CN103129733B - 包括起落架的飞行器机身前部结构及包括该结构的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器机身前部结构，包括围绕主轴（128）和支撑轴（129）枢转的起落架（120）根据本发明，前部结构还包括：-第一加强框架（105）和第二加强框架（106），主轴和支撑轴分别与第一和第二框架连接；-机械连接和力传递装置（140；230），该装置连接支撑轴和主轴，并将起落架轮子（124）在支撑轴上产生的力的一部分传递给主轴；第二框架和所述装置互相垂直。本发明可以通过机械连接和力专递装置而不是通过起落架箱的壁来传递起落架产生的力。

Description

包括起落架的飞行器机身前部结构及包括该结构的飞行器

技术领域

本发明涉及一种包括起落架的飞行器前部结构。

背景技术

飞行器的前起落架一般容纳在机身前结构内的起落架箱中。该起落架箱根据飞行器处于飞行中还是在地面时而执行双重功能。

在飞行过程中，所述箱使得起落架与空气动力流隔绝，以提高飞行器的性能。

在地面，所述箱的作用是将起落架产生的力传递给前部结构的加强件，特别是它的框架。

现在，起落架的构成零件通过起落架箱的零件连接至前部结构的框架。

图1示出现有技术的飞行器机身1的一部分，更特别的是常规的飞行器前部结构2。

前部结构2常常由框架和外蒙皮构成，外蒙皮被用于安装舷窗玻璃3的孔口中断。

该结构包括形状基本为平行六面体的包括活门6、两个侧壁8、顶壁9、前壁10和后壁12的起落架箱4。

活门6由两个基本为矩形的铰接门板构成，并与前部结构的蒙皮平齐，并与曲线局部贴合。在关闭位置，活门6局部基本为平的。

两个基本为平的并互相平行的侧壁8位于活门6二侧，所述侧壁连接活门6和基本为平的并具有矩形表面的顶板9。

起落架箱4的前部(向机身前部)被从活门6延伸到顶板9的前壁10封闭，后部被基本为平的并与活门6垂直的后壁12封闭。

图2中示出结合至起落架箱4中的常规起落架20。

所述起落架特别包括端部装有轮子24的腿22，远离该端部的是Y形支撑件26。

腿22的与轮子24相反的端部与称为主轴的轴28连接。该主轴28的方向与飞行器的俯仰轴线相同。主轴28的两个相对端的每一个在后壁12和活门6之间的连接部附近连接至其中一侧壁8。

支撑件26最靠近轮子的一端(Y形的基部)与腿22连接，另外两个相对端(Y形的分支)与称为支撑轴的轴29连接。该支撑轴29与主轴28平行。它的每个相对端在顶板9附近并大约在前壁10与后壁12之间一半的距离处与其中一侧壁8连接。

主轴28和支撑轴29可以使腿22和支撑件26围绕飞行器的俯仰轴线枢转，以使起落架20从图2所示的展开位置过渡到收缩位置，在收缩位置处，起落架在箱4内被限制成基本水平的位置(飞行器在地面时的水平位置)。

因此，飞行器在地面滑行的过程中，来自轮子24的轴向力传递给主轴28和支撑轴29的支承件。

这些支承件与起落架箱4的壁8连接，壁8将起落架20产生的力传递给前部结构2。

发明内容

本发明提出一种对装有上述起落架的飞行器前部结构的改进。

为此，本发明涉及一种飞行器机身的前部结构，其包括起落架，起落架具有轮子且能够围绕两个平行枢轴——即主轴和支撑轴——枢转以便能够使起落架展开或收缩。起落架包括支撑轮子并连接至主轴的腿和使腿连接至支撑轴的支撑件，其特征在于，前部结构还包括：

–第一和第二加强框架，主轴和支撑轴分别连接至第一和第二框架；

–机械装置，所称的用于机械连接和力传递的装置，其连接支撑轴和主轴并且适于将轮子在支撑轴上产生的力的一部分传递给主轴，并且第二框架和该机械装置互相垂直。

所述设置可以将来自起落架的力(地面对飞机重量的反作用、与动态着陆和滑行等有关的力)通过最简单和尽可能短的路径传递至飞行器的前部结构的框架。

更确切地说，支撑轴受到的力通过机械装置传递给枢转主轴。

机械连接和力传递装置相对于第二框架的相对方向可以避免任何残余力或方向不在框架平面中的或沿装置延伸的轴线，例如沿机身纵轴线的任何力的分量。

因此，只有所述结构(框架)和所述机械装置的加强件支撑并传递由起落架传递的力。

根据本发明，前部结构沿纵向延伸，第一框架在前部结构的横截面中延伸，第二框架相对于该横截面倾斜。

第二框架的所述倾斜还可避免该框架与前部结构镶嵌舷窗玻璃的复杂区域的互相干扰。因此不再需要加强这些镶嵌。则可以连续方式(例如连续封闭环形的形式)形成该第二框架，并还作为组装前部结构的零件的可靠的几何参照。

