專利名稱：一種尾部大開(kāi)口的帶艙門后機(jī)身的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，屬于航空飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
縮比驗(yàn)證機(jī)一種與原型機(jī)(背景機(jī)型)之間存在幾何相似、動(dòng)力學(xué)相似等一系列相似準(zhǔn)則的飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀，F(xiàn)有的縮比驗(yàn)證機(jī)中采用的后機(jī)身型式與原型機(jī)相似程度較低，一般沒(méi)有艙門，不能很好地模擬原型機(jī)在地面運(yùn)動(dòng)與飛行過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)性能。因此， 需要研究設(shè)計(jì)一種與實(shí)際機(jī)型相似性高的帶有可收放艙門的后機(jī)身，來(lái)保證縮比驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)效果。要達(dá)到與原型機(jī)有較高的相似度，即更好的滿足相似準(zhǔn)則的要求，大型運(yùn)輸機(jī)的后機(jī)身結(jié)構(gòu)以及其艙門的布置、收放進(jìn)行需要進(jìn)行了解。大型運(yùn)輸機(jī)的后艙門一般為兩段式，前面一段在裝卸過(guò)程中向下放與地面形成斜坡，為裝載物資的車輛人員提供通道，后面的艙門在液壓系統(tǒng)作動(dòng)向上收起，為裝卸提供進(jìn)出空間。但縮比驗(yàn)證機(jī)起落架的設(shè)計(jì)不能完全按照原型機(jī)的方案進(jìn)行簡(jiǎn)單的幾何縮放，必須針對(duì)在保證傳力路徑相似的情況下，對(duì)后機(jī)身的大開(kāi)口局部強(qiáng)化及艙門的收放機(jī)構(gòu)、鎖定機(jī)構(gòu)進(jìn)行全新的設(shè)計(jì)，以滿足小型化的重量、剛度、可行性和可靠性的要求。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供了一種縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于包括隔框，蒙皮，艙門，所述艙門為整個(gè)后機(jī)身下半部的一個(gè)大開(kāi)口。


圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的后機(jī)身采用桁梁式結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1所示的實(shí)施例的后機(jī)身隔框整體圖。圖3是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的后機(jī)身艙門收放機(jī)構(gòu)示意圖。圖4是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的前后艙門開(kāi)啟狀態(tài)示意圖。圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的氣動(dòng)作動(dòng)筒示意圖。圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的艙門的收放控制的氣動(dòng)控制系統(tǒng)管路和控制信號(hào)的原理圖。圖7是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的氣動(dòng)控制盒(含艙門收放模塊)外形圖。
具體實(shí)施例方式縮比模型飛機(jī)后機(jī)身的設(shè)計(jì)由于要考慮到與原型機(jī)保持良好的相似性，因此必須有一套可收放的艙門系統(tǒng)。這套系統(tǒng)的加入引起了多種問(wèn)題。首先，艙門由前后兩個(gè)部件構(gòu)成，這使得后機(jī)身下部出現(xiàn)一個(gè)很可觀的大開(kāi)口，這對(duì)于后機(jī)身的應(yīng)力分布、機(jī)身變形、變形對(duì)艙門收放以及對(duì)整機(jī)的應(yīng)力與氣動(dòng)分布的影響都很大。為此，需要對(duì)后機(jī)身加強(qiáng)設(shè)計(jì)，以平衡大開(kāi)口造成的不利影響。其次是這套系統(tǒng)的作動(dòng)裝置。原型機(jī)的收起/回位裝置用的是液壓系統(tǒng)，但由于液壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，重量大，不適合小尺寸的縮比驗(yàn)證機(jī)，因此必須尋找更加輕便簡(jiǎn)單的收放動(dòng)力。為此，本發(fā)明采用氣動(dòng)裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)收放功能。本發(fā)明主要是通過(guò)對(duì)后機(jī)身艙門周邊局部加強(qiáng)、艙門以及艙門收放系統(tǒng)的合理設(shè)計(jì)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。