CN114275170A - 一种框架及框架集成式rat系统 - Google Patents
一种框架及框架集成式rat系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114275170A CN114275170A CN202111662976.1A CN202111662976A CN114275170A CN 114275170 A CN114275170 A CN 114275170A CN 202111662976 A CN202111662976 A CN 202111662976A CN 114275170 A CN114275170 A CN 114275170A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- frame
- pivot
- tail
- bearing rib
- hanging point
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
本发明公开了一种框架及框架集成式RAT系统。包括一对平行设置的框板(20),框板(20)外形整体呈倒三角状,两框板(20)头端的顶角之间经前梁(17)连接,两框板(20)中部靠底的位置之间经下梁(19)连接,两框板(20)尾端的顶角之间经尾梁(18)连接;两框板(20)的底角位置设有同轴的枢轴中心孔(21);所述的尾梁(18)中部设有尾梁挂点接口(15);所述的框架为一体成型结构,框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点(22)。本发明解决了传统框架结构带来的重量重、体积大、制造难和装配难的技术问题。
Description
技术领域
本发明属于航空应急能源技术领域,具体涉及一种框架及框架集成式RAT系统。
背景技术
传统的框架集成式冲压空气涡轮的框架结构(参见图6)由两个大平板框板、1个尾座板、1个前横板、1个上横版组成等多个板状结构组成,板与板之间通过螺钉连接。由于该框架结构承受RAT工作过程的冲击载荷,其强度、刚度要求很高。为弥补板状结构的强度、刚度不足的缺点,传统的框架结构的尺寸和重量被设计得较大,且采用多螺钉连接,可靠性较低。此外,由于框架结构由多个零件组装而成,框架与冲压空气涡轮、收放作动器等其他部件的交联尺寸较多,对框架的平面度、孔的位置度及各板之间的定位精度等公差要求非常高,因此框架的加工难度很大,容易造成零件报废。另外,框架由多个零件组成,RAT系统的总体装配难度较大,需要采用“框架包围冲压空气涡轮式的装配方案”,装配难度较大。
发明内容
本发明的目的是:提供了一种框架及框架集成式RAT系统。本发明解决了传统框架结构带来的重量重、体积大、制造难和装配难的技术问题。
本发明的技术方案是:一种集成式RAT系统所用的框架,包括一对平行设置的框板,框板外形整体呈倒三角状,两框板头端的顶角之间经前梁连接,两框板中部靠底的位置之间经下梁连接,两框板尾端的顶角之间经尾梁连接;两框板的底角位置设有同轴的枢轴中心孔;所述的尾梁中部设有尾梁挂点接口;所述的框架为一体成型结构,框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点。
前述的框架中,所述的下梁沿长度方向设有减重孔Ⅰ。
前述的框架中,所述的框板以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋Ⅰ,以框板中部靠底的位置为放射起点,在框板上设有呈放射状的承力筋Ⅱ,承力筋Ⅰ、Ⅱ相交,且其中一条承力筋Ⅱ将靠近前梁的飞机挂点与放射起点连接。
前述的框架中,所述的枢轴中心孔与框板头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋Ⅲ,其中一条承力筋Ⅲ将枢轴中心孔与框板头端的顶角连接,另一条承力筋Ⅲ由靠近前梁的飞机挂点向框板边缘延伸。
前述的框架中,靠近前梁的飞机挂点与枢轴中心孔间设有承力筋Ⅳ;靠近前梁的飞机挂点位置的框板的顶部和底部间设有承力筋Ⅴ,承力筋Ⅴ与承力筋Ⅰ相交,还与靠近前梁的飞机挂点与放射起点间连接的承力筋Ⅱ相交;各承力筋间挖有减重孔Ⅱ。
前述的框架中,框架的前梁为截面“L”形结构。
前述的框架中,两框板尾端的顶角位置还设有尾座安装工艺孔。
一种框架集成式RAT系统,包括前述的框架,还包括冲压空气涡轮和收放作动器;收放作动器的尾座与尾梁挂点接口连接,收放作动器的前座与冲压空气涡轮的前座挂点接口连接,冲压空气涡轮的旋转中心孔经枢轴组件与枢轴中心孔连接。
前述的框架集成式RAT系统中,所述的枢轴组件包括枢轴,枢轴一端带有法兰限位结构,另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔,另一端穿过枢轴中心孔后与挡圈连接,并由穿过挡圈后与其螺纹孔连接的螺钉完成轴向限位。
本发明的优点是:
1、本系统为一个整体单元,在外场使用维护过程中,便于进行整体更换;
2、本发明对外接口少且接口简单,飞机上的安装、拆卸方便;传统的拆装需耗时2~3h,本发明均需0.5h左右即可完成。
3、本发明中的框架、冲压空气涡轮、收放作动器三个部件之间的接口简单,厂内组装方便;
4、本发明框架采用3D打印制造,便于开展拓扑结构优化,有利于减轻总体重量、提高总体强度、刚度;