根据本发明，所述机械装置包括多个沿延伸方向延伸并将所述主轴连至所述支撑轴的机械连接构件。

应当注意，这些构件布置成间隔开以便在它们之间形成用于容纳起落架的一部分的箱。

根据本发明，前部结构还包括起落架箱，前部结构的第一框架的一部分形成起落架箱的后壁，并且起落架箱包括靠置于后壁并沿机身局部内曲线向所述箱的前部纵向延伸的加强件。

加强件替代了现有技术的起落架箱的面积较大的完整侧壁。因此本发明的起落架箱更轻。

因此所述侧壁的中央部分挖空，只留下这些壁的外缘部分或边缘，所述外缘部分或边缘从箱顶部出发沿着第一框架延伸并向箱前部延伸(L形)，或然后甚至向顶部上升(U形)。

另外，加强件可以加强第一框架，特别是第一框架的形成起落架箱的负压区与货舱增压区域之间的间隔部的下部。

为了使起落架在主轴上产生的力更好地传递给第一框架，主轴在加强件靠置于后壁处或该处附近固定在起落架箱的加强件上。

根据本发明的可能特征，起落架箱包括具有向起落架箱内凸起的顶部。

该设置的优点是增加箱顶部的耐压强度。与位于(舷窗区)上部的区域和(货舱区)后部区域相反，箱的区域实际上不被增压。

根据第一实施例，所述机械装置包括具有至少一连杆和至少一环扣的连杆系。

根据本发明一可能特征，所述至少一连杆的相对端的其中一端连接至主轴，另一端连接至支撑轴，环扣直接使支撑轴连接至前部结构的第二框架。

该设置的优点是便于结合起落架，因为起落架仅通过主轴和支撑轴连接至结构。这样可以限制要进行的调整，并且将预先调整的起落架插入到现有结构中。

为了通过尽可能简单的路径将起落架产生的力传递给前部结构的框架，所述至少一环扣直接将支撑轴连接至第二框架。

可以通过使机械连接和力传递装置的组成零件加倍而使该装置更安全。为此，连杆系由两个互相平行的连杆和两个分别与两个连杆相联的环扣构成。

根据本发明一可能特征，起落架还包括位于连杆系的所述至少一连杆上的至少一收起千斤顶。

所述设置具有不需要和现有技术一样必须使收起千斤顶位于起落架箱顶部的优点。

更特别的是，在机械连接和力传递装置包括两个连杆和两个环扣的情况下，起落架包括两个收起千斤顶，每个千斤顶位于连杆系的两个连杆的其中一个上。

由于该设置，可以将使主轴转动所需的功率分布在两个千斤顶上，而不是单个千斤顶上，这样另外可以节省空间。

另外，与只有一个千斤顶的构造相比非对称变形较小。

在第二实施例中，机械连接构件包括至少两个直接将机身第一框架连接至机身第二框架的平行杆，主轴有两个连接至第一框架的相对端，第一杆位于主轴的两个相对端的其中一端侧，第二杆位于主轴的另一端侧，使得杆、主轴、和支撑轴形成平行四边形。

