CN207843304U - 轻型飞机鼻轮转向装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开并提供一种轻型飞机鼻轮转向装置，本实用新型包括安装板1以及设置在安装板上的顶部支架以及底部支架，所述顶部支架所述底部支架之间设有导向套筒，所述导向套筒通过顶端的定位轴插入所述顶部支架的安装孔内，所述导向套筒中端的两侧设有对称第一连接销以及第二所述连接销，所述导向套筒的下端穿过所述底部支架的安装孔内，所述第一横向连接销通过螺丝与左推杆活动连接，所述第二所述横向连接销通过螺丝与所述右推杆活动连接，所述左推杆以及所述右推杆另一端连接于机舱内部，通过推动所述左推杆以及所述右推杆可改变设置于所述导向套筒下方鼻轮的左右方向。本实用新型适用于飞行器领域。

Description

轻型飞机鼻轮转向装置

技术领域

本实用新型涉及一种轻型飞机鼻轮转向装置。

背景技术

随着中国通用航空领域的逐步开放，轻型类飞机的发展迎来机遇，而现代轻型飞机中，有一部分为了减轻飞机的重量移除了前鼻轮转向装置，采用主起落架左右轮刹车来改变飞机前进的方向，而采用这种方式转向对主起落架零部件以及轮胎磨损较为严重，甚至可能导致爆胎导致安全事故，而安装了前起落架鼻轮转向装置的飞机，相当于在飞机内部多安装了一套操作方向装置，占有了机舱内部空间的同时也增加了飞机的重量，所以现需要一种占用空间小、重量轻的鼻轮转向的装置。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种占用空间小、重量轻的轻型飞机鼻轮转向装置。

本实用新型所采用的技术方案是：本实用新型包括安装板以及设置于所述安装板上的顶部支架以及底部支架，所述顶部支架与所述底部支架之间设有导向套筒，所述导向套筒内设有张力弹簧以及轮轴，所述轮轴顶端的定位导杆穿过所述导向套筒顶端，并位于所述顶部支架的安装孔内，所述导向套筒中端的两侧设有对称第一连接杆以及第二连接杆，所述导向套筒下端设置于所述所述底部支架内，所述第一连接杆通过螺丝与左推杆活动连接，所述第二连接杆通过螺丝与右推杆活动连接，所述左推杆以及所述右推杆的另一端与机舱内的转向踏板相连接，所述轮轴底端与鼻轮相连接，通过推动所述左推杆以及所述右推杆可控制鼻轮的转向。

所述底部支架内设有塑胶减震块，所述导向套筒底端设置在塑胶减震块内，通过所述塑胶减震块将所述底部支架与导向套筒隔离防止摩擦。

所述轮轴通过底端的轮叉与所述鼻轮相连接。

本实用新型的有益效果是：由于本实用新型包括安装板以及设置于所述安装板上的顶部支架以及底部支架，所述顶部支架与所述底部支架之间设有导向套筒，所述导向套筒内设有张力弹簧以及轮轴，所述轮轴顶端的定位导杆穿过所述导向套筒顶端，并位于所述顶部支架的安装孔内，所述导向套筒中端的两侧设有对称第一连接杆以及第二连接杆，所述导向套筒下端设置于所述所述底部支架内，所述第一连接杆通过螺丝与左推杆活动连接，所述第二连接杆通过螺丝与右推杆活动连接，所述左推杆以及所述右推杆的另一端与机舱内的转向踏板相连接，所述轮轴底端与鼻轮相连接，通过推动所述左推杆以及所述右推杆可控制鼻轮的转向，与现有技术相比本实用新型采用所述左推杆以及所述右推杆与控制尾翼的转向踏板相连接，有效的节省了机舱内部的空间并且减少了重量，通过踏板控制所述左推杆以及所述右推杆来改变前起落架鼻轮的转向，解决了因采用主起落架刹车转向所导致的主起落架零部件以及轮胎的磨损。

附图说明

图1是本实用新型结构示意图。

具体实施方式

如图1所示，本实用新型包括安装板1以及设置于所述安装板1上的顶部支架2以及底部支架3，所述顶部支架2与所述底部支架3之间设有导向套筒4，所述导向套筒4内设有张力弹簧5以及轮轴6，所述轮轴6顶端的定位导杆7穿过所述导向套筒4顶端，并位于所述顶部支架2的安装孔内，所述导向套筒4中端的两侧设有对称第一连接杆8以及第二连接杆9，所述导向套筒4下端设置于所述所述底部支架3内，所述第一连接杆8通过螺丝与左推杆10活动连接，所述第二连接杆9通过螺丝与右推杆11活动连接，所述左推杆10以及所述右推杆11的另一端与机舱内的转向踏板相连接，所述轮轴6底端与鼻轮12相连接，通过推动所述左推杆10以及所述右推杆11可控制鼻轮12的转向，轮轴6通过底端的轮叉与所述鼻轮12相连接，所述鼻轮12外还设有轮罩19。

所述底部支架3内设有塑胶减震块13，所述导向套筒4底端设置在塑胶减震块13内，通过所述塑胶减震块13将所述底部支架3与导向套筒4隔离防止摩擦。

所述轮轴6中端设有横向定位轴14，所述横向定位轴14设置于所述导向套筒4下端的第一滑槽15以及第二滑槽16内部，所述横向定位轴14两侧设有螺母，所述螺母外侧设有插销，所述插销用于用于防止螺丝因为震动而掉落的插销。

所述底部支架3两侧设有向外折弯90度的加强块用于增加强度防止变形，所述有塑胶减震块13前方设有条形开口，通过调整固定螺丝17的松紧来调节塑胶减震块13内径的大小。

所述顶部支架内还设有金属垫片18来增加顶部受力面的强度。

本实用新型的工作原理是：通过操纵转向踏板推动所述左推杆10以及所述右推杆11使导向套筒4左右旋转，从而使与其连接的轮轴带动鼻轮旋转引导飞机前进的方向。

本实用新型适用于飞行器领域。

Claims (3)

1.一种轻型飞机鼻轮转向装置，其特征在于：所述轻型飞机鼻轮转向装置包括安装板（1）以及设置于所述安装板（1）上的顶部支架（2）以及底部支架（3），所述顶部支架（2）与所述底部支架（3）之间设有导向套筒（4），所述导向套筒（4）内设有张力弹簧以及轮轴（6），所述轮轴（6）顶端的定位导杆（7）穿过所述导向套筒（4）顶端，并位于所述顶部支架（2）的安装孔内，所述导向套筒（4）中端的两侧设有对称第一连接杆（8）以及第二连接杆（9），所述导向套筒（4）下端设置于所述所述底部支架（3）内，所述第一连接杆（8）通过螺丝与左推杆（10）活动连接，所述第二连接杆（9）通过螺丝与右推杆（11）活动连接，所述左推杆（10）以及所述右推杆（11）的另一端与机舱内的转向踏板相连接，所述轮轴（6）底端与鼻轮（12）相连接，通过推动所述左推杆（10）以及所述右推杆（11）可控制鼻轮（12）的转向。

2.根据权利要求1所述的轻型飞机鼻轮转向装置，其特征在于：所述底部支架（3）内设有塑胶减震块（13），所述导向套筒（4）底端设置在塑胶减震块（13）内，通过所述塑胶减震块（13）将所述底部支架（3）与导向套筒（4）隔离防止摩擦。

3.根据权利要求1所述的轻型飞机鼻轮转向装置，其特征在于：所述轮轴（6）通过底端的轮叉与所述鼻轮（12）相连接。