CN217838233U

CN217838233U - 飞机尾坞同步升降系统

Info

Publication number: CN217838233U
Application number: CN202221569561.XU
Authority: CN
Inventors: 郑玉龙; 黄宇; 刘宗涛; 郭祥云
Original assignee: Lingyun Yichang Aviation Equipment Engineering Co ltd; Lingyun Science and Technology Group Co Ltd
Current assignee: Lingyun Yichang Aviation Equipment Engineering Co ltd; Lingyun Science and Technology Group Co Ltd
Priority date: 2022-06-22
Filing date: 2022-06-22
Publication date: 2022-11-18
Anticipated expiration: 2032-06-22

Abstract

本实用新型提供了飞机尾坞同步升降系统，四组所述升降支撑腿的顶部分别安装有用于对其进行升降驱动的支腿升降传动箱，四组所述支腿升降传动箱与用于驱动其同步升降的升降动力系统配合相连；升降动力系统包括位于中心部位且提供升降动力的主动力装置，主动力装置的两个输出端分别与主同步传动轴组件相连，主同步传动轴组件的另一端与分支传动装置相连；分支传动装置的两个输出端通过分支同步传动轴组件与支腿升降传动箱相连。此同步升降系统能够用于飞机尾坞的升降调节，保证了四条支腿能够实现同步升降，保证了尾坞呢能够实现水平升降，保证升降的平稳性和安全性；而且同步升降系统有效避免了因为不同步而造成的支腿产生卡阻问题。

Description

飞机尾坞同步升降系统

技术领域

本实用新型涉及飞机检修技术领域，具体涉及飞机尾坞同步升降系统。

背景技术

在飞机尾翼检修过程中，需要用到飞机尾坞，为了适应不同型号飞机的检修，需要飞机尾坞能够进行一定高度范围内进行升降调节。目前，通常采用的技术方案是：通过四条相对独立的升降支腿对整个尾坞进行支撑，然后通过控制四条支腿的升降动作来实现尾坞的升降。上述独立控制的四套升降支腿在具体工作过程中的问题在于：无法很好的控制升降动作的同步，进而导致整个平台产生歪斜和失稳，带来很大安全隐患；此外，升降不同步也有可能造成升降机构的卡阻，导致后续无法正常升降作业。

实用新型内容

本实用新型的目的是克服现有技术不足，提供飞机尾坞同步升降系统，此同步升降系统能够用于飞机尾坞的升降调节，保证了四条支腿能够实现同步升降，保证了尾坞呢能够实现水平升降，保证升降的平稳性和安全性；而且同步升降系统有效避免了因为不同步而造成的支腿产生卡阻问题。

为了实现上述的技术特征，本实用新型的目的是这样实现的：飞机尾坞同步升降系统，它包括用于对尾坞进行支撑的四组升降支撑腿；四组所述升降支撑腿的顶部分别安装有用于对其进行升降驱动的支腿升降传动箱，四组所述支腿升降传动箱与用于驱动其同步升降的升降动力系统配合相连；升降动力系统包括位于中心部位且提供升降动力的主动力装置，主动力装置的两个输出端分别与主同步传动轴组件相连，主同步传动轴组件的另一端与分支传动装置相连；分支传动装置的两个输出端通过分支同步传动轴组件与支腿升降传动箱相连。

所述支腿升降传动箱通过箱体底板固定在升降支撑腿的顶部；箱体底板的顶部，并位于支腿升降传动箱的两侧设置有支撑侧板，支撑侧板的顶端固定有顶板，顶板用于和尾坞的底端固定相连。

所述升降支撑腿包括内筒，内筒的底端固定有支腿底板，内筒的外部套装有外筒，内筒的顶端固定有螺母套，螺母套与升降丝杆相配合，升降丝杆的顶端与支腿升降传动箱的输出轴相连；外筒的顶端设置有顶部支撑法兰。

所述内筒的外部套装有呈上、下布置的导向套，导向套与外筒的内壁构成滑动配合。

所述主动力装置包括主电机，主电机的输出轴与双输出轴减速器的输入轴相连；双输出轴减速器的第一输出轴分别与主同步传动轴组件相连。

所述主同步传动轴组件包括第一同步轴，第一同步轴转动安装在多组第一轴承座上，第一轴承座固定在尾坞的底端，第一同步轴的一端通过第一联轴器与主动力装置的第一输出轴相连，第一同步轴的另一端通过第二联轴器与分支传动装置的输入端相连。

所述分支传动装置包括双输出轴传动箱，双输出轴传动箱的第一输入轴与主同步传动轴组件的第二联轴器相连；双输出轴传动箱的两个第二输出轴分别通过第三联轴器与分支同步传动轴组件相连。

所述分支同步传动轴组件包括第二同步轴，第二同步轴转动安装在多组第二轴承座上，第二轴承座固定在尾坞的底端，第二同步轴的一端与分支传动装置的第三联轴器相连，第二同步轴的另一端通过第四联轴器与支腿升降传动箱的第二输入轴相连。

