一種輕型飛機前起落架的制作方法

本發明涉及飛機前起落架，具體為一種輕型飛機前起落架。

背景技術：

1、輕型飛機一般是指最大起飛重量小于5700公斤的飛機，由于這種飛機具有輕便、安全、使用要求低、能在草地起降、易于操作、價格低廉等特點，在國外被廣泛用于私人飛行、公務飛行、商業運輸、空中游覽、飛行訓練、航空俱樂部、地質勘探、航空攝影、緊急救護、播種施肥、森林和漁業巡邏、滅火和探礦等領域，飛機起落架是飛機重要的安全功能部件之一，是飛機起飛、著陸、地面滑行和停放時主要的承力構件，起落架在飛機著陸和滑行的過程中，要吸收和耗散來自與的地面沖擊能量，以保證飛機著陸和滑行時的安全，起落架的性能水平直接關系到飛機整體性能和飛行安全。

2、輕型飛機目前常見的前起落架收放系統由作動筒、收放操縱機構、位置信號等部分組成，保證前起落架可靠地收起和放下。前起落架艙門開合和前起落架收放采用兩套系統分別進行驅動和控制，結構復雜，多套驅動結構不僅造價成本高而且會增加飛機的整體重量，增加飛行油耗，為此，提出一種輕型飛機前起落架。

技術實現思路

1、本發明的目的在于提供一種輕型飛機前起落架，以解決上述背景技術中提出的問題。

2、為實現上述目的，本發明提供如下技術方案：一種輕型飛機前起落架，包括：艙體、左艙門、右艙門、前輪組件和收放機構，所述前輪組件可收放安裝于艙體的下部，所述左艙門和右艙門分別翻轉安裝于艙體下部兩側；

3、所述收放機構用于左艙門、右艙門和前輪組件的收放驅動，所述收放機構包括萬向連桿、艙門搖臂、艙門連桿、推力軸、收放下連桿、收放上連桿、固定支桿和轉動支桿；

4、所述收放下連桿、收放上連桿、固定支桿和轉動支桿構成四連桿結構用于前輪組件的共同收放驅動，所述萬向連桿、艙門搖臂和艙門連桿構成空間連桿結構用于左艙門與右艙門的翻轉開合驅動，所述推力軸安裝于兩組連桿結構的連接處，所述推力軸的后部安裝有驅動缸體；

5、所述前輪組件包括前輪支架和支撐輪體，所述支撐輪體通過前輪支架安裝于艙體的下部，所述支撐輪體包括支撐輪轂、外胎、內胎和防護結構，所述外胎安裝于支撐輪轂的上部，所述防護結構支撐安裝于外胎與內胎之間。

6、作為優選，上述艙體的下部設置有轉向安裝座，所述轉向安裝座的上部固定安裝有轉向連塊，所述轉向連塊的后部兩側均設置有轉向操縱推桿，兩個所述轉向操縱推桿的推桿端分別與轉向連塊的后部兩側鉸接安裝。

7、作為優選，上述固定支桿的一端與轉動支桿鉸接安裝，所述固定支桿的另一端與轉向安裝座固定連接，所述前輪支架與轉動支桿的下部固定連接，所述前輪支架可圍繞轉動支桿與固定支桿的鉸接軸線進行轉動。

8、作為優選，上述收放上連桿的一端與轉向安裝座鉸接安裝，所述收放下連桿的一端與前輪支架的上部邊側鉸接安裝，所述收放上連桿的另一端與收放下連桿端部鉸接安裝。

9、作為優選，上述收放上連桿的中部設置有軸孔，所述推力軸安裝在收放上連桿上中部的軸孔的內側，所述驅動缸體的后部設置有推桿轉軸，所述推桿轉軸安裝于機體的上部，所述驅動缸體的后部鉸接安裝于推桿轉軸的上部，所述驅動缸體的前部推桿端與推力軸鉸接安裝。

