CN111216880A - 一种小型飞机的起落架控制机构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及起落架技术领域，具体为一种小型飞机的起落架控制机构，包括括驱动箱、第一升降支架和第二升降支架，驱动箱两侧所设侧支座分别连接有第一升降支架、第二升降支架，有益效果：本发明中驱动箱通过两侧所设第一升降支架、第二升降支架分别各连接有一个机轮，相比传动只设置有一个机轮的结构，在飞机滑行时具有更优良的稳定性；本发明通过一套驱动设备即可完成对第一升降支架、第二升降支架的升降控制，增加飞机滑行时稳定性的同时，减少了驱动设备的安装空间。
Description
技术领域
本发明涉及起落架技术领域，具体为一种小型飞机的起落架控制机构。
背景技术
起落架是航空器下部用于起飞降落或地面滑行时支撑航空器并用于地面移动的附件装置。在常见的小型飞机所使用的起落架中，通常位于飞机前端设有一个前主轮，位于飞机后方两侧各设置有一组后主轮，为了使飞机具有更良好的滑行稳定性，增加后主轮的设置时一种较为有利的选择，但是增加后主轮后，需要安装与后主轮相配套的升降驱动装置，增加了占用空间；通常起落架由液压驱动设备(例如液压缸)进行驱动升降，在飞机进行降落过程中，起落架会将所受冲击力传导至相连接的液压设备中，瞬间造成的冲击力容易使液压驱动设备受损。
发明内容
本发明的目的在于提供一种小型飞机的起落架控制机构，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种小型飞机的起落架控制机构，包括驱动箱、第一升降支架和第二升降支架，所述驱动箱的两侧端均通过螺栓固定连接有侧支座，侧支座的中部开设有槽口，侧支座的外侧壁且位于槽口两侧一体成型有一对支撑轴座，驱动箱两端的侧支座上所设的支撑轴座分别连接有第一升降支架、第二升降支架，所述第一升降支架、第二升降支架均由主支柱和副轮插座构成，主支柱的上端设置有轴筒座，且轴筒座通过转轴与支撑轴座转动连接，主支柱的下端设有呈“U”字形支架的主轮插座，所述副轮插座呈“U”字形支架，且副轮插座的两侧支杆端之间转动连接有机轮，所述主轮插座两侧支杆端部分别与副轮插座的两侧支杆中部相铰接，所述轴筒座远离主支柱的一侧焊接有曲柄，且曲柄端部沿槽口延伸至驱动箱的内部，所述驱动箱的内部底面通过螺栓固定连接有升降液压缸，升降液压缸的伸缩杆垂直向上设置，且升降液压缸的伸缩杆上端固定设置有顶座，顶座的两端均铰接有连杆，且两个连杆的另一端分别第一升降支架、第二升降支架中所设曲柄的内端相铰接，所述驱动箱的两侧内壁上端均设置有两组保护装置。
优选的，所述支撑轴座垂直侧支座的外侧壁设置，且支撑轴座与侧支座的外侧壁之间焊接有加强肋条。
优选的，所述副轮插座的上端设置有第一铰接座，主支柱的上侧表面设置有第二铰接座，且第一铰接座与第二铰接座之间连接有一对减震器。
优选的，所述第一升降支架、第二升降支架中所设的主支柱与侧支座的侧壁之间形成15-25度的夹角，副轮插座的侧支杆和主轮插座的侧支杆之间形成50-60度的夹角。
优选的，所述保护装置包括限位座、限位滑块和电磁伸缩杆，限位座与驱动箱的内部比一体成型，限位座的内部开设有滑道，滑道中滑动连接有相配适的限位滑块。
优选的，所述限位座内部所开设滑道的外端口处固定设置有电磁伸缩杆，且电磁伸缩杆的伸缩杆端部与限位滑块相连接。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明结构设置合理，功能性强，具有以下优点：
1.本发明中驱动箱通过两侧所设第一升降支架、第二升降支架分别各连接有一个机轮，相比传动只设置有一个机轮的结构，在飞机滑行时具有更优良的稳定性；
2.本发明通过控制升降液压缸的伸缩杆的伸缩，使伸缩杆上端的顶座通过连杆对第一升降支架、第二升降支架中曲柄的端部进行升降牵引，从而使第一升降支架、第二升降支架中所设的机轮进行升降，由一套驱动设备即可完成对第一升降支架、第二升降支架的升降控制，增加飞机滑行时稳定性的同时，减少了驱动设备的安装空间；
3.在飞机进行下降的过程中，且将第一升降支架、第二升降支架中所设的机轮进行下降，此时控制电磁伸缩杆的伸缩杆进行伸长，将限位滑块顶出至顶座的下方，对顶座进行支撑和限位，防止冲击力对升降液压缸的伸缩杆进行冲击，有效对升降液压缸进行保护。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的正剖视图；
