CN110725625A - 一种航空器尾门锁和航空器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空器尾门锁和航空器，涉及航空设备领域，该航空器尾门锁包括锁体和锁座，锁体和锁座中任意一个用于安装在尾门上，另一个用于安装在门框上，锁体内转动设置有部分伸出锁体的锁钩，锁座上设置有锁柱，锁柱用于在锁闭时伸入锁体并与锁钩相扣合并在解锁时脱离锁钩，且锁柱的长度大于锁体的厚度。锁点采用锁钩和锁柱的结构形式，且锁柱的长度大于锁体的厚度，使得尾门和门框的间隙不会影响到锁闭效果，从而使得尾门和门框的间隙要求低，无需对尾门和门框之间的间隙作额外限定。相较于现有技术，本发明提供的航空器尾门锁，无需对尾门和门框的间隙作特别限定，安装要求低，且适应性高。

Description

一种航空器尾门锁和航空器

技术领域

本发明涉及航空设备领域，具体而言，涉及一种航空器尾门锁和航空器。

背景技术

尾门锁用于直升机尾舱门的锁闭机构，用于开启尾舱门或保持尾舱门的锁闭。常用尾舱门锁的锁点结构型式为插销锁。开启时通过钢丝绳等软操纵机构拉动摆臂转动，通过摆臂转动带动锁销向后运动到锁壳内实现解锁，此结构对尾门和门框的间隙要求较高，如间隙过大则锁销伸入量不足影响锁闭安全，如间隙过小则锁体会与尾门干涉发生碰撞。故现有的尾门锁安装要求高，安装不便。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空器尾门锁，其无需对尾门和门框之间的间隙作限定，保证了锁闭安全同时不会发生干涉碰撞现象，安装要求低，安装方便。

本发明的另一目的在于提供一种航空器，其无需对尾门和门框之间的间隙作限定安装要求低，安装方便，提升了航空器的组装效率和组装质量。

本发明的实施例是这样实现的：

第一方面，实施例提供一种航空器尾门锁，包括锁体和锁座，所述锁体和所述锁座中任意一个用于安装在尾门上，另一个用于安装在门框上，所述锁体内转动设置有部分伸出所述锁体的锁钩，所述锁座上设置有锁柱，所述锁柱用于在锁闭时伸入所述锁体并与所述锁钩相扣合并在解锁时脱离所述锁钩，且所述锁柱的长度大于所述锁体的厚度。

在可选的实施方式中，所述锁钩转动设置在在所述锁体上，所述锁体上还转动设置有操纵摆臂，所述操纵摆臂的一端设置有第一限位齿，所述锁钩上设置有第二限位齿，所述第一限位齿选择性地与所述第二限位齿相啮合，用于在锁闭时对所述锁钩进行限位。

在可选的实施方式中，所述锁钩的中部开设有第一轴孔，所述第一轴孔内设置有第一销轴，所述第一销轴与所述锁体连接，所述锁钩通过所述第一销轴转动设置在所述锁体上。

在可选的实施方式中，所述第一销轴上套设有第一扭簧，所述第一扭簧分别与所述锁体和所述锁钩连接，用于向所述锁钩提供沿解锁方向旋转的弹力。

在可选的实施方式中，所述操纵摆臂的中部开设有第二轴孔，所述第二轴孔内设置有第二销轴，所述第二销轴与所述锁体连接并与所述第一销轴平行设置，所述操纵摆臂通过所述第二销轴转动设置在所述锁体上。

在可选的实施方式中，所述第二销轴上套设有第二扭簧，所述第二扭簧分别与所述锁体和所述操纵摆臂连接，用于向所述操纵摆臂提供沿脱离所述锁钩的方向旋转的弹力。

在可选的实施方式中，所述第一轴孔上还过盈配合设置有第一衬套，所述第一衬套转动套设在所述第一销轴上；所述第二轴孔上还过盈配合设置有第二衬套，所述第二衬套转动套设在所述第二销轴上。

在可选的实施方式中，所述锁体上还设置有微动开关，所述微动开关具有一开关弹片，所述锁钩上设置有抵持凸块，所述抵持凸块用于跟随所述锁钩相对所述锁体转动并在锁闭时抵持在所述开关弹片上。

