一种飞机主起落架连接结构的制作方法

1.本技术属于飞机主起落架连接结构设计技术领域，具体涉及一种飞机主起落架连接结构。

背景技术：

2.飞机上主起落架连接部位承受较大的载荷，且结构复杂，载荷传递困难，易产生较大的局部应力，极容易遭受破坏。
3.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
4.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。

技术实现要素：

5.本技术的目的是提供一种飞机主起落架连接结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
6.本技术的技术方案是：
7.一种飞机主起落架连接结构，包括：
8.两个主起落架外侧接头，具有主起落架外侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框、后支撑框之间；
9.两个主起落架内侧接头，具有主起落架内侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框、后支撑框之间，位于两个主起落架外侧接头之间；
10.两个管簧式主起落架，每个管簧式主起落架的支柱对应穿过一个主起落架外侧连接孔，伸入靠近对应主起落架外侧连接孔的主起落架内侧连接孔；
11.两个滚轮，每个滚轮对应设置在一个主起落架外侧连接孔中，套设在对应管簧式主起落架的支柱上；
12.两个螺栓紧固件，每个螺栓紧固件对应将一个管簧式主起落架的支柱紧固连接在对应的主起落架内侧连接孔中。
13.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，两个主起落架外侧接头、主起落架内侧接头上布置有加强筋。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，每个滚轮的两端自对应的主起落架外侧连接孔中伸出，外壁具有环形限位槽；
15.飞机主起落架连接结构还包括：
16.两对限位挡圈，每对限位挡圈与一个滚轮对应，其中的一个限位挡圈卡在对应滚轮一端外壁的环形限位槽中，另一个限位挡圈卡在对应滚轮的另一端外壁的环形限位槽中。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，各个限位挡圈
上具有缺口。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，每个限位挡圈上缺口的两侧具有相对的凸出部位。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，每个限位挡圈缺口两侧相对的凸出部位上打孔。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机主起落架连接结构中，还包括：
21.两个耐磨衬套，每个耐磨衬套对应在一个滚轮内设置，套接在对应管簧式主起落架的支柱上。
附图说明
22.图1是本技术实施例提供的飞机主起落架连接结构的示意图；
23.图2是本技术实施例提供的飞机主起落架连接结构的局部示意图；
24.图3是本技术实施例提供的滚轮的示意图；
25.图4是本技术实施例提供的限位挡圈的示意图；
26.图5是本技术实施例提供的飞机主起落架连接结构的又一局部示意图；
27.图6是本技术实施例提供主起落架外侧接头、主起落架内侧接头与管簧式主起落架的工程计算模型；
28.图7是本技术实施例提供对主起落架外侧接头、主起落架内侧接头进行拓扑优化的示意图；
29.图8是本技术实施例提供对主起落架外侧接头、主起落架内侧接头布置形式进行分析的示意图；
30.其中：
31.1-主起落架外侧接头；2-前支撑框；3-后支撑框；4-主起落架内侧接头；5-管簧式主起落架；6-滚轮；7-螺栓紧固件；8-限位挡圈；9-耐磨衬套。
32.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
33.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
34.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本
申请的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
35.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
36.下面结合附图1至图8对本技术做进一步详细说明。
37.一种飞机主起落架连接结构，包括：
38.两个主起落架外侧接头1，具有主起落架外侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框2、后支撑框3之间；
39.两个主起落架内侧接头4，具有主起落架内侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框2、后支撑框3之间，位于两个主起落架外侧接头1之间；
40.两个管簧式主起落架5，每个管簧式主起落架5的支柱对应穿过一个主起落架外侧连接孔，伸入靠近对应主起落架外侧连接孔的主起落架内侧连接孔；
41.两个滚轮6，每个滚轮6对应设置在一个主起落架外侧连接孔中，套设在对应管簧式主起落架5的支柱上，可在其上设计吸能结构；
42.两个螺栓紧固件7，每个螺栓紧固件7对应将一个管簧式主起落架5的支柱紧固连接在对应的主起落架内侧连接孔中。
43.对于上述实施例公开的飞机主起落架连接结构，领域内技术人员可以理解的是，其以主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4将管簧式主起落架5连接在飞机的前支撑框2、后支撑框3之间，双支点支撑管簧式主起落架5，对管簧式主起落架5承受的载荷进行分解，其中，主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4可剪力传递管簧式主起落架5的垂向、航向载荷以及力矩，螺栓紧固件7可剪力传递管簧式主起落架5的侧向载荷以及力矩，滚轮6可吸收管簧式主起落架5的振动载荷，传力路线清晰，工艺性好，便于设计，不易遭受破坏。
44.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，两个主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4上布置有加强筋，以增强主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4的承载能力。
