CN108557060B - 一种减震飞机起落架 - Google Patents

Abstract

一种减震飞机起落架，属于无人机起落架领域，包括支架、减震上部支架、压缩弹簧、减震螺栓、减震下部支架、连杆A、连杆B和液压推杆，减震上部支架的顶部同轴配合安装在圆柱轴上，减震螺栓将减震上部支架和减震下部支架连接起来，并且减震螺栓顶部穿过减震上部支架中安装着的压缩弹簧，连杆A一端连接着减震上部支架，另一端与连杆B一端同轴配合，也与液压推杆前端部同轴配合，液压推杆的后端部与液压推杆安装柱同轴配合，连杆B另一端与连杆B安装柱同轴配合。该发明综合利用支架、减震上部支架、压缩弹簧、减震螺栓、减震下部支架、连杆A、连杆B和液压推杆，在保证系统简单的前提下，提高无人固定翼机的减震性能。

Description

一种减震飞机起落架

技术领域

本发明涉及一种飞机起落架，具体地说是一种减震飞机起落架，属于无人机起落架领域。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机” ，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。

本发明主要针对无人固定翼机，“固定翼”，顾名思义，就是机翼固定不变，靠流过机翼的风提供升力。跟我们平时做的飞机一样，固定翼无人机起飞的时候需要助跑，降落的时候必须要滑行，但这类无人机续航时间长、飞行效率高、载荷大。

无人固定翼机的起落架也是其重要的一部分，但是其体积相对客机来说一般较小，使用客机起落架体积太大，系统太复杂，亟待需要一种可有效减震，结构又很简单的无人固定翼机起落架。

所以，本发明将提供一种减震飞机起落架，来解决上述问题。

发明内容

针对上述不足，本发明提供了一种减震飞机起落架。

本发明是通过以下技术方案实现的：一种减震飞机起落架，包括支架、减震上部支架、压缩弹簧、减震螺栓、减震下部支架、连杆A、连杆B和液压推杆，其特征在于：所述支架是由矩形框、液压推杆安装柱、中部支撑块、后侧支撑块、立柱A、连杆B安装柱、前侧支撑块、立柱B和圆柱轴组成的，所述矩形框的后部外侧凸出一块矩形块，为后侧支撑块，所述后侧支撑块下部焊接着截面为矩形的立柱A，所述立柱A底端安装着连杆B安装柱，所述矩形框内侧后部位置凸出一块矩形块，为中部支撑块，端部安装着液压推杆安装柱，所述矩形框的前部外侧凸出一块矩形块，为前侧支撑块，所述前侧支撑块下侧安装着截面为矩形的立柱B，所述立柱B下部安装着圆柱轴；所述减震上部支架的顶部同轴配合安装在圆柱轴上，所述减震螺栓将减震上部支架和减震下部支架连接起来，并且减震螺栓顶部穿过减震上部支架中安装着的压缩弹簧，所述连杆A一端连接着减震上部支架，另一端与连杆B一端同轴配合，也与液压推杆前端部同轴配合，所述液压推杆的后端部与液压推杆安装柱同轴配合，所述连杆B另一端与连杆B安装柱同轴配合。

优选的，所述减震上部支架是由圆柱空心对板、锥形连接块、圆柱凸起、十字板、圆柱通孔A和连杆A连接柱组成的，所述圆柱空心对板安装在锥形连接块上部，圆柱空心对板上部为通孔，两个圆柱空心对板的中间留有间隔，间隔的大小等于立柱B的宽度，所述锥形连接块下部依次为上部正方形端面、十字板和下部正方形端面，上部正方形端面靠近四个角的位置有圆柱凸起，所述上部正方形端面和下部正方形端面通过十字板焊接在一起，十字板将上部正方形端面和下部正方形端面之间的空间分割为四块，每块区域里面安装压缩弹簧，所述压缩弹簧的直径大于圆柱凸起的直径，所述圆柱通孔A位于下部正方形端面靠近四个角的位置，与上部正方形端面靠近四个角的圆柱凸起相对应，所述连杆A连接柱焊接于下部正方形端面的一侧。

