CN202201169U - 飞机尾撬装置 - Google Patents

飞机尾撬装置 Download PDF

Info

Publication number
CN202201169U
CN202201169U CN2011202270492U CN201120227049U CN202201169U CN 202201169 U CN202201169 U CN 202201169U CN 2011202270492 U CN2011202270492 U CN 2011202270492U CN 201120227049 U CN201120227049 U CN 201120227049U CN 202201169 U CN202201169 U CN 202201169U
Authority
CN
China
Prior art keywords
earth
aircraft
contacts
ground
skid
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.)
Expired - Lifetime
Application number
CN2011202270492U
Other languages
English (en)
Inventor
梅鹤生
孟庆功
钱敏
郑华
于雷
郝新超
李希岩
徐轶辰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd
Original Assignee
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority to CN2011202270492U priority Critical patent/CN202201169U/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN202201169U publication Critical patent/CN202201169U/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Tires In General (AREA)

Abstract

本实用新型提供一种飞机尾撬装置，包括：支座，其固定在飞机底部的外侧；立柱，其安装在飞机内部；摇臂，其枢轴连接于支座，并具有触地端；以及缓冲元件，其一端穿过飞机底部枢轴连接于立柱，另一端枢轴连接于摇臂的触地端，其中：触地端的末端设有预警告装置，预警告装置包括弹簧片和固定在弹簧片末端的触地信号开关，弹簧片从末端向下倾斜延伸，触地信号开关用于在所述弹簧片触地时产生警告信号；触地端的底侧上设有再警告装置，再警告装置包括摩擦块和固定在摩擦块上的擦地信号开关，擦地信号开关用于在摩擦块擦地时产生警告信号。