在可选的实施方式中，所述锁体上还设置有限位凸块，所述限位凸块设置在所述抵持凸块的转动路径上，用于在锁闭时抵持在所述抵持凸块上并对所述锁钩进行限位。

第二方面，实施例提供一种航空器，包括尾门、门框和如前述实施方式任一项所述的航空器尾门锁，所述锁体和所述锁座中任意一个安装在所述尾门上，另一个安装在所述门框上。

本发明实施例的有益效果是：

本发明提供的航空器尾门锁，锁点采用锁钩和锁柱的结构形式，且锁柱的长度大于锁体的厚度，使得尾门和门框的间隙不会影响到锁闭效果，从而使得尾门和门框的间隙要求低，无需对尾门和门框之间的间隙作额外限定。相较于现有技术，本发明提供的航空器尾门锁，无需对尾门和门框的间隙作特别限定，安装要求低，且适应性高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明第一实施例提供的航空器尾门锁在第一视角下的整体结构示意图；

图2为本发明第一实施例提供的航空器尾门锁在第二视角下的整体结构示意图；

图3为图1中锁体在解锁状态下的内部结构示意图；

图4为图1中锁体在锁闭状态下的内部结构示意图；

图5为本发明第一实施例提供的航空器尾门锁在第三视角下的整体结构示意图；

图6为图5中A-A的剖视图；

图7为图5中B-B的剖视图。

图标：100-航空器尾门锁；110-锁体；111-前面板；113-后面板；115-安装件；117-微动开关；118-开关弹片；119-限位凸块；130-锁座；131-安装部；133-锁止部；135-安装臂；150-锁钩；151-第二限位齿；153-第一销轴；155-第一扭簧；157-第一衬套；158-锁舌；159-抵持凸块；170-锁柱；190-操纵摆臂；191-第一限位齿；193-第二销轴；195-第二扭簧；197-第二衬套。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“竖直”、“水平”、“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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

正如背景技术中所公开的，现有的尾舱门的锁闭机构，其锁点结构通常采用插销锁，同时尾舱门采用平开的方式开合，这种设置方式对尾门和门框的安装间隙要求较高，安装间隙过大则无法保证锁闭安全，间隙过小则会发生干涉碰撞现象，安装难度高且长时间使用后间隙难以控制，容易导致锁闭效果不佳。本发明提供的航空器尾门锁，其锁点结构采用锁柱和锁钩的形式，同时尾舱门采用推拉的方式开合，这种设置方式对尾门和门框的安装间隙要求较低，在锁柱的长度远大于锁钩的厚度的情况下安装间隙可以做的很大，大大降低了安装难度。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例中的特征可以相互组合。

第一实施例

结合参见图1和图2，本实施例提供一种航空器尾门锁100，其对尾门和门框的安装间隙要求低，安装难度低，同时锁闭效果好，保证了锁闭的安全性。

本实施例提供的航空器尾门锁100，包括锁体110和锁座130，锁体110和锁座130中任意一个用于安装在尾门上，另一个用于安装在门框上，锁体110内转动设置有部分伸出锁体110的锁钩150，锁座130上设置有锁柱170，锁柱170用于在锁闭时伸入锁体110并与锁钩150相扣合并在解锁时脱离锁钩150，且锁柱170的长度大于锁体110的厚度。

在本实施例中，锁体110安装在门框状，锁座130安装在尾门上，且尾门和门框采用推拉撞击的方式开关门。具体地，在关门时，尾门带动锁座130向着锁体110撞击，锁座130上的锁柱170伸入到锁体110中并与锁钩150扣合在一起，在开门时，尾门带动锁座130脱离锁体110，锁座130上的锁柱170与锁钩150脱离。由于锁柱170的长度大于锁体110的厚度，故在安装时只需要将锁座130与锁体110安装对位即可，无需考虑尾门和门框之间的安装间隙，只要能够保证尾门和门框在锁座130和锁体110的安装范围内即可，故本实施例对尾门和门框的安装间隙要求较低，安装难度相较于现有的插销结构大大降低。

在本实施例中，锁柱170的长度指的是锁柱170的延伸方向的长度，锁体110的厚度指的是锁体110安装到位后尾舱内外侧方向上的厚度，即与锁柱170的延伸方向相同方向上的厚度，通过对锁柱170长度的限定，使得锁柱170能够轻松地对准锁体110，并在锁闭时伸入到锁体110中去。

