CN220842947U - 飞行器的起落架及飞行交通工具 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞行器的起落架及飞行交通工具，涉及交通运输技术领域，该起落架包括吸能件、缓冲组件和支承结构；吸能件用于设置在飞行本体上；缓冲组件具有固定部和活动部，固定部连接于吸能件的下方，至少部分活动部位于固定部的下方，活动部具有相对于固定部的预设缓冲行程；支承结构连接于活动部的下方并用于推动活动部向上移动；当活动部向上移动并超过预设缓冲行程时，活动部或支承结构抵压于吸能件的下方并使吸能件发生塑性变形。该飞行器的起落架可解决当飞行交通工具的起落架上的支承结构承受的载荷超出缓冲装置的缓冲行程时，冲击能量将直接作用于与支承结构相连接的部件上，容易造成起落架及飞行交通工具上相应器件损坏的技术问题。

Description

飞行器的起落架及飞行交通工具

技术领域

本申请涉及交通运输技术领域，具体涉及一种飞行器的起落架及飞行交通工具。

背景技术

随着科技的不断发展，飞行器的应用日益广泛，飞行器除了用于视频拍摄、农业浇灌及消防救援外，还可设计为具有较强负载能力的飞行交通工具，以用于货物运输及人们的日常出行，从而在一定程度上解决了城市道路的拥堵问题。

起落架作为直升机、飞行汽车等飞行交通工具着陆、起飞、陆地滑行和停放的重要支持系统，其通过吸收飞行交通工具在起飞及着陆过程中与地面产生的冲击能量来保证飞行交通工具的使用安全。起落架上通常设置有缓冲装置，缓冲装置用于在起落架的支承结构与地面接触的瞬间起到缓冲减振作用。

然而，当起落架的支承结构与地面接触瞬间的冲击力过大时，例如飞行交通工具出现坠撞情况时，支承结构在此非正常工况下所承受的载荷将超出缓冲装置的缓冲行程，从而导致缓冲装置失效，冲击能量将直接作用于与支承结构相连接的机身骨架等部件上，从而造成起落架及飞行交通工具上相应器件的损坏。

实用新型内容

本申请的目的在于提供一种飞行器的起落架，旨在解决当飞行交通工具的起落架上的支承结构所承受的载荷超出缓冲装置的缓冲行程时，冲击能量将直接作用于与支承结构相连接的部件上，从而容易造成起落架及飞行交通工具上相应器件的损坏的技术问题。

本申请为达到其目的，所采用的技术方案如下：

一种飞行器的起落架，所述飞行器包括飞行本体，所述起落架包括：

吸能件，用于设置在所述飞行本体上；

缓冲组件，所述缓冲组件具有固定部和活动部，所述固定部连接于所述吸能件的下方，至少部分所述活动部位于所述固定部的下方，所述活动部具有相对于所述固定部的预设缓冲行程；

支承结构，连接于所述活动部的下方；所述支承结构用于推动所述活动部向上移动；当所述活动部向上移动并超过所述预设缓冲行程时，所述活动部或所述支承结构抵压于所述吸能件的下方并使所述吸能件发生塑性变形。

进一步地，所述吸能件具有镂空结构。

进一步地，所述吸能件的材质采用铝蜂窝板。

进一步地，所述起落架包括安装支架，所述安装支架用于连接所述飞行本体，所述吸能件连接于所述安装支架上。

进一步地，所述安装支架开设有容纳腔，所述吸能件和所述缓冲组件设置于所述容纳腔中。

进一步地，所述起落架还包括支撑摇臂和驱动组件；所述支撑摇臂的第一端铰接于所述安装支架上，所述支撑摇臂的第二端铰接于所述飞行本体上；所述驱动组件与所述安装支架连接，所述驱动组件用于驱动所述安装支架相对所述飞行本体转动，以带动所述支承结构上升或下降。