Description

飞机尾撬装置
技术领域
本实用新型涉及飞机结构设计，更具体地，涉及一种飞机尾撬装置。
背景技术
飞机在起飞时前轮抬得过高或最小速度离地或大攻角着落时，飞机尾部均有可能擦地而损坏飞机，甚至会发生更严重的事故。为了避免这样的事故，需要在飞机后部的适当部位加装擦地保护装置，即尾撬装置。
尾撬装置的主要用途是用于最小离地速度试验，此时飞机将采用大迎角起飞，飞机尾部极有可能擦地，因此需要设计尾撬来保护机身。尾撬装置必须具备防机尾擦地、吸收高能量、防坠撞、耐摩擦、防火等功能。尾撬装置的形式多种多样，主要包括缓冲元件，擦地元件，连接机构元件等部分。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种飞机尾撬装置，其设置有预警告装置来警告飞行员飞机的角度状态。
为了达到上述目的，本实用新型的飞机尾撬装置包括：
支座，其固定在飞机底部的外侧；
立柱，其安装在飞机内部；
摇臂，其枢轴连接于所述支座，并具有触地端；以及
缓冲元件，其一端穿过飞机底部枢轴连接于所述立柱，另一端枢轴连接于所述摇臂的触地端，其中：
所述触地端的末端设有预警告装置，所述预警告装置包括弹簧片和固定在所述弹簧片末端的触地信号开关，所述弹簧片从所述触地端的末端向下倾斜延伸，所述触地信号开关用于在所述弹簧片触地时产生警告信号；
所述触地端的底侧上设有再警告装置，所述再警告装置包括摩擦块和固定在所述摩擦块上的擦地信号开关，所述擦地信号开关用于在所述摩擦块擦地时产生警告信号。
优选地，所述触地信号开关和所述擦地信号开关这样设置，使得飞机从所述弹簧片触地到所述摩擦块擦地向上抬头1°。
优选地，所述飞机尾撬装置包括限位套筒，所述限位套筒安装在所述缓冲器内，并枢轴连接于所述立柱，用于防止飞机抬头过猛而损坏飞机。
优选地，所述摩擦块由高温合金钢制成。
优选地，所述缓冲元件为油针式的油气缓冲器。
本实用新型的有益效果：
本实用新型的飞机尾撬装置简单实用，针对试飞的具体要求，设置了预警告装置。预警告装置上安装有触地开关，触地后给驾驶舱一预警告信号，警告飞行员飞机的角度状态，同时弹簧片的刚度不会影响尾撬触地提供尾撬触地信号。
之所以要进行预警告，一方面可以给飞行员足够的时间反应，另一方面可以加大触地角度，使得最小离地速度测试尽可能准确。
附图说明
图1是本实用新型的飞机尾撬装置的优选实施例的侧视图；
图2是本实用新型的飞机尾撬装置的优选实施例的透视图。
附图标记说明
100飞机尾撬装置
10支座
20立柱
30摇臂
31触地端
311末端
40预警告装置
41弹簧片
42触地开关
50再警告装置
51摩擦块
52触地开关
60缓冲器
70限位套筒
具体实施方式
下面结合附图详细描述根据本实用新型的飞机尾撬装置的优选实施例。
如图1和图2所示，本实用新型的飞机尾撬装置100包括支座10、立柱20、摇臂30、预警告装置40、再警告装置50、缓冲器60。
支座10固定在飞机底部的外侧上，立柱20安装在飞机内部。优选地，将尾撬安装区域内的蒙皮、长桁和二个加强框连接在一起，组成主承力结构，支座10和立柱20可固定在该主承力结构上。
摇臂30枢轴连接于支座10，并具有触地端31。触地端31的末端311上设有预警告装置40，该预警告装置40包括弹簧片41和固定在弹簧片末端的触地开关42，弹簧片41从端面311向下倾斜延伸，其末端位置保证触地开关在飞机抬头角度为13度时接地。弹簧片刚度调配适当，能使触地开关刚接地即接通开关，给驾驶员接地信号，同时又不至于刚度过大而损坏。
触地端31的底侧上设有再警告装置50，该再警告装置50包括摩擦块51和固定在摩擦块51上的触地开关52。优选地，摩擦块51的材料为高温合金钢，其具有耐摩性和阻燃性，这样在飞机尾撬擦地时摩擦块与地面摩擦，承受载荷，且不会使跑道损坏。触地开关42、52可以是BK2-1微动开关，通过导线与驾驶舱内的声、光装置相连，在接地时该触地开关闭合，从而连通电路，激发声、光装置。
缓冲器60的一端穿过飞机底部枢轴连接于立柱20，另一端枢轴连接于触地端31的内侧。该缓冲器60优选是油针式的油气缓冲器，内充液压油及氮气，氮气的初始压力为430Psi。
优选地，触地开关42和触地开关52的位置这样设置，使得从弹簧片触地到摩擦块擦地飞机向上抬头1度。这样，尾撬击地前1°时预告警，当尾撬擦地时再告警，同时缓冲器压缩吸收能量，保证飞机平稳起飞，并能采集有效数据。
优选地，飞机尾撬装置100还设置有保护装置，例如限位套筒70，其安装在缓冲器60内部，并枢轴连接于立柱20，用来防止飞机抬头过猛而损坏飞机。
飞机尾撬在擦地时，需要吸收很大的飞机抬头的能量，因此需要缓冲器，本实用新型的缓冲器采用油针式油气缓冲器。采用缓冲器、摇臂等组件组成能吸收巨大能量的机构。同时根据试飞要求设计了弹簧片式的预警告装置。预警告装置上安装有触地开关，触地后给驾驶舱一预警告信号，警告飞行员飞机的角度状态，同时弹簧片的刚度不会影响尾撬触地提供尾撬触地信号。之所以要进行预告警，一方面可以给飞行员足够的时间反应，同时又可加大触地角度，使得最小离地速度测试尽量准确。
飞机在进行最小离地速度试验时，会以很大的迎角起飞，此时尾部很容易着地，从而造成飞机结构损坏。本实用新型的飞机尾撬装置的作用就是吸收飞机的抬头能量，保证后机身的安全。飞机尾撬装置的预警告触地开关和尾撬的触地开关的几何位置在飞机抬头角度上相差一度，在结构上通过一外伸的弹簧片来实现。当预警告触地开关触地后，弹簧片弹起，紧接着尾撬将着地，尾撬触地开关提供信号。同时，尾撬摇臂绕轴转动，使尾撬缓冲器压缩并吸收抬头能量，实现尾撬功能，保护后机身结构。
本实用新型中所述具体实施案例仅为本实用新型的较佳实施案例而已，并非用来限定本实用新型的实施范围。即凡依本实用新型申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都属于本实用新型的保护范围。

Claims (5)

