一种飞机前起落架

技术领域

本发明涉及属于飞机起飞着陆系统技术领域，具体涉及一种飞机前起落架。

背景技术

目前，用于飞机的前起落架存在着联动双轮转弯需求力矩太大；转弯角度过小；转弯机构技术欠佳，在地面原地转弯输出转弯力矩不足等问题。

例如，中国发明专利申请号为CN201510755404.6的专利文献公开了一种轻型飞机前起落架，包括连接组件(2)、支撑组件、轮叉(7)、轮轴(8)和轮胎(9)，所述轮胎(9)安装于轮轴(8)上，所述轮叉(7)与所述轮轴(8)相连接，所述支撑组件包括外筒(4)和内筒(5)，所述内筒(5)安装于所述外筒(4)内并可在所述外筒(4)内沿自身中心线自由转动，所述内筒(5)的一端连接于所述轮叉(7)，所述连接组件(2)用于将所述外筒(4)安装于飞机的机身上，所述轻型飞机前起落架还包括转向组件(1)和减震组件(3)，所述转向组件(1)和减震组件(3)分别安装于远离所述轮叉(7)所述内筒(5)的一端处，所述转向组件(1)包括摇臂(11)和摇臂控制杆(12)，所述摇臂(11)的一端连接于所述内筒(5)，另一端连接于所述摇臂控制杆(12)，所述减震组件(3)包括减震锁具卡盘(31)、减震锁具(32)和减震绳(33)，所述减震锁具卡盘(31)固定于所述内筒(5)上，所述减震锁具(32)的一端连接于所述减震锁具卡盘(31)，所述减震绳(33)连接于所述减震锁具(32)。

上述现有技术即存在着前起落架转弯需求力矩过大，转弯角度过小，转弯机构输出转弯力矩不足等技术问题，基于现有技术存在的上述技术问题，本发明提供一种飞机前起落架。

发明内容

本发明提供一种飞机前起落架。

本发明采用以下技术方案：

一种飞机前起落架，包括：

缓冲支柱，缓冲支柱的顶端连接于飞机机身接头，缓冲支柱的底端连接于前机轮，前机轮为双排轮结构，每排轮均能够独立自转；

转弯作动筒，为推挽式双作动筒，连接于缓冲支柱的中段；

收放作动筒，收放作动筒的一端连接于缓冲支柱的顶端；

斜支柱，连接于收放作动筒的另一端和缓冲支柱的中段之间；

上位锁，通过螺栓连接于飞机机身接头，用于将收起状态的前起落架锁住。

进一步地，缓冲支柱包括外筒、活塞杆、杆头、密封组件、转弯卡箍、柱塞和防扭臂，外筒套设在活塞杆上并能够相对于活塞杆上下移动，外筒的上端设有与飞机机身接头连接的轴颈，转弯卡箍套设在外筒的外壁上并能够相对于外筒转动，杆头固定套设在活塞杆的底端，密封组件设置在外筒和活塞杆之间，防扭臂的两端分别连接于转弯卡箍和杆头，柱塞设置在外筒内。

进一步地，转弯作动筒包括转弯作动筒外筒、转弯作动筒活塞、导向套、密封圈，转弯作动筒活塞通过密封圈配合于转弯作动筒外筒，导向套固定设置在转弯作动筒外筒上。

进一步地，收放作动筒包括收放作动筒外筒、收放作动筒活塞、收放作动筒活塞杆、可卸头和胶圈，收放作动筒活塞固定设置在收放作动筒活塞杆的一端，收放作动筒活塞配合于收放作动筒外筒的内腔，胶圈设在收放作动筒活塞和收放作动筒外筒的内腔之间，可卸头固定设置在收放作动筒外筒上。

进一步地，斜支柱包括三角架、撑杆、下位锁组件，撑杆的一端通过第一万向接头连接于缓冲支柱的外筒，撑杆的另一端通过第二万向接头连接于三角架的一端，三角架的另一端连接有第二摇臂，第二摇臂连接于收放作动筒，下位锁组件固定安装在三角架上用于控制斜支柱的伸展和折叠状态。

进一步地，下位锁组件包括开锁作动筒、曲轴和摇臂轴，开锁作动筒的两端分别连接于三角架和摇臂轴，曲轴的两端分别连接于第二万向接头和摇臂轴。

进一步地，上位锁包括锁扣外体、弹簧液压作动筒、锁键、锁钩、导向件、梭形活门，锁扣外体通过上位锁支架安装于飞机机身接头上，弹簧液压作动筒安装在锁扣外体中部用于解锁上位锁以放下起落架，锁键通过螺栓安装在锁扣外体上，锁钩通过螺栓安装在锁扣外体上，导向件安装在锁扣外体的下端，用于上锁时将锁钩导向至上锁位置，梭形活门安装在弹簧液压作动筒上。

进一步地，前机轮包括内半轮毂、外半轮毂、密封套圈、对接螺栓，内半轮毂与外半轮毂通过所述对接螺栓连接，通过密封套圈实现与大气隔离，外表弧形面与轮胎相配合，形成一个封闭式环形腔，内部充有氮气，用于缓冲冲击，吸收能量。

与现有技术相比，本发明的优越效果在于：

1、本发明所述的飞机前起落架，双前轮连接方式采用独立自转结构，相应地降低了转弯需求力矩。

2、本发明所述的飞机前起落架，转弯机构采用了推挽式双作动筒结构，大幅增加了输出转弯力矩。

附图说明

图1是本发明实施例中的飞机前起落架的结构示意图；

图2是本发明实施例中的缓冲支柱的结构示意图；

图3是本发明实施例中的转弯作动筒的结构示意图；

图4是本发明实施例中的收放作动筒的结构示意图；

图5是本发明实施例中的斜支柱的结构示意图；

图6是本发明实施例中的上位锁的结构示意图；

图7是本发明实施例中的前机轮的结构示意图；

图8是本发明实施例中的开锁作动筒的结构示意图。

图中：1-缓冲支柱、2-收放作动筒、3-斜支柱、4-转弯作动筒、5-前机轮、6-上位锁、7-外筒、8-转弯卡箍、9-密封组件、10-活塞杆、11-杆头、12-防扭臂、13-第一摇臂、14-柱塞、15-第一万向接头、16-撑杆、17-摇臂轴、18-开锁作动筒、19-第二摇臂、20-三角架、21-曲轴、22-第二万向接头、23-开锁作动筒第一外筒、24-开锁作动筒第二外筒、25-开锁作动筒活塞、26-开锁作动筒活塞杆、27-碟簧组、28-密封结构圈、29-收放作动筒外筒、30-收放作动筒活塞杆、31-可卸头、32-胶圈、33-收放作动筒活塞、34-转弯作动筒外筒、35-转弯作动筒活塞、36-导向套、37-密封圈、38-锁扣外体、39-锁钩、40-导向件、41-锁键、42-梭形活门、43-内半轮毂、44-外半轮毂、45-对接螺栓、46-密封套圈。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述，需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例

如图1所示，所述飞机前起落架，包括：

缓冲支柱1，缓冲支柱1的顶端连接于飞机机身接头(图中未示)，缓冲支柱1的底端连接于前机轮5，前机轮5为双排轮结构，每排轮均能够独立自转；

转弯作动筒4，为推挽式双作动筒，连接于缓冲支柱1的中段；

收放作动筒2，收放作动筒2的一端通过第一摇臂13连接于缓冲支柱1的顶端；

斜支柱3，通过第二摇臂19连接于收放作动筒2的另一端和缓冲支柱1的中段之间；

上位锁6，通过螺栓连接于飞机机身接头，用于将收起状态的前起落架锁住。

如图2所示，缓冲支柱1包括外筒7、活塞杆10、杆头11、密封组件9、转弯卡箍8、柱塞14和防扭臂12，外筒7套设在活塞杆10上并能够相对于活塞杆10上下移动，外筒7的上端设有与飞机机身接头连接的轴颈，转弯卡箍8套设在外筒7的外壁上并能够相对于外筒7转动，杆头11固定套设在活塞杆10的底端，密封组件9设置在外筒7和活塞杆10之间，防扭臂12的两端分别连接于转弯卡箍8和杆头11，柱塞14设置在外筒7内，其中，轴颈连接于第一摇臂13，杆头11与活塞杆10通过过盈配合连接，且设有止动防护装置。

如图3所示，转弯作动筒4包括转弯作动筒外筒34、转弯作动筒活塞35、导向套36、密封圈37，转弯作动筒活塞35通过密封圈37配合于转弯作动筒外筒34，导向套36固定设置在转弯作动筒外筒34上，其中，密封圈37设置在转弯作动筒活塞35及与转弯作动筒外筒34的间隙，以实现进油腔、回油腔隔离，导向套36用于约束转弯作动筒活塞35的运动方向。