杆是既制造简单又能耐拉伸力的零件，因此使它们特别适于传递相关的力。

平行四边形设置的优点是可以变形，因此吸收由于起落架箱区域与前部结构的增压区之间的压力差而产生的力。

为了使机械连接和力传递装置安全，机械连接构件还包括第三和第四杆，第三杆在第一杆旁侧，第四杆在第二杆旁侧，所有杆互相平行。

本发明最后涉及一种包括上面简述的前部结构的飞行器。

附图说明

随着下面作为非限定例子并参照附图进行的描述，其它特征和优点将更加清楚，其中：

-图1是装有根据现有技术的起落架箱的飞行器前部结构的示意透视图；

-图2(现有技术)是图1起落架箱和它的起落架的示意透视图；

-图3是根据本发明第一实施例的飞行器前部结构零件的一部分的示意透视图；

-图4是图3的实施例中的起落架以及机械连接和力传递装置的示意图；

-图5是图3的飞行器的前部结构的细节的示意透视图；

-图6是图5的前部结构的剖面示意图；

-图7是图6的前部结构的局部放大示意图，其中起落架在展开位置，并示出滑行过程中施加的力；

-图8是本发明的第二实施例中的飞行器前部结构的示意透视图。

具体实施方式

在下面的描述中，方向对应于在地面的飞行器在平坦地面的方向。

图3示出本发明的第一实施例中飞行器机身前部结构100。前部结构100整体相对XZ平面对称，并且包括被多个框架和壁加强的蒙皮(为清楚起见没有在该图上示出，但在图6上用虚线表示)，其中至少包括第一框架或后框架105、第二框架或中间框架106、和使飞行器的前端(未示出，并位于该壁前面)与前部结构的其余部分分开的分界壁107。

在分界壁107后，机身前部结构100被地板108分为两个隔间。上隔间109形成驾驶舱，下隔间110形成起落架箱111。

第一框架105与XZ平面垂直，即在飞行器的横截面(YZ平面)中延伸。但是，也可设想其它方向。它位于结构100的后部，并标出驾驶舱与飞行器机舱之间的分隔，换句话说是飞行器的前部结构与中央结构(未示出)之间的分隔。

第一框架105在机身的局部横截面的外缘上延伸。

第一框架105由延伸至机身局部截面外缘的上部(增压区)中的环形部分105a和延伸至机身局部截面外缘的下部的间隔部105b组成。间隔部105b标志起落架箱111与位于飞行器中央部分的货舱之间的分隔。这两个区域不承受相同的压力，间隔部105b是框架的实心部分，也称为分隔壁，并最好被加强。

第二框架106位于第一框架105之前，在玻璃窗112后部附近，所述玻璃窗112位于机身蒙皮上在上隔间109上部并靠近分界壁107。

第二框架106特别地向后倾斜(倾斜位置)，以便不与玻璃窗112互相干扰。

第二框架的上部(增压区)由在机身局部倾斜截面外缘上延伸的环形部分106a(为清楚起见，图中中断)，并且下部(非增压区)由带106b构成。

带106b是框架的实心部分，也称为分隔壁，它的中央钻有基本矩形的孔口106c。孔口106c由四个内边形成：两个侧边、一个下边和一个上边。

孔口106c的下内边设有两个位于孔口侧边附近的轴支撑部106d。这些轴支撑部106d或支承件向第二框架106的上部延伸，并如下面将看到的，它们用于起落架的固定和铰接。

第二框架106的下部由两个延长环形部分106a的拱形部106e构成，以便与机身下部形状相配合。

这些拱形部106e的基本为V形，两个V形的每个分支连接至带106b。

但是，第二框架106的下部也可被例如直径与环形部分106a相同的圆弧延长。

分界壁107包括两个半盘，所述两个半盘分别从上隔间109一侧和下隔间110一侧沿与YZ平面不同的倾斜度延伸。

为清楚起见，只示出了上半盘。它相对于第一框架105稍微向前部结构100的前端倾斜。

如前面看到的，下隔间110形成留给起落架箱111的空间。起落架箱111也示出在图5、6、7中，并与图4详细示出的起落架相互作用。在这些图中，为清楚起见，没有示出拱形部106e。

起落架箱111特别包括两个平行的加强件113和凸起的顶部或顶板115，每个加强件113形成侧框架或拱形部，每个加强件113从所述顶部115向下延伸。每个加强件113包括靠置于后框架105的分隔壁105b的后加强件113a。组装这些零件，以使起落架箱111内设置可以容纳起落架的基本为平行六面体的空间。

正如图3和图6的剖面图中可以看到的，加强件113的形状基本为U形，U形的分支分别连接至后框架105的分隔壁105b和分界壁107。U形底部与前部结构100的局部纵向外形相配合。

U形的固定在后框架105上的分支或后加强件113a在它沿Z轴线和Y轴线延伸的整个长度上与分隔壁105b接触，并借助螺栓(未示出)，特别是剪切螺栓和/或拉伸螺栓固定。

后加强件113a包括沿X轴线的轴向延伸部，以便可以在所述轴向延伸部中钻孔眼116，如下面将要看到的，起落架的主轴的两个相对端将插入到所述孔眼116中。

从分隔壁105b的另一侧(货舱侧)，通过一些跟部114加强了后加强件113a的固定，跟部114是角形零件，所述角形零件的其中一分支沿着与后加强件113a相同的延伸方向(Z轴)固定在分隔壁105b的整个长度上。和后加强件113a相同，跟部114通过螺栓固定在分隔壁105b上。

因此，分隔壁105b的被后加强件113a限定的部分用作起落架箱111的后壁。

位于没有附图标记的地板紧下方的凸起顶部115沿纵轴线X从分隔壁105b延伸到分界壁107。

为此，它的后端沿着接触曲线与分隔壁105b接触，接触曲线的凸起方向朝向隔间110，它的前端沿着与Y轴线平行的接触线与分界壁107接触。该接触线位于圆的直径上，壁107形成圆的一半。

因此，顶部115在下隔间一侧凸起，并还从中间框架106通过，并且还与中间框架106连接，以便与带106b的上部局部配合。

因此，与现有技术的起落架箱不同，起落架箱111不包括将吸收起落架引起的力的侧壁，而是只包括一些减小成构成它们的边缘或外缘的零件113上的掏空壁。

可以注意到，加强件113的特殊形状限制了前部结构100的形状中产生可能的几何不连续性。

另外，顶部115的凸起形状使它更耐压，这样可以限制与位于附近的与前部结构100的区域，如上隔间109(驾驶舱区)和位于分隔壁105b后的货舱(未示出)增压有关的起落架箱变形。

现在参照图4，描述用于装在起落架箱111中的前起落架120的零件，并参照图5、6、7描述起落架箱111与前部结构100的组成零件的结合。

起落架120包括腿122、主轴128和支撑轴129，腿122的两个相对端的其中一端带有轮子124。

腿122的与轮子124相对的端部连接至主轴128。主轴128一旦结合至前部结构100中就插入到起落架箱111的后加强件113的孔眼116中，因此与飞行器的俯仰轴线即y轴线方向平行。

支撑轴129一旦结合至前部结构100中就插入到第二框架106的轴支撑部106d中，因此与飞行器的俯仰轴线和主轴128平行。

正如可以在图4中看到的，起落架120的腿122包括支撑铰接连杆系122b的分支122a和Y形支撑件122c。

分支122a包括两个直径不同并且互相相嵌的缸体，直径较小的缸体是通过铰接连杆系122b在分支122a的一端连接至轮子124的缸体。

Y形支撑件122c从腿的中间部分向主轴方向延伸。

支撑件122c具有在主轴的相对端部附近连接至主轴128的两个分支，并且两个分支延伸到分支122a的相对端二侧，分支122a也连接至主轴128。

腿122还包括在分支122a上的连接轴支撑部122d。

支撑件126包括第一支撑连杆126a、第二支撑连杆126b、中间轴126c、腿轴126d、第一支撑副连杆126e、第二支撑副连杆126f和第二中间轴126g。

第一和第二支撑连杆126a、126b一方面使支撑件126连接至支撑轴129，另一方面使支撑件126连接至腿122(图6、7)。

更确切地说，第一支撑连杆126a的一端连接至支撑轴129，它的另一端通过中间轴126c(该轴与支撑轴129平行)连接至第二支撑连杆126，连杆126a和126b都能围绕中间轴126c枢转。

第二支撑连杆126b的一端通过轴126c连接至第一支撑连杆126a，它的相对端通过腿轴支撑部122d连接至腿122。与中间轴126c平行的腿轴126d插入支撑部122d中。第二支撑连杆能够围绕腿轴126d枢转。

第一和第二支撑副连杆126e、126f使中间轴126c连接至主轴128。

更确切地说，第一支撑副连杆126e的一端连接至中间轴126c，另一相对端通过与中间轴126c平行的第二中间轴126g连接至第二支撑副连杆126f，并且支撑副连杆126e、126f能够围绕第二中间轴126g枢转。

如图4可以更清楚地看到的，第二支撑副连杆126f的一端通过轴126g连接至第一支撑副连杆126e，它的相对端连接至主轴129。

两个支撑连杆126a、126b和两个支撑副连杆126e、126f可以铰接支撑件126，使得当起落架收起时，支撑件126可以在起落架120的箱内基本处于水平位置。

支撑件的反锁定千斤顶130位于第二支撑副连杆126f后，并且可以使支撑126稳定就位，并且更特别的是保护第二支撑副连杆126f。

起落架120的收缩通过主轴128围绕自身的转动进行，带动支撑件126和它一起转动，支撑件126的连杆和副连杆126a、126b、126e、126f通过围绕它们各自的轴线的枢转而相互铰接，并且或多或少互相折叠。