进一步地，所述支撑摇臂包括第一摇臂和第二摇臂；所述第一摇臂的第一端绕第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第一摇臂的第二端绕第二轴线铰接于所述飞行本体上，所述第二摇臂的第一端绕第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第二摇臂的第二端绕第四轴线铰接于所述飞行本体上；

所述第一摇臂的延伸方向与所述第二摇臂的延伸方向平行设置，所述第一轴线、所述第二轴线、所述第三轴线和所述第四轴线之间两两平行。

进一步地，所述第一摇臂包括第一臂体和第二臂体；所述第一臂体和所述第二臂体沿所述第一轴线间隔设置，所述第一臂体的第一端绕所述第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第一臂体的第二端绕所述第二轴线铰接于所述飞行本体上，所述第二臂体的第一端绕所述第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第二臂体的第二端绕所述第二轴线铰接于所述飞行本体上。

进一步地，所述第二摇臂包括第三臂体和第四臂体；所述第三臂体和所述第四臂体沿所述第三轴线间隔设置，所述第三臂体的第一端绕所述第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第三臂体的第二端绕所述第四轴线铰接于所述飞行本体上，所述第四臂体的第一端绕所述第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第四臂体的第二端绕所述第四轴线铰接于所述飞行本体上。

进一步地，所述支撑摇臂包括第一横杆，所述第一横杆的第一端固定于所述第一臂体上，所述第一横杆的第二端固定于所述第二臂体上。

进一步地，所述支撑摇臂包括第二横杆，所述第二横杆的第一端固定于所述第三臂体上，所述第二横杆的第二端固定于所述第四臂体上。

进一步地，所述驱动组件包括伸缩驱动装置；所述伸缩驱动装置的固定部绕第五轴线铰接于所述安装支架上，所述伸缩驱动装置的活动部绕第六轴线铰接于所述飞行本体上，所述第五轴线、所述第六轴线平行于所述第一轴线；

所述伸缩驱动装置的伸缩方向与所述第一摇臂的延伸方向非平行设置；所述伸缩驱动装置用于通过伸缩运动带动所述安装支架相对所述飞行本体转动。

对应地，本申请还提出一种飞行交通工具，所述飞行交通工具包括飞行本体以及如前述的飞行器的起落架。

与现有技术相比，本申请的有益效果是：

本申请提出的飞行器的起落架，通过缓冲组件与吸能件之间的配合，在飞行本体正常着陆的情况下，缓冲组件的活动部在冲击载荷下的移动距离未超过缓冲组件的预设缓冲行程，因此支承结构与地面撞击而产生的冲击能量可被缓冲组件完全吸收并转化为其它能量，此情况下无需吸能件发挥作用；而在飞行本体出现坠撞等异常情况而非正常着陆时，支承结构在此非正常工况下所承受的冲击载荷较大，缓冲组件的活动部在该冲击载荷下的移动距离将超出缓冲组件的预设缓冲行程，此时缓冲组件的活动部或支承结构将与吸能件抵压并推动吸能件发生塑性变形，而通过吸能件的塑性变形，可将超出缓冲组件缓冲能力的冲击能量进一步吸收，以此达到吸能减振的目的。可见，该吸能件与缓冲组件相互配合的结构形式可增强起落架的吸能缓冲效果，可避免因冲击载荷过大而直接导致缓冲组件失效、使得冲击能量直接对起落架及飞行交通工具上相应器件造成损坏的问题。另外，本实施例亦同时解决了现有的起落架出于体积、重量方面的考虑而难以将缓冲组件的缓冲行程进一步加长的问题，另辟蹊径地对采用单一缓冲组件的传统减振方式进行了改进，以此加强了起落架的吸能减振效果，降低了相应器件的损坏概率和损坏程度，提高了飞行交通工具的可靠性和安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本申请飞行器的起落架一实施例的整体剖面结构示意图；