本实用新型有如下有益效果：

1、此同步升降系统能够用于飞机尾坞的升降调节，保证了四条支腿能够实现同步升降，保证了尾坞呢能够实现水平升降，保证升降的平稳性和安全性；而且同步升降系统有效避免了因为不同步而造成的支腿产生卡阻问题。

2、通过上述的升降支撑腿能够通过丝杆传动实现升降动作。

3、通过导向套保证了内筒和外筒之间升降滑动的稳定性。

4、通过上述的主动力装置能够用于提供升降的动力。

5、通过上述的主同步传动轴组件能够用于将主动力装置的动力传递给分支传动装置。

6、通过分支传动装置能够用于将主同步传动轴组件传递的动力分支传动给两组分支同步传动轴组件。

7、通过上述的分支同步传动轴组件能够用于驱动与之相连的升降支撑腿。

附图说明

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。

图1为本实用新型第一视角三维图。

图2为本实用新型第二视角三维图。

图3为本实用新型图1中A局部视图。

图4为本实用新型图1中B局部视图。

图5为本实用新型图1中C局部视图。

图6为本实用新型图2中D局部视图。

图7为本实用新型升降支撑腿三维图。

图8为本实用新型升降支撑腿主视图。

图9为本实用新型图8中E-E视图。

图中：升降支撑腿1、支撑侧板2、箱体底板3、支腿升降传动箱4、顶板5、第二同步轴6、第二轴承座7、第一输入轴8、第三联轴器9、第二输出轴10、双输出轴传动箱11、第二联轴器12、第一同步轴13、第一轴承座14、第一联轴器15、主电机16、第一输出轴17、双输出轴减速器18、第四联轴器19、第二输入轴20、支腿底板21、内筒22、内筒22、顶部支撑法兰24、导向套25、升降丝杆26、螺母套27。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的实施方式做进一步的说明。

请参阅图1-9，飞机尾坞同步升降系统，它包括用于对尾坞进行支撑的四组升降支撑腿1；四组所述升降支撑腿1的顶部分别安装有用于对其进行升降驱动的支腿升降传动箱4，四组所述支腿升降传动箱4与用于驱动其同步升降的升降动力系统配合相连；升降动力系统包括位于中心部位且提供升降动力的主动力装置，主动力装置的两个输出端分别与主同步传动轴组件相连，主同步传动轴组件的另一端与分支传动装置相连；分支传动装置的两个输出端通过分支同步传动轴组件与支腿升降传动箱4相连。此同步升降系统能够用于飞机尾坞的升降调节，保证了四条支腿能够实现同步升降，保证了尾坞呢能够实现水平升降，保证升降的平稳性和安全性；而且同步升降系统有效避免了因为不同步而造成的支腿产生卡阻问题。具体使用过程中，通过主动力装置同步的驱动主同步传动轴组件，通过主同步传动轴组件同步驱动分支传动装置，通过分支传动装置驱动分支同步传动轴组件，通过分支同步传动轴组件驱动支腿升降传动箱4，进而通过支腿升降传动箱4驱动相应的四组升降支撑腿1实现同步升降动作。

进一步的，所述支腿升降传动箱4通过箱体底板3固定在升降支撑腿1的顶部；箱体底板3的顶部，并位于支腿升降传动箱4的两侧设置有支撑侧板2，支撑侧板2的顶端固定有顶板5，顶板5用于和尾坞的底端固定相连。通过上述的支撑侧板2和顶板5实现了对整个尾坞的支撑，进而保证了其支撑的稳定性和可靠性。

进一步的，所述升降支撑腿1包括内筒22，内筒22的底端固定有支腿底板21，内筒22的外部套装有外筒23，内筒22的顶端固定有螺母套27，螺母套27与升降丝杆26相配合，升降丝杆26的顶端与支腿升降传动箱4的输出轴相连；外筒23的顶端设置有顶部支撑法兰24。通过上述的升降支撑腿1能够通过丝杆传动实现升降动作。工作过程中，通过升降丝杆26与螺母套27构成丝杆传动配合，进而通过升降丝杆26带动整个外筒23沿着内筒22滑动升降，进而实现升降支撑腿1的升降高度调节。

进一步的，所述内筒22的外部套装有呈上、下布置的导向套25，导向套25与外筒23的内壁构成滑动配合。通过导向套25保证了内筒22和外筒23之间升降滑动的稳定性。

进一步的，所述主动力装置包括主电机16，主电机16的输出轴与双输出轴减速器18的输入轴相连；双输出轴减速器18的第一输出轴17分别与主同步传动轴组件相连。通过上述的主动力装置能够用于提供升降的动力。工作过程中，通过主电机16驱动双输出轴减速器18，通过双输出轴减速器18驱动两个第一输出轴17，进而通过第一输出轴17驱动与之相连的主同步传动轴组件，保证了两者同步传动。

进一步的，所述主同步传动轴组件包括第一同步轴13，第一同步轴13转动安装在多组第一轴承座14上，第一轴承座14固定在尾坞的底端，第一同步轴13的一端通过第一联轴器15与主动力装置的第一输出轴17相连，第一同步轴13的另一端通过第二联轴器12与分支传动装置的输入端相连。通过上述的主同步传动轴组件能够用于将主动力装置的动力传递给分支传动装置。工作过程中，通过第一输出轴17驱动第一同步轴13，再由第一同步轴13驱动分支传动装置。

