一种框架及框架集成式RAT系统的制作方法

一种框架及框架集成式rat系统
技术领域
1.本发明属于航空应急能源技术领域，具体涉及一种框架及框架集成式rat系统。


背景技术：

2.传统的框架集成式冲压空气涡轮的框架结构(参见图6)由两个大平板框板、1个尾座板、1个前横板、1个上横版组成等多个板状结构组成，板与板之间通过螺钉连接。由于该框架结构承受rat工作过程的冲击载荷，其强度、刚度要求很高。为弥补板状结构的强度、刚度不足的缺点，传统的框架结构的尺寸和重量被设计得较大，且采用多螺钉连接，可靠性较低。此外，由于框架结构由多个零件组装而成，框架与冲压空气涡轮、收放作动器等其他部件的交联尺寸较多，对框架的平面度、孔的位置度及各板之间的定位精度等公差要求非常高，因此框架的加工难度很大，容易造成零件报废。另外，框架由多个零件组成，rat系统的总体装配难度较大，需要采用“框架包围冲压空气涡轮式的装配方案”，装配难度较大。


技术实现要素：

3.本发明的目的是：提供了一种框架及框架集成式rat系统。本发明解决了传统框架结构带来的重量重、体积大、制造难和装配难的技术问题。
4.本发明的技术方案是：一种集成式rat系统所用的框架，包括一对平行设置的框板，框板外形整体呈倒三角状，两框板头端的顶角之间经前梁连接，两框板中部靠底的位置之间经下梁连接，两框板尾端的顶角之间经尾梁连接；两框板的底角位置设有同轴的枢轴中心孔；所述的尾梁中部设有尾梁挂点接口；所述的框架为一体成型结构，框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点。
5.前述的框架中，所述的下梁沿长度方向设有减重孔ⅰ。
6.前述的框架中，所述的框板以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋ⅰ，以框板中部靠底的位置为放射起点，在框板上设有呈放射状的承力筋ⅱ，承力筋ⅰ、ⅱ相交，且其中一条承力筋ⅱ将靠近前梁的飞机挂点与放射起点连接。
7.前述的框架中，所述的枢轴中心孔与框板头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋ⅲ，其中一条承力筋ⅲ将枢轴中心孔与框板头端的顶角连接，另一条承力筋ⅲ由靠近前梁的飞机挂点向框板边缘延伸。
8.前述的框架中，靠近前梁的飞机挂点与枢轴中心孔间设有承力筋ⅳ；靠近前梁的飞机挂点位置的框板的顶部和底部间设有承力筋
ⅴ
，承力筋
ⅴ
与承力筋ⅰ相交，还与靠近前梁的飞机挂点与放射起点间连接的承力筋ⅱ相交；各承力筋间挖有减重孔ⅱ。
9.前述的框架中，框架的前梁为截面“l”形结构。
10.前述的框架中，两框板尾端的顶角位置还设有尾座安装工艺孔。
11.一种框架集成式rat系统，包括前述的框架，还包括冲压空气涡轮和收放作动器；收放作动器的尾座与尾梁挂点接口连接，收放作动器的前座与冲压空气涡轮的前座挂点接口连接，冲压空气涡轮的旋转中心孔经枢轴组件与枢轴中心孔连接。
12.前述的框架集成式rat系统中，所述的枢轴组件包括枢轴，枢轴一端带有法兰限位结构，另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔，另一端穿过枢轴中心孔后与挡圈连接，并由穿过挡圈后与其螺纹孔连接的螺钉完成轴向限位。
13.本发明的优点是：
14.1、本系统为一个整体单元，在外场使用维护过程中，便于进行整体更换；
15.2、本发明对外接口少且接口简单，飞机上的安装、拆卸方便；传统的拆装需耗时2～3h，本发明均需0.5h左右即可完成。
16.3、本发明中的框架、冲压空气涡轮、收放作动器三个部件之间的接口简单，厂内组装方便；
17.4、本发明框架采用3d打印制造，便于开展拓扑结构优化，有利于减轻总体重量、提高总体强度、刚度；
18.5、本发明框架结构为整体式，可采用3d打印制造，相较传统框架结构，零件数量减少，加工难度较低；
19.6、本发明框架结构为整体式，相较传统框架结构，减少了多个板状零件之间的螺钉连接结构，总体可靠性高。
20.7、相对传统框架的重量而言，本发明框架能减轻10％～15％；同时本发明的框架结构为一体结构，设计时无需考虑螺栓连接的接头系数对强度的影响，降低设计复杂度，提高可靠性。