优选的，所述减震螺栓是由顶部圆柱凸起、挡板A、垫片A、主轴、减震压缩弹簧、挡板B、垫片B、螺纹柱和螺母组成的，所述顶部圆柱凸起、挡板A、主轴、挡板B和螺纹柱为一体，所述顶部圆柱凸起位于主轴上部，所述挡板A位于顶部圆柱凸起与主轴相接位置，所述垫片A可以拆卸，紧邻挡板A下部，所述挡板B位于主轴和螺纹柱相接位置，所述垫片B可以拆卸，紧邻挡板B下侧，所述螺母与螺纹柱螺纹配合，所述减震压缩弹簧安装在主轴位置。

优选的，所述减震下部支架是由平板、圆柱通孔B、飞机轮支架和飞机轮组成的，所述平板的四个角的位置分别设有圆柱通孔B，安装时和圆柱通孔A对应，所述飞机轮支架固定在平板两侧，两个飞机轮支架下端安装着飞机轮。

优选的，所述减震螺栓的顶部圆柱凸起的直径小于圆柱通孔A的直径，圆柱通孔A的直径和圆柱通孔B的直径相等，挡板A的直径小于圆柱通孔A的直径，垫片A为开口式垫片，直径大于圆柱通孔A的直径，挡板B小于圆柱通孔B的直径，垫片B为闭口式垫片，直径大于圆柱通孔B的直径，螺纹柱直径小于圆柱通孔B的直径。

优选的，所述压缩弹簧的两端分别套到圆柱凸起和顶部圆柱凸起，减震压缩弹簧套到主轴上面。

该发明的有益之处是：

1.该发明采用减震螺栓，结构简单，无人机在降落时受到的震动和载荷通过减震螺栓上的减震压缩弹簧进行第一级减震，有效降低起落时的震动。

2.该发明还采用二级减震，即结构中所介绍的减震弹簧，减震螺栓被压缩后，向上运动，进而压缩减震弹簧，确保了震动在可控制的范围内降到最低。

3.该发明综合利用支架、减震上部支架、压缩弹簧、减震螺栓、减震下部支架、连杆A、连杆B和液压推杆，在保证系统简单的前提下，提高无人固定翼机的减震性能。

附图说明

附图1为本发明的使用状态结构示意图；

附图2为本发明的未工作状态结构示意图；

附图3为本发明的支架结构示意图；

附图4为本发明的减震上部框架结构示意图；

附图5为本发明的减震螺栓结构示意图；

附图6为本发明的减震下部框架结构示意图；

附图7为本发明的减震结构局部示意图。

图中，1、支架，101、矩形框，102、液压推杆安装柱，103、中部支撑块，104、后侧支撑块，105、立柱A，106、连杆B安装柱，107、前侧支撑块，108、立柱B，109、圆柱轴，2、减震上部支架，201、圆柱空心对板，202、锥形连接块，203、圆柱凸起，204、十字板，205、圆柱通孔A，206、连杆A连接柱，3、压缩弹簧，4、减震螺栓，401、顶部圆柱凸起、402、挡板A，403、垫片A，404、主轴，405、减震压缩弹簧，406、挡板B，407、垫片B，408、螺纹柱，409、螺母，5、减震下部支架，501、平板，502、圆柱通孔B，503、飞机轮支架，504、飞机轮，6、连杆A，7、连杆B，8、液压推杆。

