CN219008139U - 一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，解决现有飞机尾部支撑装置中无缓冲装置，不能在牵引行驶中使用的不足之处。该尾部支撑装置包括固定组件、托板、调节组件、缓冲组件以及支撑组件；固定组件与托板上部连接,用于将支撑装置整体套装在飞机尾部；调节组件用于调节支撑装置的长短，实现支撑距离的调节，其竖直安装在托板底部，下端伸进支撑组件，并与支撑组件间设置有所述缓冲组件；缓冲组件用于实现缓冲支撑。

Description

一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置

技术领域

本实用新型属于航空维修工装技术领域，具体涉及一种用于飞机的尾部支撑装置，特别适用于飞机在牵引行驶过程中对飞机尾部进行支撑，防止出现飞机机体翘头现象。

背景技术

目前常见的飞机尾部支撑装置，能够在飞机停驻后对飞机尾部进行很好的支撑稳定。但是该种支撑存在以下的缺点：一是支撑属于刚性支撑，支撑结构中无缓冲装置。二是只能在飞机停驻后对其进行支撑，在飞机牵引过程中无法使用，不能起到尾部支撑保护作用，容易出现飞机机体翘头现象，进而引发安全问题。

鉴于此，有必要设计一款新型的用于飞机的尾部支撑装置。

实用新型内容

本实用新型的目的在于解决现有飞机尾部支撑装置中无缓冲装置，不能在牵引行驶中使用的不足之处，而提供一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置。

为实现上述目的，本实用新型所提供的技术解决方案是：

一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特殊之处在于：包括固定组件、托板、调节组件、缓冲组件以及支撑组件；所述固定组件与托板上部连接,形成套装孔，用于将支撑装置整体套装在飞机尾部；所述调节组件用于调节支撑装置的长短，实现支撑距离的调节，其竖直安装在托板底部，下端伸入支撑组件内，并与支撑组件间设置有所述缓冲组件；所述缓冲组件用于实现缓冲支撑。

进一步地，所述调节组件包括同轴设置的调节杆、螺套以及内立柱，其中，螺套固定在内立柱的一端；所述调节杆的一端竖直固定在托板底部，另一端伸入内立柱内，并与所述螺套螺纹配合调节其伸入的距离，即调节杆与螺套之间采用螺纹副连接方式。

进一步地，所述支撑组件包括支撑立柱以及与支撑立柱连接的支撑底座；所述内立柱的另一端同轴伸入支撑立柱内，与支撑立柱同轴套接，其端部与支撑立柱内腔腔底之间设置所述缓冲组件。

进一步地，为了使整个支撑装置在使用时与飞机尾部连接更加可靠，所述托板为长方体，其上部开设有与飞机尾部尾撬相适配的V型槽。

进一步地，所述固定组件一端与托板一侧固定连接(比如：铆接)，另一端与托板相对一侧可调节式连接，如此，通过改变固定组件另一端的连接位置，其与托板之间便可形成大小不同的套接孔，能够适用于不同尺寸飞机尾部的支撑。

进一步地，为了使支撑装置的结构更加简单，所述缓冲组件为缓冲弹簧。

进一步地，所述支撑底座设置在支撑立柱的下端，外形呈三棱锥，包括三个底杆、三个连接杆以及三个支撑杆；三个底杆依次首尾相连，形成一个位于底部的等边三角形；三个连接杆分别用于连接三个底杆的中点及支撑立柱的外壁面；三个支撑杆分别用于连接三个底杆的连接点及支撑立柱的外壁面。

进一步地，为了使各个组件之间连接更加可靠，所述调节杆与托板间、螺套与内立柱间、支撑立柱与支撑底座间均为焊接。

本实用新型的有益效果：

1.本实用新型支撑装置结构简单可靠，使用方便、可靠、快捷，在结构内设置缓冲组件，起到缓冲支撑保护作用，实现飞机牵引行驶过程中能够防止机体翘头，杜绝安全事故的发生。

2.本实用新型的支撑装置通过内立柱在支撑组件支撑立柱中移动来压缩缓冲弹簧的伸缩起缓冲支撑作用，实现飞机牵引行驶过程中能够安全使用，发挥缓冲支撑保护作用，防止飞机机体翘头现象发生。

附图说明

图1为本实用新型的立体图；

图2为本实用新型的剖视图；

图3为本实用新型的示意图；

图4为图2在Ⅰ处的放大图；

图5为图2在Ⅱ处的放大图；

图6为图2在Ⅲ处的放大图；

图7为图2在Ⅳ处的放大图；

附图标记如下：

1-固定组件、2-托板、3-调节杆、4-螺套、5-内立柱、6-支撑组件、 61-支撑立柱、7-缓冲弹簧。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本实用新型的内容作进一步的详细描述：