进一步的，所述分支传动装置包括双输出轴传动箱11，双输出轴传动箱11的第一输入轴8与主同步传动轴组件的第二联轴器12相连；双输出轴传动箱11的两个第二输出轴10分别通过第三联轴器9与分支同步传动轴组件相连。通过分支传动装置能够用于将主同步传动轴组件传递的动力分支传动给两组分支同步传动轴组件。工作过程中，通过第一输入轴8驱动双输出轴传动箱11，双输出轴传动箱11将动力传递组第二输出轴10，第二输出轴10分别驱动分支同步传动轴组件。

进一步的，所述分支同步传动轴组件包括第二同步轴6，第二同步轴6转动安装在多组第二轴承座7上，第二轴承座7固定在尾坞的底端，第二同步轴6的一端与分支传动装置的第三联轴器9相连，第二同步轴6的另一端通过第四联轴器19与支腿升降传动箱4的第二输入轴20相连。通过上述的分支同步传动轴组件能够用于驱动与之相连的升降支撑腿1。

本实用新型的工作过程和原理：

通过采用上述的升降系统，具体使用过程中，当需要对尾坞进行整体升降调节时，首先，启动主动力装置，通过主电机16驱动双输出轴减速器18，通过双输出轴减速器18驱动两个第一输出轴17，进而通过第一输出轴17驱动与之相连的主同步传动轴组件；通过第一输出轴17驱动第一同步轴13，再由第一同步轴13驱动分支传动装置；通过第一输入轴8驱动双输出轴传动箱11，双输出轴传动箱11将动力传递组第二输出轴10，第二输出轴10分别驱动分支同步传动轴组件；上述的分支同步传动轴组件驱动与之相连的支腿升降传动箱4，支腿升降传动箱4驱动升降丝杆26，通过升降丝杆26与螺母套27构成丝杆传动配合，进而通过升降丝杆26带动整个外筒23沿着内筒22滑动升降，进而实现升降支撑腿1的升降高度调节。

Claims

1.飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：它包括用于对尾坞进行支撑的四组升降支撑腿（1）；四组所述升降支撑腿（1）的顶部分别安装有用于对其进行升降驱动的支腿升降传动箱（4），四组所述支腿升降传动箱（4）与用于驱动其同步升降的升降动力系统配合相连；升降动力系统包括位于中心部位且提供升降动力的主动力装置，主动力装置的两个输出端分别与主同步传动轴组件相连，主同步传动轴组件的另一端与分支传动装置相连；分支传动装置的两个输出端通过分支同步传动轴组件与支腿升降传动箱（4）相连。

2.根据权利要求1所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述支腿升降传动箱（4）通过箱体底板（3）固定在升降支撑腿（1）的顶部；箱体底板（3）的顶部，并位于支腿升降传动箱（4）的两侧设置有支撑侧板（2），支撑侧板（2）的顶端固定有顶板（5），顶板（5）用于和尾坞的底端固定相连。

3.根据权利要求1所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述升降支撑腿（1）包括内筒（22），内筒（22）的底端固定有支腿底板（21），内筒（22）的外部套装有外筒（23），内筒（22）的顶端固定有螺母套（27），螺母套（27）与升降丝杆（26）相配合，升降丝杆（26）的顶端与支腿升降传动箱（4）的输出轴相连；外筒（23）的顶端设置有顶部支撑法兰（24）。

4.根据权利要求3所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述内筒（22）的外部套装有呈上、下布置的导向套（25），导向套（25）与外筒（23）的内壁构成滑动配合。

5.根据权利要求1所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述主动力装置包括主电机（16），主电机（16）的输出轴与双输出轴减速器（18）的输入轴相连；双输出轴减速器（18）的第一输出轴（17）分别与主同步传动轴组件相连。

6.根据权利要求1或5所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述主同步传动轴组件包括第一同步轴（13），第一同步轴（13）转动安装在多组第一轴承座（14）上，第一轴承座（14）固定在尾坞的底端，第一同步轴（13）的一端通过第一联轴器（15）与主动力装置的第一输出轴（17）相连，第一同步轴（13）的另一端通过第二联轴器（12）与分支传动装置的输入端相连。

7.根据权利要求1所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述分支传动装置包括双输出轴传动箱（11），双输出轴传动箱（11）的第一输入轴（8）与主同步传动轴组件的第二联轴器（12）相连；双输出轴传动箱（11）的两个第二输出轴（10）分别通过第三联轴器（9）与分支同步传动轴组件相连。

8.根据权利要求1或7所述飞机尾坞同步升降系统，其特征在于：所述分支同步传动轴组件包括第二同步轴（6），第二同步轴（6）转动安装在多组第二轴承座（7）上，第二轴承座（7）固定在尾坞的底端，第二同步轴（6）的一端与分支传动装置的第三联轴器（9）相连，第二同步轴（6）的另一端通过第四联轴器（19）与支腿升降传动箱（4）的第二输入轴（20）相连。