CN106568583A - 一种飞机主起落架可折撑杆挠度测量器及其方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机制造技术，涉及一种飞机主起落架安装中可折撑杆挠度测量器及测量方法。本发明的测量器包括第一螺纹接头[01]、活动手柄[02]、压盖[03]、沉头螺钉[04]、测量主体[05]、测量接头[06]、测量柱[07]、钢丝绳[08]、标牌、第二螺纹接头[09]；采用挠度测量器解决了飞机主起落架安装调整时可折撑杆挠度值的测量，有效保证了飞机主起落架安装调整时可折撑杆挠度值的精度需求，解决了飞机起落架安装过程中的重要问题，确保起落架的安装。测量器使用便捷，安全可靠，计算简单，提高了安装效率。
Description
技术领域
本发明属于飞机制造技术，涉及一种飞机主起落架安装中可折撑杆挠度值测量的工艺装备及测量方法。
背景技术
主起落架是飞机的主支点，左右起落架结构相同，某型机每个主起落架均安装四个刹车机轮。有以下主要构件组成：收放作动筒、缓冲支柱、带锁可折撑杆、机轮组、稳定缓冲器等。其中，带锁可折撑杆是承受飞机着陆和起飞滑跑中载荷的承力构件，其由上万向接头、支杆、中万向接头、三角斜支柱、带齿板接头、带滚轮齿板支臂、开锁收放作动筒及下位锁机构等构件组成。下位锁机构由弹簧作动筒、可调支臂、弹簧、锁摇臂等组成。带锁可折撑杆由于有向上4.5+0.8 -0.5mm的挠度，下位锁机构中的可调支臂可将由此挠度产生的附加载荷传递到缓冲支柱外筒上。带锁可折撑杆通过三角斜支柱的两个带青铜衬套的孔，铰接在缓冲支柱外筒中部接头的轴肩上，从而使主起落架上的侧向载荷通过带锁可折撑杆，传递到机身上去。带锁可折撑杆向上4.5+0.8 -0.5mm的挠度是主起落架设计的一个关键数据，其安装精度直接影响到起落架的使用安全。
发明内容
本发明的目的是：提供一种能快速测量飞机主起落架可折撑杆挠度值的工艺装备。
另外，本发明还提供一种飞机主起落架可折撑杆挠度值测量的工艺方法。
本发明的技术方案：一种飞机主起落架可折撑杆挠度测量器；所述测量器包括第一螺纹接头[01]、活动手柄[02]、压盖[03]、沉头螺钉[04]、测量主体[05]、测量接头[06]、测量柱[07]、钢丝绳[08]、标牌、第二螺纹接头[09]；其中，所述第一螺纹接头[01]通过压盖[03]及沉头螺钉[04]安装在测量主体[05]上，两个活动手柄[02]分别安装在第一螺纹接头[01]和第二螺纹接头[09]端头的孔中，第二螺纹接头[09]通过测量主体[05]上的开口和飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联。标牌[]通过半圆头铝铆钉[11]铆接在主体[05]的管径外表面上。
所述测量主体[05]包括固定耳座[05-01]、测量主管[05-02]、测量耳座[05-03]、固定叉耳[05-04]以及两个基准块[05-05]；所述测量主体[05]的材质为45#钢；所述的固定耳座[05-01]焊接在测量主管[05-02]的左端上部，固定叉耳[05-04]焊接在测量主管[05-02]的右端上部，测量耳座[05-03]焊接在测量主管[05-02]中部偏右位置处，两个基准块[05-05]分别焊接在测量主管[05-02]两端下部。用于保证测量主体上安装孔及安装面的精度。
所述沉头螺钉[04]通过压盖[03]把调整到位的第一螺纹接头[01]固定在测量主体[05]上。
所述第二螺纹接头[09]通过测量主体[05]上的开口能够与飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联，方便其与飞机主起落架可折撑杆固联。
所述测量接头[06]能够安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上，测量柱[7]能够***到所述测量耳座[05-03]的通孔中。测量柱[07]与测量接头[06]能够配合使用以进行挠度值的测量。
所述标牌用半圆头铝铆钉[11]铆接在测量主管[05-02]的管径外表面上，标牌对挠度值测量方法进行示意说明。
所述测量柱[07]和第二螺纹接头[09]分别用钢丝绳[08]拴结在测量主管[05-02]上，以防丢失。