5、本发明框架结构为整体式,可采用3D打印制造,相较传统框架结构,零件数量减少,加工难度较低;
6、本发明框架结构为整体式,相较传统框架结构,减少了多个板状零件之间的螺钉连接结构,总体可靠性高。
7、相对传统框架的重量而言,本发明框架能减轻10%~15%;同时本发明的框架结构为一体结构,设计时无需考虑螺栓连接的接头系数对强度的影响,降低设计复杂度,提高可靠性。
附图说明
图1是本发明的外形结构;
图2是冲压空涡轮与框架装配爆炸图;
图3是收放作动器尾座与框架装配爆炸图;
图4是框架外形结构;
图5是框架的A向视图;
图6是传统框架集成式RAT系统。
附图标记:1-框架、2-冲压空气涡轮、3-收放作动器、4-枢轴、5-挡圈Ⅰ、6-螺钉、7-销轴Ⅰ、8-垫圈Ⅰ、9-挡圈Ⅱ、10-前座挂点接口、11-前座、12-销轴Ⅱ、13-垫圈Ⅱ、14-挡圈Ⅲ、15-尾梁挂点接口、16-尾座、17-前梁、18-尾梁、19-下梁、20-框板、21-枢轴中心孔、22-飞机挂点、23-承力筋Ⅰ、24-承力筋Ⅱ、25-承力筋Ⅲ、26-承力筋Ⅳ、27-承力筋Ⅴ、28-减重孔Ⅰ、29-减重孔Ⅱ、30-尾座安装工艺孔,31-旋转中心孔,32-螺纹孔。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明,但并不作为对本发明限制的依据。
实施例1。一种框架集成式RAT系统,构成如图1-5所示,包括一对平行设置的框板20,框板20外形整体呈倒三角状,两框板20头端的顶角之间经前梁17连接,两框板20中部靠底的位置之间经下梁19连接,两框板20尾端的顶角之间经尾梁18连接;两框板20的底角位置设有同轴的枢轴中心孔21;所述的尾梁18中部设有尾梁挂点接口15;所述的框架为一体成型结构,框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点22。一体成型为3D打印制得,方便外场进行整体拆换的同时,相对一体成型的铸件而言,强度更高。
前述的下梁19沿长度方向设有减重孔Ⅰ28。通过合理设计减重孔,在保证结构强度的前提下,能够有效减轻框架重量。
前述的框板20以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋Ⅰ23,以框板20中部靠底的位置为放射起点,在框板20上设有呈放射状的承力筋Ⅱ24,承力筋Ⅰ、Ⅱ相交,且其中一条承力筋Ⅱ24将靠近前梁17的飞机挂点22与放射起点连接。承力筋Ⅰ可以将尾梁上的收放作动器载荷传递到框板的枢轴安装孔上;承力筋Ⅱ可以将下边框与上边框交联,便于载荷传递,提高框板刚度。
前述的枢轴中心孔21与框板20头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋Ⅲ25,其中一条承力筋Ⅲ25将枢轴中心孔21与框板20头端的顶角连接,另一条承力筋Ⅲ25由靠近前梁17的飞机挂点22向框板20边缘延伸。承力筋Ⅲ将枢轴中心孔、框板头端以及飞机挂点交联,便于载荷传递,提高框板刚度。
靠近前梁17的飞机挂点22与枢轴中心孔21间设有承力筋Ⅳ26;靠近前梁17的飞机挂点22位置的框板20的顶部和底部间设有承力筋Ⅴ27,承力筋Ⅴ27与承力筋Ⅰ23相交,还与靠近前梁17的飞机挂点22与放射起点间连接的承力筋Ⅱ24相交;各承力筋间挖有减重孔Ⅱ29。承力筋Ⅳ起到将框板其他重要部位的载荷传递到飞机挂点上的作用。
框架的前梁17为截面“L”形结构。该形状可同时兼顾框板上端、前端的结构连接,增加总体刚度。
两框板20尾端的顶角位置还设有尾座安装工艺孔30。该结构能够方便尾座各连接件的安装,便于螺钉穿入连接。
一种框架集成式RAT系统,包括前述的框架1,还包括冲压空气涡轮2和收放作动器3;收放作动器3的尾座16与尾梁挂点接口15连接,收放作动器3的前座11与冲压空气涡轮2的前座挂点接口10连接,冲压空气涡轮2的旋转中心孔31经枢轴组件与枢轴中心孔21连接。
前述的枢轴组件包括枢轴4,枢轴4一端带有法兰限位结构,另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔32,另一端穿过枢轴中心孔21后与挡圈5连接,并由穿过挡圈5后与其螺纹孔32连接的螺钉6完成轴向限位。采用该种结构,可以方便进行冲压空气涡轮在框架中的集成安装。
法兰外径比框板的枢轴中心孔径大16mm~25mm。枢轴4的轴长度比框架宽度大0.15mm~0.25mm。
框架1的两框板20上的枢轴中心孔21为同心布局,且孔径尺寸相同,该孔与枢轴4的配合间隙约0.02mm~0.04mm,可以保证RAT系统在全温度包线内不会出现变形卡死的情况。
实施例2。一种框架集成式RAT系统,如图1所示,由框架1、冲压空气涡轮2以及收放作动器3组成,其中框架1为3D打印制造的一体式结构。如图2所示,冲压空气涡轮2通过枢轴4、挡圈Ⅰ5以及3个螺钉6安装到框架1上。如图3所示,尾梁18上集成了收放作动器尾座16的尾梁挂点接口15,收放作动器3的尾座16通过销轴Ⅱ12、垫圈Ⅱ13以及挡圈Ⅲ14连接到尾梁挂点接口15上。如图2所示,冲压空气涡轮2上设计有连接收放作动器前座的前座挂点接口10,收放作动器3的前座11通过销轴Ⅰ7、垫圈Ⅰ8以及挡圈Ⅱ9连接到前座挂点接口10上。RAT系统通过框架上的三个飞机挂点22与飞机连接,RAT系统通过框架为一个整体结构,在外场可以进行整体拆换。
