一种用于起落架整体交付的支撑固定装置及使用方法与流程

本发明涉及飞机起落架，特别是一种用于起落架整体交付的支撑固定装置及使用方法。

背景技术：

某起落架交付主机厂总装前，需要在装配厂房安装完所有的元件（包括液压系统元件、电器控制系统元件、气动系统控制元件）。安装系统元件时，要在完全模拟起落架装机姿态下将系统元件安装到位；此时为了模拟起落架装机姿态，用于支撑起落架小摇臂和后支架的支撑件为简易木质结构，不能调节长度。在所有系统元件安装到位后，需要经检验和军方代表验收合格后，再征得军方代表和主机厂同意，拆掉连接系统元件的各个接头，将系统元件集束固定。运送到主机厂时，为了安全，将起落架后支架放在支柱上，后支架重达几百斤，为了防止磕碰伤，在后支架和支柱间垫木头块。到达主机厂后，在主机厂配合下，再派工人将起落架所有系统元件依据飞机装机姿态重新连接。

由此可见，起落架在交付前的工作繁琐、重复，需要耗费大量的人力、物力。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种可用于将起落架所有系统元件模拟飞机装机姿态安装到位，实现起落架整体交付和吊装装机的支撑固定装置及其使用方法。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种用于起落架整体交付的支撑固定装置，其包括一偏心接头组件，该偏心接头组件的一端设置用于与起落架小摇臂安装孔连接的第一安装孔，另一端设置连接孔，连杆的一端插入连接孔内与偏心接头组件连接固定，且偏心接头组件和连杆经防转销连接成一体，第一安装孔两端的安装平面与偏心接头组件轴线的夹角5.5度，连接孔的轴线与偏心接头组件轴线l的夹角5.06度；连杆的另一端与大螺母的一端经螺纹连接并用左锁紧螺母固定，大螺母的另一端与耳插连杆组件的一端经螺纹连接并用右锁紧螺母固定，耳插连杆组件上设置用于抵顶起落架后支架正面筋板两侧的耳插及定位件组件安装段；定位件组件环抱在耳插连杆组件的定位件组件安装段上，定位件组件铰接u型夹组件；u型夹组件包括跨设在起落架后支架顶面的u型夹、设置在u型夹的顶部用于压紧起落架后支架顶面的上面压紧螺钉和设置在u型夹背面用于压紧起落架后支架背面的背面压紧螺钉。

进一步地，所述连杆经左螺纹与所述大螺母连接，所述大螺母经右螺纹与所述耳插连杆组件连接。

进一步地，所述耳插的与起落架后支架接触面分别设有聚四氟乙烯垫板，以确保运送途中起落架的表面质量。

进一步地，所述定位件组件安装段的长度大于所述定位件组件的安装长度。

进一步地，所述定位件组件包括相对安装的安装座和压板，且安装座和压板之间设有环抱所述定位件组件安装段的安装孔，所述安装座和压板的一端设置铰链支座，铰链支座的一端与压板铰接，铰链支座的另一端与安装座的一端经螺纹连接固定；所述安装座和压板的另一端设置活节螺栓，活节螺栓的一端与所述安装座的另一端铰接，活节螺栓的另一端经螺纹连接带肩螺母。

进一步地，所述u型夹组件还包括设置在上面压紧螺钉头部的弧面压块、设置在u型夹正面用于压紧起落架后支架正面槽的正面压紧螺钉、设置在正面压紧螺钉和背面压紧螺钉头部的平面压块，且弧面压块和平面压块都为聚四氟乙烯制成。

进一步地，所述u型夹分为左u型夹和右u型夹。

为解决上述技术问题，本发明还提供了一种所述用于起落架整体交付支撑固定装置的使用方法，其包括下列步骤：

将偏心接头组件的第一安装孔装入起落架小摇臂的安装孔中，用飞机上的连接螺栓将偏心接头组件与起落架小摇臂铰接；

将耳插连杆组件的耳插顶在起落架后支架正面筋板两侧；

调整大螺母，使连杆和耳插连杆组件同时向外运动，进而使起落架后支架处于装机姿态；

起落架后支架调整到飞机装机姿态后，分别锁紧左锁紧螺母和右锁紧螺母；

将定位件组件安装到耳插连杆组件的定位件组件安装段上，调整定位件组件至合适位置后，拧紧带肩螺母，使定位组件固定；

将u型夹组件与定位件组件的压板铰接，分别拧紧u型夹组件上的正面压紧螺钉、上面压紧螺钉、背面压紧螺钉并用锁紧螺母锁定，使起落架后支架受到u型夹组件的拉、顶力，完全保证后支架的正确装机姿态；

起落架装机姿态固定后，在起落架上安装所有的系统元件，并整体运送交付主机厂装配。

进一步地，所述偏心接头组件在所述连接螺栓轴向4mm内移动。

进一步地，所述耳插在左、右5mm间隙内调整，所述大螺母的两端螺纹可调长度为75mm。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明用于起落架整体交付的支撑固定装置，在装配现场能完全模拟起落架装机姿态，将所有的液压系统元件、电器控制系统元件、气动控制系统元件安装到位后进行全开放式的展示，便于军方和检验验收。验收合格后，能以装机姿态运送到主机厂，并提供起落架整体安装到飞机的吊点（如图2所示），为主机厂提供将起落架整体安装到飞机的便利条件，节省人力、财力，保证起落架一次交检合格率达100％。