具体实施方式

下面将结合本发明中的附图，对本发明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—7所示，一种减震飞机起落架，包括支架1、减震上部支架2、压缩弹簧3、减震螺栓4、减震下部支架5、连杆A6、连杆B7和液压推杆8，其特征在于：所述支架1是由矩形框101、液压推杆安装柱102、中部支撑块103、后侧支撑块104、立柱A105、连杆B安装柱106、前侧支撑块107、立柱B108和圆柱轴109组成的，所述矩形框101的后部外侧凸出一块矩形块，为后侧支撑块104，所述后侧支撑块104下部焊接着截面为矩形的立柱A105，所述立柱A105底端安装着连杆B安装柱106，所述矩形框101内侧后部位置凸出一块矩形块，为中部支撑块103，端部安装着液压推杆安装柱102，所述矩形框101的前部外侧凸出一块矩形块，为前侧支撑块107，所述前侧支撑块107下侧安装着截面为矩形的立柱B108，所述立柱B108下部安装着圆柱轴109；所述减震上部支架2的顶部同轴配合安装在圆柱轴109上，所述减震螺栓4将减震上部支架2和减震下部支架5连接起来，并且减震螺栓4顶部穿过减震上部支架2中安装着的压缩弹簧3，所述连杆A6一端连接着减震上部支架2，另一端与连杆B7一端同轴配合，也与液压推杆8前端部同轴配合，所述液压推杆8的后端部与液压推杆安装柱102同轴配合，所述连杆B7另一端与连杆B安装柱106同轴配合。

优选的，所述减震上部支架2是由圆柱空心对板201、锥形连接块202、圆柱凸起203、十字板204、圆柱通孔A205和连杆A连接柱206组成的，所述圆柱空心对板201安装在锥形连接块202上部，圆柱空心对板201上部为通孔，两个圆柱空心对板201的中间留有间隔，间隔的大小等于立柱B108的宽度，所述锥形连接块202下部依次为上部正方形端面、十字板204和下部正方形端面，上部正方形端面靠近四个角的位置有圆柱凸起203，所述上部正方形端面和下部正方形端面通过十字板204焊接在一起，十字板204将上部正方形端面和下部正方形端面之间的空间分割为四块，每块区域里面安装压缩弹簧3，所述压缩弹簧3的直径大于圆柱凸起203的直径，所述圆柱通孔A205位于下部正方形端面靠近四个角的位置，与上部正方形端面靠近四个角的圆柱凸起203相对应，所述连杆A连接柱206焊接于下部正方形端面的一侧。

优选的，所述减震螺栓4是由顶部圆柱凸起401、挡板A402、垫片A403、主轴404、减震压缩弹簧405、挡板B406、垫片B407、螺纹柱408和螺母409组成的，所述顶部圆柱凸起401、挡板A402、主轴404、挡板B406和螺纹柱408为一体，所述顶部圆柱凸起401位于主轴404上部，所述挡板A403位于顶部圆柱凸起401与主轴404相接位置，所述垫片A403可以拆卸，紧邻挡板A402下部，所述挡板B406位于主轴404和螺纹柱408相接位置，所述垫片B407可以拆卸，紧邻挡板B406下侧，所述螺母409与螺纹柱408螺纹配合，所述减震压缩弹簧405安装在主轴位置。

优选的，所述减震下部支架5是由平板501、圆柱通孔B502、飞机轮支架503和飞机轮504组成的，所述平板501的四个角的位置分别设有圆柱通孔B502，安装时和圆柱通孔A205对应，所述飞机轮支架503固定在平板501两侧，两个飞机轮支架503下端安装着飞机轮504。

优选的，所述减震螺栓4的顶部圆柱凸起401的直径小于圆柱通孔A205的直径，圆柱通孔A205的直径和圆柱通孔B502的直径相等，挡板A402的直径小于圆柱通孔A205的直径，垫片A403为开口式垫片，直径大于圆柱通孔A205的直径，挡板B406小于圆柱通孔B502的直径，垫片B406为闭口式垫片，直径大于圆柱通孔B的直径，螺纹柱408直径小于圆柱通孔B502的直径。

优选的，所述压缩弹簧3的两端分别套到圆柱凸起203和顶部圆柱凸起401，减震压缩弹簧405套到主轴404上面。

工作原理：当无人机降落时，无人机系统控制液压推杆8推出，进而带动连杆A6和连杆B7运动，使飞机起落架展开，如说明书附图1；当无人机起飞后，无人机系统控制液压推杆8收回，进而带动连杆A6和连杆B7运动，使飞机起落架收回，如说明书附图2。