枢轴4为空心轴结构,一端带有法兰限位结构,法兰外径比框板的枢轴中心孔径大14mm~18mm。枢轴4的另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔32,挡圈Ⅰ5上设计有3个圆周均布的通孔。安装时,冲压空气涡轮2先与框架1框板上的枢轴中心孔21对齐,将枢轴4从框板一侧穿入,将3个螺钉3通过挡圈Ⅰ5上的通孔拧入枢轴上的螺纹孔32中。枢轴4的轴长度比框架1宽度大0.15mm~0.25mm,以保证枢轴4在挡圈Ⅰ5安装后能够绕框板的枢轴中心孔自由转动。
如图4所示,框架1主要特征为通过前梁17、尾梁18和下梁19共计3个横梁结构将两框板20连接为一个整体,无需采用螺钉连接结构。其中前梁17位于框架1的最前端位置,尾梁18位于框架1的最后端位置,下梁19位于框架1中部靠底位置。前梁17、尾梁18和下梁19在框架1上的布局可以有效增加框架1的整体刚度。
框架1的两框板20上的枢轴中心孔21为同心布局,且孔径尺寸相同,该孔与枢轴4的配合间隙约0.02mm~0.04mm,可以保证RAT系统在全温度包线内不会出现变形卡死的情况。
如图4、图5所示,根据权利要求1所述的3D打印框架集成式RAT系统,其特征在于,框架1的前梁17为截面“L”形。
如图5所示,框板1以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋Ⅰ23,以框板1中部靠底的位置为放射起点,在框板1上设有呈放射状的承力筋Ⅱ24,承力筋Ⅰ、Ⅱ相交,且其中一条承力筋Ⅱ24将靠近前梁2的飞机挂点22与放射起点连接;该结构使框架1的枢轴中心孔与收放作动器尾座中心孔(尾座安装工艺孔30)的连线两侧具有两个连贯的骨架结构;收放作动器展开过程,其尾座16向尾梁18施加瞬时冲击载荷,该载荷可以通过骨架结构传递到框架前端的枢轴安装座。同时,所述的枢轴中心孔21与框板1头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋Ⅲ25,其中一条承力筋Ⅲ25将枢轴中心孔21与框板1头端的顶角连接,另一条承力筋Ⅲ25由靠近前梁2的飞机挂点22向框板1边缘延伸;靠近前梁2的飞机挂点22与枢轴中心孔21间设有承力筋Ⅳ26;靠近前梁2的飞机挂点22位置的框板1的顶部和底部间设有承力筋Ⅴ27,承力筋Ⅴ27与承力筋Ⅰ23相交,还与靠近前梁2的飞机挂点22与放射起点间连接的承力筋Ⅱ24相交;上述结构,分别在靠近前梁2的飞机挂点22处和框板1中部靠底的位置形成三条辐射状连贯的骨架结构;其中承力筋Ⅳ26为与枢轴中心孔连接为主承力结构;该骨架结构(类似于节点式连接结构,其节点为靠近前梁2的飞机挂点22及框板1中部靠底的位置),一方面可以将框架1的框板载荷通过骨架传递到框板挂耳处;另一方面可以将框架1的一侧框板载荷通过下梁19传递到另外一侧框板;增强整个框架的结构强度。
如图4、图5所示,框架1的连接两框板的下梁19位于边框20的中间位置,下梁19为板状结构,其中间部位有“腰子”形的减重孔Ⅰ,既可以提高框架1的结构刚度,又可以起到减重的作用。
Claims (9)
1.一种集成式RAT系统所用的框架,其特征在于,包括一对平行设置的框板(20),框板(20)外形整体呈倒三角状,两框板(20)头端的顶角之间经前梁(17)连接,两框板(20)中部靠底的位置之间经下梁(19)连接,两框板(20)尾端的顶角之间经尾梁(18)连接;两框板(20)的底角位置设有同轴的枢轴中心孔(21);所述的尾梁(18)中部设有尾梁挂点接口(15);所述的框架为一体成型结构,框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点(22)。
2.根据权利要求1所述的框架,其特征在于,所述的下梁(19)沿长度方向设有减重孔Ⅰ(28)。
3.根据权利要求1所述的框架,其特征在于,所述的框板(20)以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋Ⅰ(23),以框板(20)中部靠底的位置为放射起点,在框板(20)上设有呈放射状的承力筋Ⅱ(24),承力筋Ⅰ、Ⅱ相交,且其中一条承力筋Ⅱ(24)将靠近前梁(17)的飞机挂点(22)与放射起点连接。
4.根据权利要求3所述的框架,其特征在于,所述的枢轴中心孔(21)与框板(20)头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋Ⅲ(25),其中一条承力筋Ⅲ(25)将枢轴中心孔(21)与框板(20)头端的顶角连接,另一条承力筋Ⅲ(25)由靠近前梁(17)的飞机挂点(22)向框板(20)边缘延伸。
5.根据权利要求4所述的框架,其特征在于,靠近前梁(17)的飞机挂点(22)与枢轴中心孔(21)间设有承力筋Ⅳ(26);靠近前梁(17)的飞机挂点(22)位置的框板(20)的顶部和底部间设有承力筋Ⅴ(27),承力筋Ⅴ(27)与承力筋Ⅰ(23)相交,还与靠近前梁(17)的飞机挂点(22)与放射起点间连接的承力筋Ⅱ(24)相交;各承力筋间挖有减重孔Ⅱ(29)。
6.根据权利要求1所述的框架,其特征在于,框架的前梁(17)为截面“L”形结构。
7.根据权利要求1所述的框架,其特征在于,两框板(20)尾端的顶角位置还设有尾座安装工艺孔(30)。