图3为图2中A-A处的剖视图；
图4为图3中B处的放大图。
图中：驱动箱1、第一升降支架2、第二升降支架201、侧支座3、槽口301、支撑轴座4、加强肋条401、主支柱5、主轮插座501、曲柄502、轴筒座6、机轮7、副轮插座8、第一铰接座9、第二铰接座901、减震器10、升降液压缸11、顶座12、连杆13、保护装置14、限位座15、限位滑块16、电磁伸缩杆17。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1至图4，本发明提供一种技术方案：一种小型飞机的起落架控制机构，包括驱动箱1、第一升降支架2和第二升降支架201，结合图1和图2所示，驱动箱1的两侧端均通过螺栓固定连接有侧支座3，侧支座3的中部开设有槽口301，侧支座3的外侧壁且位于槽口301两侧一体成型有一对支撑轴座4，支撑轴座4垂直侧支座3的外侧壁设置，且支撑轴座4与侧支座3的外侧壁之间焊接有加强肋条401，用于加强支撑轴座4与侧支座3外壁之间的连接效果，驱动箱1两端的侧支座3上所设的支撑轴座4分别连接有第一升降支架2、第二升降支架201。
上述第一升降支架2、第二升降支架201均由主支柱5和副轮插座8构成，主支柱5的上端设置有轴筒座6，且轴筒座6通过转轴与支撑轴座4转动连接，主支柱5的下端设有呈“U”字形支架的主轮插座501，副轮插座8呈“U”字形支架，且副轮插座8的两侧支杆端之间转动连接有机轮7，主轮插座501两侧支杆端部分别与副轮插座8的两侧支杆中部相铰接，副轮插座8的上端设置有第一铰接座9，主支柱5的上侧表面设置有第二铰接座901，且第一铰接座9与第二铰接座901之间连接有一对减震器10，如图2所示，当飞机降落过程中主轮插座501对副轮插座8的中产生一个向下的压力，使副轮插座8上端对减震器10进行拉伸，此时由减震器10进行缓冲冲击力，降低飞机下落时对第一升降支架2、第二升降支架201造成的冲击。
上述第一升降支架2、第二升降支架201中所设的主支柱5与侧支座3的侧壁之间形成15-25度的夹角，第一升降支架2、第二升降支架201呈三角式对驱动箱1进行支撑，提高支撑时的稳定性，副轮插座8的侧支杆和主轮插座501的侧支杆之间形成50-60度的夹角，主轮插座501、副轮插座8和减震器10之间构成三角型支架，增加其稳定性。
结合图1和图2所示，轴筒座6远离主支柱5的一侧焊接有曲柄502，且曲柄502端部沿槽口301延伸至驱动箱1的内部，驱动箱1的内部底面通过螺栓固定连接有升降液压缸11，升降液压缸11的伸缩杆垂直向上设置，且升降液压缸11的伸缩杆上端固定设置有顶座12，顶座12的两端均铰接有连杆13，且两个连杆13的另一端分别第一升降支架2、第二升降支架201中所设曲柄502的内端相铰接，通过控制升降液压缸11的伸缩杆进行上升时，伸缩杆上端的顶座12通过连杆13牵引曲柄502的端部进行上升，从而使第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7下降，以进行飞机滑行时使用，反之通过控制升降液压缸11的伸缩杆下降，则第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7上升回缩入飞机内舱。
结合图2、图3和图4所示，驱动箱1的两侧内壁上端均设置有两组保护装置14，保护装置14包括限位座15、限位滑块16和电磁伸缩杆17，限位座15与驱动箱1的内部比一体成型，限位座15的内部开设有滑道，滑道中滑动连接有相配适的限位滑块16，位于滑道的外端口处固定设置有电磁伸缩杆17，且电磁伸缩杆17的伸缩杆端部与限位滑块16相连接，当控制升降液压缸11的伸缩杆将顶座12顶至最高点，使第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7进行下降，此时控制电磁伸缩杆17的伸缩杆进行伸长，将限位滑块16顶出至顶座12的下方，对顶座12进行支撑和限位，如图2所示，当飞机降落时机轮7与地面滚动接触，曲柄502对连杆13具有一个向下的拉力，在限位滑块16对顶座12的支撑下，防止冲击力对升降液压缸11的伸缩杆进行冲击，有效对升降液压缸11进行保护。
