一种柔性自脱离飞机牵引杆的制作方法

1.本申请涉及飞机制造技术领域，具体是一种柔性自脱离飞机牵引杆。


背景技术：

2.在飞机生产中，常常需要牵引杆对飞机进行牵引，但是由于飞机起落架强度有限，对所受到的牵引力以及转弯力矩均有强度要求，因此牵引杆要能在牵引力或转弯力矩超出安全限度时自动与飞机起落架脱开，防止对飞机结构造成损伤。现有的牵引杆制造技术是，牵引杆上设置拉力销子和转弯力矩销子，两个销子的直径和材料预先根据飞机牵引力和转弯力矩的安全值设计，保证销子能在牵引力或转弯力矩超出安全值时剪断，从而使牵引杆与飞机脱开。但是，该技术存才很多问题，一方面，销子材料性能存在波动，与理论值往往有一定差异，这会导致牵引杆的最大牵引力和最大转弯力矩受到影响，影响飞机的安全牵引，另一方面，牵引杆销子断裂后需要重新制造和安装，大大降低了飞机生产效率，延误飞机生产节拍，再一方面，同一个飞机在不同状态下的重量不同，其牵引力和转弯力矩安全值也不同，因此需要多套牵引杆适配不同状态的飞机，这无疑增加了飞机制造成本，再就是不同型号飞机的牵引力和转弯力矩安全值也不同，导致飞机不同型号飞机的牵引杆不通用，这也增加了飞机制造成本。
3.为了满足飞机制造过程中的安全牵引需求、生产效率需求以及经济性需求，需要一种性能稳定、安全性高而且能适配不同型号飞机和不同状态飞机的牵引杆。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种柔性自脱离飞机牵引杆，可以用作飞机生产中的安全牵引。
5.为达到以上目的，本申请采取如下技术方案予以实现：
6.一种柔性自脱离飞机牵引杆，包括拉杆组件、轮子、第一双球头力传感器、轴销、脱离模块、起落架连接模块、控制系统，轮子安装于拉杆组件下方，拉杆组件一端与牵引车连接，另一端通过轴销与脱离模块连接，第一双球头力传感器一端与脱离模块侧面连接，另一端连接在拉杆组件端头一侧，脱离模块顶端通过起落架连接模块与飞机起落架连接，牵引车通过柔性自脱离飞机牵引杆拖动飞机起落架时，通过控制系统设置转弯力矩安全值和拉力安全值，控制系统读取第一双球头力传感器的值测算实时转弯力矩并读取脱离模块中的第二双球头力传感器的值测算实时拉力，当转弯力矩值和拉力值任意一个超过安全值时，控制系统控制起落架连接模块与脱离模块脱开。
7.进一步的，拉杆组件包括拉杆、侧板、球窝、轮子安装架，拉杆为杆状结构，拉杆前端为与牵引车叉接的叉耳结构，后端为与脱离模块叉接的叉耳结构，拉杆后端设置有向侧面伸出的侧板，侧板顶端设置有与第一双球头力传感器球连接的球窝，拉杆下方设置有倒“t”形结构的轮子安装架。
8.进一步的，第一双球头力传感器两端头为球头结构，第一双球头力传感器轴线与
销轴轴线垂直，且轴线间距为转弯力臂。
9.进一步的，脱离模块包括转接管、第二双球头力传感器、转接座、电磁铁，转接座包括底板，底板中心设置有与转接管内径相匹配的圆柱形凸块，凸块中心为与第二双球头力传感器配合的球窝结构，底板另一面上安装有电磁铁，转接管为中间侧面开口的管型结构，其前端设置有与拉杆通过轴销叉接的叉耳结构，后端与转接座的圆柱形凸块滑配合连接，侧面设置有与第一双球头力传感器构成球铰接的球窝结构，第二双球头力传感器位于转接管开口内，前端球头与转接管内部前端所设置的球窝形成球铰接，后端球头与转接座的圆柱形凸块的球窝形成球铰接。
10.进一步的，起落架连接模块包括衔铁和转接头，转接头为板状结构，前侧安装衔铁，衔铁与脱离模块中的电磁铁形成磁性吸引关系，转接头后侧设置有与飞机起落架接头相匹配的连接结构。