8.一种框架集成式RAT系统,其特征在于,包括权利要求1-7任一项所述的框架(1),还包括冲压空气涡轮(2)和收放作动器(3);收放作动器(3)的尾座(16)与尾梁挂点接口(15)连接,收放作动器(3)的前座(11)与冲压空气涡轮(2)的前座挂点接口(10)连接,冲压空气涡轮(2)的旋转中心孔(31)经枢轴组件与枢轴中心孔(21)连接。
9.根据权利要求8所述的框架集成式RAT系统,其特征在于,所述的枢轴组件包括枢轴(4),枢轴(4)一端带有法兰限位结构,另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔(32),另一端穿过枢轴中心孔(21)后与挡圈(5)连接,并由穿过挡圈(5)后与其螺纹孔(32)连接的螺钉(6)完成轴向限位。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202111662976.1A CN114275170A (zh) | 2021-12-30 | 2021-12-30 | 一种框架及框架集成式rat系统 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202111662976.1A CN114275170A (zh) | 2021-12-30 | 2021-12-30 | 一种框架及框架集成式rat系统 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN114275170A true CN114275170A (zh) | 2022-04-05 |
Family
ID=80879155
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202111662976.1A Pending CN114275170A (zh) | 2021-12-30 | 2021-12-30 | 一种框架及框架集成式rat系统 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN114275170A (zh) |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB911121A (en) * | 1959-02-05 | 1962-11-21 | English Electric Co Ltd | Improvements in and relating to aircraft undercarriages |
US20110229342A1 (en) * | 2010-03-22 | 2011-09-22 | David Everett Russ | Stow abort mechanism for a ram air turbine |
CN102795345A (zh) * | 2011-05-25 | 2012-11-28 | 哈米尔顿森德斯特兰德公司 | 冲压空气涡轮机的展开致动器 |
US20120328436A1 (en) * | 2011-06-24 | 2012-12-27 | Soidel William E | Electromechanical actuator driven governor for ram air turbine |
US20130327885A1 (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-12 | Gary SASSCER | Electromechanical actuator lubrication system for ram air turbine |
US20160122034A1 (en) * | 2014-10-31 | 2016-05-05 | Hamilton Sundstrand Corporation | Ice-shedding spinner for ram air turbine |
US20160332744A1 (en) * | 2015-01-16 | 2016-11-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Rat mounting arrangement for a soft aircraft interface |
US20160333742A1 (en) * | 2015-01-16 | 2016-11-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Rat frame for a soft aircraft interface |
CN215285278U (zh) * | 2021-03-26 | 2021-12-24 | 陕西飞机工业有限责任公司 | 冲压空气涡轮装置安装结构 |
-
2021
- 2021-12-30 CN CN202111662976.1A patent/CN114275170A/zh active Pending
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB911121A (en) * | 1959-02-05 | 1962-11-21 | English Electric Co Ltd | Improvements in and relating to aircraft undercarriages |
