CN112390137A - 一种飞机起竖装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机起竖装置，包括前起竖连接装置、后起竖连接装置、起竖吊挂框架、对应起竖吊挂框架的前后两端设置的两组悬挂位姿调节装置及两组起吊装置，所述起竖吊挂框架的前端相对两侧面上对称设置有前起竖连接装置，所述起竖吊挂框架的后端相对两侧面上对称设置有后起竖连接装置；所述起竖吊挂框架前端的底部两侧通过前端的悬挂位姿调节装置与前端的起吊装置活动连接，所述起竖吊挂框架后端的顶部两侧通过后端的悬挂位姿调节装置与后端的起吊装置活动连接；本发明具有起竖装置使用方便、操作简单，能够大大提升起竖作业的效率，同时能够适用于各种场地使用，对场地要求低的有益效果。

Description

一种飞机起竖装置

技术领域

本发明属于飞机调姿装置的技术领域，具体涉及一种飞机起竖装置。

背景技术

随着航空航天技术的快速发展以及对太空资源竞争的日益激烈，新型飞机应运而生并且得到了迅速的发展和应用。新型飞机既能航空又能航天，具有极其重要的使用价值和战略意义。在新型飞机的姿态调整、维修检测、焊接装配、无伤探测以及实验研究等工况中均需要对飞机进行起竖。将飞机从水平状态转换到倾斜状态或者垂直状态的过程称为起竖。起竖方法的简单、快捷、有效性直接影响了新型飞机的研制进度以及飞机的质量，因此寻找快捷的起竖方法十分必要，而且迫在眉睫。

传统的起竖方法主要应用于火箭、导弹的发射，其起竖方法一般采用一个起竖装置将火箭、导弹进行水平、竖直的姿态切换，其起竖装置普遍采用多级液压缸驱动。整个液压驱动构架对被起竖产品进行固定，该起竖方法的起竖装置重、结构复杂、成本高，同时起竖装置的制造周期较长；并且对起竖的现场场地要求较高。

针对传统采用液压起竖装置存在的上述缺陷，本发明公开了一种飞机起竖装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机起竖装置，实现对飞机部件进行灵活便捷起竖，操作方便，起竖效率高、结构简单，对场地要求低。

本发明通过下述技术方案实现：

一种飞机起竖装置，包括前起竖连接装置、后起竖连接装置、起竖吊挂框架、对应起竖吊挂框架的前后两端设置的两组悬挂位姿调节装置及两组起吊装置，所述起竖吊挂框架的前端相对两侧面上对称设置有前起竖连接装置，所述起竖吊挂框架的后端相对两侧面上对称设置有后起竖连接装置；所述起竖吊挂框架前端的底部两侧通过前端的悬挂位姿调节装置与前端的起吊装置活动连接，所述起竖吊挂框架后端的顶部两侧通过后端的悬挂位姿调节装置与后端的起吊装置活动连接。

飞机部件放置在起竖吊挂框架内侧，且起竖吊挂框架前端内部相对两侧壁上的前起竖连接装置用于与飞机部件的前端两侧连接，起竖吊挂框架后端内部相对两侧壁上的后起竖连接装置用于与飞机部件的后端两侧连接。起竖吊挂框架前端底部两侧通过前端的悬挂位姿调节装置与前端的起吊装置的吊点连接，起竖吊挂框架前端顶部两侧通过后端的悬挂位姿调节装置与后端的起吊装置的吊点连接，且起竖吊挂框架前端底部两侧和前端的悬挂位姿调节装置之间的连接点与起竖吊挂框架后端顶部两侧和后端的悬挂位姿调节装置之间的连接点存在高差。正常状态下，前端的起吊装置的吊点与后端的起吊装置的吊点齐平，此时起竖吊挂框架处于水平状态；进行飞机部件起竖时，前端的起吊装置的吊点下降，后端的起吊装置的吊点上升，且前端的起吊装置与后端的起吊装置逐渐靠近，此时起竖吊挂框架由水平状态向竖直状态倾斜转换，直到起竖吊挂框架逐渐转动至竖直状态完成起竖。

逆向进行上述过程，即可将起竖吊挂框架从竖直状态回复至水平状态，同时配合悬挂位姿调节装置自身的长度伸缩，进而使得起竖吊挂框架恢复至水平状态。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述前起竖连接装置包括前起竖轴、前关节轴承、安装在起竖吊挂框架前端底部两侧的前支撑框架，所述前支撑框架上同心转动安装有前起竖轴，所述前起竖轴的一端转动套装有前关节轴承。