10、作為優選，上述艙體的兩側均固定安裝有轉軸支座，所述轉軸支座的中部設置有艙門轉軸，所述左艙門和右艙門通過艙門轉軸分別鉸接安裝于兩側的轉軸支座的下部。

11、作為優選，上述萬向連桿、艙門搖臂和艙門連桿均為成對設置，所述艙門連桿的一端與推力軸的端部鉸接安裝，所述艙門連桿的另一端與艙門搖臂鉸接安裝，所述艙門搖臂的中部設置有搖臂支座，所述搖臂支座固定安裝于艙體的邊側，所述艙門搖臂的中部與搖臂支座鉸接安裝。

12、作為優選，上述萬向連桿的一端與艙門搖臂前部鉸接安裝，所述左艙門與右艙門的內邊側均固定安裝有艙門鉸鏈，所述萬向連桿的另一端與艙門鉸鏈鉸接安裝，所述萬向連桿、艙門搖臂和艙門鉸鏈間均采用球鉸連接安裝。

13、作為優選，上述支撐輪體通過支撐轉軸轉動安裝于前輪支架的下部，所述支撐輪轂的中部設置有轉軸安裝孔，所述支撐輪轂通過轉軸安裝孔轉動安裝于支撐轉軸的上部，所述外胎嵌合套裝于支撐輪轂的外部，所述內胎和防護結構均安裝于外胎的內部。

14、作為優選，上述防護結構包括墊護環墊和支撐環墊，所述墊護環墊固定于支撐環墊的環圈外部，所述墊護環墊與外胎的內側貼合接觸，所述支撐環墊的內圈側與內胎的外周側貼合接觸，所述支撐環墊的內部呈圓周狀均勻設置有柱形氣腔。

15、本發明采用以上技術方案與現有技術相比，具有以下技術效果：

16、1、采用單套驅動系統及控制系統，前起落架收放與艙門的開合聯動進行，采用一套驅動系統及控制系統即可完成前起落架的收放與艙門的開合動作驅動，工作可靠性高，且具有較低的結構安裝重量與制造成本，利于飛機油耗與造價成本的降低。

17、2、前起落架的收放由收放機構驅動，收放機構采用四連桿式的驅動結構，并對艙門的開合采用空間連桿結構進行驅動，驅動結構簡單且具有較好的工作可靠性，連桿結構制造難度小，成本低，并在日常維護時具有較好的檢修與維護便利性，連桿結構通過單組驅動缸體進行驅動，驅動缸體采用梯形絲桿傳動，可任意位置自鎖，可靠性高。

18、3、針對輕型飛機的野外起降環境，對支撐輪體采用防穿刺式的結構設置，在外胎與內胎間設置有防護結構，通過墊護環墊與支撐環墊的支墊防護，在增加胎體緩沖能力的同時可增加胎體的抗穿刺深度，在遭受常規石塊、螺釘、小塊玻璃穿刺時，可避免內胎發生爆裂，在野外降落時可提高輪體的支撐可靠性，利于飛機起降安全性的提高。

技術特征：

1.一種輕型飛機前起落架，其特征在于，包括：艙體（1）、左艙門（2）、右艙門（3）、前輪組件（5）和收放機構（10），所述前輪組件（5）可收放安裝于艙體（1）的下部，所述左艙門（2）和右艙門（3）分別翻轉安裝于艙體（1）下部兩側；

2.根據權利要求1所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述艙體（1）的下部設置有轉向安裝座（11），所述轉向安裝座（11）的上部固定安裝有轉向連塊，所述轉向連塊的后部兩側均設置有轉向操縱推桿（7），兩個所述轉向操縱推桿（7）的推桿端分別與轉向連塊的后部兩側鉸接安裝。

3.根據權利要求2所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述固定支桿（107）的一端與轉動支桿（108）鉸接安裝，所述固定支桿（107）的另一端與轉向安裝座（11）固定連接，所述前輪支架（51）與轉動支桿（108）的下部固定連接，所述前輪支架（51）可圍繞轉動支桿（108）與固定支桿（107）的鉸接軸線進行轉動。

