全静压受感器折叠装置制造方法
【专利摘要】本发明属于航空航天全静压受感器的【技术领域】，具体涉及一种全静压受感器折叠装置，解决了现有机头全静压受感器在航空器对停放空间严格限制的飞行器上使用时，占地空间大，不能满足使用要求的问题。其包括安装支座、支杆、连接件和壳体，支杆一端通过连接件与安装支座铰接、另一端固定机头全静压受感器，安装支座和支杆外套有壳体。本发明具备可折叠功能，能够有效减小飞行器在地面停放时的占地空间。
【专利说明】全静压受感器折叠装置
【技术领域】
[0001]本发明属于航空航天全静压受感器的【技术领域】，具体涉及一种全静压受感器折叠装置，其作为连接飞行器与机头全静压受感器的中间连接机构，具备可折叠功能，能够有效减小飞行器在地面停放时的占地空间。
【背景技术】
[0002]机头全静压受感器为飞机大气数据系统的一个重要装置，装于飞机机头部位，远离飞机机身，具有受机身气流扰动影响小，感受精度高的优点，广泛应用于国内现有各种成熟飞行器。
[0003]目前，机头全静压受感器与飞机的连接通过固定式连接杆实现，连接杆与机头全静压受感器外形相融合实现流线型过渡。这种连接方式固定可靠，在机场和机库地理空间足够的前提下应用良好，有很好的可靠性与性能。但是，随着军用飞行器作战领域的扩展，许多场合对飞行器停放空间限制较大，对占地空间要求非常严格，机头全静压受感器的头部呈尖状，并且伸出机头位置较远，在新型航空器仅有狭小的空间内停放时，容易导致人员受伤或者被附近经过的设备所损伤，传统安装的机头全静压受感器的应用受到严重的限制。
【发明内容】
[0004]本发明为了解决现有机头全静压受感器在航空器对停放空间严格限制的飞行器上使用时，占地空间大，不能满足使用要求的问题，提供了一种全静压受感器折叠装置。
[0005]本发明采用如下的技术方案实现:
一种全静压受感器折叠装置，包括安装支座、支杆、连接件和壳体，支杆一端通过连接件与安装支座铰接、另一端固定机头全静压受感器，安装支座和支杆外套有壳体。
[0006]支杆为空心管,连接杆一端升入支杆内部与支杆固连，连接杆另一端设突耳与安装支座通过铰链连接销钉铰接、并设置自锁螺母。
[0007]壳体与安装支座之间设置两个锥面配合段，壳体和支杆之间有一个柱面配合段，配合段为紧配合，支杆一端设置外螺纹端头与壳体螺纹配合。
[0008]本发明配套有止动装置，止动装置包括可套于安装支座外的可开闭式套环以及可套于壳体外的封闭式套环，可开闭式套环包括两半环，两半环一连接侧铰接、另一连接侧可拆卸式连接，可开闭式套环和封闭式套环之间通过斜杆固定连接。
[0009]在壳体罩设之外的安装支座上设有弹簧止动销，壳体尾部端面设有若干矩形止动槽，弹簧制动销与任一矩形止动槽配合实现壳体的径向止动。弹簧止动销包括安装支座上平行于轴线方向开设的台阶形的弹簧安装孔，弹簧安装孔内设有十字形的推杆，推杆一端设置弹簧，推杆另一端穿出安装支座，推杆穿出端对应的安装支座上开有凹槽，凹槽内铰接T形结构的卡销的竖直段，推杆位于卡销的竖直段一侧，接触于水平段上，卡销与矩形止动槽配合。
[0010]全静压受感器折叠装置与现有技术相比实现了机头全静压受感器在停放过程中的可折叠，显著节省了机头全静压受感器在飞机停放过程中的占地空间(节省空间约620mm),同时保证了悬臂结构的机械强度满足设计要求。通过强度试验、寿命试验等各项试验验证结果表明，全静压受感器折叠装置可以实现良好的折叠功能，具有较好的强度、使用寿命。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]图1为本发明在飞机飞行过程中安装使用示意图，
图2为本发明在飞机停放过程中折叠使用示意图，
图3为本发明弹簧制动销示意图，
图4为发明折叠部分示意图，
图中:1_安装支座，2-铰链连接销钉，3-自锁螺母，4一连接件，5-支杆，6-壳体，7-机头全静压受感器，8-突耳，9-壳体与安装支座锥面配合段I，10-壳体与安装支座锥面配合段II，11-壳体与支杆配合段，12-壳体与支杆螺纹配合段，13-可开闭式套环，14-封闭式套环，15-斜杆，16-矩形止动槽，17-弹簧安装孔，18-推杆，19-弹簧，20-卡销。
【具体实施方式】
[0012]结合附图对本发明的【具体实施方式】作进一步说明。
[0013]1、本发明结构及原理。
[0014]全静压受感器折叠装置，包括安装支座1、支杆5、连接件4和壳体6，支杆5—端通过连接件4与安装支座I铰接、另一端通过固定机头全静压受感器7，安装支座I和支杆5外套有壳体6。
[0015]支杆5为空心管,连接杆4 一端升入支杆5内部与支杆5固连,连接杆4另一端设突耳8与安装支座I通过铰链连接销钉2铰接、并设置自锁螺母3。
