一种立轴式飞机挂梁的同步拆卸装置的制作方法

本发明涉及一种飞机挂梁的拆卸装置，尤其是一种飞机挂梁的同步拆卸装置，属于飞机设计技术领域。

背景技术：

武器外挂能力为飞机重要指标，为了实现多外挂，通常会在机翼上设置外挂点，通过挂梁与机翼相连。为了结构简单和结构重量轻，常采用立轴式挂梁，如图1所示，前立轴35、后立轴36与机翼37上的接头连接，但这种挂梁的拆卸过程中经常会出现难于拆卸、敲伤机翼蒙皮等问题。在日常维护中，地勤人员需要站在机翼上用锤一点点将立轴从前立轴接头29、后立轴接头30上敲出，当敲出其中一个立轴后，由于重量作用挂梁38会与机翼37形成倾角，导致另一个立轴更难拆卸。

技术实现要素：

本发明的目的是解决现有技术中存在的问题，提供一种可以保证前、后立轴拆卸的同步、轻松，并且不对飞机产生附加的拆卸外力，减少拆卸对飞机结构损伤的立轴式飞机挂梁的同步拆卸装置。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种立轴式飞机挂梁的同步拆卸装置，所述同步拆卸装置包括连接件和机构件；连接件包括撑杆、手操作件；机构件包括：螺纹杆、左接头、右接头、连接杆、上接头和下接头；螺纹杆的一端与手操作件连接，并在手操作件的带动下转动；左接头、右接头分别螺接于螺纹杆的左右且左接头、右接头螺纹孔方向相反；连接杆包括四根，分别用于连接左接头与上接头、下接头、右接头与上接头、下接头；上接头的一端与撑杆滑动连接，另一端设置有通孔，且上接头沿其长度方向上设置有通槽，螺纹杆穿过通槽，左接头、右接头分别位于上接头的左右两侧；下接头上设置有与通孔匹配的顶杆，顶杆穿出通孔并通过螺母实现与上接头的限位；所述机构件至少2个。

优选的，所述机构件的数量为2个，包括前机构和后机构，通过手操作件连接。

优选的，所述机构件还包括摇臂、摇杆；摇臂的一端与螺纹杆的一端卡接，另一端与摇杆的一端连接；摇杆通过手操作件连接在一起。

进一步的，摇臂呈“工”字型，一端设置有与螺纹杆端部的卡槽匹配的卡孔，另一端设置有容纳摇杆端部的安装孔。

进一步的，摇臂与摇杆形成的夹角为90°。

优选的，所述手操作件为套筒，摇杆的另一端插入套筒的中心孔内。

优选的，所述撑杆为工字型梁。

优选的，在左接头、右接头、上接头、下接头的两侧均设置有铰链，连接杆通过铰链与之连接。

本发明与现有技术相比，具有如下优点：

1、该装置在压出立轴时，压立轴的压力与拉接头的拉力为相互平衡的内力，不会对飞机产生附加的拆卸载荷，减少了因为外力拆卸对飞机的损伤。

2、该装置利用套筒，使前后摇杆同步转动，螺纹杆转速相同，使立轴的顶出速度相同，实现前后立轴同步拆卸，有效的解决立轴式飞机挂梁拆卸不同步导致立轴与接头卡滞的问题。

3、该装置中撑杆穿过上接头的通孔将前机构、后机构连接起来，接头可以在撑杆上滑动，从而调整前机构、后机构的相对位置，使该装置可以通用于不同立轴间距的挂梁。

4、该装置螺杆前后螺纹反向，转动时两侧均产生拉力实现内力平衡，并且提高了机构效率。

5、该装置利用螺杆和摇臂这些省力机构只需要人力操作就可以提供一个较大的作用力，完成立轴的拆卸，不必增加其他附加装置，使结构更加简化。

6、该装置结构简单，原理清晰，便于生产，实用性较强，易于推广应用，具有较大的价值。

附图说明

图1是本发明背景技术附图；

图2是本发明实施例结构示意图1；

图3是本发明实施例结构示意图2；

图4是本发明实施例中前螺纹杆、后螺纹杆结构示意图；

图5是本发明实施例中前左接头、后左接头、前右接头、后右接头结构示意图；

图6是本发明实施例中前下接头、后下接头结构示意图；

图7是本发明实施例中前上接头、后上接头结构示意图；

图8是本发明实施例与立轴式飞机挂梁连接剖视图；

图9是本发明实施例工作状态示意图；

图2-9中，1、前螺纹杆；2、前左接头；3、前右接头；4、前左上杆；5、前左下杆；6、前右上杆；7、前右下杆；8、前上接头；9、前下接头；10、前上接头螺栓；11、前上接头螺母；12、前摇臂；13、前摇杆；14、后螺纹杆；15、后左接头；16、后右接头；17、后左上杆；18、后左下杆；19、后右上杆；20、后右下杆；21、后上接头；22、后下接头；23、后上接头螺栓；24、后上接头螺母；25、后摇臂；26、后摇杆；27、套筒；28、撑杆；29、前立轴接头；30、后立轴接头；31、前立轴上衬套；32、后立轴上衬套；33、前立轴下衬套；34、后立轴下衬套；35、前立轴；36、后立轴；37、机翼；38、挂梁。

