CN209258379U - 飞机机翼伸缩骨架结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机机翼伸缩骨架结构，包括主受力板、主伸缩受力管结构、二块以上的左侧受力板、二块以上的右侧受力板、两根以上的左受力套管、两根以上的右受力套管、两个以上的右伸缩受力管结构、两个以上左伸缩受力管结构及两气缸或电机；左主伸缩受力管及右主伸缩受力管分别套接主基管的左右两端部上并相对移动或定位，主基管的中部固定安装在主受力板上，左主伸缩受力管的每段管与一块左侧受力板固定连接，右主伸缩受力管的每段管与一块右侧受力板固定连接，左侧受力板及右侧受力板对称的分布在主受力板的左右两侧；其优点为：飞机起飞时机翼可以伸展，落地后机翼可以收缩，停放时占用空间较小，且结构紧凑坚固，适合在多种环境下进行飞行。

Description

飞机机翼伸缩骨架结构

技术领域

本实用新型涉及一种飞机机翼伸缩骨架结构。

背景技术

目前,飞机的机翼呈“一”字形，飞机的机翼不能伸缩；停放时占用空间较大。

发明内容

本实用新型的目的是克服现有技术的不足而提供一种飞机机翼伸缩骨架结构，飞机起飞时机翼可以伸展，落地后机翼可以收缩，停放时占用空间较小，且结构紧凑坚固，适合在多种环境下进行飞行。

为了达到上述目的，本实用新型是这样实现的，其是一种飞机机翼伸缩骨架结构，包括：

主受力板、主伸缩受力管结构、二块以上的左侧受力板及二块以上的右侧受力板；所述主伸缩受力管结构包括主基管、左主伸缩受力管及右主伸缩受力管，左主伸缩受力管及右主伸缩受力管分别套接主基管的左右两端部上并可相对移动或定位，所述主基管的中部固定安装在主受力板上，左主伸缩受力管的每段管与一块左侧受力板固定连接，右主伸缩受力管的每段管与一块右侧受力板固定连接，左侧受力板及右侧受力板对称的分布在主受力板的左右两侧；

两根以上的左受力套管及两根以上的右受力套管；所述左受力套管的右端部均固定安装在主受力板上，左侧受力板均可套设在左受力套管上；所述右受力套管的左端部均固定安装在主受力板上，右侧受力板均可套设在右受力套管上；

两个以上的右伸缩受力管结构及两个以上左伸缩受力管结构；所述右伸缩受力管结构包括右基管及右伸缩受力管，所述右伸缩受力管插接右基管的右端内部并可相对移动或定位，所述右基管的右端固定安装在右侧的第一块右侧受力板上，右基管左端部插接在对应的左受力套管内并可相对移动或定位，所述右伸缩受力管每段管的右端与一块右侧受力板固定连接；所述左伸缩受力管结构包括左基管及左伸缩受力管，所述左伸缩受力管插接左基管的左端内部并可相对移动或定位，所述左基管的左端固定安装在左侧的第一块左侧受力板上，左基管右端部插接在对应的右受力套管内并可相对移动或定位，所述左伸缩受力管每段管的左端与一块左侧受力板固定连接；

两气缸或电机；所述气缸或电机分别安装在左主伸缩受力管及右主伸缩受力管上，从而驱动左主伸缩受力管及右主伸缩受力管在主基管内相对移动或定位。

在本技术方案中，还包括二个以上的左导向筒及二个以上的右导向筒；所述左导向筒固定安装在对应左侧受力板上，左导向筒套在对应的左受力套管上；所述右导向筒固定安装在对应右侧受力板上，右导向筒套在对应的右受力套管上。