以下說(shuō)明本發(fā)明具體實(shí)施的技術(shù)方案。1)后機(jī)身整體結(jié)構(gòu)如圖1所示，在根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的后機(jī)身采用桁梁式結(jié)構(gòu)中，整個(gè)后機(jī)身結(jié)構(gòu)包括蒙皮(101)、隔框(102)和艙門(103)。整個(gè)后機(jī)身下半部為一大開(kāi)口，即艙門位置。由于有大開(kāi)口的存在，因此需要在開(kāi)口的周圍進(jìn)行局部的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)。2)艙門及收放裝置艙門分為前艙門(103)和后艙門(104)(圖3)。如圖3所示，在根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，前艙門(103)前部與大開(kāi)口前部用合頁(yè)鉸連001)，中間位置與前部作動(dòng)筒 (203)連；后艙門(104)后部與大開(kāi)口后部用合頁(yè)鉸連011)，中部與后部做動(dòng)筒(206)相連。艙門采用橫縱肋的形式構(gòu)架而成，確保有足夠的強(qiáng)度剛度。在合頁(yè)鉸鏈連接和與作動(dòng)筒連接的位置都有局部加強(qiáng)。一般縮比飛行器上沒(méi)有類似真機(jī)的作動(dòng)裝置或是作動(dòng)裝置很簡(jiǎn)單，例如采用模型飛機(jī)上的舵機(jī)等，為盡可能地模擬真實(shí)飛機(jī)的狀態(tài)，本發(fā)明采用氣動(dòng)作動(dòng)裝置來(lái)代替復(fù)雜笨重的液壓系統(tǒng)。本發(fā)明縮比驗(yàn)證機(jī)上的作動(dòng)裝置由氣動(dòng)作動(dòng)筒、氣管、氣壓控制裝置等組成。其工作原理是在初始時(shí)刻前艙門(103)和后艙門(104)處的氣動(dòng)作動(dòng)筒處于初始位置，前后艙門結(jié)合緊密。當(dāng)接收到控制信號(hào)，氣壓控制裝置使前艙門(10 處的氣動(dòng)筒Q03)內(nèi)的氣壓增大，使作動(dòng)筒下方的連桿(208)帶動(dòng)前艙門(10 向下偏轉(zhuǎn)確定角度；同時(shí)，氣壓控制裝置使后艙門(104)處的氣動(dòng)筒Q06)內(nèi)的氣壓降低，使該筒下方的連桿向上收縮，帶動(dòng)后艙門(104)繞其合頁(yè)向上偏轉(zhuǎn)確定角度，這樣就實(shí)現(xiàn)了艙門的開(kāi)啟，如圖4所示。艙門收起過(guò)程與開(kāi)啟原理相同。3)氣動(dòng)控制系統(tǒng)本發(fā)明中設(shè)計(jì)的氣動(dòng)控制系統(tǒng)主要特點(diǎn)在于集成了艙門收放控制功能，同時(shí)具有艙門收放速度可調(diào)的功能。該系統(tǒng)管路和控制信號(hào)的原理圖如6所示。圖7中小虛線框?yàn)闅鈩?dòng)控制開(kāi)關(guān)組件，采用二路三通微型機(jī)控閥和航模舵機(jī)組合而成，可通過(guò)舵機(jī)控制閥門的開(kāi)合，此法簡(jiǎn)單可靠。在真實(shí)飛機(jī)上地艙門收放過(guò)程中，要求能夠?qū)崿F(xiàn)艙門收放速度的可調(diào)，因此在艙門收放管路管路中加入了節(jié)流閥，用以調(diào)節(jié)系統(tǒng)執(zhí)行元件的速度。本氣動(dòng)控制系統(tǒng)的主體——?dú)鈩?dòng)控制盒實(shí)際外形如圖7所示，上面設(shè)置有兩個(gè)氣源接口即收放系統(tǒng)氣源接口 G02)，收放系統(tǒng)氣壓監(jiān)測(cè)表005)、艙門收放作動(dòng)筒接口(40 等多個(gè)輸出管路接口，同時(shí)還有開(kāi)關(guān)舵機(jī)控制信號(hào)輸入接口(404)和收放速度調(diào)節(jié)旋鈕G01)。在該氣動(dòng)控制系統(tǒng)的控制下，能夠?qū)崿F(xiàn)艙門可靠地收起和放下，并調(diào)節(jié)好收放速度，使其收放過(guò)程平穩(wěn)進(jìn)行，減小作用在結(jié)構(gòu)上的沖擊載荷，提高系統(tǒng)可靠性。
有益效果本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)包括-后機(jī)身設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)合理，承載能力強(qiáng)，結(jié)構(gòu)重量輕，載重效率高；前后艙門為氣動(dòng)作動(dòng)，整個(gè)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠，并能較好地模擬真實(shí)飛機(jī)的艙門收放過(guò)程。-氣動(dòng)控制系統(tǒng)集成了艙門收放的模塊，便于結(jié)構(gòu)小型化、集成化；在艙門收放控制管路中設(shè)置了調(diào)速閥，實(shí)現(xiàn)艙門收放時(shí)間的調(diào)節(jié)，同時(shí)能夠減小收放過(guò)程中結(jié)構(gòu)所受的沖擊載荷。