在本实施例中，锁体110上开设有锁闭开槽，锁钩150部分伸入到锁闭开槽中，具体地，锁闭开槽为通槽结构，且呈U型，锁柱170能够沿开口处伸入到锁闭开槽中并与锁钩150相扣合。

在本实施例中，锁座130包括一体的安装部131和锁止部133，锁柱170固定设置在锁止部133上，安装部131用于安装在尾门或门框上，锁止部133能够部分伸入到锁闭开槽中，并将锁柱170送到与锁钩150相扣合的位置。具体地，锁止部133伸出有两个安装臂135，锁柱170的两端分别与两个安装臂135连接，且锁柱170与两个安装臂135围成一锁止框，用于扣合在锁钩150上。

锁钩150转动设置在在锁体110上，锁体110上还转动设置有操纵摆臂190，操纵摆臂190的一端设置有第一限位齿191，锁钩150上设置有第二限位齿151，第一限位齿191选择性地与第二限位齿151相啮合，用于在锁闭时对锁钩150进行限位。

在本实施例中，锁体110包括前面板111、后面板113和安装件115，前面板111盖设并通过螺栓固定在后面板113上，且前面板111与后面板113之间形成锁止空腔，锁钩150、操纵摆臂190均设置在锁止空腔内，安装件115一体设置在后面板113的顶端，用于安装在尾门或门框上。

结合参见图3至图7，操纵摆臂190的中部转动连接在锁体110上，且操纵摆臂190的一端通过第一限位齿191和第二限位齿151的啮合对锁钩150实现限位，另一端伸出锁体110并在端部开设有连接孔，连接孔上栓接有钢绳，在解锁时通过拉动钢绳使得操纵摆臂190转动，从而解除与锁钩150之间的啮合和限位，方便锁柱170从锁钩150中脱出。

在本实施例中，操纵摆臂190呈折弯状，包括头部和尾部，头部设置有第一限位齿191，尾部伸出锁体110外，使得在通过钢绳拉动操纵摆臂190时尾部的可活动范围大，并带动头部能够尽可能地脱离第二限位齿151。

需要说明的是，本实施例中第一限位齿191为单齿结构，第二限位齿151为多齿结构，在锁闭状态时第一限位齿191抵持在第二限位齿151的上部的齿槽上，在解锁状态时第一限位槽抵持在第二限位齿151的下部的齿槽上，且无论是锁闭状态还是解锁状态，通过对锁钩150和操纵摆臂190的结构设置，使得但凡是第一限位齿191抵持在第二限位齿151上时，锁钩150都无法自主地向着解锁旋转方向转动，从而能够在锁闭时第一限位齿191和第二限位齿151实现自锁结构，保证锁闭的安全性。

锁钩150的中部开设有第一轴孔，第一轴孔内设置有第一销轴153，第一销轴153与锁体110连接，锁钩150通过第一销轴153转动设置在锁体110上。

在本实施例中，第一销轴153上套设有第一扭簧155，第一扭簧155分别与锁体110和锁钩150连接，用于向锁钩150提供沿解锁方向旋转的弹力，即第一扭簧155用于使得锁钩150沿图示的逆时针方向转动，在通过钢绳拉动操纵摆臂190后使得操纵摆臂190脱离锁钩150，在第一扭簧155的弹力作用下，锁钩150沿图示的逆时针方向转动，使得锁柱170能够脱离锁钩150。

操纵摆臂190的中部开设有第二轴孔，第二轴孔内设置有第二销轴193，第二销轴193与锁体110连接并与第一销轴153平行设置，操纵摆臂190通过第二销轴193转动设置在锁体110上。

在本实施例中，第二销轴193上套设有第二扭簧195，第二扭簧195分别与锁体110和操纵摆臂190连接，用于向操纵摆臂190提供沿脱离锁钩150的方向旋转的弹力，即第二扭簧195用于使得操纵摆臂190沿图示的顺时针方向转动，锁闭时，在第二扭簧195的弹力作用下，操纵摆臂190的第一限位齿191啮合在上端的第二限位齿151上，实现限位动作，解锁时，通过钢绳拉动操纵摆臂190后使得操纵摆臂190脱离锁钩150，使得锁柱170能够脱离锁钩150，锁柱170脱离锁钩150后，放开钢绳，在第一扭簧155的弹力作用下，操纵摆臂190回复转动，使得第一限位齿191啮合在第二限位齿151上的下端。

在本实施例中，第一轴孔上还过盈配合设置有第一衬套157，第一衬套157转动套设在第一销轴153上。第二轴孔上还过盈配合设置有第二衬套197，第二衬套197转动套设在第二销轴193上。通过设置衬套，使得销轴与锁钩150或操纵摆臂190之间连接更加稳固和可靠。

在本实施例中，锁体110上还设置有微动开关117，微动开关117具有一开关弹片118，锁钩150上设置有抵持凸块159，抵持凸块159用于跟随锁钩150相对锁体110转动并在锁闭时抵持在开关弹片118上。具体地，微动开关117用于传递开关电信号，当锁闭时，抵持凸块159抵持在开关弹片118上并通过开关弹片118使得微动开关117获得开关电信号，并将开关电信号传递至航空器的控制器上，从而使得舱内人员能够获知尾舱门关闭状态。微动开关117的具体结构和实现原理可参见现有的微动开关117，在此不作具体介绍。

在本实施例中，开关弹片118倾斜设置在微动开关117上，且微动开关117上设置有微动按钮，开关弹片118在抵持凸块159的抵持下发生形变并按压微动按钮，从而使得微动开关117生成开关电信号。具体地，在开关弹片118的端部设置有辊轮结构，辊轮结构用于抵持在抵持凸块159上并能够在抵持凸块159的表面滚动，从而能够避免开关弹片118对抵持凸块159造成限位和锁止效果，保证抵持凸块159的顺利转动。

在本实施例中，锁钩150具有一用于止挡锁柱170的锁舌158，锁舌158与抵持凸块159之间形成U形的止挡槽，在锁闭时，锁柱170伸入到止挡槽中，并由锁舌158进行锁止，从而实现尾舱门的锁闭。需要说明的是，锁舌158即锁钩150伸入到锁闭开槽中的部分，且锁舌158在锁闭状态时横跨锁闭开槽，即锁舌158的端部伸入到锁体110内部，从而使得锁舌158与锁闭开槽形成封闭的环状空间，对锁柱170进行限位，在解锁时止挡槽与锁闭开槽共用开口，使得锁柱170能够从开口处脱出，从而脱离锁钩150。

在本实施例中，锁体110上还设置有限位凸块119，限位凸块119设置在抵持凸块159的转动路径上，用于在锁闭时抵持在抵持凸块159上并对锁钩150进行限位。具体地，限位凸块119一体设置在锁体110的上部位置，能够在锁闭状态时对锁钩150进行限位，避免锁钩150过度旋转。

此外，在锁体110的下部位置也设置有限位柱，能够对解锁状态下的锁钩150进行限位，避免在第一扭簧155的作用下锁钩150过度旋转，同时限位柱的设置位置使得锁钩150停留在一适当位置，即松开钢绳后，操纵摆臂190上的第一限位齿191能够恰好抵持在第二限位齿151的下部位置。

综上所述，本实施例提供的航空器尾门锁100，其工作原理如下：在解锁时，通过钢绳等软操作机构作用于操纵摆臂190，带动操纵摆臂190转动使得第一限位齿191脱离第二限位齿151，锁钩150在第一扭簧155的作用下沿图示逆时针方向转动开启，转动到开启位置后放开钢绳，操纵摆臂190在第二扭簧195的作用下沿图示顺时针方向回位重新锁定锁钩150，同时微动开关117失去限位传递的开关电信号；在锁闭时，锁座130向着锁体110运动，锁柱170伸入到锁体110上的锁闭开槽内，撞击锁钩150沿图示顺时针方向转动到锁闭状态，操纵摆臂190上的第一限位齿191与第二限位齿151的上部相啮合并锁定锁钩150，微动开关117生成限位传递的开关电信号。由于锁柱170的长度远大于锁钩150的厚度并大于锁体110的厚度，从而在安装时尾门和门框的间隙不会影响到锁闭效果，从而使得尾门和门框的间隙要求低，无需对尾门和门框之间的间隙作额外限定，安装要求低，适应性高，同时通过操纵摆臂190和锁钩150的结合实现解锁和锁闭，锁止效果好、安全性高。