具体实施方式

需要说明的是，本实施例中的方位词“前后上下”均是依照附图所示进行描述，不构成对本发明的限制。

下面结合附图2-9对本发明做进一步详述：如图2、3所示，一种立轴式飞机挂梁的同步拆卸装置，包括前机构：前螺纹杆1、前左接头2、前右接头3、前左上杆4、前左下杆5、前右上杆6、前右下杆7、前上接头8、前下接头9，前上接头螺栓10、前上接头螺母11、前摇臂12、前摇杆13；后机构：后螺纹杆14、后左接头15、后右接头16、后左上杆17、后左下杆18、后右上杆19、后右下杆20、后上接头21、后下接头22，后上接头螺栓23、后上接头螺母24、后摇臂25、后摇杆26；连接件：套筒27、撑杆28。

如图4所示，前螺纹杆1、后螺纹杆14上设置有螺纹，且螺纹方向相反，用于与前左接头2、前右接头3、后左接头15、后右接头16螺接，在前螺纹杆1、后螺纹杆14的一端均设置有卡槽。

前左接头2、前右接头3、后左接头15、后右接头16的结构如图5所示，中心均设置有螺纹孔，分别用于与前螺纹杆1、后螺纹杆14螺接，在螺纹孔的四周分布有安装孔，用于与前左上杆4、前左下杆5、前右上杆6、前右下杆连铰接，或者用于与后左上杆17、后左下杆18、后右上杆19、后右下杆20铰接。

前下接头9及后下接头22的结构如图6所示，呈“t”字型，包括两部分：水平部分与前左接头2、前右接头3、后左接头15、后右接头16的结构相同，其竖直部分为穿过中心螺纹孔的螺栓，即：前上接头螺栓10、后上接头螺栓23。

前上接头8及后上接头21的结构如图7所示，上端设置有开孔与撑杆滑动连接，以便调节前机构、后机构的相对位置，沿其长度方向的上、中、下三部分均设置有通槽，下端设置有螺纹孔，用于前上接头螺栓10、后上接头螺栓23穿出螺纹孔，通过前上接头螺母11、后上接头螺母24与之分别固定。

在前机构中，前螺纹杆1通过螺纹与前左接头2、前右接头3螺接，其中一端的端头通过卡槽与前摇臂12连接，前摇臂12另一端通过安装孔与前摇杆13连接，前摇杆13另一端插在套筒27的通孔内；前左接头2通过螺栓与前左上杆4、前左下杆5一侧的铰链连接，前左上杆4另一端通过螺栓与前上接头8一侧的铰链连接，前左下杆5另一端通过螺栓与前下接头9一侧的铰链连接，前右接头3通过螺栓与前右上杆6、前右下杆7一侧的铰链连接，前右上杆6另一端通过螺栓与前上接头8另一侧的铰链连接，前右下杆7另一端通过螺栓与前下接头9另一侧的铰链连接；前上接头8下端通过螺纹与前上接头螺栓10连接，前上接头螺栓10下端通过前上接头螺母11连接实现与前上接头8固定。

后机构结构与前机构相同，既：后螺杆14通过螺纹与后左接头15、后右接头16连接，其中一端端头通过卡槽与后摇臂25卡接，后摇臂25另一端通过通安装孔与后摇杆26连接，后摇杆26另一端插在套筒27的通孔内；后左接头15通过螺栓与后左上杆17、后左下杆18一侧的铰链连接，后左上杆17另一端通过螺栓与后上接头21一侧的铰链连接，后左下杆18另一端通过螺栓与后下接头22一侧的铰链连接；后右接头16通过螺栓与后右上杆19、后右下杆20一侧的铰链连接，后右上杆19另一端通过螺栓与后上接头21另一侧的铰链连接，后右下杆20另一端通过螺栓与后下接头22另一侧的铰链连接；后上接头21下端通过螺纹与后上接头螺栓23连接，后上接头螺栓23下端通过后上接头螺母24连接实现与后上接头21固定。

撑杆28为刚度较大的工字型梁，通过前上接头8、后上接头21上端的开孔，将前机构、后机构连接起来，为整个装置提供支撑。

前后机构结构相同，整体结构与菱形千斤顶类似。

如图8-9所示，前上接头螺母11下面内侧有螺纹与前立轴上衬套31连接，后上接头螺母23下面内侧有螺纹与后立轴上衬套32连接，前下接头9及后下接头22下面有顶杆挤压立轴上端面，在压出立轴的过程中，前下接头9产生的压力通过顶杆传递给前立轴35，后下接头22产生的压力通过顶杆传递给后立轴36，前上接头产生的拉力通过前上接头螺栓10传递给前上接头螺母11，后上接头产生的拉力通过后上接头螺栓23传递给后上接头螺母24，前上接头螺母11传递给前立轴下衬套33，后上接头螺母24传递给后立轴下衬套34，前立轴下衬套33及后立轴下衬套34分别传递给立轴接头。整个过程拉力与压力为一对平衡的内力，这样不会对飞机产生额外的附加载荷（如用锤敲打，敲击载荷将直接作用在飞机上），减少了拆装对飞机结构的损伤。

前摇杆13、后摇杆26通过套筒27连接，套筒27中间有通孔，可以在摇杆上滑动，从而调整前后机构的距离。套筒27带动前摇杆13、后摇杆26转动，并且转速相同，因此前螺纹杆、后螺纹杆的转速也是相同的，前机构、后机构压出立轴的速度距离也是相同的，这样就能保证前后立轴同步拆卸，有效的避免了前后立轴拆卸不同步导致的立轴与接头卡滞的情况。

上述实施例仅仅是本发明的优选实施方式，不构成对本发明的限制，本领域普通技术人员在此基础上所做的任何引申、变形，均在本发明的保护范围内。