前起竖轴通过前支撑框架转动安装在起竖吊挂框架前端的侧壁上，前起竖轴的一端为连接端并转动设置有前关节轴承，前起竖轴的连接端通过前关节轴承与飞机部件的前端侧面的连接孔或连接衬套转动连接，实现对飞机部件的前端的定位固定。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述前支撑框架上贯穿安装有带有内孔的前法兰连接盘，所述前法兰连接盘的内孔中同轴安装有前起竖轴套筒，所述前起竖轴套筒中同轴转动安装有前起竖轴。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述后起竖连接装置包括后起竖轴、后关节轴承、安装在起竖吊挂框架后端顶部两侧的后支撑框架，所述后支撑框架上偏心转动安装有后起竖轴，所述后起竖轴的一端转动套装有后关节轴承。

后起竖轴通过后支撑框架偏心转动安装在起竖吊挂框架后端的侧壁上，后起竖轴的一端为连接端并转动设置有后关节轴承，后起竖轴的连接端通过后关节轴承与飞机部件的后端侧面的连接孔或连接衬套转动连接，实现对飞机部件的后端的定位固定。上述偏心转动是指后起竖轴的安装位置可进行偏心调节，一旦后起竖轴位置调节固定后，后起竖轴的轴线即固定，后起竖轴即沿着轴线进行转动，并不是指后起竖轴转动时进行偏心转动。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述后支撑框架上通过后压盘固定安装有后起竖套筒，所述后起竖套筒内部安装有第二偏心套，所述第二偏心套内部安装有第一偏心套，所述第一偏心套内部转动安装有后起竖轴。通过相对转动第一偏心套与第二偏心套，进而对后起竖轴的轴线位置进行偏心移动调节。后起竖轴的轴线位置调节完成后，第一偏心套与第二偏心套相对固定，此时后起竖轴的轴线位置固定。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述悬挂位姿调节装置包括起吊横梁，所述起吊横梁的两端均通过两组相对倾斜设置的调平吊绳组件与起竖吊挂框架的两侧活动连接，所述起吊横梁的中点位置与起吊装置的吊点连接；所述起竖吊挂框架与两组相对倾斜设置的调平吊绳组件构成三角形起吊结构。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述调平吊绳组件包括调节螺套、上拉杆、下拉杆、带销卸扣、吊钩，所述调节螺套的顶部和底部分别螺纹安装有上拉杆与下拉杆，所述上拉杆的顶端通过带销卸扣及吊绳与起吊横梁的端部连接，所述下拉杆的底端通过带销卸扣及吊钩与起竖吊挂框架连接。通过转动调节螺套，进而实现上拉杆与调节螺套、下拉杆与调节螺套之间进行相对的线性移动，进而调节上拉杆与下拉杆之间的间距，实现对调平吊绳组件的起吊长度的调节。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述调节螺套的顶部设置有正内螺纹，所述上拉杆的底端设置有与正内螺纹匹配连接的正外螺纹；所述调节螺套的底部设置有反内螺纹，所述下拉杆的顶端设置有与反内螺纹匹配连接的反外螺纹。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述起吊装置与悬挂位姿调节装置之间的吊绳上设置有吊秤，通过吊秤可以实时监测起吊装置与悬挂位姿调节装置之间的吊绳在起竖过程中的拉力，在拉力异常时应及时停止起竖作业。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述起竖吊挂框架的前端底部两侧及后端顶部两侧均设置有与悬挂位姿调节装置连接的旋转吊环。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明通过对在起竖吊挂框架的前端两侧设置前起竖连接装置对飞机部件的前端进行定位，通过在起竖吊挂框架的后端两侧设置后起竖连接装置对飞机部件的后端进行定位，进而实现飞机部件在起竖吊挂框架内部的稳定定位，有效保证飞机部件在起竖过程中的平稳性，保证起竖过程的安全；

（2）本发明通过对应起竖吊挂框架的前后两端分别设置悬挂位姿调节装置以及起吊装置，通过控制前端的起吊装置下降，后端的起吊装置上升，进而便捷带动起竖吊挂框架从水平状态转动至竖直状态完成起竖作业，大大调了起竖作业的效率；起吊装置采用现有的吊车即可实施，操作简单、成本低廉，且对场地要求低。