45.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，每个滚轮6的两端自对应的主起落架外侧连接孔中伸出，外壁具有环形限位槽；
46.飞机主起落架连接结构还包括：
47.两对限位挡圈8，每对限位挡圈8与一个滚轮6对应，其中的一个限位挡圈8卡在对应滚轮6一端外壁的环形限位槽中，另一个限位挡圈8卡在对应滚轮6的另一端外壁的环形限位槽中，以能够配合夹紧对应的主起落架外侧接头1，限制对应的限位挡圈8发生轴向滑动。
48.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，各个限位挡圈8上具有缺口，以便于安装，具体可参照以下进行操作：
49.在将限位挡圈8卡到对应的环形限位槽中时，可在其缺口部位用力将其向外掰开，使缺口部位扩大，准套在对应环形限位槽的外周，将其松开，限位挡圈8依靠弹性力收缩，开在对应的环形限位槽中；
50.在将限位挡圈8从对应的环形限位槽中取出时，可在其缺口部位用力将其向外掰开，使缺口部位扩大，从对应环形限位槽的中取出。
51.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，每个限位挡圈8上缺口的两侧具有相对的凸出部位，以此可方便的通过凸出部位施加力，将其向外掰开，使缺口部位扩大。
52.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，每个限位挡圈8缺口两侧相对的凸出部位上打孔。
53.在一些可选的实施例中，上述的飞机主起落架连接结构中，还包括：
54.两个耐磨衬套9，每个耐磨衬套9对应在一个滚轮6内设置，套接在对应管簧式主起落架5的支柱上，以降低对应管簧式主起落架5的支柱与对应滚轮6间的磨损。
55.对于上述实施例公开的主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4，可参照以下步骤进行设计：
56.1、构建主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4与管簧式主起落架5的工程计算模型，推导主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4承受的载荷，如图6所示：
57.m
1y_x
＝-p
x
h；
[0058][0059]
其中，
[0060]f1x_x
为主起落架内侧接头4承受的由管簧式主起落架5航向载荷引起的航向载荷；
[0061]
p
x
为管簧式主起落架5承受的航向载荷；
[0062]
a为主起落架外侧接头1接头中面与管簧式主起落架5接地面的距离；
[0063]
b为主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4中心的距离；
[0064]m1y_x
主起落架内侧接头4承受的侧向力矩；
[0065]f2x_x
为主起落架外侧接头1承受的由管簧式主起落架5航向载荷引起的航向载荷；
[0066]
h为主起落架内侧接头4中心与管簧式主起落架5机轮轮轴中心点的垂向距离；
[0067]m1y_z
＝pzl
·
sinα；
[0068][0069]
其中，
[0070]f1z_z
为主起落架内侧接头4承受的由管簧式主起落架5垂向载荷引起的垂向载荷；
[0071]
pz为管簧式主起落架5承受的垂向载荷；
[0072]m1y_z
为主起落架内侧接头4承受的侧向力矩；
[0073]
a为管簧式主起落架5机轮与主起落架外侧接头1中心点连线、主起落架外侧接头1与主起落架内侧接头4中心点连线间的夹角；
[0074]f2z_z
为主起落架外侧接头1承受的由管簧式主起落架5垂向载荷引起的垂向载荷；
[0075]
l为主起落架外侧接头1中心与管簧式主起落架5机轮轮轴中心点的垂向距离；
[0076]f1y_y
＝py[0077][0078]
其中，
[0079]f1y_y
为主起落架内侧接头4承受的由管簧式主起落架5侧向载荷引起的侧向载荷；
[0080]f1z_y
为主起落架内侧接头4承受的由管簧式主起落架5侧向载荷引起的垂向载荷；
[0081]f1x_y
为主起落架内侧接头4承受的由管簧式主起落架5航向载荷引起的垂向载荷；
[0082]f2z_y
为主起落架外侧接头1承受的由管簧式主起落架5侧向载荷引起的垂向载荷；
[0083]f2x_y
为主起落架外侧接头1承受的由管簧式主起落架5侧向载荷引起的航向载荷；
[0084]f1y
＝py；
[0085]m1y
＝-p
x
h+pzl
·
sinα；
[0086][0087]
其中，
[0088]f1x
为主起落架内侧接头4承受的航向总载荷；
[0089]f1y
为主起落架内侧接头4承受的侧向总载荷；
[0090]f1z
为主起落架内侧接头4承受的垂向总载荷；
[0091]m1y
为主起落架内侧接头4承受的侧向总力矩；
[0092]f2x
为主起落架外侧接头1承受的航向总载荷；
[0093]f2z
为主起落架外侧接头1承受的垂向总载荷；
[0094]
2、综合运用拓扑优化、线性/非线性有限元法等技术手段，对主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4进行传力路线、结构参数、螺栓刚度分布优化设计：
[0095]
a、运用hyper works软件对主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4进行拓扑优化，得到主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4结构布置形式，如图7所示；
[0096]
b、基于对主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4进行拓扑优化的结果，开展主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4接头的结构设计；
[0097]
c、运用abaqus软件建立主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4细节模型和连接件细节模型，采用材料非线性、复杂接触约束等建模方法，对主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4布置形式进行分析，根据分析结果进行参数迭代，以及螺栓载荷分配，直到满足强度要求，如图8所示；
[0098]
3、设计飞机主起落架连接结构静力试验，验证管簧式主起落架5载荷的传递和扩散，以及主起落架外侧接头1、主起落架内侧接头4的承载能力。
[0099]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0100]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：

