CN113716027B - 一种光伏飞机轻质简易起落架结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种光伏飞机轻质简易起落架结构，采用薄壁碳纤维复合材料为主的传力结构，整体为支柱式起落架形式。落震载荷通过碳纤维三角板结构传递给机身连接件。主支柱与副支柱内部均含缓冲减震结构以吸收垂向和前后向载荷；其下方设计的限位件与活动筒设计相配合，使起落架结构实现简易拆装，为运输和维护提供很大便利。机轮连接件设计及其内装载的聚氨酯缓冲材料，使其具有侧向缓冲能力。本发明通过易于复合材料成型的零件外形设计，使主要结构可采用复合材料制作，极大地减轻了重量，且具备各向载荷的减震能力，同时相对简易的结构使起落架拆装维修方便、成本低廉。

Description

一种光伏飞机轻质简易起落架结构

技术领域

本发明属于飞行器设计领域，涉及一种轻质简易起落架结构，具体设计一种适用于光伏飞机的、减震性能完备、拆装维护简易、重量轻的新型起落架结构。

背景技术

光伏飞机是完全依靠太阳能充电、储能电池供能的飞行器。由于太阳能辐照的面功率较低，且储能电池能量密度远小于燃油，因此光伏飞机需要大尺寸、小重量，这成为光伏飞机区别于普通飞行器的主要特点。其中，大尺寸意味着光伏飞机所需要的起落架尺寸较大，而小重量也要求了起落架重量需要做到尽可能小。常规飞机起落架形式复杂、重量很大、拆装不便，强度与刚度也远超光伏飞机的需用水平，因此并不适用于光伏飞机。现有简易起落架多仅有单自由度上的减震性能，而光伏飞机大尺寸、低重量的特点使其降落时容易受到扰动而姿态偏差较大，需要在各向上都有减震能力。因此现有起落架都不能很好地满足光伏飞机使用需求。亟需要寻求一种轻质、减震良好的起落架结构。

发明内容

为克服现有光伏飞机起落架的缺陷，本发明提出了一种复合材料为主的起落架形式，基于支柱式起落架的原理，将主要承力零件形状加以改进以适用于复合材料制造，且通过小巧的限位件设计使其拆装简单可靠、易于运输与维护；轮连接件设计以很小的重量代价使其能具有侧向缓冲性能。

本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，包括主支柱机构、副支柱机构以及用于两者间连接的主副支柱连接机构。

所述主支柱机构包括主支柱、主活动筒、减震弹簧、主机轮连接件与主机轮。其中，主支柱顶部通过设计碳纤维主三角传力板将落震载荷传递给机身。主支柱内部同轴套接主活动筒，主活动筒顶面与主支柱顶面间设置有减震弹簧，主活动筒与主支柱间的轴向位移通过主支柱限位件限制。

主机轮连接件包括T型连接筒、轮轴、聚氨酯缓冲材料与机轮轴承。其中，T型连接筒的纵向段端部同轴插接于主活动筒底端固定。横向段内部两端填装有具有中心孔的聚氨酯缓冲材料。轮轴与T型连接筒同轴设置，穿过横向段两端的聚氨酯缓冲材料中心孔后径向定位。轮轴两端安装机轮轴承，机轮轴承上同轴套接主机轮，且通过设置垫片使主机轮与横向段端部间具有一定间隙，同时垫片与横向段端部间不接触，仅接触聚氨酯缓冲材料。

所述副支柱机包括副三角传力板、副支柱、副缓冲弹簧与副活动筒；其中，副三角传力板、副支柱分别与主三角传力板和主支柱结构及安装方式相同。副支柱内同轴套接副活动筒，副支柱内设置有两个副缓冲弹簧；副活动筒同轴插入副支柱内，并穿过下方的副缓冲弹簧。使上方副缓冲弹簧位于副支柱顶面与副活动筒顶端间；副活动筒与副支柱的轴向位移通过副支柱限位件限制。

上述主支柱机构与副支柱机构间通过主副支柱连接机构连接形成整体起落架结构。

上述整体起落架结构具有有三个主要的运动自由度，包括主活动筒与主支柱间的轴向运动，整个起落架向前后方向的摆动运动，以及主机轮向一侧倾斜运动。

本发明的优点在于：

1、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，支柱与三角连接件均为碳纤维复合材料管件，能有效减轻重量。