4.根據權利要求2所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述收放上連桿（106）的一端與轉向安裝座（11）鉸接安裝，所述收放下連桿（105）的一端與前輪支架（51）的上部邊側鉸接安裝，所述收放上連桿（106）的另一端與收放下連桿（105）端部鉸接安裝。

5.根據權利要求4所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述收放上連桿（106）的中部設置有軸孔，所述推力軸（104）安裝在收放上連桿（106）上中部的軸孔的內側，所述驅動缸體（8）的后部設置有推桿轉軸（12），所述推桿轉軸（12）安裝于機體的上部，所述驅動缸體（8）的后部鉸接安裝于推桿轉軸（12）的上部，所述驅動缸體（8）的前部推桿端與推力軸（104）鉸接安裝。

6.根據權利要求5所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述艙體（1）的兩側均固定安裝有轉軸支座（6），所述轉軸支座（6）的中部設置有艙門轉軸（4），所述左艙門（2）和右艙門（3）通過艙門轉軸（4）分別鉸接安裝于兩側的轉軸支座（6）的下部。

7.根據權利要求6所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述萬向連桿（101）、艙門搖臂（102）和艙門連桿（103）均為成對設置，所述艙門連桿（103）的一端與推力軸（104）的端部鉸接安裝，所述艙門連桿（103）的另一端與艙門搖臂（102）鉸接安裝，所述艙門搖臂（102）的中部設置有搖臂支座（13），所述搖臂支座（13）固定安裝于艙體（1）的邊側，所述艙門搖臂（102）的中部與搖臂支座（13）鉸接安裝。

8.根據權利要求7所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述萬向連桿（101）的一端與艙門搖臂（102）前部鉸接安裝，所述左艙門（2）與右艙門（3）的內邊側均固定安裝有艙門鉸鏈（9），所述萬向連桿（101）的另一端與艙門鉸鏈（9）鉸接安裝，所述萬向連桿（101）、艙門搖臂（102）和艙門鉸鏈（9）間均采用球鉸連接安裝。

9.根據權利要求3所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述支撐輪體（52）通過支撐轉軸轉動安裝于前輪支架（51）的下部，所述支撐輪轂（521）的中部設置有轉軸安裝孔，所述支撐輪轂（521）通過轉軸安裝孔轉動安裝于支撐轉軸的上部，所述外胎（522）嵌合套裝于支撐輪轂（521）的外部，所述內胎（523）和防護結構（524）均安裝于外胎（522）的內部。

10.根據權利要求9所述的一種輕型飛機前起落架，其特征在于：所述防護結構（524）包括墊護環墊（5241）和支撐環墊（5242），所述墊護環墊（5241）固定于支撐環墊（5242）的環圈外部，所述墊護環墊（5241）與外胎（522）的內側貼合接觸，所述支撐環墊（5242）的內圈側與內胎（523）的外周側貼合接觸，所述支撐環墊（5242）的內部呈圓周狀均勻設置有柱形氣腔（5243）。

技術總結
本發明涉及飛機前起落架技術領域，且公開了一種輕型飛機前起落架，包括：艙體、左艙門、右艙門、前輪組件和收放機構，前起落架收放與艙門的開合聯動進行，采用一套驅動系統及控制系統即可完成前起落架的收放與艙門的開合動作驅動，工作可靠性高，具有較低的結構安裝重量與制造成本，利于飛機油耗與造價成本的降低，前起落架采用四連桿式的驅動結構，艙門的開合采用空間連桿結構進行驅動，驅動結構簡單且具有較好的工作可靠性，防護結構支撐安裝于外胎與內胎之間，通過墊護環墊與支撐環墊的支墊防護，在增加胎體緩沖能力的同時可增加胎體的抗穿刺深度，在遭受常規石塊、螺釘、小塊玻璃穿刺時，可避免內胎發生爆裂，利于飛機起降安全性的提高。

技術研發人員：王永輝,蘇洋
受保護的技術使用者：上海多弗眾云航空科技有限公司
技術研發日：
技術公布日：2024/10/21