附图说明
21.图1是本发明的外形结构；
22.图2是冲压空涡轮与框架装配爆炸图；
23.图3是收放作动器尾座与框架装配爆炸图；
24.图4是框架外形结构；
25.图5是框架的a向视图；
26.图6是传统框架集成式rat系统。
27.附图标记：1-框架、2-冲压空气涡轮、3-收放作动器、4-枢轴、5-挡圈ⅰ、6-螺钉、7-销轴ⅰ、8-垫圈ⅰ、9-挡圈ⅱ、10-前座挂点接口、11-前座、12-销轴ⅱ、13-垫圈ⅱ、14-挡圈ⅲ、15-尾梁挂点接口、16-尾座、17-前梁、18-尾梁、19-下梁、20-框板、21-枢轴中心孔、22-飞机挂点、23-承力筋ⅰ、24-承力筋ⅱ、25-承力筋ⅲ、26-承力筋ⅳ、27-承力筋
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、28-减重孔ⅰ、29-减重孔ⅱ、30-尾座安装工艺孔，31-旋转中心孔,32-螺纹孔。
具体实施方式
28.下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明，但并不作为对本发明限制的依据。
29.实施例1。一种框架集成式rat系统，构成如图1-5所示，包括一对平行设置的框板20，框板20外形整体呈倒三角状，两框板20头端的顶角之间经前梁17连接，两框板20中部靠底的位置之间经下梁19连接，两框板20尾端的顶角之间经尾梁18连接；两框板20的底角位置设有同轴的枢轴中心孔21；所述的尾梁18中部设有尾梁挂点接口15；所述的框架为一体
成型结构，框架顶部设有与飞机连接的三个飞机挂点22。一体成型为3d打印制得，方便外场进行整体拆换的同时，相对一体成型的铸件而言，强度更高。
30.前述的下梁19沿长度方向设有减重孔ⅰ28。通过合理设计减重孔，在保证结构强度的前提下，能够有效减轻框架重量。
31.前述的框板20以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋ⅰ23，以框板20中部靠底的位置为放射起点，在框板20上设有呈放射状的承力筋ⅱ24，承力筋ⅰ、ⅱ相交，且其中一条承力筋ⅱ24将靠近前梁17的飞机挂点22与放射起点连接。承力筋ⅰ可以将尾梁上的收放作动器载荷传递到框板的枢轴安装孔上；承力筋ⅱ可以将下边框与上边框交联，便于载荷传递，提高框板刚度。
32.前述的枢轴中心孔21与框板20头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋ⅲ25，其中一条承力筋ⅲ25将枢轴中心孔21与框板20头端的顶角连接，另一条承力筋ⅲ25由靠近前梁17的飞机挂点22向框板20边缘延伸。承力筋ⅲ将枢轴中心孔、框板头端以及飞机挂点交联，便于载荷传递，提高框板刚度。
33.靠近前梁17的飞机挂点22与枢轴中心孔21间设有承力筋ⅳ26；靠近前梁17的飞机挂点22位置的框板20的顶部和底部间设有承力筋
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27，承力筋
ⅴ
27与承力筋ⅰ23相交，还与靠近前梁17的飞机挂点22与放射起点间连接的承力筋ⅱ24相交；各承力筋间挖有减重孔ⅱ29。承力筋ⅳ起到将框板其他重要部位的载荷传递到飞机挂点上的作用。
34.框架的前梁17为截面“l”形结构。该形状可同时兼顾框板上端、前端的结构连接，增加总体刚度。
35.两框板20尾端的顶角位置还设有尾座安装工艺孔30。该结构能够方便尾座各连接件的安装，便于螺钉穿入连接。
36.一种框架集成式rat系统，包括前述的框架1，还包括冲压空气涡轮2和收放作动器3；收放作动器3的尾座16与尾梁挂点接口15连接，收放作动器3的前座11与冲压空气涡轮2的前座挂点接口10连接，冲压空气涡轮2的旋转中心孔31经枢轴组件与枢轴中心孔21连接。
37.前述的枢轴组件包括枢轴4，枢轴4一端带有法兰限位结构，另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔32，另一端穿过枢轴中心孔21后与挡圈5连接，并由穿过挡圈5后与其螺纹孔32连接的螺钉6完成轴向限位。采用该种结构，可以方便进行冲压空气涡轮在框架中的集成安装。
