一种反尾旋伞安装支架结构的制作方法

本实用新型涉及一种反尾旋伞的安装支架，属于飞机结构设计领域。

背景技术：

反尾旋伞系统是一种确保新型号飞机失速、尾旋飞行试验安全进行的应急安全装置。飞机进入失速、尾旋飞行状态，当试飞员用操纵面无法改出时，可以启用反尾旋伞系统，利用反尾旋伞产生的力和力矩迅速使飞机停止旋转并从失控状态恢复到正常飞行状态。现有技术中研究直升机尾旋翼的较多，研究反尾旋伞的较少，研究反尾旋伞支架的更少。反尾旋伞支架作为连接反尾旋伞和机体结构之间的桥梁，既要保证反尾旋伞的载荷顺利传递到机体结构上，又要确保现有飞机机体结构不需要较大改装。

技术实现要素：

本实用新型的目的是解决现有技术中存在的问题，提供一种在确保现有飞机机体结构不需要较大改装的前提下，将反尾旋伞的载荷顺利传递到机体结构上的反尾旋伞安装支架。

为了达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：一种反尾旋伞安装支架结构，主要包括支座接头、伞舱梁、拉杆和承力支座；所述支座接头通过加强蒙皮固定在后机身上，所述伞舱梁前端与后机身端框连接，后端通过承力支座与抛伞机构相连；所述拉杆对称设置于伞舱梁的两侧，两端部通过与之螺接的拉杆接头分别与支座接头、承力支座连接。

进一步的，还包括支架隔板，所述支架隔板中间通过螺栓与伞舱梁连接，两端部分别通过支架隔板接头与拉杆相连。

进一步的，还包括端框加强板，所述端框加强板设置于伞舱梁前端，用于加强伞舱梁前端与后机身端框的连接。

进一步的，还包括设置于支座接头上的端框连接片，所述端框连接片用于连接固定端框。

由上述连接关系可知，伞的X向载荷由伞舱梁及两侧的拉杆共同承担，Z向载荷及偏心距由两侧的拉杆承担，Y向载荷由中间的伞舱梁向后机身端框传递，Y向载荷的偏心矩由伞舱梁及拉杆以拉压的形式分别向中梁及机身蒙皮传递，顺利实现伞载荷向机体结构的传递。

本实用新型与现有技术相比，具有如下优点：可应用于需要进行反尾旋试飞要求的各类双发飞机（经过改装亦可用于单发飞机），施工通路可达性良好，可以满足结构改装要求且改动较小。

附图说明

图1是本实用新型实施例结构示意图；

图2是图1中支座接头和端框连接结构示意图；

图3是伞舱梁和端框连接结构示意图；

图4是伞舱梁与支架隔板、承力支座连接结构示意图；

图中，1、加强蒙皮，2、支座接头，3、拉杆接头，4、端框加强板，5、端框连接片，6、支架隔板，7、承力支座，8、伞舱梁，9、支架隔板接头，10、拉杆，11、端框。

具体实施方式

需要说明的是，在本实施例中，“左右”等方位词均是按照附图所示进行描述，不是对本实用新型的限制。

下面结合附图1-4对本实用新型做进一步描述：如图1-4所示，反尾旋伞支架结构由加强蒙皮1、支座接头2、拉杆接头3、端框加强板4、端框连接片5、支架隔板6、承力支座7、伞舱梁8、支架隔板接头9及拉杆10组成，伞舱梁前端通过螺栓与后机身端框11连接，通过端框加强板4加强，后端通过承力支座7与抛伞机构相连；支座接头2上安装固定端框连接片5，端框连接片5用于连接固定端框11；拉杆10与拉杆接头3通过螺纹组合为一体（用1Cr18Ni9Ti-d1.2保险丝防松），之后两端通过螺栓分别与固定在加强蒙皮1上的支座接头2及承力支座7连接；伞舱（图中未示出）通过螺栓分别固定在伞舱安装支架（图中未示出）及承力支座7上，支架隔板6中间通过螺栓与伞舱梁8连接，两端部通过支架隔板接头9与拉杆10相连。

安装步骤：

1）根据总体提供的反尾旋伞绳锁钩作用点位置确定拉杆10及伞舱梁8安装交点位置；

2）根据三向最大使用载荷，综合考虑强度、刚度和稳定性要求，在伞舱梁8左右两侧对称布置2根拉杆10，拉杆10两端通过拉杆接头3分别与支座接头2、承力支座7单双耳交叉连接，支座接头2通过加强蒙皮1铆接固定在后机身上，从而将反尾旋伞舱上的载荷顺利传到机身上；

3）根据端框11和安装交点之间距离以及三向最大使用载荷确定伞舱梁8结构及传力路线，伞舱梁8两端分别通过螺栓与端框11和承力支座7连接；

4）为了保证结构顺利传载，支座接头2、拉杆接头3、拉杆10、承力支座7主传力路线应最短且通过伞舱梁安装交点。由于拉杆10较长，通过支架隔板接头9与支架隔板6连接保证结构横向稳定性；

5）最终，用螺栓将支架隔板接头9与支架隔板6、支座接头2与拉杆接头3、拉杆接头3与承力支座7固定，将后机身和反尾旋伞安装支架连成一个整体，保证反尾旋伞的载荷顺利传递到机体结构。

上述实施例仅仅是本实用新型的优选实施方式，不是对本实用新型的限制，任何在本实用新型的基础上所做的变形或引申，均在本实用新型的保护范围内。