（3）本发明通过悬挂位姿调节装置自身的伸缩，进而灵活调节起竖过程中悬挂位姿调节装置的吊装长度，进而灵活调节起竖吊挂框架的姿态，使得起竖吊挂框架在起竖过程中平稳移动，有效保证飞机部件起竖作业的安全性。

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为起吊横梁的结构示意图；

图3为调平吊绳组件的结构示意图；

图4为前起竖连接装置的结构示意图；

图5为后起竖连接装置的结构示意图；

图6为起竖吊挂框架的结构示意图；

图7为起竖吊挂框架呈竖直状态的示意图；

图8为起竖吊挂框架呈倾斜状态的示意图；

图9为起竖吊挂框架呈水平状态的示意图；

图10为悬挂位姿调节装置的结构示意图；

图11为悬挂位姿调节装置与起竖吊挂框架的而连接示意图。

其中：1-前起竖连接装置；2-后起竖连接装置；3-起竖吊挂框架；4-悬挂位姿调节装置；5-起吊装置；11-前起竖轴；12-前关节轴承；13-前支撑框架；14-前法兰连接盘；15-前起竖轴套筒；21-后起竖轴；22-后关节轴承；23-后支撑框架；24-后压盘；25-后起竖套筒；26-第二偏心套；27-第一偏心套；41-调平吊绳组件；42-起吊横梁；411-调节螺套；412-上拉杆；413-下拉杆；414-带销卸扣；415-吊钩。

具体实施方式

实施例1：

本实施例的一种飞机起竖装置，如图1所示，包括前起竖连接装置1、后起竖连接装置2、起竖吊挂框架3、对应起竖吊挂框架3的前后两端设置的两组悬挂位姿调节装置4及两组起吊装置5，所述起竖吊挂框架3的前端相对两侧面上对称设置有前起竖连接装置1，所述起竖吊挂框架3的后端相对两侧面上对称设置有后起竖连接装置2；所述起竖吊挂框架3前端的底部两侧通过前端的悬挂位姿调节装置4与前端的起吊装置5活动连接，所述起竖吊挂框架3后端的顶部两侧通过后端的悬挂位姿调节装置4与后端的起吊装置5活动连接。

起竖吊挂框架3为中空的框架结构，其内部用于放置飞机部件。起竖吊挂框架3的前端内部相对两侧壁上分别设置有前起竖连接装置1，前起竖连接装置1的连接端延伸至起竖吊挂框架3内部并与飞机部件前端两侧上的连接孔、连接衬套等连接结构转动连接，用于对飞机部件的前端进行定位；起竖吊挂框架3的后端内部相对两侧壁上分别设置有后起竖连接装置2，后起竖连接装置2的连接端延伸至起竖吊挂框架3内部并与飞机部件后端两侧上的连接孔、连接衬套等连接结构转动连接，用于对飞机部件的后端进行定位。

对应起竖吊挂框架3的前端设置有前端的悬挂位姿调节装置4，悬挂位姿调节装置4包括对应起竖吊挂框架3前端底部两侧设置的两个悬挂端，两个悬挂端分别与起竖吊挂框架3前端底部的两侧的旋转吊环连接。对应起竖吊挂框架3的后端设置有后端的悬挂位姿调节装置4，悬挂位姿调节装置4包括对应起竖吊挂框架3后端顶部两侧设置的两个悬挂端，两个悬挂端分别与起竖吊挂框架3后端顶部的两侧的旋转吊环连接。

同时，对应起竖吊挂框架3的前端设置有前端的起吊装置5，前端的起吊装置5的起吊端通过吊环与前端的悬挂位姿调节装置4的顶部连接；对应起竖吊挂框架3的后端设置有后端的起吊装置5，后端的起吊装置5的起吊端通过吊环与后端的悬挂位姿调节装置4的顶部连接。前端的起吊装置5与后端的起吊装置5可进行相对独立的升降起吊，同时前端的起吊装置5与后端的起吊装置5之间可相互靠近或远离。

