具有悬挂装置的飞机的制作方法

本申请属于航空器技术领域，特别涉及一种具有悬挂装置飞机。

背景技术：

现有的悬挂装置不具有容纳空间，无法适用于外置式火控系统，且现在的悬挂装置的结构也不适合外置式火控系统，无法保证强度以及对外置式火控系统的保护。

现有的飞机的悬挂装置与挂耳采用机械连接，无法在需要控制的时候进行控制。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种具有悬挂装置飞机，以解决上述的至少一个技术问题。

本申请的技术方案是：一种具有悬挂装置飞机，所述具有悬挂装置飞机包括机翼、悬挂装置以及控制系统，所述机翼上设置有至少一个第一悬挂装置；所述悬挂装置上设置有第二悬挂装置；一个所述第一悬挂装置与一个对应的所述第二悬挂装置电磁连接；所述控制系统与所述第一悬挂装置连接，所述控制系统用于控制所述第一悬挂装置与所述第二悬挂装置的电磁连接的连通或断开；所述悬挂装置上设置容纳空间，所述容纳空间用于容置飞机外置式火控系统。

可选的，所述第一悬挂装置上设置有容置空间，所述容置空间内设置有伸缩吊耳，所述伸缩吊耳能够伸出所述容置空间或缩入所述容置空间；

所述第二悬挂装置上设置有连接部，所述连接部适于与伸缩吊耳连接。

可选的，所述容纳空间为两个，其中一个设置在所述悬挂装置的一端，另一个设置在所述悬挂装置的另一端。

可选的，两个所述容纳空间通过管道相互连通。

可选的，所述管道内设置有温度传感器，所述温度传感器用于测量所述管道内的温度。

可选的，所述悬挂装置包括震动源以及控制端，所述控制端分别与所述震动源以及温度传感器连接，所述控制端设置在飞机的驾驶舱，所述震动源设置在所述管道内；其中，

所述控制端用于接收所述温度传感器的信号，从而控制所述震动源震动。

可选的，所述管道的与一个容纳空间连接的一端自一个所述容纳空间倾斜向另一个容纳空间延伸，该端称为第一端。

可选的，所述管道的与另一个容纳空间连接的另一端自该容纳空间向所述管道的第一端方向倾斜延伸，并与所述第一端连通。

可选的，在所述管道的第一端与所述管道的另一端的连接处具有一个排水口。

本申请的具有悬挂装置飞机至少存在以下有益技术效果：通过容纳空间容纳外置式火控系统，从而可以适用于具有外置式火控系统的飞机，解决了现有飞机的悬挂装置无法使用的问题。本申请的第一悬挂装置与第二悬挂装置电磁连接，当需要控制时，通过控制系统控制，从而可以断开连接。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为悬挂装置结构示意图。

图2为悬挂前段结构示意图。

图3为悬挂后段结构示意图。

图4为容纳空间的结构示意图。

附图标记：

1-容纳空间，2-管道；3-温度传感器；4-震动源；5-第一悬挂装置；6-第二悬挂装置；

100-悬挂前段，110-前段前部，120-前段中部，130-前段尾部，140-惯导设备，150-gps设备，160-无线天线，111-前部舱门，121-中部舱门，112a-前部左侧面，112b-前部右侧面，122-滑轨，131-尾部接口，132-滑槽；

200-悬挂中段，210a-第一上接口前部，210b-第一上接口后部，220a-第二上接口前部，220b-第二上接口后部，230a-第三上接口前部，230b-第三上接口后部，240a-下接口前部，240b-下接口后部，250a-上支撑前臂，250b-上支撑后臂，260-挂弹钩；

300-悬挂后段，310-后段前部，320-后段尾部，311-火控计算设备，312-电源设备，313-卡槽，314-轴销，315-后段舱门，321-快卸锁，322a-后部上侧面，322b-后部下侧面，322c-后部圆弧面。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