如图4所示，收放作动筒2包括收放作动筒外筒29、收放作动筒活塞33、收放作动筒活塞杆30、可卸头31和胶圈32，收放作动筒活塞33固定设置在收放作动筒活塞杆30的右端，收放作动筒活塞33配合于收放作动筒外筒29的内腔，胶圈32设在收放作动筒活塞33和收放作动筒外筒29的内腔之间，可卸头31固定设置在收放作动筒外筒29上，其中，收放作动筒活塞杆30的左端设有双耳座，双耳座连接于第一摇臂13，可卸头31通过螺纹固定设置在收放作动筒外筒29上。

如图5所示，斜支柱3包括三角架20、撑杆16、下位锁组件(图中未示)，撑杆16的左端通过第一万向接头15连接于缓冲支柱1上的外筒7，撑杆16的右端通过第二万向接头22连接于三角架20的左端，三角架20的右端连接有第二摇臂19，第二摇臂19连接于收放作动筒2，下位锁组件固定安装在三角架20上，用于控制斜支柱3的伸展和折叠状态。

下位锁组件包括开锁作动筒18、曲轴21和摇臂轴17，开锁作动筒18的两端分别连接于三角架20和摇臂轴17，曲轴21的两端分别连接于第二万向接头22和摇臂轴17，如图8所示，开锁作动筒18还包括开锁作动筒第一外筒23、开锁作动筒第二外筒24、开锁作动筒活塞25、开锁作动筒活塞杆26、碟簧组27、密封结构圈28，开锁作动筒第一外筒23与开锁作动筒第二外筒24通过螺纹连接，碟簧组27安装在开锁作动筒活塞杆26上，并通过开锁作动筒第二外筒24尾部孔径约束开锁作动筒活塞杆26自由度，使碟簧组27仅在轴向运动，开锁作动筒活塞25与开锁作动筒活塞杆26同样通过轴孔配合约束，使其仅在轴向运动，实现下位锁组件的开锁与解锁功能，为更好的承载航向载荷，斜支柱3设有一向下的挠度，通过三角架20和第二万向接头22控制挠度的大小。

如图6所示，上位锁6包括锁扣外体38、弹簧液压作动筒(图中未示)、锁键41、锁钩39、导向件40、梭形活门42，锁扣外体38通过上位锁支架(图中未示)安装于飞机机身接头上，弹簧液压作动筒安装在锁扣外体38中部用于解锁上位锁6以放下起落架(图中未示)，锁键41通过螺栓安装在锁扣外体38上，上锁时锁键41与锁钩39配合，解锁后锁键41与锁钩39脱离，锁钩39通过螺栓安装在锁扣外体38上，在自然状态下通过扭簧控制锁钩39的位置，导向件40安装在锁扣外体38的下端，用于上锁时将锁钩39导向至上锁位置，梭形活门42安装在弹簧液压作动筒上，梭形活门42的一端用于正常开锁，另一端用于应急开锁。

如图7所示，前机轮5包括内半轮毂43、外半轮毂44、密封套圈46、对接螺栓45，内半轮毂43与外半轮毂44通过对接螺栓45连接，通过密封套圈46实现与大气隔离，外表弧形面与轮胎相配合，形成一个封闭式环形腔，内部充有氮气，用于缓冲冲击，吸收能量。

本实施例所述的飞机前起落架的应用过程如下：

飞机着陆时，正常使用情况下，轮胎触地后被压缩，同时缓冲支柱1内部气体压缩，内压增大，油液通过阻尼机构摩擦生热，直至将飞机垂向动能全部吸收，达到稳定状态；

飞机在起飞后收起落架时，液压压力输送至开锁作动筒18、收放作动筒2，开锁作动筒18将下位锁解锁，使斜支柱3向上折叠，通过收放作动筒活塞33移动将起落架收起，当收起至指定位置时，上位锁6将起落架锁死，防止掉落；

飞机在降落时放下起落架，液压压力输送至上位锁6的弹簧液压作动筒，打开上位锁6后，液压压力输送至收放作动筒2，通过收放作动筒活塞33移动将起落架缓缓放下，在垂直位置时通过开锁作动筒18内的碟簧组弹力将下位锁组件上锁，起落架具备降落条件；

在起落架上布置了起落架开关，其信号与起落架的收放设置了交联关系，防止飞行员误收起落架，造成危险后果。

本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书界定。