一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，连接于飞机机体与悬臂受力系统，包括：上安装座和下安装座；所述上安装座包括未封闭环形壳体、法兰盘、螺栓Ⅰ、螺栓Ⅱ，所述未封闭环形壳体内侧设有连接耳片，所述连接耳片上设有安装孔；所述下安装座包括上表面开放式空心壳体、螺栓Ⅲ、槽型螺母，所述上表面开放式空心壳体的侧面设有两个耳片Ⅱ，所述悬臂受力系统下部的耳片Ⅰ与耳片Ⅱ配合并通过螺栓Ⅲ和槽型螺母连接。本实用新型不但能承受悬臂受力系统产生的载荷，将之传递给机体结构，而且在机体变形时，随同机体进行变形，不会产生过大的载荷，同时能够满足机体密封、互换性等要求。
【专利说明】一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座
【技术领域】
[0001] 本实用新型涉及飞行领域，具体提供一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座。
【背景技术】
[0002] 在飞机设计过程中，需要在机身上安装一个悬臂受力系统，该系统本身刚度较大， 而机身刚度较小。在飞机飞行过程中机身会发生变形，二者刚度不匹配会产生较大的载荷， 导致机体或悬臂受力系统的破坏。 实用新型内容
[0003] 本实用新型的目的在于提供一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，可有效的解 决上述问题。
[0004] 本实用新型的技术方案是：一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，连接于飞机 机体与悬臂受力系统3,包括：上安装座5和下安装座7 ;所述上安装座5包括未封闭环形壳 体26、法兰盘22、螺栓I 24、螺栓II 25,所述未封闭环形壳体26内侧设有连接耳片20,所 述连接耳片20上设有安装孔19,所述悬臂受力系统3上部通过螺栓II 25与法兰盘22连 接，所述法兰盘22通过螺栓I 24与连接耳片20连接；所述下安装座7包括上表面开放式 空心壳体27、螺栓III 10、槽型螺母16,所述上表面开放式空心壳体27的侧面设有两个耳片 II 15,所述悬臂受力系统3下部的耳片I 17与耳片II 15配合并通过螺栓III10和槽型螺母 16连接。
[0005] 优选的，所述法兰盘22与连接耳片20之间设有套装在螺栓I 24上的垫片I 23， 通过垫片I 23调整安装间隙。
[0006] 优选的，所述悬臂受力系统3下部的耳片I 17与耳片II 15之间设有套装在螺栓 III 10上的垫片II 12和套筒13。
[0007] 本实用新型具有以下有益的效果：
[0008] 本实用新型不但能承受悬臂受力系统产生的载荷，将之传递给机体结构，而且在 机体变形时，随同机体进行变形，不会产生过大的载荷，同时能够满足机体密封、互换性等 要求。
【专利附图】
【附图说明】
[0009] 图1为本实用新型的结构示意图；
[0010] 图2为本实用新型上安装座5的结构示意图；
[0011] 图3为本实用新型下安装座7的结构示意图；
[0012] 图4为本实用新型下安装座7的装配示意图；
[0013] 图5为本实用新型的原理图；
[0014] 图中：1、机体结构；2、变形后机体结构；3、悬臂受力系统；5、上安装座；6、下安装 座铰支点；7、下安装座；10、螺栓III ; 11、安装边III ; 12、垫片II ;13、套筒；14、安装边IV ; 15、 耳片II ;16、槽型螺母；17、耳片I ;18、安装边I ;19、安装孔；20、连接耳片；21、安装边II; 22、法兰盘；23、垫片I ;24、螺栓I ;25、螺栓II ;26、未封闭环形壳体；27、上表面开放式空 心壳体。
【具体实施方式】
[0015] 下面结合附图和实施例对本实用新型进行详细描述。
[0016] 如图1-5所示，一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，连接于飞机机体与悬臂 受力系统3,包括：上安装座5和下安装座7 ;上安装座5包括未封闭环形壳体26、法兰盘 22、螺栓I 24、螺栓II 25,未封闭环形壳体26内侧设有连接耳片20,连接耳片20上设有安 装孔19,悬臂受力系统3上部通过螺栓II 25与法兰盘22连接，法兰盘22通过螺栓I 24与 连接耳片20连接；下安装座7包括上表面开放式空心壳体27、螺栓III 10、槽型螺母16,上 表面开放式空心壳体27的侧面设有两个耳片II 15,悬臂受力系统3下部的耳片I 17与耳 片II 15配合并通过螺栓III 10和槽型螺母16连接。
[0017] 法兰盘22与连接耳片20之间设有套装在螺栓I 24上的垫片I 23,通过垫片I 23 调整安装间隙。
[0018] 悬臂受力系统3下部的耳片I 17与耳片II 15之间设有套装在螺栓III 10上的垫 片II 12和套筒13,通过垫片II 12和套筒13填充和调整间隙，装配后将槽型螺母16与螺栓 III 10装配及锁紧。
[0019] 上安装座5通过安装边I 18和安装边II 21安装在飞机机体上，下安装座7通过 安装边11III和安装边14 IV安装在飞机机体上。
[0020] 当机体受载发生变形时，机体由原来的机体结构1变化为变形后的机体结构2,悬 臂受力系统3通过下安装座7中的螺栓III 10形成下安装座铰支点6,悬臂受力系统3绕下 安装座铰支点6发生偏转，从而降低机体对受力系统3的作用力。
[0021] 上述实施例只为说明本实用新型的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术 的人士能够了解本实用新型的内容并据以实施，并不能以此限制本实用新型的保护范围。 凡根据本实用新型精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本实用新型的保护范围之 内。
【权利要求】
1. 一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，连接于飞机机体与悬臂受力系统（3)，其 特征在于，包括：上安装座（5)和下安装座（7);所述上安装座（5)包括未封闭环形壳体 (26)、法兰盘（22)、螺栓I (24)、螺栓II (25)，所述未封闭环形壳体（26)内侧设有连接耳片 (20)，所述连接耳片（20)上设有安装孔（19)，所述悬臂受力系统（3)上部通过螺栓II (25) 与法兰盘（22)连接，所述法兰盘（22)通过螺栓I (24)与连接耳片（20)连接；所述下安装 座（7)包括上表面开放式空心壳体（27)、螺栓111(10)、槽型螺母（16)，所述上表面开放式空 心壳体（27)的侧面设有两个耳片II (15)，所述悬臂受力系统（3)下部的耳片I (17)与耳片 II (15)配合并通过螺栓III (10)和槽型螺母（16)连接。
2. 按照权利要求1所述的一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，其特征在于，所述 法兰盘（22)与连接耳片（20)之间设有套装在螺栓I (24)上的垫片I (23)。
3. 按照权利要求2所述的一种用于安装飞机悬臂受力系统的基座，其特征在于，所述 悬臂受力系统（3)下部的耳片I (17)与耳片II (15)之间设有套装在螺栓111(10)上的垫片 II (12)和套筒（13)。
【文档编号】B64C1/00GK203889050SQ201420185111
【公开日】2014年10月22日 申请日期:2014年4月16日 优先权日:2014年4月16日
【发明者】金凤新, 陈广平, 李光超 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所