图2为本申请飞行器的起落架一实施例的立体结构示意图；

图3为本申请飞行器的起落架一实施例中支承结构处于伸出状态和收纳状态时对应的整体结构示意图；

图4为本申请飞行交通工具一实施例中支承结构处于伸出状态下的整体结构示意图；

图5为本申请飞行交通工具一实施例中支承结构处于收纳状态下的整体结构示意图。

附图标号说明：

标号	名称	标号	名称
				1	吸能件	32	连接部
2	缓冲组件	51	第一摇臂
				3	支承结构	52	第二摇臂
4	安装支架	61	伸缩驱动装置
				5	支撑摇臂	511	第一臂体
6	驱动组件	512	第二臂体
				7	飞行本体	521	第三臂体
31	轮体部	522	第四臂体

本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

需要说明，若本申请实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)，则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，若本申请实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，若全文中出现的“和/或”或者“及/或”，其含义包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。

本申请实施例提供一种飞行器的起落架，飞行器包括飞行本体7，请参阅图1、图4和图5，该起落架包括吸能件1、缓冲组件2和支承结构3；吸能件1用于设置在飞行本体7上；缓冲组件2具有固定部和活动部，固定部连接于吸能件1的下方，至少部分活动部位于固定部的下方，活动部具有相对于固定部的预设缓冲行程；支承结构3连接于活动部的下方；支承结构3用于推动活动部向上移动；当活动部向上移动并超过预设缓冲行程时，活动部或支承结构3抵压于吸能件1的下方并使吸能件1发生塑性变形。

在本实施例中，如图4和图5所示，飞行本体7可指代直升机、飞行汽车等飞行交通工具的主体部分。吸能件1可采用具有一定结构强度、可通过塑性变形吸收冲击能量的吸能材料制成，吸能件1可直接连接固定于飞行本体7上，亦可如图1所示安装于一安装支架4上，再将该安装支架4通过焊接、螺纹紧固件锁接、一体成型等方式连接固定于飞行本体7上。缓冲组件2具体可包括弹性减振装置、气压减振装置或液压减振装置；以采用弹性减振装置为例，弹性减振装置的两端分别构成缓冲组件2的固定部和活动部；以采用液压减振装置为例，液压减振装置的液压缸构成缓冲组件2的固定部，液压减振装置的活塞构成缓冲组件2的活动部；活动部与固定部之间可设置弹性件、非牛顿液体等缓冲介质，当活动部沿向上靠近固定部的方向移动时，可压缩缓冲介质而产生缓冲减振作用。支承结构3包括但不限于机轮和滑撬，以机轮为例，如图1所示，机轮可包括轮体部31和连接部32，连接部32用于连接缓冲组件2的活动部，轮体部31转动连接于连接部32的下方并用于在飞行本体7着陆时与地面滚动配合，以减小摩擦力并降低飞行本体7的行进阻力。

在实际应用过程中，当飞行本体7着陆时，支承结构3受到地面的冲击载荷而带动缓冲组件2的活动部相对缓冲组件2的固定部向上移动，通过压缩缓冲组件2的缓冲介质而达到缓冲减振的效果。当飞行本体7处于正常着陆状态时，冲击载荷较小，即冲击载荷在此情况下未超出缓冲组件3的缓冲能力，因此当缓冲组件2的活动部相对缓冲组件2的固定部向上移动一定距离后，缓冲组件2的活动部将在缓冲介质提供的反向作用力下停止移动，系统可在缓冲组件2的活动部向上移动的距离超过预设缓冲行程前达到力平衡状态，此情况下支承结构3与地面撞击而产生的冲击能量可被缓冲组件2完全吸收并转化为其它能量，无需吸能件1发挥作用。而若飞行本体7处于非正常着陆状态，例如在飞行交通工具出现坠撞情况时，支承结构3在此非正常工况下所承受的冲击载荷将超出缓冲组件3的缓冲能力，缓冲组件2的缓冲介质无法阻止活动部向上移动，因此当缓冲组件2的活动部向上移动的距离超过预设缓冲行程后，活动部或支承结构3将通过直接或间接的方式抵压于吸能件1上并推动吸能件1发生塑性变形；通过吸能件1的塑性变形，可将超出缓冲组件2缓冲能力的冲击能量进一步吸收，以此达到吸能减振的目的。

可以理解的是，在一种实施方式中，当缓冲组件2的活动部向上移动的距离等于预设缓冲行程时，缓冲组件2的活动部将抵压于固定部上或直接抵压于吸能件1上，以液压减振装置为例，可以是液压减振装置的活塞部的主体部分抵压于液压缸的底部，亦可以是液压减振装置的活塞部的其它部分直接抵压于吸能件1上；随着缓冲组件2的活动部向上移动的距离超过预设缓冲行程，活动部将带动固定部向上推动吸能件1发生塑性形变，或者活动部直接推动吸能件1发生塑性形变。

而在另一种实施方式中，当缓冲组件2的活动部向上移动的距离等于预设缓冲行程时，支承结构3将直接抵压于缓冲组件2的固定部上或直接抵压于吸能件1上，以弹性减振装置为例，可以是支承结构3的部分结构穿过弹性减振装置的活动部而抵压于弹性减振装置的固定部上，亦可以是支承结构3的部分结构穿过弹性减振装置的活动部和固定部而直接抵压于吸能件1上；随着缓冲组件2的活动部向上移动的距离超过预设缓冲行程，支承结构3将带动固定部向上推动吸能件1发生塑性形变，或者吸能结构3将直接推动吸能件1发生塑性形变。

由此可见，本实施例提供的飞行器的起落架，通过缓冲组件2与吸能件1之间的配合，在飞行本体7正常着陆的情况下，缓冲组件2的活动部在冲击载荷下的移动距离未超过缓冲组件2的预设缓冲行程，因此支承结构3与地面撞击而产生的冲击能量可被缓冲组件2完全吸收并转化为其它能量，此情况下无需吸能件1发挥作用；而在飞行本体7出现坠撞等异常情况而非正常着陆时，支承结构3在此非正常工况下所承受的冲击载荷较大，缓冲组件2的活动部在该冲击载荷下的移动距离将超出缓冲组件2的预设缓冲行程，此时缓冲组件2的活动部或支承结构3将与吸能件1抵压并推动吸能件1发生塑性变形，而通过吸能件1的塑性变形，可将超出缓冲组件2缓冲能力的冲击能量进一步吸收，以此达到吸能减振的目的。可见，该吸能件1与缓冲组件2相互配合的结构形式可增强起落架的吸能缓冲效果，可避免因冲击载荷过大而直接导致缓冲组件2失效、使得冲击能量直接对起落架及飞行交通工具上相应器件造成损坏的问题。另外，本实施例亦同时解决了现有的起落架出于体积、重量方面的考虑而难以将缓冲组件2的缓冲行程进一步加长的问题，另辟蹊径地对采用单一缓冲组件2的传统减振方式进行了改进，以此加强了起落架的吸能减振效果，降低了相应器件的损坏概率和损坏程度，提高了飞行交通工具的可靠性和安全性。

可选地，参照图1，吸能件1具有镂空结构。具体地，镂空结构可包括通孔、中空腔体等结构；通过设置镂空结构，可增大吸能件1的压缩形变程度，以此增强吸能件1的吸能减振效果；另外，通过设置镂空结构，还可减轻吸能件1的自重，提高起落架的轻量化程度。

可选地，参照图1，作为上一实施例的优选实施方式，吸能件1的材质采用铝蜂窝板。具体地，蜂窝结构具备结构稳定性高、抗冲击性能和缓冲性能好的优点，基于铝蜂窝板压溃变形的原理，可快速吸收飞行交通工具非正常着陆时产生的冲击能量。另外，蜂窝结构具有较大的强度/重量比，能够以较小的截面满足较大的强度要求，并可大幅减小吸能件1的自重。在生产制造过程中，蜂窝结构的材料消耗量少，单位体积的制造成本较低。此外，铝蜂窝板还具有良好的耐热性、耐火性及耐疲劳性，可提高起落架的整体使用寿命。

可选地，参照图1至图3，起落架包括安装支架4，安装支架4用于连接飞行本体7，安装支架4开设有容纳腔(图中未示意出)，吸能件1和缓冲组件2设置于容纳腔中。

具体地，安装支架4可设置为如图1所示的顶端封闭的筒体状，筒体的内腔构成安装支架4的容纳腔，吸能件1设置于容纳腔的顶部，缓冲组件2同样设置于容纳腔内并与吸能件1的下侧面连接。如此，安装支架4可对吸能件1和缓冲组件2起到围蔽防护作用，沿竖直方向延伸的容纳腔还可用于对缓冲组件2的活动部或支承结构3推动吸能件1发生塑性形变的具体方向起到限位导向作用。

可选地，参照图1至图5，起落架还包括支撑摇臂5和驱动组件6；支撑摇臂5的第一端铰接于安装支架4上，支撑摇臂5的第二端铰接于飞行本体7上；驱动组件6与安装支架4连接，驱动组件6用于驱动安装支架4相对飞行本体7转动，以带动支承结构3上升或下降。

在本实施例中，如图3至图5所示，通过驱动组件6驱动支撑摇臂5相对飞行本体7旋转，可利用支撑摇臂5的旋转带动安装支架4及安装支架4上的支承结构3相对飞行本体7转动，从而可便捷地将支承结构3切换至伸出状态或收纳状态。具体地，以图3所示的方位为例，支撑摇臂5的左端铰接于安装支架4上，支撑摇臂5的右端铰接于飞行本体7上；当驱动组件6驱动支撑摇臂5逆时针转动时，支撑摇臂5可同时带动支承结构3沿水平方向远离飞行本体7以及向下移动，直至支撑摇臂5转动至向左下方倾斜的角度，如图4所示，此时支承结构3已相对飞行本体7完全伸出，飞行本体7此时可通过支承结构3进行着陆、陆地滑行等动作；而当飞行本体7处于稳定飞行状态下时，驱动组件6可驱动支撑摇臂5顺时针转动，支撑摇臂5可同时带动支承结构3沿水平方向靠近飞行本体7以及向上移动，直至支撑摇臂5转动至向左上方倾斜的角度，如图5所示，此时支承结构3已完全收纳于飞行本体7上的相应区域。

其中，驱动组件6可包括电机、气缸、液压缸等驱动装置以及配套使用的传动机构。

进一步地，如图1和图2所示，安装支架4可包括筒体部分和支架部分，用于容纳吸能件1和缓冲组件2的容纳腔设置在筒体部分，支架部分设置于筒体部分的左右两侧，支架部分可设置相应的转轴结构，以通过转轴结构铰接支撑摇臂5。

可选地，参照图1至图3，支撑摇臂5包括第一摇臂51和第二摇臂52；第一摇臂51的第一端绕第一轴线铰接于安装支架4的上端，第一摇臂51的第二端绕第二轴线铰接于飞行本体7上，第二摇臂52的第一端绕第三轴线铰接于安装支架4的下端，第二摇臂52的第二端绕第四轴线铰接于飞行本体7上。

第一摇臂51的延伸方向与第二摇臂52的延伸方向平行设置，第一轴线、第二轴线、第三轴线和第四轴线之间两两平行。

基于上述结构设置，第一摇臂51、第二摇臂52、第一轴线与第三轴线的连线、第二轴线与第四轴线的连线之间可构成一平行四边形；如此，如图3所示，在驱动组件6驱动第一摇臂51和第二摇臂52转动的过程中，第一轴线与第三轴线的连线可始终保持同一倾斜角度，从而可保证安装支架4以及安装支架4上的支承结构3在运动过程中始终保持同一倾斜角度。

优选地，参照图3至图5，第一轴线与第三轴线的连线、第二轴线与第四轴线的连线均沿垂直方向设置，如此可保证支承结构3始终处于与地面相垂直的状态，避免支承结构3的倾斜角度随第一摇臂51、第二摇臂52的转动而发生变化；基于此，如图4和图5所示，一方面可在驱动组件6驱动支承结构3伸出时避免因第一摇臂51和第二摇臂52的转动角度存在偏差而导致支承结构3与地面之间不相垂直，另一方面可在起落架滑行过程中避免因第一摇臂51和第二摇臂52在冲击载荷等外部作用力下发生被动转动而导致支承结构3与地面之间不相垂直。通过保持支承结构3相对地面的垂直度，可避免因支承结构3发生偏转而对起落架的正常滑行动作产生不良影响的问题，提高了飞行交通工具在陆地上行进的平稳性。且支承结构3倾斜角度的统一，亦更便于对支承结构3的运动轨迹进行把控，可更好地避免干涉问题，同时也更便于对支承结构3进行收纳。

可选地，参照图1至图3，第一摇臂51包括第一臂体511和第二臂体512；第一臂体511和第二臂体512沿第一轴线间隔设置，第一臂体511的第一端绕第一轴线铰接于安装支架4的上端，第一臂体511的第二端绕第二轴线铰接于飞行本体7上，第二臂体512的第一端绕第一轴线铰接于安装支架4的上端，第二臂体512的第二端绕第二轴线铰接于飞行本体7上。

可选地，参照图1至图3，第二摇臂52包括第三臂体521和第四臂体522；第三臂体521和第四臂体522沿第三轴线间隔设置，第三臂体521的第一端绕第三轴线铰接于安装支架4的下端，第三臂体521的第二端绕第四轴线铰接于飞行本体7上，第四臂体522的第一端绕第三轴线铰接于安装支架4的下端，第四臂体522的第二端绕第四轴线铰接于飞行本体7上。

如图2所示，本实施例将第一摇臂51分设为第一臂体511和第二臂体512，将第二摇臂52分设为第三臂体521和第四臂体522，安装支架4上设置有吸能件1和缓冲组件2的筒体部分设置于第一臂体511与第二臂体512之间以及第三臂体521与第四臂体522之间，第一臂体511的第一端和第三臂体521的第一端铰接于安装支架4的筒体部分左侧的支架部分上，第二臂体512的第一端和第四臂体522的第一端则铰接于安装支架4的筒体部分右侧的支架部分上，如此可提高第一摇臂51、第二摇臂52对安装支架4的连接稳固程度，从而可增强整体结构稳定性。

可选地，参照图1至图3，支撑摇臂5包括第一横杆(图中未示意出)，第一横杆的第一端固定于第一臂体511上，第一横杆的第二端固定于第二臂体512上。

可选地，参照图1至图3，支撑摇臂5包括第二横杆(图中未示意出)，第二横杆的第一端固定于第三臂体521上，第二横杆的第二端固定于第四臂体522上。

在本实施例中，通过设置第一横杆，可将第一臂体511与第二臂体512连为一体，并可以此增强第一臂体511和第二臂体512的结构强度。同理，通过设置第二横杆，可将第三臂体521与第四臂体522连为一体，并可以此增强第三臂体521和第四臂体522的结构强度。

基于上述设置，当飞行交通工具在滑行过程中进行刹车动作时，可避免因施加于支撑摇臂5上的力矩过大而导致第一臂体511、第二臂体512、第三臂体521及第四臂体522发生扭转。

可选地，参照图1至图3，驱动组件6包括伸缩驱动装置61；伸缩驱动装置61的固定部绕第五轴线铰接于安装支架4上，伸缩驱动装置61的活动部绕第六轴线铰接于飞行本体7上，第五轴线、第六轴线平行于第一轴线。