-收放機(jī)構(gòu)中連桿的長(zhǎng)度可調(diào)，可修正機(jī)身上氣動(dòng)筒安裝點(diǎn)間距的制造誤差，防止安裝內(nèi)應(yīng)力對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不良影響。下面通過(guò)實(shí)例對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式進(jìn)行說(shuō)明如圖3所示，為本發(fā)明縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身收放裝置示意圖，前后艙門與機(jī)身通過(guò)合頁(yè)連接，作動(dòng)裝置通過(guò)連桿與前后艙門上的連接耳片(204)連接。然后通過(guò)調(diào)節(jié)收放作動(dòng)筒活塞桿(30 擰入接頭的螺紋長(zhǎng)度，使得作動(dòng)筒活塞桿(30 在完全彈出和完全壓回的情況下保證前(后)艙門收起(放下)鎖定和放下(收起)鎖定的位置。接著用適當(dāng)長(zhǎng)度和管徑的壓縮氣體導(dǎo)管連接好氣動(dòng)控制盒(圖7所示)、前后艙門收放作動(dòng)筒之間的氣動(dòng)控制管路。然后用信號(hào)線將遙控接收機(jī)的相應(yīng)信號(hào)通道與氣動(dòng)控制盒中各控制信號(hào)輸入接口相連，并且在遙控設(shè)備上調(diào)整好各控制通道的行程(此處提到的遙控設(shè)備使用普通航空模型使用的遙控設(shè)備即可)，達(dá)到在遙控設(shè)備上能夠控制各開(kāi)關(guān)開(kāi)閉的目的。接好氣源并調(diào)整好管路氣體壓力。這樣就完成了整個(gè)系統(tǒng)的安裝，該艙門收放系統(tǒng)就能應(yīng)用于縮比驗(yàn)證機(jī)的地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)了。需要的時(shí)候在遙控設(shè)備上扳動(dòng)相應(yīng)控制通道的開(kāi)關(guān)，即可實(shí)現(xiàn)前后艙門的收放。艙門收放過(guò)程中各部件的運(yùn)動(dòng)關(guān)系見(jiàn)技術(shù)方案部分的詳細(xì)說(shuō)明。
權(quán)利要求
1.縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于包括隔框(102)， 蒙皮(101)，艙門，所述艙門為整個(gè)后機(jī)身下半部的一個(gè)大開(kāi)口。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于所述艙門包括前艙門(103)和后艙門(104)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2的縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于所述前艙門(10 的前部與所述大開(kāi)口的前部用合頁(yè)鉸連001)，所述前艙門中間部位與前部作動(dòng)筒(203)連接；后艙門(104)的后部與所述大開(kāi)口的后部用合頁(yè)鉸連011)，后艙門(104)的中部與后部做動(dòng)筒(206)相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求3的縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于所述艙門的收放控制功能由一個(gè)氣動(dòng)控制系統(tǒng)完成，所述氣動(dòng)控制系統(tǒng)包括一個(gè)氣動(dòng)控制盒，設(shè)所述氣動(dòng)控制盒包括 兩個(gè)系統(tǒng)氣源接口 002)，收放系統(tǒng)氣壓監(jiān)測(cè)表G05)，用來(lái)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)中的收放氣壓壓力值，艙門收放作動(dòng)筒接口 G03)，用來(lái)將控制盒與艙門收放氣體管路連接，開(kāi)關(guān)舵機(jī)控制信號(hào)輸入接口 G04)，用來(lái)將控制盒與開(kāi)關(guān)舵機(jī)連接，收放速度調(diào)節(jié)旋鈕G01)，用來(lái)調(diào)節(jié)收放氣體管路里的氣壓值，進(jìn)而調(diào)節(jié)收放速度。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種縮比驗(yàn)證機(jī)的后機(jī)身，其特征在于包括隔框(102)；蒙皮(101)；艙門，所述艙門為整個(gè)后機(jī)身下半部的一個(gè)大開(kāi)口。
文檔編號(hào)B64F5/00GK102381489SQ20111014792
公開(kāi)日2012年3月21日 申請(qǐng)日期2011年6月2日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月2日
發(fā)明者丁未龍, 周磊, 朱斯巖, 李航, 楊超 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)