悬挂装置通常安装在飞机上，具体地，安装在飞机外部，更具体地，安装在飞机的机翼下或者机舱下。

图1为悬挂装置结构示意图。图2为悬挂前段结构示意图。图3为悬挂后段结构示意图。图4为容纳空间的结构示意图。

如图1及图4所示的具有悬挂装置飞机包括机翼、悬挂装置以及控制系统，机翼上设置有至少一个第一悬挂装置5；悬挂装置上设置有第二悬挂装置6；

一个第一悬挂装置5与一个对应的第二悬挂装置6电磁连接；

控制系统与第一悬挂装置5连接，控制系统用于控制第一悬挂装置5与第二悬挂装置6的电磁连接的连通或断开；

悬挂装置上设置容纳空间1，容纳空间1用于容置飞机外置式火控系统。

本申请的具有悬挂装置飞机至少存在以下有益技术效果：通过容纳空间容纳外置式火控系统，从而可以适用于具有外置式火控系统的飞机，解决了现有飞机的悬挂装置无法使用的问题。本申请的第一悬挂装置与第二悬挂装置电磁连接，当需要控制时，通过控制系统控制，从而可以断开连接。

在本实施例中，第一悬挂装置上设置有容置空间，容置空间内设置有伸缩吊耳，伸缩吊耳能够伸出容置空间或缩入容置空间；

第二悬挂装置上设置有连接部，连接部适于与伸缩吊耳连接。

在本实施例中，通过设置伸缩吊耳与连接部配合，可以在电磁连接不好用的情况下采用机械式连接。

参见图4，在本实施例中，容纳空间为两个，其中一个设置在悬挂装置的一端，另一个设置在悬挂装置的另一端。

在本实施例中，两个容纳空间通过管道2相互连通。

在本实施例中，管道内设置有温度传感器3，温度传感器3用于测量管道内的温度。采用这种结构，可以时刻监视管道的温度，防止管道由于温度过低结冰。

在本实施例中，悬挂装置包括震动源4以及控制端，控制端分别与震动源以及温度传感器连接，控制端设置在飞机的驾驶舱，震动源设置在管道内；其中，控制端用于接收温度传感器的信号，从而控制震动源震动。通过设定一个阈值，可以使得控制端在收到温度传感器传来的温度超过该阈值时，起动震动源，从而让震动源震动，使得管道上的冰掉落。

在本实施例中，管道的与一个容纳空间连接的一端自一个容纳空间倾斜向另一个容纳空间延伸，该端称为第一端。

管道的与另一个容纳空间连接的另一端自该容纳空间向管道的第一端方向倾斜延伸，并与第一端连通。

采用这种方式，震动掉落的冰块或者碎冰可以集中至倾斜延伸的最低端。

在本实施例中，在管道的第一端与管道的另一端的连接处具有一个排水口。

参见图1，本申请的悬挂装置包括悬挂前段100、悬挂中段200及悬挂后段300，悬挂前段100、悬挂中段200及悬挂后段300在航向h的反向方向上依次相连，其中，悬挂中段200的上侧面设有多种类型的上接口用于适配不同的飞机平台，而悬挂中段200的下侧面设有多种类型的下接口用于挂载不同类型的弹体。

其中，上接口包括吊耳型结构和插耳型结构。在图1所示的实施例中，上接口共有三种类型，分别包括由第一上接口前部210a和第一上接口前部210b构成的第一长度挂距的第一上接口、由第二上接口前部220a和第二上接口前部220b构成的第二长度挂距的第二上接口和由第三上接口前部230a和第三上接口前部230b构成的第三长度挂距的第三上接口。其中，第二上接口和第三上接口均为吊耳类型，即飞机平台伸出挂钩悬挂，第一上接口为插耳类型，即飞机平台上具有凸出片/结构，与第一上接口插接配合固定。

此外，本申请中，悬挂中段200上还有由上支撑前臂250a和上支撑后臂250b构成的支臂结构。

本实施例中，第一上接口的第一长度挂距为1150mm，第二上接口的第二长度挂距为720mm，第三上接口的第三长度挂距为355.6mm。通过设置不同的挂距，悬挂装置可以适配不同的飞机平台。

图1中所示实施例的本申请中的悬挂装置的下接口包括了由下接口前部240a和下接口后部240b构成的一种规格的第一下接口以及由挂弹钩260构成的第二下接口，第二下接口可以用于进行挂载武器，而第一下接口可以进行挂载其他物品，例如投掷物等。

需要说明的是，本申请中的上接口和下接口均为多种类型，而实施例中对于上接口给出了三种规格，而下接口给出了两种规格，因而本申请中的多种指的是不少于两种。

参见图1所示，在本申请中，悬挂前段100及悬挂后段300的宽度或截面积大于悬挂中段200的宽度或截面积。悬挂中段100及悬挂后段300内部用于容纳一些电气或电子设备，因此悬挂中段100及悬挂后段300的外形相比于悬挂中段200需大一些。