US20110229342A1 (en) * | 2010-03-22 | 2011-09-22 | David Everett Russ | Stow abort mechanism for a ram air turbine |
CN102795345A (zh) * | 2011-05-25 | 2012-11-28 | 哈米尔顿森德斯特兰德公司 | 冲压空气涡轮机的展开致动器 |
US20120328436A1 (en) * | 2011-06-24 | 2012-12-27 | Soidel William E | Electromechanical actuator driven governor for ram air turbine |
US20130327885A1 (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-12 | Gary SASSCER | Electromechanical actuator lubrication system for ram air turbine |
US20160122034A1 (en) * | 2014-10-31 | 2016-05-05 | Hamilton Sundstrand Corporation | Ice-shedding spinner for ram air turbine |
US20160332744A1 (en) * | 2015-01-16 | 2016-11-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Rat mounting arrangement for a soft aircraft interface |
US20160333742A1 (en) * | 2015-01-16 | 2016-11-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Rat frame for a soft aircraft interface |
CN215285278U (zh) * | 2021-03-26 | 2021-12-24 | 陕西飞机工业有限责任公司 | 冲压空气涡轮装置安装结构 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
造以简化结构减轻重量(参见"3D建模和3D打印技术",: "3D建模和3D打印技术", 西安电子科学技术大学出版社, pages: 10 * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20110139925A1 (en) | Arrangement for the suspension of a jet engine to a supporting structure | |
CN110466801B (zh) | 一种飞行器舱体结构 | |
CN108082449B (zh) | 一种大型飞机舵面悬挂结构 | |
CN212047854U (zh) | 一种具有互换性的翼身对接结构 | |
CN111137341B (zh) | 一种集装卸运一体的无人机机翼托架 | |
CN211001843U (zh) | 一种无人机 | |
CN114275170A (zh) | 一种框架及框架集成式rat系统 | |
US6349901B1 (en) | Landing gear | |
CN105109673A (zh) | 一种大传载多点协调起落架固定连接结构 | |
CN110789708A (zh) | 一种带撑杆的直升机后置水平尾翼结构 | |
CN112357058B (zh) | 无人机的舵机安装结构、无人机及舵机的安装方法 | |
EP3838747B1 (en) | Aircraft subassembly, having main-landing-gear assembly and sponson, housing main-landing-gear assembly | |
CN108945391A (zh) | 一种机臂折叠组件及无人机 | |
CN205837167U (zh) | 一种复合材料整体油箱机翼机身连接装置 | |
CN211336402U (zh) | 一种可快速拆装机翼连接机构 | |
CN207758986U (zh) | 一种具备检修孔的轻型运动飞机机身 | |
CN209336983U (zh) | 一种无人机折叠机翼展开到位锁定结构 | |
CN220764740U (zh) | 带有整流罩的无人机机械臂 | |
CN205221094U (zh) | 一种大展弦比无人固定翼飞行器 | |
CN216070490U (zh) | 一种便于维护的舵面快速拆装结构 | |
CN216887198U (zh) | 用于无人机的舵面悬挂结构、机翼及无人机 | |
CN212501014U (zh) | 串列翼高空长航时飞行器 | |
CN218317337U (zh) | 一种飞机双梁式支座 | |
CN110775273A (zh) | 一种无人机 | |
CN212195856U (zh) | 折叠机臂、机体及多旋翼飞行器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination |