CN113371222A - 一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构，属于飞机牵引设备技术领域。它解决了牵引车通过牵引杆牵引飞机的安全性差等技术问题。本飞机牵引杆的整体式夹紧机构包括夹紧头一和夹紧头二及沿牵引杆长度方向的支杆一和支杆二，支杆一和支杆二设置在牵引杆两侧，支杆一和夹紧头一之间设有导向杆一，导向杆一上套设有导向块一和位于导向块一及夹紧头一之间的复位弹簧一，支杆二和夹紧头二之间设有导向杆二，导向杆二上套设有导向块二和位于导向块二及夹紧头二之间的复位弹簧二，支杆一和支杆二之间设有楔形块和能带动楔形块移动使夹紧头一和夹紧头二相互靠近或远离的伸缩件。本发明能减少牵引杆一个自由度，提高牵引杆牵引飞机的安全性。

Description

一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构

技术领域

本发明属于飞机牵引设备技术领域，涉及一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构。

背景技术

现有的飞机牵引车一般是通过一个牵引杆与飞机相连，这样能将飞机拖动到指定的位置；由于牵引杆与牵引车和飞机之间有两个铰接点，因此在牵引车拖动飞机的过程中，牵引车和牵引杆之间以及飞机和牵引杆之间共有两个自由度使得操作难度较大，容易出现安全事故。

我国专利(公告号：CN106882396A；公告日：2017-06-23)公开了一种用于飞机牵引杆上的牵引缓冲装置及飞机牵引杆，包括连接杆、保险螺栓、安装件、环形隔板、缓冲件、快速对接接头和壳体，连接杆的第一端设置保险螺栓，安装件呈阶梯柱状且在其小头部设有一圈凸起，安装件沿其轴向设有通孔且活动地套装在连接杆靠近第一端的杆体上，连接杆中部的杆体上固定设有一挡圈，连接杆上活动地套装多个环形隔板且所有环形隔板位于安装件的大头部同一侧，安装件大头部与其相邻的环形隔板之间设有缓冲件，环形挡圈与其相邻的隔板之间设有缓冲件，相邻的隔板之间设有缓冲件，壳体呈管柱状且其一端开口，快速对接接头将安装件的凸起和壳体的开口端对接。

上述专利文献公开的用于飞机牵引杆上的牵引缓冲装置及飞机牵引杆中牵引缓冲装置能缓冲和吸收掉牵引环和牵引杆之间的冲击力，减小牵引过程中造成的损伤，但是安全隐患依然非常大。

发明内容

本发明针对现有的技术存在的上述问题，提供一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构，本发明所要解决的技术问题是：如何提高牵引车通过牵引杆牵引飞机的安全性。

本发明的目的可通过下列技术方案来实现：

一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构，包括用于夹持飞机牵引杆的夹紧头一和夹紧头二，其特征在于，所述夹紧头一连接有沿牵引杆长度方向的支杆一，所述夹紧头二连接有沿牵引杆长度方向的支杆二，所述支杆一和所述支杆二相对间隔设置在牵引杆的两侧，所述支杆一和所述夹紧头一之间固设有导向杆一，所述导向杆一上套设有固定在支架上的导向块一和位于所述导向块一及所述夹紧头一之间的复位弹簧一，所述支杆二和所述夹紧头二之间固设有导向杆二，所述导向杆二上套设有固定在支架上的导向块二和位于所述导向块二及所述夹紧头二之间的复位弹簧二，所述支杆一和所述支杆二之间设有楔形块且所述楔形块上连接有能带动其沿牵引杆的长度方向移动使所述夹紧头一和所述夹紧头二相互靠近或者远离的伸缩件。

其工作原理如下：本技术方案中的夹紧头一和夹紧头二需要夹紧牵引杆时，伸缩件动作能驱动楔形块沿牵引杆的长度方向移动，这样楔形块能驱动支杆一和支杆二同时远离或者靠近牵引杆，支杆一和支杆二能分别带动导向杆一和导向杆二移动使复位弹簧一和复位弹簧二处于压缩状态，在此过程中，导向杆一和导向杆二能分别带动夹紧头一和夹紧头二相互靠近并夹紧牵引杆，牵引杆在牵引飞机时就减少了一个自由度，从而减小了驾驶难度，提高了牵引车通过牵引杆牵引飞机的安全性；不需要夹持牵引杆时，伸缩件带动楔形块远离支杆一和支杆二，处于压缩状态的复位弹簧一和复位弹簧二能驱动夹紧头一和夹紧头二相互远离，从而解除二者对牵引杆的夹持。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述支杆一的一侧固设有朝所述支杆二延伸的驱动杆一，所述支杆二的一侧固设有朝所述支杆一延伸的驱动杆二，所述驱动杆一和所述驱动杆二相对间隔设置且所述楔形块位于所述驱动杆一和所述驱动杆二之间，所述伸缩件固定在支架上且输出端与所述楔形块的一端中部相固接，所述楔形块靠近所述驱动杆一一端的侧面和靠近所述驱动杆二一端的侧面均为朝所述楔形块另一端中部倾斜的斜面，所述驱动杆一和所述驱动杆二相近的一端均固设有与所述楔形块上对应斜面相配合的斜板。操控伸缩件即可带动楔形块移动从而达到夹持牵引杆或解除夹持的目的，非常方便。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述导向杆一和所述导向杆二均为条形圆杆，所述导向块一上开有供所述导向杆一穿设的圆孔一，所述导向块二上开有供所述导向杆二穿设的圆孔二；所述驱动杆一上套设有固定在支架上的限位块一，所述驱动杆二上套设有固定在支架上的限位块二。设置限位块一和限位块二可以防止导向杆一和导向杆二在移动的过程中绕其轴线转动，为夹紧头一和夹紧头二能正常夹持牵引杆提供保障。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述限位块一位于所述驱动杆一与所述支杆一相接的一端，所述限位块二位于所述驱动杆二与所述支杆二相接的一端。限位块一和限位块二设置的位置为楔形块回到初始位置时支杆一和支杆二能够复位提供了保障。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述驱动杆一和所述驱动杆二均为矩形杆，所述限位块一上开有供所述驱动杆一穿设的矩形孔一，所述限位块二上开有供所述驱动杆二穿设的矩形孔二。这里的矩形杆和矩形孔一以及矩形孔二相配合具有限位作用，可防止驱动杆一和驱动杆二移动时绕轴向转动。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述支杆一和所述夹紧头二位于牵引杆的一侧，所述支杆二和所述夹紧头一位于牵引杆的另一侧。支杆一、支杆二、夹紧头一和夹紧头二的布局能减小整个夹紧机构占用的空间。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述夹紧头一包括与飞机牵引杆相接的夹持部一和与所述夹持部一一体成型的连接部一，所述夹紧头二包括连接部二和与飞机牵引杆相接的夹持部二，所述导向杆一远离所述支杆一的一端固定在所述连接部一远离所述夹持部一的一端侧面上，所述导向杆二远离所述支杆二的一端固定在所述连接部二的一端侧面上，所述夹持部一和所述夹持部二相对设置在所述导向杆一或所述导向杆二的下方，所述夹持部一和所述夹持部二相对的一侧均开有与牵引杆外侧相接的弧形槽，所述夹持部二的另一侧开有供所述连接部二远离所述导向杆二一端嵌入的安装槽且所述连接部二该端穿设有销轴一，所述销轴一的两端分别穿过所述安装槽的槽壁且均位于所述夹持部二的外侧，所述销轴一两端均固设有定位块，所述夹持部二外侧开有供两个所述定位块嵌入的限位槽。定位块和限位槽的设置使夹持部二能绕销轴一旋转一定的角度，保证夹紧头一的弧形槽和夹紧头二的弧形槽能与牵引杆的外侧完全贴合。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述夹紧头一包括与飞机牵引杆相接的夹持部一和与所述夹持部一一体成型的连接部一，所述夹紧头二包括连接部二和与飞机牵引杆相接的夹持部二，所述导向杆一远离所述支杆一的一端固定在所述连接部一远离所述夹持部一的一端侧面上，所述导向杆二远离所述支杆二的一端固定在所述连接部二的一端侧面上，所述夹持部一和所述夹持部二相对设置在所述导向杆一或所述导向杆二的下方，所述夹持部一和所述夹持部二相对的一端均开有与牵引杆外侧相接的V形槽，所述连接部二的另一端开有贯穿上下两侧的开口槽，所述夹持部二远离所述V形槽的一端嵌设在所述开口槽内且所述夹持部二的该端穿设有销轴二，所述销轴二的两端穿设在所述开口槽的两侧槽壁上，所述夹持部二远离所述V形槽的一端和所述开口槽槽底之间设有膜片弹簧。膜片弹簧的设置能使夹持部一的V形槽和夹持部二的V形槽与牵引杆相贴合，在解除夹持时膜片弹簧在弹力作用下能使夹持部二复位。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述支杆一的长度小于所述支杆二的长度，所述驱动杆一和所述导向杆一相互平行且二者分别设置在所述支杆一的一侧两端；所述驱动杆二固定在所述支杆二的一端侧面上，所述支杆一设有所述驱动杆一的一端与所述支杆二设有所述驱动杆二的一端相平齐，所述导向杆二的数量为两个，两个所述导向杆二并排间隔分布在所述支杆二的另一端侧面上且所述驱动杆二与任一所述导向杆二相互平行，所述导向块二和所述复位弹簧二均套设在其中一个所述导向杆二上。支杆一短于支杆二使夹紧机构设置的比较紧凑，节省空间。