一种测量飞机主起落架可折撑杆挠度值的方法，使用如权利要求1-5之一所述的一种飞机主起落架可折撑杆挠度测量器，其特征在于包括如下步骤：
步骤1：将可折撑杆挠度测量器的测量接头[06]安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上；
步骤2：将主起落架可折撑杆挠度测量器的第一螺纹接头[01]和第二螺纹接头[09]的端面分别与飞机主起落架可折撑杆上万向接头及锁摇臂的结合面贴合；
步骤3：将第一螺纹接头[01]与飞机起落架可折撑杆的上万向接头的螺柱进行连接，将第二螺纹接头[09]在测量主体[05]上固定叉耳[05-04]的开口处与飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联；
步骤4：在测量耳座[05-03]的通孔中***测量柱[07]到位，测量测量接头[06]与测量柱[07]之间的外扩尺寸，外扩尺寸单位为毫米；
步骤5：通过挠度计算公式和所述的外廓尺寸获得可折撑杆的挠度值，所述的挠度计算公式为：挠度值＝外扩尺寸-50mm。
本发明的有益效果：采用挠度测量器解决了飞机主起落架安装调整时可折撑杆挠度值的测量，有效保证了飞机主起落架安装调整时可折撑杆挠度值的精度需求，解决了飞机起落架安装过程中的重要问题，确保起落架的安装。测量器使用便捷，安全可靠，计算简单，提高了安装效率。
附图说明
图1为飞机左主起落架可折撑杆挠度测量工作状态示意图；
图2为测量部分结构示意图；
图3为测量主体结构俯视图；
图4为测量主体结构侧视图；
其中：01-第一螺纹接头、02-活动手柄、03-压盖、04-沉头螺钉、05-测量主体、06-测量接头、07-测量柱、08-钢丝绳、09-第二螺纹接头、05-01-固定耳座、05-02-测量主管、05-03-测量耳座、05-04-固定叉耳、05-05-基准块。
具体实施方式
以下结合附图与具体实例对本发明作进一步详细描述：
本发明飞机主起落架可折撑杆挠度值测量的工艺装备以某型号运输机为平台，其由第一螺纹接头[01]、活动手柄[02]、压盖[03]、沉头螺钉[04]、测量主体[05]、测量接头[06]、测量柱[07]、钢丝绳[08]、标牌、第二螺纹接头[09]及半圆头铝铆钉。
请参阅图1，其是飞机左主起落架可折撑杆挠度测量工作状态示意图，右主起落架可折撑杆挠度测量工作状态与其相对应。该挠度测量器的测量接头安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上，第一螺纹接头通过压盖用沉头螺钉安装在测量主体上，其和飞机主起落架可折撑杆上万向接头处的螺柱固联；第二螺纹接头通过测量主体上的开口和飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联。测量器与主起落架可折撑杆安装完后，把测量柱***测量主体上，测量柱和测量接头配合使用进行挠度值的测量。
请参阅图2，其是测量部分结构示意图。该部分反映出测量部分的结构尺寸，测量柱和测量接头配合使用进行可折撑杆挠度的测量。
请参阅图3、4，其是测量主体结构示意图，该测量主体由固定耳座、测量主管、测量耳座、固定叉耳及基准块五部分组焊而成，其焊后粗加工经退火消除应力再进行精加工。图中反映相关结构尺寸及位置精度。主要使用基准B面、C面、D面相互之间的位置及平行度，三处连接孔和基准面的垂直度，三处连接孔对称轴心线的同心度都是重要的技术参数。
下面给出本发明飞机主起落架可折撑杆挠度值测量的方法，其过程如下：
步骤1：将可折撑杆挠度测量器的测量接头[06]安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上。
步骤2：将主起落架可折撑杆挠度测量器的第一螺纹接头[01]、第二螺纹接头[09]端面分别和和飞机主起落架可折撑杆上万向接头、锁摇臂处结合面贴合。
步骤3：用第一螺纹接头[01]与飞机起落架可折撑杆的上万向接头处螺柱进行连接，用第二螺纹接头[09]通过测量主体[05]上固定叉耳[05-04]的开口和飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联。
步骤4：在测量耳座[05-03]孔中***测量柱[07]，其与固联在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上的测量接头[06]配合使用进行挠度值的测量。