2、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，通过简易限位件，支柱内部的填充件均能直接简便地插入支柱内，能够为起落架的拆装、运输、维护提供很大便利。

3、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，主支柱与副活动筒通过带耳片的金属连接筒相连，后者起到前后方向偏角的缓冲减震作用，提高了飞机在俯仰姿态下着陆的安全性。

4、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，主活动筒上方粘接金属帽以供支撑弹簧、且贴合主支柱以传递弯矩，贴合处留有孔隙以增大空气摩擦，起减震作用；

5、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，主活动筒中部有加厚区域用于限制向下运动量，且贴合支柱、与金属帽共同传递弯矩，此设计避免了螺接限位件参与过大传力，提高了连接的可靠性。

6、本发明光伏飞机轻质简易起落架结构，轮连接件的设计使其有侧向缓冲功能，提高了飞机着陆侧滑情况下的安全性。

附图说明

图1为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构整体示意图；

图2为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构沿对称面的剖视图；

图3为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构与机身间连接方式示意图；

图4为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构中主支柱机构中限位结构示意图；

图5为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构中限位结构示意图；

图6为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构中主机轮安装方式示意图；

图7为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构中副支柱机构中限位结构示意图；

图8为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构中副支柱机构中限位结构的限位方式示意图；

图9为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构未受到垂直方向落震载荷时状态示意图；

图10为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构受到垂直方向落震载荷时状态示意图；

图11为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构受着陆时落震载荷时前摆运动示意图；

图12为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构受着陆时落震载荷时后摆运动示意图；

图13为本发明光伏飞机轻质简易起落架结构侧滑着陆时主机轮倾斜状态是示意图。

图中：

1-主支柱机构 2-副支柱机构 3-主副支柱连接机构

101-主耳片 102-主三角传力板 103-主支柱

104-主支柱限位件 105-减震弹簧 106-减震弹簧限位件

107-主活动筒 108-主机轮连接件 109-主机轮

110-连接轴 111-机身对接件 104a-内滑槽A

104b-外滑槽A 104c-内滑槽B 104d-外滑槽B

107a-金属帽A 107b-加厚区 107c-筋条

201-副耳片 202-副三角传力板 203-副支柱

204-副支柱限位环 205-限位配合套筒 206-副缓冲弹簧

207-副活动筒 207a-金属帽B 301-主副连接筒

302-副活动筒下耳片

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，本发明光伏飞机轻质简易起落架结构包括主支柱机构1、副支柱机构2以及用于两者间连接的主副支柱连接机构3，如图1所示。

所述主支柱机构1包括主耳片101、主三角传力板102、主支柱103、主支柱限位件104、减震弹簧105、减震弹簧限位件106、主活动筒107、主机轮连接件108与主机轮109，如图2所示。

其中，主三角传力板102具有中部连接筒与两侧三角框架。其中，中部连接筒用于与主支柱103顶端间配合插接并粘结固定。中部连接筒两侧的三角框架设计为钝角三角形，两个三角框架的一条侧边沿中部连接筒轴向设置，与中部连接筒侧壁对称位置相接；另一条侧边位于中部连接筒上方相对位置，形成V字形结构。同时在两个三角框架的顶部夹角位置采用粘接与螺接结合的方式固定安装有主耳片101，通过主耳片101与飞机机身下方两侧位置设计的安装位铰接，如图3所示，具体铰接方式为：两个三角框架上的主耳片101上的轴孔同轴设置，穿入连接轴110，连接轴110两端还套有机身对接件111；连接轴两端安装有垫片与螺母，通过拧紧螺母实现连接轴110与机身对接件111的轴向定位。由此通过两侧的机身对接件111的对接端与机身上的安装位间固定，实现整体主支柱机构1与机身间的铰接。通过上述设计的主三角传力板102可保证其同时有足够的抗剪切与抗拉压能力。