在上述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构中，所述伸缩件为液压油缸、气缸或电动推杆。液压油缸、气缸和电动推杆均能为楔形块的移动提供足够的动力，保证夹紧机构能顺利工作。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、本发明中的夹紧机构能够夹紧牵引杆，使牵引车在牵引飞机的过程中减少一个旋转自由度，降低驾驶难度，减小飞机转弯半径，也提高了牵引车通过牵引杆牵引飞机的安全性。

2、本发明只需要操控伸缩件就可以使夹紧头一和夹紧头二相互靠近夹持住牵引杆，非常方便。

3、本发明中驱动杆一和驱动杆二以及限位块一和限位块二的设置可有效防止导向杆一和导向杆二绕其轴向转动，为夹紧头一和夹紧头二能顺利夹持住牵引杆提供保障。

附图说明

图1是本实施例一中飞机牵引杆的整体式夹紧机构的立体结构示意图。

图2是本实施例一中飞机牵引杆的整体式夹紧机构的俯视图。

图3是本实施例一中支杆一、驱动杆一和夹紧头一的结构示意图。

图4是本实施例一中支杆二、驱动杆二和夹紧头二的结构示意图。

图5是本实施例一中夹持部二的结构示意图。

图6是本实施例一中导向块一的结构示意图。

图7是本实施例一中限位块二的结构示意图。

图8是本实施例二中夹紧头二的结构示意图。

图中，1、夹紧头一；1a、夹持部一；1b、连接部一；2、夹紧头二；2a、连接部二；2a1、开口槽；2b、夹持部二；2b1、安装槽；2b2、限位槽；3、支杆一；4、支杆二；5、导向杆一；6、导向块一；6a、圆孔一；7、复位弹簧一；8、导向杆二；9、导向块二；9a、圆孔二；10、复位弹簧二；11、楔形块；12、伸缩件；13、驱动杆一；14、驱动杆二；15、斜板；16、限位块一；16a、矩形孔一；17、限位块二；17a、矩形孔二；18、弧形槽；19、销轴一；20、定位块；21、V形槽；22、销轴二；23、膜片弹簧。

具体实施方式

以下是本发明的具体实施例并结合附图，对本发明的技术方案作进一步的描述，但本发明并不限于这些实施例。

实施例一：

如图1至图4所示，本实施例中飞机牵引杆的整体式夹紧机构包括用于夹持飞机牵引杆的夹紧头一1和夹紧头二2，飞机牵引杆上方两侧并排间隔设有沿牵引杆长度方向的支杆一3和支杆二4，支杆一3和支杆二4相互平行，支杆一3的长度小于支杆二4的长度且二者一端相平齐，支杆一3与支杆二4相平齐的一端侧面固设有朝支杆二4延伸的驱动杆一13，支杆一3的另一端侧面固设有与驱动杆一13相平行的导向杆一5，驱动杆一13和导向杆一5位于支杆一3的同一侧，夹紧头一1固定在导向杆一5远离支杆一3的一端，支杆二4与支杆一3相平齐的一端侧面固设有朝支杆一3延伸的驱动杆二14，支杆二4的另一端侧面固设有两个沿支杆二4长度方向并排间隔设置的导向杆二8，驱动杆二14与两个导向杆二8中任意一个导向杆二8相互平行，驱动杆二14和导向杆二8位于支杆二4的同一侧，夹紧头二2固定在两个导向杆二8远离支杆二4的一端，导向杆一5的中部套设有固定在支架上的导向块一6，其中一个导向杆二8的中部套设有固定在支架上的导向块二9，导向杆一5上套设有复位弹簧一7，复位弹簧一7位于导向块一6和夹紧头一1之间，设有导向块二9的导向杆二8上套设有复位弹簧二10，复位弹簧二10位于导向块二9和夹紧头二2之间，夹紧头一1和夹紧头二2均位于导向杆一5或两个导向杆二8的下方，支杆一3和夹紧头二2位于牵引杆的一侧，支杆二4和夹紧头一1位于牵引杆的另一侧。

进一步的，如图1至图4所示，驱动杆一13和驱动杆二14相对间隔设置且二者之间具有间距，驱动杆一13和驱动杆二14之间设有楔形块11和伸缩件12，伸缩件12为液压油缸、气缸或电动推杆，伸缩件12的壳体固定在支架上，伸缩件12的输出端与楔形块11的一端中部相连，楔形块11靠近驱动杆一13一端的侧面和靠近驱动杆二14一端的侧面均为朝楔形块11另一端中部延伸的斜面，驱动杆一13和驱动杆二14相近的一端均固设有与楔形块11相应斜面相配合的斜板15；伸缩件12动作使楔形块11沿牵引杆的长度方向移动，楔形块11与驱动杆一13上的斜板15和驱动杆二14上的斜板15相互配合使驱动杆一13和驱动杆二14同时靠近牵引杆或远离牵引杆进而使夹紧头一1和夹紧头二2相互靠近或远离牵引杆。

进一步的，如图1至图7所示，导向杆一5的和导向杆二8均为条形圆杆，导向杆一5的中部套设有导向块一6，导向块一6上开有供导向杆一5穿设的圆孔一6a，其中一个导向杆二8的中部套设有导向块二9，导向块二9上开有供导向杆二8穿设的圆孔二9a，驱动杆一13和驱动杆二14均为矩形杆，驱动杆一13与支杆一3相接的一端套设有限位块一16，矩形块一上开有供驱动杆一13穿设的矩形孔一16a，驱动杆二14与支杆二4相接的一端套设有限位块二17，矩形块二上开有供驱动杆二14穿设的矩形孔二17a。

进一步的，如图1、图4和图5所示，夹紧头一1包括连接部一1b和与连接部一1b一体成型的夹持部一1a，夹紧头二2包括连接部二2a和夹持部二2b，导向杆一5远离支杆一3的一端固定在连接部一1b的一端侧面上，导向杆二8远离支杆二4的一端固定在连接部二2a的一端侧面上，夹持部一1a和夹持部二2b相对设置且二者相对的一侧均开有与牵引杆相对侧面相接的弧形槽18，夹持部二2b远离弧形槽18的一侧中开有供连接部二2a另一端嵌入的安装槽2b1，夹持部二2b位于安装槽2b 1内的一端穿设有销轴一19，销轴一19的两端分别穿设过安装槽2b1的两侧槽壁位于连接部二2a的外侧，销轴一19的两端均固设有定位块20，连接部二2a外侧开有两个供相应定位块20嵌入的限位槽2b2。

当需要夹紧牵引杆时，伸缩件12推动楔形块11沿牵引杆的长度方向移动，将驱动杆一13和驱动杆二14向两侧推动，使得支杆一3和支杆二4也同时向牵引杆的两侧移动，进而带动导向杆一5和导向杆二8移动使夹紧头一1和夹紧头二2相互靠近夹持住牵引杆，夹紧头二2可以绕销轴一19摆动使夹紧头一1和夹紧头二2的弧形槽18能与牵引杆外侧完全贴合，这个过程复位弹簧一7和复位弹簧二10压缩，当不需要夹紧牵引杆时，伸缩件12带动楔形块11远离斜板15，复位弹簧一7和复位弹簧二10能驱动导向杆一5和导向杆二8移动使夹紧头一1和夹紧头二2相互远离；这里导向杆一5、圆孔一6a、导向杆二8和圆孔二9a纵截面的直径均为60mm，驱动杆一13、矩形孔一16a、驱动杆二14以及矩形孔二17a纵截面的长度和宽度均为60mmX60mm。