2、本发明可用于起落架左、右件的支撑、固定和调整。

3、本发明设计偏心接头组件，巧妙将起落架小摇臂安装孔的空间双角度转化成两个平面的角度，将飞机起落架没有连接关系的小摇臂和后支架连为一体，并可靠定位，完全模拟起落架装机姿态，降低制造和安装难度。

4、本发明设计有可360°旋转的定位件组件，可沿耳插连杆组件轴向在一定范围内移动；定位件组件的压板上安装u型夹组件，将起落架后支架牢靠拉紧，可在起落架后支架上安装好所有的液压系统元件、电器控制系统元件、气动系统控制元件、管夹和导管支架，完全模拟起落架装机状态。

5、本发明设计有带左、右螺纹的大螺母，连接连杆和耳插连杆组件；连杆上设计有左螺纹，耳插连杆组件上设计右螺纹，可依据需要同时调整连杆和耳插连杆或调整其中之一，调整到位后各自锁紧。

6、本发明与起落架直接接触的所有部位设计有聚四氟乙烯衬套或压块，确保运送途中起落架的表面质量。

7、本发明的耳插连杆组件顶住起落架后支架正面筋板两侧，u型夹组件拉紧后支架背面，同时u型夹组件正面槽也设计有压紧螺钉，使容易翻转的起落架后支架受拉、顶力，完全保证后支架的正确位置。

附图说明

图1为本发明用于起落架整体交付的支撑固定装置的三维简图。

图2为本发明用于起落架整体交付的支撑固定装置的工作状态简图。

图3为本发明偏心接头组件的二维简图。

图4为本发明偏心接头组件的三维简图。

图5为本发明连杆的二维简图。

图6为本发明大螺母的二维简图。

图7为本发明耳插连杆组件的主视图。

图8为本发明耳插连杆组件的剖视图。

图9为本发明耳插连杆组件的三维简图。

图10为本发明定位件组件的三维简图。

图11为本发明定位件组件安装座的三维简图。

图12为本发明定位件组件压板的三维简图。

图13为本发明定位件组件铰链支座的三维简图。

图14为本发明定位件组件活节螺栓的三维简图。

图15为本发明u型夹组件的三维简图。

图16为本发明u型夹组件的u型夹三维简图。

图17为本发明u型夹组件的弧面压块的剖视图。

图18为本发明u型夹组件的压紧螺钉（上面、正面、背面）结构图。

图中：

1偏心接头组件；2防转销；3连杆；4左锁紧螺母；5大螺母；6右锁紧螺母；7耳插连杆组件；8定位件组件；9u型夹组件；10连接销子；11第一安装孔；12连接孔；13第一防转销孔；31第二防转销孔；32第一左螺纹；51第二左螺纹；52第一右螺纹；71第二右螺纹；72耳插；73定位件组件安装段；81安装座；82垫圈；83铰链支座；84压板；85第一销子；86带肩螺母；87活节螺栓；88第二销子；89u型夹组件连接座；91u型夹；92上面压紧螺钉；93弧面压块；94定位件组件连接座；95正面压紧螺钉；96背面压紧螺钉；97平面压块；a支撑固定装置；b后支架；c缓冲器；d摇臂；e飞机机轮；f吊点；g垫块；h吊点；i支柱；j小摇臂；k小支架；l偏心接头组件轴线。

具体实施方式

以下结合具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本发明的保护范围。

为了便于描述，各部件的相对位置关系（如：上、下、左、右等）的描述均是根据说明书附图的布图方向来进行描述的，并不对本专利的结构起限定作用。

实施例1：

如图1、图2所示，本发明用于起落架整体交付的支撑固定装置由10大部分组成：偏心接头组件1、防转销2、连杆3（左螺纹）、左锁紧螺母4、大螺母5、右锁紧螺母6、耳插连杆组件7（右螺纹）、定位件组件8、u型夹组件9、连接销子10，且偏心接头组件1的一端依次连接连杆3、大螺母5、耳插连杆组件7、定位件组件8、u型夹组件9。防转销2经偏心接头组件1插入连杆3内将偏心接头组件1和连杆3连成一体，连杆3在工作时不会在偏心接头组件1中旋转。大螺母5的两端分别设置左锁紧螺母4和右锁紧螺母6，从而使连杆3和耳插连杆组件7分别定位，连接销子10用于将定位件组件8和u型夹组件9连接成一体。大螺母5左端连接连杆3，右端连接耳插连杆组件7，分别由左锁紧螺母4、右锁紧螺母6锁紧。定位件组件8环抱耳插连杆组件7，由带肩螺母86锁紧在耳插连杆组件7上。u型夹组件9用连接销子10与定位件组件8连接，可绕连接销子10旋转。