11.本申请的优点在于相比传统牵引杆，第一双球头力传感器与轴销在空间上有一定距离，构成转弯力臂，控制系统通过测量第一双球头力传感器力值精确计算转弯力矩；转接座的圆柱形凸块与转接管后端构成滑配合连接，第二双球头力传感器位于转接管中与转接座连接，控制系统通过第二双球头力传感器精确测量牵引杆受拉力状态；脱离模块通过其电磁铁与起落架接头中衔铁形成电磁吸引关系，控制系统计算转弯力矩和拉力值任一超过安全值时将控制电磁铁断电，使得起落架接头与脱离模块脱开，再次使用时将电磁铁与衔铁贴合并通电即可，提高了牵引杆的安全性和使用效率，控制系统的牵引安全值可以以根据不同机型进行设定，使得牵引杆具有较大柔性，降低了飞机生产和使用的成本。
12.以下结合附图及实施例对本申请作进一步的详细描述。
附图说明
13.图1一种柔性自脱离飞机牵引杆结构图；
14.图2脱离模块结构图；
15.图3起落架接头结构图；
16.图4连接模块示意图。
17.图中编号说明：1、拉杆组件、2、轮子、3、第一双球头力传感器、4、轴销、5、脱离模块、6、起落架连接模块、7、控制系统、8、拉杆、9、侧板、10、球窝、11、轮子安装架、12转接管、13第二双球头力传感器、14转接座、15电磁铁、16衔铁、17转接头。
具体实施方式
18.本实施例中，如图1-4所示，一种柔性自脱离飞机牵引杆，包括拉杆组件1、轮子2、第一双球头力传感器3、轴销4、脱离模块5、起落架连接模块6、控制系统7，轮子2安装于拉杆组件1下方，拉杆组件1一端与牵引车连接，另一端通过轴销4与脱离模块5连接，第一双球头力传感器3一端与脱离模块5侧面连接，另一端连接在拉杆组件1端头一侧，脱离模块5顶端通过起落架连接模块6与飞机起落架连接，牵引车通过柔性自脱离飞机牵引杆拖动飞机起落架时，通过控制系统7设置转弯力矩安全值和拉力安全值，控制系统7读取第一双球头力传感器3的值测算实时转弯力矩并读取脱离模块5中的第二双球头力传感器13的值测算实时拉力，当转弯力矩值和拉力值任意一个超过安全值时，控制系统7控制起落架连接模块6
与脱离模块5脱开；拉杆组件1包括拉杆8、侧板9、球窝10、轮子安装架，拉杆8为杆状结构，拉杆8前端为与牵引车叉接的叉耳结构，后端为与脱离模块5叉接的叉耳结构，拉杆8后端设置有向侧面伸出的侧板9，侧板9顶端设置有与第一双球头力传感器3球连接的球窝10，拉杆8下方设置有倒“t”形结构的轮子安装架；第一双球头力传感器3两端头为球头结构，第一双球头力传感器3轴线与销轴轴线垂直，且轴线间距为转弯力臂；脱离模块5包括转接管12、第二双球头力传感器13、转接座14、电磁铁15，转接座14包括底板，底板中心设置有与转接管12内径相匹配的圆柱形凸块，凸块中心为与第二双球头力传感器13配合的球窝结构，底板另一面上安装有电磁铁15，转接管12为中间侧面开口的管型结构，其前端设置有与拉杆8通过轴销4叉接的叉耳结构，后端与转接座14的圆柱形凸块滑配合连接，侧面设置有与第一双球头力传感器3构成球铰接的球窝结构，第二双球头力传感器13位于转接管12开口内，前端球头与转接管12内部前端所设置的球窝结构形成球铰接，后端球头与转接座14的圆柱形凸块的球窝结构形成球铰接；起落架连接模块6包括衔铁16和转接头17，转接头17为板状结构，前侧安装衔铁16，衔铁16与脱离模块5中的电磁铁15形成磁性吸引关系，转接头17后侧设置有与飞机起落架接头相匹配的连接结构。