[0016]壳体与安装支座之间设置两个锥面配合段，壳体和支杆之间有一个柱面配合段，配合段为紧配合，支杆5 —端设置外螺纹端头与壳体6螺纹配合。安装状态下，壳体沿支杆尾部的外螺纹端头拧入，产生径向拉力，将支杆连同机头全静压受感器拉平，通过柱面配合段、与安装支座两个锥面配合段实现支撑固定。四个配合部位如图1所示。
[0017]折叠状态下，壳体从支杆的外螺纹端头处拧下，脱开，四个配合部位分开，支杆连同全静压受感器从连接件与安装支座固定的铰链连接部位90°垂直折下。壳体套在支杆上，与全静压受感器一起均处于自由悬垂状态。
[0018]2、锁紧装置。
[0019]当处于安装状态时，为避免壳体在振动等应力作用下沿外螺纹端头转动、脱开，在壳体罩设之外的安装支座I上设有弹簧止动销，壳体尾部端面设有若干矩形止动槽16，弹簧制动销与任一矩形止动槽配合实现壳体的径向止动。当壳体安装到位时，将止动销插入壳体尾部矩形止动槽，实现周向卡位，防止径向移动。
[0020]弹簧止动销包括安装支座I上平行于轴线方向开设的台阶形的弹簧安装孔17，弹簧安装孔17内设有十字形的推杆18，推杆18 —端设置弹簧19，推杆19另一端穿出安装支座1，推杆19穿出端对应的安装支座I上开有凹槽，凹槽内铰接T形结构的卡销20的竖直段，推杆19位于卡销20的竖直段一侧，接触于水平段上，卡销20与矩形止动槽16配合。如图4所示。
[0021]3、止动装置，实现折叠后对机头全静压受感器的有效保护。
[0022]本发明配套有止动装置，止动装置包括可套于安装支座I外的可开闭式套环13以及可套于壳体6外的封闭式套环14，可开闭式套环13包括两半环，两半环一连接侧铰接、另一连接侧可拆卸式连接，可开闭式套环13和封闭式套环14之间通过斜杆15固定连接。
[0023]止动装置，实现了悬垂状态对产品与机头的固定，避免折叠后悬垂过程中人为或自然因素对折叠机构和机头全静压受感器外型面的损坏。止动装置设计为鲜艳的红色，提示地勤人员在起飞前进行有效拆除。
[0024]4、配合部位材料啮合问题。
[0025]整套装置共涉及四处支撑配合段，见图1。四处配合段，除一处螺纹配合段外，其余几处配合段均为紧配合，间隙很小，耐磨性较差，材料之间亲和力强，在长期安装与折叠交替状态使用过程中已发生啮合，导致卡滞，功能失效。本发明采取热喷涂工艺，在几个配合部位支杆零件表面采用PVD涂层进行热喷涂，涂层厚度为2 μ m?5 μ m。该涂层采用等离子增强物理气象沉积方法进行喷涂，为碳结构类金刚石结构，其HRC超过50MPa (原支杆的HRC为38MPa)，具有优异的力学、耐磨、润滑和化学抗蚀性能。
【权利要求】
1.一种全静压受感器折叠装置，其特征在于包括安装支座(I)、支杆(5)、连接件(4)和壳体(6 )，支杆(5 ) —端通过连接件(4 )与安装支座(I)铰接、另一端固定机头全静压受感器(7)，安装支座(I)和支杆(5)外套有壳体(6)。
2.根据权利要求1所述的全静压受感器折叠装置，其特征在于支杆(5)为空心管，连接杆(4) 一端升入支杆(5)内部与支杆(5)固连,连接杆(4)另一端设突耳(8)与安装支座(I)通过铰链连接销钉(2 )铰接、并设置自锁螺母(3 )。
3.根据权利要求1或2所述的全静压受感器折叠装置，其特征在于壳体与安装支座之间设置两个锥面配合段，壳体和支杆之间有一个柱面配合段，配合段为紧配合，支杆(5) —端设置外螺纹端头与壳体(6)螺纹配合。
4.根据权利要求3所述的全静压受感器折叠装置，其特征在于配套有止动装置，止动装置包括可套于安装支座(I)外的可开闭式套环(13)以及可套于壳体(6)外的封闭式套环(14)，可开闭式套环(13)包括两半环，两半环一连接侧铰接、另一连接侧可拆卸式连接，可开闭式套环(13 )和封闭式套环(14 )之间通过斜杆(15 )固定连接。
5.根据权利要求4所述的全静压受感器折叠装置，其特征在于在壳体罩设之外的安装支座(I)上设有弹簧止动销，壳体尾部端面设有若干矩形止动槽(16)，弹簧制动销与任一矩形止动槽配合实现壳体的径向止动。
6.根据权利要求5所述的全静压受感器折叠装置，其特征在于弹簧止动销包括安装支座(I)上平行于轴线方向开设的台阶形的弹簧安装孔(17)，弹簧安装孔(17)内设有十字形的推杆(18)，推杆(18)—端设置弹簧(19)，推杆(19)另一端穿出安装支座(1)，推杆(19)穿出端对应的安装支座(I)上开有凹槽，凹槽内铰接T形结构的卡销(20)的竖直段，推杆(19)位于卡销(20)的竖直段一侧，接触于水平段上，卡销(20)与矩形止动槽(16)配合。
【文档编号】B64D43/00GK104386256SQ201410572054
【公开日】2015年3月4日 申请日期:2014年10月24日 优先权日:2014年10月24日
【发明者】杨飞, 张丽, 杜振宇 申请人:太原航空仪表有限公司