CN220865654U - 飞机前起落架装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种飞机前起落架装置，包括安装架、机轮组件和转向组件。安装架用于与飞行器主体连接。机轮组件与安装架转动连接，转动轴线垂直于机轮组件的滚轮的转动轴线。转向组件包括摆臂和伸缩机构，摆臂的一端与机轮组件固定连接，伸缩机构的一端与安装架铰接，伸缩机构的另一端与摆臂远离机轮组件的一端铰接，当伸缩机构伸缩时，可以带动摆臂转动，进而带动机轮组件沿垂直于滚轮的转动轴线的轴线转动，实现飞行器主体的转向。本实用新型提供的飞机前起落架装置中的转向组件集成在安装架上，可以随安装架安装至整流罩等壳体内，减少外部空间占用，也防止影响飞行器主体的空气动力学性能。

Description

飞机前起落架装置

技术领域

本实用新型涉及飞行器械技术领域，尤其涉及一种飞机前起落架装置。

背景技术

起落架是飞行器下部用于起飞降落或地面滑行时支撑飞行器并用于地面移动的附件装置。前起落架装在飞行器机头的下方，当飞行器在地面滑行时，前起落架除了用于支撑飞行器外，主要起导向作用，在驾驶员的操控下，使飞行器沿既定方向稳定滑行。

目前，为了实现前起落架的导向作用，通常在飞行器主体上，且位于前起落架的一侧设置转向装置，驾驶员通过转向装置实现对前起落架的控制，进而控制飞行器转向。由于转向装置与前起落架为分体设计，导致转向装置需要额外占用一定的空间，可能会对飞行器的体积以及空气动力学性能产生影响。

实用新型内容

本实用新型提供一种飞机前起落架装置，用以解决现有技术中额外设置在飞行器主体的外侧的转向装置占用空间，进而对飞行器的体积以及空气动力学性能产生影响的缺陷，实现将转向装置与起落架集成设置，并设置到机舱内部，防止影响飞行器的体积以及空气动力学性能的效果。

本实用新型提供一种飞机前起落架装置，包括：

安装架，用于与飞行器主体连接；

机轮组件，与所述安装架转动连接，所述机轮组件的转动轴线垂直于所述机轮组件的滚轮的转动轴线；

转向组件，包括摆臂和伸缩机构，所述摆臂的一端与所述机轮组件固定连接，所述伸缩机构的一端与所述安装架铰接，所述伸缩机构的另一端与所述摆臂远离所述机轮组件的一端铰接，所述伸缩机构的铰接点的转动轴线均平行于所述机轮组件的转动轴线。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述机轮组件还包括拨叉，所述滚轮与所述拨叉转动连接，且所述拨叉与所述安装架转动连接，所述拨叉与所述安装架之间的转动轴线垂直于所述拨叉与所述滚轮之间的转动轴线。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述机轮组件还包括减震机构，所述减震机构设置在所述拨叉与所述安装架之间，且所述拨叉通过所述减震机构与所述安装架转动连接。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述减震机构包括：

活塞缸，所述活塞缸与所述安装架转动连接；

活塞柱，一端与所述活塞缸滑动连接，另一端与所述拨叉止转连接；

缓冲器，所述缓冲器设置在所述活塞柱远离所述拨叉的一端与所述活塞缸的内壁之间。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，还包括限位组件，所述限位组件设置在所述活塞缸与所述活塞柱之间，用于限制所述活塞柱与所述活塞缸分离。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述限位组件包括：

第一连杆，一端与所述活塞缸铰接；

第二连杆，一端与所述活塞柱铰接，一端与所述第一连杆远离所述活塞缸的一端铰接；

所述第一连杆和所述第二连杆的铰接点的转动轴线均垂直于所述活塞柱的滑动方向。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述安装架包括：

第一支架，所述第一支架的顶端用于与所述飞行器主体连接，所述机轮组件与所述第一支架转动连接，所述第一支架用于限制所述机轮组件绕平行于所述飞行器的长度方向的轴线转动；

第二支架，所述第二支架的顶端用于与所述飞行器主体连接，所述第二支架的底端用于与所述机轮组件转动连接，所述第二支架用于限制所述机轮组件绕平行于所述飞行器主体的宽度方向的轴线转动。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述第二支架为弹性杆。

根据本实用新型提供的飞机前起落架装置，所述第一支架与所述飞行器主体、所述第二支架与所述飞行器主体、所述第二支架与所述机轮组件之间的连接点均为铰接结构，且转动轴线平行于所述飞行器主体的宽度方向。

本实用新型还提供一种飞行器，包括如上所述的飞机前起落架装置。

本实用新型提供的飞机前起落架装置，包括安装架、机轮组件和转向组件。安装架用于与飞行器主体连接。机轮组件与安装架转动连接，且机轮组件的转动轴线垂直于机轮组件的滚轮的转动轴线。转向组件包括摆臂和伸缩机构，摆臂的一端与机轮组件连接，伸缩机构的一端与安装架铰接，伸缩机构的另一端与摆臂远离机轮组件的一端铰接，伸缩机构两端的铰接点处的转动轴线均平行于机轮组件的转动轴线。本实用新型提供的飞机前起落架装置，通过安装架将机轮组件与飞行器主体连接，伸缩机构、摆臂和安装架形成三角形结构，由于安装架形态固定，当伸缩机构伸缩时，可以带动摆臂转动，进而带动机轮组件沿垂直于滚轮的转动轴线的轴线转动，实现飞行器主体的转向。本实用新型提供的飞机前起落架装置中的转向组件集成在安装架上，可以随安装架安装至整流罩等壳体内，减少外部空间占用，也防止影响飞行器主体的空气动力学性能。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，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获得其他的附图。

图1是本实用新型提供的飞机前起落架装置的结构示意图；

图2是本实用新型提供的飞机前起落架装置的剖视图；

图3是本实用新型提供的飞机前起落架装置的安装结构图；

附图标记：

100：飞行器主体；210：第一支架；220：第二支架；230：悬臂梁；240：斜拉臂；310：滚轮；320：拨叉；331：活塞缸；332：活塞柱；333：缓冲器；410：摆臂；420：伸缩机构；510：第一连杆；520：第二连杆。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型中的附图，对本实用新型中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

下面结合图1-图3描述本实用新型的飞机前起落架装置。

本实用新型的实施例提供一种飞机前起落架装置，包括安装架、机轮组件和转向组件。安装架用于将机轮组件安装至飞行器主体100上，并为转向组件提供安装载体，机轮组件与安装架转动连接，转向组件用于驱动机轮组件转动，进而使飞行器沿既定路线滑行。

安装架的顶部可以与飞行器主体100连接，例如，当飞行器为无人机时，安装架的顶部可以伸入无人机的整流罩内，与无人机进行连接。

机轮组件包括滚轮310，机轮组件与安装架转动连接，机轮组件的转动轴线垂直于滚轮310的转动轴线。当安装架与飞行器主体100连接，且机轮组件与安装架连接后，机轮组件的转动轴线可以沿竖直方向，而滚轮310的转动轴线沿水平方向。

转向组件包括摆臂410和伸缩机构420。摆臂410的一端与机轮组件固定连接，摆臂410的另一端沿垂直于机轮组件的转动轴线的方向向远离机轮组件的方向延伸，形成外伸臂。伸缩机构420的一端与安装架铰接，伸缩机构420的另一端与摆臂410的外伸端铰接，位于伸缩机构420的两端的铰接点处的转动轴线均平行于机轮组件的转动轴线。其中，伸缩机构420可以为直线电机。

摆臂410与机轮组件的连接点和伸缩机构420与安装架的连接点之间的连线、摆臂410的轴线以及伸缩机构420的轴线围成三角形，摆臂410通过机轮组件与安装架铰接，伸缩机构420与安装架铰接，伸缩机构420与摆臂410铰接。

由于安装架的位置和形态固定，摆臂410的长度固定，因此，当伸缩机构420伸缩时，相当于三角形的一条边延长，在伸缩过程中，伸缩机构420带动摆臂410转动，摆臂410进一步带动机轮组件转动，实现滚轮310的转向。

相关技术中，为了实现机轮组件的转向，需要在飞行器主体100的外侧额外设置转向驱动装置，再通过传动杆等传动件实现转向驱动装置与机轮组件的传动，此种结构会使飞行器主体100的体积增大，而且还可能会影响飞行器的空气动力学性能。

本实用新型提供的飞机前起落架装置，将转向组件集成在安装架上，实现对机轮组件转向的驱动，在安装时，可以随安装架安装至飞行器主体100的整流罩等壳体内，不会占用飞行器主体100的外部空间，也不会影响飞行器的空气动力学性能。

在本实用新型的一些实施例中，安装架包括第一支架210和第二支架220。

第一支架210的顶端用于与飞行器主体100连接，机轮组件用于与第一支架210转动连接，转动轴线垂直于机轮组件的滚轮310的转动轴线。第一支架210用于限制机轮组件绕平行于飞行器的长度方向的轴线转动。

第二支架220的顶端用于与飞行器主体100连接，第二支架220的底端用于与机轮组件转动连接，转动轴线垂直于机轮组件的滚轮310的转动轴线。第二支架220用于限制机轮组件绕平行于飞行器主体100的宽度方向的轴线转动。

在一个具体的实施例中，第一支架210可以为三角形支架，三角形支架可以为等腰三角形结构，三角形支架位于等腰三角形的底边对应的位置朝上设置，且与等腰三角形的两个底角对应的位置用于与飞行器主体100连接。连接后，由于在飞行器主体100的宽度方向上存在两个支撑点，第一支架210可以有效限制与之连接的机轮组件绕平行于飞行器主体100的长度方向的轴线转动。

此外，三角形支架与飞行器主体100连接后，过等腰三角形底边的中线竖直向下延伸，当三角形支架与飞行器主体100连接后，过等腰三角形底边的中线的延长线与飞行器主体100沿长度方向的中轴线相交。

在三角形支架上，沿等腰三角形的中线的延伸方向设置有至少两个连接套筒，且至少一个连接套筒位于三角形支架的顶端，一个连接套筒位于三角形支架的底端，当连接套筒的数量大于两个时，多余的连接套筒位于三角形支架的中部。多个连接套筒的轴线与等腰三角形的中线共线。

机轮组件穿设在多个连接套筒的内部，且可以通过轴承与连接套筒实现转动连接。

第二支架220可以为杆状结构，第二支架220的一端与飞行器主体100连接，且连接位置位于三角形支架的后侧。第二支架220的另一端与机轮组件转动连接，转动轴线垂直于滚轮310的转动轴线。

由于飞行器在向前滑行的过程中，机轮组件的滚轮310受到的阻力方向向后，因此，第二支架220与飞行器主体100的连接点位于第一支架210与飞行器主体100的连接点的后侧，可以有效防止机轮组件绕平行于飞行器主体100的宽度方向的轴线向后转动。

当安装架与飞行器主体100刚性连接时，在飞行器向前滑行的过程中，机轮组件的滚轮310受到的向后的阻力会使飞行器主体100产生较大的振动。

为解决上述的技术问题，在本实用新型的一些实施例中，上述的第二支架220可以为弹性杆，弹性杆可以为弧形，且为向上弯曲的弧形。

进一步的，第一支架210和第二支架220与飞行器主体100的连接点均为铰接，铰接点的转动轴线沿平行于飞行器主体100的宽度方向。

在降落或滑行过程中，由于滚轮310与地面间存在方向向后的阻力，使机轮组件具有向后转动的运动趋势，此时弹性杆可以通过变形吸收由阻力产生的冲击能量，减少飞行器主体100的振动。

在本实用新型的一些实施例中，机轮组件包括拨叉320，拨叉320可以包括第一连接部和第二连接部。第一连接部可以为倒U形结构，倒U形结构的开口端通过转轴与滚轮310转动连接，转动轴线沿水平方向。第二连接部设置在倒U形结构的顶端，用于与安装架转动连接，转动轴线可以沿竖直方向。

飞行器在着陆接地的瞬间或者在不平的跑道上高速滑行时，会与地面发生剧烈的撞击，此时仅靠滚轮310上的充气轮胎进行缓冲无法对撞击能量进行充分的吸收。

因此，在本实用新型的一些实施例中，机轮组件还包括减震机构，减震机构设置在拨叉320与安装架之间，拨叉320通过减震机构与安装架实现转动连接。在滚轮310与地面撞击时，减震机构可以与充气轮胎一起吸收撞击能量。

在进一步的实施例中，减震机构包括活塞缸331、活塞柱332和缓冲器333。

活塞缸331穿设在第一支架210的多个连接套筒内，且在活塞缸331与连接套筒通过轴承连接，实现活塞缸331与第一支架210的转动连接。

活塞缸331的开口朝下，活塞柱332穿设在活塞缸331内，与活塞缸331滑动连接，且活塞柱332与活塞缸331止转连接。

拨叉320的第二连接部与活塞柱332的底端固定连接。

缓冲器333设置在活塞柱332的顶端与活塞缸331的内侧顶端之间，缓冲器333可以为弹性体、油气缓冲装置等任何可以实现缓冲的装置。当飞行器降落或在颠簸路面滑行时，滚轮310驱动活塞柱332向上运动，在运动的过程中，缓冲器333可以吸收冲击能量。

在本实用新型的一些实施例中，上述的第二支架220与机轮组件连接的一端也设置有连接套筒，连接套筒内侧设置有轴承，轴承的内圈与活塞缸331的底端连接，实现机轮组件与第二支架220的转动连接。