上述主三角传力板102采用碳纤维支撑，整体采用沿其纵向中截面分割而成的两半结构压制形成整体。制作过程中纤维束方向沿所需成形部分长边方向，如：在进行钝角三角框架底边成形时，纤维束的主方向沿底边长方向；在进行圆筒成型时，纤维束的主方向沿连接筒轴向。在多个主方向的汇聚处，如：圆筒顶面以及三角框架的顶角处，纤维束的方向为相交汇的主方向交错排列；交汇处为保持厚度，需要对各角度来的纤维束按需求比例作截断。

主支柱103内部由上至下同轴安装有减震弹簧限位件106与减震弹簧105，可根据实际缓冲需求调整两者轴向长度比例。其中，减震弹簧限位件106中部为筒状结构两端具有限位平面，整体呈哑铃状；减震弹簧限位件106上端限位平面与前述主三角传力板102的中部连接筒的底面接触限位；下端与减震弹簧105顶端接触。减震弹簧105底端与由主支柱103下端同轴插入主支柱103内的主活动筒107顶端固化的金属帽A107a端面接触，该金属帽A107a端面外径与主支柱103内径近似配合，一方面承受轴向落震载荷与弹簧载荷，另一方面也参与传递弯矩；同时金属帽端面上开设有适量开孔，以增大空气阻力、达到减震效果。主活动筒107中部外壁厚度增加形成加厚区107b，加厚区107b外径由两端向中间逐渐增大，使加厚区107b处刚度均匀变化，防止受到较大力时，刚度突变处发生断裂。加厚区107b最大外径与主支柱103内径近似配合，参与传递弯矩。上述主活动筒107下端相对两侧固化有一对沿主活动筒107轴向设计的筋条107c，用于与主支柱限位件104配合限制主活动筒107的转动。

如图4所示，主支柱限位件104为两个半圆弧形滑动对接件，两个对接件通过端部设计的滑动配合部分滑动配合形成整体环形结构主支柱限位件104，套接于主活动筒107下端，同时侧部通过螺钉与主活动筒107侧壁间固定。上述环形结构的主支柱限位件104内壁相对位置设计有沿轴向的滑槽，用来配合插入前述主活动筒107下端相对两侧的筋条107c，由此使得在主支柱限位件104固定后，实现对主活动筒107的旋转限制。同时环形结构的主支柱限位件104底面具有环形限位台肩，通过该环形限位台肩与前述主活动筒107中部加厚区107配合，可在飞机飞行过程中防止主活动筒107的滑落，同时在落地时由于主活动筒107上滑而使两者不产生接触，避免了落震载荷通过主支柱限位件9传递，提高了结构的可靠性。如图5所示，令主支柱限位件104中两个半圆弧形滑动对接件分别为对接件A与对接件B，其中对接件A一端端部内侧设计有沿对接件A轴向的内滑槽A104a；另一端端部外侧设计有沿对接件A轴向的外滑槽A104b。对接件B一端内侧设计有沿对接件B轴向的内滑槽B104c；另一端端部外壁设计有沿对接件B轴线的外滑槽B104d。同时在对接件A的半环形限位台肩上，靠近对接件A一端端部位置设计有卡槽A；在对接件B的半环形限位凸台上，靠近对接件B中与对接件A反向的一端端部位置设计有卡槽B。

上述主支柱限位件104可满足对机身的减震(能上下有限范围内滑动)、且拆装方便(内部减震弹簧要能装卸)、传力形式合理(避免载荷集中点)。在进行对接时，首先将对接件A上的卡槽A104e与主活动筒107一侧筋条107c滑动配合连接；将对接件B上的卡槽B104f与主活动筒107另一侧筋条107c滑动配合连接。随后沿主活动筒107轴向移动对接件B，使对接件B两端处的滑槽及滑槽与端部间形成的凸起分别与对接件A两端处滑槽与端部间形成的凸起及滑槽配合滑动配合连接，进而实现对接件A、对接件B与筋条107c三者间的滑动配合连接。最后调整对接件A与对接件B轴向位置，使对接件A与对接件B侧壁上设计的螺孔分别与主支柱4侧壁相对位置上的开孔配合，通过螺钉穿过开孔后拧紧，将对接件A与对接件B固定于主支柱4底端。