在本技术方案中，在所述主受力板上开设两个以上的安装孔。

本实用新型与现有技术相比的优点为：飞机起飞时机翼可以伸展，落地后机翼可以收缩，停放时占用空间较小，且结构紧凑坚固，适合在多种环境下进行飞行。

附图说明

图1是本实用新型展开时的立体图；

图2是本实用新型骨架的分解图；

图3是图1骨架的正视图；

图4是图3的B-B剖视图；

图5是图1的局部A放大图；

图6是图4的局部C放大图；

图7是图4的局部D放大图；

图8是图4的局部E放大图；

图9是图4的局部F放大图；

图10是图4的局部G放大图；

图11是图4的局部H放大图；

图12是图4的局部I放大图；

图13是图4的局部J放大图；

图14是图4的局部K放大图；

图15是本实用新型收缩时的立体图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本实用新型，但并不构成对本实用新型的限定。此外，下面所描述的本实用新型各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以互相结合。

在本实用新型描述中,术语“左”、“右”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，仅是为了便于描述本实用新型而不是要求本实用新型必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

如图1至11所示，其是一种飞机机翼伸缩骨架结构，包括三块左侧受力板11、三块右侧受力板12、主受力板2、四个的右伸缩受力管结构3、主伸缩受力管结构4、四个左伸缩受力管结构5、四根左受力套管6及四根右受力套管7；所述主伸缩受力管结构4包括主基管41、左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43，左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43分别套接主基管41的左右两端部上并可相对移动或定位，所述主基管41的中部固定安装在主受力板2上，左主伸缩受力管42的每段管与一块左侧受力板11固定连接，右主伸缩受力管43的每段管与一块右侧受力板12固定连接，左侧受力板11及右侧受力板12对称的分布在主受力板2的左右两侧；所述左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43的段数根据实际使用情况可以为三段、四段或若干段，所述左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43每段的长度、大小及厚度根据实际情况而定；所述左侧受力板11及右侧受力板12根据实际使用情况可以为两块、三块或若干块，左侧受力板11及右侧受力板12的形状一致，大小根据飞机机翼的具体形状而改变；

所述左受力套管6的右端部均固定安装在主受力板2上，左侧受力板11均可套设在左受力套管6上；所述右受力套管7的左端部均固定安装在主受力板2上，右侧受力板12均可套设在右受力套管7上；所述左受力套管6及右受力套管7的长度、大小及厚度根据实际情况而定，左受力套管6的数量与的右伸缩受力管结构3一一对应，右受力套管7的数量与左主伸缩受力管42一一对应；

所述右伸缩受力管结构3包括右基管31及右伸缩受力管32，所述右伸缩受力管32插接右基管31的右端内部并可相对移动或定位，所述右基管31的右端固定安装在右侧的第一块右侧受力板12上，右基管31左端部插接在对应的左受力套管6内并可相对移动或定位，所述右伸缩受力管32每段管的右端与一块右侧受力板12固定连接；所述左伸缩受力管结构5包括左基管51及左伸缩受力管52，所述左伸缩受力管52插接左基管51的左端内部并可相对移动或定位，所述左基管51的左端固定安装在左侧的第一块左侧受力板11上，左基管51右端部插接在对应的右受力套管7内并可相对移动或定位，所述左伸缩受力管52每段管的左端与一块左侧受力板11固定连接；所述右伸缩受力管32及左伸缩受力管52的段数根据实际情况而定，可以为一段、两段或若干段；所述右伸缩受力管32及左伸缩受力管52的的长度、大小及厚度根据实际情况而定。

展开时，主受力板2右侧的每个右侧受力板12分别与对应的一段右伸缩受力管32的右端固定连接，主受力板2左侧的每个左侧受力板11与对应的一段左伸缩受力管52的左端部固定连接；所述每个右侧受力板12与对应的右主伸缩受力管43每段管的左端固定连接，所述每个左侧受力板11与对应的左主伸缩受力管42每段管的右端固定连接；其中，所述右伸缩受力管32相邻两段管相互插接的长度为相邻两管中小管直径的5-9倍，所述左伸缩受力管52相邻两段管相互插接的长度为相邻两管中小管直径的5-9倍，所述右主伸缩受力管43相邻两段管相互插接的长度为相邻两管中小管直径的5-9倍，所述左主伸缩受力管42相邻两段管相互插接的长度为相邻两管中小管直径的5-9倍；