此外，第二支架220与连接套筒之间铰接，铰接点的轴线平行于飞行器主体100的宽度方向。

在本实用新型的一些实施例中，在活塞缸331与活塞柱332之间还设置有限位组件，在飞行器主体100带动飞机前起落架装置升空后，活塞柱332会在拨叉320、滚轮310和活塞柱332的重力作用下向下运动，限位组件可以防止活塞柱332过度的向下运动，以至于与活塞缸331分离。

在一个具体的实施例中，限位组件包括第一连杆510和第二连杆520，第一连杆510和第二连杆520铰接，第一连杆510远离第二连杆520的一端与活塞缸331铰接，第二连杆520远离第一连杆510的一端与活塞柱332铰接，铰接点的转动轴线均平行于飞行器主体100的宽度方向。

当活塞柱332向下运动时，第一连杆510与第二连杆520相对转动，两者之间的夹角变大，当第一连杆510与第二连杆520之间的夹角达到将近180度时，第一连杆510和第二连杆520限制活塞柱332继续向下运动，防止活塞柱332与活塞缸331分离。

当活塞向上运动时，第一连杆510和第二连杆520折叠，两者之间的夹角变小。

在本实用新型的一些实施例中，在第一支架210上还设置有悬臂梁230，悬臂梁230可以沿水平方向延伸，转向组件中的伸缩机构420可以与悬臂梁230的外伸端铰接。

此外，在悬臂梁230的外伸端与第一支架210之间还设置有斜拉臂240，斜拉臂240向上且向靠近第一支架210的方向延伸，设置斜拉臂240可以提升悬臂梁230的支撑强度。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种飞机前起落架装置，其特征在于，包括：

安装架，用于与飞行器主体(100)连接；

机轮组件，与所述安装架转动连接，所述机轮组件的转动轴线垂直于所述机轮组件的滚轮(310)的转动轴线；

转向组件，包括摆臂(410)和伸缩机构(420)，所述摆臂(410)的一端与所述机轮组件固定连接，所述伸缩机构(420)的一端与所述安装架铰接，所述伸缩机构(420)的另一端与所述摆臂(410)远离所述机轮组件的一端铰接，所述伸缩机构(420)的铰接点的转动轴线均平行于所述机轮组件的转动轴线。

2.根据权利要求1所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述机轮组件还包括拨叉(320)，所述滚轮(310)与所述拨叉(320)转动连接，且所述拨叉(320)与所述安装架转动连接，所述拨叉(320)与所述安装架之间的转动轴线垂直于所述拨叉(320)与所述滚轮(310)之间的转动轴线。

3.根据权利要求2所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述机轮组件还包括减震机构，所述减震机构设置在所述拨叉(320)与所述安装架之间，且所述拨叉(320)通过所述减震机构与所述安装架转动连接。

4.根据权利要求3所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述减震机构包括：

活塞缸(331)，所述活塞缸(331)与所述安装架转动连接；

活塞柱(332)，一端与所述活塞缸(331)滑动连接，另一端与所述拨叉(320)止转连接；

缓冲器(333)，所述缓冲器(333)设置在所述活塞柱(332)远离所述拨叉(320)的一端与所述活塞缸(331)的内壁之间。

5.根据权利要求4所述的飞机前起落架装置，其特征在于，还包括限位组件，所述限位组件设置在所述活塞缸(331)与所述活塞柱(332)之间，用于限制所述活塞柱(332)与所述活塞缸(331)分离。

6.根据权利要求5所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述限位组件包括：

第一连杆(510)，一端与所述活塞缸(331)铰接；

第二连杆(520)，一端与所述活塞柱(332)铰接，一端与所述第一连杆(510)远离所述活塞缸(331)的一端铰接；

所述第一连杆(510)和所述第二连杆(520)的铰接点的转动轴线均垂直于所述活塞柱(332)的滑动方向。

7.根据权利要求1所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述安装架包括：

第一支架(210)，所述第一支架(210)的顶端用于与所述飞行器主体(100)连接，所述机轮组件与所述第一支架(210)转动连接，所述第一支架(210)用于限制所述机轮组件绕平行于所述飞行器的长度方向的轴线转动；

第二支架(220)，所述第二支架(220)的顶端用于与所述飞行器主体(100)连接，所述第二支架(220)的底端用于与所述机轮组件转动连接，所述第二支架(220)用于限制所述机轮组件绕平行于所述飞行器主体(100)的宽度方向的轴线转动。

8.根据权利要求7所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述第二支架(220)为弹性杆。

9.根据权利要求8所述的飞机前起落架装置，其特征在于，所述第一支架(210)与所述飞行器主体(100)、所述第二支架(220)与所述飞行器主体(100)、所述第二支架(220)与所述机轮组件之间的连接点均为铰接结构，且转动轴线平行于所述飞行器主体(100)的宽度方向。