一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构的制作方法

本申请属于系留锁设计领域，特别涉及一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构。

背景技术：

1、为飞机配备的地面试加力系留装置中与飞机系留接口配合的试车系留锁的结构形式有很多种，但存在着不同机型间无法通用的问题。

2、例如路基飞机与舰基飞机上的系留接口与地面试加力系留装置的接口尺寸并不相同，在保证装配精度的前提下，无法同时实现对两种飞机的同时装配，这样地面试加力系留装置在对不同的飞机进行装配时，需要来回更换不同的系留锁才能够进行装配，较为不便。

3、因此如何实现对多机型系留机构的通用装配是一个需要解决的问题。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，以解决现有的系留机构在不同机型之间无法通用的问题。

2、本申请的技术方案是：一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，包括双头系留锁和快卸固定销，所述双头系留锁包括锁体、固定双耳、路基双耳和舰基双耳，所述固定双耳、路基双耳和舰基双耳均与锁体一体连接，所述固定双耳能够与地面试加力系留装置相连，所述路基双耳之间的开口间距大于舰基双耳之间的开口间距，并且路基双耳与舰基双耳并排设置，所述路基双耳能够与路基飞机相连，所述舰基双耳能够与舰基飞机相连；所述快卸固定销共有两组并且两组快卸固定销分别与路基双耳和舰基双耳插接配合，所述快卸固定销的一端开设有能够与安装锁相连的销孔。

3、优选地，所述快卸固定销包括手柄段和连接段，所述手柄段的直径大于连接段的直径，所述销孔开设于手柄段上，所述手柄段靠近连接段的一端设有挡环，所述挡环为不规则的环形结构。

4、优选地，所述快卸固定销与路基双耳或者舰基双耳之间为间隙配合，所述固定双耳中部为从两侧至中部呈弧形内凹的滑轮结构。

5、优选地，所述锁体呈扇形结构并且锁体的中部两侧均开设有减重孔。

6、本申请的一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，包括双头系留锁和快卸固定销，双头系留锁包括锁体、固定双耳、路基双耳和舰基双耳，对飞机进行固定时，双头系留锁的固定双耳端与地面试加力系留装置相连，当双头系留锁需要跟路基飞机相连时，将路基双耳与路基飞机的系留接口配合，而后再插入快卸固定销即可对路基飞机进行固定；当双头系留锁需要跟舰基飞机相连时，将舰基双耳与舰基飞机的系留接口配合，而后再插入快卸固定销即可对舰基飞机进行固定，这样通过设置两组不同的双耳结构，即可实现双头系留锁的多机型通用需求；通过快卸固定销能够实现双头系留锁与对应飞机之间的快速装卸。

技术特征：

1.一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，其特征在于：包括双头系留锁(1)和快卸固定销(2)，所述双头系留锁(1)包括锁体(3)、固定双耳(4)、路基双耳(5)和舰基双耳(6)，所述固定双耳(4)、路基双耳(5)和舰基双耳(6)均与锁体(3)一体连接，所述固定双耳(4)能够与地面试加力系留装置相连，所述路基双耳(5)之间的开口间距大于舰基双耳(6)之间的开口间距，并且路基双耳(5)与舰基双耳(6)并排设置，所述路基双耳(5)能够与路基飞机相连，所述舰基双耳(6)能够与舰基飞机相连；所述快卸固定销(2)共有两组并且两组快卸固定销(2)分别与路基双耳(5)和舰基双耳(6)插接配合，所述快卸固定销(2)的一端开设有能够与安装锁相连的销孔。

2.如权利要求1所述的具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，其特征在于：所述快卸固定销(2)包括手柄段(7)和连接段(8)，所述手柄段(7)的直径大于连接段(8)的直径，所述销孔开设于手柄段(7)上，所述手柄段(7)靠近连接段(8)的一端设有挡环(9)，所述挡环(9)为不规则的环形结构。

3.如权利要求1所述的具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，其特征在于：所述快卸固定销(2)与路基双耳(5)或者舰基双耳(6)之间为间隙配合，所述固定双耳(4)中部为从两侧至中部呈弧形内凹的滑轮结构。

4.如权利要求1所述的具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，其特征在于：所述锁体(3)呈扇形结构并且锁体(3)的中部两侧均开设有减重孔。

技术总结本申请属于系留锁设计领域，为一种具有快卸功能的多机型通用试车系留机构，包括双头系留锁和快卸固定销，双头系留锁包括锁体、固定双耳、路基双耳和舰基双耳，对飞机进行固定时，双头系留锁的固定双耳端与地面试加力系留装置相连，当双头系留锁需要跟路基飞机相连时，将路基双耳与路基飞机的系留接口配合，而后再插入快卸固定销即可对路基飞机进行固定；当双头系留锁需要跟舰基飞机相连时，将舰基双耳与舰基飞机的系留接口配合，而后再插入快卸固定销即可对舰基飞机进行固定，这样通过设置两组不同的双耳结构，即可实现双头系留锁的多机型通用需求；通过快卸固定销能够实现双头系留锁与对应飞机之间的快速装卸。技术研发人员：张庆宇,王铭泽,赵晓涛受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所技术研发日：20230921技术公布日：2024/5/19