如图6所示，主机轮连接件108包括T型连接筒108a、轮轴108b、聚氨酯缓冲材料108c，垫片108d、机轮轴承108e与螺母108f如图5所示。其中，T型连接筒108a的纵向段端部同轴插接于主活动筒107底端，两者间粘接固定。横向段中部内壁设计有限位台阶，内部两端填装有具有中心孔的聚氨酯缓冲材料108c。轮轴108b与T型连接筒108a同轴设置，穿过横向段两端的聚氨酯缓冲材料108c中心孔后径向定位。轮轴108b两端均依次套有垫片108d、机轮轴承108e与螺母，通过拧紧螺母108f使前述横向段轴向上各部件间相互贴合固定，通过限位台肩实现其两侧各部件的轴向限位。其中，机轮轴承上同轴套接主机轮109，且通过设置垫片108d使主机轮109与横向段端部间具有一定间隙，同时垫片108d与横向段端部间不接触，仅接触聚氨酯缓冲材料108c端部，由此通过这些特征，使得主机轮109在受到侧向落震载荷时，可向其一侧倾斜，通过聚氨酯缓冲材料108c提供良好的缓冲作用。

所述副支柱机构2包括副耳片201、副三角传力板202、副支柱203、副支柱限位环204、限位配合套筒205、副缓冲弹簧206与副活动筒207，如图2所示。

其中，副耳片201、副三角传力板202、副支柱203分别与主耳片101、主三角传力板102和主支柱103结构及安装方式相同，且副起落架2与机身间的连接方式也与主起落架1同机身间的连接方式相同。副支柱203内由上至下同轴安装有两个副缓冲弹簧206，起双向缓冲作用。考虑到副支柱机构2与主支柱机构1间需呈一定角度设置，副支柱203需要承受的轴向力往往比主支柱103更大，因此副缓冲弹簧206采用刚度更好的波纹弹簧。

如图6所示，副活动筒207由副支柱203下端同轴插入副支柱203内，并穿过下方的副缓冲弹簧206。副活动筒207顶端固化有金属帽B207a，金属帽B207a位置位于两个副缓冲弹簧206之间，通过金属帽B207a与副三角传力板202的中部套筒底面，限制上方副缓冲弹簧206的轴向位置。副活动筒207上还套有副支柱限位环204，下方副缓冲弹簧206位于金属帽B207与副支柱限位环204之间，通过两者限制下方副缓冲弹簧206的轴向位置；且金属帽B207端面外径与副支柱203内径近似配合，可传递来自两个缓冲弹簧206的轴向力与来自主支柱机构1的弯矩；同样金属帽B207端面上开设有适量开孔，以增大空气阻力、达到减震效果。

上述副支柱203底端固定套接有限位配合套筒205，在不影响副活动筒207穿入副支柱203内的同时可配合副支柱限位环204实现副支柱203与副缓冲弹簧206的轴向限位。如图7所示，限位配合套筒205为筒状结构，底端内壁相对位置向内侧加厚设计，形成两个弧形凸起205a，使限位配合套筒205底端端面形成具有中心孔，以及中心孔相对位置的与中心孔相连的扇面型孔结构，形成整体限位孔。因此，为使副活动筒207可穿入副支柱203内，将副支柱203末端金属帽B207a的端面设计为与限位孔形状相同。

所述副支柱限位环204设计有形状与前述限位孔相同的端面，其余位置外径略小于限位配合套筒205底端端面中心孔直径。副支柱限位环204套于副活动筒207上。在副活动筒207穿入副支柱203内的同时，该副支柱限位环204一同穿入副支柱203。当副支柱限位环204端面通过限位配合套筒205内壁上的两个弧形凸起205a上端面后，通过旋转副支柱限位环204，使副支柱限位环204端面两扇面型结构与限位孔的扇面型结构呈90度夹角，此时限位配合套筒205筒壁相对位置两螺孔分别与副支柱限位环204侧壁相对两通孔位置对应，随后通过螺栓穿过对应位置的通孔后拧紧固定副支柱限位环204。由此通过副支柱限位环204端面两扇面型结构与限位配合套筒205内壁的两个弧形凸起205a上端面配合接触，实现副活动筒207的轴向限位，如图8所示；且限位配合套筒205内壁底端弧形凸起205a与副支柱限位环204接触面为主要承力面，因此可避免螺钉处承力，提高了结构的可靠性。