如图7-图9所示，当前端的起吊装置5的吊点与后端的起吊装置5的吊点齐平时，此时起竖吊挂框架3处于水平状态，即放置在起竖吊挂框架3内部的飞机部件呈水平状态；进行起竖作业时，前端的起吊装置5的吊点下降，后端的起吊装置5的吊点上升，进而带动起竖吊挂框架3的前端下降后端上升，此时起竖吊挂框架3即从水平状态逐渐转动至竖直状态，实现飞机部件的便捷起竖。同时配合悬挂位姿调节装置4自身的伸缩以调节起吊长度，进而对起竖吊挂框架3的姿态进行微调，保证飞机部件顺利进行起竖。相比于传统通过大型液压设备进行飞机部件的起竖，通过前后设置的起吊装置5与悬挂位姿调节装置4的配合，仅需要独立控制前后两端的起吊装置5的吊点的升降，即可带动起竖吊挂框架3在水平状态与竖直状态之间便捷转换，大大提高了飞机部件起竖的工作效率。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，如图4所示，所述前起竖连接装置1包括前起竖轴11、前关节轴承12、安装在起竖吊挂框架3前端底部两侧的前支撑框架13，所述前支撑框架13上同心转动安装有前起竖轴11，所述前起竖轴11的一端转动套装有前关节轴承12。

所述前支撑框架13上贯穿安装有带有内孔的前法兰连接盘14，所述前法兰连接盘14的内孔中同轴安装有前起竖轴套筒15，前起竖轴套筒15中同轴转动安装有前起竖轴11。

前支撑框架13由钢板焊接而成并通过螺栓安装在起竖吊挂框架3的前端侧壁上，且前支撑框架13的安装面与起竖吊挂框架3的安装面之间留有一定间隙用于加装调整垫片以保证前起竖轴的轴线与飞机安装孔的轴线重合。

所述前关节轴承12转动套装于前起竖轴11的端部，前关节轴承12内径与前起竖轴11的端部外径采用压配合，前关节轴承12的外径与飞机前端侧面的起竖孔的孔径配合，并留有一定的间隙，保证前关节轴承12能顺利进入起竖孔，前起竖轴11的端部通过螺栓安装有轴承端盖，轴承端盖的内径大于前起竖轴11的端部外径，轴承端盖的外径小于前关节轴承12的外径，通过轴承端盖防止前关节轴承12沿着前起竖轴11的轴线方向滑出。

所述前起竖轴11采用等强度设计，前起竖轴11上设置有台阶，防止前关节轴承12沿着轴线方向运动，从而对前关节轴承12进行轴向方向的限位；所述前起竖轴11的外径与前起竖轴套筒15采用转动配合，保证前起竖轴11能够在前起竖轴套筒15内转动，所述前起竖轴11的轴段上设置有两个凹槽，一个凹槽用于安装手柄，另一个凹槽用于安装定位销，通过定位销防止前起竖轴11沿着轴线方向运动，保证前起竖轴11在起竖过程中与飞机部件形成一个整体。

进一步的，前起竖轴11的轴段上设置有轴向限位装置，用于对前起竖轴11的轴向运动进行限位。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例1或2的基础上做进一步优化，如图5所示，所述后起竖连接装置2包括后起竖轴21、后关节轴承22、安装在起竖吊挂框架3后端顶部两侧的后支撑框架23，所述后支撑框架23上偏心转动安装有后起竖轴21，所述后起竖轴21的一端转动套装有后关节轴承22。

所述后支撑框架23上通过后压盘24固定安装有后起竖套筒25，所述后起竖套筒25内部安装有第二偏心套26，所述第二偏心套26内部安装有第一偏心套27，所述第一偏心套27内部转动安装有后起竖轴21。

所述后支撑框架23由钢板焊接而成，并通过螺栓安装在起竖吊挂框架3后端侧壁上，在后支撑框架23的安装面与起竖吊挂框架3的安装面之间留有一定的间隙，用于加装调整垫片以保证前起竖轴的轴线与飞机安装孔的轴线重合。

所述后关节轴承22转动安装于后起竖轴21的端部，后关节轴承22的内径与后起竖轴21的外径采用压配合，后关节轴承22的外径与飞机起竖孔配合，并留有一定的间隙，保证后关节轴承22能顺利安装到起竖孔内部；后起竖轴21的端部同过螺栓安装有轴承端盖，轴承端盖的内径大于后起竖轴21的端部外径，轴承端盖的外径小于后关节轴承22的外径，轴承端盖的作用是防止后关节轴承22沿着轴线方向滑出。