步骤5：根据测量结果减去50即可计算出可折撑杆的现有挠度值。
步骤6：如果不符合向上4.5+0.8 -0.5mm的挠度值，需调整带齿板接头上的齿调整带滚轮齿板支臂的长度，从而保证起落架安装的技术要求。
本发明采用测量工装进行飞机主起落架可折撑杆挠度值的测量时，先把挠度测量器的测量柱安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上，然后把挠度测量器的螺纹接头和主起落架可折撑杆固联，然后就可以进行测量计算。本发明投入生产使用后，大幅降低了飞机起落架安装的难度，使用方便可靠，提高了安装效率，有效保证了起落架安装技术要求，具有较大的实际应用价值。
Claims (5)
1.一种飞机主起落架可折撑杆挠度测量的测量器；所述测量器包括第一螺纹接头[01]、活动手柄[02]、压盖[03]、沉头螺钉[04]、测量主体[05]、测量接头[06]、测量柱[07]、钢丝绳[08]、标牌、第二螺纹接头[09]；其中，所述第一螺纹接头[01]通过压盖[03]及沉头螺钉[04]安装在测量主体[05]上，两个活动手柄[02]分别安装在第一螺纹接头[01]和第二螺纹接头[09]端头的孔中，第二螺纹接头[09]通过测量主体[05]上的开口和飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联。标牌[]通过半圆头铝铆钉[11]铆接在主体[05]的管径外表面上。
所述测量主体[05]包括固定耳座[05-01]、测量主管[05-02]、测量耳座[05-03]、固定叉耳[05-04]以及两个基准块[05-05]；所述的固定耳座[05-01]焊接在测量主管[05-02]的左端上部，固定叉耳[05-04]焊接在测量主管[05-02]的右端上部，测量耳座[05-03]焊接在测量主管[05-02]中部偏右位置处，两个基准块[05-05]分别焊接在测量主管[05-02]两端下部。用于保证测量主体上安装孔及安装面的精度。
所述沉头螺钉[04]通过压盖[03]把调整到位的第一螺纹接头[01]固定在测量主体[05]上。
所述第二螺纹接头[09]通过测量主体[05]上的开口能够与飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联，方便其与飞机主起落架可折撑杆固联。
所述测量接头[06]能够安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上，测量柱[07]能够安装到所述测量耳座[05-03]的通孔中。
2.根据权利要求1所述的飞机主起落架可折撑杆挠度测量器，其特征在于：所述测量主体[05]为45#钢焊接件。
3.根据权利要求1所述的飞机主起落架可折撑杆挠度测量器，其特征在于：所述标牌用半圆头铝铆钉[11]铆接在测量主管[05-02]的管径外表面上。
4.根据权利要求1所述的飞机主起落架可折撑杆挠度测量器，其特征在于：在非测量状态下，所述测量柱[07]和第二螺纹接头[09]分别用钢丝绳[08]拴结在测量主管[05-02]上。
5.一种测量飞机主起落架可折撑杆挠度值的方法，使用如权利要求1-4之一所述的一种飞机主起落架可折撑杆挠度测量器，其特征在于包括如下步骤：
步骤1：将可折撑杆挠度测量器的测量接头[06]安装在飞机主起落架可折撑杆三角斜支柱的螺柱上；
步骤2：将主起落架可折撑杆挠度测量器的第一螺纹接头[01]和第二螺纹接头[09]的端面分别与飞机主起落架可折撑杆上万向接头及锁摇臂的结合面贴合；
步骤3：将第一螺纹接头[01]与飞机起落架可折撑杆的上万向接头的螺柱进行连接，将第二螺纹接头[09]在测量主体[05]上固定叉耳[05-04]的开口处与飞机主起落架可折撑杆锁摇臂上的螺柱固联；
步骤4：在测量耳座[05-03]的通孔中***测量柱[07]到位，测量测量接头[06]与测量柱[07]之间的外扩尺寸，外扩尺寸单位为毫米；
步骤5：通过挠度计算公式和所述的外廓尺寸获得可折撑杆的挠度值，所述的挠度计算公式为：挠度值＝外扩尺寸-50mm。
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