支撑件126在它的运动中驱动腿124，所述腿124然后被带至起落架箱111内，以使腿124在图5、6中所示的位置装载于其中。

与现有技术的起落架不同，主轴128的转动不是被连接至起落架箱的顶部的唯一千斤顶致动，而是被两个位于机械连接和力传递装置上的两个千斤顶132致动，下面将进行描述。

由于该设置，可以使驱动主轴128转动所需的功率分布到两个千斤顶上，而不是单个的千斤顶上。两个千斤顶在装置上的空间布置可以得到节约箱内地方的优点。

另外，与单个的千斤顶的构造相比不对称变形较小。

要指出的是，起落架的展开以相反方式进行。

现在参照图4、5、6描述根据本发明的机械连接和力传递装置140以及它与前部结构100的框架、起落架箱111和起落架120互相作用的方式。

在这些图所示的实施例中，机械连接装置140包括由一对连杆144和一对相联环扣146组成的连杆系142。连杆和环扣成对存在是出于保护机构的考虑。但是，也可考虑单一连杆和单一环扣。相反，机械连接装置140可以包括多于二对的连杆和环扣，甚至每对有多于两个的零件。

连杆144的第一端固定在主轴128上，它们的相对端固定在支撑轴129上。

图6的A-A轴线所示的它们的延伸方向特别与容纳第二倾斜框架106的平面垂直。

两个环扣146位于支撑轴129二侧，并且每个环扣包括两个孔眼，孔眼146a和下孔眼146b。

每个上孔眼146a用于接收支撑轴129，而每个下孔眼146b用于接收安装在其中一支承件106d(图3)上的未示出的轴，以便将环扣146固定在第二框架106上。

为此，环扣的长度与第二框架106的孔口106c的高度相适应。

图7可以示出上面描述的零件的作用和优点，用箭头表示飞行器滑行过程中起落架120的轮子124在腿122和支撑件126上产生的力。

滑行过程中，轮子124承受力150a和150b，该力直接传递给起落架120的腿122。然后腿122将这些力的一部分传递给主轴128，另一部分传递给支撑件126.

支撑件126通过它的副连杆126e、126f将力传递给主轴128，并通过它的连杆126a、126b将力传递给支撑轴129。

传递给主轴128的产生的力通过起落架箱111的加强件113的后加强件113a直接传递给分隔壁105b，分隔壁105b又将力传递给机身前部结构100的表皮。

支撑轴129承受由支撑件126传递的力153。

由于机械连接和力传递装置140，力153的一部分通过环扣146传递给第二框架106。因此框架106吸收力153的部分154a。

力153的剩余部分(由构成来自支撑件的力的大部分)，即力154b通过装置140的两个连杆144传递给主轴128，主轴128通过上面描述的机械路径将其传递给机身蒙皮。

因此，连杆144的作用是形成支撑件126与起落架腿122之间的封闭路径，以便将起落架120产生的力传递给第二框架106和第一框架105。

第二框架106与连杆144垂直使得力的传递特别有效，因为这样就消除了沿X轴线的任何力的分量。

因此，由于机械连接和力传递装置140，分隔壁150b吸收了起落架120产生的大部分力。实际上，分隔壁150b的强度特别大，并且以最直接的方式将力传递给前部结构100的蒙皮。

因此不需要对起落架箱111设置加强侧壁，这就提供了节省空间和许多重量的优点。

另外，起落架120以比现有技术更简单的方式结合至前部结构100中，因为只需将主轴128和支撑轴129固定在结构上。因此大大减少结合所需的调节数量。

本发明的前部结构的第二实施例200示于图8。

该实施例的某些零件与第一实施例相同，因此不再重新描述。

在该第二实施例中，前部结构200包括与第一框架105相比没有改变的第一框架205。该结构还包括第二框架206，除了不包括中央孔口106c并包括两个向后与第二框架平面垂直延伸的平行延伸部206a外，第二框架206与第二框架106相同。

起落架220与起落架120不同。支撑件连杆126a被Y形叉226代替。叉226包括两个分支226a、226b，它们通过两个延伸部206a连接至第二框架206，所述两个延伸部206a支撑支撑轴，为了清楚没有示出。

前部结构200包括机械连接和力传递装置230，装置230包括二对互相平行并且例如圆形截面的杆240、242(但是也可考虑其它截面)。为了保护所述机构，选择杆的数量为四个。但是在其它实施例中该数量可以变化。