上述主活动筒107与副活动筒207分别由不同规格碳纤维直管加工而成，有很高的比强度、可有效减轻结构质量。副起落架2的副三角传力板202、副支柱203的尺寸相比主三角传力板102、主支柱103较小；这是由于从弯矩载荷大小考虑，主支柱103需要承受两个方向上的弯矩，而副支柱203只需承受一个方向的弯矩。具体尺寸设计需结合飞机具体的惯性参数、起落架允许的尺寸以及耳片到机身，机身到主梁的连接刚度利用有限元方法仿真计算得到，使得在考虑安全系数的设计载荷下，主、副支柱机构都在结构许用应力以内且不失稳。主支柱机构1与副支柱机构2间通过主副支柱连接机构3连接形成整体起落架结构，如图2所示，主副支柱连接机构3包括主副连接筒301与副活动筒下耳片302。其中，主副连接筒301固定套接于主支柱103上，其轴向位置与主活动筒107顶端金属帽A107a的运动范围近似重合，可同时起到加固主支柱103的作用。主副连接筒301一侧设计有铰接头，用于连接副起落架2。副活动筒下耳片302固定安装于副活动筒207底端端部，与主副连接筒301外壁上的铰接头铰接，实现主起落架1与副起落架2间的连接，形成本发明整体起落架结构；且整体起落架结构中，主支柱机构1与副支柱机构2间夹角范围在25°～45°之间改变。

上述方案构成的整体起落架结构具有有三个主要的运动自由度，包括一个上下运动的自由度，如图9、图10所示，即主活动筒107与主支柱103间的轴向运动，实现对垂直方向落震载荷进行缓冲与减震；一个前后运动的运动自由度，如图11、图12所示，即整个起落架向前后方向的摆动运动，实现对飞机俯仰姿态着陆的落震载荷作缓冲减震；以及一个侧向的运动自由度，如图13所示，即主机轮109向一侧倾斜，可在飞机侧滑着陆时提供良好的缓冲。以上三个自由度的减震能够在飞机常见落地姿态下为飞机提供有效保护。

Claims (6)

1.一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：包括主支柱机构、副支柱机构以及用于两者间连接的主副支柱连接机构；

所述主支柱机构包括主支柱、主活动筒、减震弹簧、主机轮连接件与主机轮；其中，主支柱顶部通过设计碳纤维主三角传力板将落震载荷传递给机身；主支柱内部同轴套接主活动筒，主活动筒顶面与主支柱顶面间设置有减震弹簧，上述主活动筒中部外壁厚度增加形成加厚区；加厚区外径由两端向中间逐渐增大，使加厚区处刚度均匀变化；加厚区最大外径与主支柱内径近似配合，参与传递弯矩；主活动筒下端相对两侧固化有一对沿主活动筒轴向设计的筋条；主活动筒与主支柱间的轴向位移通过主支柱限位件限制；

所述主支柱限位件为两个半圆弧形滑动对接件，两个对接件通过端部设计的滑动配合部分滑动配合形成整体环形结构主支柱限位件，套接于主活动筒下端，同时侧部通过螺钉与主活动筒侧壁间固定；上述环形结构的主支柱限位件内壁相对位置设计有沿轴向的滑槽，用来配合插入前述主活动筒下端相对两侧的筋条，由此使得在主支柱限位件固定后，实现对主活动筒的旋转限制；同时环形结构的主支柱限位件底面具有环形限位台肩，通过该环形限位台肩与前述主活动筒中部加厚区配合，可在飞机飞行过程中防止主活动筒的滑落；

主机轮连接件包括T型连接筒、轮轴、聚氨酯缓冲材料与机轮轴承；其中，T型连接筒的纵向段端部同轴插接于主活动筒底端固定；横向段内部两端填装有具有中心孔的聚氨酯缓冲材料；轮轴与T型连接筒同轴设置，穿过横向段两端的聚氨酯缓冲材料中心孔后径向定位；轮轴两端安装机轮轴承，机轮轴承上同轴套接主机轮，且通过设置垫片使主机轮与横向段端部间具有一定间隙，同时垫片与横向段端部间不接触，仅接触聚氨酯缓冲材料；