技术特征：
1.一种柔性自脱离飞机牵引杆，其特征在于其包括拉杆组件、轮子、第一双球头力传感器、轴销、脱离模块、起落架连接模块、控制系统，轮子安装于拉杆组件下方，拉杆组件一端与牵引车连接，另一端通过轴销与脱离模块连接，第一双球头力传感器一端与脱离模块侧面连接，另一端连接在拉杆组件端头一侧，脱离模块顶端通过起落架连接模块与飞机起落架连接，牵引车通过柔性自脱离飞机牵引杆拖动飞机起落架时，通过控制系统设置转弯力矩安全值和拉力安全值，控制系统读取第一双球头力传感器的值测算实时转弯力矩并读取脱离模块中的第二双球头力传感器的值测算实时拉力，当转弯力矩值和拉力值任意一个超过安全值时，控制系统控制起落架连接模块与脱离模块脱开。2.根据权利要求1所述的一种柔性自脱离飞机牵引杆，其特征在于所述的拉杆组件包括拉杆、侧板、球窝、轮子安装架，拉杆为杆状结构，拉杆前端为与牵引车叉接的叉耳结构，后端为与脱离模块叉接的叉耳结构，拉杆后端设置有向侧面伸出的侧板，侧板顶端设置有与第一双球头力传感器球连接的球窝，拉杆下方设置有倒“t”形结构的轮子安装架。3.根据权利要求1所述的一种柔性自脱离飞机牵引杆，其特征在于所述的第一双球头力传感器两端头为球头结构，第一双球头力传感器轴线与销轴轴线垂直，且轴线间距为转弯力臂。4.根据权利要求1所述的一种柔性自脱离飞机牵引杆，其特征在于所述的脱离模块包括转接管、第二双球头力传感器、转接座、电磁铁，转接座包括底板，底板中心设置有与转接管内径相匹配的圆柱形凸块，凸块中心为与第二双球头力传感器配合的球窝结构，底板另一面上安装有电磁铁，转接管为中间侧面开口的管型结构，其前端设置有与拉杆通过轴销叉接的叉耳结构，后端与转接座的圆柱形凸块滑配合连接，侧面设置有与第一双球头力传感器构成球铰接的球窝结构，第二双球头力传感器位于转接管开口内，前端球头与转接管内部构形成球铰接。5.根据权利要求1所述的一种柔性自脱离飞机牵引杆，其特征在于所述的起落架连接模块包括衔铁和转接头，转接头为板状结构，前侧安装衔铁，衔铁与脱离模块中的电磁铁形成磁性吸引关系，转接头后侧设置有与飞机起落架接头相匹配的连接结构。

技术总结
本发明公开了一种柔性自脱离飞机牵引杆，包括拉杆组件、轮子、第一双球头力传感器、轴销、脱离模块、起落架连接模块、控制系统，轮子安装于拉杆组件下方，拉杆组件一端与牵引车连接，另一端通过轴销与脱离模块连接，第一双球头力传感器一端与脱离模块侧面连接，另一端连接在拉杆组件端头一侧，脱离模块顶端通过起落架连接模块与飞机起落架连接，牵引车通过柔性自脱离飞机牵引杆拖动飞机起落架时，通过控制系统设置转弯力矩安全值和拉力安全值，控制系统读取第一双球头力传感器的值测算实时转弯力矩并读取脱离模块中的第二双球头力传感器的值测算实时拉力，当转弯力矩值和拉力值任一超过安全值时，控制系统控制起落架连接模块与脱离模块脱开。脱离模块脱开。脱离模块脱开。


技术研发人员：杜柯 白钰 赵晓亮 苏玥铭 张淑媛
受保护的技术使用者：中航西安飞机工业集团股份有限公司
技术研发日：2023.04.03
技术公布日：2023/5/31