工作原理：本发明通过控制升降液压缸11的伸缩杆进行上升时，伸缩杆上端的顶座12通过连杆13牵引曲柄502的端部进行上升，从而使第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7下降，以进行飞机滑行时使用，反之通过控制升降液压缸11的伸缩杆下降，则第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7上升回缩入飞机内舱，由一套驱动设备即可完成对第一升降支架2、第二升降支架201的升降控制，增加飞机滑行时稳定性的同时，减少了驱动设备的安装空间；在飞机进行下降的过程中，控制升降液压缸11的伸缩杆将顶座12顶至最高点，使第一升降支架2、第二升降支架201中所设的机轮7进行下降，此时控制电磁伸缩杆17的伸缩杆进行伸长，将限位滑块16顶出至顶座12的下方，对顶座12进行支撑和限位，防止冲击力对升降液压缸11的伸缩杆进行冲击，有效对升降液压缸11进行保护。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (6)
1.一种小型飞机的起落架控制机构，包括驱动箱(1)、第一升降支架(2)和第二升降支架(201)，其特征在于：所述驱动箱(1)的两侧端均通过螺栓固定连接有侧支座(3)，侧支座(3)的中部开设有槽口(301)，侧支座(3)的外侧壁且位于槽口(301)两侧一体成型有一对支撑轴座(4)，驱动箱(1)两端的侧支座(3)上所设的支撑轴座(4)分别连接有第一升降支架(2)、第二升降支架(201)，所述第一升降支架(2)、第二升降支架(201)均由主支柱(5)和副轮插座(8)构成，主支柱(5)的上端设置有轴筒座(6)，且轴筒座(6)通过转轴与支撑轴座(4)转动连接，主支柱(5)的下端设有呈“U”字形支架的主轮插座(501)，所述副轮插座(8)呈“U”字形支架，且副轮插座(8)的两侧支杆端之间转动连接有机轮(7)，所述主轮插座(501)两侧支杆端部分别与副轮插座(8)的两侧支杆中部相铰接，所述轴筒座(6)远离主支柱(5)的一侧焊接有曲柄(502)，且曲柄(502)端部沿槽口(301)延伸至驱动箱(1)的内部，所述驱动箱(1)的内部底面通过螺栓固定连接有升降液压缸(11)，升降液压缸(11)的伸缩杆垂直向上设置，且升降液压缸(11)的伸缩杆上端固定设置有顶座(12)，顶座(12)的两端均铰接有连杆(13)，且两个连杆(13)的另一端分别第一升降支架(2)、第二升降支架(201)中所设曲柄(502)的内端相铰接，所述驱动箱(1)的两侧内壁上端均设置有两组保护装置(14)。
2.根据权利要求1所述的一种小型飞机的起落架控制机构，其特征在于：所述支撑轴座(4)垂直侧支座(3)的外侧壁设置，且支撑轴座(4)与侧支座(3)的外侧壁之间焊接有加强肋条(401)。
3.根据权利要求1所述的一种小型飞机的起落架控制机构，其特征在于：所述副轮插座(8)的上端设置有第一铰接座(9)，主支柱(5)的上侧表面设置有第二铰接座(901)，且第一铰接座(9)与第二铰接座(901)之间连接有一对减震器(10)。
4.根据权利要求3所述的一种小型飞机的起落架控制机构，其特征在于：所述第一升降支架(2)、第二升降支架(201)中所设的主支柱(5)与侧支座(3)的侧壁之间形成15-25度的夹角，副轮插座(8)的侧支杆和主轮插座(501)的侧支杆之间形成50-60度的夹角。
5.根据权利要求1所述的一种小型飞机的起落架控制机构，其特征在于：所述保护装置(14)包括限位座(15)、限位滑块(16)和电磁伸缩杆(17)，限位座(15)与驱动箱(1)的内部比一体成型，限位座(15)的内部开设有滑道，滑道中滑动连接有相配适的限位滑块(16)。
6.根据权利要求1所述的一种小型飞机的起落架控制机构，其特征在于：所述限位座(15)内部所开设滑道的外端口处固定设置有电磁伸缩杆(17)，且电磁伸缩杆(17)的伸缩杆端部与限位滑块(16)相连接。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0631929A1 (fr) * | 1993-07-01 | 1995-01-04 | Messier-Eram | Train d'atterrissage d'aéronef, du type à relevage latéral |