38.法兰外径比框板的枢轴中心孔径大16mm～25mm。枢轴4的轴长度比框架宽度大0.15mm～0.25mm。
39.框架1的两框板20上的枢轴中心孔21为同心布局，且孔径尺寸相同，该孔与枢轴4的配合间隙约0.02mm～0.04mm，可以保证rat系统在全温度包线内不会出现变形卡死的情况。
40.实施例2。一种框架集成式rat系统，如图1所示，由框架1、冲压空气涡轮2以及收放作动器3组成，其中框架1为3d打印制造的一体式结构。如图2所示，冲压空气涡轮2通过枢轴4、挡圈ⅰ5以及3个螺钉6安装到框架1上。如图3所示，尾梁18上集成了收放作动器尾座16的尾梁挂点接口15，收放作动器3的尾座16通过销轴ⅱ12、垫圈ⅱ13以及挡圈ⅲ14连接到尾梁挂点接口15上。如图2所示，冲压空气涡轮2上设计有连接收放作动器前座的前座挂点接口10，收放作动器3的前座11通过销轴ⅰ7、垫圈ⅰ8以及挡圈ⅱ9连接到前座挂点接口10上。rat
系统通过框架上的三个飞机挂点22与飞机连接，rat系统通过框架为一个整体结构，在外场可以进行整体拆换。
41.枢轴4为空心轴结构，一端带有法兰限位结构，法兰外径比框板的枢轴中心孔径大14mm～18mm。枢轴4的另一端内孔处设计有3个圆周均布的螺纹孔32，挡圈ⅰ5上设计有3个圆周均布的通孔。安装时，冲压空气涡轮2先与框架1框板上的枢轴中心孔21对齐，将枢轴4从框板一侧穿入，将3个螺钉3通过挡圈ⅰ5上的通孔拧入枢轴上的螺纹孔32中。枢轴4的轴长度比框架1宽度大0.15mm～0.25mm，以保证枢轴4在挡圈ⅰ5安装后能够绕框板的枢轴中心孔自由转动。
42.如图4所示，框架1主要特征为通过前梁17、尾梁18和下梁19共计3个横梁结构将两框板20连接为一个整体，无需采用螺钉连接结构。其中前梁17位于框架1的最前端位置，尾梁18位于框架1的最后端位置，下梁19位于框架1中部靠底位置。前梁17、尾梁18和下梁19在框架1上的布局可以有效增加框架1的整体刚度。
43.框架1的两框板20上的枢轴中心孔21为同心布局，且孔径尺寸相同，该孔与枢轴4的配合间隙约0.02mm～0.04mm，可以保证rat系统在全温度包线内不会出现变形卡死的情况。
44.如图4、图5所示，根据权利要求1所述的3d打印框架集成式rat系统，其特征在于，框架1的前梁17为截面“l”形。
45.如图5所示，框板1以尾端为起点沿航向平直延伸有一条承力筋ⅰ23，以框板1中部靠底的位置为放射起点，在框板1上设有呈放射状的承力筋ⅱ24，承力筋ⅰ、ⅱ相交，且其中一条承力筋ⅱ24将靠近前梁2的飞机挂点22与放射起点连接；该结构使框架1的枢轴中心孔与收放作动器尾座中心孔(尾座安装工艺孔30)的连线两侧具有两个连贯的骨架结构；收放作动器展开过程，其尾座16向尾梁18施加瞬时冲击载荷，该载荷可以通过骨架结构传递到框架前端的枢轴安装座。同时，所述的枢轴中心孔21与框板1头端的顶角间设有两条十字交叉的承力筋ⅲ25，其中一条承力筋ⅲ25将枢轴中心孔21与框板1头端的顶角连接，另一条承力筋ⅲ25由靠近前梁2的飞机挂点22向框板1边缘延伸；靠近前梁2的飞机挂点22与枢轴中心孔21间设有承力筋ⅳ26；靠近前梁2的飞机挂点22位置的框板1的顶部和底部间设有承力筋
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27，承力筋
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27与承力筋ⅰ23相交，还与靠近前梁2的飞机挂点22与放射起点间连接的承力筋ⅱ24相交；上述结构，分别在靠近前梁2的飞机挂点22处和框板1中部靠底的位置形成三条辐射状连贯的骨架结构；其中承力筋ⅳ26为与枢轴中心孔连接为主承力结构；该骨架结构(类似于节点式连接结构，其节点为靠近前梁2的飞机挂点22及框板1中部靠底的位置)，一方面可以将框架1的框板载荷通过骨架传递到框板挂耳处；另一方面可以将框架1的一侧框板载荷通过下梁19传递到另外一侧框板；增强整个框架的结构强度。
46.如图4、图5所示，框架1的连接两框板的下梁19位于边框20的中间位置，下梁19为板状结构，其中间部位有“腰子”形的减重孔ⅰ，既可以提高框架1的结构刚度，又可以起到减重的作用。