两气缸或电机8；所述气缸或电机8分别安装在左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43上，从而驱动左主伸缩受力管42及右主伸缩受力管43在主基管41内相对移动或定位。

在本实施例中，还包括二个以上的左导向筒91及二个以上的右导向筒92；所述左导向筒91固定安装在对应左侧受力板11上，左导向筒91套在对应的左受力套管6上；所述右导向筒92固定安装在对应右侧受力板12上，右导向筒92套在对应的右受力套管7上；所述左导向筒91的数量与左受力套管6的数量一一对应，所述右导向筒92的数量与右受力套管7的数量一一对应；所述导向筒8保障侧受力隔板2在移动时不会晃动，加大骨架的强度。

在本实施例中，在所述主受力板2上开设两个以上的安装孔21；所述固定件通过安装孔21将主受力板2安装在飞机上。所述安装孔21的数量根据实际情况而定。

以上结合附图对本实用新型的实施方式作出详细说明，但本实用新型不局限于所描述的实施方式。对于本领域的普通技术人员而言，在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、替换及变形仍落入在本实用新型的保护范围内。

Claims (3)

1.一种飞机机翼伸缩骨架结构，其特征在于包括：

主受力板（2）、主伸缩受力管结构（4）、二块以上的左侧受力板（11）及二块以上的右侧受力板（12）；所述主伸缩受力管结构（4）包括主基管（41）、左主伸缩受力管（42）及右主伸缩受力管（43），左主伸缩受力管（42）及右主伸缩受力管（43）分别套接主基管（41）的左右两端部上并可相对移动或定位，所述主基管（41）的中部固定安装在主受力板（2）上，左主伸缩受力管（42）的每段管与一块左侧受力板（11）固定连接，右主伸缩受力管（43）的每段管与一块右侧受力板（12）固定连接，左侧受力板（11）及右侧受力板（12）对称的分布在主受力板（2）的左右两侧；

两根以上的左受力套管（6）及两根以上的右受力套管（7）；所述左受力套管（6）的右端部均固定安装在主受力板（2）上，左侧受力板（11）均可套设在左受力套管（6）上；所述右受力套管（7）的左端部均固定安装在主受力板（2）上，右侧受力板（12）均可套设在右受力套管（7）上；

两个以上的右伸缩受力管结构（3）及两个以上左伸缩受力管结构（5）；所述右伸缩受力管结构（3）包括右基管（31）及右伸缩受力管（32），所述右伸缩受力管（32）插接右基管（31）的右端内部并可相对移动或定位，所述右基管（31）的右端固定安装在右侧的第一块右侧受力板（12）上，右基管（31）左端部插接在对应的左受力套管（6）内并可相对移动或定位，所述右伸缩受力管（32）每段管的右端与一块右侧受力板（12）固定连接；所述左伸缩受力管结构（5）包括左基管（51）及左伸缩受力管（52），所述左伸缩受力管（52）插接左基管（51）的左端内部并可相对移动或定位，所述左基管（51）的左端固定安装在左侧的第一块左侧受力板（11）上，左基管（51）右端部插接在对应的右受力套管（7）内并可相对移动或定位，所述左伸缩受力管（52）每段管的左端与一块左侧受力板（11）固定连接；

两气缸或电机（8）；所述气缸或电机（8）分别安装在左主伸缩受力管（42）及右主伸缩受力管（43）上，从而驱动左主伸缩受力管（42）及右主伸缩受力管（43）在主基管（41）内相对移动或定位。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼伸缩骨架结构，其特征在于还包括二个以上的左导向筒（91）及二个以上的右导向筒（92）；所述左导向筒（91）固定安装在对应左侧受力板（11）上，左导向筒（91）套在对应的左受力套管（6）上；所述右导向筒（92）固定安装在对应右侧受力板（12）上，右导向筒（92）套在对应的右受力套管（7）上。

3.根据权利要求1所述的飞机机翼伸缩骨架结构，其特征在于在所述主受力板（2）上开设两个以上的安装孔（21）。