仅仅出于方便的原因，在以下的说明中，使用了特定的方向术语，是以对应的附图为参照的，并不能认为是对本实用新型的限制，当图面的定义方向发生改变时，这些词语表示的方向应当解释为相应的不同方向。

如图1-图7所示，一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，包括固定组件1、托板2、调节组件、支撑组件6、和缓冲弹簧7。

固定组件1一端与托板2上部一侧采用铆接连接，另一端与托板2上部相对的一侧采用可调节式连接，可根据不同使用工况，调节两个组件的连接位置，改变两个组件形成的套接孔的尺寸。其中，托板为长方体，其上设置有开设有与飞机尾部尾撬相适配的V型槽。

调节组件包括同轴连接的调节杆3、螺套4、内立柱5；调节杆3竖直设在托板的底部，其一端与托板焊接，另一端伸入内立柱内，并与焊接在内立柱上端端部的螺母螺纹配合。

支撑组件6包括支撑立柱61以及焊接在支撑立柱下端的支撑底座。内立柱的下端伸入支撑立柱内，与支撑立柱间隙配合同轴套接，其端部与支撑立柱内腔腔底之间设置缓冲弹簧。支撑底座外形呈三棱锥，包括三个底杆、三个连接杆以及三个支撑杆；三个底杆依次首尾相连，形成一个位于底部的等边三角形；三个连接杆分别用于连接三个底杆的中点及支撑立柱的外壁面；三个支撑杆分别用于连接三个底杆的连接点及支撑立柱的外壁面。

该支撑装置使用时，通过将托板接触到飞机尾部尾撬底部，通过固定组件同尾撬连接固定，通过内立柱在支撑组件的支撑立柱中移动压缩弹簧的伸缩起缓冲支撑作用。具体工作方式如下：

连接飞机尾撬前，通过旋转托板2带动调节杆3旋转，通过调节杆3与螺套4的螺纹副，使得调节杆3在轴向方向上下移动，实现支撑距离的调节。飞机牵引行驶中，由于重心原因，尾部会上下浮动，尾部下浮至支撑底座触地后，通过内立柱5在支撑立柱61内的下移运动，下移过程中内立柱5 底部压缩缓冲弹簧7进行缓冲，实现缓冲支撑，进而防止飞机机体翘头。

由此可见，本实用新型由于在结构内设置缓冲组件，起到缓冲支撑保护作用，防止了飞机牵引行驶过程中机体翘头，杜绝事故发生。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：包括固定组件(1)、托板(2)、调节组件、缓冲组件以及支撑组件(6)；

所述固定组件(1)与托板(2)上部连接,用于将支撑装置整体套装在飞机尾部；

所述调节组件用于调节支撑装置的长短，实现支撑距离的调节，其竖直安装在托板(2)底部，下端伸入支撑组件(6)内，并与支撑组件(6)间设置有所述缓冲组件；

所述缓冲组件用于实现缓冲支撑。

2.根据权利要求1所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述调节组件包括调节杆(3)、螺套(4)和内立柱(5)；其中，螺套(4)固定在内立柱(5)的一端；

所述调节杆(3)的一端竖直固定在托板(2)底部，另一端伸入内立柱(5)内，并与所述螺套(4)螺纹配合调节其伸入的距离。

3.根据权利要求2所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述支撑组件(6)包括支撑立柱(61)以及与支撑立柱(61)连接的支撑底座；

所述内立柱(5)的另一端伸入支撑立柱(61)内，与支撑立柱同轴套接，其端部与支撑立柱(61)内腔腔底之间设置所述缓冲组件。

4.根据权利要求3所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述托板(2)为长方体，其上部开设有与飞机尾部尾撬相适配的V型槽。

5.根据权利要求4所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述固定组件(1)一端与托板(2)一侧固定连接，另一端与托板(2)相对一侧可调节式连接。

6.根据权利要求5所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述缓冲组件为缓冲弹簧(7)。

7.根据权利要求6所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述支撑底座外形呈三棱锥，包括三个底杆、三个连接杆以及三个支撑杆；

所述三个底杆依次首尾相连，形成一个等边三角形；

所述三个连接杆分别用于连接三个底杆的中点及支撑立柱(61)的外壁面；

所述三个支撑杆分别用于连接三个底杆的连接点及支撑立柱(61)的外壁面。

8.根据权利要求7所述适用于飞机牵引行驶过程中的尾部支撑装置，其特征在于：

所述调节杆(3)与托板(2)间、螺套(4)与内立柱(5)间、支撑立柱(61)与支撑底座间均为焊接。

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