接头螺栓14为按GB/T5782-2000加工的12.9级螺栓，配螺母和垫片，通常设计为M30，用于单耳接头7和滚轮支架16的连接。

图15为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种滚轮的结构示意图。本发明实施例中的滚轮15可以为由45钢加工而成的圆饼形钢构件，共四件，热处理级别800MPa，表面粗糙度1.6级，直径较衬套4的长度少2毫米为佳，如图15所示，分别安装在滚轮支架16上下两侧，可在底座3和端板6之间的空间内的侧向滚动。

图16为本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中一种滚轮支架的结构示意图。本发明实施例中的滚轮支架16为长方形多孔钢构件，材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图16所示，滚轮支架16的中央安装孔可以为水平方孔，用于安装单耳接头7，上下两侧的四个圆形通孔用于一一对应的安装滚轮15。

实际应用中，本发明实施例中的滚轮组件还可以包括：安装于滚轮支架16和滚轮15之间的止推轴承17，以及安装于滚轮螺栓18的螺栓头和滚轮15之间的止推轴承17。如图4所示，本发明实施例中的止推轴承17可以采用现有构件，共八件，安装于滚轮支架16和滚轮15之间，也安装于滚轮螺栓18的螺栓头和滚轮15之间，用于减小滚轮15滚动的摩擦阻力。

本发明实施例中的滚轮螺栓18与单耳接头螺栓14类似，用于在滚轮支架16的两侧安装滚轮15。

本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置的安装方式为：

1)底座3通过立柱螺栓1安装在立柱2上；

2)通过衬套螺栓5连接底座3和衬套4；

3)在滚轮支架16两侧安装孔的上方和下方通过滚轮螺栓18安装止推轴承17和滚轮15，形成滚轮组件；

4)在安装端板6前，在底座3和衬套4之间安装滚轮组件；

5)安装端板6，并通过衬套螺栓5压紧；

6)在滚轮支架16中央安装孔上通过单耳接头螺栓14装配单耳接头7；使得单耳接头7穿过端板6的中央通孔；

7)依次将单耳接头7、松紧螺套8、双头螺柱9、载荷传感器10、双耳接头11连接后，通过双耳接头螺栓12连接双耳接头11和右主起落架假轮13。

本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置中，单耳接头与双耳接头之间装配的松紧螺套8、双头螺柱9、载荷传感器10为硬式连接，即保证了航向约束装置即可承受拉伸载荷，又可承受压缩载荷。

采用本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置进行试验的过程中，飞机结构的向前变形通过4件滚轮15接触底座3实现约束，飞机结构的向后变形通过4件滚轮15接触端板6实现约束，约束载荷通过载荷传感器10测量得到。

另外，试验过程中，右主起落架的左右移动通过4件滚轮15在底座3和端板6之间的内部空间滚动实现。

在具体实现中，航向约束装置承受拉伸载荷时，滚轮15可在端板内侧沿飞机侧向随动滚动；所述航向约束装置承受压缩载荷时，滚轮15可在底座内侧沿飞机侧向随动滚动。即有效约束了飞机右主起落架沿飞机航向的前后变形，又实现了右主起落架沿飞机侧向的协调移动。

本发明实施例提供的飞机右主起落架航向约束装置，架航向约束装置的总长度可通过松紧螺套调节，保证了试验前右主起落架的航向约束载荷为零；耳接头和双耳接头之间的装配为硬式连接，保证了航向约束装置即可承受拉伸载荷，又可承受压缩载荷；在承受拉伸载荷时，滚轮可在端板内侧沿飞机侧向随动滚动，在承受压缩载荷时，滚轮可在底座内侧沿飞机侧向随动滚动，即有效约束了飞机右主起落架沿飞机航向的前后变形，又实现了右主起落架沿飞机侧向的协调移动。另外，本发明实施提供的飞机右主起落架航向约束装置的零件加工和装配方便，成本低廉；该航向约束装置保证了右主起落架航向约束安全可靠，右主起落架侧向移动灵活，满足了飞机地面试验主起落架的约束要求。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。