| CN106275394A (zh) * | 2016-09-26 | 2017-01-04 | 华东电子工程研究所（中国电子科技集团公司第三十八研究所） | 一种小型飞机起落架 |
| CN206679248U (zh) * | 2017-04-27 | 2017-11-28 | 峨眉山市博派乐无人机科技有限公司 | 无人机起落架 |
| CN108839791A (zh) * | 2018-08-29 | 2018-11-20 | 西安航远数字技术有限公司 | 一种减震轮机构 |
| WO2019112405A1 (fr) * | 2017-12-05 | 2019-06-13 | Universite Internationale De Rabat | Drone à train d'atterrissage détachable |
-
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0631929A1 (fr) * | 1993-07-01 | 1995-01-04 | Messier-Eram | Train d'atterrissage d'aéronef, du type à relevage latéral |
| CN106275394A (zh) * | 2016-09-26 | 2017-01-04 | 华东电子工程研究所（中国电子科技集团公司第三十八研究所） | 一种小型飞机起落架 |
| CN206679248U (zh) * | 2017-04-27 | 2017-11-28 | 峨眉山市博派乐无人机科技有限公司 | 无人机起落架 |
| WO2019112405A1 (fr) * | 2017-12-05 | 2019-06-13 | Universite Internationale De Rabat | Drone à train d'atterrissage détachable |
| CN108839791A (zh) * | 2018-08-29 | 2018-11-20 | 西安航远数字技术有限公司 | 一种减震轮机构 |
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Address after: 224000 No. 2 Hangkong Road, high tech Industrial Zone, Jianhu County, Yancheng City, Jiangsu Province Patentee after: Jiangsu Tianyi Aviation Industry Co.,Ltd. Address before: 224000 No. 2 Hangkong Road, high tech Industrial Zone, Jianhu County, Yancheng City, Jiangsu Province Patentee before: JIANGSU TIANYI AIRPORT SPECIAL EQUIPMENT Co.,Ltd. |
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| EE01 | Entry into force of recordation of patent licensing contract | ||
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Application publication date: 20200602 Assignee: Jiangsu Tianyi Airport Equipment Maintenance Service Co.,Ltd. Assignor: Jiangsu Tianyi Aviation Industry Co.,Ltd. Contract record no.: X2023980044219 Denomination of invention: A Landing Gear Control Mechanism for Small Aircraft Granted publication date: 20201215 License type: Common License Record date: 20231024 |