如图3、图4所示，偏心接头组件1的左端设置用于与起落架小摇臂安装孔实现连接的第一安装孔11，右端设置用于与连杆3连接的连接孔12和与连接孔12连通的第一防转销孔13，且第一安装孔11两端的安装平面与偏心接头组件轴线l的夹角5.5度，连接孔12的轴线与偏心接头组件轴线l的夹角5.06度，这样就可巧妙地将起落架小摇臂安装孔的空间双角度转化成两个平面的角度，为将飞机起落架没有连接关系的小摇臂和后支架连为一体提供可能，并可靠定位，完全模拟起落架装机姿态，降低制造和安装难度。

如图5所示，连杆3的左端设置第二防转销孔31，右端设置第一左螺纹32，且连杆3的左端以h7/r6配合压入偏心接头组件1的连接孔12中，防转销2经第一防转销孔13插入第二防转销孔31中，实现偏心接头组件1和连杆3的定位。

如图6所示，大螺母5的左端设置第二左螺纹51，右端设置第一右螺纹52。

如图7－图9所示，耳插连杆组件7的左端设置第二右螺纹71，右端设置用于抵顶起落架后支架正面筋板两侧的耳插72及定位件组件安装段73，且耳插72的与起落架后支架接触面分别设有聚四氟乙烯垫板，定位件组件安装段73的长度大于定位件组件8的安装长度，使定位件组件8可沿定位件组件安装段73在一定范围内移动。

如图10－图14所示，定位件组件8包括带有半圆安装孔的安装座81和压板84，安装座81和压板84相对安装后，在其中部形成一完整的安装孔。安装座81和压板84的一端设置铰链支座83，铰链支座83的一端与压板84用第一销子85连接，使压板84可绕第一销子85旋转，铰链支座83的另一端套设垫圈82后与安装座81左端设置的螺纹孔连接固定。安装座81和压板84的另一端设置活节螺栓87，且活节螺栓87经第二销子88安装在安装座81的右端槽中，活节螺栓87可绕第二销子88旋转；活节螺栓87的螺纹端拧紧带肩螺母86。压板84的上表面设置u型夹组件连接座89，整个定位件组件8藉由u型夹组件连接座89定位于耳插连杆组件7上。

如图15－图18所示，u型夹组件9包括跨设在起落架后支架顶面的u型夹91、设置在u型夹91的顶部用于压紧起落架后支架顶面的上面压紧螺钉92、设置在上面压紧螺钉92头部的弧面压块93、设置在u型夹91正面的定位件组件连接座94和用于压紧起落架后支架正面槽的正面压紧螺钉95、设置在u型夹91背面用于压紧起落架后支架背面的背面压紧螺钉96、设置在正面压紧螺钉95和背面压紧螺钉96头部的平面压块97，且上压紧螺钉92、正面压紧螺钉95和背面压紧螺钉96分别与u型夹91经螺纹连接，弧面压块93和平面压块97都为聚四氟乙烯制成，弧面压块93和平面压块97分别经螺纹连接对应的压紧螺钉，各压紧螺钉调整到位后，分别由各自锁紧螺母锁定。为适用于起落架左、右件的安装，u型夹91设计有左、右件。

使用时，如图1、图2所示（图示中以起落架左件为例），将偏心接头组件1装入起落架小摇臂安装孔中，用飞机上的连接螺栓将偏心接头组件1与起落架小摇臂固定，使偏心接头组件1不会从小摇臂安装孔中脱出，并可以绕连接螺栓旋转，也可以沿连接螺栓轴向在4mm内移动。将耳插连杆组件7的耳插72顶在起落架后支架正面筋板两侧（左、右各有5mm间隙可调整）；调整大螺母5（左、右螺纹各可调长度75mm，中间部位间隙20mm），连杆3和耳插连杆组件7同时向外运动（即拉长），快调整到起落架安装姿态时，可依据现场实际需要单独微调连杆3或耳插连杆组件7，其它零部件不会随动。起落架后支架调整到飞机装机姿态后，分别锁紧左锁紧螺母4和右锁紧螺母6。将定位件组件8安装到耳插连杆组件7的定位件组件安装段73上，使定位件组件8可在耳插连杆组件7的定位件组件安装段73上移动或绕定位件组件安装段360°旋转；调整到位后，拧紧图10所示带肩螺母86，使定位组件8固定。u型夹组件9利用连接销子10安装到定位件组件8的压板84上，并可绕连接销子10旋转。分别拧紧图15所示u型夹组件9上的正面压紧螺钉、上面压紧螺钉、背面压紧螺钉并各自用锁紧螺母锁定。此时，起落架后支架受拉、顶力，完全保证后支架的正确装机姿态。起落架装机姿态固定后，在起落架后支架背面、小支架、支柱上表面等安装所有的系统元件，整体运送交付主机厂装配。起落架右件支撑固定时，将偏心接头组件1旋转180°，u型夹组件9安装右件，其它如同起落架左件安装。

以上所述，仅是本申请的较佳实施例，并非对本申请做任何形式的限制，虽然本申请以较佳实施例揭示如上，然而并非用以限制本申请，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本申请技术方案的范围内，利用上述揭示的技术内容做出些许的变动或修饰均等同于等效实施案例，均属于技术方案范围内。