伸缩驱动装置61的伸缩方向与第一摇臂51的延伸方向非平行设置；伸缩驱动装置61用于通过伸缩运动带动安装支架4相对飞行本体7转动。

具体地，如图3所示，当伸缩驱动装置61的伸缩方向不与第一摇臂51的延伸方向、第二摇臂52的延伸方向平行时，随着第一摇臂51和第二摇臂52的转动，伸缩驱动装置61的伸出长度将发生变化；换言之，当伸缩驱动装置61的活动部相对固定部伸长或收缩时，将带动第一摇臂51和第二摇臂52发生转动。基于上述原理，可将伸缩驱动装置61的伸缩运动转化为第一摇臂51、第二摇臂52的转动，从而在无需借助复杂的传动机构进行动作转换的情况下便能通过伸缩驱动装置61直接、便捷地驱动支承结构3运动，以此简化了起落架的整体结构。

其中，伸缩驱动装置61可采用气缸、液压缸或其它直线驱动装置，此处不作限定。

对应地，参照图1至图5，本申请实施例还提供一种飞行交通工具，该飞行交通工具包括飞行本体7以及上述任一实施例中的飞行器的起落架。

在本实施例中，飞行本体7可指代直升机、飞行汽车等飞行交通工具的主体部分，飞行本体7上可设置多个间隔分布的起落架。在一种具体实施方式中，如图4和图5所示，上述实施例中的飞行器的起落架可设置为两个，两个起落架分设于飞行本体7前端的左右两侧，而飞行本体7后端的左右两侧则可分别设置一可收纳的支撑件，该支撑件可包括机轮或滑撬，如此可通过两个起落架和两个支撑件对飞行本体7形成稳定支承的作用；在另一种具体实施方式中，上述实施例中的飞行器的起落架可设置为四个，四个起落架分设于飞行本体7前端的左右两侧以及后端的左右两侧，如此可通过四个起落架对飞行本体7形成稳定支承的作用。其中，上述实施例中的飞行器的起落架可通过支撑摇臂5与驱动组件6的配合而在飞行状态下如图5所示收纳于飞行本体7的相应区域，并可在着陆及滑行状态下如图4所示相对飞行本体7向外侧以及向下伸出，具体请参照上述实施例的说明，此处不再赘述。

基于上述实施例中起落架的改进，在飞行本体7正常着陆的情况下，缓冲组件2的活动部在冲击载荷下的移动距离未超过缓冲组件2的预设缓冲行程，因此支承结构3与地面撞击而产生的冲击能量可被缓冲组件2完全吸收并转化为其它能量，此情况下无需吸能件1发挥作用；而在飞行本体7出现坠撞等异常情况而非正常着陆时，支承结构3在此非正常工况下所承受的冲击载荷较大，缓冲组件2的活动部在该冲击载荷下的移动距离将超出缓冲组件2的预设缓冲行程，此时缓冲组件2的活动部或支承结构3将与吸能件1抵压并推动吸能件1发生塑性变形，而通过吸能件1的塑性变形，可将超出缓冲组件2缓冲能力的冲击能量进一步吸收，以此达到吸能减振的目的。可见，该吸能件1与缓冲组件2相互配合的结构形式可增强起落架的吸能缓冲效果，可避免因冲击载荷过大而直接导致缓冲组件2失效、使得冲击能量直接对起落架及飞行交通工具上相应器件造成损坏的问题。另外，本实施例亦同时解决了现有的起落架出于体积、重量方面的考虑而难以将缓冲组件2的缓冲行程进一步加长的问题，另辟蹊径地对采用单一缓冲组件2的传统减振方式进行了改进，以此加强了起落架的吸能减振效果，降低了相应器件的损坏概率和损坏程度，提高了飞行交通工具的可靠性和安全性。

由于该飞行交通工具采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。

需要说明的是，本申请公开的飞行器的起落架及飞行交通工具的其它内容可参见现有技术，在此不再赘述。

以上仅为本申请的可选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是在本申请的技术构思下，利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (11)