第二实施例

本实施例提供了一种航空器，包括尾门、门框和航空器尾门锁100，其中航空器尾门锁100的基本结构和原理及产生的技术效果和第一实施例相同，为简要描述，本实施例部分未提及之处，可参考第一实施例中相应内容。

航空器尾门锁100，包括锁体110和锁座130，锁体110和锁座130中任意一个用于安装在尾门上，另一个用于安装在门框上，锁体110内转动设置有部分伸出锁体110的锁钩150，锁座130上设置有锁柱170，锁柱170用于在锁闭时伸入锁体110并与锁钩150相扣合并在解锁时脱离锁钩150，且锁柱170的长度大于锁体110的厚度。

在本实施例中，锁座130安装在尾门上，锁体110安装在门框上，且尾门和门框采用推拉撞击的方式开关门。在锁闭时锁座130在尾门的带动下靠近锁体110，尾门带动锁座130向着锁体110撞击，锁座130上的锁柱170伸入到锁体110中并与锁钩150扣合在一起，在开门时，尾门带动锁座130脱离锁体110，锁座130上的锁柱170与锁钩150脱离。由于锁柱170的长度大于锁体110的厚度，故在安装时只需要将锁座130与锁体110安装对位即可，无需考虑尾门和门框之间的安装间隙，只要能够保证尾门和门框在锁座130和锁体110的安装范围内即可，故本实施例对尾门和门框的安装间隙要求较低，安装难度相较于现有的插销结构大大降低。

在本实施例中，航空器可以是直升机或者喷气式飞机等航空器，在此不作具体限定。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空器尾门锁，包括锁体和锁座，所述锁体和所述锁座中任意一个用于安装在尾门上，另一个用于安装在门框上，所述锁体内转动设置有部分伸出所述锁体的锁钩，所述锁座上设置有锁柱，所述锁柱用于在锁闭时伸入所述锁体并与所述锁钩相扣合并在解锁时脱离所述锁钩，且所述锁柱的长度大于所述锁体的厚度。

2.根据权利要求1所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述锁钩转动设置在在所述锁体上，所述锁体上还转动设置有操纵摆臂，所述操纵摆臂的一端设置有第一限位齿，所述锁钩上设置有第二限位齿，所述第一限位齿选择性地与所述第二限位齿相啮合，用于在锁闭时对所述锁钩进行限位。

3.根据权利要求2所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述锁钩的中部开设有第一轴孔，所述第一轴孔内设置有第一销轴，所述第一销轴与所述锁体连接，所述锁钩通过所述第一销轴转动设置在所述锁体上。

4.根据权利要求3所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述第一销轴上套设有第一扭簧，所述第一扭簧分别与所述锁体和所述锁钩连接，用于向所述锁钩提供沿解锁方向旋转的弹力。

5.根据权利要求3所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述操纵摆臂的中部开设有第二轴孔，所述第二轴孔内设置有第二销轴，所述第二销轴与所述锁体连接并与所述第一销轴平行设置，所述操纵摆臂通过所述第二销轴转动设置在所述锁体上。

6.根据权利要求5所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述第二销轴上套设有第二扭簧，所述第二扭簧分别与所述锁体和所述操纵摆臂连接，用于向所述操纵摆臂提供沿脱离所述锁钩的方向旋转的弹力。

7.根据权利要求5所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述第一轴孔上还过盈配合设置有第一衬套，所述第一衬套转动套设在所述第一销轴上；所述第二轴孔上还过盈配合设置有第二衬套，所述第二衬套转动套设在所述第二销轴上。

8.根据权利要求2所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述锁体上还设置有微动开关，所述微动开关具有一开关弹片，所述锁钩上设置有抵持凸块，所述抵持凸块用于跟随所述锁钩相对所述锁体转动并在锁闭时抵持在所述开关弹片上。

9.根据权利要求8所述的航空器尾门锁，其特征在于，所述锁体上还设置有限位凸块，所述限位凸块设置在所述抵持凸块的转动路径上，用于在锁闭时抵持在所述抵持凸块上并对所述锁钩进行限位。

10.一种航空器，其特征在于，包括尾门、门框和权利要求1-9任一项所述的航空器尾门锁，所述锁体和所述锁座中任意一个安装在所述尾门上，另一个安装在所述门框上。

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