1.一种飞机尾撬装置，包括：
支座，其固定在飞机底部的外侧；
立柱，其安装在飞机内部；
摇臂，其枢轴连接于所述支座，并具有触地端；以及
缓冲元件，其一端穿过飞机底部枢轴连接于所述立柱，另一端枢轴连接于所述摇臂的触地端，其特征在于：
所述触地端的末端设有预警告装置，所述预警告装置包括弹簧片和固定在所述弹簧片末端的触地信号开关，所述弹簧片从所述触地端的末端向下倾斜延伸，所述触地信号开关用于在所述弹簧片触地时产生警告信号；
所述触地端的底侧上设有再警告装置，所述再警告装置包括摩擦块和固定在所述摩擦块上的擦地信号开关，所述擦地信号开关用于在所述摩擦块擦地时产生警告信号。
2.根据权利要求1所述的飞机尾撬装置，其特征在于，所述触地信号开关和所述擦地信号开关这样设置，使得飞机从所述弹簧片触地到所述摩擦块擦地向上抬头1°。
3.根据权利要求1或2所述的飞机尾撬装置，其特征在于，所述飞机尾撬装置还包括限位套筒，所述限位套筒安装在所述缓冲元件内，并枢轴连接于所述立柱，用于防止飞机抬头过猛而损坏飞机。
4.根据权利要求1所述的飞机尾撬装置，其特征在于，所述摩擦块由高温合金钢制成。
5.根据权利要求1所述的飞机尾撬装置，其特征在于，所述缓冲元件为油针式的油气缓冲器。
CN2011202270492U 2011-06-30 2011-06-30 飞机尾撬装置 Expired - Lifetime CN202201169U (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2011202270492U CN202201169U (zh) 2011-06-30 2011-06-30 飞机尾撬装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2011202270492U CN202201169U (zh) 2011-06-30 2011-06-30 飞机尾撬装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN202201169U true CN202201169U (zh) 2012-04-25

Family

ID=45965304

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2011202270492U Expired - Lifetime CN202201169U (zh) 2011-06-30 2011-06-30 飞机尾撬装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN202201169U (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104044731A (zh) * 2014-06-26 2014-09-17 深圳市哈博森科技有限公司 飞行器着陆装置及飞行器
CN105501453A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种飞机迫降信号传递结构
CN106477027A (zh) * 2015-08-24 2017-03-08 波音公司 三位置飞行器尾橇机构和致动方法
CN108725758A (zh) * 2017-04-21 2018-11-02 波音公司 尾橇减震器和指示器
CN109533362A (zh) * 2018-12-07 2019-03-29 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机试飞中预防擦尾的保护系统
CN111196352A (zh) * 2020-01-17 2020-05-26 中国商用飞机有限责任公司 缓冲器和包括该缓冲器的尾橇

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104044731A (zh) * 2014-06-26 2014-09-17 深圳市哈博森科技有限公司 飞行器着陆装置及飞行器
CN106477027A (zh) * 2015-08-24 2017-03-08 波音公司 三位置飞行器尾橇机构和致动方法
CN105501453A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种飞机迫降信号传递结构
CN108725758A (zh) * 2017-04-21 2018-11-02 波音公司 尾橇减震器和指示器
CN108725758B (zh) * 2017-04-21 2023-11-07 波音公司 尾橇减震器和指示器
CN109533362A (zh) * 2018-12-07 2019-03-29 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机试飞中预防擦尾的保护系统
CN111196352A (zh) * 2020-01-17 2020-05-26 中国商用飞机有限责任公司 缓冲器和包括该缓冲器的尾橇
CN111196352B (zh) * 2020-01-17 2021-07-23 中国商用飞机有限责任公司 缓冲器和包括该缓冲器的尾橇

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN202201169U (zh) 飞机尾撬装置
CN101808902B (zh) 载荷指示器
CN203299402U (zh) 一种用于机场跑道的异物检测系统
WO2009047367A3 (en) Load detection in an aircraft landing gear
CN102030102A (zh) 一种抗鸟撞飞机平尾前缘
EP2977737A3 (en) Blunt impact indicator methods
CN203111514U (zh) 弹射座椅弹射信号采集装置
CN204214583U (zh) 飞机滑行刹车试验中刹车力矩测量装置
CN108238119A (zh) 客车货车防倾翻自动平衡装置
CN207466962U (zh) 一种旋翼无人机减震起落架
CN104803151B (zh) 动道岔
CN202098995U (zh) 起重机上的固定副臂防后倾装置及包括该装置的起重机
CN201971150U (zh) 一种有前缘加固件的飞机平尾
CN107128500A (zh) 一种飞机防擦尾装置
CN203239010U (zh) 一种机械式停车设备载车板
CN103818699B (zh) 具有减速功能的断带保护装置
CN203032936U (zh) 直升客机
CN204439318U (zh) 一种座椅动态试验夹具
CN210338287U (zh) 一种无人机防撞臂
CN104074108B (zh) 弹道高铁
US6538219B2 (en) Arrangement for detecting impermissibly high forces acting on the supporting structure of a vehicle
CN104773288A (zh) 一种滑橇式起落架轮载信号装置
CN109533362A (zh) 一种飞机试飞中预防擦尾的保护系统
CN204728790U (zh) 立体车库用钢丝绳检测装置
US2994496A (en) Shock-absorber assembly for airplane arresting hooks

Legal Events

Date Code Title Description
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CX01 Expiry of patent term
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20120425