1.一种飞机主起落架连接结构，其特征在于，包括：两个主起落架外侧接头(1)，具有主起落架外侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框(2)、后支撑框(3)之间；两个主起落架内侧接头(4)，具有主起落架内侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框(2)、后支撑框(3)之间，位于两个所述主起落架外侧接头(1)之间；两个管簧式主起落架(5)，每个所述管簧式主起落架(5)的支柱对应穿过一个所述主起落架外侧连接孔，伸入靠近对应主起落架外侧连接孔的主起落架内侧连接孔；两个滚轮(6)，每个所述滚轮(6)对应设置在一个所述主起落架外侧连接孔中，套设在对应管簧式主起落架(5)的支柱上；两个螺栓紧固件(7)，每个所述螺栓紧固件(7)对应将一个所述管簧式主起落架(5)的支柱紧固连接在对应的主起落架内侧连接孔中。2.根据权利要求1所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，两个所述主起落架外侧接头(1)、主起落架内侧接头(4)上布置有加强筋。3.根据权利要求1所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，每个所述滚轮(6)的两端自对应的主起落架外侧连接孔中伸出，外壁具有环形限位槽；所述飞机主起落架连接结构还包括：两对限位挡圈(8)，每对所述限位挡圈(8)与一个所述滚轮(6)对应，其中的一个限位挡圈(8)卡在对应滚轮(6)一端外壁的环形限位槽中，另一个限位挡圈(8)卡在对应滚轮(6)的另一端外壁的环形限位槽中。4.根据权利要求3所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，各个所述限位挡圈(8)上具有缺口。5.根据权利要求4所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，每个所述限位挡圈(8)上缺口的两侧具有相对的凸出部位。6.根据权利要求5所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，每个所述限位挡圈(8)缺口两侧相对的凸出部位上打孔。7.根据权利要求4所述的飞机主起落架连接结构，其特征在于，还包括：两个耐磨衬套(9)，每个所述耐磨衬套(9)对应在一个所述滚轮(6)内设置，套接在对应管簧式主起落架(5)的支柱上。

技术总结

本申请具体涉及一种飞机主起落架连接结构，包括：两个主起落架外侧接头，具有主起落架外侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框、后支撑框之间；两个主起落架内侧接头，具有主起落架内侧连接孔，相对设置，连接在飞机的前支撑框、后支撑框之间，位于两个主起落架外侧接头之间；两个管簧式主起落架，每个管簧式主起落架的支柱对应穿过一个主起落架外侧连接孔，伸入靠近对应主起落架外侧连接孔的主起落架内侧连接孔；两个滚轮，每个滚轮对应设置在一个主起落架外侧连接孔中，套设在对应管簧式主起落架的支柱上；两个螺栓紧固件，每个螺栓紧固件对应将一个管簧式主起落架的支柱紧固连接在对应的主起落架内侧连接孔中。连接在对应的主起落架内侧连接孔中。连接在对应的主起落架内侧连接孔中。