所述后起竖轴21采用等强度设计，后起竖轴21上设置有台阶，防止后关节轴承22沿着轴线方向运动，从而对后关节轴承22进行轴向方向的限位；所述后起竖轴21的外径与第一偏心套27采用转动配合，保证后起竖轴21能够在第一偏心套27内部顺利转动，所述后起竖轴21上设置有两个凹槽，一个用于安装手柄，通过手柄即可便捷转动后起竖轴21；另一个凹槽用于安装定位销，所述定位销的作用是防止后起竖轴21沿着轴线方向运动，使后起竖轴21在起竖过程中与飞机形成一个整体；所述后起竖套筒25焊接于后支撑框架23上，用于增强整个后支撑框架23的刚强度；所述第一偏心套27转动安装于第二偏心套28的内部，通过相对转动第一偏心套27与第二偏心套28，进而调节后起竖轴21的轴线位置以适应飞机部件上孔位偏差。

所述后起竖套筒25上设置有台阶，用于防止第一偏心套27以及第二偏心套28沿着轴线滑动，同时后起竖套筒25的一端套装有用于压紧第二偏心套28的压盘；所述第二偏心套28内壁上设置有与第一偏心套27外壁轴向卡接的凹槽，用于防止第一偏心套27与第二偏心套28发生轴向运动，但是不影响第一偏心套27与第二偏心套28之间的相对转动。

进一步的，所述第一偏心套27与第二偏心套28均沿着飞机部件的STA方向与飞机部件的WL方向设置有两个方向的偏心量，用于沿着飞机部件的STA方向与飞机部件的WL方向进行偏心调节，进而实现对后起竖轴21在飞机部件的STA方向与飞机部件的WL方向进行轴线的偏心调节。

进一步的，后起竖轴21的轴段上设置有轴向限位装置，用于对后起竖轴21的轴向运动进行限位。

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上做进一步优化，如图2、图3、图10、图11所示，所述悬挂位姿调节装置4包括起吊横梁42，所述起吊横梁42的两端均通过两组相对倾斜设置的调平吊绳组件41与起竖吊挂框架3的两侧活动连接，所述起吊横梁42的中点位置与起吊装置5的吊点连接；所述起竖吊挂框架3与两组相对倾斜设置的调平吊绳组件41构成三角形起吊结构，保证起吊过程的稳定。

所述调平吊绳组件41包括调节螺套411、上拉杆412、下拉杆413、带销卸扣414、吊钩415，所述调节螺套411的顶部和底部分别螺纹安装有上拉杆412与下拉杆413，所述上拉杆412的顶端通过带销卸扣414及吊绳与起吊横梁42的端部连接，所述下拉杆413的底端通过带销卸扣414及吊钩415与起竖吊挂框架3连接。

同时在调节螺套411的中部设置有手柄，通过手柄即可便捷转动调节螺套411，进而实现上拉杆412与调节螺套411、下拉杆413与调节螺套411之间进行轴向移动，进而调节上拉杆412与下拉杆413之间的轴向间距，实现对起吊过程中的起吊长度进行微调，以保证起竖作业的稳定性。

进一步的，所述上拉杆412与下拉杆413端头上设置有垫圈与螺钉，其中垫圈的直径比上拉杆412的直径或下拉杆413的直径大3mm，螺钉将垫圈固定在上拉杆412或下拉杆413的端头，防止因手柄旋转过度使上拉杆412或下拉杆413脱离调节螺套411，实现安全防护作用。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例1-4任一项的基础上做进一步优化，所述调节螺套411的顶部设置有正内螺纹，所述上拉杆412的底端设置有与正内螺纹匹配连接的正外螺纹；所述调节螺套411的底部设置有反内螺纹，所述下拉杆413的顶端设置有与反内螺纹匹配连接的反外螺纹。

上拉杆412与调节螺套411发生正向旋转，下拉杆413与调节螺套411发生反向旋转，保证调节螺套411转动时，上拉杆412与下拉杆413之间发生的轴向移动是相反的。

本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例1-5任一项的基础上做进一步优化，所述起吊装置5与悬挂位姿调节装置4之间的吊绳上设置有吊秤，通过吊秤实时监测吊绳拉力，当吊绳拉力超过安全阈值时，应当立刻停止起竖作业并对各个起吊部件进行安全检查，保证起竖作业的安全性。