所述副支柱机包括副三角传力板、副支柱、副缓冲弹簧与副活动筒；其中，副三角传力板、副支柱分别与主三角传力板和主支柱结构及安装方式相同；

副支柱内同轴套接副活动筒，副支柱内设置有上下两个副缓冲弹簧；副活动筒同轴插入副支柱内，并穿过下方的副缓冲弹簧；使上方副缓冲弹簧位于副支柱顶面与副活动筒顶端间；副活动筒与副支柱的轴向位移通过副支柱限位件限制；

所述副支柱限位件包括限位配合套筒与副支柱限位环；下方副缓冲弹簧位于副支柱套筒顶端与副支柱限位环之间；限位配合套筒固定套接于副支柱底端；限位配合套筒底端内壁相对位置向内侧加厚设计，形成两个弧形凸起，使限位配合套筒底端端面形成具有中心孔，以及中心孔相对位置的与中心孔相连的扇面型孔结构，形成整体限位孔；副支柱限位环设计有形状与前述限位孔相同的端面，其余位置外径略小于限位配合套筒底端端面中心孔直径；副支柱限位环套于副活动筒上；在副活动筒穿入副支柱内的同时，该副支柱限位环一同穿入副支柱；当副支柱限位环端面通过限位配合套筒内壁上的两个弧形凸起上端面后，通过旋转副支柱限位环，使副支柱限位环端面两扇面型结构与限位孔的扇面型结构呈90度夹角，此时限位配合套筒筒壁相对位置两螺孔分别与副支柱限位环侧壁相对两通孔位置对应，随后通过螺栓穿过对应位置的通孔后拧紧固定副支柱限位环；由此通过副支柱限位环端面两扇面型结构与限位配合套筒内壁的两个弧形凸起上端面配合接触，实现副活动筒的轴向限位；

主支柱机构与副支柱机构间通过主副支柱连接机构连接形成整体起落架结构。

2.如权利要求1所述一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：主三角传力板具有中部连接筒与两侧三角框架；其中，中部连接筒用于与主支柱顶端间配合插接固定；中部连接筒两侧的三角框架设计为钝角三角形，两个三角框架的一条侧边沿中部连接筒轴向设置，与中部连接筒侧壁对称位置相接；另一条侧边位于中部连接筒上方相对位置，形成V字形结构；同时在两个三角框架的顶部夹角位置采用粘接与螺接结合的方式固定安装有主耳片，通过主耳片与飞机机身下方两侧位置设计的安装位铰接。

3.如权利要求2所述一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：两个三角框架上的主耳片上的轴孔同轴设置，穿入连接轴；连接轴两端还套有机身对接件；连接轴两端安装有垫片与螺母，通过拧紧螺母实现连接轴与机身对接件的轴向定位；通过两侧的机身对接件的对接端与机身上的安装位间固定，实现整体主支柱机构与机身间的铰接。

4.如权利要求1所述一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：主活动筒与副活动筒顶端固化金属帽，金属帽端面外径分别与主支柱和副支柱内径近似配合，一方面承受轴向落震载荷与弹簧载荷，另一方面也参与传递弯矩；同时金属帽端面上开设有适量开孔，以增大空气阻力、达到减震效果。

5.如权利要求1所述一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：主副支柱连接机构包括主副连接筒与副活动筒下耳片；其中，主副连接筒固定套接于主支柱上，其轴向位置与主活动筒顶端金属帽A的运动范围近似重合，可同时起到加固主支柱的作用；主副连接筒一侧设计有铰接头，用于连接副支柱机构；副活动筒下耳片固定安装于副活动筒底端端部，与主副连接筒外壁上的铰接头铰接，实现主支柱机构与副支柱机构间的连接。

6.如权利要求1所述一种光伏飞机轻质简易起落架结构，其特征在于：主支柱机构与副支柱机构间夹角范围在25°~45°之间改变。

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