实施例二：

如图8所示，本实施例与实施例一的内容大致相同，不同之处在于，夹持部一1a和夹持部二2b相对的一端均开有与牵引杆外侧相接的V形槽21，两个导向杆二8远离支杆二4的一端固定在连接部二2a的一端侧面上，连接部二2a的另一端开有贯穿上下两侧的开口槽2a1，夹持部二2b远离V形槽21的一端嵌设在开口槽2a1内，夹持部二2b位于开口槽2a1内的一端穿设有销轴二22，销轴二22的两端嵌设在开口槽2a1的两侧槽壁上，夹持部二2b位于开口槽2a1内的一端设有与开口槽2a1槽底相接的膜片弹簧23。

执行夹紧动作时，如果牵引杆和夹紧头一1的V形槽21以及夹紧头二2的V形槽21不贴合或者牵引杆和其中一个夹紧头的V形槽21相贴合和另外一个没有接触，夹持部二2b会克服膜片弹簧23的阻力绕销轴二22旋转，使其自适应的旋转一个合适的小角度，这里最大角度为10°，这样夹紧头一1的V形槽21以及夹紧头二2的V形槽21与牵引杆完全贴合，当不需要夹紧的时候，夹紧头一1和夹紧头二2相互远离，夹持部二2b在膜片弹簧23的作用下回到原位。

本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。

Claims (10)

1.一种飞机牵引杆的整体式夹紧机构，包括用于夹持飞机牵引杆的夹紧头一(1)和夹紧头二(2)，其特征在于，所述夹紧头一(1)连接有沿牵引杆长度方向的支杆一(3)，所述夹紧头二(2)连接有沿牵引杆长度方向的支杆二(4)，所述支杆一(3)和所述支杆二(4)相对间隔设置在牵引杆的两侧，所述支杆一(3)和所述夹紧头一(1)之间固设有导向杆一(5)，所述导向杆一(5)上套设有固定在支架上的导向块一(6)和位于所述导向块一(6)及所述夹紧头一(1)之间的复位弹簧一(7)，所述支杆二(4)和所述夹紧头二(2)之间固设有导向杆二(8)，所述导向杆二(8)上套设有固定在支架上的导向块二(9)和位于所述导向块二(9)及所述夹紧头二(2)之间的复位弹簧二(10)，所述支杆一(3)和所述支杆二(4)之间设有楔形块(11)且所述楔形块(11)上连接有能带动其沿牵引杆的长度方向移动使所述夹紧头一(1)和所述夹紧头二(2)相互靠近或者远离的伸缩件(12)。

2.根据权利要求1所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述支杆一(3)的一侧固设有朝所述支杆二(4)延伸的驱动杆一(13)，所述支杆二(4)的一侧固设有朝所述支杆一(3)延伸的驱动杆二(14)，所述驱动杆一(13)和所述驱动杆二(14)相对间隔设置且所述楔形块(11)位于所述驱动杆一(13)和所述驱动杆二(14)之间，所述伸缩件(12)固定在支架上且输出端与所述楔形块(11)的一端中部相固接，所述楔形块(11)靠近所述驱动杆一(13)一端的侧面和靠近所述驱动杆二(14)一端的侧面均为朝所述楔形块(11)另一端中部倾斜的斜面，所述驱动杆一(13)和所述驱动杆二(14)相近的一端均固设有与所述楔形块(11)上对应斜面相配合的斜板(15)。

3.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述导向杆一(5)和所述导向杆二(8)均为条形圆杆，所述导向块一(6)上开有供所述导向杆一(5)穿设的圆孔一(6a)，所述导向块二(9)上开有供所述导向杆二(8)穿设的圆孔二(9a)；所述驱动杆一(13)上套设有固定在支架上的限位块一(16)，所述驱动杆二(14)上套设有固定在支架上的限位块二(17)。