对于本领域的普通技术人员而言，根据本发明的教导，在不脱离本发明的原理与精神的情况下，对实施方式所进行的改变、修改、替换和变型仍落入本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种减震飞机起落架，包括支架、减震上部支架、压缩弹簧、减震螺栓、减震下部支架、连杆A、连杆B和液压推杆，其特征在于：所述支架是由矩形框、液压推杆安装柱、中部支撑块、后侧支撑块、立柱A、连杆B安装柱、前侧支撑块、立柱B和圆柱轴组成的，所述矩形框的后部外侧凸出一块矩形块，为后侧支撑块，所述后侧支撑块下部焊接着截面为矩形的立柱A，所述立柱A底端安装着连杆B安装柱，所述矩形框内侧后部位置凸出一块矩形块，为中部支撑块，端部安装着液压推杆安装柱，所述矩形框的前部外侧凸出一块矩形块，为前侧支撑块，所述前侧支撑块下侧安装着截面为矩形的立柱B，所述立柱B下部安装着圆柱轴；所述减震上部支架的顶部同轴配合安装在圆柱轴上，所述减震螺栓将减震上部支架和减震下部支架连接起来，并且减震螺栓顶部穿过减震上部支架中安装着的压缩弹簧，所述连杆A一端连接着减震上部支架，另一端与连杆B一端同轴配合，也与液压推杆前端部同轴配合，所述液压推杆的后端部与液压推杆安装柱同轴配合，所述连杆B另一端与连杆B安装柱同轴配合。

2.如权利要求1所述的一种减震飞机起落架，其特征在于：所述减震上部支架是由圆柱空心对板、锥形连接块、圆柱凸起、十字板、圆柱通孔A和连杆A连接柱组成的，所述圆柱空心对板安装在锥形连接块上部，圆柱空心对板上部为通孔，两个圆柱空心对板的中间留有间隔，间隔的大小等于立柱B的宽度，所述锥形连接块下部依次为上部正方形端面、十字板和下部正方形端面，上部正方形端面靠近四个角的位置有圆柱凸起，所述上部正方形端面和下部正方形端面通过十字板焊接在一起，十字板将上部正方形端面和下部正方形端面之间的空间分割为四块，每块区域里面安装压缩弹簧，所述压缩弹簧的直径大于圆柱凸起的直径，所述圆柱通孔A位于下部正方形端面靠近四个角的位置，与上部正方形端面靠近四个角的圆柱凸起相对应，所述连杆A连接柱焊接于下部正方形端面的一侧。

3.如权利要求2所述的一种减震飞机起落架，其特征在于：所述减震螺栓是由顶部圆柱凸起、挡板A、垫片A、主轴、减震压缩弹簧、挡板B、垫片B、螺纹柱和螺母组成的，所述顶部圆柱凸起、挡板A、主轴、挡板B和螺纹柱为一体，所述顶部圆柱凸起位于主轴上部，所述挡板A位于顶部圆柱凸起与主轴相接位置，所述垫片A可以拆卸，紧邻挡板A下部，所述挡板B位于主轴和螺纹柱相接位置，所述垫片B可以拆卸，紧邻挡板B下侧，所述螺母与螺纹柱螺纹配合，所述减震压缩弹簧安装在主轴位置。

4.如权利要求3所述的一种减震飞机起落架，其特征在于：所述减震下部支架是由平板、圆柱通孔B、飞机轮支架和飞机轮组成的，所述平板的四个角的位置分别设有圆柱通孔B，安装时和圆柱通孔A对应，所述飞机轮支架固定在平板两侧，两个飞机轮支架下端安装着飞机轮。

5.如权利要求4所述的一种减震飞机起落架，其特征在于：所述减震螺栓的顶部圆柱凸起的直径小于圆柱通孔A的直径，圆柱通孔A的直径和圆柱通孔B的直径相等，挡板A的直径小于圆柱通孔A的直径，垫片A为开口式垫片，直径大于圆柱通孔A的直径，挡板B小于圆柱通孔B的直径，垫片B为闭口式垫片，直径大于圆柱通孔B的直径，螺纹柱直径小于圆柱通孔B的直径。

6.如权利要求5所述的一种减震飞机起落架，其特征在于：所述压缩弹簧的两端分别套到圆柱凸起和顶部圆柱凸起，减震压缩弹簧套到主轴上面。