本实施例的其他部分与上述实施例1-5任一项相同，故不再赘述。

实施例7：

本实施例在上述实施例1-6任一项的基础上做进一步优化，如图6所示，所述起竖吊挂框架3的前端底部两侧及后端顶部两侧均设置有与悬挂位姿调节装置4连接的旋转吊环，旋转吊环的轴向与飞机部件的起竖轴垂直，通过旋转吊环保证起竖过程中起竖吊挂框架3沿着飞机部件的起竖轴旋转。

本实施例的其他部分与上述实施例1-6任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机起竖装置，其特征在于，包括前起竖连接装置（1）、后起竖连接装置（2）、起竖吊挂框架（3）、对应起竖吊挂框架（3）的前后两端设置的两组悬挂位姿调节装置（4）及两组起吊装置（5），所述起竖吊挂框架（3）的前端相对两侧面上对称设置有前起竖连接装置（1），所述起竖吊挂框架（3）的后端相对两侧面上对称设置有后起竖连接装置（2）；所述起竖吊挂框架（3）前端的底部两侧通过前端的悬挂位姿调节装置（4）与前端的起吊装置（5）活动连接，所述起竖吊挂框架（3）后端的顶部两侧通过后端的悬挂位姿调节装置（4）与后端的起吊装置（5）活动连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述前起竖连接装置（1）包括前起竖轴（11）、前关节轴承（12）、安装在起竖吊挂框架（3）前端底部两侧的前支撑框架（13），所述前支撑框架（13）上同心转动安装有前起竖轴（11），所述前起竖轴（11）的一端转动套装有前关节轴承（12）。

3.根据权利2要求所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述前支撑框架（13）上贯穿安装有带有内孔的前法兰连接盘（14），所述前法兰连接盘（14）的内孔中同轴安装有前起竖轴套筒（15），所述前起竖轴套筒（15）中同轴转动安装有前起竖轴（11）。

4.根据权利要求1所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述后起竖连接装置（2）包括后起竖轴（21）、后关节轴承（22）、安装在起竖吊挂框架（3）后端顶部两侧的后支撑框架（23），所述后支撑框架（23）上偏心转动安装有后起竖轴（21），所述后起竖轴（21）的一端转动套装有后关节轴承（22）。

5.根据权利要求4所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述后支撑框架（23）上通过后压盘（24）固定安装有后起竖套筒（25），所述后起竖套筒（25）内部安装有第二偏心套（26），所述第二偏心套（26）内部安装有第一偏心套（27），所述第一偏心套（27）内部转动安装有后起竖轴（21）。

6.根据权利要求1-5任一项所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述悬挂位姿调节装置（4）包括起吊横梁（42），所述起吊横梁（42）的两端均通过两组相对倾斜设置的调平吊绳组件（41）与起竖吊挂框架（3）的两侧活动连接，所述起吊横梁（42）的中点位置与起吊装置（5）的吊点连接；所述起竖吊挂框架（3）与两组相对倾斜设置的调平吊绳组件（41）构成三角形起吊结构。

7.根据权利要求6所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述调平吊绳组件（41）包括调节螺套（411）、上拉杆（412）、下拉杆（413）、带销卸扣（414）、吊钩（415），所述调节螺套（411）的顶部和底部分别螺纹安装有上拉杆（412）与下拉杆（413），所述上拉杆（412）的顶端通过带销卸扣（414）及吊绳与起吊横梁（42）的端部连接，所述下拉杆（413）的底端通过带销卸扣（414）及吊钩（415）与起竖吊挂框架（3）连接。

8.根据权利要求7所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述调节螺套（411）的顶部设置有正内螺纹，所述上拉杆（412）的底端设置有与正内螺纹匹配连接的正外螺纹；所述调节螺套（411）的底部设置有反内螺纹，所述下拉杆（413）的顶端设置有与反内螺纹匹配连接的反外螺纹。

9.根据权利要求1-5任一项所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述起吊装置（5）与悬挂位姿调节装置（4）之间的吊绳上设置有吊秤。

10.根据权利要求1-5任一项所述的一种飞机起竖装置，其特征在于，所述起竖吊挂框架（3）的前端底部两侧及后端顶部两侧均设置有与悬挂位姿调节装置（4）连接的旋转吊环。

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