4.根据权利要求3所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述限位块一(16)位于所述驱动杆一(13)与所述支杆一(3)相接的一端，所述限位块二(17)位于所述驱动杆二(14)与所述支杆二(4)相接的一端。

5.根据权利要求4所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述驱动杆一(13)和所述驱动杆二(14)均为矩形杆，所述限位块一(16)上开有供所述驱动杆一(13)穿设的矩形孔一(16a)，所述限位块二(17)上开有供所述驱动杆二(14)穿设的矩形孔二(17a)。

6.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述支杆一(3)和所述夹紧头二(2)位于牵引杆的一侧，所述支杆二(4)和所述夹紧头一(1)位于牵引杆的另一侧。

7.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述夹紧头一(1)包括与飞机牵引杆相接的夹持部一(1a)和与所述夹持部一(1a)一体成型的连接部一(1b)，所述夹紧头二(2)包括连接部二(2a)和与飞机牵引杆相接的夹持部二(2b)，所述导向杆一(5)远离所述支杆一(3)的一端固定在所述连接部一(1b)远离所述夹持部一(1a)的一端侧面上，所述导向杆二(8)远离所述支杆二(4)的一端固定在所述连接部二(2a)的一端侧面上，所述夹持部一(1a)和所述夹持部二(2b)相对设置在所述导向杆一(5)或所述导向杆二(8)的下方，所述夹持部一(1a)和所述夹持部二(2b)相对的一侧均开有与牵引杆外侧相接的弧形槽(18)，所述夹持部二(2b)的另一侧开有供所述连接部二(2a)远离所述导向杆二(8)一端嵌入的安装槽(2b1)且所述连接部二(2a)该端穿设有销轴一(19)，所述销轴一(19)的两端分别穿过所述安装槽(2b1)的槽壁且均位于所述夹持部二(2b)的外侧，所述销轴一(19)两端均固设有定位块(20)，所述夹持部二(2b)外侧开有供两个所述定位块(20)嵌入的限位槽(2b2)。

8.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述夹紧头一(1)包括与飞机牵引杆相接的夹持部一(1a)和与所述夹持部一(1a)一体成型的连接部一(1b)，所述夹紧头二(2)包括连接部二(2a)和与飞机牵引杆相接的夹持部二(2b)，所述导向杆一(5)远离所述支杆一(3)的一端固定在所述连接部一(1b)远离所述夹持部一(1a)的一端侧面上，所述导向杆二(8)远离所述支杆二(4)的一端固定在所述连接部二(2a)的一端侧面上，所述夹持部一(1a)和所述夹持部二(2b)相对设置在所述导向杆一(5)或所述导向杆二(8)的下方，所述夹持部一(1a)和所述夹持部二(2b)相对的一端均开有与牵引杆外侧相接的V形槽(21)，所述连接部二(2a)的另一端开有贯穿上下两侧的开口槽(2a1)，所述夹持部二(2b)远离所述V形槽(21)的一端嵌设在所述开口槽(2a1)内且所述夹持部二(2b)的该端穿设有销轴二(22)，所述销轴二(22)的两端穿设在所述开口槽(2a1)的两侧槽壁上，所述夹持部二(2b)远离所述V形槽(21)的一端和所述开口槽(2a1)槽底之间设有膜片弹簧(23)。

9.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述支杆一(3)的长度小于所述支杆二(4)的长度，所述驱动杆一(13)和所述导向杆一(5)相互平行且二者分别设置在所述支杆一(3)的一侧两端；所述驱动杆二(14)固定在所述支杆二(4)的一端侧面上，所述支杆一(3)设有所述驱动杆一(13)的一端与所述支杆二(4)设有所述驱动杆二(14)的一端相平齐，所述导向杆二(8)的数量为两个，两个所述导向杆二(8)并排间隔分布在所述支杆二(4)的另一端侧面上且所述驱动杆二(14)与任一所述导向杆二(8)相互平行，所述导向块二(9)和所述复位弹簧二(10)均套设在其中一个所述导向杆二(8)上。

10.根据权利要求1或2所述的飞机牵引杆的整体式夹紧机构，其特征在于，所述伸缩件(12)为液压油缸、气缸或电动推杆。

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