四个杆240、242中的每一个通过两个相对端的其中一个连接至两个固定在第一框架205上的加强件213(与加强件113相同)，通过相对端连接至中间框架206的两个延伸部206a的其中一个。

杆240和242的前端插在延伸部206a的厚度中，但也可考虑其它固定方式。

杆240、242、主轴228和支撑轴整体构成的结构基本形成可以变形的平行四边形。该变形使其可以耐受由于飞行器的起落架区与附近增压区之间的压差产生的力。

杆240、242的延伸方向和连杆144的方向一样与第二框架206垂直。因此，该实施例在力的传递方面具有和第一实施例相同的优点。

实际上，特别是由于与杆240、242的延伸方向垂直的第二框架206的倾斜方向，起落架220在滑行过程中产生的力通过尽可能简单的路径传递给第一框架205和第二框架206。

Claims (13)

1.一种沿飞行器机身的纵向方向延伸的飞行器机身前部结构，所述前部结构包括具有轮子并能够围绕两个平行枢轴枢转的起落架(120；220)，所述两个平行枢轴为主轴(128；228)和支撑轴(129)，所述起落架包括支撑所述轮子(124)并连接至所述主轴的腿(122)和将所述腿连接至所述支撑轴的支撑件(126；226)，其特征在于，所述前部结构包括：

-第一加强框架(105；205)和第二加强框架(106；206)，所述主轴和所述支撑轴分别连接至所述第一加强框架和第二加强框架；所述第一加强框架(105；205)在所述前部结构的横截面中延伸，所述第二加强框架(106；206)相对于所述横截面倾斜，以及

-机械装置(140；230)，所述机械装置连接所述支撑轴和所述主轴，并适于将所述轮子在所述支撑轴上产生的力的一部分传递给所述主轴；

所述第二加强框架和所述机械装置互相垂直。

2.如权利要求1所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述前部结构还包括起落架箱(111)，所述前部结构的所述第一加强框架的一部分形成所述起落架箱的后壁(105b)，并且所述起落架箱包括靠置于所述后壁上并沿机身的局部内曲线朝向所述起落架箱的前方纵向延伸的加强件(113)。

3.如权利要求2所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述主轴(128；228)在所述加强件(113)的在所述起落架箱的所述后壁(105b)上的支承表面附近固定在所述加强件(113)上。

4.如权利要求2或3所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述起落架箱(111)包括呈朝向所述起落架箱的内部定向的凸起的顶部(115)。

5.如权利要求1-3之一所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述机械装置(140；230)包括多个沿延伸方向延伸并将所述主轴连接至所述支撑轴(129)的机械连接构件(142；240，242)。

6.如权利要求1-3之一所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述机械装置(140)包括连杆系(142)，所述连杆系(142)包括至少一个连杆(144)和至少一个环扣(146)。

7.如权利要求6所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述至少一个连杆(144)的相对两端中的一端连接至所述主轴(128)、另一端连接至所述支撑轴(129)，所述环扣(146)使所述支撑轴直接连接至所述前部结构的所述第二加强框架(106)。

8.如权利要求6所述的飞行器机身的前部结构，其特征在于，所述连杆系(142)由两个连杆(144)和两个分别与所述两个连杆相关联的环扣(146)构成，所述连杆互相平行。

9.如权利要求6所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述起落架(120)还包括位于所述连杆系的所述至少一个连杆(144)上的至少一个千斤顶(132)。

10.如权利要求8所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述起落架(120)包括两个千斤顶(132)，每个千斤顶位于所述连杆系的两个连杆(144)中的一个上。

11.如权利要求5所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述机械连接构件包括将所述机身的第一加强框架(205)直接连接至所述机身的第二加强框架(206)上的至少两个平行杆(240，242)，所述主轴(228)具有连接至所述第一加强框架的两个相对端，第一杆位于所述主轴的所述两个相对端的其中一端侧，第二杆位于所述主轴的另一端侧，使得所述第一杆、所述第二杆、所述主轴和所述支撑轴形成平行四边形。

12.如权利要求11所述的飞行器机身前部结构，其特征在于，所述机械连接构件还包括第三杆(240，242)和第四杆(240，242)，所述第三杆位于第一杆旁侧，第四杆位于第二杆旁侧，所述第一杆、所述第二杆、所述第三杆和所述第四杆全部互相平行。

13.一种包括如权利要求1-12之一所述的飞行器机身前部结构的飞行器。