1.一种飞行器的起落架，所述飞行器包括飞行本体，其特征在于，所述起落架包括：

吸能件，用于设置在所述飞行本体上；

缓冲组件，所述缓冲组件具有固定部和活动部，所述固定部连接于所述吸能件的下方，至少部分所述活动部位于所述固定部的下方，所述活动部具有相对于所述固定部的预设缓冲行程；

支承结构，连接于所述活动部的下方；所述支承结构用于推动所述活动部向上移动；当所述活动部向上移动并超过所述预设缓冲行程时，所述活动部或所述支承结构抵压于所述吸能件的下方并使所述吸能件发生塑性变形。

2.根据权利要求1所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述吸能件具有镂空结构。

3.根据权利要求2所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述吸能件的材质采用铝蜂窝板。

4.根据权利要求1所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述起落架包括安装支架，所述安装支架用于连接所述飞行本体，所述吸能件连接于所述安装支架上。

5.根据权利要求4所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述安装支架开设有容纳腔，所述吸能件和所述缓冲组件设置于所述容纳腔中。

6.根据权利要求4所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述起落架还包括支撑摇臂和驱动组件；所述支撑摇臂的第一端铰接于所述安装支架上，所述支撑摇臂的第二端铰接于所述飞行本体上；所述驱动组件与所述安装支架连接，所述驱动组件用于驱动所述安装支架相对所述飞行本体转动，以带动所述支承结构上升或下降。

7.根据权利要求6所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述支撑摇臂包括第一摇臂和第二摇臂；所述第一摇臂的第一端绕第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第一摇臂的第二端绕第二轴线铰接于所述飞行本体上，所述第二摇臂的第一端绕第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第二摇臂的第二端绕第四轴线铰接于所述飞行本体上；

所述第一摇臂的延伸方向与所述第二摇臂的延伸方向平行设置，所述第一轴线、所述第二轴线、所述第三轴线和所述第四轴线之间两两平行。

8.根据权利要求7所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述第一摇臂包括第一臂体和第二臂体；所述第一臂体和所述第二臂体沿所述第一轴线间隔设置，所述第一臂体的第一端绕所述第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第一臂体的第二端绕所述第二轴线铰接于所述飞行本体上，所述第二臂体的第一端绕所述第一轴线铰接于所述安装支架的上端，所述第二臂体的第二端绕所述第二轴线铰接于所述飞行本体上；

且/或，所述第二摇臂包括第三臂体和第四臂体；所述第三臂体和所述第四臂体沿所述第三轴线间隔设置，所述第三臂体的第一端绕所述第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第三臂体的第二端绕所述第四轴线铰接于所述飞行本体上，所述第四臂体的第一端绕所述第三轴线铰接于所述安装支架的下端，所述第四臂体的第二端绕所述第四轴线铰接于所述飞行本体上。

9.根据权利要求8所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述支撑摇臂包括第一横杆，所述第一横杆的第一端固定于所述第一臂体上，所述第一横杆的第二端固定于所述第二臂体上；

且/或，所述支撑摇臂包括第二横杆，所述第二横杆的第一端固定于所述第三臂体上，所述第二横杆的第二端固定于所述第四臂体上。

10.根据权利要求7所述的飞行器的起落架，其特征在于，所述驱动组件包括伸缩驱动装置；所述伸缩驱动装置的固定部绕第五轴线铰接于所述安装支架上，所述伸缩驱动装置的活动部绕第六轴线铰接于所述飞行本体上，所述第五轴线、所述第六轴线平行于所述第一轴线；

所述伸缩驱动装置的伸缩方向与所述第一摇臂的延伸方向非平行设置；所述伸缩驱动装置用于通过伸缩运动带动所述安装支架相对所述飞行本体转动。

11.一种飞行交通工具，其特征在于，所述飞行交通工具包括飞行本体以及如权利要求1至10中任一项所述的飞行器的起落架。