为此，悬挂前段100及悬挂后段300的内部设为中空结构，用于容纳设备，悬挂后段200的内部具有管道，用于容纳连接悬挂前段100及悬挂后段300内部设备的线缆或其他装置。

如图2所示的本申请一实施例的悬挂前段结构示意图，悬挂前段100包括前段前部110、前段中部120及前段尾部130，前段前部110与前段中部120相固定，前段尾部130与前段中部120滑动连接，用于维护前段中部120内部安装的惯导设备140。在前段尾部130的下侧面设置滑槽132，在前段中部120的下侧设置有与滑槽132配合的滑轨122，两者配合使用，当需要对惯导设备140进行安装或维护时，可将前段尾部130沿航向h的反向拉出即可。

此外，为了对惯导设备140进行维护，在前段中部120的侧面开设有中段舱门121连通于前段中部120放置惯导设备140的空间。

在本申请中，由于惯导设备140需要精准制导，为了提高惯导设备140的制导准确性，在前段中部120内设有多个定位基准面，惯导设备140以定位基准面安装，用于保证惯导设备的工作精度。

在本申请中实施例中，前端前部110的上侧安装有gps设备150和无线天线160，以及前端前部110的侧面设有前部舱门111，虽然gps设备150和无线天线160安装于前端前部110的上侧，但其相关线路则置于前端前部110的中空空间内，由此开设的前部舱门111可方便的维护gps设备150和/或无线天线160。

需要说明的是，在本申请的实施例中，前部舱门111和中部舱门121优先开设于同一侧，在能够实现对前端前部110上侧的gps设备150和无线天线160及前段中部120内的惯导设备140的维护基础上，前部舱门111和中部舱门121也可以开设于不同侧。

本申请实施例中，前段前部110沿航向h方向包括前部左侧面112a和前部右侧面112b，前部左侧面112a和前部右侧面112b左右对称设置成锥形前端可以最大限度的降低风阻。

上述设置的悬挂前段100通过前段尾部130的矩形的尾部接口131与悬挂中段200配合安装。

在本申请实施例中，悬挂后段300包括后段前部310和后段尾部320，后段前部310的尾部设有凹槽313，后段尾部320上设有凸出的快卸锁321，凹槽313与快卸锁321配合可以实现后段前部310和后段尾部320的固定与快卸。

其中，后段前部310内具有用于容纳火控计算设备311的前部空间及容纳电源设备312的后部空间，电源设备312通过销轴314与后段前部310固定。在需要对电源设备312进行安装或维护时，通过凹槽313与快卸锁321的快速脱离实现后段前部310与后段尾部320的分离，进而可对电源设备312进行维护。

此外，后段前部310侧面设有后段舱门315，用于维护后段前部内的火控计算设备311。

需要说明的是，后段舱门315同样可以和前部舱门111和中部舱门121优先开设于同一侧以雷达降低探测性，在能够实现对相应设备进行维护的前提下，三者也可以开设在不同侧。

在本申请实施例中，后段尾部320沿航向h方向包括后段上侧面322a和后段下侧面322b，后段上侧面322a和后段下侧面322b对称形成尾流结构，降低风阻。

进一步的，后段尾部320还包括后段圆弧面322c，后段圆弧面322c圆滑过度连接后段上侧面322a和后段下侧面322b，防止或减轻悬挂装置尾部形成乱流。

本申请的悬挂装置在总体上具有复合通用接口可以适配不同飞机平台、挂点和不同类型武器的悬挂使用需求，并且具有特殊流线型结构实现了对gps、无线天线、惯导、火控计算机、蓄电池电源等设备的安装和集成，为外置式机载武器火控系统提供了通用的结构平台，是一种集悬挂、运载、投放功能和天线/电源/控制管理设备安装功能等为一体的悬挂装置，大幅提高装置的可用性及拓展性。

在本实施例中，容纳空间1是指包括悬挂前段100以及悬挂后段300的内部的中空结构。该两个中空结构通过悬挂中段(管道)连通，里边可以走线。在本实施例中，管道并未倾斜，在其他实施例中，管道倾斜。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。